НПО ЭНЕРГОМАШ
ИМЕНИ АКАДЕМИКА В.П.ГЛУШКО
Книга издана
при финансовой поддержке
Акционерного общества
«НПО Энергомаш
имени академика В.П.Глушко»
РАЗВИТИЕ
ОТЕЧЕСТВЕННОЙ
W
ракетно-космической науки
И ТЕХНИКИ
ГОСУДАРСТВЕННАЯ КОРПОРАЦИЯ
ПО КОСМИЧЕСКОЙ ДЕЯТЕЛЬНОСТИ «РОСКОСМОС»
РОССИЙСКАЯ АКАДЕМИЯ КОСМОНАВТИКИ ИМ. К.Э.ЦИОЛКОВСКОГО
2018
Том 5
ИСТОРИЯ РАЗВИТИЯ
ОТЕЧЕСТВЕННЫХ
РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИХ
ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВОК
МОСКВА
ИЗДАТЕЛЬСКИЙ ДОМ
СТОЛИЧНАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ
2018
УДК 621.453/.457(470+571) (091)
ББК 32.65(2Рос)г
И90
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок. - М.: ООО «Издательский дом «Столичная
энциклопедия», 2018. - 656 стр.
Редколлегия
Председатель редколлегии
Комаров И.А., Генеральный директор Государственной корпорации по космической деятельности «Роскосмос»
Научный редактор
Бармин И.В., генеральный конструктор Центра эксплуатации наземной космической инфраструктуры, президент Российской
академии космонавтики им. К.Э.Циолковского, член-корреспондент РАН
Члены редколлегии
Александров А.А., ректор МГТУ им. Н.Э.Баумана, д.т.н., профессор
Арбузов И.А., генеральный директор АО «НПО Энергомаш»
Горохов В.Д., главный конструктор АО КБХА
Каторгин Б.И., с 1991 по 2008 г. - генеральный директор и генеральный конструктор НПО «Энергомаш», академик РАН
Коротеев А.С., научный руководитель ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша», академик РАН
Кошлаков В.В., генеральный директор ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша», к.ф.-м.н.
Лёвочкин П.С., заместитель генерального директора - главный конструктор АО «НПО Энергомаш», к.т.н.
Микрин Е.А., генеральный конструктор ПАО «РКК «Энергия», академик РАН
Милехин Ю.М., генеральный директор и генеральный конструктор ФГУП «ФЦДТ «Союз», академик РАН и РАРАН
Мочалин И.В., руководитель филиала ФГУП «ГКНПЦ им. М.В.Хруничева» в городе Воронеж - директор ВМЗ
Смирнов И.А., главный конструктор «КБхиммаш» имени А.М.Исаева» - филиал ФГУП «ГКНПЦ им. М.В.Хруничева», к.т.н.
Соколовский М.И., генеральный конструктор - первый заместитель генерального директора ПАО «НПО «Искра», член-кор-
респондент РАН
Соломонов Ю.С., генеральный конструктор АО «Корпорация «МИТ», академик РАН
Составитель
М.А.Первов, член-корреспондент Российской академии космонавтики им. К.Э.Циолковского
«История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок» - 5-й том серии «Развитие отечественной
ракетно-космической науки и техники», выпускаемой Российской академией космонавтики им. К.Э.Циолковского и Изда-
тельским домом «Столичная энциклопедия». В книге рассказывается об истории создания первых в нашей стране ракетных
двигателей на твердом и жидком топливе, об истории разработки и производства двигателей и двигательных установок для
отечественной ракетно-космической техники, их испытаниях, о топливе, технологиях и материалах.
В книгах серии «Развитие отечественной ракетно-космической науки и техники» публикуются оригинальные текстовые и
графические материалы, официально представленные учреждениями Российской академии наук, предприятиями, организа-
циями промышленности, высшими учебными заведениями, научно-исследовательскими организациями Минобороны Рос-
сии, подвергнутые систематизации, прошедшие соответствующие экспертизу, научное и литературное редактирование.
Публикация несистематизированных, ошибочных, неточных, недостоверных, непроверенных, устаревших сведений интер-
нета, других электронных средств и бумажных носителей массовой информации, как отечественных, так и зарубежных, в
книгах серии исключена.
На форзацах репродукция картины летчика-космонавта А.А.Леонова
ISBN 978-5-903989-38-6
©Авторы статей, 2018
© М.А.Первов, составление, 2018
© ООО «Издательский дом «Столичная энциклопедия»,
оформление, 2018
ПРЕДИСЛОВИЕ
Ъ'.Н.Клтаршн
Вашему вниманию предлагается книга «История
развития отечественных ракетно-космических двига-
тельных установок» - пятый том шеститомного изда-
ния «Развитие отечественной ракетно-космической
науки и техники». Книга посвящена истории создания
отечественных ракетных двигателей.
Пятый том охватывает большой период времени.
Открывается он материалами о первых российских ра-
кетных двигателях, практическая разработка которых
началась в 1920-е годы, в первую очередь в Газодина-
мической лаборатории Н.И.Тихомирова. Работы по соз-
данию порохов для ракет проводились в России и
ранее. И, конечно, невозможно не упомянуть и о рабо-
тах «отца теоретической космонавтики» К.Э.Циолков-
ского, который предлагал проекты не только
космических ракет, но и идеи создания жидкостных
ракетных двигателей. Работы по созданию экспери-
ментальных ЖРД, а также электротермического ракет-
ного двигателя начали проводиться в ГДЛ с 1929 года
под руководством В.П.Глушко. Именно этот известный
ученый и конструктор стал основоположником отече-
ственного ракетного двигателестроения, главным кон-
структором ведущего предприятия страны по
разработке мощных ЖРД как для боевых баллистиче-
ских ракет, так и для космических ракет-носителей -
НПО Энергомаш.
В книге публикуются материалы о создании
в послевоенные годы двигательных установок балли-
стических ракет дальнего действия, о последующих ра-
ботах по созданию двигательных установок первых
межконтинентальных баллистических ракет, баллисти-
ческих ракет подводных лодок, космических ракет-но-
5
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
сителей, космических кораблей и автоматических кос-
мических аппаратов. Статьи в данном томе посвящены
вопросам становления и развития ракетостроения в Со-
ветском Союзе и Российской Федерации в XX - начале
XXI веков.
Можно отметить, что успешное создание мощных
ракетных двигателей РД-107 и РД-108 дало возможность
осуществить первые космические пуски: в 1957 году за-
пуском первого искусственного спутника Земли откры-
лась космическая эра человечества. В 1961 году
двигателисты обеспечили успешный вывод на орбиту
космического корабля с первым в мире космонавтом
ЮАГагариным.
В последующие десятилетия шло успешное разви-
тие отечественного ракетно-космического двигателе-
строения, создавались новые поколения все более
мощных и совершенных ракетных двигателей. Появи-
лись ЖРД, спроектированные по схеме с дожиганием,
что дало двигателям новое качество. Были разработаны
мощные кислородно-керосиновые ЖРД с дожиганием,
среди которых можно выделить самые мощные в мире
ЖРД РД-170/171 для PH «Энергия» и «Зенит», на ос-
нове которых в настоящее время создаются современ-
ные двигатели для космических ракет-носителей новых
поколений.
Сфера создания ракетных двигателей и ракетно-
космических двигательных установок весьма разно-
образна по своей номенклатуре и спектру
применения. В книге опубликованы материалы о раз-
работке двигателей для разгонных блоков, космиче-
ских кораблей и космических автоматических
аппаратов. Рассказывается о производстве ракетных
двигателей, о технологиях и применяемых материа-
лах, о топливе для двигательных установок ракетно-
космической техники.
Вопросам создания ракетных двигателей, исто-
рии отдельных предприятий ракетного двигателе-
строения ракетно-космической отрасли, жизни и
деятельности ее выдающихся представителей посвя-
щено немало изданий. Цель нашей книги - обобщить
и систематизировань многочисленные публикации,
представить вниманию читателей наиболее интерес-
ные, в том числе новые материалы по основным во-
просам истории, раскрыть максимально полную
картину развития отечественного ракетного двигате-
лестроения, отразить деятельность основоположни-
ков отечественного двигателестроения, внесших
решающий вклад в становление отрасли, отразить
вклад руководителей, специалистов предприятий,
организаций, учреждений.
История развития двигателей и двигательных уста-
новок для ракетно-космической техники сложна, мно-
гогранна и не укладывается в жесткие временные
рамки, так как многие работы проводились в течение
весьма продолжительного времени. В связи с этим пе-
риодизация и деление книги на главы весьма условны.
При подготовке книги мы стремились отобрать для
публикации материалы, изложенные доступно, пред-
ставляющие интерес как для ученых, специалистов ра-
кетно-космический отрасли, учащихся, студентов и
курсантов профильных учебных заведений, так и для
широкого круга читателей, интересующихся историей
развития отечественной ракетно-космической науки и
техники.
Глава 1
Первые ракетные двигатели
Работы ГДЛ по РДТТ, ЭРД, ЖРД до 1933 г.
Работы ГИРД по ЖРД, ГРД, ПВРД. 1931-1933 гг.
Работы РНИИ - НИИ-3 по РДТТ, ЖРД, ГРД, КРД, ПВРД. 1933-1944 гг.
Работы КБ-7 по ЖРД, КРД (1935-1939 гг.)
Работы по ПВРД
Работы В.П.Глушко по авиационным ЖРД. 1939-1944 гг.
Работы А.М.Исаева по авиационным ЖРД. 1941-1944 гг.
Работы НИИ-1 по ракетным двигателям. 1944-1946 гг.
Изучение немецкого опыта производства мощных ЖРД
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
А.ДЯафароб
ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша»
З.Ф.Тахмаяин-, IkC.CydaJCoti
АО «НПО Энергомаш имени академика
ВЛТлушко»
ПЕРВЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
Работы ГДЛ по РДТТ, ЭРД, ЖРД до 1933 г.
Ракетные двигатели в вышедшей в 1985 г. под редак-
цией В.П.Глушко энциклопедии «Космонавтика» опреде-
лены следующим образом: «Ракетный двигатель -
реактивный двигатель, рабочее тело которого запасено
в движущемся аппарате - объекте применения РД. Тяга
РД создается за счет истечения рабочего тела или его
продуктов: газа, продуктов разложения или сгорания,
электрически заряженных частиц». В соответствии с
этим определением, первыми в истории человечества
ракетными двигателями были пороховые ракетные
двигатели, или, по современной терминологии, ракет-
ные двигатели твердого топлива. В РДТТ все топливо в
виде заряда помещается в камере сгорания.
РДТТ был первым ракетным двигателем, нашедшим
практическое применение. Появление пороха около
X века предопределило изобретение ракеты. Первона-
чально топливом для РДТТ служил черный порох.
В 1884 г. французский инженер П.Вьель изобрел
первый бездымный пироксилиновый порох. В 1888 г.
А.Нобель разработал баллиститный бездымный порох.
В1890 г. ДИ.Менделеев также разработал пироксилино-
вый особый порох, имевший ряд преимуществ перед по-
рохом Вьеля, но с более сложной технологией. Однако это
были артиллерийские бездымные пороха, которые быстро
сгорали, при этом развивалось очень высокое давление,
вследствие чего они были непригодны для ракет.
Ракетный бездымный порох впервые в России
предложил в 1915 г. И.П.Граве. Он освоил прессование
из пироксилиновой массы сплошных цилиндров
(шашек) диаметром 70 мм. Однако использование
обычного для бездымных порохов летучего спирто-
эфирного растворителя снижало стабильность шашек
большого диаметра и делало их практически непригод-
ными для ракетных двигателей.
Новый этап в создании бездымного ракетного по-
роха и ракетных двигателей на его основе связан с име-
нем Н.И.Тихомирова (1860-1930 гг.) - основателя и
первого руководителя Газодинамической лаборатории.
Выпускник МГУ, страстный изобретатель, Н.И.Тихоми-
ров в 1894 г. начал заниматься проектом создания са-
модвижущихся реактивных мин. В 1912 г. он
представил Морскому министерству «Проект самодви-
жущихся водяных и воздушных мин». Несмотря на по-
ложительный отзыв комиссии, возглавляемой
Н.Е.Жуковским, военные отказали в привилегии.
После революции Н.И.Тихомиров возобновил обра-
щения в различные инстанции. В результате 21 мая
1921 г. по указанию Совнаркома РСФСР в Москве была
создана Лаборатория для разработки изобретений
Н.И.Тихомирова. Вторым сотрудником лаборатории и
помощником Тихомирова стал ВААртемьев (1885—
1962 гг.). Он окончил Алексеевское военное училище,
перед войной был начальником снаряжательной ма-
стерской Брест-Литовской крепости, в 1915 г. переве-
ден в Москву, в Главное артиллерийское управление,
где продолжал работу над усовершенствованием осве-
тительных ракет и занялся изобретением ракет боевых.
ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша»
8
Глава 1
АО «НПО Энергомаш имени академика В.П.Глушко»
С 22 марта по 3 апреля 1924 г. на артиллерийском
полигоне под Ленинградом Тихомиров и Артемьев про-
вели свои первые стрельбы ракетами. Это были штат-
ные З-дюймовые осветительные ракеты, начиненные
дымным порохом. Выстрел производился с помощью
штатной артиллерийской гильзы из армейского 47-мм
миномета ЕАЛихонина. В полете включался ракетный
двигатель. В ходе испытаний не удалось достигнуть за-
метного увеличения дальности стрельбы по сравнению
со штатными минами. В качестве одного из путей для
улучшения результатов рассматривался переход на без-
дымный порох.
Следует отметить, что к этому времени был изоб-
ретен бездымный порох на нелетучем растворителе -
тротиле, который сгорал одновременно с основной
массой пороховой смеси, что обеспечивало равномер-
ную реактивную силу тяги. Этот порох получил назва-
ние пироксилино-тротиловый порох. Пробные партии
такого пороха, но с тонким сводом для стрельбы из
артиллерийских орудий, еще в 1923 г. изготавливал
пороховой отдел Артиллерийской академии, находив-
шийся в то время в помещении Государственного ин-
ститута прикладной химии в Ленинграде. Для
разработки ракетного пироксилино-тротилового по-
роха лаборатория Тихомирова установила тесный кон-
такт с Артиллерийской академией и ГИПХом. Уже
в начале 1924 г. в пороховом отделе академии были из-
готовлены первые образцы толстосводных пороховых
шашек диаметром 24 и 40 мм, а к 1928 г. были отрабо-
таны шашки диаметром 75 мм.
Испытания пороховых шашек проводились около
трех лет и закончились успешно. В1928-1929 гг. была
отработана полупроизводственная технология изготов-
ления толстосводных шашек из ПТП методом прессо-
вания в глухих обогреваемых матрицах заранее
подготовленной пороховой массы. Создание первых
опытных зарядов из ПТП позволило продолжить отра-
ботку ракетного двигателя и снаряда на его основе.
Следует отметить, что из двух возможных типов топ-
ливных зарядов - жесткоскрепленных и вкладных -
в довоенный период были реализованы только заряды
второго типа. Вкладные заряды изготавливаются вне
корпуса двигателя с последующим вкладыванием и за-
креплением их в корпусе. Обычно вкладные заряды
торцом опираются на решетку (колосник) у сопловой
части камеры сгорания. На поверхности заряда, не
предназначенные для горения, наносят бронирующее
покрытие.
Как отмечается в книге Г.Э.Лангемака и В.П.Глушко
«Ракеты, их устройство и применение», в которой об-
общены результаты деятельности ГДЛ по ракетным
двигателям, наиболее простым является свободное по-
мещение заряда внутри камеры, чтобы сгорание про-
исходило по всей открытой поверхности заряда. В этом
случае достаточно иметь прочно спрессованный поро-
ховой цилиндр с каналом или без него. Горение про-
исходит по боковой поверхности, в канале и на торцах,
Н.И.Тихомиров
В А Артемьев
9
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Ракетный заряд авиационного
реактивного снаряда PC-132
Реактивный снаряд РС-132 в разрезе:
1 - взрыватель: 2 - корпус боевой части; 3,6- направляющие штифты;
4 - пирозапалы; 5 - пороховой двигатель; 7 - стабилизаторы; 8 - пороховые
шашки; 9 - воспламенитель; 10-дно боевой части; 11 - дополнительный
детонатор; 12 - боевой заряд; 13 - диафрагма;
14 - сопловой блок; 15 - обтекатель; 16 - заглушки
и продукты сгорания, заполняя свободное простран-
ство камеры, вытекают затем через сопло. При доста-
точной длине цилиндра горящая поверхность во все
время процесса будет почти постоянна, и это обеспечи-
вает равномерность тяговой силы ракеты. Еще большие
преимущества имеет заряд, состоящий из нескольких
цилиндров или трубок. Именно такая схема заряда
была реализована при создании Н.И.Тихомировым и
В.А.Артемьевым первого ракетного двигателя с исполь-
зованием шашек из ПТП. Принятая схема концентриче-
ской укладки шашек диаметром 24 мм определила
внутренний диаметр камеры 72 мм, а с учетом толщины
стенки внешний диаметр камеры составил 82 мм. По
аналогии с артиллерийскими снарядами диаметр бое-
вой части принимался равным внешнему диаметру ра-
кетной камеры, который определял калибр ракетного
снаряда, называвшегося в довоенное время, как пра-
вило, реактивным снарядом, или эрэсом.
В 1927 г. лаборатория Тихомирова переехала в Ле-
нинград. Здесь 3 марта 1928 г. на Ржевском артилле-
рийском полигоне были проведены первые в нашей
стране стрельбы реактивными снарядами с зарядами из
бездымного пироксилин-тротилового пороха. Несмотря
на скромные результаты испытаний, артиллеристы про-
должали благосклонно относиться к опытам Тихоми-
рова. А назначенный в мае этого года командующим
войсками Ленинградского военного округа командарм
1-го ранга М.Н.Тухачевский решил придать лаборатории
более высокий статус. В июне 1928 г. лаборатория Ти-
хомирова вошла в состав Военного научно-исследова-
тельского комитета при Реввоенсовете СССР и была
преобразована в Газодинамическую лабораторию. Пер-
вым начальником ГДЛ стал Н.И.Тихомиров.
Лаборатория пополнилась выпускниками Артил-
лерийской академии, Военно-инженерной академии
им. Н.Е.Жуковского, Ленинградского государствен-
ного университета, других учебных заведений страны.
В1928 г. на работу в ГДЛ поступил выпускник Военно-
технической артиллерийской академии РККА Г.Э.Лан-
гемак (1898-1938 гг.), который своими теоретическими
и экспериментальными работами внес большой вклад
в создание отечественного реактивного вооружения.
Ко времени создания ГДЛ, после завершения без-
успешных испытаний активно-реактивных снарядов,
Тихомиров принял решение о разработке реактивных
снарядов с самостоятельным разгоном (с разгоном от
нуля). Реактивный принцип позволял избавиться от та-
кого нежелательного явления, как отдача, и создать
легкое, компактное пусковое устройство. По аналогии
с артиллерийским орудием было решено для запуска
реактивных снарядов применять ствол в виде тонко-
стенной гладкой трубы. Из-за относительно малой ско-
рости горения порохового заряда скорость реактивного
снаряда к моменту его вылета из пусковой трубы
(«дульная скорость») была существенно меньше, чем
у артиллерийского снаряда. Следствием этого была го-
раздо меньшая по сравнению с артиллерийскими сна-
рядами точность стрельбы. Конечно, сотрудники ГДЛ,
авиационные инженеры, знали, что повысить точность
стрельбы можно за счет оперения. Однако применение
ограниченного трубой небольшого, не выходящего за
калибр снаряда обычного оперения должного эффекта
не давало. Результаты несколько улучшились, когда
было использовано наклон-
ное оперение, которое при-
давало ракете вращение в
полете.
И здесь был сделан
новый шаг в разработке ре-
активных снарядов, связан-
ный с именем выпускника
Военно-технической акаде-
мии РККА Б.С.Петропав-
ловского (1898-1933 гг.).
Решено было повысить
точность стрельбы путем
Г.ЭЛангемак
10
Глава 1
увеличения скорости вращения реактивного снаряда
вокруг его продольной оси за счет частичного отвода
пороховых газов через специальные отверстия в ра-
кетной камере. В ноябре 1929 г. Петропавловский
провел первые опытные отстрелы турбореактивного
снаряда, получившего индекс ТРС-82.
Устойчивость улучшалась в том случае, когда до 30 %
порохового заряда тратилось на организацию закрутки
ракеты вокруг ее продольной оси. Но при этом практи-
чески на треть уменьшалась дальность полета ракеты.
Поэтому работы по трубчатым пусковым установкам
были вскоре практически прекращены. Однако опыт ор-
ганизации осевой закрутки для стабилизации ракет в
полете был использован при создании ракет улучшен-
ной кучности во время Великой Отечественной войны
и в послевоенный период.
В ГДЛ были проведены работы по боевым твердо-
топливным ракетам шести калибров. На базе шашек диа-
метром 24,40 и 75 мм были созданы снаряды калибров
82,132 и 245 мм соответственно. В ограниченных мас-
штабах были выполнены работы по снарядам калибров
65,185 и 410 мм. Все указанные выше снаряды были не-
вращающимися оперенными, а снаряды калибров 65,82
и 132 мм разрабатывались также в варианте вращаю-
щихся турбореактивных. Снаряды калибров 82 и 132 мм
прошли испытания на земле и при стрельбе с самолетов.
Ракеты с твердотопливными двигателями были дове-
дены до сдачи их на вооружение в Реактивном научно-
исследовательском институте.
В начале 1930-х гг. в ГДЛ были сформированы пять
отделов: 1 -й - твердотопливных ракет (руководитель -
Г.Э.Лангемак); 2-й - электрических и жидкостных ра-
кетных двигателей и ракет с ЖРД (руководитель -
В.П.Глушко); 3-й - авиационный - самолетных ускори-
телей на базе пороховых ракет (руководитель - В.И.Ду-
даков); 4-й - орудий непосредственной поддержки
пехоты (руководитель - Игнатенко); 5-й - специального
производства (руководитель - И.С.Александров).
Б.С.Петропавловский у изобретенного им пускового
устройства для стрельбы турбореактивными
снарядами. 1929 г.
В.П.Глушко
Подразделение в составе
Газодинамической лабора-
тории по электрическим ра-
кетным двигателям и
жидкостным ракетным дви-
гателям и ракетам с ЖРД во
главе с В.П.Глушко (1908—
1989 гг.) было организовано
15 мая 1929 г. по поручению
Военного научно-исследова-
тельского комитета Рев-
военсовета РККА.
Дипломник Ленинград-
ского университета В.П.Глушко был приглашен в ГДЛ для
реализации идей, изложенных им в спецчасти диплом-
ного проекта под названием «Металл как взрывчатое ве-
щество». Для выполнения основной задачи - разработки
электрических двигателей - в ГДЛ решался ряд техниче-
ских вопросов, в том числе разработка схемы работы
ЭРД, выбор рабочего тела для ЭРД (твердые и жидкие
проводники), разработка механизмов подачи рабочего
тела в камеру ЭРД.
В 1929-1930 гг. теоретически и экспериментально
была показана работоспособность электротермиче-
ского ракетного двигателя, использующего в качестве
рабочего тела твердые или жидкие проводники (непре-
рывно подаваемые металлические проволоки либо
жидкие струи), взрываемые с заданной частотой элек-
трическим током в камере с соплом. Взрыванию под-
вергались нити из углерода, проволоки из алюминия,
никеля, вольфрама, свинца и других металлов, а также
жидкости: ртуть, электролиты. С весны 1930 г. работы
по ЭРД были временно прекращены и возобновились
лишь с октября 1932 г. В начале 1933 г. в помещении
Иоановского равелина была собрана более мощная им-
пульсная установка, на которой была произведена
серия испытаний ЭРД.
23 марта 1931 г. Глушко подал в Комитет по изоб-
ретениям заявку на изобретение «Ракетный двигатель».
Патент на это изобретение был получен 9 октября 1931 г.
Указывалось, что ЭРД предлагается использовать «для
летательных аппаратов, получающих разгон на Земле»
и что предметом патента является «реактивный двига-
тель, характеризующийся применением в качестве от-
броса взрываемого в камере сгорания с помощью
электрического заряда какого-нибудь электропроводя-
щего вещества».
В 1932-1933 гг. окончательно определилась кон-
струкция ЭРД. Двигатель представлял из себя камеру,
в которую подавалась проволока, предназначенная для
взрывания. Форсунка для подачи проволоки одновре-
менно являлась одним из полюсов электрической цепи,
вторым полюсом служил корпус камеры. В1932-1933 гг.
ЭРД с соплом испытывался на баллистическом ма-
11
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
ятнике. Но поскольку в это время исследования по ЭРД
совпали с разгаром работ по ЖРД и подготовкой их к
первым официальным сдаточным испытаниям, работы
по ЭРД вновь были отложены.
Это был первый в мире электротермический ракет-
ный двигатель. Своим рождением он на треть века опе-
редил ход развития науки и техники1.
Практическое применение ЭРД в космонавтике воз-
можно лишь после выхода летательного аппарата на
космические орбиты. Поэтому одновременно с ЭРД
подразделением, руководимым В.П.Глушко, разрабаты-
вались ЖРД, и им уделялось основное внимание.
В 1930 г. были начаты работы по конструкторской
и экспериментальной отработке
отдельных элементов конструкции
ЖРД. В частности, были разрабо-
таны и проверены спрофилиро-
ванные по экспоненте сопла,
обеспечивающие уменьшение по-
терь удельной тяги по сравнению
с коническими соплами.
В.П.Глушко впервые были
предложены и в дальнейшем ис-
следованы в качестве окислителей
для жидкостных ракетных двига-
телей азотная кислота, ее рас-
творы с азотным тетроксидом,
перекись водорода, хлорная кис-
лота, тетранитрометан и их рас-
творы друг в друге, а в качестве 1
Двигатель ОРМ
горючего - бериллий, трехкомпонентное топливо - бе-
риллий с кислородом и водородом, диспергированные
в жидком горючем бериллий, литий, бор и алюминий,
пороха с диспергированным в них бериллием и др.
В1930 г. также была проведена экспериментальная
отработка керамической теплоизоляции для камер сго-
рания, работавших с температурой сгорания около
2300°С. Наилучшие результаты были получены при со-
ставах термоизоляционных покрытий из двуокиси цир-
кония, окиси магния с растворимым стеклом и
наполнителями. Одновременно рассматривались во-
просы теплопотерь и охлаждения ЖРД.
В1930-1931 гг. в ГДЛ были разработаны и изготов-
лены жидкостные ракетные двигатели ОРМ, ОРМ-1 и
ОРМ-2. В1931 г. проведено 47 стендовых огневых ис-
пытаний жидкостных ракетных двигателей ОРМ и ОРМ-1.
Двигатель ОРМ работал на унитарном жидком топ-
ливе - растворах толуола, бензина в азотном тетрок-
сиде. Он развивал тягу до 60 Н. Было показано, что
двигатели этого класса склонны к взрыву, и сформу-
лировано, какими путями можно решить проблему на-
дежности работы подобных двигателей. Выбор был
сделан в пользу двухкомпонентных топлив.
ЖРД ОРМ-1 был спроектирован в 1930 г. и изготов-
лен в 1930-1931 гг. Он предназначался для кратковре-
менной работы на жидком топливе - азотном
тетроксиде с толуолом или жидком кислороде с бензи-
ном. При работе на жидком кислороде и бензине при
давлении несколько атмосфер двигатель развивал тягу
до 200 Н.
В эти годы выполнялись и работы по перспектив-
ным конструкциям: так, в 1931 г. была предложена кар-
данная подвеска двигателя с насосными агрегатами, а
Двигатель ОРМ-1
1 Впервые испытание в условиях космического полета плазменных ЭРД в качестве исполнительных органов системы ориентации (6 двигателей)
проведено на борту КА «Зонд-2», запущенного 30 ноября 1964 г. в направлении Марса для изучения космического пространства и отработки
техники дальних космических полетов (прим. ред.).
12
Глава 1
в 1931-1932 гг. были разработаны и испытаны экспе-
риментальные поршневые топливные насосы, приво-
димые двигателем, питаемым газом, отбираемым из
камеры сгорания ракетного двигателя.
В1932 г. были разработаны и испытаны конструк-
ции экспериментальных двигателей (от ОРМ-4 до ОРМ-22
включительно) для изыскания типа зажигания, метода
запуска и систем смешения при испытании на различ-
ных компонентах топлива. При 53 огневых стендовых
испытаниях этих двигателей в качестве окислителей ис-
пользовались жидкий кислород, азотный тетроксид,
азотная кислота, растворы азотного тетроксида в азот-
ной кислоте, а в качестве горючего - бензин, бензол,
толуол, керосин. Давление в камере сгорания доводи-
лось до 5 МПа, время испытания - до 1 мин. Зажигание -
электросвечами и пиротехническое.
В 1933 г. были разработаны и испытаны на стенде
двигатели (от ОРМ-23 до ОРМ-52 включительно) с пи-
ротехническим и химическим зажиганием на азотно-
кислотно-керосиновом топливе. Опытные двигатели
ОРМ-50 тягой 1470 Н и ОРМ-52 тягой 2940 Н прошли в
этом же году официальные стендовые испытания. В то
время это были самые мощные жидкостные ракетные
двигатели. В1933 г. была разработана конструкция тур-
бонасосного агрегата с центробежными насосами для
подачи жидких компонентов топлива в двигатель с
тягой 2940 Н. С двигателя ОРМ-34 все изготовленные
сопла разрабатываемых двигателей имели проточное
охлаждение жидкостью.
Двигатель 0РМ-50 предназначался для ракеты 05
конструкции ГИРД. Стальная цилиндрическая камера
сгорания двигателя охлаждалась внутренней завесой
топлива, имела регенеративно охлаждаемые азотной
кислотой крышку и коническое сопло со спиральным
оребрением. Камера была снабжена четырьмя центро-
бежными форсунками с обратными клапанами. До-
пускались многократные испытания. Был изготовлен
один двигатель, который прошел доводочные и сдаточ-
ные стендовые испытания в ноябре 1933 г. Ракета с
двигателем прошла стендовые гидравлические и пять
огневых испытаний. При попытке пуска ракеты на На-
хабинском полигоне в 1934 г. двигатель заработал, но
в связи с пониженным давлением подачи топлива раз-
вил неполную тягу и проработал 60 с в пусковом
станке. После всех 10 огневых испытаний двигатель со-
хранил работоспособность.
Двигатель ОРМ-52 предназначался для ракет,
морских торпед и, как вспомогательный, для само-
лета. В1933 г. двигатель ОРМ-52 прошел официальные
сдаточные стендовые испытания, развив тягу в 2940 Н.
Удельный импульс ОРМ-52 - 2060 м/с, давление в ка-
мере сгорания - 2,5 МПа. Крышка камеры и сопло со
спиральным оребрением охлаждались регенеративно
азотной кислотой. Сопло коническое (20 °). Центробеж-
ОРМ-50 на испытательном стенде. 1933 г.
ных форсунок с обратными клапанами - шесть. О на-
дежности этого двигателя можно судить по тому, что
второй изготовленный экземпляр его за 29 пусков на-
работал 533 с, развивая тягу 2940-3140 Н, и полностью
сохранил работоспособность.
К концу 1933 г. в ГДЛ были преодолены основные
трудности, связанные с обеспечением надежной ра-
боты жидкостных ракетных двигателей. Разработанные
химическое и пиротехническое зажигание, центробеж-
ные форсунки, оребренное сопло, динамически охлаж-
даемое компонентом топлива, внутреннее охлаждение
стенок камеры сгорания, подобранные конструкцион-
ные материалы позволили достигнуть многократной
работы двигателей при давлении в камере 2,0-2,5 МПа
и удельном импульсе 1960-2060 м/с на долгохранимом
и эксплуатационно более удобном азотнокислотно-ке-
росиновом топливе.
Двигатели ЭРД и серии ОРМ изготавливались в ме-
ханических мастерских ГДЛ на Научно-испытательном
артиллерийском полигоне, в мастерских Артиллерий-
ского училища, Главного Адмиралтейства и, наконец,
в механических мастерских ГДЛ в Петропавловской
крепости.
Испытания ракетных двигателей на шашечном без-
дымном порохе для отработки оптимальных профиля
и степени расширения сопла, керамической теплоизо-
ляции камер, системы подачи жидкого топлива газами,
отбираемыми из камеры сгорания, и других элементов
конструкции ЖРД проводились на стенде ГДЛ на Научно-
испытательном артиллерийском полигоне (в 1930 г.); ог-
невые испытания ЖРД серии ОРМ происходили на
13
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
стендах ГДЛ на Научно-испытательном артиллерийском
полигоне (с 1931 г.), затем в Петропавловской крепости
(до конца 1933 г.).
Вместе с В.П.Глушко вдохновенно работали талант-
ливые инженеры, техники и механики: А.Л.Малый,
В.И.Серов, И.И.Кулагин, Е.Н.Кузьмин, Е.С.Петров,
Н.Г.Чернышев, П.И.Минаев, Б.А.Куткин, В.П.Юков,
ВАТимофеев, Н.М.Мухин, И.М.Панькин и др.
Летом 1932 г. и в январе 1933 г. в ГДЛ приезжали
из Москвы руководители МосГИРД, организованной
осенью 1931 г. Им демонстрировали работу жидкост-
ного ракетного двигателя на стенде. Специалисты ГИРД
отмечали, что работы ГДЛ представляют большой тех-
нический интерес.
Одновременно с двигателями во втором отделе ГДЛ
в 1930-1933 гг. разрабатывались экспериментальные
жидкостные ракеты серии РЛА- реактивные летатель-
ные аппараты. В первую очередь они предназначались
для обеспечения летных испытаний ЖРД, разрабаты-
ваемых в ГДЛ.
РЛА-1, РЛА-2 и РЛА-3 предназначались для вер-
тикального взлета на высоту 2-4 км. Эти ракеты
были весьма просты по конструкции. Старт пред-
усматривался без направляющего станка с пуско-
вого стола. Длина ракет - 1880 мм, диаметр
стального корпуса - 195 мм. Топливо - азотнокис-
лотно-керосиновое, подача топлива - сжатым азо-
том из аккумулятора давления. Бак горючего
помещался концентрично внутри бака окислителя.
Двигатели - тягой до 2940 Н.
РЛА-1 и РЛА-2 - неуправляемые ракеты. Они изго-
тавливались в механических мастерских Монетного
двора и ГДЛ в Петропавловской крепости. РЛА-1 про-
ектировалась с двигателем ОРМ-47, но фактически на
ракету был установлен двигатель ОРМ-52. РЛА-1 была
доработана путем ввода в ее конструкцию арматурного
отсека ракеты РЛА-2 и в таком виде прошла стендовые
испытания в конце 1933 г. К пуску готовилась и ракета
РЛА-2, прошедшая, как и РЛА-1, пневматические и гид-
равлические стендовые испытания. Летные испытания
этих ракет не состоялись.
РЛА-3 - управляемая ракета, отличалась от РЛА-2
наличием в корпусе приборного отсека с двумя гиро-
скопическими приборами, управлявшими с помощью
пневматических сервоприводов и механических тяг
двумя парами воздушных рулей, размещенных в хво-
стовом оперении. Изготовление РЛА-3 в 1933 г. не
было завершено.
В разработке находилась также ракета РЛА-100 с
расчетной высотой вертикального подъема до 100 км;
стартовая масса ракеты - 400 кг, масса топлива (азот-
ный тетроксид и бензин) - 250 кг, масса полезного
груза - 20 кг, тяга двигателя - 29,4 кН, время работы
- 20 с. Для стабилизации полета предусматривалась
установка двигателя выше центра тяжести ракеты на
карданном подвесе (при стабилизации двигателя не-
посредственно гироскопом). Проект РЛА-100 был раз-
работан в 1930-1932 гг. Баки и другие отсеки ракеты
находились в производстве на Мотовилихинском за-
воде в Перми. Создание РЛА-100 также не было за-
вершено.
Работы ГИРД по ЖРД, ГРД, ПВРД
1931-1933 гг.
В своей книге «Ракетный полет в стратосфере», из-
данной в 1934 г., С.П.Королев отмечает вклад, наряду
с К.Э.Циолковским, организатора и первого руководи-
теля Группы изучения реактивного движения ФАЦан-
дера (1887-1933 гг.) в разработку идеи использования
ракетных аппаратов для подъема человека на большие
высоты и даже для вылета его в космическое простран-
ство. Крупный ученый и талантливый инженер,
Ф.А.Цандер не только наметил ряд рациональных ре-
шений проблемы космических полетов, но и внес
значительный вклад в их реализацию.
В 1928 г. Цандер приступил к созданию своей пер-
вой действующей модели реактивного двигателя, из-
вестного под индексом ОР-1. Огневые испытания
двигателя ОР-1 он начал 18 сентября 1930 г. в ЦАГИ.
Опыты с ОР-1 Цандер завершил в Институте авиацион-
ного моторостроения, куда пришел на работу 20 де-
кабря 1930 г. Изготовленный с использованием
деталей от паяльной лампы двигатель ОР-1 работал на
бензине и газообразном воздухе, содержал все основ-
ные элементы современного ЖРД: камеру сгорания с
коническим соплом, которое охлаждалось компонен-
тами горючей смеси, систему подачи компонентов
смеси, электрическое зажигание и т.д. До середины
1932 г. Цандер провел более 50 огневых испытаний
двигателя ОР-1 и многочисленные холодные испыта-
ния. При расходе воздушно-бензиновой смеси 1,69 г/с
(расход паяльной лампы) двигатель развивал тягу 1,42 Н
и имел удельную тягу 844 м/с. Форсируя расход в де-
сятки раз за счет подачи воздуха из баллона, Цандеру
удалось повысить тягу до
50 Н, при этом ОР-1 фактиче-
ски работал в режиме ракет-
ного двигателя. Полученные
при проектировании и испы-
таниях ОР-1 результаты были
использованы при разра-
ботке ЖРД, прежде всего
двигателя ОР-2.
В начале 1931 г. при Цент-
ральном Совете ОСОАВИАХИМА
была создана секция реак-
тивных двигателей, руково-
Ф.А.Цандер
14
Глава 1
дителем которой был избран Цандер. Во второй поло-
вине 1931 г. секция была преобразована в Центральную
группу по изучению реактивного движения и ракетного
метода летания, председателем Технического Совета
которой стал Цандер. Решением ЦС ОСОАВИАХИМА в
апреле 1932 г. была создана производственная группа,
получившая название ГИРД - Группа по изучению ре-
активного движения, и Цандер полностью перешел на
работу в ГИРД. В этот период он продолжал экспери-
ментирование с двигателем ОР-1 и начал проектирова-
ние, а затем и изготовление нового двигателя,
получившего в дальнейшем индекс ОР-2.
В соответствии с приказом по ЦС ОСОАВИАХИМА
от 14 июля 1932 г., работа ГИРД распределялась и со-
средоточивалась по следующим отделам: 1-й отдел -
научно-исследовательская и опытно-эксперименталь-
ная работа; 2-й отдел - административная и управлен-
ческая работа; 3-й отдел - организационно-массовая
работа; 4-й отдел - производственная работа.
В августе 1932 г. 1-й отдел ГИРД включал в свой со-
став четыре бригады. Первая бригада, во главе с
Ф АЦандером, разрабатывала ЖРД, а также баллисти-
ческие (бескрылые) ракеты на их основе. Совместная
разработка двигателя и ракеты была характерной осо-
бенностью деятельности ГИРД. В состав сотрудников
первой бригады входили Л.К.Корнеев, А.И.Полярный,
Л.С.Душкин. При их активном участии была продолжена
разработка двигателя ОР-2, про-
ектирование которого Цандер
начал еще в сентябре - октябре
1931 г. до перехода в ГИРД. Этот
двигатель предназначался для пи-
лотируемого ракетоплана РП-1,
который создавался в четвертой
бригаде ГИРД, руководимой
С.П.Королевым и занимавшейся
разработкой крылатых ракет и ра-
кетопланов.
Двигатель ОР-2 был первым отечественным ЖРД,
в котором в качестве окислителя использовался жид-
кий кислород. Этот двигатель содержал целый ряд пер-
спективных технических решений: цилиндрическую
камеру сгорания с плоской головкой, торцовое распо-
ложение форсунок горючего, аккумулятор давления с
жидким азотом, комбинированное внешнее проточное
охлаждение камеры (камера сгорания с головкой
охлаждались предварительно испаренным, в специ-
альном испарителе, жидким кислородом, а сопло -
водой), применение для охлаждения камеры сгорания
компонентов топлива, использование для подачи ком-
понентов топлива части тепловой энергии, вырабаты-
ваемой в камере сгорания.
К осени 1932 г. проектирование ОР-2 было закон-
чено. Вскоре он был изготовлен, и 23 декабря комиссия
ГИРД в составе С.П.Королева, ФАЦандера, Л.К.Корне-
ева, А.И.Полярного и других приняла решение о до-
пуске двигателя к огневым испытаниям. 13 марта 1933 г.
начались огневые испытания ОР-2 на кислородно-бен-
зиновом топливе и были достигнуты следующие ре-
зультаты: тяга - 390 Н, время работы - 35 с (по проекту
соответственно -490 Н и 5 мин). Однако добиться дли-
тельной и надежной работы не удалось, так как имели
место сильные пульсации давления и детонационный
характер работы двигателя, в результате чего он разру-
шился.
Внеся в конструкцию ОР-2 ряд изменений и заме-
нив бензин этиловым спиртом, коллектив первой бри-
гады в июле 1933 г. создал ЖРД, получивший индекс 02.
Он также предназначался для ракетоплана РП-1. Дви-
гатель имел ряд отличительных особенностей: впервые
было освоено кислородно-спиртовое топливо, в кото-
ром использовался высококонцентрированный 96 %-й
этиловый спирт (в Германии вплоть до 1945 г. исполь-
зовался только 75%-й); наряду с внешним проточным
охлаждением жидким кислородом применялось тепло-
изоляционное керамическое покрытие всей камеры
сгорания и сопла. Замена бензина этиловым спиртом
вызывалась стремлением устранить детонационные яв-
ления, снизить температуру газов, облегчить охлажде-
ние камеры сгорания и сопла и тем самым повысить
надежность двигателя.
15
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
В1933 г. было проведено 7 огневых испытаний дви-
гателя 02 и достигнуты результаты: тяга 390 Н и время
непрерывной работы 2 мин 40 с, практически не было
повреждений.
Проектирование ракетоплана РП-1 в бригаде
С.П.Королева было закончено в сентябре 1932 г. В том
же году для РП-1 был изготовлен планер БИЧ-11 по
бесхвостой схеме конструкции Б.И.Черановского. Его
летные испытания проводились СЛ.Королевым с 22 фев-
раля по 22 августа 1933 г. В общей сложности было
выполнено 34 полета: 29 - на планировании без дви-
гателя и 5 - с поршневым двигателем и толкающим
винтом с попыткой имитации ракетной двигательной
установки. Полеты ракетоплана РП-1 с ЖРД не про-
водились.
Двигатель 02 был использован в ракете 072. Про-
ектирование этой ракеты было закончено в ГИРД в на-
чале июля 1933 г. Она имела необычную
аэродинамическую форму - «летающее крыло», полу-
ченную в результате применения весьма больших по
размерам стабилизаторов и небольшой головной
части, где размещался парашют. В ракете 07 корпус как
самостоятельная часть конструкции отсутствовал.
Схема этой ракеты являлась как бы переходной от
схемы баллистической ракеты к схеме ракетоплана.
Летом 1935 г. в РНИИ состоялись летные испытания
ракеты 07 с двигателем 02 и была достигнута дальность
полета 3 км.
В январе 1933 г. первая бригада под руководством
Ф.А.Цандера начала проектирование ЖРД, получив-
шего индекс 10, и баллистической ракеты ГИРД-Х, для
которой предназначался этот двигатель. В сентябре
1933 г. был изготовлен четвертый вариант двигателя 10,
который работал на жидком кислороде и 78 %-м эти-
ловом спирте. В нем были применены полностью
охлаждаемая жидким кислородом стальная камера
сгорания грушевидной формы, с цилиндрической
предкамерой, а также коническое сопло, электрическое
зажигание и вытеснительная система подачи с воздуш-
ным аккумулятором давления.
Двигатель 02
В октябре 1933 г. были проведены стендовые огне-
вые испытания двигателя 10 со следующими результа-
тами: тяга - 690-780 Н, удельная тяга - 1820 м/с,
давление в камере сгорания - 0,8-1 МПа, продолжи-
тельность работы - до 22 с. Полученные результаты,
превышавшие расчетные данные, послужили основа-
нием для принятия решения о пуске ракеты ГИРД-Х с
двигателем 10.
25 ноября 1933 г. под Москвой группа сотрудников
РНИИ (бывшей первой бригады ГИРД) произвела пуск
ракеты ГИРД-Х. Ракета успешно стартовала с пускового
станка и стала подниматься вертикально вверх. Но на
высоте 75-80 м последовало быстрое и довольно кру-
тое отклонение ракеты от вертикального направления,
и она упала на землю на расстоянии 150 м от места
старта. Причина отклонения ракеты заключалась в вы-
падении медной втулки, удерживавшей сопло двига-
теля. Потеряв одну из опор, вследствие недостаточной
жесткости крепления, двигатель отклонился и вызвал
тем самым поворот ракеты.
Кроме двигателей OP-1, ОР-2,02 и 10, в конце 1932 -
начале 1933 г. Цандер разработал оригинальные про-
екты ЖРД с тягой 5,9 и 49 кН.
ФАЦандер внес большой вклад в создание тео-
рии ЖРД. В конце 1920-1930-х гг. он начал исследо-
вания термодинамических свойств продуктов сгорания,
установил влияние их на
величину удельной тяги
двигателя, сформулировал
основные принципы тер-
модинамического, тепло-
вого и практического
расчета ЖРД, а также рас-
считал температуру стенок
и оптимальный объем ка-
меры сгорания, необходи-
мый для полного сгорания
компонентов топлива.
ФАЦандер разработал
методику расчета термоди-
Двигатель 10
2Более подробно о летательных аппаратах, на которых использовались двигатели, разработанные в ГИРД, РНИИ и КБ-7, изложено в книге
«Развитие отечественной ракетно-космической науки и техники. Том 1. История развития отечественного ракетостроения» (М.: Издательский
дом «Столичная энциклопедия», 2014).
16
Глава 1
намики камеры сгорания и определения параметров
продуктов сгорания без учета и с учетом диссоциации.
Большое внимание уделял разработке систем питания
для ЖРД. Для подачи компонентов топлива он пред-
усматривал вытеснительный, эжекторный и насосный
способы. В 1931-1932 гг. Цандер первым в нашей
стране предложил осуществлять подачу компонентов
топлива с помощью центробежных насосов, приводи-
мых в действие от газовой турбины, т.е. предложил
турбонасосный агрегат, получивший широкое распро-
странение в современном ракетном двигателестроении.
Отличительной чертой в деятельности второй бри-
гады ГИРД, руководимой М.К.Тихонравовым (1900-
1974 гг.), являлась разработка ракетных двигателей как
на жидком топливе, так и на топливе смешанного агре-
гатного состояния (один компонент жидкий, другой -
твердый), которое в настоящее время называется гиб-
ридным. Во второй бригаде в качестве компонентов
гибридного топлива были взяты жидкий кислород и
сгущенный бензин (желеобразный раствор канифоли
в бензине, имеющий консистенцию густого тавота и
удельный вес около 0,8). Удельная теплота такого топ-
лива была равна 10,5-12,6 МДж/кг, т.е. не уступала
удельной теплоте жидких топлив и намного превышала
удельную теплоту имевшихся в то время бездымных
порохов (около 3,8 МДж/кг). Такой бензин был изобре-
тен и изготовлен в Азербайджанском нефтяном на-
учно-исследовательском институте.
В конце 1932 г. в ГИРД был разработан первый в
мире гибридный ракетный двигатель, получивший ин-
декс 09. По проекту тяга его была равна 510 Н. Двига-
тель имел простую по устройству, неохлаждаемую
цилиндрическую камеру сгорания и коническое сопло.
В головке камеры сгорания была смонтирована
«шайба-форсунка» жидкого кислорода, имевшая не-
сколько отверстий - форсунок струйного типа. В ка-
мере сгорания находилась цилиндрической формы
решетка с крупными отверстиями. Между стенками ка-
меры и решеткой помещалось горючее, образуя заряд
в виде одноканальной шашки. В двигателе была при-
менена вытеснительная система подачи жидкого кис-
лорода, осуществляемая давлением его собственных
паров, образующихся в кольцевом испарителе.
28 апреля 1933 г. под руководством С.П.Королева и
М.К.Тихонравова начались стендовые огневые испыта-
ния двигателя 09, продолжавшиеся более трех меся-
цев. За это время было проведено около 20 испытаний,
в процессе которых главное внимание уделялось до-
стижению высокой надежности, проектной тяги и про-
должительности работы. В процессе испытаний было
установлено, что ГРД допускают повторный запуск.
7 августа 1933 г. стендовые огневые испытания дви-
гателя 09 были закончены и достигнуты следующие ре-
зультаты: тяга - 490-590 Н, давление в камере -
0,5-0,6 МПа, продолжи-
тельность работы - до 15 с.
Эти результаты примерно
соответствовали расчетным
данным и были признаны
достаточными для пробного
пуска ракеты 09.
17 августа 1933 г. под
Москвой был осуществлен
пуск ракеты 09 - первой в
мире ракеты с гибридным
ракетным двигателем и пер-
вой в нашей стране балли-
стической ракеты. Пуск ракеты производился с
пускового станка, имевшего вертикальные направляю-
щие. Ракета поднялась на высоту 400 м.
К осени 1933 г. в ГИРД была спроектирована бал-
листическая ракета 05 с азотно-кислотным двигате-
лем ОРМ-50, разработанным в ГДЛ под руководством
В.П.Глушко. На базе этой ракеты в РНИИ была соз-
дана ракета АВИАВНИТО, первый пуск которой состо-
ялся 6 апреля 1936 г.
В ГИРД проводились большие работы по созданию
прямоточных воздушно-реактивных двигателей и
сверхзвуковых аэродинамических установок. Решая
эти проблемы, коллектив третьей бригады под руко-
водством Ю.А.Победоносцева (1907-1973 гг.) в 1932-
1933 гг. спроектировал и построил первую в нашей
стране сверхзвуковую аэродинамическую трубу ИУ-1
на М = 2,7, а также разработал ряд активно-реактивных
снарядов с ПВРД: АР-1 и АР-2 на жидком горючем и 08
на твердом горючем.
15 апреля 1933 г. на установке ИУ-1 было прове-
дено первое испытание модели ПВРД. Эксперименталь-
ные исследования на ИУ-1 дали необходимый материал
для конструирования ПВРД и его испытаний в полете.
Такие испытания были начаты в сентябре 1933 г. и про-
должены уже в РНИИ.
Создание активно-реактивных снарядов имело
целью увеличить дальность стрельбы штатных артил-
лерийских снарядов, а также испытать ПВРД при сверх-
звуковой скорости полета, при которой он наиболее
эффективен. В1933 г. были проведены испытания ак-
тивно-реактивных снарядов с двигателем 08.
Двигатель 09
17
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Экспериментальный ПВРД
Ю А Победоносцев
В январе 1933 г. в чет-
вертой бригаде ГИРД под
руководством А.В.Чесалова
был разработан проект ро-
тативного ЖРД. Оригиналь-
ность проекта заключалась
в том, что в этом двигателе
впервые были предложены
кольцевая камера сгорания
и кольцевое сопло, которые
позволяют сделать двига-
тель более компактным. Это
предложение оказалось перспективным. К настоящему
времени разработаны конструкции кольцевой и торои-
дальной камер сгорания, кольцевого сопла Лаваля, а
также принципиально отличных от него сверхзвуковых
сопел: кольцевого криволинейного сопла внешнего
расширения или сопла с центральным телом и внеш-
ним подсасыванием;кольцевого криволинейного сопла
внутреннего расширения или сопла с юбкой и внутрен-
ним подсасыванием. Предпринимаются попытки при-
менить их в ракетных двигателях. А начало разработке
нового типа камеры сгорания и сопла, имеющих коль-
цевую форму, было положено в ГИРД.
Таким образом, ГИРД провела большую теоретиче-
скую и опытно-конструкторскую работу в области ЖРД,
ГРД и ВРД, внеся крупный вклад в развитие отечествен-
ного ракетного двигателестроения на начальном этапе
его становления.
Работы РНИИ - НИИ-3 по РДТТ, ЖРД, ГРД,
КРД,ПВРД. 1933-1944 гг.
31 октября 1933 г. Совет Труда и Обороны СССР,
учитывая, как отмечалось в постановлении № 104,
имеющиеся достижения и огромные перспективы в
деле применения реактивных двигателей и особенно
жидкостных реактивных моторов в различных областях
военной техники, принял решение об организации в си-
стеме Наркомтяжпрома Реактивного института.
Созданный на базе ленинградской Газодинамической
лаборатории и московской Группы изучения реактивного
движения и более известный как Реактивный научно-ис-
следовательский институт - РНИИ - стал первой госу-
дарственной ракетной организацией в нашей стране и
в мире. В РНИИ объединились практически все ведущие
ракетчики страны того времени. Первым начальником
РНИИ был назначен начальник ГДЛ И.Т.Клейменов (1898—
1938 гг.), его заместителем - начальник ГИРД С.П.Коро-
лев (1907-1966 гг.). В 1937 г. РНИИ получил название
НИИ-3, которое сохранил до 18 февраля 1944 г.
Поскольку до конца 1933 г. ГДЛ продолжала рабо-
тать по своему тематическому плану, для завершения
этих работ ГДЛ была переименована в Ленинградское
отделение РНИИ, начальником которого был назначен
Г.ЭЛангемак, его заместителем - Б.С.Петропавловский.
После завершения работ в январе 1934 г. ленинград-
ская группа переехала в Москву, ЛО РНИИ было лик-
видировано, а Г.Э.Лангемак назначен главным
инженером РНИИ.
Основу РНИИ, в соответствии с «Временным поло-
жением», первоначально составляли четыре тематиче-
ских отдела:
-	первый отдел, возглавляемый до марта 1935 г.
Ю.А.Победоносцевым, в 1935-1936 гг. - К.К.Глухаре-
вым, а затем Л.Э.Шварцем, занимался разработкой и
применением двигателей и ракет на твердом топливе;
-	второй отдел, руководимый вначале М.К.Тихонра-
вовым, с 1934 г. - А.И.Стеняевым, а с 1936 г. - А.Г.Ко-
стиковым, разрабатывал двигатели на жидком и
гибридном топливах и ракеты на их основе; разработку
ЖРД вели два подразделения (первое под руковод-
ством В.П.Глушко разрабатывало ЖРД на азотной кис-
лоте и керосине; второе под руководством Л.С.Душкина
работало в основном со спирто-кислородными ЖРД);
-	третий отдел во главе с П.П.Зуйковым разрабаты-
вал крылатые ракеты (сектор Е.С.Щетинкова) и ракет-
ные ускорители старта самолетов (сектор
В.И.Дудакова); на этот отдел возлагалась разработка
вопросов применения реактивного двигателя на жид-
ком и газообразном топливах в авиации, а также раз-
работка и испытание опытных образцов ракетопланов;
-	четвертый отдел, который вначале возглавлял
И.С.Александров, а с 1937 г. - Н.Г.Чернышов, зани-
мался исследованиями в области твердого, жидкого и
И.Т.Клейменов
С.П.Королев
18
Глава 1
газообразного топлива для снаряжения ракет и разра-
боткой технологии их производства, а также химиче-
скими исследованиями и механическими испытаниями
металлов, идущих на изготовление реактивных двига-
телей и ракет.
Таким образом, деятельность РНИИ - НИИ-3 охва-
тывала практически все известные к тому времени на-
правления развития реактивной и ракетной техники.
При этом приоритеты, расставленные при организации
РНИИ, усилились в дальнейшем в пользу ракетного во-
оружения на основе твердотопливных ракет.
Одной из главных проблем в области РДТТ, которая
была успешно решена в РНИИ, был переход к исполь-
зованию в ракетных зарядах пороха нового состава.
В разработанных в ГДЛ ракетных снарядах исполь-
зовался бездымный пироксилино-тротиловый порох.
Он обладал достаточно хорошими энергетическими ха-
рактеристиками, но изготавливался по очень сложной
и малопроизводительной технологии «глухого» прес-
сования отдельных шашек в обогреваемых матрицах.
Длительность процесса изготовления шашек состав-
ляла до десяти суток и более. Это позволяло выпускать
только небольшие партии шашек для эксперименталь-
ных работ. Так, например, за весь 1932 г. мастерские
ГДЛ, работая с полной нагрузкой, изготовили всего
лишь 6 т ракетных пороховых шашек. Этого было со-
вершенно недостаточно для организации промышлен-
ного производства реактивных снарядов.
Изготовленные для испытаний в больших количествах
корпуса PC лежали без движения из-за отсутствия ра-
кетных зарядов. Существенным недостатком ПТП явля-
лось также то, что при его прессовании получалось
много бракованных шашек.
В результате было принято решение о замене при
изготовлении топливных зарядов для ракет пиро-
ксилино-тротилового пороха на нитроглицериновый
с вазелиновым пластификатором. Порох НГВ обла-
дал значительно большей теплотворной способ-
ностью (3645 кДж/кг) по сравнению с порохом ПТП
(3205 кДж/кг) и большим на 10 % удельным импуль-
сом тяги. Наконец, важным достоинством НГВ являлось
то, что он не содержал дефицитный в то время тротил.
Переход на новый состав пороха сыграл важную роль
в обеспечении крупномасштабного производства PC
накануне и в ходе Великой Отечественной войны.
Следует отметить, что в довоенный период прово-
дились эксперименты с некоторыми другими формами
ракетных зарядов, но они не нашли в то время практи-
ческого применения.
Хотя рассматривались сопла различной конфигура-
ции, с учетом требования технологичности были при-
няты сопла с конической формой как для сужающейся
части, так и для расширяющейся после критического
сечения сверхзвуковой части сопла. Давление порохо-
вых газов в камере сгорания достигало 20-30 МПа.
Длина и диаметр среза сопла определялись из условия
обеспечения равенства давления истекающего газа ат-
мосферному давлению.
В реактивном снаряде РС-82 массой около 7 кг по-
роховой заряд массой около 1,1 кг развивал тягу по-
рядка 8 кН, а на РС-132 массой 25 кг пороховой заряд
массой 3,8-3,9 кг развивал тягу более 20 кН. В результате
обеспечивался разгон PC до скоростей порядка 500 м/с.
В1938 г. снаряды РС-82 были приняты на вооружение
истребительной авиации, а в 1939 г. снаряды РС-132 - на
вооружение бомбардировочной авиации.
Испытания РС-82 в реальных боевых условиях со-
стоялись в ходе вооруженного столкновения между
РККА и японскими вооруженными силами на реке Хал-
кин-Гол и у озера Хасан. Звено капитана Н.И.Звонарева
на пяти И-16, оборудованных пусковыми установками
для РС-82, с 8 августа по 15 сентября 1939 г. сбило
17 японских самолетов.
Боевое крещение РС-132 получили в начале 1940 г.
в ходе советско-финской войны. Они были установ-
лены на шести бомбардировщиках СБ, переоборудо-
ванных в ракетоносцы.
14 марта 1941 г. среди первых лауреатов Сталин-
ской премии за создание ракетного вооружения для
авиации были названы имена сотрудников НИИ-3
Конфигурация ракетных зарядов для авиационных 82-мм ракетно-осколочных снарядов
19
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Лауреаты Сталинской премии за создание авиационного ракетного вооружения.
Стоят слева направо: А.С.Пономаренко, Л.Э.Шварц, Л.ПЛобачев (?),
М.Ф.Малов (?), Ю.А.Победоносцев, А.А.Павленко, И.И.Гвай.
Сидят слева направо: В.А.Артемьев, авиаконструктор Н.Н.Поликарпов, А.С.Попов, ?,
конструктор стрелкового оружия Б.Г.Шпитальный, ?
Ю.А.Победоносцева, И.И.Гвая, Л.3.Шварца, Ф.Н.Пойды,
ВААртемьева, ААПавленко, А.С.Попова, а также ин-
женера 8 ГУ ВВС РККА Л ЛЛобачева и конструктора за-
вода имени Владимира Ильича М.Ф.Малова.
В начале войны ракетами были вооружены истре-
бители И-15, И-153, И-16, бомбардировщики СБ. В ходе
войны ракетное оружие было установлено на истреби-
телях нового поколения Як-1, ЛаГГ-3, МиГ-3 и даже на
ленд-лизовском английском истребителе Hurricane, а
также на штурмовиках Су-2 и бомбардировщиках Су-6
и Пе-2. Особенно успешно ракеты применялись на
штурмовиках Ил-2, на базе которых, в частности, соз-
давались специальные противотанковые эскадрильи.
Авиационное ракетное вооружение внесло заметный
вклад в победу в Великой Отечественной войне.
В1938-1940 гг. в РНИИ была создана первая в мире
наземная реактивная система залпового огня - леген-
дарная «Катюша». Для нее на базе авиационного сна-
ряда РС-132 был разработан снаряд, получивший
индекс М-13, а позже на основе РС-82 был разработан
снаряд М-8. Конструктивно снаряды для РСЗО и их ра-
кетные двигатели были аналогичны авиационным PC,
но при одинаковом калибре имели большую длину,
массу заряда ВВ, полную массу и максимальную даль-
ность стрельбы за счет большей массы ракетного за-
ряда. Совершенствование PC для РСЗО было в ряде
случаев связано с существенными изменениями в кон-
струкции их двигателей. Так, при создании PC улучшен-
ной кучности был использован опыт работ,
проведенных еще в ГДЛ под руководством Б.С.Петро-
павловского. Для повышения кучности (точности)
стрельбы снаряд закручи-
вался вокруг своей про-
дольной оси за счет
истечения части порохо-
вых газов из камеры ра-
кетного двигателя через
тангенциальные патрубки
в передней части камеры.
Так были созданы турбо-
реактивные снаряды,
обеспечившие существен-
ное повышение эффек-
тивности ударов по целям
ограниченных размеров,
например, танкам.
Задача увеличения
дальности стрельбы с
8,5 км для снаряда М-13
до 11,8 км для снаряда
М-13-ДД (дальнего дей-
ствия) была решена за
счет использования в со-
ставе последнего снаряда
двух ракетных двигателей, расположенных последова-
тельно и работающих одновременно.
21 июня 1941 г. за несколько часов до начала войны
правительственным решением РСЗО была принята на
вооружение Красной Армии. Вслед за этим уже в ходе
войны, с 28 июня по 1 июля, приказом наркома обо-
роны была сформирована первая отдельная экспери-
ментальная батарея реактивной артиллерии под
командованием капитана И.А.Флерова. 2 июля бата-
рею, основу которой составили первые пусковые уста-
новки, вышедшие из ворот НИИ-3, направили на
Западный фронт. 14 июля батарея И.А.Флерова про-
извела вошедший в историю свой первый боевой залп
по фашистам у железнодорожной станции Орша.
28 июля 1941 г. А.Г.Костикову «за создание одного
из видов вооружений, поднимающего боевую мощь
Красной Армии», было присвоено звание Героя Социа-
листического Труда. Группе специалистов НИИ-3, соз-
давших это оружие, также вручили высокие
государственные награды. В1942 г. за разработку «Ка-
тюши» Сталинской премии I степени были удостоены
А.Г.Костиков, И.И.Гвай, Н.В.Галковский, В.В.Аборенков,
институт был награжден орденом Красной Звезды.
Указом Президента СССР от 21 июня 1991 г. за
большой вклад в создание отечественного реактивного
оружия звание Героя Социалистического Труда было
присвоено (посмертно) И.Т.Клейменову, Г.Э.Лангемаку,
Б.НЛужину, Б.С.Петропавловскому, Б.М.Слонимеру,
Н.И.Тихомирову.
В начале 1934 г. в РНИИ были продолжены ранее
начатые в ГДЛ и ГИРД теоретические и эксперименталь-
20
Глава 1
ные исследования по жид-
костным и гибридным ра-
кетным двигателям, во
второй половине 1930-х гг.
разработан новый тип ра-
кетного двигателя - комби-
нированный. В РНИИ было
доработано 5 двигателей
(02, 10, ОРМ-52, 13) и
вновь разработано более
40 двигателей, в т.н. кисло-
родные ЖРД (12к, 12к/з,
205, 207, 208, РДК-1-150,
азотнокислотные ЖРД (с
ОРМ-53 по 0РМ-70, с
ОРМ-ЮО по ОРМ-102,
РДА-1-150, РДА-300, Д-1-
А-1100, Д-1-Т, ЖРД с тягой
22 кН); комбинированные
ракетные двигатели (200,
209, 307, 521,604).
Из ранее созданных
двигателей наибольшим
усовершенствованиям подверглись двигатели 02 и 10.
С целью улучшения конструкции двигателя и повыше-
ния его характеристик в РНИИ наряду с коническими
соплами в 1935 г. было разработано и в одном из ва-
риантов двигателя 02 применено профилированное
(коноидальное) сопло, рассчитанное по методу про-
фессора Ф.И.Франкля. Для увеличения полноты сго-
рания компонентов топлива была введена
предкамера. 4 февраля 1935 г. было проведено огне-
вое испытание двигателя 02 с предкамерой и достиг-
нуты тяга 1,1 кН и удельная тяга 2200 м/с.
Повышение полноты сгорания компонентов топ-
лива привело к возрастанию температуры в камере сго-
рания, что повлияло на огнестойкость ее керамического
покрытия, которое уже не обеспечивало надежной за-
щиты от прогорания в течение 60 с. По этой причине
отказались от применения двигателя 02 с предкамерой
в крылатой ракете 06.
Весной 1935 г. в РНИИ была продолжена работа
над двигателем 02 без предкамеры. В результате к
концу года были в основном отработаны двигатель
02-с и его модификация 02-d для крылатых и балли-
стических ракет. Двигатель работал на жидком кисло-
роде и 96 %-м этиловом спирте. Он имел тягу порядка
1 кН, удельную тягу 1923 м/с и продолжительность ра-
боты 60 с. Двигатель был условно допущен к эксплуа-
тации, так как надежность его была еще недостаточно
высокой.
Доработка двигателя 10 проводилась в РНИИ с
февраля по ноябрь 1934 г. При этом были отработаны
два образца. Первый образец имел камеру сгорания и
Участники создания «Катюши». Слева направо, в первом ряду: А.Г.Костиков,
Ф.Н.Пойда, Л.Э.Шварц; во втором ряду: Б.М.Слонимер, А.С.Попов, Александров,
Белоносов, П.П.Зуйков
сопло, охлаждаемые жидким кислородом. Испытания
такого двигателя показали, что он устойчиво работал в
течение небольшого промежутка времени (до 15 с) и
имел тягу 590-640 Н. Второй образец двигателя отли-
чался от первого в основном конструкцией сопла, ко-
торое было керамическим, неохлаждаемым. Такой
двигатель работал более надежно. Прогаров, особенно
в районе критического сечения, не было. Он имел тягу
690 Н и продолжительность работы 25-30 с. Осенью
1934 г. комиссия РНИИ приняла решение об использо-
вании указанных выше вариантов двигателя 10 в раке-
тах ближнего действия.
Параллельно с доработкой двигателей в РНИИ с на-
чала 1934 г. были начаты теоретические и эксперимен-
тальные исследования, направленные на создание ЖРД
с более высокими тактико-техническими характеристи-
ками, особенно по надежности, тяге и удельной тяге.
Из числа созданных в РНИИ с 1934 по 1939 г. кис-
лородно-спиртовых двигателей представляют интерес
двигатели 12к, 205,208, РДК-1-150, в разработке кото-
рых принимали участие Л.С.Душкин (1910-1990 гг.),
М.К.Тихонравов, А.Д.Кочуев, ВАШтоколов и др.
Проектирование двигателя 12к началось в конце
1934 г. Он был разработан в четырех вариантах и пред-
назначался для ракеты РДД-11/1. Характерной особен-
ностью третьего варианта 12к являлось то, что в нем
была применена неохлаждаемая камера, имевшая
внутреннее теплоизоляционное керамическое покры-
тие, а также внутреннее охлаждение завесой из компо-
нентов топлива. В четвертом варианте впервые в нашей
стране для охлаждения кислородно-спиртового двига-
21
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Л.СДушкин
теля было применено горю-
чее - спирт. При этом внеш-
нее проточное охлаждение
было только для сопла. А
камера сгорания также не
охлаждалась и имела внут-
реннее теплоизоляционное
керамическое покрытие.
Первые испытания дви-
гателя 12к были проведены
в марте-мае 1935 г. Поло-
жительный результат был
достигнут только на двигателе третьего варианта, ко-
торый показал достаточно высокую надежность. Его
параметры были близки к расчетным: тяга-2,7-3,2 кН
при давлении в камере сгорания 1,2-1,3 МПа, удельная
тяга - 2000 м/с и продолжительность работы 40 с. В но-
ябре 1935 г. комиссия РНИИ в составе С.П.Королева,
М.К.Тихонравова, Л.С.Душкина и других решила счи-
тать двигатель 12к (третий вариант) предварительно от-
работанным. В 1936-1937 гг. он прошел летные
испытания на ракете АВИАВНИТО.
Отличительной особенностью двигателя 205, разра-
ботанного и испытанного в 1936 г., являлось то, что вся
камера имела внешнее проточное охлаждение спиртом.
В конце декабря 1936 г. были проведены стендовые ог-
невые испытания двигателя 205, который имел сопло с
винтовым оребрением; достигнуты следующие резуль-
таты: тяга - 940 Н, удельная тяга - 2100 м/с, давление
в камере -1,3 МПа, продолжительность работы - 38-44 с.
После выхода на режим тяга двигателя выдерживалась
с большим постоянством. Двигатель 205 предназна-
чался для ракет 609/1 и 609/2, но летных испытаний он
не проходил.
В 1938 г. в НИИ-3 был разработан и испытан луч-
ший для того времени отечественный кислородно-
спиртовой двигатель РДК-1-150. Он предназначался
для ракетоплана и имел регулируемую тягу от 690 до
Двигатель 12к
Двигатель РДК-1-150
1470 Н, удельную тягу 2000 м/с, давление в камере
1,0 МПа и продолжительность непрерывной работы
3 мин. В двигателе были применены цилиндрическая
камера сгорания и коническое сопло. Внешнее проточ-
ное охлаждение камеры было комбинированным:
сопло охлаждалось спиртом, а камера сгорания - жид-
ким кислородом. Этот двигатель разрабатывался для
ракетоплана Г-14, летных испытаний он не проходил.
В РНИИ наибольшие результаты были достигнуты в
разработке ЖРД на высококипящих компонентах топ-
лива. Здесь были созданы надежно действующие од-
нокамерные, частично или полностью охлаждаемые
компонентами топлива азотнокислотно-керосиновые
ЖРД с тягой от 1,5-3 кН до 10,8-22 кН, удельной тягой
2000-2100 м/с и длительностью одноразовой работы
до 3 мин. Они имели вытеснительную или насосную си-
стему подачи.
В 1934-1938 гг. подразделение под руководством
В.П.Глушко разрабатывало и испытывало опытные дви-
гатели на высококипящих окислителях и керосине в ка-
честве горючего. За это время были разработаны
образцы двигателя от ОРМ-53 до ОРМ-102. Работы, про-
водимые в этом подразделении, являлись продолжением
деятельности группы В.П.Глушко, начатой в ГДЛ, - даль-
нейшим развитием созданных там образцов.
Разработка азотных ЖРД началась в РНИИ с вос-
произведения двигателя ОРМ-52 (тема «12а»), еще
в ГДЛ прошедшего официальные испытания. Проде-
монстрированная двигателем высокая работоспособ-
ность, особенно в сопоставлении с кислородным
двигателем 12к, имела важное значение при определе-
нии дальнейшей ориентации при разработке летатель-
ных аппаратов на топливо, примененное в этом
двигателе.
Двигатель ОРМ-53 проектировался в трех вариантах.
В качестве прототипа был принят двигатель ОРМ-52. Дви-
гатель имел химическое зажигание; топливо - азотная
кислота и керосин. Сопло двигателя имело наружное
проточное охлаждение окислителем, идущим по кана-
лам спирального оребрения, а также внутреннее
охлаждение головки и цилиндрической части камеры
Двигатель 205
22
Глава 1
завесой из топливной пленки, образующейся на стен-
ках при работе форсунок. Был предусмотрен компен-
сатор теплового расширения, выполненный в виде
упругой прокладки в торце сопла. В1935 г. было про-
изведено несколько сот испытаний форсунок по опре-
делению расходных характеристик, углов и качества
распыла топлива, большое количество испытаний
средств зажигания и более 60 пусков двигателей. Один
из образцов, выполненный по типу ОРМ-52, выдержал
29 пусков с общим ресурсом в 533 с. Наибольшее
время одного испытания составило 74 с. Давление в ка-
мере было равно 2 МПа при тяге в 2940 Н; удельный
импульс - 2060 м/с.
ОРМ-63 - полностью охлаждаемый эксперимен-
тальный двигатель тягой 2940 Н, проходивший поэле-
ментную технологическую отработку в производстве.
Эти конструктивные разработки характеризуют
дальнейшие поиски методов улучшения смесеобразо-
вания, организации горения и охлаждения. Двигатели
имели шнековые форсунки, которые обеспечивали
мелкий распыл компонентов, хорошее перемешивание
и, как следствие, высокую полноту сгорания топлива.
Топливо впрыскивалось под углом в сторону, противо-
положную соплу, в сферическую область головки как
вероятную зону горения. Однако, как потом показал
опыт, такая схема подготовки смеси себя не оправдала.
К особенностям конструкции двигателей того вре-
мени относится наличие на камере и сопле винтовых
трактов наружного проточного охлаждения топливом,
закрытых рубашкой. Это направление получило в даль-
нейшем самое широкое развитие. Важной особен-
ностью была также разборность двигателя с целью
замены поврежденных деталей.
В 1935 г. был разработан проект двухкамерного
двигателя ОРМ-58 с общей тягой 5880 Н. Этой разра-
боткой было положено начало одному из перспектив-
ных направлений ракетного двигателестроения -
«связок» из одинаковых двигателей.
Двигатели ОРМ-64 и ОРМ-65 разрабатывались в со-
ответствии с тактико-техническими требованиями, со-
ставленными в начале 1936 г. на двигатель,
предназначенный для ракетоплана РП-318-1 и крыла-
той автоматически управляемой ракеты 212. Двигатель
должен был развивать тягу 1470-1570 Н при продол-
жительности работы в течение одного пуска не менее
75 с и при удельном импульсе не менее 1800 м/с. Масса
ограничивалась 10 кг. Давление подачи топлива
должно было быть не более 3,5 МПа. Двигатель должен
нормально работать в горизонтальном и вертикальном
положении, а также при дросселировании давления по-
дачи топлива с 3,5 до 1,2 МПа. Особое внимание уде-
лялось обеспечению высокой надежности запуска и
выхода на режим стационарного горения. В соответ-
ствии с требованиями, в 1936 г. были спроектированы,
построены и испытаны двигатели ОРМ-64 и ОРМ-65, на
которых были достигнуты с превышением все задан-
ные тактико-техническими требованиями характери-
стики, кроме массы, которая составляла 14,26 кг.
Позже на основе анализа результатов испытаний этих
двигателей были разработаны облегченные двигатели
ОРМ-66 и ОРМ-69.
ОРМ-64 прошел доводочные испытания на азотной
кислоте и тракторном керосине в 1936 г. в вертикаль-
ном (соплом вниз) и горизонтальном положениях. Дви-
гатель при давлении в камере сгорания 2,25 МПа и
давлении подачи 2,75 МПа развивал удельный импульс
2120 м/с. В центре головки было помещено устройство
для зажигания. Масса двигателя -10 кг. Камера сгора-
ния наработала 502 с без дефектов; пуски проходили
безударно, двигатель работал на режиме устойчиво.
Двигатель 0РМ-65 был лучшим отечественным дви-
гателем своего времени. Он работал на азотнокислотно-
керосиновом топливе, имел регулируемую в полете тягу
от 490 до 1720 Н и удельный импульс 2060 м/с на уста-
новившемся режиме. Двигатель имел автоматический
или ручной пуск и выдерживал многократные запуски
(до 50) с наработкой до 30 мин. Давление в камере сго-
рания составляло 2,5 МПа. Камера сгорания и кониче-
ское сопло были снабжены спиральным оребрением
для регенеративного охлаждения окислителем. По-
дача топлива - сжатым газом (давление до 3,5 МПа).
Зажигание пиротехническое с электрозапалом. Официаль-
ные стендовые испытания двигатель прошел в горизон-
тальном и вертикальном положении в 1936 г. Двигатель
ОРМ-65 проходил в 1936-1938 гг. многочисленные пуски:
экземпляр № 1 за 50 пусков наработал на земле 30,7 мин,
экземпляр Ns 2 прошел 16 пусков.
Крылатая ракета 212 с двигателем ОРМ-65 прошла
13 огневых испытаний на земле в 1937-1938 гг. и два
в полете в 1939 г.
Первое наземное огневое испытание ракетоплана с
двигателем ОРМ-65 Ns 1 состоялось 16 декабря 1937 г.,
продолжительность испытания составила 92,5 с при
тяге 1200 Н. Затем было проведено еще 20 пусков, при-
чем число пусков в день доходило до 5 (11 января
1938 г.). Наконец Королев записал в отчете: «Отработка
запуска двигателя, произведенная с 25 декабря 1937 г.
по 11 января 1938 г. во время 20 огневых испытаний,
происходила все время нормально, без каких-либо не-
поладок или отказов. Двигатель запускался сразу,
плавно, работал устойчиво и легко останавливался... От-
работку запуска двигателя на ракетоплане 318-1 считать
законченной». После этой серии испытаний ракетоплан
был направлен на профилактику, а двигатель ОРМ-65
№ 1 был переставлен на крылатую ракету 212, где про-
должал работать. Дальнейшие огневые наземные испы-
тания проходили с двигателем ОРМ-65 № 2: с 3 февраля
по 15 апреля 1938 г. было сделано 9 пусков на ракето-
23
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
плане с общей наработкой 13 мин 37 с. На шестом пуске
(11 марта 1938 г.) ОРМ-65 непрерывно проработал 230 с.
Всего в 1937-1938 гг. было осуществлено 30 наземных
огневых испытаний на ракетоплане РП-318-1.
ОРМ-66-экспериментальный двигатель тягой 1470 Н,
работавший на азотной кислоте и тракторном керосине.
Конструкция ОРМ-66 была разработана в 1936 г., тогда
же были изготовлены и образцы двигателя, а в 1937-
1938 гг. проведены стендовые испытания. ОРМ-66 яв-
лялся усовершенствованным вариантом двигателя
ОРМ-65 и отличался от последнего существенно умень-
шенной массой конструкции (6,9 кг). В зажигательном
устройстве использовались электрозапалы и усовер-
шенствованные нитратно-металлические шашки.
Вследствие ареста В.П.Глушко был лишен возможности
завершить отработку ОРМ-66. Двигатель ОРМ-66, как
и двигатели ОРМ-64 и ОРМ-65, разрабатывался по теме
«202» и являлся третьим этапом в создании двигателя
с тягой 1470 Н для объектов 212, 318 и 301.
ОРМ-67 - экспериментальный двигатель тягой 1470 Н
на азотной кислоте и тракторном керосине, разрабо-
танный и изготовленный в 1937 г. В двигателе исполь-
зовано облегченное зажигательное устройство с
электрозапалом (масса заряда - 0,12 г). В отличие от
ОРМ-66, конструкция двигателя ОРМ-67 полностью
разборная. Масса двигателя - около 5 кг.
——।—
037
Формуляры ЖРД ОРМ-65
ОРМ-68 был разработан и изготовлен в 1937 г. Он
отличался от ОРМ-67 тем, что головка, камера-сопло и
их рубашки были изготовлены из дюралюминия, в ре-
зультате чего масса конструкции составляла около 3,5 кг.
Двигатели ОРМ-67 и ОРМ-68 прошли лишь гидравли-
ческие испытания и отработку нового зажигательного
устройства в начале 1938 г.
Конструкция ОРМ-69 была разработана в 1938 г. и
отличалась более интенсивным оребрением головки,
охлаждаемой горючим, и усовершенствованным зажи-
гательным устройством, изготовленным и прошедшим
доводочные испытания в начале 1938 г. В1937 г. была
разработана конструкция экспериментального двига-
теля ОРМ-70 с тягой 2940 Н для работы на азотнокис-
лотно-керосиновом топливе. Устройство ОРМ-70
аналогично ОРМ-67. Число форсунок - 8. Двигатель из-
готовлялся в производстве в 1937-1938 гг., но испыта-
ниям не подвергался.
С целью освоения тетранитрометана как окислителя
в 1937 г. были проведены коррозионные испытания
различных металлов в тетранитрометане при нормаль-
ной и повышенной температуре и разработаны кон-
струкции экспериментальных двигателей ОРМ-101 и
ОРМ-102 для работы на этом окислителе совместно с
керосином. Расчетное давление в камере сгорания -
2 МПа, тяга - 785 и 980 Н соответственно; камера сго-
рания предназначалась для кратковременных пусков.
Двигатели ОРМ-101 и ОРМ-102 были изготовлены
в 1937-1938 гг., но не испытывались.
В1938 г. после ареста В.П.Глушко 5-му отделу НИИ-3
была поставлена задача создать более надежный, чем
ОРМ-65, азотнокислотно-керосиновый двигатель
с тягой 1500 Н, удельной тягой 1765-1960 м/с, продол-
жительностью одноразовой работы не менее 150 с.
Ограничены были весовые (не более 10 кг) и размер-
ные (длина - 400 мм, диаметр - 200 мм) характери-
стики камеры двигателя. Этот двигатель получил
индекс РДА-1-150.
В основу его конструкции была положена схема
двигателя ОРМ-65, а также использовался ряд идей, за-
ложенных в ОРМ-67 - ОРМ-69. В то же время двигатель
РДА-1-150 содержал и новые технические решения
в части обеспечения смесеобразования, горения и
охлаждения камеры. В этом двигателе также применя-
лось комбинированное охлаждение с использованием
обоих компонентов топлива, но, в отличие от ОРМ-67,
ОРМ-69 сопло охлаждалось керосином, а цилиндриче-
ская часть камеры сгорания - азотной кислотой. Ком-
бинированное внешнее проточное охлаждение было
введено как в интересах решения задачи охлаждения
двигателя, так и с целью улучшения процессов смесе-
образования и горения путем предварительного подо-
грева компонентов топлива при их движении по тракту
охлаждения. Было установлено, что азотная кислота и
24
Глава 1
керосин в подогретом состоянии самовоспламеняются,
благодаря чему повышается стабильность работы дви-
гателя. Головка камеры сгорания от прогара защища-
лась внутренним охлаждением. Этому способствовало
примененное в РДА-1-150 перспективное торцевое рас-
положение форсунок окислителя и горючего, при ко-
тором впрыск компонентов топлива осуществлялся в
сторону сопла, а не головки. Торцевое расположение
форсунок обеспечивало также лучшее протекание про-
цессов смесеобразования и горения.
В РДА-1-150 был применен двухступенчатый режим
работы. Но, в отличие от ОРМ-65, была разработана
специальная пусковая арматура - две пусковые фор-
сунки, которые устанавливались в торце головки, и
через которые подавались первоначальные порции
компонентов топлива.
Во второй половине 1938 г. было проведено 28 стен-
довых огневых испытаний, которые показали, что дви-
гатель работает удовлетворительно, а полученные
опытные данные близки к расчетным. На итоговых ис-
пытаниях, проведенных комиссией РНИИ в конце де-
кабря 1938 г., двигатель развивал тягу 1422 Н, имел
удельную тягу 1900 м/с, продолжительность непрерыв-
ной одноразовой работы 200 с.
С марта по октябрь 1939 г. проводились доработка
и комплексные наземные испытания двигателя на ра-
кетоплане РП-318-1. В начале января 1940 г. комиссия
Наркомата авиационной промышленности, при участии
представителей НИИ-3 и ЦАГИ, вынесла решение о до-
пуске РДА-1-150 к летным испытаниям на ракетоплане
РП-318-1. Первый полет с включением ЖРД на рабочий
режим состоялся 28 февраля 1940 г. Еще два полета
ракетоплана РП-318-1 с ЖРД РДА-1-150
были успешно выполнены 10 и 19 марта
1940 г. Это были первые пилотируемые
полеты в нашей стране на летательном ап-
парате с ракетным двигателем.
В1941-1942 гг. в НИИ-3 был разрабо-
тан и испытан однокамерный азотнокис-
лотно-керосиновый ЖРД, получивший
индекс Д-1-А-1100. Он имел номинальную
тягу 11 кН, удельную тягу 1990 м/с, давле-
ние в камере сгорания 1,9 МПа, продол-
жительность непрерывной работы на переменном ре-
жиме до 200 с, а на максимальном режиме - до 70 с.
Общий ресурс его работы составлял 18 мин.
Двигатель имел дроссельную систему, позволяв-
шую изменять тягу от 4 до 14 кН. В нем применялось
электрическое зажигание и комбинированное внешнее
проточное охлаждение: сопло охлаждалось керосином,
а цилиндрическая часть камеры сгорания - азотной
кислотой; имелся пусковой режим; использовалась вы-
теснительная система подачи с помощью воздушного
аккумулятора давления.
В октябре 1941 г. начались стендовые, а с 15 мая
1942 г. - летные испытания двигателя Д-1-А-1100 на
ракетном самолете БИ-1. Эти испытания показали не-
обходимость решения двух проблем: создания ЖРД с
насосной системой подачи и установки на самолете
второго источника тяги. Идея создания ракетного са-
молета с использованием ЖРД с ТНА в сочетании с
ПВРД в качестве маршевого двигателя сформирова-
лась в НИИ-3 еще в 1940 г. Для этого самолета, полу-
чившего индекс «302», в НИИ-3 под руководством
Л.С.Душкина с привлечением Всесоюзного института
гидромашин началась разработка ЖРД на топливе
азотная кислота - керосин с турбонасосным агрегатом:
однокамерного РД-2М и двухкамерного РД-2МЗВ тягой
до 15 кН.
Если В.П.Глушко, решая проблему привода насосов,
шел путем отбора механической мощности от основ-
ного бортового авиационного поршневого двигателя,
то Л.С.Душкин такой возможности не имел. Поэтому в
качестве привода насосного агрегата в разрабатывае-
мых им двигателях была применена парциальная двух-
ступенчатая турбина. Задача создания турбонасосного
агрегата - ТНА - в дальнейшем была успешно решена.
В середине 1930-х гг. в РНИИ началась разработка
нового типа ракетного двигателя, который получил на-
звание комбинированный ракетный двигатель. Этот тип
ракетного двигателя сочетает в себе твердотопливный
и жидкостной ракетные двигатели, работающие после-
довательно с использованием одной камеры сгорания.
Твердое топливо (пороховые шашки) было разме-
щено непосредственно в камере сгорания, а жидкие
компоненты - в топливных баках. Первоначально дви-
Двигатель Д-1-А-1100
25
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
В.С.Зуев
Д.А.Шитов
гатель работал как твердотопливный. После сгорания
пороховых шашек автоматически начиналась подача
жидких компонентов топлива, и двигатель переходил
на режим работы ЖРД. Создание КРД было вызвано
необходимостью увеличения начальной скорости по-
лета неуправляемых жидкостных ракет с целью улуч-
шения устойчивости их полета на начальном участке
траектории.
Идея создания КРД была выдвинута В.С.Зуевым
в 1935 г. Реализовал ее в 1936 г. Д.А.Шитов, сконструи-
ровавший для ракеты 209 двигатель такой конструкции,
получивший индекс 209. На испытаниях он развивал тягу
на твердом топливе 3,5 кН в течение 2 с, на жидком топ-
ливе (жидкий кислород и спирт) - 780 Н в течение 38,5 с.
Наибольший размах работы над комбинирован-
ными ракетными двигателями получили в 1939-1941 гг.,
когда в соответствии с заданием Наркомата боепри-
пасов и ГАУ в НИИ-3 было разработано несколько
таких двигателей, получивших индексы 200,604,521,
307 и т.д. В их проектировании и испытании прини-
мали участие М.К.Тихонравов, Л.С.Душкин, А.А.Анд-
рианов, В.А.Букин, А.Н.Малинин, А.Б.Ионов,
П.И.Иванов, М.С.Кисенко и др.
В этих двигателях в качестве жидких компонентов
топлива использовались азотная кислота и керосин, а
в качестве твердого топлива - нитроглицериновый
порох марки НГВ. Камеры двигателей имели примерно
одинаковую конструкцию: неохлаждаемую, толстостен-
ную, цилиндрической формы камеру сгорания с плос-
кой головкой и коническое сопло. Для подачи жидких
компонентов топлива использовалась вытеснительная
система питания с помощью порохового аккумулятора
давления.
Двигатель 200 был разработан в 1939 г. и предна-
значался для крылатой ракеты 803. При работе на
твердом топливе его тяга равнялась 16,7 кН, давление
в камере сгорания достигало 14 МПа, длительность ра-
боты -1 с. На жидком топливе он развивал тягу 2,3 кН
в течение 14-15 с. В сентябре-ноябре 1939 г. двигатель
200 прошел серию стендовых огневых испытаний, а в
феврале-июне 1940 г. - летные испытания на крылатой
ракете 803.
В1939 г. был разработан двигатель 604, который
предназначался для боевой ракеты баллистического
типа 604 (калибр - 203 мм, длина -1150 мм, старто-
вая масса - 180 кг). При работе на порохе НГВ дви-
гатель имел тягу 37,6 кН в течение 0,86 с, а на
жидком топливе - тягу 8,9 кН в течение 10 с, причем
давление в камере сгорания достигало соответ-
ственно 22 и 5,5 МПа. Удельная тяга была равна 2156 м/с.
В январе 1941 г. этот двигатель прошел летные ис-
пытания на ракете 604, в ходе которых была достиг-
нута дальность полета около 20 км.
Двигатель 521 был разработан в 1940 г. и предна-
значался для боевой ракеты баллистического типа 521
(калибр - 203 мм, длина - 2925 мм, стартовая масса -
200 кг), а также для авиационной ракеты 524. Этот дви-
гатель был еще более мощным. Он развивал тягу на по-
рохе 41 кН, на жидком топливе - 10,8 кН, имел
удельную тягу 2156 м/с. В ходе летных испытаний дви-
Ракета 604
с двигателем 604
Ракета 521
с двигателем 521
26
Глава 1
гателя на ракете 521 в августе 1941 г. была достигнута
дальность полета более 20 км.
Таким образом, в РНИИ - НИИ-3 с 1935 по 1941 г.
проводились большие изыскания в области комбини-
рованных ракетных двигателей, но, несмотря на ряд по-
ложительных результатов, завершить их отработку не
удалось в связи с начавшейся войной.
Как уже отмечалось, в РНИИ были продолжены испы-
тания ПВРД в полете, начатые в ГИРД в сентябре 1933 г.
В основу конструкции ПВРД был взят корпус 76-мм ар-
тиллерийского снаряда, который имел входной канал, ка-
меру сгорания с топливной шашкой и выходное сопло.
Отстрел производился из 76-мм пушки. В результате
была экспериментально доказана работоспособность
ПВРД, созданного на основе теории Б.С.Стечкина.
В феврале 1934 г. была проведена вторая, а в 1935 г. -
третья серия летных испытаний ПВРД. Среди этих дви-
гателей были такие, в которых впервые в мире в усло-
виях полета металлический элемент конструкции
использовался в качестве горючего. Таким образом,
впервые была реализована на практике идея Ф.А.Цан-
дера об использовании в ракетных двигателях металла
конструкции в качестве горючего.
Получение летных характеристик ПВРД позволило
развернуть в РНИИ обширные исследования по этому на-
правлению. В числе прочих результатов было принято ре-
шение об установке ПВРД в качестве основного двигателя
на разрабатывавшийся в 1942-1943 гг. в НИИ-3 истреби-
тель-перехватчик «302» с комбинированной двигатель-
ной установкой, включающей в себя помимо ПВРД еще
и ЖРД для взлета и разгона самолета.
Таким образом, с 1933 по 1944 г. в РНИИ - НИИ-3
была проделана большая работа по дальнейшему разви-
тию теории и практическому созданию жидкостных, гиб-
ридных, комбинированных и прямоточных двигателей.
Направление полета
<----------------
Летная модель ПВРД
Первым практическим шагом на пути создания теп-
ловой машины для питания рабочим телом - парогазом -
турбинного или поршневого двигателя морской тор-
педы явился разработанный в РНИИ в 1936 г. газоге-
нератор ГГ-1 конструкции В.П.Глушко.
В качестве топлива газогенератора были выбраны
азотная кислота и тракторный керосин, широко приме-
нявшиеся в ЖРД конструкции В.П.Глушко. Конструкция
ГГ-1 была двухкамерная, преимущества которой были
выявлены еще на этапе проектирования и убедительно
подтверждены последующими испытаниями. Компо-
ненты топлива сжигались в соотношении, близком к
стехиометрическому, при этом температура в камере
сгорания превышала 2500 °C, а снижение ее до требуе-
мого уровня достигалось последующим впрыском
воды. Суммарный расход газа был более 50 л/с при
давлении 2,2 МПа, температура газа - 450-600 °C.
В1937 г. был разработан газогенератор ГГ-2 с Г-образ-
ной компоновкой тех же двух камер, производитель-
ностью до 100 л/с газа при давлении 3 МПа и
температуре 450-600 °C. Впоследствии опыт, накоплен-
ный в процессе создания упомянутых отечественных
газогенераторов, был использован при разработке
мощных ЖРД.
Существенное влияние на целенаправленность и
эффективность поисков в РНИИ химических источ-
ников энергии для ракетных двигателей сыграли
теоретические и экспериментальные работы
В.П.Глушко, М.К.Тихонравова, Н.Г.Чернышева и др.
Огромную роль сыграла деятельность И.С.Алексан-
дрова, являвшегося начальником основного подраз-
деления по ракетным топливам до конца 1937 г. и
одновременно непосредственным исполнителем по
ряду тем по исследованию физико-химических
свойств ракетных топлив.
Значительный вклад в развитие пред-
ставлений о ракетных топливах внес
В.П.Глушко. Он, в частности, впервые
опробовал в качестве окислителя в дви-
Элементы конструкции
модели ПВРД
Газогенератор ГГ-1
Экспериментальные работы по ПВРД
27
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
гателе своей конструкции концентрированную азотную
кислоту. Еще в 1932 г. он создал лабораторную уста-
новку для получения жидкой четырехокиси азота №0<
и провел серию экспериментов, подтвердивших при-
годность этого соединения для применения в ракетной
технике. На много лет опередили зарубежных специа-
листов исследования В.П.Глушко и Н.Г.Чернышева в
области химического зажигания в ракетных двигателях.
Событием в развитии знаний о ракетных топливах
явилась публикация в 1936 г. монографии В.П.Глушко
«Жидкое топливо для реактивных двигателей» (Ч. I),
которая представляла собой обработанный и дополнен-
ный курс лекций, прочитанных автором для слушателей
ВВА им. Н.Е.Жуковского. Монография содержала по
тому времени обширный научный материал, резуль-
таты теоретических расчетов и экспериментальных ис-
следований. Она длительное время служила не только
ценным справочным пособием, но и своеобразной про-
граммой работ на будущее в этой области ракетной тех-
ники.
Работы КБ-7 по ЖРД, КРД. 1935-1939 гг.
8 августа 1935 г. в Москве по приказу начальника
вооружений РККА М.Н.Тухачевского для разработки
боевых жидкостных ракет было образовано Конструк-
торское бюро № 7 (КБ-7). Основу коллектива КБ-7 со-
ставили сотрудники РНИИ, занимавшиеся разработкой
кислородных двигателей и ракет на их основе. Началь-
ником КБ-7 являлся Л.К.Корнеев, а заместителем и
главным инженером -А.И.Полярный.
За 1935-1939 гг. коллектив КБ-7 разработал 28 про-
ектов кислородно-спиртовых двигателей (М-1 - М-15,
М-18 - М-30, один комбинированный ракетный дви-
гатель М-17), которые предназначались для ракет
баллистического типа. Созданные в этой организа-
ции ЖРД имели тягу от 390 до 1960 Н и удельный
импульс 1960-2160 м/с. Комбинированный двига-
тель при работе на твердом топливе развивал тягу
980 Н, а на жидком топливе - 235 Н и имел удельный
импульс 1913 м/с.
Л.К.Корнеев	А.И.Полярный
В КБ-7 получили развитие ракетные двигатели с теп-
лоизоляционным керамическим покрытием. В 1936-
1937 гг. здесь было внедрено в практику внешнее
проточное охлаждение спиртом всей камеры сгора-
ния и сопла или только сопла. В эти же годы А.И.По-
лярный впервые в нашей стране разработал систему
запуска двигателя с пусковым режимом и соответ-
ствующую пусковую и рабочую арматуру. Работа
двигателя разделялась на пусковой и рабочий ре-
жимы, т.е. был введен двухступенчатый режим ра-
боты.
В КБ-7 была применена вытеснительная система
подачи с помощью порохового аккумулятора давле-
ния. Первую конструкцию ПАД разработал А.Б.Ионов
в РНИИ в 1936 г. После перехода в КБ-7 А.Б.Ионов со-
вместно с А.И.Полярным продолжили эту работу и соз-
дали ПАД для двигателя М-29.
Большинство разработанных в КБ-7 двигателей
прошли стендовые испытания, а некоторые из них -
и летные испытания на ракетах Р-03. Двигатель М-9
с тягой 417 Н испытывался на ракетах Р-06 и АНИР-5
в 1937-1939 гг.
Из всех созданных в КБ-7 двигателей наиболее со-
вершенным в конструктивном отношении был М-29.
Его разработка началась в 1938 г. Двигатель разра-
батывался в семи вариантах - от М-29 до М-29е. От-
личительной особенностью М-29е являлось
применение цилиндрической формы камеры сгора-
ния со сферической головкой, а также вытесни-
тельной системой подачи с помощью ПАД. Камера
сгорания была облицована теплоизоляционным ке-
рамическим покрытием из окиси магния и не имела
внешнего проточного охлаждения. Сопло не имело
такого покрытия и охлаждалось спиртом. В торцо-
вой части сферической головки располагались
центробежные шнекового типа пусковые и рабочие
форсунки, обеспечивающие двухступенчатый за-
пуск двигателя.
На проведенных в 1938 г. стендовых испытаниях М-29е
показал удовлетворительные результаты: тяга -1982 Н
(по ТТЗ планировалось 1717 Н), давление в камере сго-
рания -1,68 МПа, удельный импульс - 2160 м/с, про-
28
Глава 1
должительность работы на установившемся режиме -
33 с. Отработка двигателя была завершена в 1939 г.
в НИИ-3. Он предназначался для ракеты Р-05, разраба-
тывавшейся в КБ-7. Летных испытаний двигатель не
проходил.
В апреле 1939 г. КБ-7 вошло в состав НИИ-3.
Работы по ПВРД
Наряду с государственными учреждениями в 1930-х гг.
в области ракетной техники продолжалась деятель-
ность ОСОАВИАХИМА и других общественных органи-
заций. После образования РНИИ пропагандистская и
популяризаторская работа по ракетной технике среди
населения стала проводиться созданной в 1934 г. в си-
стеме ОСОАВИАХИМА Реактивной группой (секцией),
которая первоначально входила в состав Военно-на-
учного комитета, а затем - Стратосферного комитета
ЦС ОСОАВИАХИМА. В 1934-1938 гг. эта группа, воз-
главляемая ИАМеркуловым, проводила большую ра-
боту по научно-технической пропаганде ракетной
техники, изданию научно-технической литературы, под-
готовке специалистов по ракетной технике, а также за-
нималась проектированием и изготовлением ракет,
причем был создан ряд оригинальных небольших экс-
периментальных ракет.
В 1936 г. И.А.Меркулов спроектировал опытную
двухступенчатую ракету со стабилизирующими аэро-
динамическими плоскостями. Ее первой ступенью яв-
лялась пороховая ракета,
которая предназначалась
для разгона второй ступени
до требуемой скорости и
затем отделялась. В каче-
стве второй ступени ис-
пользовалась ракета с
прямоточным воздушно-
реактивным двигателем.
Масса первой ступени была
около 3,5 кг, включая
массу твердого топлива
ИА.Меркулов 1,079 кг. Двигатель этой
ПСТУПЕНЬ
ступени работал 0,5 с при скорости истечения газов
1860 м/с. Масса второй ступени - 3,57 кг. Двигатель ра-
ботал 8 с. Стартовая масса двухступенчатой ракеты со-
ставляла 7,07 кг. 19 мая 1939 г. под Москвой, на
станции Планерная, были проведены успешные испы-
тания первой советской двухступенчатой ракеты.
В дальнейшем И.А.Меркулов выполнил большой
объем работы по созданию прямоточных воздушно-ре-
активных двигателей, которые прошли отработку на са-
молетах.
Работы В.П.Глушко по авиационным ЖРД.
1939-1944 гг.
В.П.Глушко был арестован органами НКВД 23 марта
1938 г. по так называемому делу антисоветской троц-
кистско-вредительской организации, якобы существовав-
шей в НИИ-3. Он был заключен сначала в Лубянскую, а
затем в Бутырскую тюрьму и осужден Особым Совеща-
нием при НКВД СССР 15 августа 1939 г. по статьям 58-7
и 58-11 УК РСФСР к заключению в ИТЛ сроком на 8 лет.
Однако, учитывая знания и опыт В.П.Глушко как спе-
циалиста, он был оставлен для работы в техбюро -
спецтюрьме в системе 4-го Спецотдела НКВД СССР
(в просторечии - «шарашке»).
С осени 1939 г. заключенный В.П.Глушко работает
в самостоятельной группе при московском (Тушин-
ском) авиационном моторостроительном заводе Ns 82.
Группой под его руководством разрабатывался проект
вспомогательной установки ЖРД (на базе ОРМ-65) для
двухмоторного самолета С-100, варианта истребителя,
с целью форсирования маневров самолета. Привод на-
сосного агрегата предусматривался от основного авиа-
двигателя. Установка ракетных двигателей на самолет
позволила бы увеличить скорость подъема самолета от
1,5 раза у земли до 8 раз на потолке полета самолета,
что представляло значительный интерес для улучшения
боевых характеристик истребителя. Кроме того, этаже
ракетная установка могла быть использована на бом-
бардировщике дальнего действия «Сталь-7». В этом
случае максимальная скорость горизонтального полета
могла быть увеличена на 30 % в течение 9 мин или на
20 % в течение 18 мин.
Кроме того, был разра-
ботан проект газогенера-
тора ГГ-3 повышенной
мощности с подачей топ-
лива автономным турбо-
насосным агрегатом для
быстроходной морской
торпеды.
Осенью 1940 г.
Ракета И.А.Меркулова
Глушко и еще несколько
заключенных, работав-
29
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
ших с ним над проектом ракетного ускорителя для са-
молетов, были переведены в казанскую спецтюрьму -
ОКБ при заводе № 27. Возглавлял это ОКБ капитан гос-
безопасности В.А.Бекетов. Ко времени прибытия
Глушко в казанском ОКБ под руководством А.М.Добро-
творского велась разработка мощного поршневого
авиадвигателя. Вторым направлением была разработка
первого советского дизельного авиамотора. Эту работу
возглавлял А.Д.Чаромский. После прибытия группы
Глушко в ОКБ при заводе № 27 появилось третье на-
правление работ - создание по собственному проекту
ЖРД для установки на самолет.
В проекте предусматривалась разработка однока-
мерного ЖРД как основного двигателя самолета с
тягой камеры 2940 Н. В работе над этим проектом су-
щественную помощь оказал Д.Д.Севрук, переведенный
в Казань из колымских лагерей в феврале 1941 г.
В группе Глушко Севруку было поручено проектирова-
ние электросхемы управления работой двигателя и си-
стемы зажигания топлива в камере.
В разрабатываемом проекте камера в продольном
сечении имела овальную форму с соплом и форкаме-
рой для зажигания электроискровой свечой карбюри-
рованной эфиро-воздушной смеси. Через форкамеру
же осуществлялся отбор газов, которые после балла-
стировки их водой использовались для привода тур-
бины. Камера имела восемь гидравлически
управляемых форсунок, расположенных по окружно-
сти цилиндрической части камеры. Для обеспечения
надежного охлаждения камеры было предусмотрено
спиральное оребрение всех охлаждаемых поверхно-
стей, использование различных средств для интенси-
фикации теплообмена в тракте охлаждения и создание
защитной завесы из паров горючего в пристеночном
слое. ТНА двигателя имел одноступенчатую стальную
турбину, редуктор числа оборотов и лопастные насосы,
подающие компоненты топлива в камеру и масло для
смазки подшипников ТМА. Работы над этим проектом
завершились в середине 1941 г. выпуском чертежей ка-
меры и системы зажигания, по остальным агрегатам
был создан конструкторский задел. Группе Глушко
предстояло определиться с дальнейшим направлением
работ.
Началась Великая Отечественная война. В связи с
наступлением германских войск, из западных районов
вглубь страны были эвакуированы промышленные
предприятия и научные организации, в Казань был эва-
куирован из Воронежа завод Ns 16 НКАП. С момента
объединения заводов № 27 и 16 казанская спецтюрьма
получила свое полное наименование - ОКБ 4-го Спец-
отдела НКВД СССР при заводе № 16 (ОКБ-16).
Война еще больше обострила для группы Глушко
необходимость скорейшего выбора проекта самолет-
ного двигателя. Выходом стало решение разрабатывать
самолетный двигатель, оснащенный четырьмя авто-
номно расположенными камерами. Четырехкамерный
двигатель имел широкий диапазон изменения тяги - от
980 до 11770 Н, режим минимальной тяги обеспечи-
вался работой одной камеры, имеющей диапазон из-
менения тяги от 980 до 2940 Н. Камеры питались от
одного ТНА, турбина работала на газе, отбираемом из
одной камеры с последующей балластировкой водой.
Управление двигателем централизованное, из кабины
пилота, и осуществляется от одной ручки сектора
управления. ТНА двигателя имел газовую активную од-
ноступенчатую турбину мощностью 75 л.с. с числом
оборотов 26 000 в минуту. Пуск турбины осуществ-
лялся через пусковое сопло подачей сжатого воздуха
от баллона высокого давления. Конструкция турбины
мало отличалась от широко используемых в промыш-
ленности паровых турбин, главной ее особенностью
была высокооборотность и малогабаритность.
Поскольку двигатель РД-1 (такое наименование
дали ему авторы проекта) предназначался для уста-
новки на серийно выпускаемый самолет, компоновку
двигателя предполагалось выполнять по блочному
типу, что позволяло разместить агрегаты двигателя
в существующей конструкции самолета без значитель-
ных ее изменений. Использование ранее наработан-
ных материалов позволило быстро получить
одобрение в 4-м Спецотделе НКВД и приступить к про-
ектированию двигателя РД-1. Руководитель этих работ
В.П.Глушко в конце 1941 г. был назначен главным кон-
структором двигателя РД-1 в ОКБ-16.
В начале 1942 г. в коллективе, возглавляемом
Глушко, появились А.И.Эдельман, С.П.Агафонов,
И.И.Иванов и др. Вместе с уже работающими по двига-
телю РД-1 заключенными профессорами Г.С.Жириц-
ким, А.И.Гавриловым, опытными инженерами
Д.Д.Севруком, Н.Л.Уманским, А.С.Назаровым, А.М.Бе-
леньким, К.А.Рудзким коллектив представлял серьез-
ную техническую силу.
В феврале 1942 г. внутри ОКБ-16 было образовано
КБ-2 по разработке двигателя РД-1. Начальником КБ-2
был назначен майор госбезопасности Д.Г.Кобыляцкий,
главным конструктором - В.П.Глушко, заместителем
главного конструктора - Д.Д.Севрук. Руководителями
Двигатель РД-1
30
Глава 1
Огневое испытание двигателя РД-1 в Казани. 1942 г.
групп были назначены А.И.Гаврилов (камер сгорания),
Г.С.Жирицкий (парогазовых турбин), НЛ.Уманский (на-
сосов и редукторов), А.М.Беленький (шестеренчатых
насосов), НАЖелтухин (расчетов).
К концу октября 1942 г. все агрегаты (камера, на-
сосы, пусковые и отсечные гидроэлектроклапаны, си-
стема зажигания, а также стендовая «раковина») были
изготовлены, и 1 ноября проведен первый огневой пуск
экспериментальной сборки будущего двигателя РД-1.
В этот день прошло 7 испытаний суммарной длитель-
ностью 35 с. Цель испытаний - отладка пус-
ковой системы для безударного
воспламенения топлива в камере сгорания.
5 ноября 1942 г., вскоре после первого
огневого испытания экспериментальной
сборки РД-1, главный инженер ВВС генерал-
лейтенант ИАС А.К.Репнин утвердил «Так-
тико-технические требования на жидкостной
реактивной двигатель РД-1 конструкции 4-го
Спецотдела НКВД СССР». В КБ-2 было при-
нято решение в инициативном порядке про-
работать компоновку установки РД-1 на
изготовляемый на соседнем заводе № 22 са-
молет Пе-2. Работы в этом направлении по-
лучили новый импульс, когда в середине
ноября 1942 г. в результате обращения
Глушко к руководству 4-го Спецотдела НКВД из Омской
спецтюрьмы в казанское ОКБ-16 был переведен и за-
числен на должность ведущего инженера в КБ-2
С.П.Королев. К концу 1942 г. изготовление основных
агрегатов двигателя РД-1 было полностью освоено,
стендовые испытания подтвердили правильность при-
нятых технических решений.
С целью интенсификации работ по интеграции двига-
теля РД-1 в конструкцию самолета Пе-2 в начале января
1943 г. в КБ-2 была организована группа № 5 во главе с
С.П.Королевым. В феврале 1943 г. в составе КБ-2 появи-
лись В.А.Витка, Г.Н.Лист, К.И.Страхович, В.Я.Озолин,
М.С.Осипов, вольнонаемные инженеры А.И.Мужичков,
Г.В.Лисеев и др.
Приказ № 144 НКАП о разработке двигателя РД-1 и
о постройке самолета Пе-2, оборудованного реактивной
установкой с однокамерным двигателем РД-1, вышел
12 марта 1943 г.
Выбор назначения двигателя в качестве дополни-
тельного к основной винтомоторной группе определил
конструктивные особенности как самого двигателя, так
и реактивной установки. Наличие у Пе-2 поршневых
моторов М-105 позволило конструкторам двигателя
РД-1 отказаться от турбины и обеспечить привод насо-
сов от основного мотора.
В первом квартале 1943 г. окончательно определи-
лись и с типом насосов: было установлено, что шесте-
ренчатая конструкция полностью обеспечивает
необходимые расходы и давления для двигателя, вы-
полненного в однокамерном варианте. В апреле 1943 г.
завершилась стендовая отработка систем пуска и за-
жигания в камере сгорания кислотно-керосиновой
смеси от эфиро-воздушного факела.
В результате проведенного с января по июль 1943 г.
проектирования и натурной макетной компоновки ре-
активная установка приняла следующий вид: однока-
мерный двигатель РД-1, установленный в хвосте
фюзеляжа; мотор М-105 РА с приводом, валопроводом
Двигатель РД-1 на самолете Пе-2
31
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
и насосным агрегатом, являющимся элементом двига-
теля; топливные баки для азотной кислоты (518 л) и ке-
росина (180 л), трубопроводы и арматура питания;
агрегаты и трубопроводы дренажирования компонен-
тов топлива; пусковая воздушная система; электриче-
ская система; органы управления РУ и
контрольно-измерительные приборы.
Первый контрольно-сдаточный полет самолета Пе-2Р
с установленным двигателем РД-1 без его включения
состоялся 11 августа 1943 г. Первое наземное кратко-
временное огневое испытание двигателя РД-1 в составе
самолета состоялось 18 сентября 1943 г. Первый полет
с включением ЖРД состоялся 1 октября 1943 г., дви-
гатель работал 2 мин на высоте 2740 м и дал увеличе-
ние скорости на 80 км/ч.
При официальных наземных испытаниях двигатель
безаварийно отработал 1 ч 36 мин на режиме полной
тяги и 24 мин на режиме пониженной тяги. Положи-
тельные результаты этих испытаний явились основа-
нием для проведения совместных испытаний двигателя
с представительством Наркомата обороны. Такие испы-
тания были успешно проведены 30-31 декабря 1943 г.
Дальнейшие работы ОКБ под руководством
В.П.Глушко по авиационным ЖРД были продолжены в
составе организованного в феврале 1944 г. НИИ-1 НКАП.
Работы А.М.Исаева по авиационным
ЖРД. 1941-1944 гг.
Выдающийся специалист в области ракетных дви-
гателей А.М.Исаев (1908-1971 гг.) начал свой путь в ра-
кетной технике в авиационном конструкторском бюро
В.Ф.Болховитинова. Здесь в начале 1941 г. А.Я.Берез-
няк предложил ему разработать проект истребителя-
перехватчика с ракетным двигателем, получившего
название БИ. Как отмечал А.М.Исаев в книге «Первые
шаги к космическим двигателям», автором идеи ракет-
ного истребителя-перехватчика и руководителем работ
по этому направлению в ГИРД с 1931 г. был С.П.Коро-
лев. Успешные летные испытания в 1940 г. в НИИ-3 ра-
кетоплана РП-318-1 конструкции С.П.Королева с ЖРД
обусловили принятие Наркоматом авиационной про-
мышленности решения о разработке ракетного пере-
хватчика в ОКБ В.Ф.Болтовитинова.
Жидкостный ракетный двигатель для самолета БИ
разрабатывался в НИИ-3 под руководством Л.С.Душ-
кина. Двигатель Д-1-А-1100 работал на азотнокислот-
ном-керосиновом топливе и развивал рекордную по
тем временам тягу 11 кН (1100 кгс), которая должна
была обеспечить самостоятельный взлет самолета.
С самого начала рабочего проектирования само-
лета А.Я.Березняк был ведущим по машине в целом,
а А.М.Исаев стал ведущим конструктором по двига-
тельной установке. Специалисты НИИ-3 не посвящали
в работу с двигателем бол-
ховитиновцев, которые за-
нимались лишь системой
подачи топлива. Между
тем, хотя камера двигателя
начала работать, разра-
ботка турбонасосного
агрегата для него отста-
вала. В этой связи Исаев
предложил подавать топ-
ливо в двигатель из балло-
нов сжатым воздухом. Эта
схема подачи, хотя и по-
А.М.Исаев
требовала коренной переработки проекта самолета,
была реализована на практике и обеспечила первый
взлет БИ 15 мая 1942 г.
Летом 1942 г. в решающую стадию вступили работы
над ракетным перехватчиком собственной конструкции
НИИ-3, и институт приостановил работы по двигателю
для самолетов БИ. Поэтому В.Ф.Болховитинов предло-
жил А.М.Исаеву передать разработку топливной си-
стемы другому сотруднику и самому вплотную заняться
двигателем. На этом этапе большую роль в становле-
нии Исаева как конструктора ракетных двигателей сыг-
рало посещение конструкторского бюро В.П.Глушко на
авиационном заводе в Казани.
В середине мая 1943 г. ОКБ В.Ф.Болховитинова
было перебазировано с Урала, где оно находилось
в эвакуации, в подмосковный город Химки. Создан-
ная летом 1941 г. проектно-конструкторская группа
во главе с А.М.Исаевым 21 июня 1943 г. была пре-
образована в отдел жидкостных ракетных двигателей.
В отделе стали работать М.В.Мельников, Л.А.Пчелин,
А.А.Толстов, В.Ф.Берглезов, И.И.Райков, Г.Г.Головин-
цова, В.Г.Ефремов, Н.И.Коровин. К весне 1944 г.
была в основном закончена отладка стендов. За это
время конструкторы провели большую работу по пе-
реработке двигателя конструкции Душкина.
В.Ф.Болховитинов решил оформить через Госу-
дарственный Комитет Обороны первое задание -
разработать к октябрю 1944 г. авиационный жид-
костной двигатель с многократным включением с
плавным регулированием в диапазоне тяг от 4 до 11 кН,
с удельной тягой не ниже 1960 м/с и ресурсом ра-
боты не менее 30 мин. Этот двигатель должен был
заменить двигатель конструкции Душкина на само-
лете БИ, что позволило бы продолжить его отра-
ботку. Создание нового двигателя, получившего
индекс РД-1, было завершено в НИИ-1, куда в каче-
стве производственной и авиаконструкторской базы
института постановлением ГКО от 18 февраля 1944 г.
был передан филиал № 1 - завод № 293 в г. Химки
Московской области с конструкторским бюро
В.Ф.Болховитинова.
32
Глава 1
Работы НИИ-1 по ракетным двигателям.
1944-1946 гг.
В соответствии с постановлением Государственного
Комитета Обороны от 18 февраля 1944 г. НИИ-3 Нар-
комата боеприпасов был преобразован в Научно-иссле-
довательский институт реактивной авиации (НИРА), или
Научно-исследовательский институт № 1 (НИИ-1), в со-
ставе Наркомата авиационной промышленности. При
этом произошел резкий поворот в формах организа-
ции, структуре и направлениях деятельности института.
Если с момента образования РНИИ в 1933 г. и до реор-
ганизации в 1944 г. главным тематическим направле-
нием в нем была разработка пороховых ракетных
двигателей и реактивных снарядов на их основе для
наземного, воздушного и морского вооружения, то
в НИИ-1 на начальном этапе его деятельности на пер-
вый план вышли работы по жидкостным ракетным дви-
гателям для авиации. В этот период именно ЖРД
обещали существенное улучшение характеристик авиа-
ции, прежде всего скорости и высоты полета.
Первым начальником НИИ-1 в феврале 1944 г. был
назначен по совместительству начальник ЦИАМ В.И.По-
ликовский. 29 мая 1944 г. новым начальником НИИ-1
был назначен руководивший до этого НИИ ВВС гене-
рал-майор П.И.Федоров.
Как уже отмечалось, в качестве производственной и
авиаконструкторской базы институту февральским поста-
новлением ГКО был придан филиал № 1 - завод № 293
в г. Химки Московской области, где самолетное кон-
структорское бюро возглавлял В.Ф.Болховитинов. Он
был назначен в дополнение к прежней должности пер-
вым заместителем начальника НИИ-1.
Первая структура реорганизованного института
была разработана П.И.Федоровым вместе с В.Ф.Болхо-
П.И. Федоре в
В.Ф.Болховитинов
витиновым и утверждена заместителем наркома авиа-
промышленности А.С.Яковлевым (введена в действие
15 июля 1944 г.).
Кроме авиационного КБ В.Ф.Болховитинова, в НИИ-1
были переведены КБ по прямоточным ВРД М.М.Бонда-
рюка (из НИИ ГВФ), по газотурбинным двигателям
А.М.Люльки (из ЦИАМ), КБ по реактивным снарядам
В.П.Голикова (из ЛИИ).
Той же весной 1944 г. приказами наркома авиапро-
мышленности А.И.Шахурина в институте были образо-
ваны еще три двигательных КБ3: А.М.Исаева,
Л.С.Душкина и В.П.Глушко. Причем для организации
последнего КБ потребовалось особое решение, т.к.
В.П.Глушко находился в то время в заключении на за-
воде № 16 в Казани. Это решение было реализовано
в форме совместного приказа от 18 апреля 1944 г. двух
наркомов: внутренних дел Л.П.Берии и авиапромыш-
ленности А.И.Шахурина. В нем, в частности, указано:
«2. Лабораторное оборудование, весь личный со-
став з/к специалистов 4 Спецотдела4 и вольнонаемный
состав, работающий над двигателем РД-1, в соответ-
ствии с решением ГКО5 передать в НИРА НКАП.
6. Впредь до организации НИРА работу по РД-1 про-
должить на заводе № 16, выделив в самостоятельную
группу РД с непосредственным подчинением директору
завода Ns 16 и начальнику 4-го Спецотдела».
В период пребывания ОКБ в составе НИИ-1
В.П.Глушко направлял ежедекадные доклады началь-
нику института о деятельности КБ, получал из Москвы
указания и информацию.
В то же время существенного влияния этот приказ
на работу КБ-2 ОКБ-16 и, позднее, ОКБ-РД не оказал.
До освобождения из заключения В.П.Глушко подчи-
нялся 4-му Спецотделу НКВД, а после образования
ОКБ-РД работал напрямую с НКАП.
Как уже отмечалось, результаты проведенных
30-31 декабря 1943 г. совместных испытаний двига-
теля РД-1 были доложены Государственному Комитету
Обороны. ГКО своим постановлением от 22 мая 1944 г.
поручил главным конструкторам А.С.Яковлеву и С.А.Ла-
вочкину установить двигатель РД-1 на серийные само-
леты Як-3 и Ла-7, а П.О.Сухому- на экспериментальный
Су-7. Кроме того, А.С.Яковлев обязывался спроектиро-
вать и построить чисто реактивный истребитель под
трехкамерный автономный двигатель РД-3, над кото-
рым КБ-2 ОКБ-16 вело работы.
Разработка двигателя РД-3 началась в январе
1944 г., когда по предложению В.П.Глушко начальник
ЭВ начальной структуре института (1944 г.) все конструкторские подразделения назывались отделами (собственно КБ были сформированы
позднее).
4 Отдел НКВД СССР, руководивший работой «специальных» КБ, созданных из заключенных специалистов.
5 Имеется в виду постановление Государственного Комитета Обороны от 18 февраля 1944 г., согласно которому все работы по реактивным
двигателям сосредоточивались в реорганизованном НИРА (НИИ-1).
33
СТРУКТУРА ОСНОВНЫХ ТЕМАТИЧЕСКИХ И ПРОИЗВОДСТВЕННЫХ ПОДРАЗДЕЛЕНИЙ НИИ-1 в 1944 г.
Структура основных тематических и производственных подразделений НИИ-1 в 1944 г.
(Примечание: 1. Подразделения, указанные пунктиром, организационного оформления не получили.
2. В1945 г., после гибели П.И.Федорова, начальником института был назначен ЯЛ.Бибиков)
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Глава 1
ОКБ-16 направил в НИИ ВВС на согласование проекты
ТТТ по двухкамерному и трехкамерному автономному
двигателю. Двигатель РД-3 состоял из трех камер,
расположенных как в едином блоке, так и раздельно
в зависимости от требований конструктора самолета.
Номинальная тяга одной камеры - 2940 Н, питались
камеры от турбонасосного агрегата, состоящего из па-
рогазовой активной одноступенчатой турбины мощ-
ностью 43 л.с. при 22500 об./мин и насосов: кислотного -
центробежного трехступенчатого, керосинового и во-
дяного - лопастных, масляного шестеренчатого. Дви-
гатель РД-3 имел большой диапазон регулирования по
тяге в зависимости от того, работают все три камеры
или только одна.
Выход приказа НКАП № 371 от 30 мая 1944 г. уско-
рил проведение работ по двигателю РД-3; в плане работ
завода № 16 на второе полугодие 1944 г. намечалось
в декабре завершить доводочные испытания, а в январе
1945 г. - предъявить двигатель РД-3 на государствен-
ные испытания. Однако эти планы реализовать не уда-
лось. Производство завода № 16 было занято выпуском
фронтовой продукции - моторов М-105, выделенные
для КБ-2 участки цехов изготавливали малую серию
двигателей РД-1, на испытательных стендах отрабаты-
валась система высотного запуска двигателей. И, тем
не менее, к январю 1945 г. было изготовлено в полной
комплектации три двигателя РД-3, один из них в январе
успешно прошел два огневых испытания. Дальнейшие
работы были прекращены в связи с занятостью коллек-
тива КБ работами по установке двигателей РД-1 на са-
молеты Ла-7, Як-3, Су-7.
Работы по двигателю РД-1 в 1944 г. велись в двух
направлениях: повышение работоспособности камеры
для обеспечения ее рабочего ресурса длительностью
1 ч с двумя-тремя переборками и отработка безотказ-
ного запуска двигателя на высотах до 7 км.
Основным дефектом в конструкции двигателя было
появление в процессе длительной работы «пролизов»
внутренней стенки камеры. Однозначно положитель-
ный результат удалось получить только в 1945 г. после
изменения материала стенки: алюминиевый сплав был
заменен на жаростойкую сталь.
Обеспечение высотного запуска тоже оказалось
достаточно сложным делом. В середине 1944 г. был
заменен источник воспламенения: вместо электро-
искровой свечи применили свечу накаливания. Од-
нако и этот вариант зажигания обеспечил надежный
запуск двигателя только до высоты 5 км.
Еще 25 апреля 1944 г. Л.П.Берия подготовил по согла-
сованию с АИШахуриным письмо И.В.Сталину с просьбой
«учитывая важность проведенных работ,... освободить,
со снятием судимости, особо отличившихся заключенных
специалистов, с последующим направлением их на работу
в авиапромышленность». 3 июля 1944 г. начальник НИРА
(НИИ-1) П.И.Федоров обратился к наркому авиапромыш-
ленности со следующим ходатайством: «Для создания
условий в быстрейшей отработке ... порученного НИИ-1
трехкамерного двигателя Глушко... необходимо в первую
очередь освободить конструктора и тем дать возможность
НИИ-1 непосредственно руководить работами по его дви-
гателям. Сейчас ответственность за двигатель Глушко
лежит на НИИ-1, а конструктор Глушко находится в подчи-
нении НКВД».
Президиум Верховного Совета СССР 27 июля 1944 г.
принял решение о досрочном освобождении со сня-
тием судимости 35 заключенных казанской спец-
тюрьмы. Среди освобожденных были работники КБ-2
В.А.Витка, В.П.Глушко, Г.С.Жирицкий, С.П.Королев,
Г.Н.Лист, ВЛ.Пржецлавский, Д.Д.Севрук, Н.Л.Уманский,
Н.С.Шнякин.
На базе коллектива освобожденных руководителей
и вольнонаемных сотрудников КБ-2 в системе НКАП
было организовано ОКБ-РД (ОКБ реактивных двигате-
лей), открытое название - ОКБ-СД (ОКБ специальных
двигателей) во главе с главным конструктором
В.П.Глушко. Организация ОКБ-РД привела к фактиче-
скому упразднению ОКБ 4-го Спецотдела НКВД СССР
при заводе № 16, т.к. вместе с Глушко из ОКБ-16 ушла
и проектная тематика. Общая численность сотрудников
ОКБ-РД в августе 1944 г. составила 144 человека, из
них 33 - прикомандированные заключенные.
Окончательно ОКБ-РД было сформировано после
подписания 31 августа 1944 г. заместителем председа-
теля Государственной штатной комиссии при СНК СССР
М.Кузиным штатного расписания административно-
управленческого персонала, в котором В.П.Глушко
утверждался главным конструктором второй степени.
ОКБ-РД продолжало интенсивную работу по созда-
нию двигателя РД-1 для самолетов Ла-7, Як-3, Су-7.
Проведенные во втором полугодии 1944 г. исследова-
ния возможности применения калильного зажигания
показали недостаточную надежность его работы на вы-
сотах более 5000 м.
Разработка новой системы высотного запуска дви-
гателя РД-1 началась в феврале 1945 г. в химической
лаборатории ОКБ-РД под руководством ее начальника
А.А.Меерова с участием Д.Д.Севрука. Была исследо-
вана возможность использования в качестве пускового
горючего нескольких химических веществ, останови-
лись на смеси 75 % карбинола и 25 % бензина.
С18 по 25 июня 1945 г. двигатель с химическим за-
жиганием прошел официальные стендовые испытания
на надежность запуска, а в течение июня прошла про-
верка запуска во всем диапазоне высот до 7 км. Такой
двигатель получил обозначение РД-1ХЗ (химическое
зажигание).
Во втором полугодии 1945 г. были завершены лет-
ные испытания самолетов Ла-7, Як-3 и Су-7 с допол-
35
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Наземное огневое испытание двигателя РД-1ХЗ на самолете Су-7
Экспериментальный истребитель 120Р авиаконструктора С.А.Лавочкина
с двигателем РД- 1X3
Огневые испытания РД-1ХЗ в Химках. 1947 г.
нительно установленными двигате-
лями РД-1 и РД-1ХЗ. В отчетах
(актах) о заводских летных испыта-
ниях приведены данные об увеличе-
нии полетной скорости: на 165 км/ч
у Ла-7, на 182 км/ч у Як-3, на 91 км/ч
уСу-7.
Запланированные на 1945 г. ра-
боты по изготовлению двухкамер-
ного двигателя РД-2 претерпели
изменение: было принято решение
разработать и изготовить двигатель
РД-2 в однокамерном варианте
тягой 5800 Н. Ориентировочно дви-
гатель предназначался для ОКБ
С.А.Лавочкина. Чертежи двигателя
РД-2 были выпущены в октябре-но-
ябре 1945 г., однако производство
завода Ns 16, загруженное изготов-
лением серийных двигателей РД-1ХЗ,
к работам по двигателю РД-2 в 1945 г.
не приступило. Изготовление было
перенесено на 1946 г.
В сентябре 1945 г. по итогам
работ в области создания военной
техники были награждены сотруд-
ники НИИ-1, в т.ч. ведущие специа-
листы ОКБ-РД: орденом Трудового
Красного Знамени - В.П.Глушко и
Д.Д.Севрук, орденом «Знак По-
чета» - С.П.Королев, Г.С.Жирицкий,
Г.НЛист, Н.Н.Артамонов, Н.С.Шня-
кин. Многие работники ОКБ-РД
были награждены медалью «За доб-
лестный труд в Великой Отечествен-
ной войне 1941-1945 гг.».
ОКБ-РД продолжало работать
в Казани до его реорганизации
в июле 1946 г. в ОКБ-456 и переезда
сотрудников в ноябре 1946 г.
в г. Химки на завод Ns 456.
Среди награжденных в сентябре
1945 г. были и другие сотрудники
НИИ-1: Л.С.Душкин за вклад в созда-
ние военной техники был удостоен
высшей награды - ордена Ленина
(в 1944-1945 гг. в КБ Л.С.Душкина
были созданы первые в СССР ЖРД с
турбонасосной системой подачи топ-
лива; в дальнейшем двигатели РД-2М
и РД-2МЗВ успешно прошли летные
испытания на самолетах А.С.Яковлева
и А.И.Микояна), - а также специали-
сты ОКБ А.М.Исаева. Как уже отмеча-
36
Глава 1
лось, в начале 1944 г. они приступили к выполнению пер-
вой собственной разработки - ЖРД РД-1. Этот двигатель
разрабатывался для самолета БИ взамен ЖРД Д-1 -А-1100.
Топливо двухкомпонентное (окислитель - азотная кис-
лота, горючее - керосин) с вытеснительной подачей. Диа-
пазон регулирования тяги - 3,9-11,8 кН. При
максимальной тяге давление в камере сгорания 1,59 МПа
удельный импульс тяги - 2010 м/с. Масса ЖРД - 95 кг,
длина камеры -0,8 м. РД-1 был рассчитан на многократ-
ный запуск в полете при ресурсе 30 мин.
При тех же геометрических размерах камеры и
схеме регенеративного охлаждающего тракта, что у
Д-1-А-1100, РД-1 имел ряд существенных отличий,
обеспечивающих ему высокие характеристики. Основ-
ные детали РД-1 были изготовлены из кислотостойкой
(а не просто углеродистой) стали. Изменено было
также расположение спиральных ребер внутренней
стенки сопла с целью улучшения охлаждения камеры,
снижения ее гидравлического сопротивления и массы.
В дополнение к регенеративному было введено завес-
ное охлаждение камеры от форсуночной головки. Уве-
личенное число форсунок обеспечило высокую
полноту сгорания топлива. Центральные форсунки обра-
зовали пусковой блок. Электродуговое зажигательное
устройство вводилось в камеру со стороны сопла и воз-
вращалось после запуска в исходное состояние с помо-
щью пневмоуправляемого механизма. В октябре 1944 г.
были завершены государственные испытания РД-1, в мае
1945 г. - летные испытания самолета БИ с РД-1.
После реорганизации института в связи с прекра-
щением разработки самолета «302» в нем проводились
работы по созданию под руководством И.Ф.Флорова
еще одного самолета с ракетным двигателем. Для этого
самолета, получившего индекс «4302», ОКБ А.М.Исаева
Двигатель РД-1 конструкции А.М.Исаева
37
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
начало заниматься модернизацией двигателя РД-1, ко-
торая окончилась разработкой нового авиационного
многоразового двигателя РД-1М. Итоги отработки
РД-1 М таковы: по сравнению с РД-1 уменьшен вес,
упрощена конструкция, увеличен ресурс работы, сни-
жено давление подачи. Лишь удельная тяга не увеличи-
лась; причина этого, как писал А.М.Исаев, осталась
невыясненной. В июле 1946 г. двигатель РД-1М прошел
стендовые испытания, а в декабре этого же года само-
лет «4302» с двигателем РД-1 М сделал первые про-
бежки.
Еще с осени 1944 г. в ОКБ А.М.Исаева все более
прочным становилось убеждение в том, что перспек-
тивны двигатели не многократного, а разового приме-
нения. Параллельно с отработкой РД-1М начались
работы и в этом направлении.
15 апреля 1945 г. был вычерчен цельносварной
двигатель на тягу 12,26 кН (1250 кгс), который был
назван У-1250 («У» означало упрощенный). Этот дви-
гатель стал исходным образцом для целого семей-
ства двигателей. Впервые появилась конструкция
камеры со связанными оболочками. Этот принцип с
тех пор прочно внедрился в отечественное двигате-
лестроение. Благодаря реализации этого принципа
открылась возможность увеличивать тягу в одном
агрегате, т.е. была заложена база для создания целой
серии двигателей, одинаковых по конструкции для
широкого диапазона тяг.
ОКБ А.М.Исаева в июне 1948 г. было переведено из
НИИ-1 в НИИ-88.
Завершающим аккордом использования ЖРД в авиа-
ции явился демонстрационный полет на авиационном
параде в Тушино 18 августа 1946 г. экспериментального
самолета «120Р» с работающим РД-1ХЗ.
Изучение немецкого опыта производства
мощных ЖРД
Летом 1944 г. произошли события, оставившие
значительный след в истории развития отечественной
ракетной техники и судьбе института.
Выполняя приказ Верховного Главнокомандующего
И.В.Сталина, группа сотрудников НИИ-1, возглавляемая
начальником института генерал-майором П.И.Федоро-
вым в августе 1944 г. «на плечах» наших наступающих
войск вошла на немецкий ракетный полигон «Близна»
в Польше. В составе группы были ЮАПобедоносцев,
М.К.Тихонравов, Р.Е.Соркин, Н.Г.Чернышев. Это были
самые первые советские специалисты-ракетчики, кото-
рые вплотную соприкоснулись с достижениями герман-
ских конструкторов и ученых в создании баллистических
ракет Фау-2 и самолетов-снарядов Фау-1.
После этой поездки в конференц-зале НИИ-1 по-
явились первые экспонаты ставшей вскоре обширной
выставки трофейной немецкой ракетной техники. Для
их изучения правительственным решением была соз-
дана специальная техническая комиссия, координацию
работы которой осуществлял В.Ф.Болховитинов. Вы-
ставка трофейной техники пополнялась до конца
войны. Несомненно, эта выставка, с которой внима-
тельно ознакомились руководители наркомата и члены
правительства, сыграла большую роль как в изучении
немецких достижений, так и в определении собствен-
ных позиций советских ракетчиков.
Однако работа института по изучению трофейных
материалов не ограничивалась лишь организацией вы-
ставки. 29 сентября 1944 г. начальник НИИ-1 «в целях
правильного координирования и успешного выполне-
ния намеченных на октябрь работ по изучению и вос-
произведению спецобъекта» (ракеты Фау-2) утвердил
непосредственных руководителей по отдельным на-
правлениям, в число которых входили И.Ф.Флоров
(общая компоновка объекта), ААМикулин и Б.С.Стеч-
кин (турбонасос и газогенератор), А.М.Исаев (двига-
тель и стенды), Л.С.Душкин (проектная и расчетная
часть двигателя и всей системы), Р.Е.Соркин (внешняя
баллистика), М.К.Тихонравов (аэродинамика объекта),
Н.Г.Чернышев (химия (топливные компоненты и взрыв-
чатые вещества)), Л.Э.Шварц (боевая часть объекта),
ЮАПобедоносцев (полигон и пусковые устройства).
Включение в приказ фамилий не работавших в инсти-
туте АА.Микулина и Б.С.Стечкина свидетельствует о
том, что П.И.Федоров обладал в то время полномо-
чиями, выходящими за рамки возможностей началь-
ника института.
Таким образом, осенью 1944 г. Наркомавиапром ак-
тивно развивал работы как по ракетной, так и по авиа-
ционной реактивной тематике. В тот же период
в Наркомате была создана первая в стране управленчес-
кая структура по новому направлению: 30 октября 1944 г.
распоряжением Совнаркома СССР образовано Главное
Управление авиационной реактивной техники 18-е Глав-
ное управление НКАП. Начальником нового главка был
назначен по совместительству первый заместитель нар-
кома П.В.Дементьев.
В июле-августе 1945 г. в Германию были направ-
лены сотни советских специалистов различных техни-
ческих направлений. Координацией этих работ
занималась Государственная комиссия под председа-
тельством наркома вооружения Д.Ф.Устинова. С таким
же заданием от Наркомата авиапрома в июле 1945 г.
в Германию прибыл главный конструктор ОКБ-РД
В.П.Глушко. По составленному им списку в Германию
также командировались ведущие работники ОКБ-РД:
Г.С.Жирицкий, Д.Д.Севрук, Н .Л.Уманский, С.П.Королев,
ВА.Витка, Г.Н.Лист, ВЛ.Шабранский, Н.Н.Артамонов,
Н.А.Судаков. Однако не все из этого списка выехали
в Германию: Жирицкий, Севрук и Витка по своей ини-
38
Глава 1
циативе, во избежание развала ОКБ, остались руково-
дить внедрением двигателя РД-1ХЗ на самолеты Ла-7,
Як-3 и Су-7, а Королев задержался в Москве для уча-
стия в полетах Пе-2Р на авиационном параде, в Герма-
нию он вылетел в сентябре 1945 г. Позднее, в 1946 г,
в Германию выезжали Севрук и Витка, а также другие
работники ОКБ-РД, среди них С.П.Агафонов, А.С.Сар-
кисян, Н.П.Алехин, А.С.Назаров, Н.П.Нужин, М.Д.Наза-
ров и др.
К моменту прибытия в Германию Глушко в сфере
изучения немецкой ракетной техники был выработан
особый подход. С одобрения председателя Особой пра-
вительственной комиссии генерала Л.М.Гайдукова для
изучения технологии производства технических нови-
нок на территории Германии восстанавливались пред-
приятия по производству ракетной техники, на которых
вместе с командированными инженерами работали не-
мецкие специалисты. На базе прибывших сотрудников
ОКБ-РД в составе Особой правительственной комиссии
был создан под руководством Глушко
«Отдел реактивных двигателей на жид-
ком топливе межведомственной комис-
сии по изучению реактивной техники
в Германии». Численность сотрудников
отдела в течение 1945-1946 гг. перио-
дически менялась в связи с ротацией
командированных специалистов.
Перед инженерами ОКБ-РД была по-
ставлена задача в короткие сроки макси-
мально освоить опыт производства и
испытаний немецких реактивных двига-
телей, в первую очередь двигателей ра-
кеты А-4, восстановить полный комплект
конструкторской и технологической до-
кументации, обеспечить сбор разроз-
ненной материальной части двигателей
и стендового оборудования для огневых
и гидравлических испытаний.
Выполнить эту задачу было весьма
трудно, т.к. часть объектов по производ-
ству и наземным испытаниям ракетной
техники находилась на территории, ко-
торая была захвачена американскими
войсками, однако после капитуляции
Германии эти территории по междуна-
родному соглашению передавались в со-
ветскую оккупационную зону. За время
своего пребывания на этих территориях
американцы вывезли всю имеющуюся
ракетную технику и заводское оборудо-
вание, а что нельзя было вывезти - раз-
рушили. Но и в этих условиях группа
специалистов ОКБ-РД действовала
весьма продуктивно.
Силами отдела с августа 1945 г. по январь 1947 г.
была выполнена огромная работа: собраны и система-
тизированы основные чертежи, протоколы испытаний
узлов и двигателя в целом; собраны материалы по до-
водке двигателя и перспективам развития; найдены и
собраны из разрозненных узлов несколько десятков
двигателей; организован опытный завод «Монтания»
в Нордхаузене, на котором были сосредоточены техно-
логическое оборудование и оснастка для изготовления
двигателей; по частям собрана немецкая технология из-
готовления камер и изготовлено более 10 камер; на ис-
пытательной базе завода «Форверк-Митте» в Леестене
восстановлен и дооборудован стенд для огневых испы-
таний камер; заново создан второй стенд для испыта-
ния двигателя в целом.
При проведении этих работ наших специалистов
в первую очередь поразили размеры двигателя и мас-
штабы его производства. Это явилось главной новиз-
ной в немецких разработках. Действительно, тяга
Огневые испытания двигателя ракеты А-4 в Германии
39
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
самой мощной камеры из разрабатываемых в ОКБ-РД
составляла 5,9 кН (двигатель РД-2), а у двигателя ра-
кеты А-4 - 245 кН, более чем в 40 раз мощнее. То же
можно сказать и о стендовом оборудовании для огне-
вых испытаний двигателей.
Что касается конструкции агрегатов двигателя ракеты
А-4, то они не имели какой-либо принципиальной но-
визны, более того, отдельные решения в отечественном
исполнении были более прогрессивны. Это касается ор-
ганизации охлаждения внутренней стенки камеры - раз-
работанная в ГДЛ оребренная стенка обеспечивает
лучший теплосьем по сравнению с гладкой стенкой А-4;
применяемые в СССР центробежные форсунки создают
более совершенное смесеобразование, чем струйные
распылители; агрегаты автоматики самолетных ЖРД
дают возможность многократного включения. И в то же
время конструкция, размеры и характеристики двигателя
ракеты А-4 и размах его производства требовали самого
тщательного изучения для использования немецкого
опыта в дальнейших работах по созданию отечественных
ракетных двигателей и промышленного их производства.
Собранная техническая документация по двигателю
ракеты А-4 была сверена с образцами, систематизиро-
вана, доукомплектована и подготовлена к отправке
в СССР. Практически был собран полный комплект для
серийного изготовления двигателей. Однако для изуче-
ния процесса проектирования двигателей этих доку-
ментов было недостаточно. Для этого нужны были
методики расчета теплопередачи, термодинамики и
смесеобразования в камере, газодинамики истечения
газов из сопла, гидравлических расчетов насосов и т.д.
Эта документация вместе со специалистами соответ-
ствующего профиля была вывезена в США.
Несмотря на отсутствие этих основополагающих
для проектирования двигателей данных, на базе собст-
венного опыта и теоретических знаний специалисты
ОКБ-РД в декабре 1945 г. начали работы по дальней-
шему развитию конструкции двигателя ракеты А-4. Ра-
боты велись по двум направлениям:
-	форсирование двигателя по тяге с 245 кН до 314 кН
без коренного изменения конструкции и существующих
габаритов двигателя;
-	разработка нового двигателя тягой до 1000 кН.
Немецкие специалисты консультировали при изуче-
нии конструкторской и технологической документации,
помогали их собирать и систематизировать, участво-
вали в восстановлении производства двигателей на за-
воде «Монтания» и огневых стендов в Леестене. При
проведении работ на стендах проходили стажировку
мотористы и технологи-испытатели ОКБ-РД. Всего
было проведено 407 огневых испытаний камер и дви-
гателей. К работам по двигателю ракеты А-4 сотруд-
ники ОКБ-РД привлекли несколько десятков немецких
инженеров и техников, мастеров и рабочих, но, по
оценке Глушко, «...среди них не было, кто бы играл за-
метную роль в разработке двигателя, привлеченные
кадры к самостоятельной работе не пригодны».
Изучив конструкцию двигателя ракеты А-4 и органи-
зацию промышленного производства ракеты в Германии,
В.П.Глушко обращается с докладными записками к ге-
нералу Л.М.Гайдукову (23 ноября 1945 г.) и наркому
Д.Ф.Устинову (31 мая 1946 г.). В этих докладных запис-
ках В.П.Глушко наряду с отчетом о проделанной работе
излагает развернутую концепцию ракетного двигателе-
строения в СССР. Он предлагает создать опытный завод,
задачей которого явилось бы полное освоение техноло-
гии изготовления и испытаний двигателя ракеты А-4, вы-
полнение работ по форсированию тяги этого двигателя
в 1,5-2 раза, на базе освоенной технологии - разработка
двигателей собственной конструкции. Опытный завод
должен иметь конструкторское бюро, лаборатории, экс-
периментальное и основное производство, летно-испы-
тательную станцию, эксплуатационный отдел. Особо
подчеркивался принцип единоначалия - главный кон-
структор завода являлся и начальником объединенного
предприятия. Практически все предложения В.П.Глушко
в дальнейшем были реализованы в правительственных
постановлениях и министерских приказах.
Таким образом, ко времени знакомства советских
специалистов с достижениями немецких ракетчиков
в нашей стране был накоплен значительный опыт соз-
дания и практического применения ракетных двигате-
лей различных типов. Вместе с тем, как справедливо
отмечал Б.Е.Черток в своей книге «Ракеты и люди. От
самолетов до ракет»,«... немцы в период 1932-1935 гг.
от нас сильно отставали, особенно в области реактив-
ных снарядов. С 1935 г. немцы начинают догонять, а
затем и опережать нас в разработках ЖРД и, главным
образом, на компонентах кислород - спирт. Параметры
ЖРД, разрабатывавшихся в период 1935-1940 гг.
в НИИ-3, не шли ни в какое сравнение с тем, на что
немцы замахнулись в это же время в Пенемюнде. Еще
в 1937 г. мы уступили приоритет Германии в разработ-
ках жидкостных управляемых ракет. В то же время
в области малых пороховых реактивных снарядов мы
оказались далеко впереди немцев».
Однако благодаря имеющемуся опыту работ в обла-
сти создания ракетных двигателей и ракет на их основе,
а также благодаря работе сформировавшихся в ходе
этих работ специалистов удалось в кратчайшие сроки
освоить достижения немецкой ракетной техники и за-
ложить основы отечественного ракетного двигателе-
строения и ракетостроения в целом, а в дальнейшем -
ракетно-космической техники.
Глава 2
Двигательные установки баллистических ракет
дальнего действия.
1946-1954 гг.
Деятельность В.П.Глушко
Разработка ЖРД
РД-100
РД-101
РД-103
РД-1 ОЗМ
РД-105
РД-106
РД-110
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Р.Ф.'Рахманин, P.C.CiflaJcob
АО «НПО Энергомаш имени академика
ВЛГлушко»
РАЗРАБОТКА ЖРД РД-100, РД-101, РД-103,
РД-1 ОЗМ, РД-105, РД-106, РД-110
Совет Министров СССР в Постановлении от 13 мая
1946 г., «считая важнейшей задачей создание реактив-
ного вооружения и организацию научно-исследова-
тельских и экспериментальных работ в этой области»
наряду с многочисленными поручениями проведения
специальных работ государственными структурами,
определил «как первоочередную задачу - воспроизве-
дение с применением отечественных материалов ракет
типа Фау-2 (дальнобойной управляемой ракеты)».
Работы в этом направлении начались с выхода со-
вместного приказа Министерства вооружения СССР и
начальника ГАУ ВС СССР от 23 декабря 1946 г. о вы-
пуске русского комплекта чертежей ракеты А-4 (Фау-2)
для изготовления опытной серии ракет. ОКБ-456 в де-
кабре 1946 г. и в феврале 1947 г. двумя партиями по-
лучило из Германии подготовленную работниками
ОКБ-РД конструкторскую и технологическую докумен-
тацию для производства двигателей. И сразу же на-
чался перевыпуск трофейных чертежей. Это было
связано с необходимостью привязки чертежей к совет-
ским стандартам и материалам, а также с изложением
текстовой части на русском языке. Всего было выпу-
щено 1492 чертежа, 56 ТУ, а также 22 расчета на 462 ли-
стах. Основная техническая трудность при выпуске
новых чертежей заключалась в правильной замене не-
мецких марок материалов на отечественные.
Технологическая подготовка к изготовлению двига-
телей на заводе сопровождалась также большими
В.П.Глушко. 1949 г.
трудностями. Не хватало тепла и электроэнергии, по-
мещений, оборудования, рабочих и инженеров. Освое-
ние новой техники одновременно со строительством
новой производственной базы явилось настоящим тех-
ническим подвигом коллектива первопроходцев отече-
ственного ракетного двигателестроения.
В ОКБ-456 прибыло 17 немецких специалистов, не-
сколько позже, в декабре, к ним добавилось еще шесть
человек: два инженера-конструктора по ВРД и четыре
специалиста (один инженер и три рабочих) по криоген-
ной технике. Поступившая в распоряжение ОКБ-456
группа немецких специалистов была весьма неодно-
родна как по уровню образования, так и по имеющимся
специальностям. В ОКБ-456 немцы были распределены
по подразделениям предприятия: в КБ - десять чело-
век, в экспериментальное и опытное производство -
семь человек, на испытательные стенды, включая кис-
лородную установку - шесть человек. В КБ немецкие
специалисты выполняли графическую часть чертежей,
все надписи делали наши техники-конструкторы.
В начале 1948 г. полный комплект конструкторской
документации по двигателю РД-100 был окончательно
сформирован, апробирован в производстве, по нему
были изготовлены первые образцы двигателей, кото-
рые успешно прошли огневые испытания на стенде. За-
дача, поставленная перед депортированными
немецкими специалистами - оказать техническую по-
мощь в выпуске конструкторской документации, адап-
тированной к возможностям промышленности СССР, и
в воспроизведении двигателя на советском заводе -
была выполнена. Конструкторы ОКБ-456 приступили к
следующему этапу - разработке форсированного дви-
гателя РД-101. В этот же период в КБ была начата раз-
работка отечественной паяно-сварной камеры,
обеспечивающей возможность использования высоко-
эффективных топлив и выдерживающей давления
в сотни атмосфер. Эти работы имели сугубо секретный
характер, к которым допуск немецких специалистов ис-
ключался. В связи с таким положением дел Глушко
31 марта 1948 г. направил министру авиационной про-
мышленности М.В.Хруничеву письмо, в котором обра-
щал внимание на нецелесообразность дальнейшего
нахождения немецких специалистов в ОКБ-456 ввиду
их недостаточной квалификации для участия в перспек-
тивных разработках, а также на невозможность их до-
пуска к секретным работам. В августе 1950 г. вышло
правительственное постановление, по которому немец-
кие специалисты, в т.ч. находящиеся в ОКБ-456, были
отправлены в ГДР. Их знания и опыт были использо-
ваны при воспроизводстве двигателя РД-100, являю-
щегося конструктивной копией двигателя ракеты А-4.
В развитие ракетного двигателестроения в СССР до-
полнительного вклада они объективно внести не
могли.
42
Глава 2
Освоение ракетной техники велось широким фрон-
том, поэтапно переходя от использования трофейных
экземпляров ракет к изготовлению матчасти из отече-
ственных материалов по адаптированной конструктор-
ской и технологической документации.
26 июля 1947 г. было принято Постановление Со-
вета Министров СССР о проведении в сентябре-октябре
1947 г. опытных пусков двух серий ракет А-4, собран-
ных в Германии и СССР из немецкой материальной
части по восстановленной советскими специалистами
технологии. Было проведено одиннадцать пусков, из
них только пять - успешных. Причинами аварий были
отказы двигателей, системы управления и другие де-
фекты.
Следующий этап работ включал изготовление мат-
части по адаптированным к отечественному производ-
ству чертежам из отечественных материалов по уже
освоенным технологиям с проведением стендовых и
летных испытаний ракет Р-1 (ракета А-4 отечественного
производства). На этой ракете использовался двига-
тель РД-100- копия немецкого двигателя, изготовлен-
ного из отечественных материалов. Работы по
изготовлению такого двигателя были успешно завер-
шены, в конце 1947 г. первый двигатель РД-100 был
готов к заводским испытаниям, и 24 мая 1948 г. было
проведено первое огневое стендовое испытание в Хим-
ках. Летные испытания первой серии ракет Р-1 прово-
дились в сентябре-ноябре 1948 г. На первом этапе
было испытано девять ракет, при этом получены крайне
неудачные результаты: только одна ракета достигла
цели. Недостатки ракеты Р-1, выявленные при летных
испытаниях, и почти полное отсутствие теоретических
материалов с обоснованием принятых решений при
разработке ракеты А-4 по-
требовали при создании Р-1
М	' Л 2У такого объема работ, кото-
рый соизмерим с отработ-
кой новой конструкции.
Двигатель РД-100 (8Д51)
был однокамерным ЖРД.
Его основные параметры
приведены в сводной таб-
лице двигателей. Он состоял
из камеры сгорания, ТНА, га-
зогенераторной установки,
„ агрегатов автоматики и эле-
ментов общей сборки. ТНА
приводился в действие про-
дуктами каталитического
разложения 80 %-й пере-
киси водорода. Процесс
разложения осуществлялся
в газогенераторной установке
РД-100	с катализатором - 28 %-м
перманганатом натрия. Начальное зажигание в камере
сгорания происходило от пускового факела, образующе-
гося при горении распыленной воздушно-спиртовой
пены, поступающей от наземной установки и воспламе-
няемой от пиропатронов с электрозапалом. Управление
двигателем осуществлялось системой пневмо-и электро-
клапанов, различных реле, а также от наземной и борто-
вой (семибаллонной) батареи сжатого воздуха.
Форма камеры сгорания - сферообразная (или,
точнее, грушевидная), которая плавно переходила в ко-
ническое сопло. Камера сгорания имела сварную не-
разъемную конструкцию из листовых штампованных
стальных деталей, составляющих внутреннюю стенку и
наружную рубашку камеры и сопла. Охлаждение осу-
ществляется протоком горючего по зарубашечному
пространству, также организовано внутреннее охлаж-
дение стенки камеры впрыском горючего внутрь ка-
меры через радиальные отверстия в четырех поясах
дополнительного охлаждения и через форсунки допол-
нительного охлаждения, установленные на втором
поясе.
На головке камеры были установлены 18 форкамер,
в которых имелись распылители окислителя. В боковых
стенках форкамер устанавливались форсунки го-
рючего (всего 828). Форкмеры располагались по двум
окружностям: 6 - по внутренней окружности, 12 - по
внешней.
В процессе стендовой отработки двигателя в кон-
струкцию его агрегатов был внесен ряд изменений:
в камере заменен материал внутренней стенки, улуч-
шены условия работы распылителей окислителя, вве-
дены защитные покрытия, в ТНА изменения коснулись
соплового аппарата и замены материалов отдельных
деталей и защитных покрытий уплотнений.
Летные испытания двигателей РД-100 второй серии
на ракете Р-1 были проведены с 1 сентября по 25 ок-
тября 1949 г. По результатам летных испытаний для
устранения «хлопков» на запуске была произведена за-
мена пиротехнического зажигания на жидкостное за-
жигательное устройство. После устранения дефектов
в работе всех систем ракета Р-1 успешно прошла ПКИ и
Постановлением Совета Министров СССР от 25 ноября
1950 г. была принята на вооружение Советской Армии.
Итак, в 1947-1949 гг. в Химках было освоено про-
изводство малых серий двигателей РД-100, всего для
доводки были изготовлено 75 двигателей, за первые
полтора года (с 24 мая 1948 г. по 28 октября 1949 г.)
проведено 307 огневых испытаний камеры сгорания и
двигателя РД-100 как на предварительной ступени, так
и на основном режиме.
Основной вклад в освоение конструкции двигателя
А-4, в подготовку комплекта конструкторской докумен-
тации, адаптированной к отечественным условиям с
корректировкой отдельных конструкторских решений
43
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
и заменой некоторых материалов, в конструкторское
сопровождение отработки технологии изготовления
двигателей РД-100 внесли под руководством
В.П.Глушко и его заместителей ВАВитки (по конструк-
ции), Д.Д.Севрука (по экспериментальной отработке)
работники ОКБ-456:
а)	по подразделениям конструкторского отдела:
бригада двигателя и камер - Г.Н.Лист, А.И.Гаврилов,
И.И.Иванов; бригада ТНА - С.П.Агафонов, А.Г.Шишкин,
Ю.Д.Соловьев, М.Д.Назаров; бригада автоматики -
Н.П.Алехин, В.П.Радовский; группа наземного оборудо-
вания - Н.В.Иванов; группа технической документации -
Г.Ф.Фирсов, И.В.Иванушкин; бригада технических рас-
четов - НАЖелтухин, ВАБрылина, В.НЛытов;
б)	по испытательным подразделениям: ВЛ.Шабран-
ский, КАРудзкий, Г.В.Лисеев, А.И.Лебедев, Н.Н.Све-
тушков, Э.И.Эдельман, ВЛ.Прежцлававский,
П.П.Бровкин, П.И.Коробицин;
в)	по экспериментальному производству: Н.Н.Арта-
монов, И.И.Шершенков, А.И.Мужичков, В.Г.Захаров.
Серийным заводом для изготовления ракет Р-1 и
двигателей РД-100 был определен Днепропетровский
машиностроительный завод, куда для оказания по-
мощи при освоении новых технологий и дальнейшего
конструкторского сопровождения производства по дви-
гателям из ОКБ-456 были направлены заместитель
главного конструктора Н.С.Шнякин, инженеры-кон-
структоры И.И.Иванов, М.Д.Назаров, М.Р.Гнесин, тех-
ник-экспериментатор Е.Н.Кузьмин.
В процессе серийного производства двигателей были
введены в практику огневые стендовые технологические
испытания каждого двигателя на сокращенный ресурс и
выборочные испытания двигателя на полный ресурс.
Время работы при технологических испытаниях состав-
ляло на главном режиме 40 с, на предварительной и ко-
нечной ступени - по 4-8 с. Проведение технологических
испытаний допускалось осуществлять с «технологиче-
скими» (неустанавливаемыми на двигатель при оконча-
тельной сборке) агрегатами подачи и автоматики,
смонтированными на раме. При выборочных испытаниях
проводили два испытания: одно - на номинальном ре-
жиме продолжительностью 65 с, второе - на форсиро-
ванном режиме (31 т) продолжительностью 50 с.
Статистика стендовых и летных испытаний РД-100 и ра-
кеты Р-1 в целом показала, что изготовленная по отече-
ственной технологии и из отечественных материалов
ракетная техника обладает более высокой надежностью,
чем исходный вариант немецкого производства А-4.
Первый государственный заказ был выполнен, но ра-
бота по совершенствованию ракетной техники интенсивно
продолжались. Постановлением Совета Министров СССР
от 7 мая 1947 г., определившим основные задачи плана
опытных работ на 1947 г. по разработке и изготовлению
образцов реактивного вооружения, наряду с работами по
изготовлению ракет Р-1,
поручалась разработка
проектов более совершен-
ных образцов ракет с
дальностью полета 600 и
3000 км; при этом к разра-
ботке техпроекга двига-
теля для ракеты
дальностью 3000 км при-
влекались ОКБ-456 и
НИИ-1 МАП. Техническое
задание на разработку
двигателя для ракеты Р-2
дальностью 600 км пред-
усматривало его форси-
рование по тяге почти в
1,4 раза, с 27 до 37 тс.
Работы по изучению
возможности форсиро-
вания двигателя были
начаты еще в Германии.
В развитие имеющихся
сведений о запасах мощности двигателя А-4 в 1946 г.
РД-101
была проведена серия огневых испытаний двигателей,
которая показала, что двигатель может быть форсиро-
ван путем увеличения числа оборотов ТНА и роста дав-
ления в камере. На базе этих данных ОКБ-456 смело
приступило к модернизации двигателя РД-100. В де-
кабре 1948 г. был завершен выпуск полного комплекта
документации. Однако первое испытание двигателя
было проведено даже несколько раньше - 26 августа
1948 г. Уже к апрелю 1949 г. было проведено 24 огне-
вых испытания на 12 доводочных двигателях, причем
только два из них были собраны с частичным исполь-
зованием деталей немецкого производства.
Огневые испытания РД-101
44
Глава 2
Новый двигатель РД-101 (8Д52) обеспечивал задан-
ную тягу в 37 т при удельном импульсе 210 кгс с/кг на
уровне земли. Имея повышенные энергетические ха-
рактеристики, двигатель РД-101 отличался от двига-
теля РД-100 уменьшенной в 1,4 раза массой,
сокращенным количеством (до 20 вместо 26) агрегатов
автоматики, форсированным по мощности (до 1066 л.с.
вместо 470 л.с.) ТНА, имел твердый вместо жидкого ка-
тализатор уменьшенной массы (3 кг вместо 14 кг), а
также более совершенные пневмогидравлическую и
электрическую схемы.
Форсирование было достигнуто путем повышения
давления в камере сгорания и применения спирта
более высокой концентрации. Применение 92 %-го эти-
лового спирта вместо 75 %-го (в РД-100), а также уве-
личение давления в камере сгорания (21,6 атм вместо
16,2 атм в РД-100), а следовательно, и в зарубашечном
пространстве потребовали значительной интенсифика-
ции охлаждения камеры и повышения прочности ее
конструкции. Было улучшено внутреннее охлаждение
в форкамерах и на стенке камеры сгорания. Улучшение
внутреннего охлаждения за счет создания пленочной
завесы позволило отказаться от форсунок дополни-
тельного охлаждения на втором поясе дополнитель-
ного охлаждения камеры сгорания РД-100. Стенка
сопла у среза выполнена охлаждаемой, что позволило
отказаться от четвертого пояса дополнительного
охлаждения, тем самым уменьшить потери удельной
тяги на внутреннее охлаждение.
С целью увеличения удельного импульса тяги дви-
гателя была испытана экспериментальная модифика-
ция камеры сгорания без первого пояса
дополнительного охлаждения. В итоге удельный им-
пульс тяги был повышен на несколько единиц, однако
в камере сгорания возникли высокочастотные колеба-
ния, вызвавшие чрезмерные вибрационные нагрузки,
в результате чего эта модификация двигателя не по-
лучила развития.
ТНА двигателя РД-101 подобен исходной конструк-
ции, но отличается увеличенными диаметрами крыль-
чаток насосов; более высокие характеристики ТНА
достигались также увеличением числа оборотов ро-
тора. Воздушная система двигателя, в отличие от ана-
логичной в РД-100, не являлась автономной, а питалась
в полете от воздушной системы ракеты, что позволяло
сократить массово-габаритные параметры.
Стендовая отработка двигателя РД-101 велась од-
новременно с отработкой двигателя РД-100: в 1948-
1949 гг. и в июне 1950 г. успешно были проведены
официальные заводские испытания двигателя РД-101.
Двигатели РД-101 подвергались технологическим ог-
невым испытаниям в сборке со всеми предназначен-
ными для окончательной установки агрегатами и
узлами, что позволяло повысить надежность качества
контроля изготовления и правильности настройки дви-
гателя по выходным параметрам. Огневое испытание
двигателя РД-101 на стенде ГЦП (Капустин Яр) в со-
ставе ракеты 2РЭ (ракета Р-2) открыло дорогу летным
испытаниям. Летные испытания ракет Р-2 с двигате-
лями РД-101 проводились в несколько этапов. Первые
пять летных испытаний двигателей первой серии были
проведены с 25 сентября по 11 ноября 1949 г.
Дополнительно к уже упомянутым при разработке
двигателя РД-100 следует отметить вклад конструкто-
ров А.Д.Грачева, Г.Н.Вельта, В.Я.Кременецкого, В.И.Ла-
вренец-Семенюка, А.Н.Лытова, Н.П.Соколова,
Н.И.Шаталовой и др., а также экспериментаторов
ВАОрехова, В.И.Колтунова, Н.СЛяхомского, М.РЛей-
дерваргера, Г.Ф.Гребенюка и др.
В результате проведенных работ ракета Р-2 стала
новым этапом в отечественном ракетостроении. К ее
достоинствам следует отнести вдвое большую полет-
ную дальность и повышенную точность стрельбы, обес-
печиваемую двухступенчатым выключением двигателя
для уменьшения разброса импульса последействия. По
результатам контрольных испытаний в августе-сен-
тябре 1952 г. ракету Р-2 приняли на вооружение Совет-
ской Армии.
В период работ над двигателями РД-100 и РД-101
в конце 1949 г. техническое руководство ГАУ с целью
увеличения полетной дальности ракет Р-1 и Р-2 пред-
ложило заменить компоненты ракетного топлива 02 и
этиловый спирт на азотную кислоту и керосин.
В.П.Глушко в своем заключении по этому предложению
привел обстоятельные доказательства нецелесообраз-
ности такой замены применительно к двигателям РД-100
и РД-101 и отстоял базовые компоненты топлива. Этот
факт свидетельствует о том, что у В.П.Глушко не было
слепого пристрастия к азотнокислотному окислителю,
в чем его неоднократно упрекали впоследствии. Он
действовал с позиций логической целесообразности
реализации технических возможностей.
В рамках работ по усовершенствованию БРДД ро-
дилась идея дальнейшей модернизации существующих
ракет Р-1 и Р-2. С целью проверки решений по двига-
телям для ракеты Р-3 (8Ж52 и/или 8А62) началась раз-
работка экспериментального двигателя РД-103 (8Д54),
поскольку при создании двигателя РД-110 возник ряд
проблем и был предложен ряд новых конструктивных
и схемных решений, которые требовали проработки.
Новой ракете был присвоен индекс Р-5, а двигателю -
РД-103 (8Д54).
Двигатель РД-103 по сравнению с его предыдущими
вариантами имел существенные отличия. Для обеспече-
ния полетной дальности ракеты Р-5 1200 км двигатель
предельно форсировался до тяги 44 т на земле, а для
увеличения тяги и удельного импульса в верхних слоях
атмосферы - до 51 т и 248 кгс с/кг, на сопло двигателя
45
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
РД-103
устанавливался специ-
альный неохлаждаемый
стальной насадок, внут-
ренняя поверхность кото-
рого была выложена
графитовыми плитками
(футеровка). Форсиро-
вание тяги обеспечива-
лось путем повышения
давления в камере, что
потребовало принятия
дальнейших мер по
обеспечению прочности
узлов и агрегатов двига-
теля и интенсификации
охлаждения камеры. Су-
щественным отличием
двигателя РД-103 от его
прототипов явилось вве-
дение насосной подачи
перекиси водорода. Для этого в ТНА был введен третий
насос, приводимый от основного вала ТНА через муль-
типликатор. Это позволило отказаться от тяжелого
стального торового бака с рабочим давлением 50 атм и
заменить его алюминиевым баком с давлением 3,5 атм.
Отпала необходимость и в тяжелом стальном воздуш-
ном баллоне ракеты на 200 атм, служившем для подачи
воздуха на выдавливание перекиси водорода. Суще-
ственным конструкторским изменениям подверглись и
остальные узлы и агрегаты двигателя. Были изменены
система и автоматика запуска и управления двигателем,
введено регулирование тяги двигателя в полете. Форсаж
двигателя, приведший к повышенным нагрузкам на узлы
и агрегаты, обусловил широкое применение гибких тру-
бопроводов (сильфонных и резиновых), хорошо проти-
востоявшим вибрационным нагрузкам. Дальнейшее
повышение надежности конструкции обеспечивалось
также введением ужесточенного контроля изготов-
ления и сборки деталей, узлов и двигателя в целом.
Изменения конструкции двигателя РД-103 но-
сили столь кардинальный характер, что он только
по внешнему облику напоминал о своей причастно-
сти к прародителю - двигателю А-4, а по своим па-
раметрам и характеристикам представлял новую
разработку, сделанную усилиями отечественных
специалистов. Да и вся ракета Р-5 стала каче-
ственно новым этапом в разработке баллистических
ракет.
Эскизный проект по двигателю РД-103 был вы-
пущен в 1950 г. Доводка двигателя шла, как и у пре-
дыдущих двигателей, в несколько этапов - сериями.
В ходе доводки двигателя с 6 декабря 1950 г. по
15 марта 1953 г. было проведено 105 огневых ис-
пытаний на 30 двигателях, с наработкой на основ-
Огневые испытания РД-103
ном режиме примерно по 180 с. В1952 г. было прове-
дено огневое стендовое испытание двигателя РД-103
в составе ракеты Р-2 на стенде филиала № 2 НИИ-88.
Двигатель РД-103 прошел в 1953 г. первые офици-
альные стендовые и летные испытания. Восемь летных
испытаний были проведены с 15 марта по 23 мая 1953 г.;
существенных замечаний по двигателям не было.
Во второй половине 1953 г. был осуществлен перевод
двигателя с 43 т на 44 т, для чего была выполнена оче-
редная серия доводочных и контрольных испытаний.
В процессе доводочных испытаний основные трудности
были связаны с преодолением недопустимо интенсив-
ных высокочастотных колебаний в камере сгорания.
Путем увеличения перепада давления в магистралях
подвода кислорода к распылителям камеры сгорания,
а также внесением изменений в конструкцию этих рас-
пылителей и системы впрыска горючего в камеру сго-
рания была достигнута устойчивая работа двигателя.
Серийное изготовление двигателей РД-101 и РД-103,
как и двигателя РД-100, производилось в Днепропет-
ровске по документации ОКБ-456.
Семейство ЖРД РД-100, РД-101. РД-1 ОЗМ
46
Глава 2
Ракета Р-5 стала основой для создания ее модер-
низированного варианта Р-5М - первой стратегической
ракеты для доставки ядерной боеголовки на расстояние
до 1200 км. Для ракеты Р-5М предназначался двигатель
РД-1 ОЗМ (8Д71), который соответствовал двигателю
РД-103 (8Д54) с повышением надежности и улучше-
нием конструкции ряда трубопроводов и агрегатов.
Высокая надежность систем ракеты Р-5М позво-
лила в феврале 1956 г. успешно провести ее экспе-
риментальный пуск с ядерным зарядом. Именно по
результатам этой работы состоялось первое при-
своение званий Героев Социалистического Труда
главным конструкторам ракетно-космической тех-
ники, в т.ч. главному конструктору ОКБ-456
В.П.Глушко. Одновременно с В.П.Глушко государст-
венные награды получили конструкторы, технологи,
испытатели рабочие КБ и завода, а предприятие
было награждено первым орденом - орденом Трудо-
вого Красного Знамени.
Ракета Р-5 относится к когорте «долгожителей» ра-
кетной техники. Разработанная в качестве боевого ору-
жия, эта ракета широко использовалась по
научно-космической программе Академии наук СССР.
Последняя ракета Р-5 в модификации «Вертикаль»
была запущена в августе 1978 г.
В эти годы была предпринята попытка разработать
на базе немецкой конструкции более мощный ЖРД. Ра-
боты выполнялись, как и по предыдущим двигателям,
в рамках постановления правительства от 14 апреля
1948 г. Уже к середине 1949 г. был выпущен эскизный
проект, чертежи камеры сгорания и ТНА, проведены ос-
новные расчеты. Двигатель, получивший обозначение
РД-110, должен был работать на кислороде и керосине,
развивать тягу свыше 120 т при удельном импульсе
244 кгс с/кг. Давление в камере планировалось увели-
РД-110
РД-105
чить до 60 атмосфер. Вначале рассматривались два ва-
рианта конструкции двигателя, отличающиеся приме-
няемым горючим: спирт или керосин. Но поскольку
спирт не обеспечивал удельный импульс тяги, требуе-
мый по техническому заданию главного конструктора
ракеты Р-3 С.П.Королева, то от этого варианта сразу же
отказались. Затем рассматривались два варианта кон-
струкции двигателя по охлаждению: керосином или
водой. Более предпочтительным выглядел вариант с
использованием керосина, но, поскольку он требовал
дополнительных проверок, решили вести параллельное
конструирование по обоим вариантам. Были изготов-
Табл.1
Основные характеристики двигательных установок баллистических ракет дальнего действия
Двигатель (индекс)	Компоненты топлива	Тяга зем/пугт тс	Уд импульс зем/пуст. с	Давление в КС кгс/см?	Годы разработки	Назначение и состояние
РД-100(8Д51)	кислород/75 % С2Н5ОН	26/31	203/237	16,2	1946-1950	Серийно для Р-1
РД-101 (8Д52)	кислород/92 % С2Н5ОН	37/41	210/237	21,6	1947-1951	Серийно для Р-2
РД-103 (8Д54)	кислород/92 % С2Н5ОН	43/50	220/248,6	24,1	1952-1953	Серийно для Р-5
РД-1 ОЗМ (8Д71)	кислород/92 % С2Н5ОН	44/51	220/248	24,4	1952-1955	Серийно для Р-5М
РД-105 (8Д56)	кислород/керосин	55/64	260/302	60	1952-1954	Проект для 1 ст. МБР
РД-106 (8Д60)	кислород/керосин	53/66	250/310	60	1952-1954	Проект для 2 ст. МБР
РД-110(8Д55)	кислород/керосин	120/140	243,6/285	60	1947-1951	Проект для 1 ст. МБР
47
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
лены макеты этих вариантов двигателя в натуральную
величину, которые и сегодня можно видеть в демонст-
рационном зале предприятия. В рамках работ по этому
двигателю были созданы стенды для модельных испы-
таний основных агрегатов и были начаты работы по ог-
невым испытаниям некоторых агрегатов: модельных
камер сгорания, насосов и др.
Однако уже первые огневые испытания показали
наличие большого количества сложных проблем, при-
сущих данной конструкции сферической камеры и во-
обще бесперспективность пути создания более
мощного двигателя путем увеличения масштабности.
Как показали исследования, сам принцип, заложенный
в основу конструкции этих двигателей, имел ограничен-
ные возможности, т.к. не открывал путь дальнейшего
существенного увеличения тяги двигателя и особенно
удельного импульса тяги.
В.П.Глушко, говоря о работах по РД-110, подчерки-
вал в своем письме в адрес министра авиационной про-
мышленности М.В.Хруничева, что «создание двигателя
на 120-140 тонн тяги связано с решением ряда про-
блем, которые находятся на границе посильного совре-
менной науке и технике».
В конце 1940-1950-х гг. ОКБ-456 занималось не
только перечисленными выше работами. Необходимо
сказать и о разработке в 1952-1953 гг. двигателей РД-105
и РД-106 для первой и второй ступеней новых ракет по
теме «Т-1». Предполагалось на базе двигателя РД-105
(8Д56) создать двигательную установку первой ступени
из четырех ЖРД РД-105 с суммарной тягой 180-200 тс
на земле или 240 тс в пустоте. Для второй ступени
предназначался ЖРД РД-106 (8Д60). Это были кисло-
родно-керосиновые ЖРД, которые специалисты пред-
приятия оценивали не как эволюцию в развитии
ракетных двигателей, а как революционный скачок
в создании мощных ЖРД. В рамках этих работ были
проведены стендовые испытания экспериментальных
моделей камер сгорания и ряда других агрегатов ЖРД,
изготовлено два макета ЖРД. Двигатель РД-105 имел
тягу 55 тс, что превышало параметры ТЗ, РД-106 -
53 тс при времени работы 130 и 330 с соответственно.
Давление в КС - 60 атм. Здесь работы были останов-
лены в связи с переходом к разработке двигателей по
новому ТЗ.
В итоге было принято решение о прекращении
дальнейших разработок на базе конструкции немецких
двигателей и форсировании работ, которые велись па-
раллельно с испытаниями экспериментальной камеры
ЭД-140. Именно в результате работ с этой камерой от-
крылась возможность применения в двигателях высо-
коэффективных топлив, а ее конструкция и технология
стали широко применяться на всех последующих раз-
работках НПО Энергомаш и в других опытно-конструк-
торских бюро в нашей стране. В первую очередь это
относится к двигателям РД-107 и РД-108, разработан-
ным для ракеты Р-7, благодаря которым был осуществ-
лен запуск первого спутника и первый полет человека
в космос, модификации которых уже несколько деся-
тилетий надежно обеспечивают выполнение отече-
ственных и международных космических программ.
Глава 3
Двигательные установки первых межконтинентальных
баллистических ракет, баллистических ракет подводных
лодок, космических ракет-носителей,
космических кораблей и автоматических
космических аппаратов.
Начало разработки ЯРД и ЯЭУ. Электрореактивные двигатели
с солнечными и ядерными источниками питания.
1954-1969 гг.
АО «НПО Энергомаш имени академика В.П.Глушко»
Деятельность Приволжского филиала НПО Энергомаш
Деятельность Сибирского и Омского филиалов НПО Энергомаш
Деятельность Камского филиала НПО Энергомаш
Деятельность Красноярского филиала НПО Энергомаш
Деятельность Приморского филиала НПО Энергомаш
Деятельность Петербургского филиала НПО Энергомаш
КБхиммаш имени А.М.Исаева
АО КБХА
АО «Климов»
ПАО «Кузнецов»
ОКБ-1 - ЦКБЭМ - НПО «Энергия» - РКК «Энергия» им. С.П.Королева
АО «ВПК «НПО машиностроения»
КБ «Южное»
АО «КБ «Арсенал»
ПАО «НПО «Искра»
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Ъ.Ф .Тахлюнил, Ъ.С.Су/)ако^
АО «НПО ЭНЕРГОМАШ ИМЕНИ АКАДЕМИКА
В.П.ГЛУШКО»
Деятельность В.П.Глушко
Валентин Петрович Глушко родился 2 сентября 1908 г.
в Одессе. Еще с юношеских лет он решил посвятить
свою жизнь космонавтике.
В.П.Глушко - основоположник отечественного жид-
костного ракетного двигателестроения, пионер и тво-
рец отечественной ракетно-космической техники.
Конструктор первого в мире электротермического ра-
кетного двигателя ЭРД (1928-1933 гг.), первых совет-
ских жидкостных ракетных двигателей ОРМ
(1930-1931 гг.), семейства ракет РЛА на жидком топ-
ливе (1932-1933 гг.), мощных жидкостных ракетных
двигателей, установленных на многих МБР, стоящих на
защите нашей Родины.
Двигатели В.П.Глушко вывели на орбиту первые и
последующие спутники Земли, космические корабли с
Ю.А.Гагариным и другими космонавтами, а также обес-
печили полеты к Луне и планетам Солнечной системы.
До 1974 г. Валентин Петрович - начальник и главный
конструктор КБ Энергомаш, с 1974 г. - директор и ге-
неральный конструктор НПО «Энергия», в состав кото-
рого до 1990 г. входило КБ Энергомаш.
Под руководством В.П.Глушко была создана, от-
работана и успешно запущена уникальная многора-
зовая космическая система «Энергия-Буран», создан
базовый блок долговременной орбитальной станции
«Мир» и т.д.
Наряду с всемирно известной деятельностью
В.П.Глушко в области практической космонавтики как
главного и генерального конструктора ракетных двига-
телей и ракетных систем, он внес и громадный личный
вклад в мировую науку: его многолетние работы по соз-
данию фундаментальных справочников по термиче-
ским константам, термодинамическим и
теплофизическим свойствам различных веществ
(1956-1982 гг., 40 книг) высоко оценены во всем мире.
Они переведены за рубежом и являются настольными
книгами многих ученых и инженеров. В.П.Глушко не-
сколько десятилетий вел активную работу, возглавляя
Научный совет при Президиуме АН СССР по проблеме
«Жидкое ракетное топливо» и привлекая к работе мно-
гочисленные научные и учебные организации всей
страны. В.П.Глушко был действительным членом Меж-
дународной академии астронавтики, председателем и
членом многих научных советов, являлся автором фун-
даментальных научно-технических изданий, главным
редактором трех изданий энциклопедии «Космонав-
тика» (1968,1970,1985 гг.).
Академик В.П.Глушко
В.П.Глушко - дважды Герой Социалистического
Труда (1956,1961 гг.), лауреат Ленинской (1957 г.) и Го-
сударственных (1967, 1984 гг.) премий, награжден
пятью орденами Ленина и многими другими орде-
нами и медалями, в т.ч. Золотой медалью им.
К.Э.Циолковского АН СССР № 2 (1958 г.). Почетный
гражданин г.г. Казань, Калуга, Ленинск, Одесса, При-
морск, Химки, Элиста. Был депутатом Верховного
Совета СССР 5-11-го созывов, членом ЦК КПСС (1976—
1989 гг.). Скончался В.П.Глушко 10 января 1989 г. Похо-
ронен на Новодевичьем кладбище Москвы.
Отмечая выдающийся вклад В.П.Глушко в развитие
ракетно-космической техники, в августе 1994 г. XXII Ге-
неральная ассамблея Международного астрономиче-
ского союза присвоила его имя кратеру на заповедной,
видимой стороне Луны. На карте Луны с именем
В.П.Глушко соседствуют теперь имена величайших ис-
следователей мира: Н.Бора, Г.Галилея, Д.Дальтона,
А.Эйнштейна.
Имя В.П.Глушко с честью носит созданная и многие
десятилетия им возглавлявшаяся организация - НПО
Энергомаш, - признанный лидер по разработке мощ-
ных жидкостных ракетных двигателей.
Разработка ЖРД РД-107/108для ракет
Р-7, Р-7А и космических PH
Начало космической эры ознаменовалось запуском
первого искусственного спутника Земли благодаря соз-
данию в СССР известной теперь космической ракеты Р-7.
В то время это была самая мощная в мире ракета. Раз-
рабатывалась она по решению руководства СССР кол-
лективами нескольких КБ, созданных и убедительно
показавших свою дееспособность в процессе освоения
и модернизации немецкой трофейной ракетной тех-
ники, в первую очередь ракеты А-4.
Создание Р-7 явилось выдающимся достижением
человеческого разума и научно-технических возмож-
50
Глава 3
ностей. Решающую роль в создании этой ра-
кеты сыграли двигатели, разработанные и до-
веденные до высокой степени надежности
в КБ, возглавлявшемся Валентином Петрови-
чем Глушко.
Завершив разработку двигателя для ра-
кеты Р-5 на дальность 1200 км, коллектив ОКБ
Глушко приступил к созданию двигателя для
межконтинентальной баллистической ракеты
Р-7. Достижение такой дальности потребовало
создания двигателя нового типа, работающего
на более эффективном ракетном топливе.
При выборе топлива исходили из того, что
из известных и обеспеченных производствен-
ной базой окислителей наибольший удельный
импульс мог обеспечить только жидкий кисло-
род. Горючее должно было быть более кало-
рийным, чем спирт, при том также хорошо
освоенное. Таким был керосин. По термодина-
мическим характеристикам он позволял обес-
печить достаточный уровень экономичности,
но его использование в качестве горючего для
ЖРД вызывало необходимость преодолеть
серьезные трудности: температура продуктов
его сгорания в кислороде почти на 1000 К
выше, чем у водных растворов спирта, в то
время как охлаждающие свойства намного хуже. А
именно горючим приходится охлаждать стенки камеры,
если в качестве второго компонента - окислителя - ис-
пользуется кислород. Задача охлаждения усложнялась
еще тем, что для обеспечения оптимальных характери-
стик двигателя необходимо было поднять давление
газов в камере по крайней мере в 2 раза по сравнению
с достигнутым на спиртовых двигателях.
Для нового типа двигателя требовалась принципи-
ально новая конструкция камеры. Необходимо было
сочетание тонкой, не несущей, но высокотеплопровод-
ной стенки и силовой стальной рубашки, а следова-
тельно, новые типы связей стенки с рубашкой.
Конструкторы и технологи ОКБ Глушко создали такую
конструкцию. Ее основа - стенки из листовой меди тол-
щиной до 6 мм; на наружной поверхности стенок вы-
фрезеровываются ребра. Канавки между ребрами
предназначаются для протока охлаждающей жидкости,
по наружной поверхности ребер стенки спаиваются с
рубашками. Ребра интенсифицируют теплоотвод от
стенок. На донышках канавок остается толщина до
1 мм. Пайка производится твердым припоем, в печах.
Уместно отметить, что в дальнейшем, для упрощения и
удешевления изготовления камер, на не очень тепло-
напряженных участках стали применяться гофрирован-
ные проставки вместо ребер. Огневое днище
смесительной головки стали изготавливать из тех же
медных сплавов. Основные особенности камер сохра-
ЭД-140	КС-50
нились до настоящего времени практически во всех
отечественных КБ.
К концу 1948 г. была разработана, изготовлена по
специально отработанной технологии и испытана на
вновь созданном стенде первая экспериментальная ка-
мера нового типа КС-50 («Лилипут»), Следующим эта-
пом отработки основных элементов конструкции
камеры будущего мощного двигателя явилась модель-
ная экспериментальная камера ЭД-140 тягой 7 т. Как
необходимость такой камеры, так и размерность ее
определились не случайно. Дело в том, что с конца
1940-х гг. в ОКБ Глушко занимались проектно-кон-
структорскими работами по определению облика ка-
меры тягой 120 тс для ракеты Р-3. Камера
рассматривалась в разных вариантах. В результате
проведенных работ, включавших и технологические,
предпочтение на том этапе было отдано кислородно-
керосиновому двигателю с камерой сферической
формы с медными стенками, охлаждаемыми горю-
чим, с подачей компонентов топлива в нее через
19 смесительных головок. Можно отметить, что одна
такая камера была изготовлена, были изготовлены
также два макета двигателя в натуральную величину
в вариантах керосинового и водяного охлаждения. Эти
макеты как музейные экспонаты существуют и поныне.
Вариант двигателя с водяным охлаждением перестал
в дальнейшем рассматриваться, когда подтвердилась
возможность надежного охлаждения керосином.
51
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Каждая смесительная головка большой камеры
была диаметром 200 мм. Вот для отработки такой го-
ловки и была создана камера ЭД-140, с цилиндриче-
ской камерой сгорания диаметром 240 мм, который
был выбран из условий моделирования как парамет-
ров, так и характерных частей конструкции. Она пред-
назначалась для испытаний при давлении газов,
определенном для большой камеры в 60 атм, с целью
выбора наилучших смесительных элементов по части
обеспечения предельно возможной полноты сгорания.
На ней проверялись и другие узлы, например, новые
пояса щелевых завес с тангенциальной закруткой го-
рючего, которая была введена с целью стабилизации
пленки на внутренних поверхностях стенок камер.
На этой камере, как и на «Лилипуте», удалось до-
стичь близкую к предельной полноту сгорания и под-
твердить результаты термо- и газодинамических
расчетов. Этому в значительной мере способствовала
цилиндрическая форма камеры сгорания, в которой
поток газа минимально размывал пристенок, благодаря
чему обеспечивалось надежное охлаждение стенок при
минимальной толщине слоя газа с уменьшенной тем-
пературой.
Уже в период испытаний ЭД-140 было выяснено,
что для цилиндрической камеры оптимальным яв-
ляется плоское огневое днище, с форсунками, оси ко-
торых параллельны оси камеры. Именно в этом
варианте возможно с минимальными потерями орга-
низовать и оптимальное смешение компонентов, и
охлаждение стенок. Для решения задачи была разра-
ботана головка, имеющая три днища: внутреннее ог-
невое и среднее - плоские и спаянные с форсунками
в один узел, наружное - силовое, выполненное
в форме участка сферы, сваренное со средним с ис-
пользованием цилиндрических перфорированных
обечаек. С такой головкой в начале 1950-х гг. была
спроектирована большая камера сгорания с внутрен-
ним диаметром 600 мм и изготовлена в нескольких
экземплярах, с различными вариантами смеситель-
ных элементов.
В мае 1954 г. ОКБ-1 НИИ-88 направило в ОКБ-456
проект ТЗ на разработку двигателей первой и второй
ступеней. В качестве основного варианта предусматри-
валась разработка ДУ из пяти однокамерных двигате-
лей (четырех для первой и одного для второй
ступеней), причем управление PH должно было осу-
ществляться газоструйными рулями на первой ступени,
и только для второй ступени предусматривалась раз-
работка двух вариантов: с газоструйными рулями или
рулевыми камерами, питаемыми от основного ТНА.
В этом проекте ТЗ предусматривалось, что разра-
ботка и автономная доводка рулевых камер проводится
НИИ-88, который представляет отчет об этом ОКБ-456
перед комплексными испытаниями двигателя.
После проработки проекта ТЗ ОКБ-456 15 июня
1954 г. направляет доработанный вариант ТЗ на окон-
чательное утверждение в ОКБ-1. В ТЗ по предложению
ОКБ-456 внесены существенные изменения. Так, пред-
усматривается разработка основных двигателей в двух
вариантах: однокамерном и четырехкамерном. В таком
же варианте ОКБ-456 подготовило эскизный проект на
разработку двигателей первой и второй ступеней. Чем
же вызвано предложение разрабатывать четырехка-
мерный двигатель? Имеющийся в первой половине
1950-х гг. опыт по обеспечению высокочастотной
устойчивости рабочего процесса в камере сгорания
представлял собой частные решения проблемы обес-
печения устойчивости камер некоторых конкретных
конструкций с существенно меньшими давлениями и
размерами, чем у новой большой камеры.
Стало ясно, чтобы сделать реальной задачу создания
ЖРД большой тяги, нужно вместо одной большой ка-
меры перейти на несколько, например, четыре, удобных
для компоновки двигателя. Вместе с тем многокамерная
схема, хотя и давала дополнительные преимущества, свя-
занные с уменьшением высоты и массы двигателя, тре-
бовала решения ряда новых задач. ТЗ на разработку
двигателей в редакции, предложенной ОКБ-456, было
утверждено С.П.Королевым 4 июля 1954 г., при этом ва-
риант четырехкамерного двигателя рассматривался как
резервный. Однако в процессе детальной проработки
возможностей технологического освоения обоих вариан-
тов двигателя специалисты ОКБ-456 пришли к однознач-
ному выводу, что в установленные правительственные
сроки однокамерный двигатель изготовлен не будет. Для
изготовления камеры требовалось уникальное крупнога-
баритное оборудование, которое нужно было еще
спроектировать, изготовить, довести до получения тре-
буемых параметров и характеристик.
Первая реакция В.П.Глушко и С.П.Королева на
такой ход событий была негативная, но жесткие
сроки создания Р-7 предопределили выбор варианта
двигателя в пользу четырехкамерного. Одновременно
с выбором варианта основного двигателя определилась
и конструкция узла управления полетом ракеты - были
выбраны рулевые камеры. Приоритет ОКБ-456 в предло-
жении четырехкамерного двигателя закреплен соответ-
ствующим рацпредложением, поданным конструкторами
ОКБ-456 и военпредом при этом КБ.
К чести С.П.Королева и сотрудников его КБ следует
отнести то, что они с пониманием отнеслись к труд-
ностям двигателистов, касавшихся преодоления вы-
сокочастотных колебаний, и согласились на
четырехкамерный вариант основных двигателей,
пошли на то, чтобы совместными усилиями преодолеть
сложности обеспечения одновременного контролируе-
мого запуска на несамовоспламеняющихся компонен-
тах пяти двигательных установок, включающих в общей
52
Глава 3
сложности 32 камеры (20 основных и 12 руле-
вых). С другой стороны, при отсутствии
ограничений по диаметру двигателей сокраще-
ние высоты двигателя благодаря многокамер-
ное™ позволило заметно укоротить ракету.
При решении вопроса, кому - ОКБ-1 или
ОКБ-456 - разрабатывать рулевые камеры,
В.П.Глушко предложил сохранить первоначаль-
ную договоренность и оставить за ОКБ-1 эту ра-
боту. Он мотивировал это предложение тем, что
разработка камер относительно малой тяги
будет отвлекать ОКБ-456 от работ по основным
двигателям, а в ОКБ-1 в подразделении
М.В.Мельникова разработана эксперименталь-
ная камера, близкая по своим параметрам и ха-
рактеристикам к требуемой. Имеется также
стенд для автономных испытаний этой камеры.
Осталось разработать узел подачи компонентов
топлива через подвижные элементы крепления рулевой
камеры. Такая конструкция создавалась впервые, но
квалификация работников ОКБ-1 не вызывала сомне-
ния в успешном решении этой задачи.
После нескольких обсуждений С.П.Королев согла-
сился с предложением В.П.Глушко с условием прове-
дения завершающей отработки камер совместно с
основными двигателями на стенде ОКБ-456, и ОКБ-1
приступило к разработке рулевых агрегатов.
На первом этапе огневые испытания проводились
на стенде ОКБ-1. В процессе их проведения были вы-
явлены слабые места конструкции - прогары в области
критического сечения, пролизы внутренней стенки и т.д.
Принимаемыми мерами дефекты были устранены.
Всего к весне 1957 г. было проведено около 500 огне-
вых испытаний на 285 экземплярах камер. Вторым эта-
пом стендовой отработки рулевых камер явились их
совместные испытания с двигателями РД-107 и РД-108
на стенде Ns 1 ОКБ-456. При проведении этих испыта-
ний было установлено, что на режиме предварительной
ступени в рулевых камерах возникают высокочастот-
ные пульсации давления, а при выходе на главную сту-
пень происходит резкое снижение режима и возникают
пульсации давления, приводящие к прогарам огневого
днища смесительной головки.
Для устранения указанных явлений по предложе-
нию ОКБ-456 был осуществлен переход на новую схему
подачи топлива в рулевые камеры, что дало положи-
тельные результаты. Последующие испытания в со-
ставе двигательного блока, а затем и всего «пакета»
подтвердили эффективность предложенной ОКБ-456
новой схемы питания рулевых камер. Итоговое за-
ключение о допуске системы рулевых агрегатов к лет-
ным испытаниям в составе ракеты Р-7 было
утверждено 15 марта 1957 г. главными конструкторами
ОКБ-1 и ОКБ-456 С.П.Королевым и В.П.Глушко.
ЖРДРД-107	ЖРДРД-108
В1957 г. отработка маршевых двигателей РД-107 и
РД-108 находилась в завершающей стадии, и в соот-
ветствии с имеющимися договоренностями конструк-
торы ОКБ-456 приступили к совершенствованию
разработанной ОКБ-1 конструкции рулевых камер. Это
диктовалось необходимостью повышения работоспо-
собности камер в части исключения прогаров внутрен-
ней стенки, а также использования более совершенных
технологий специализированных двигательных заводов
по сравнению с экспериментальным производством
ОКБ-1.
Новая конструкция рулевой камеры имеет высокую
надежность по устойчивости процесса и охлаждению,
а по экономичности на 15-20 кгс«с/кг превосходит ва-
риант, первоначально разработанный в ОКБ-1. Первые
товарные партии камер Д166-000 были изготовлены на
заводе № 456, затем их изготовление было передано
на двигателестроительный завод в г. Куйбышев. При
полете в космос ЮАГагарина использовались рулевые
камеры конструкции ОКБ-456.
Завершив краткий экскурс в историю создания
камер рулевых агрегатов, вернемся к разработке основ-
ных маршевых двигателей ракеты Р-7. В 1954 г. в ос-
новном определились принципиальные схемы и
компоновки двухступенчатой ракеты, ее блоков и дви-
гательных установок. Камеры создавались на давление
в них продуктов сгорания 60 атм, без особого запаса
не только по прочности (во избежание утяжеления), но
и по допустимому интервалу по давлению до нижней
границы области высокочастотной неустойчивости ра-
бочего процесса. Внутренний диаметр цилиндрической
части камеры сгорания (430 мм) был определен на ос-
нове испытаний по предельному проверенному уровню
удельной расходонапряженности - секундному расходу
топлива, приходящемуся на единицу площади смеси-
тельной головки и относящемуся к давлению в камере.
53
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Характеристики ТНА были определены исходя из
необходимости обеспечения давления газа в основной
камере сгорания и отбора компонентов к рулевым ка-
мерам.
Параллельно с решением принципиальных техни-
ческих вопросов шел выпуск конструкторской и техно-
логической документации, велась подготовка
производства и создавалась недостающая стендовая
база. Был составлен план доводочных работ, и они раз-
вернулись широким фронтом.
Самым трудным было обеспечение работоспособ-
ности камеры. Ее огневые испытания начались в 1954 г.
Первые же результаты дали обнадеживающие резуль-
таты. Отработка началась на экспериментальных дви-
гателях, имеющих одну, две и уже затем и четыре
камеры сгорания.
Вместе с тем, в связи с большой сложностью одно-
временного запуска пяти двигателей и 32 камер, было
решено создать отдельный стенд для отработки со-
вместного запуска двигателей и обеспечения устойчи-
вого горения в камерах на предварительной ступени, для
выбора датчиков контроля за ходом запуска и уровня па-
раметров их настройки. Такой стенд был создан рядом с
основным огневым стендом. На нем в общей сложности
было проведено около тысячи запусков двигателей без
последующих выходов на главный режим.
Одновременно с испытаниями по запуску шла отра-
ботка камеры на основном режиме. На этом этапе была
проведена оптимизация основных двухкомпонентных
форсунок в части выбора внутри них длины зоны пред-
Камера сгорания ЖРД РД-107
варительного смешения компонентов. К этому времени
все агрегаты штатного двигателя успешно прошли ав-
тономные испытания на специальных стендах в усло-
виях, по возможности приближенных к натурным.
В начале 1955 г. состоялось первое испытание пол-
ной, четырехкамерной сборки. С самого начала испы-
таний двигателя возникли серьезные неприятности:
в процессе перехода с режима предварительной сту-
пени на главную в камерах развивались высокочастот-
ные колебания разрушающей интенсивности.
Значительная часть агрегатов и, главное, стенд остава-
лись целыми благодаря системе ППР, но необходимо
было принимать радикальные меры. Выбор пал на из-
менение характеристик открытия основного клапана
окислителя. Доработка клапана дала требуемые резуль-
таты, и измененная конструкция кислородного клапана
сохранилась навсегда.
При доводке двигателя на основном режиме также
пришлось изрядно потрудиться, чтобы обеспечить ста-
бильные характеристики устойчивости. Были найдены
допустимого уровня защитная завеса для камер двига-
теля РД-107 и несколько уменьшенная, с соответствую-
щим увеличением удельного импульса тяги, - для
камер двигателя РД-108, что оказалось возможным
благодаря меньшему номинальному давлению газов.
Из-за этого камеры двух двигателей не унифицированы
по смесительным головкам.
Важнейшими совместными доводочными работами
явились наземные огневые испытания двигательных
установок в составе отдельных блоков - бокового и
центрального, а затем и пакета всех блоков, то есть ра-
кеты в целом. Для этих работ был создан уникальный
стенд, в то время, по-видимому, крупнейший в мире,
на территории отраслевого института, известного как
НИИХИММАШ, или теперь НИЦ РКП.
Огневые испытания ЖРД РД-107.1956 г.
54
Глава 3
Двигательная установка PH «Союз» в сборочном цехе
Сначала проводились испытания бокового блока.
Свою работоспособность подтвердили и двигательная
установка, и все системы стенда. Этот важный этап был
пройден в 1956 г. К великой радости, двигатель не по-
требовал доработок. Далее по утвержденной про-
грамме следовало провести испытания пакета. Они и
были успешно проведены, что открыло дорогу летно-
конструкторским испытаниям.
При первых пусках ракеты Р-7 в 1957 г. только од-
нажды, в процессе первого старта 15 мая, была ава-
рийная обстановка, возможно, из-за двигателя:
в хвостовом отсеке одного из блоков начался пожар,
который к 98-й секунде полета привел к необходимо-
сти аварийного прекращения пуска. Место появления
негерметичности осталось неизвестным: по двигателю
или перед ним. Было принято решение на всех заводах
и на технической позиции перед вывозом ракеты на
старт принять эффективные меры по обеспечению и
надежному контролю герметичности.
По инициативе С.П.Королева, В.П.Глушко, Н.А.Пи-
люгина, Совета Главных конструкторов и АН СССР
(М.В.Келдыша, который в то время еще не был Прези-
дентом АН) высшее руководство нашей страны санк-
ционировало подготовку и запуски спутников.
К этим работам были изготовлены специальные
двигатели. Поначалу подбирали все запасы: и массу
первого спутника ограничили 85 кг, и двигатели взяли
с увеличенным на 2 единицы удельным импульсом, и
решили, что на центральном блоке, то есть на второй
ступени, двигатель должен работать до специального
сигнала об окончании одного из компонентов топлива,
для чего пришлось провести соответствующую отра-
ботку отключения.
Двигатели, как и ракеты, получили к своим обозна-
чениям дополнительные буквы «ПС» - простейший
спутник.
Двигатели первой и второй ступеней PH «Союз»
55
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Встреча В.П.Глушко с космонавтами. 9 мая 1963 г.
Запуск первого искусственного спутника Земли
прошел 4 октября 1957 г. Весь мир его увидел и услы-
шал. Неожиданность привела к непредсказуемой силы
международному эффекту. Впервые аппарат, создан-
ный человеком, преодолел силу тяжести. И это удалось
стране, больше других пострадавшей от недавней
войны. Создание ракетного комплекса Р-7 состоялось.
За запуск первого спутника присуждена Ленинская
премия Главному конструктору В.П.Глушко и началь-
нику лаборатории огневых испытаний ВЛ.Шабран-
скому, звание Героя Социалистического Труда -
заместителям главного конструктора ВАВитке и
В.И.Курбатову, слесарю-сборщику Н.Г.Васильеву. Мно-
гие работники предприятия получили ордена и медали.
Работы по совершенствованию двигателей РД-107
и РД-108, повышению их надежности продолжались.
Работать приходилось иногда по 10-12 ч в день. В ре-
зультате большого количества доводочных испытаний
двигателей была подтверждена настолько высокая на-
дежность двигателей, с учетом и летных испытаний,
что стало возможным доверить им подъем с земли и
доставку в космос человека.
За обеспечение полета в космос Ю.А.Гагарина
ОКБ-456 награждено орденом Ленина, главному кон-
структору В.П.Глушко вторично присвоено звание
Героя Социалистического Труда, этого звания удо-
стоены рабочие В.П.Зиновьев, М.Н.Ильюшин, испыта-
тель НАШмагин, начальник конструкторского отдела
С.П.Агафонов, начальник лаборатории огневых испы-
Автограф Ю.А.Гагарина
56
Глава 3
таний ВЛ.Шабранский, заместитель главного конструк-
тора В.ИЛавренец-Семенюк, директор завода Ю.Д.Со-
ловьев.
Успешным полетом ЮАГагарина была открыта эра
полетов в космос - эра космонавтики. С тех пор все
космонавты, стартующие с космодрома Байконур, под-
нимаются с поверхности Земли двигателями РД-107 и
РД-108 и их модификациями. То же относится к
большей части беспилотных космических кораблей и
спутников.
Все время, начиная с 1958 г., непрерывно велся ав-
торский надзор за серийным изготовлением двигате-
лей РД-107 и РД-108, изготовляемых в Самаре на
заводе им. Фрунзе (ОАО «Моторостроитель», ПАО
«Кузнецов»). Сотрудники КБ участвовали во всех рабо-
тах по усовершенствованию двигателя и созданию
новых модификаций. Так, с 1960 г. велись работы по
созданию новых модификаций на базе двигателей
РД-107 (8Д74) и РД-108 (8Д75).
Двигатели 8Д74К и 8Д75К стали первыми модифи-
кациями базовых двигателей РД-107 и РД-108. Их от-
личия заключались в следующем. На двигателе 8Д74К
для уменьшения предстартовых расходов было сокра-
щено число промежуточных ступеней. Запуск осу-
ществлялся через две промежуточные ступени вместо
трех, а выключение - через первую промежуточную
ступень. На двигателе 8Д75К увеличивалось время ра-
боты на режиме конечной ступени. Эти двигатели уста-
навливались на PH 8К78. В дальнейшем двигателю
8Д74К был присвоен индекс 8Д728.
Для увеличения полезной нагрузки было предложено
увеличить тягу двигателя 8Д75К путем форсирования его
на 5 % по давлению газов в камере сгорания, что приво-
дило к увеличению удельного импульса тяги на земле на
2,9 с. Двигатель отрабатывался в двух модификациях:
8Д727 - форсированный на 5 % с отключением без ко-
нечной ступени: 8Д727К - форсированный на 5 % с от-
ключением через конечную ступень.
В1968 г. началась отработка двигателей 11Д511 и
11Д512 на базе двигателей 8Д727 и 8Д728. Конструк-
тивные отличия заключались в следующем. Были до-
работаны агрегаты, относящиеся к системе
регулирования двигателя; расширен диапазон работо-
способности редуктора точной настройки; на двигатели
11Д512 установлены камеры с большим запасом устой-
чивости.
В1979 г. проведена отработка двигателя 11Д511 ПФ
на базе 11Д511. В новой модификации двигателя ис-
пользовалось синтетическое горючее синтин вместо
керосина Т-1. Конструктивные отличия заключались
в следующем: увеличено давление в камере, введено
спиральное оребрение трактов охлаждения камер, при
выключении двигателя введена задержка закрытия
клапана горючего.
В современной модификации базовых двигателей
РД-107 и РД-108 - двигателях 14Д21 и 14Д22 - были
реализованы следующие конструктивные мероприятия;
на этих двигателях использована смесительная головка
с однокомпонентными форсунками, аналогичная сме-
сительной головке камеры ранее разработанного дви-
гателя РД-111, имеются антипульсационные
перегородки из выступающих на 30 мм в сторону ог-
невого пространства форсунок окислителя и го-
рючего; в наиболее теплонапряженных местах камеры
выполнено спиральное оребрение тракта охлаждения.
Улучшение смесеобразования привело к увеличению
удельного импульса тяги в пустоте для двигателя 14Д21
на 4,6 с, для двигателя 14Д22 - на 6,2 с. В 2002 г. были
завершены летные испытания с модернизированной
системой смесеобразования в камерах.
На этих же модификациях в 1999-2002 гг. было от-
работано химическое зажигание компонентов топлива
в камерах; однако, несмотря на очевидные преимуще-
ства, из-за дополнительной массы в 200 кг на ракету
пока в конструкцию двигателей не внедрено.
Высокая надежность ракет типа Р-7, подтвержден-
ная набранной статистикой полетов, позволила обес-
печить их длительную эксплуатацию, ставшую
рекордной для ракетной техники - 58 лет. Количество
изготовленных маршевых двигателей стало поистине
«астрономическим»: при количестве пусков ракет, ко-
торых к настоящему времени насчитывается уже
свыше 1900, число работавших в полете двигателей -
свыше 9500 экземпляров, количество изготовленных
двигателей - свыше 12000. Такой статистики не имеет
ни один другой двигатель в мировой практике.
Разработка ЖРД РД-214 (8Д54) для ракеты
Р-12 и космических PH
Разработка мощных маршевых двигателей на вы-
сококипящем топливе была начата в ОКБ-456 в начале
1950-х гг. В это время возникла острая необходимость
создания в интересах обороны страны ракет дальнего
действия, обеспечивающих высокую боеготовность,
возможность длительного хранения при максимально
возможной защищенности стартовых позиций. Таким
требованиям отвечало топливо - азотнокислотный
окислитель с углеводородным горючим. Эта пара ком-
понентов ракетного топлива была предложена
В.П.Глушко еще в 1930-1932 гг.
Первым мощным жидкостным реактивным двига-
телем на высококипящем топливе, прошедшим в ОКБ
полный цикл отработки, стал двигатель РД-214. Двига-
тель был разработан для баллистической одноступен-
чатой ракеты средней дальности Р-12. Позднее
двигатель РД-214 использовался в составе космиче-
ской двухступенчатой ракеты серии «Космос».
57
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
ЖРД РД-214
Одновременно с разработкой двигателя РД-214 на-
чиная с 1956 г. проводилась отработка двигателя
РД-213, предназначенного для крылатой ракеты.
В связи с тем, что параметры конструкция этих двига-
телей незначительно различались (РД-213 имел укоро-
ченное сопло камеры сгорания с давлением на срезе
0,95 ата, вместо 0,7 ата у РД-214), доводочные испыта-
ния проводились по общей программе. В 1957 г. дви-
гатель РД-213 успешно прошел чистовые доводочные
испытания, была изготовлена и поставлена партия то-
варных двигателей. Впоследствии работы по РД-213
были остановлены в связи с прекращением работ по
ракетной системе.
К началу проектирования и выпуска документации
двигателя РД-214 предшествовали работы по двигате-
лям-прототипам РД-211 и РД-212. Работы по РД-211
проводились в 1952-1954 гг., а работы по РД-212 про-
водились в 1954-1956 гг.
На этих этапах после опробования нескольких мо-
дификаций азотнокислотных окислителей и углеводо-
родных горючих было окончательно выбрано топливо:
окислитель АК-27И, горючее ТМ-185 и пусковое горю-
чее ТГ-02.
В ходе работ проведено свыше 100 огневых испы-
таний камер сгорания, позволивших выбрать опти-
мальную конструкцию, системы смесеобразования и
охлаждения; проведено 15 огневых испытаний девяти
экземпляров двигателей.
Двигатель РД-214 имеет четыре камеры сгорания
и общий турбонасосный агрегат, включающий в себя
центробежные насосы окислителя, горючего и пере-
киси водорода, турбину. Турбина работает на продук-
тах разложения 80 %-й перекиси водорода в паро-
газогенераторе. Двигатель оснащен пневмоуправ-
ляемыми агрегатами автоматики, обеспечивающими
запуск, выключение, регулирование тяги в полете по
командам ракетной системы управления, перевод с
режима главной ступени (по тяге) на режим конеч-
ной ступени. На двигателях впервые применены от-
сечные пироклапаны, установленные на входе
в камеру по линии окислителя, при включении дви-
гателя обеспечивающие быстрое прекращение рас-
хода окислителя с целью уменьшения импульса
последействия тяги, что значительно повышает точ-
ность попадания в заданную цель. Пусковое горючее
заливается в основную магистраль до пускового
клапана двигателя.
Применение четырехкамерной схемы позволило су-
щественно уменьшить длину двигателя (по сравнению
с однокамерной схемой), а также значительно упро-
стило изготовление камер в производстве.
Двигатель РД-214 был первым ЖРД такой мощно-
сти на высококипящем окислителе, который работал не
только на режиме главной ступени, но и при дроссе-
лировании до 33 % номинальной тяги. До создания
двигателя РД-214 считалось, что глубокое дроссели-
рование для азотнокислотных двигателей вообще не-
возможно.
При отработке двигателя был решен ряд слож-
ных технических задач, к основным из которых от-
носятся следующие: разработка принципиально
новой конструкции камеры сгорания, работающей
при относительно большом давлении газов (45 ата)
и надежно охлаждаемой горючим; разработка си-
стемы смесеобразования, способной при работе на
топливе с высококипящим окислителем обеспечить
эффективный процесс горения, устойчивый на всех
режимах работы, в т.ч. на режиме конечной ступени.
С этой целью был проведен большой объем работ
по исследованию процессов возникновения пульса-
ций давления и вибраций в двигателе на всех режи-
мах. В результате была разработана принципиально
новая конструкция форсуночной головки, обеспечи-
вающая три фронта горения топлива по длине ци-
линдрической части камеры сгорания; проведена
отработка двухвальной конструкции турбонасосного
агрегата с надежным разделением компонентов, с
малым удельным весом и высокой удельной мощ-
ностью турбины; разработана новая конструкция
агрегатов управления, работающих в агрессивных
средах, решены проблемы герметичности соедине-
ний. Также спроектирован, сооружен и введен в экс-
плуатацию первый в стране стенд для огневых
испытаний азотнокислотного двигателя большой
мощности, а также ряд других стендов для испыта-
ния отдельных агрегатов двигателя; разработана и
58
Глава 3
освоена технология изготовления двигателей (в т.н.
создание ряда новых технологических процессов,
например, вакуумная бесфлюсовая пайка и автома-
тическая сварка камер сгорания, пайка форсуноч-
ных головок камер сгорания кислотостойким
припоем и др.); разработаны мероприятия, обес-
печивающие коррозионную стойкость агрегатов,
узлов и деталей двигателя, соприкасающихся с
агрессивными компонентами топлива.
После завершения отработки двигателя были про-
ведены чистовые доводочные испытания двигателя
РД-214 - прообраз современных сертификационных
испытаний. Первый этап ЧДИ завершен в мае 1957 г.,
второй этап - в апреле 1958 г.
Завершающим этапом отработки двигателя РД-214
явились летные испытания в составе ракеты Р-12. Дви-
гатели в полете работали нормально и отрабатывали
все команды бортовой системы управления; параметры
двигателей соответствовали требованиям ТЗ. Успешное
завершение отработки двигателя позволило начать се-
рийное производство.
В конце 1950-х гг. ракета Р-12 являлась основной и
самой массовой ракетой стратегического назначения,
поэтому производство РД-214 было развернуто на трех
серийных заводах. Двигатель РД-214 находился в экс-
плуатации в составе ракеты Р-12, а позднее - в составе
ракеты-носителя «Космос» более 30 лет.
Основные характеристики двигателя РД-214
Номинальная тяга, земля/пустота - 64,8/74,4 тс.
Номинальный удельный импульс, земля/пустота -
230/264 с.
Время работы на режиме главной ступени -135 с.
Вес двигателя (сухой) - 655 кг.
Габаритные размеры двигателя:
- длина - 2383 мм,
-диаметр-1480 мм.
Разработка двигателя РД-214 привела к созданию
в ОКБ-456 целого направления азотнокислотных ракет-
ных двигателей, способствовала научно-техническому
становлению специалистов ОКБ. Основными работами
по проектированию и доводке РД-214 руководили глав-
ный конструктор В.П.Глушко, его заместители ВАВитка
и В.И.Курбатов, начальники подразделений Г.Н.Лист,
С.П.Агафонов, В.П.Радовский, Н.А.Желтухин, К.М.По-
ляков, ВЛ.Шабранский, М.Р.Гнесин (ведущий конструк-
тор по разработке), А.Д.Вебер, В.А.Ильинский,
Л.ВЛьвова, Г.А.Вельт. Существенный вклад в отработку
двигателя и внедрение в серийное производство внесли
инженеры И.С.Артюхов, Г.В.Данилин, Ю.В.Пресняков,
Ю.Н.Ткаченко, БАТолкачев, В.В.Кириллов, Н.А.Петуш-
ков, В.А.Володин, А.И.Эдельман, А.А.Мотров, М.СЛи-
дерваргер и многие другие.
Разработка ЖРД РД-216 (8Д514),
РД-218 (8Д712) и РД-219 (8Д713)
для ракет 8К65 и 8К64
Использование в качестве окислителя жидкого кис-
лорода на первой боевой ракете дальнего действия Р-1,
поставленной на вооружение Советской Армии, яви-
лось следствием директивного решения о воспроизве-
дении немецкой ракеты А-4. Последующие ракеты Р-2
и Р-5 разработаны путем модернизации базового об-
разца Р-1 с минимальными затратами времени и
средств. Дальнейшее развитие боевой ракетной тех-
ники, основанное на достижениях отечественной науки
и техники, пошло по двум направлениям. Первое на-
правление, возглавляемое С.П.Королевым, включало
разработку ракет на кислородно-керосиновом топливе.
Возглавивший в 1954 г. второе направление М.К.Янгель
обосновал целесообразность использования для бое-
вых ракет высококипящих компонентов топлива, обес-
печивающих высокую боеготовность ракетного
вооружения. Его позицию разделяли перспективно
мыслящие военные специалисты, которые поддержали
подготовленные в ОКБ-586 технические предложения
о разработке межконтинентальной баллистической ра-
кеты на азотнокислотном топливе, и 17 декабря 1956 г.
вышло правительственное Постановление «О создании
межконтинентальной баллистической ракеты Р-16
(8К64)». Разработка эскизного проекта была завершена
в конце 1957 г., в январе 1958 г. эскизный проект был
одобрен государственной комиссией во главе с акаде-
миком М.В.Келдышем.
В процессе разработки эскизного проекта появи-
лось предложение создать еще одну азотнокислотную
ракету в одноступенчатом варианте. Создание такой ра-
кеты с некоторым опережением по отношению к ракете
8К64 давало возможность использовать опыт отра-
ботки более простой ракеты при создании двухступен-
чатой, которую молодой коллектив ОКБ-586
разрабатывал впервые. Кроме этой вспомогательной
роли наличие ракеты средней дальности имело прак-
тическое значение, т.к. усиливало оборонную мощь
страны.
Предложение было принято, и 2 июля 1958 г.
вышло правительственное постановление о разработке
баллистической ракеты средней дальности 8К65, не-
сколько позднее, 28 августа того же года, вышло еще
одно правительственное постановление, уточняющее
отдельные положения постановления от 17 декабря
1956 г. В этих постановлениях головным разработчи-
ком ракет 8К65 и 8К64 было определено ОКБ-586, ру-
ководимое М.К.Янгелем, а головным разработчиком
двигателей 8Д514 (ракета 8К65), 8Д712 и 8Д713 (пер-
вая и вторая ступени ракеты 8К64) - ОКБ-456, руково-
димое В.П.Глушко.
59
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
13 мая 1959 г., одновременно с постановлением о
разработке боевой ракеты Р-9, вышло Постановление
«Об ускорении работ по созданию межконтиненталь-
ной боевой ракеты Р-16». Позднее, в конце мая 1960 г.,
было принято правительственное решение о разра-
ботке ракет 8К65У и 8К64У, унифицированных для ба-
кации конструкции и модульно-блочного построения
ступени двигательной установки. В основе модульной
конструкции использован двухкамерный двигательный
блок с одним ТНА и газогенератором, расположенными
между камерами, агрегатами автоматики и органами ре-
гулирования режима работы двигателя. Блочно-модуль-
зирования на наземных и в шахтных пусковых
ная конструкция существенно сокращает трудоемкость
установках.
Двигатели 8Д514,8Д712 и 8Д713 являются первыми
отечественными мощными двигателями, работающими
на высококипящем топливе: окислитель - азотная кис-
лота с добавлением азотного тетроксида (АК-27И), го-
рючее - несимметричный диметилгидразин. Двигатели
разрабатывались практически одновременно, при их
проектировании впервые в практике отечественного дви-
гателестроения были использованы принципы унифи-
изготовления, упрощает экспериментальную отработку,
позволяет вести доводку с высоким темпом проведения
огневых испытаний.
Двигатель 8Д514 состоит из двух двигательных
блоков 8Д513, объединенных общей рамой и имеющих
общую систему запуска от пусковых бочков. Аналогич-
ную конструкцию имеет двигатель 8Д712, состоящий
из трех двигательных блоков 8Д515. Двигательные
блоки 8Д513 и 8Д515 имеют отличия только в распо-
ЖРД РД-216 (8Д514)
ложении мест их закрепления с рамой двигателя. Дви-
гатель 8Д713 представляет собой один двухкамерный
блок и отличается от блоков первой ступени большей
степенью расширения газов в сопле, сопло камеры
впервые выполнено с «угловым входом» для уменьше-
ния длины и массы камеры; в магистрали окислителя
установлен дроссель системы опорожнения баков; си-
стема наддува пусковых бачков введена в состав дви-
гателя (у двигателей 8Д514 и 8Д712 такая система
находится на наземном стартовом сооружении).
Разрабатываемые двигатели по энергетическим,
массовым и габаритным характеристикам превосходят
все ранее созданные азотнокислотные двигатели. Это
достигнуто за счет использования нового горючего, по-
вышения параметров двигателей и введения в кон-
струкцию новых технических решений.
К отличительным особенностям двигателей следует
отнести следующие:
- высокий уровень удельного импульса тяги, полу-
ченный за счет высокоэффективного топлива, повы-
ЖРД РД-219 (8Д713)
ЖРД РД-218 (8Д712)
60
Глава 3
Табл.1
Основные характеристики двигателей РД-216 (8Д514), РД-218 (8Д712), РД-219 (8Д713)
	РД-216 (8Д514)	РД-218 (8Д712)	РД-219 (8Д713)
Тяга, земля/пустота, тс	151/176	226/264	-/90
Удельный импульс тяги земля/ пустота, кгс*с/кг	246/289	246/289	-/293
Давление в камере, атм	75	75	75
Давление на срезе сопла, атм	0,44	0,44	0,28
Удельная масса «сухого» двигателя, кг/тс	7,6	7,4	7,8
Габаритные размеры, мм: - высота - диаметр	2200 2260	2200 2790	2030 2160
шения давления газов в камере и увеличения степени
расширения газов в сопле, а также снижением части
расхода топлива, идущего на привод турбины, за счет
увеличения ее удельной мощности;
-	использование для привода турбины продуктов
сгорания с избытком горючего основных компонентов
топлива;
-	применение самовоспламеняющегося топлива,
что исключило необходимость иметь специальные
средства зажигания;
-	уменьшение габаритов и снижение удельной
массы двигателей за счет более совершенной компо-
новки двигателей и конструкции их агрегатов;
-	отказ от управления топливных клапанов сжатым
воздухом, что дало возможность существенно упро-
стить схему двигателей;
-	введение шнеков на входе в насосы, что улучшило
кавитационные характеристики ТНА;
-	снижение импульса последействия при отключе-
нии двигателя путем применения отсечных пироклапа-
нов и дренажа горючего в атмосферу.
Компоновка общего вида двигателей, конструиро-
вание элементов общей сборки, а также разработка ме-
тодики отработки и планирование доводочных работ
проводились под руководством ведущего конструктора
разработки М.Р.Гнесина инженерами К.Н.Мельнико-
вым, НАПетушковым, И.С.Артюховым, Ю.Н.Ткаченко
и др. Ведущим конструктором по производству двига-
телей на заводе № 456 был НАДергачев.
Первые экспериментальные работы в плане созда-
ния двигателей для новых боевых ракетных комплексов
в ОКБ-456 состоялись в начале 1958 г., более чем за
полгода до выхода правительственных постановлений
о разработке ракет 8К65,8К65У и 8К64,8К64У с двига-
телями 8Д514 и 8Д712, 8Д713. По формирующейся в
те годы в ОКБ-456 методике разработка нового двига-
теля начиналась с использованием матчасти двигателя
предыдущей разработки.
Так в январе-феврале 1958 г. с целью исследования
внутрикамерных процессов нового двигателя были про-
ведены первые огневые испытания доработанных «очко-
вых» камер (камера без сверхзвуковой части сопла)
двигателя 8Д59. Полученные результаты дали уверенность
в правильном выборе направления работ и во II квартале
1958 г. ОКБ-456 приступило к разработке эскизных про-
ектов и выпуску конструкторской документации.
Эскизный проект на двигатель 8Д514 был выпу-
щен в октябре 1958 г., а по двигателям 8Д712 и
8Д713 - в марте 1959 г.
Высокая степень унификации двигательного блока
8Д513 (8Д515) и двигателя 8Д713 позволила провести
доводку конструкции практически только на двигатель-
ном блоке 8Д513. Позднее, когда конструкция агрегатов
в основном была определена, работы были продол-
жены с двигателем 8Д713.
В мае 1958 г. на стенде № 2 ОКБ-456 начались ав-
тономные огневые испытания экспериментальных
камер на штатном топливе при баллонной подаче
компонентов, обеспечивающей близкие к номиналь-
ным параметры работы камеры. Всего было прове-
дено 41 огневое испытание девятнадцати камер
(8 «очковых» и 11 полноразмерных).
При этих испытаниях проверялась эффективность
использования двух вариантов смесительных головок:
-	шахматное расположение форсунок с небольшой
сферичностью внутреннего днища (Rc4l = 2000 мм), с
двухъярусным смешением и расходом горючего на за-
весу от форсунок 23 %;
-	сотовое расположение форсунок, плоское днище,
трехъярусное смешение, расход на завесу 20,5 %.
Обе смесительные головки показали примерно оди-
наковые результаты, хотя сотовая схема расположения
форсунок оказалась более предпочтительной по устой-
чивости рабочего процесса.
Второй этап отработки камеры проходил с августа
1959 г. по февраль 1960 г. на экспериментальных сбор-
61
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
ках, состоящих из двух камер двигателя 8Д514, дора-
ботанного ТНА и агрегатов автоматики двигателя 8Д59.
На этапе было проведено 15 испытаний девяти двига-
телей с камерами, имеющими шахматную схему распо-
ложения форсунок, и 13 испытаний двигателей,
имеющих сотовое расположение форсунок в камерах.
Одновременно проводилось сравнение работы камер,
имеющих различную длину цилиндрической части: 300
и 200 мм. В результате полученных экспериментальных
данных по экономичности и устойчивости рабочего
процесса был выбран вариант камеры с сотовым рас-
положением форсунок и длиной цилиндрической части
300 мм.
С выбранным вариантом камеры было проведено еще
90 огневых испытаний и подтверждена его работоспо-
собность во всем диапазоне заданных режимов работы
камеры в составе двигателя, а также определена нижняя
граница устойчивой работы камеры - 35 атм. Это при-
вело к изменению первоначальной схемы запуска дви-
гателя через промежуточную ступень, двигатель на
запуске стал выходить сразу на номинальный режим.
Кроме того, на режиме дросселирования выявилась не-
достаточность охлаждения зоны втекания камеры. Для
устранения этого дефекта были введены «спиральные»
гофрированные проставки.
Статистика испытаний выбранного варианта камеры
двигателя 8Д514 показала эффективность разработан-
ного смесеобразования, которое позволило уточнить
удельный импульс тяги и ввести в документацию его
фактически полученное значение 246 кгс«с/кг (по ТЗ
ОКБ-586-241 кгс«с/кг).
Отработка газогенератора проводилась парал-
лельно с отработкой камеры и началась на стенде
в НИИ-1 при баллонной подаче топлива. Исследовались
эффективность смесеобразования при шахматном и
сотовом расположении форсунок и влияние различной
длины цилиндрической части корпуса. Завершились
эти испытания на стенде № 2 ОКБ-456. В результате
был отработан газогенератор с сотовой схемой рас-
положения форсунок и длиной цилиндрической части
100 мм.
Особенностью конструкции газогенератора яв-
ляется наличие демпфирующего устройства, имею-
щего соединение с полостью сгорания топлива
в газогенераторе. Демпфирующее устройство состоит
из мембраны и короткого глухого трубопровода, своего
рода аппендикса. При возникновении пульсаций давле-
ния газов в газогенераторе мембрана разрушается, и
наличие присоединенного объема приводит к гашению
колебательного процесса.
Разработкой конструкции и отработкой рабочего
процесса в камерах и газогенераторе под руководством
ГНЛиста занимались конструкторы бригады 522
Г.В.Данилин, Е.З.Мишурова, Л.С.Воликов и др.
Доводочные испытания насосов проводились в два
этапа. На первом этапе с июня 1959 г. по январь 1960 г.
было установлено, что фактические КПД насосов су-
щественно выше принятых в расчетах. Это позво-
лило снизить число оборотов крыльчаток насосов
с 10000 об./мин, указанных в эскизном проекте,
до 9500 об./мин. Кроме того, была выбрана оптималь-
ная конструкция шнеков, сняты кавитационные харак-
теристики, выбраны материалы для трущихся пар
лабиринтных уплотнений и т.д.
В январе-апреле 1960 г. были проведены доводоч-
ные испытания насосов второго этапа, при которых
проверялась работа насосов мероприятиями, внедрен-
ными по результатам первого этапа доводки.
Завершающим этапом - май-июль 1960 г. - стала
отработка турбонасосного агрегата в целом. В качестве
рабочего тела турбины использовались продукты раз-
ложения однокомпонентного топлива ОТ-8. Испытания
ТНА проводились на стенде, разработанном в конце
1940-х гг. немецкими специалистами, работавшими
в те годы в ОКБ-456. Созданием турбонасосного агре-
гата занимались под руководством С.П.Агафонова и
Г.А.Вельта инженеры бригады 523 Ю.В.Пресняков,
М.И.Прожига, А.В.Агарков, Р.Ш.Хисамбеев, Н.И.Шата-
лова, ИАМальцева.
Отработка агрегатов автоматики проводилась с
марта 1959 г. по декабрь 1961 г., причем конструкция
некоторых клапанов подвергалась серьезной коррек-
тировке на всем протяжении доводки двигателей,
включая этап летно-конструкторских испытаний.
Выпуск конструкторской документации и отработка
рабочих характеристик агрегатов автоматики, управле-
ния и регулирования были проведены под руковод-
ством Н.П.Алехина инженерами бригады 524
В.В.Кирилловым, М.И.Лукониной, А.Н.Лытовым,
Б.А.Новичковым, Г.А.Струнгисом, Б.А.Толкачевым,
Г.Д.Черненко.
В 1960 г. начались первые стендовые испытания
двигателей 8Д513, 8Д515 и 8Д713, изготовленных на
серийных заводах. Правительственными постановле-
ниями на разработку ракет 8К65 и 8К64 серийными за-
водами по производству двигателей были определены
заводы № 586 (г. Днепропетровск) и № 32 (г. Красно-
ярск) - по двигателю 8Д514, а также заводы № 586 и
№ 29 (г. Омск) - по двигателям 8Д712 и 8Д713. С целью
ускорения выпуска двигателей на серийных заводах их
технологическое оснащение и освоение технологий
были начаты до окончания отработки конструкции и
технологии в ОКБ-456, в связи с чем конструкторская
документация была передана на заводы в середине
1959 г. Серийные заводы достаточно быстро освоили
технологию изготовления двигателей: завод № 586-
в 1960 г., завод № 29 - в 1961 г. Задержка была только с
введением в строй огневых стендов на топливе АК-27И и
62
Глава 3
НДМГ. В связи с этим испытания установочных партий
и первые КТИ двигателей изготовления заводов № 586
и 29 проводились на стенде № 2 ОКБ-456. Изготовле-
ние двигателей 8Д514 на заводе № 32 началось не-
сколько позднее, и первое испытание первого
изготовленного там двигателя 8Д513 состоялось 28 фев-
раля 1962 г. на выстроенном вблизи Красноярска огне-
вом стенде.
Большой вклад в организацию работ и освоение из-
готовления двигателей на серийных заводах внесли за-
меститель главного конструктора ОКБ-456
В.И.Лавренец-Семенюк и помощник главного конструк-
тора НАДергачев, а также конструкторы Иртышского
филиала ОКБ-456 (г. Омск) под руководством В.Ф.Хо-
мрача, конструкторы двигательного КБ-4 ОКБ-586 под
руководством И.И.Иванова и конструкторы двигатель-
ного отдела ОКБ-10 (г. Красноярск) под руководством
А.Я.Китаева.
В процессе проведения огневых испытаний двига-
телей, изготовленных на серийных заводах, выявля-
лись дефекты, являющиеся следствием как
неотработанности технологии изготовления, так и не-
совершенства конструкции. К последнему в первую
очередь следует отнести проявление высокочастотной
неустойчивости горения в камере на режиме запуска.
Практически на всех серийных заводах в 1961-1962 гг.
при испытаниях двигателей 8Д513, 8Д515 и 8Д713 от-
мечались случаи возникновения высокочастотной не-
устойчивости в камерах. Это ведущее к аварии
двигателя явление устранялось как внесением измене-
ний в конструкцию двигателя - введение «классности»
форсунок, дополнительных гидросопротивлений в топ-
ливные магистрали, корректировка конструкции пуско-
вых клапанов и др., так и совершенствованием
стендовых систем подачи топлива, введением в них
различных демпферов и других мероприятий.
Такой комплексный подход позволил сократить до
минимума (но не исключить полностью) случаи возник-
новения неустойчивого горения, что уже укладывалось
в требования по надежности.
В соответствии с методическими материалами за-
вершающие наземную отработку испытания двигателей
в составе ступени ракеты проводились с использова-
нием двигателей, изготовленных на головном заводе
№ 456, при проведении летно-конструкторских испы-
таний использовались двигатели серийных заводов,
в основном завода № 586.
В марте-мае 1960 г. на стенде НИИ-229 (г. Загорск)
были проведены испытания двух двигателей 8Д514
в составе ракет 8К65, а в августе 1960 г. - испытания
двигателей 8Д712 и 8Д713 в составе первой и второй
ступеней ракеты 8К64. При этих испытаниях была про-
верена совместная работа системы питания ракеты с
двигателями, а также совместная работа двух блоков
8Д513 и трех блоков 8Д515 в двигателях 8Д514 и
8Д712. При первом испытании двигателя 8Д514 один
из блоков 8Д513 не вышел на режим из-за дефекта
в работе пускового клапана горючего. Дефект был
устранен, повторное испытание прошло успешно.
В период с 6 июня 1960 г. по 15 февраля 1961 г. на
Государственном центральном полигоне было прове-
дено 21 летно-конструкторское испытание ракеты
8К65, при этом на втором пуске 25 июня 1960 г. про-
изошло преждевременное отключение двигательного
блока 8Д513 из-за разрушения клапана. Остальные ис-
пытания подтвердили работоспособность двигателя
8Д514 на режимах запуска, номинальном и выключе-
ния. В то же время при работе двигателя в условиях по-
лета ракеты был выявлен ряд недостатков, которые
необходимо было устранить в плане дальнейшего по-
вышения надежности, хотя они и не оказывали суще-
ственного влияния на работоспособность двигателя.
В связи с этим в сентябре-декабре 1961 г. было
проведено восемь летно-конструкторских испытаний
ракет 8К65, в январе 1962 г. - трех ракет 8К65У. За-
мечания к работе двигателей имели локальный харак-
тер, ЛКИ в целом были признаны успешными.
Положительные результаты стендовой отработки
двигателей, а также всех ракетных систем при их
комплексной проверке при проведении ЛКИ позво-
лили 24 апреля 1961 г. принять ракетный комплекс
8К65 на вооружение.
В феврале 1962 г. был успешно проведен первый
запуск ракеты 8К65У из шахтного сооружения, однако
второй запуск в апреле 1962 г. имел аварийный исход
из-за нештатной работы пускового клапана горючего.
После устранения этого дефекта следующие два за-
пуска ракет 8К65У из шахт в июле 1962 г. прошли ус-
пешно.
Поскольку в процессе летных испытаний ракеты од-
новременно ведется отработка наземных стартовых по-
зиций и шахтных сооружений, то ЛКИ боевого
ракетного комплекса 8К65У продолжались весь 1963 г.
Комплекс на вооружение был принят 9 января 1964 г.
Параллельно с летной отработкой двигателей
8Д514 велись летно-конструкторские испытания дви-
гателей 8Д712 и 8Д713 в составе ракет 8К64 и 8К64У.
Запуск первой летной ракеты 8К64 изготовления за-
вода № 586 планировался на конец октября 1960 г. и
был приурочен к празднику 7 ноября. При подготовке
уже заправленной ракеты к пуску был обнаружен ряд
производственных дефектов, требующих устранения.
С целью проведения запуска ракеты в намеченные
сроки Государственная комиссия по проведению ЛКИ
приняла решение о проведении доработок на ракете
без слива топлива. Выполнение таких работ не было
обеспечено технологиями или инструкциями и явля-
лось серьезным нарушением правил технической без-
63
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
опасности. Кроме того, схема управления двигателями
не имела блокировок на случай проведения несанкцио-
нированных проверок ее функционирования. В резуль-
тате ошибочного решения и несовершенства системы
управления 24 октября 1960 г. произошла авария, со-
провождающаяся гибелью людей. В этой аварии по-
гибли 3 работника ОКБ-456: заместитель главного
конструктора по летным испытаниям Г.Ф.Фирсов, ин-
женеры отдела летных испытаний А.А.Кошкин и
Б.Н.Сергеев.
По расследованию причин аварии была создана ко-
миссия на высшем государственном уровне во главе с
Председателем Президиума Верховного Совета СССР
Л.И.Брежневым. В состав комиссии вошли М.К.Янгель,
В.П.Глушко и другие Главные конструкторы ракетной
отрасли. Принятые меры по устранению недостатков
при изготовлении и подготовке ракеты 8К64 к пуску
позволили 2 февраля 1961 г. осуществить успешный
пуск. Это было начало ЛКИ ракет 8К64, которые завер-
шились в январе 1962 г. В процессе проведения три-
дцати ЛКИ имелись замечания к работе отдельных
агрегатов двигателей 8Д712 и 8Д713: в трех случаях к
агрегатам автоматики и в двух случаях при запуске дви-
гателей 8Д712 возникли высокочастотные колебания
давления газов в камерах. По агрегатам автоматики
была улучшена их конструкция, причины возникнове-
ния высокочастотной неустойчивости выяснить не
представилось возможным.
Международная военно-политическая обстановка
начала 1960-х гг. требовала принятия экстренных мер
по оснащению ракетных войск стратегического на-
значения СССР межконтинентальным ракетным ком-
плексом, имеющим высокую боеготовность с
дальностью полета головной боевой части 12000-
13000 км. В связи с этим, поручив главным конструк-
торам ракетных систем продолжить работы по
повышению надежности, правительство СССР 20 ок-
тября 1961 г. выпускает постановление о принятии
ракет 8К64 на вооружение.
Работы по ракете 8К64У продолжались. В июле
1962 г. состоялся первый запуск ракеты со стартом
из шахтного сооружения. Двигатели 8Д712 и 8Д713
в течение всего периода ЛКИ ракеты 8К64У надежно
запускались, работали без существенных замечаний на
номинальном режиме и уверенно выключались. В со-
вокупности при проведении совместных (Министерства
обороны и промышленности) испытаний со 2 февраля
1961 г. по 17 декабря 1962 г. была пущена 51 ракета
в варианте исполнения 8К64 (всего 18) и 8К64У
(всего 33). Положительные результаты ЛКИ дали осно-
вание принять 15 июля 1963 г. комплекс - ракета 8К64У
и шахтное сооружение - на вооружение.
В середине 1963 г. Межведомственная комиссия
рассмотрела представленные материалы по отработке
двигателей, включая комплекты конструкторской доку-
ментации на двигатели 8Д712 и 8Д713, и с учетом со-
гласованных замечаний и сроков их устранения
приняла техдокументацию для серийного изготовления
и эксплуатации.
Разработка ЖРД РД-253для первой
ступени PH УР-500К
Усложнение задач в области космических исследо-
ваний к началу 1960-х гг. потребовало создания более
мощных ракет-носителей. КБ под руководством В.Н.Че-
ломея начало работы по PH «Протон», которая исполь-
зуется в качестве одной из основных ракетных систем
для реализации космических программ СССР и России
с 1965 г. по настоящее время.
В качестве двигателя первой ступени «Протона»
был принят предложенный ОКБ-456 проект самого
мощного к тому времени однокамерного ЖРД - двига-
теля РД-253 (11Д43).
Со времени разработки и в последующие 20 лет
двигатель РД-253 стал первым и самым мощным ЖРД,
выполненным по схеме с дожиганием окислительного
генераторного газа. Более того, этот двигатель можно
считать родоначальником большого семейства марше-
вых ЖРД, разработанных в последующие годы. С по-
явлением двигателя 11Д43 совершен качественный
скачок в освоении высокого уровня давления в камере
и достижении высоких значений удельного импульса
тяги, который обозначил одно из основных направле-
ний совершенствования характеристик отечественных
ЖРД.
Заявленные в эскизном проекте характеристики
двигателя, в первую очередь высокий уровень давле-
ния в камере сгорания, вызвали немало возражений со
ЖРД РД-253
64
Глава 3
стороны некоторых сотрудников НИИ отрасли. Оппо-
ненты высказывали озабоченность в связи с возмож-
ным негативным влиянием высокого уровня
параметров двигателя на надежность его работы. Как
показал впоследствии многолетний опыт эксплуатации
PH «Протон», двигатель РД-253 оказался одним из
самых надежных отечественных разработок в области
ракетных двигателей.
Концепция обеспечения надежности двигателя и
двигательной установки первой ступени в целом бро-
сает вызов сегодняшним воззрениям на эту проблему.
В частности, на двигателе использовались одноразовые
агрегаты автоматики, управляемые с помощью пиро-
устройств, двигатель не имел системы диагностирова-
ния, товарный двигатель проходил короткое по
времени контрольно-технологическое испытание с
последующей переборкой, запас по ресурсу работы по
отношению к полетному не превышал 1,5. При наличии
шести двигателей в двигательной установке резерви-
рование не предусматривалось (т.е. при отказе одного
двигателя полет невозможен).
Высокая надежность двигательной установки первой
ступени PH «Протон» обеспечивается в основном за счет
простоты конструкции двигателя. Из более 400 полетов
PH «Протон» (400 х 6 = 2400 двигателей) не отмечено
ни одного случая отказа двигателей РД-253 (исключе-
ние составляют два случая отказа в самом начале экс-
плуатации PH «Протон», когда в период освоения
производства двигателя на серийном производстве
были допущены две ошибки при сборке двигателя).
Двигатель РД-253 разработан в соответствии с по-
становлением правительства от 16 апреля 1962 г. В ок-
тябре 1962 г. был выпущен эскизный проект двигателя.
Двигатель РД-253 имеет камеру, газогенератор, тур-
бонасосный агрегат, расположенный вдоль оси ка-
меры, узлы качания, обеспечивающие поворот
двигателя в одной плоскости для управления полетом
ракеты, агрегаты автоматики и агрегаты системы над-
дува баков окислителя и горючего, струйный преднасос
окислителя эжекторного типа. В конструкции двигателя
РД-253 применены только пироклапаны, обеспечиваю-
щие запуск и выключение двигателя, а также органы
управления режимом работы двигателя: регуляторы
тяги и соотношения компонентов топлива с электро-
приводами.
Развертывание работ по двигателю РД-253 вызвало
необходимость проведения основной подготовки про-
изводства. Увеличение размеров деталей и узлов, ре-
волюционное по тем временам, повышение давления
во внутренних полостях двигателя потребовали новых
крупногабаритных станков, оборудования для пайки,
сварки и испытаний на прочность и герметичность. Был
построен новый корпус цеха покрытий, получило даль-
нейшее развитие инструментальное производство,
внедрены новейшие технологические процессы, модер-
низированы или вновь созданы стенды для испытаний
узлов и агрегатов, стенд для огневых испытаний дви-
гателя. Был создан новый вычислительный центр для
проведения расчетов по двигателю с применением
ЭВМ. К работам по двигателю были подключены все
ведущие НИИ: НИИТП, НИИХМ, ЦИАМ, ВИАМ, техноло-
гические институты, разработчики новейших средств
измерения параметров двигателя и др.
Для обеспечения высокого уровня параметров двига-
теля (давление в камере -150 атм, в газогенераторе -
245 атм, расход топлива через газогенератор - 405 кг/с)
были проведены солидные научно-исследовательские
работы. Так, для получения рекомендаций по обеспече-
нию высокой полноты сгорания в камере в сочетании
с устойчивым горением в ней в ЦИАМ и НИИТП с уча-
стием НПО Энергомаш были проведены на модельных
установках обширные исследования газожидкостных
форсунок различных типов. С целью обеспечения рав-
номерного распределения газообразного окислителя
на всей площади смесительной головки камеры была
разработана методика продувки модельным газом и
создан специальный стенд. По результатам теоретиче-
ских расчетов охлаждения камеры были выданы реко-
мендации по нанесению на внутреннюю стенку
покрытия двуокисью циркония, а на внутреннее днище
головки - пористым хромом. В это же время была раз-
работана более совершенная конструкция щелевого
пояса завесы с тангенциальной закруткой пелены го-
рючего (сама идея щелевого пояса была разработана
и внедрена еще на камере двигателя РД-101).
Во второй половине 1962 г. были проведены 23 ог-
невых испытания экспериментальных двигателей. Ос-
новным результатом этих испытаний был однозначный
выбор для дальнейшей отработки двухзонной кон-
струкции газогенератора.
Следующим этапом разработки двигателя РД-253
явились огневые испытания двигателей, выполненных
по штатной схеме, но без второй секции сопла камеры
сгорания и без натурных узлов подвода окислителя и
горючего. В процессе этих испытаний вносились кон-
структивные улучшения по всем узлам и агрегатам, ис-
следовались процессы запуска двигателя, снабженного
в первоначальном варианте дополнительной пусковой
турбиной, работающей от порохового стартера. Резуль-
таты этих испытаний позволили в середине 1963 г. при-
ступить к доводочным испытаниям полностью
штатного двигателя.
Уже в начальной стадии испытаний штатных двига-
телей был выявлен существенный недостаток схемы с
использованием порохового стартера: диапазон устой-
чивого запуска двигателя очень ограничен, а при не-
благоприятных сочетаниях входных параметров
двигатель в процессе запуска выходил из строя. В то
65
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
же время исследования показали возможность органи-
зации надежного запуска без пусковой турбины за счет
правильной организации подвода компонентов топлива
к газогенератору и камере. Огневые испытания доработан-
ных двигателей полностью подтвердили это предположе-
ние. Бесстартерный запуск, отработанный на двигателе
РД-253, стал широко применяться в ЖРД, работающих на
самовоспламеняющихся компонентах топлива.
Доводочные испытания двигателей проводились с
существенным превышением требуемых по ТЗ основ-
ных параметров. Такой подход позволил быстро вы-
явить все недоработки, а затем обеспечить высокую
надежность двигателя. Указанные методы доводки дви-
гателя РД-253 заложили основы для разработки впо-
следствии стандартов по отработке ЖРД.
В мае 1965 г. были проведены МВИ двигателя, по
результатам которых двигатель РД-253 был допущен к
проведению летных испытаний в составе PH «Протон».
Первый запуск «Протона» состоялся 16 июля 1965 г.
Начиная с середины 1960-х гг. РД-253 (11Д43) серийно
изготавливался на Пермском моторостроительном за-
воде им. Я.М.Свердлова. С этого же времени ведение
конструкторской документации на производство дви-
гателей и конструкторское сопровождение их изготов-
ления было возложено на Камский филиал.
Значительный вклад в создание двигателя РД-253
внесли М.Р.Гнесин, Ю.Н.Ткаченко, Ф.Ю.Челькис,
ИАКлепиков, А.К.Сакалов, Н.А.Петушков, В.М.Дмит-
риев, А.Д.Вебер, А.П.Аджян, Г.В.Данилин, С.Д.Камен-
ский, А.И.Колесников, Г.А.Вельт, Ю.В.Пресняков,
А.П.Павлов, В.В.Кириллов, Б.А.Толкачев, А.Р.Кара-
гезьян, В.А.Ильинский, Л.В.Львова, В.А.Брылина,
В.В.Соловьев и др.
За успешную разработку мощного ЖРД по новой
схеме ведущий конструктор проекта М.Р.Гнесин был
удостоен Государственной премии СССР, многие со-
трудники предприятия получили государственные на-
грады.
В связи с необходимостью улучшения энергетиче-
ских характеристик PH «Протон» с начала 1974 г. Кам-
ским филиалом проводилась проработка технических
предложений по форсированию двигателя 11Д43 на 7,7 %
по тяге за счет повышения давления газов в камере
сгорания со 150 до 160,5 кгс/см2. Такое форсирование
позволяло увеличить массу выводимой на орбиту по-
лезной нагрузки на 600 кг. Анализ показал возмож-
ность обеспечения требуемого форсирования
двигателя 11Д43 при внесении ряда изменений. В1974 г.
была разработана техническая документация на изго-
товление и экспериментальную отработку изменяемых
агрегатов и узлов двигателя. Однако работы были за-
морожены. Несмотря на закрытие работ по форсиро-
ванию двигателя, многие технические предложения
были реализованы в конструкции двигателя 11Д43.
В 1982 г. в соответствии с новым техническим за-
данием, выданным КБ «Салют», Камский филиал
возобновил разработку форсированного двигателя с
приведенными выше повышенными характеристи-
ками и увеличенной на 30 % продолжительностью
работы. Для выполнения требований этого ТЗ фи-
лиалом была разработана техническая документа-
ция. В 1983-1987 гг. проводилась подготовка
производства, автономная отработка агрегатов, про-
верка конструкторских изменений в составе экспе-
риментальных двигателей. Работоспособность узлов
и агрегатов на форсированных режимах двигателя
проверялась в составе экспериментальных двигате-
лей в рамках работ по повышению надежности дви-
гателя РД-253. Было проведено 12 испытаний
двигателя продолжительностью до 1,8 ресурса про-
тотипа. При этом оценивалась работа двигателя как
на штатных режимах, так и при форсировании. Ре-
зультаты испытаний были удовлетворительными.
Необходимость реализации новых научно-техниче-
ских национальных и международных программ вы-
двинула на повестку дня задачу увеличения массы
полезного груза, выводимого на околоземную и гео-
стационарную орбиту с одновременным снижением се-
бестоимости выполнения этих работ.
Огневые испытания ЖРД РД-275 (РД-253) на стенде
ПАО «Протон-ПМ»
66
Глава 3
С этой целью в 1987 г. было принято решение о по-
вышении тяговооруженности PH «Протон», являю-
щейся основной транспортной системой нашей страны
по выведению тяжелых космических объектов.
С учетом занятости конструкторских и производ-
ственных подразделений КБ Энергомаш, разработка и
отработка двигателя 14Д14 была поручена Камскому
филиалу КБ Энергомаш на производственной и стен-
довой базе ПО «Моторостроитель» им. Я.М.Свердлова
(ныне ПАО «Протон-ПМ»), изготовителя серийного
двигателя-прототипа РД-253 (11Д43).
Техническим заданием КБ «Салют» от 2 декабря
1987 г. была поставлена задача в минимальные сроки
разработать высоконадежный маршевый двигатель для
первой ступени PH «Протон» с тягой у земли на 7,7 %
больше, чем у двигателя РД-253, при сохранении габа-
ритных размеров и массы прототипа. Увеличение тяги
обеспечивалось увеличением давления в камере, при
этом удельный импульс тяги у земли возрастал на 2 с.
Эскизный проект двигателя был разработан в декабре
1987 г. По результатам утяжеленных испытаний и опыта
серийного производства двигателя-прототипа для вновь
проектируемого двигателя были разработаны сборочные
единицы измененной конструкции, обеспечивающей ра-
ботоспособность форсированного двигателя.
В первоначальном варианте предусматривался
однозонный газогенератор, более простой и техно-
логичный, чем двухзонный у двигателя-прототипа.
В процессе отработки на этапе чистовых доводочных
испытаний была отмечена склонность выбранной кон-
струкции газогенератора к высокочастотной неустой-
чивости на частоте 1200 Гц. Ограниченность средств и
времени не позволили устра-
нить этот недостаток, и одно-
зонный газогенератор был
заменен на серийный двухзон-
ный. Одновременно по плану
структорских решений. MBI/I проводились с 27 июня по
14 сентября 1990 г. В сентябре 1991 г. конструкторская
документация была предъявлена Заказчику, и ей была
присвоена литера 01. Серийное производство началось
в январе 1992 г. Первое летное испытание PH «Протон»
с двигателями 14Д14 проведено 11 октября 1995 г.
Применение двигателей 14Д14 позволило увеличить на
600 кг массу полезного груза, выводимого на около-
земную орбиту, и уменьшить стоимость его выведения.
повышения надежности в кон-
струкцию двухзонного газогене-
ратора были внесены
изменения, направленные на
увеличение запасов по охлаж-
дению.
Новая конструкция сборочных
единиц обеспечила существенное
увеличение прочностных характе-
ристик, запасов работоспособно-
сти узлов и агрегатов двигателя,
в т.ч. теплостойкости газогенера-
тора.
Доводочные испытания
были закончены в марте 1990 г.
Испытания подтвердили пра-
вильность принятых новых кон-
Двигательная установка PH «Протон»
67
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
PH «Протон» с двигателями 14Д14 дала возмож-
ность решать многие народно-хозяйственные и научно-
технические задачи, а также выполнять национальные
и зарубежные программы и проекты в области космо-
навтики, связанные с запуском тяжелых космических
аппаратов. Положительные результаты запусков тяже-
лых отечественных космических объектов PH «Протон»
с двигателями 14Д14 обеспечили выход на междуна-
родные рынки оказания коммерческих услуг в области
космонавтики. По контрактам с различными зарубеж-
ными фирмами PH «Протон» с двигателями 14Д14
были осуществлены успешные коммерческие запуски
иностранных космических аппаратов «Азиасат»,
«Астра», «Интеграл», «Телстар» и др.
За создание и отработку двигателя 14Д14 группе
специалистов ОАО «НПО Энергомаш», Камского фи-
лиала НПО Энергомаш и ОАО «Протон-ПМ» 17 марта
1999 г. была присуждена премия Правительства РФ
в области науки и техники. Лауреатами стали И.А.Арбу-
зов, С.Ф.Бабин, А.А.Васин, И.Л.Гельштейн, Д.П.Журав-
лев, А.М.Кашкаров, В.А.Сатюков, А.В.Сафонов,
А.В.Федоровых.
С целью повышения конкурентоспособности PH
«Протон-М» на международном коммерческом рынке
космических услуг и в первую очередь обеспечения за-
пуска космических аппаратов АМС-12 и «Интелсат-10»
Камский филиал в 2001 г. приступил к разработке и до-
водке двигателя 14Д14М - форсированной модифика-
ции серийного двигателя 14Д14. Форсирование
двигателя на 5,3 % по тяге осуществлялось за счет
повышения давления газов в камере сгорания до
168,5 кг/см2. Такое повышение тяги двигателя позво-
лило увеличить на 150 кг массу полезной нагрузки, вы-
водимой ракетой на стационарную орбиту.
В 2002-2003 гг. проводились выпуск конструкторской
и технологической документации на двигатель 14Д14М,
подготовка производства измененных агрегатов, их из-
готовление. Для оценки запуска при повышенном давле-
нии в камере сгорания, работоспособности
заимствованных агрегатов на форсированных режимах,
ряда вводимых усовершенствований проведено четыре
доводочных испытания трех приспособленных двигате-
лей 14Д14. Планами КПЭО и ПОН было предусмотрено
проведение предварительных испытаний двух двигателей
и межведомственных испытаний трех двигателей
14Д14М в 2004 г. В 2005 г. вторично форсированный
двигатель 14Д14М поставлен на серийное производство.
Первое летное испытание двигателя в составе PH «Про-
тон-М» проведено 7 июля 2007 г. С этого времени двига-
тель успешно работает в составе PH «Протон-М» и по
праву может считаться самым надежным и конкуренто-
способным двигателем ракет-носителей тяжелого класса.
За работы по созданию двигателей 14Д14М группе
сотрудников НПО Энергомаш и Камского филиала НПО
Энергомаш - С АСкибину, А.В.Куркову, М.Н.Зубаткину,
Ф.Р.Даминову - присуждена премия Правительства РФ
в области науки и техники за 2013 г.
На конец 2015 г. проведено 408 пусков семейства
PH «Протон» с двигателями семейства РД-253:11Д43,
14Д14 и 14Д14М.
Разработка ЖРД РД-111 для первой
ступени ракеты Р-9
Эксплуатация первых боевых ракет Р-1, Р-2 и Р-5,
в составе топлива которых использовался жидкий кис-
лород, показала недостаточность их боеготовности. По
настоянию Министерства обороны были разработаны
ракеты Р-11 и Р-12 на высококипящем топливе, обес-
печивавшем повышение боеготовности, а в декабре
1956 г., еще до начала летных испытаний первой оте-
чественной межконтинентальной ракеты Р-7, было при-
нято правительственное постановление о разработке в
ОКБ-586 под руководством М.К.Янгеля межконтинен-
тальной ракеты Р-16 на высококипящем топливе.
В 1958 г. для повышения боеготовности ракет на
кислородном топливе в ОКБ-1 был разработан способ
получения переохлажденного кислорода, использова-
ние которого сокращает время подготовки к пуску ра-
кеты до 25-30 мин, в то время как ранее для
подготовки кислородной ракеты к пуску требовалось
несколько часов. Это обстоятельство делало кислород-
ную ракету конкурентоспособной с ракетами на высо-
кокипящем топливе, а более высокий удельный
импульс тяги, чем у топлива азотная кислота и керосин, -
более эффективной по дальности полета или массе вы-
водимого груза. В сравнении с ракетой Р-7 новая ракета
Р-9, благодаря разработке более экономичных ракет-
ных двигателей и созданию ядерных зарядов меньшей
массы, получалась более компактной и имела меньшую
стартовую массу.
Руководство страны сочло целесообразным прове-
дение дальнейших работ по созданию новой боевой ра-
кеты и на кислородно-керосиновом топливе. Одним из
требований к созданию такой ракеты было обеспечение
коротких сроков ее разработки и высокой надежности
за счет использования конструкторских решений, хо-
рошо отработанных и проверенных при разработке ра-
кеты Р-7.
В августе 1958 г. в ОКБ-1 состоялось заседание Со-
вета Главных конструкторов, на котором были рассмот-
рены технические характеристики и параметры
основных ракетных систем. При обсуждении схемы бу-
дущего двигателя первой ступени возник спор между
заместителем главного конструктора ОКБ-1 В.П.Миши-
ным и В.П.Глушко. Мишин настаивал на разработке
двигателя по схеме с дожиганием генераторного газа,
и, соответственно, давлением газов в камере сгорания,
68
Глава 3
ЖРД РД-111
повышенным до 100 атм, что, по расчетам, обеспечи-
вало повышение удельного импульса тяги на 12-15 с.
Глушко отстаивал вариант разработки двигателя по уже
хорошо освоенной открытой схеме, основываясь на
том, что все требования по энергетическим характери-
стикам ракеты могут быть удовлетворены и при ис-
пользовании открытой схемы, в то время как для
отработки двигателя новой схемы потребуется дли-
тельное время. СГК поддержал позицию Глушко, что
выразилось в одобрении проектных материалов по ра-
кете Р-9А.
В развитие решения СГК 10 апреля 1959 г. ОКБ-1
выпустило техническое задание, в котором в числе всех
необходимых требований к двигателю содержалось
следующее: тяга на земле -140 тс; удельный импульс
тяги на земле - 269 с, в пустоте - 312 с; четыре основ-
ных камеры в едином блоке управляют вектором тяги
путем отклонения на угол ±6,5 °; температура окисли-
теля на входе в насос -183 °C.
13 мая 1959 г. вышло правительственное постанов-
ление о разработке ракеты Р-9А. Постановление опре-
деляло распределение работ и устанавливало головных
разработчиков: по комплексу в целом - ОКБ-1, по дви-
гателю первой ступени - ОКБ-456, по двигателю второй
ступени - ОКБ-154 (г. Воронеж) с участием двигатель-
ного отделения ОКБ-1. К изготовлению двигателей пер-
вой ступени на этапе доводки и для последующего их
серийного изготовления подключался куйбышевский
авиационный завод № 24.
В связи с недостаточной загруженностью авиа-
двигательных ОКБ в постановлении предусматрива-
лось: «С целью расширения проектно-конструкторской
базы для дальнейшего совершенствования энергетиче-
ских и эксплуатационных характеристик ЖРД привлечь
к этим работам ОКБ-165 (главный конструктор Люлька)
и ОКБ-276 (главный конструктор Кузнецов). ГКОТ и
ГКАТ представить в ВПК предложения по разработке
ЖРД в ОКБ-276 и ОКБ-165, имея в виду участие этих
организаций в разработке двигателей для Р-9А». Вос-
пользовавшись указанным пунктом постановления,
ОКБ-1 выдало ОКБ-276 техническое задание на выпуск
эскизного проекта по двигателю для ракеты Р-9А по
схеме с дожиганием.
Разработка двигателя в ОКБ-456 началась практи-
чески сразу же после решения СГК о разработке новой
ракеты. В концепцию разработки было положено усло-
вие максимального использования опыта, полученного
при разработке двигателей РД-107 и РД-108 для ракеты
Р-7, а также имеющегося технологического оборудова-
ния и матчасти этих двигателей. Такой подход позволил
начать опережающую отработку отдельных фрагментов
конструкции и внутридвигательных рабочих процессов.
В конце 1958 г. были изготовлены двухкамерные «оч-
ковые» сборки экспериментальных установок с исполь-
зованием доработанных камер, ТНА и агрегатов
автоматики двигателей РД-107 (РД-108). В середине ян-
варя 1959 г. была начата экспериментальная отработка
элементов смесеобразования с точки зрения обеспече-
ния устойчивости и экономичности рабочего процесса
в камере сгорания.
В октябре 1959 г. в ОКБ-456 была завершена раз-
работка эскизного проекта. В отличие от двигателей
РД-107 (РД-108), новый двигатель, получивший наиме-
нование РД-111 (8Д716), имел почти вдвое увеличен-
ную тягу, повышенный на 15 с удельный импульс тяги,
для привода ТНА и наддува баков в нем использова-
лись основные компоненты топлива, что позволило от-
казаться от перекиси водорода и жидкого азота с
соответствующими системами на борту ракеты, отсут-
ствовали рулевые агрегаты, так как качались основные
камеры, давление в камерах сгорания было повышено
с 60 до 80 атм, все технологические операции по об-
служиванию двигателя на старте выполнялись дистан-
ционно. В разделе по обоснованию выбора топлива
ОКБ-456 предложило вместо керосина использовать
НДМГ, что при сохранении массы и габаритов ракеты
должно было обеспечить приращение дальности до
2000 км. В подтверждение возможности использования
НДМГ в качестве ракетного горючего в сочетании с кис-
лородом приводилась успешная отработка двигателя
8Д710тягой Юте.
Одновременно в ОКБ-276 был разработан эскизный
проект на двигатель НК-9 (8Д717). По этому проекту
двигатель выполнялся по схеме с дожиганием при дав-
лении в камере сгорания 100 атм, что, по расчетам, уве-
личивало удельный импульс тяги в пустоте на 15 с по
сравнению с удельным импульсом тяги двигателя
РД-111 (8Д716). Однокамерный двигатель НК-9 имел
тягу на земле 35 тс, на первую ступень устанавливались
четыре таких двигателя. Сопло камеры охлаждалось
кислородом. Предлагались и другие ранее не проверен-
69
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
ные в ракетном двигателестроении технические реше-
ния. Оба эскизных проекта практически одновременно
поступили в ОКБ-1. После проработки обоих проектов
С.П.Королев обратился к руководству страны с предло-
жением ограничиться разработкой для ракеты Р-9А
только двигателя ОКБ-276, а работы в ОКБ-456 прекра-
тить, хотя было известно, что в ОКБ-276 нет опыта раз-
работки ЖРД, отсутствует оборудование для
изготовления камер, нет стенда для огневых испыта-
ний. Межведомственная комиссия, созданная после
этого обращения, рассмотрела положение дел с разра-
боткой двигателя в обоих ОКБ, а также мнения участ-
ников событий и подготовила решение, которое
утвердил председатель ГКОТ К.Н.Руднев. Основной
вывод решения: двигатель ОКБ-456 создается на ос-
нове проверенных технических решений, соответствует
основным техническим требованиям и обеспечивает
создание ракеты Р-9А в установленные сроки. Вопрос
о разработке для ракеты Р-9А только двигателя НК-9
был закрыт.
На эскизные проекты были даны заключения ОКБ-1
как головного разработчика ракеты и заказывающего
управления Министерства обороны. В заключении ОКБ-1,
подписанном 16 января 1960 г., наряду с констатацией,
что представленные в проекте материалы соответствуют
согласованному техническому заданию на двигатель,
было отмечено заниженное значение удельного им-
пульса тяги и предлагалось провести работы по его уве-
личению с 312 до 315 с. На предложение использовать
в качестве горючего НДМГ дан отрицательный ответ.
В выводах, сделанных в заключении МО, подписан-
ном генералом А.Г.Мрыкиным 3 февраля 1960 г., указы-
валось, что, учитывая состояние дел и перспективы
разработки двигателей 8Д716 и НК-9, целесообразно от-
работку ракеты Р-9А проводить с двигателем ОКБ-456,
хотя он несколько и уступает по удельному импульсу
тяги двигателю ОКБ-276. В апреле 1960 г. ОКБ-1 со-
общило письмом о своем согласии с заключением МО.
Попытка руководства ОКБ-1 изменить головного
разработчика двигателя первой ступени ракеты Р-9А не
оказала влияния на интенсивность проведения работ в
ОКБ-456. Работы шли в соответствии с графиками от-
работки агрегатов двигателя. В создание конструкции
и в экспериментальную отработку характеристик тур-
бины и насосов основной вклад внесли С.П.Агафонов,
Г.А.Вельт, М.И.Прожига, С.А.Овечкин, В.В.Соколов,
В.А.Воскресенский, Р.Ш.Хисамбеев. Разработка и до-
водка агрегатов автоматики велись под руководством
Н.П.Алехина инженерами БАТолкачевым, В.В.Кирил-
ловым, В.Н.Лытовым, ГАСтрунгисом и др.
Основные трудности в отработке двигателя состояли
в получении устойчивого горения в камере на запуске и
основном режиме работы при обеспечении удельного
импульса тяги не менее 312 с. Начатая в январе 1959 г.
при огневых испытаниях экспериментальных двухкамер-
ных двигательных установок отработка смесеобразова-
ния была продолжена при доводочных испытаниях
двигателей штатной конструкции, первые экземпляры ко-
торых были изготовлены в марте 1960 г.
Поскольку при проверке множества вариантов ор-
ганизации смесеобразования путем применения двух-
компонентных форсунок не выявилось
обнадеживающих путей создания смесительной го-
ловки, обеспечивающей требуемые полноту и устойчи-
вость горения в камере, были развернуты
исследования эффективности применения однокомпо-
нентных форсунок. Испытания двигателей с одноком-
понентными форсунками показали недостаточную
устойчивость горения, но при этом значение удельного
импульса тяги несколько повысилось. С целью даль-
нейшего повышения устойчивости горения на эту го-
ловку устанавливали охлаждаемые разделительные
перегородки, т.н. кресты. Однако это не дало положи-
тельного эффекта. Следующим шагом в повышении
устойчивости горения стало дальнейшее уменьшение
размеров ячеек смесеобразования - при сохранении
«шахматной» схемы расположения форсунок их число
было увеличено в 1,5 раза при одновременном умень-
шении на 20 % расхода горючего в пристеночный слой
на «завесу». Этот вариант смесительной головки среди
всех проверенных вариантов показал наилучшую
устойчивость горения и наиболее высокий импульс
удельной тяги - 317 с - и был введен в штатную кон-
струкцию камеры.
Существенный вклад в отработку рабочих характе-
ристик камеры двигателя 8Д716 внесли начальник бри-
гады А.Д.Вебер, руководитель группы С.Д.Каменский,
инженеры-конструкторы В.Ф.Трофимов, А.А.Абель,
А.И.Колесников, А.А.Васин, а также работники других
групп бригады камер. Газогенератор на основных ком-
понентах топлива был разработан Д.С.Шошиным и
Э.З.Шамеевым.
В ходе поисковых работ в области смесеобразования
впервые в практике отечественного ракетного двигате-
лестроения была разработана и эффективно приме-
нена методика «провоцирования» возникновения
высокочастотных колебаний давления путем внеш-
него ввода в зону смесеобразования газообразного кис-
лорода. Это позволило при ограниченном числе огневых
испытаний сравнивать различные варианты смеситель-
ных головок по их склонности к неустойчивому горению.
Параллельно с поисками варианта эффективного
смесеобразования в камере велась отработка надеж-
ного запуска двигателя. В связи с тем, что в мае 1960 г.
было выдвинуто дополнительное требование по обес-
печению пуска ракеты Р-9А из шахты, стала необходи-
мой разработка универсальной циклограммы запуска,
одинаково пригодной для пусков с наземного старта и
70
Глава 3
из шахтного сооружения. В связи с этим для двигателя
РД-111 (8Д716) началась отработка качественно новой
схемы запуска - без предварительной ступени. Все
ранее разработанные в ОКБ-456 двигатели, в которых
использовалось несамовоспламеняющееся топливо
(РД-100, РД-101, РД-1 ОЗМ, РД-107, РД-108), запуска-
лись через предварительную ступень: зажигание про-
исходило при подаче компонентов топлива в камеру
под давлением столбов жидкости и наддува баков.
Запуск двигателя без предварительной ступени дает
возможность обеспечить максимальную скорострель-
ность, свести к минимуму продолжительность воздей-
ствия пламени на стартовую установку, сократить
предстартовые расходы топлива, создать благопри-
ятные условия для запуска ракеты из шахты, исключить
необходимость создания системы эжекции и т.д.
При отработке схемы запуска возникали различные
нештатные ситуации, в числе которых были случаи по-
явления высокочастотной неустойчивости рабочего про-
цесса в камерах. К концу 1960 г. отработка двигателя на
соответствие условиям, изложенным в техническом за-
дании, была успешно завершена, и началась подготовка
к испытаниям двигателя в составе ступени - огневым
стендовым испытаниям на стенде № 2 НИИ-229.
К этому времени с использованием оборудования
фирмы «Филипс» были созданы форвакуумные на-
сосы, позволяющие получить переохлажденный кис-
лород. ОКБ-1 в феврале 1961 г. предложило ОКБ-456
провести проверку работоспособности двигателя
8Д716 и при температуре кислорода на входе в двига-
тель в диапазоне от -189 до -183 еС. Чтобы не нару-
шать утвержденный график проведения ОСИ и ЛКИ,
было принято решение стендовые испытания двигате-
лей на переохлажденном кислороде вести параллельно
с испытаниями всех систем ракеты.
Стендовые испытания показали, что на номиналь-
ном режиме работы двигателя основные характери-
стики его рабочего процесса не зависят от начальной
температуры кислорода, а на режиме запуска периоди-
чески появляются высокочастотные колебания давле-
ния, приводящие к разрушению камеры и аварии
двигателя. Такая же картина наблюдалась и при про-
ведении ЛКИ. Первые два пуска ракеты, выполнен-
ные 9 и 21 апреля 1961 г., прошли без замечаний к
работе двигателя, а 25 апреля 1961 г. при третьем пуске
произошла авария с разрушением ракеты и пускового
сооружения.
При последующих двенадцати летно-конструк-
торских испытаниях, проведенных с мая по октябрь
1961 г., три пуска были аварийными также по при-
чине возникновения высокочастотных колебаний
давления газов на режиме запуска. Проведенными
исследованиями было установлено, что в зависимо-
сти от интервала времени между окончанием за-
правки баков переохлажденным кислородом и пода-
чей команды на запуск двигателя температура окис-
лителя на входе в двигатель может находиться
в диапазоне как от -188 до -183 °C, так и от -182 до -
172 °C, что накладывает особые условия на органи-
зацию запуска двигателя. В связи с этим было
необходимо расширить универсальность схемы за-
пуска, сделав ее независимой от интервала темпера-
туры окислителя на входе в двигатель.
В результате расчетно-экспериментальной отра-
ботки схемы запуска были определены параметры ра-
бочего процесса и циклограмма подачи команд,
которые обеспечивают безаварийный запуск при
любой возможной температуре окислителя. Надеж-
ность новой схемы запуска была проверена стендо-
выми кратковременными огневыми запусками (число
которых превалило за 100) двигателей при различных
температурах кислорода и подтверждена ЛКИ 12 ракет
Р-9А в период с марта по июль 1962 г. Этим этапом
ЛКИ была завершена отработка двигателя 8Д716, даль-
нейшие ЛКИ проводились в основном для отработки
наземных и шахтных стартовых позиций. После всех
корректировок технического задания и эксперимен-
тальной отработки основные параметры двигателя
стали следующими: тяга двигателя у земли -143,5 тс,
в пустоте -165,5 тс; удельный импульс тяги у земли -
275 с, в пустоте - 317 с; давление в камере - 80 атм;
температура окислителя на входе в насос при запуске -
от-184,5 до-173 °C.
Компоновка общего вида двигателя, разработка
конструкции элементов общей сборки, отработка за-
пуска двигателя и его рабочих характеристик прово-
дились под руководством ведущего конструктора
разработки А.Д.Дарона инженерами двигательной
бригады ВАИвановым, А.И.Беловым, Х.Б.Сарафасла-
няном, А.А.Черниковым, Л.П.Козловой, Ю.Б.Мезенце-
вым, В.Н.Тихомировым и др. Ведущим конструктором
по производству двигателей на заводе № 456 был
А.П.Павлов.
Освоение технологии изготовления двигателей РД-111
(8Д716) на серийном заводе № 24 (г. Куйбышев) нача-
лось в 1960 г. Первые экземпляры двигателей были из-
готовлены в период завершения отработки
конструкции и характеристик двигателя. 8 двигателей
завода № 24 успешно отработали во время ЛКИ ракеты
Р-9А. Существенную помощь в освоении производства
двигателей на серийном заводе оказали специалисты
Приволжского филиала ОКБ-456 (филиал № 2). Значи-
тельный вклад в проведение работ по повышению на-
дежности двигателей 8Д716 в процессе серийного
производства внесли ведущие работники Приволж-
ского филиала ОКБ-456 Р.И.Зеленев, А.И.Симановский,
В.Э.Копп, В.К.Чванов, ААГанин, Г.И.Борзенко, А.И.По-
гудалин, Э.В.Шиверев и др.
71
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Летно-конструкторские испытания ракет Р-9А
для наземного и шахтного стартовых комплексов за-
вершились в конце 1963 г. Но еще до их окончания,
в начале февраля 1963 г., была образована Межве-
домственная комиссия (председатель - начальник
отдела ГУРВО В.В.Фаворский, заместители - началь-
ник филиала № 2 ОКБ-456 Р.И.Зеленев и руководи-
тель военного представительства при ОКБ-456
Б.Я.Копылов) по согласованию конструкторской,
технологической и эксплуатационной документации
двигателя РД-111.
Однако дальнейшие работы по согласованию тех-
нической документации и по принятию межконтинен-
тальной баллистической ракеты Р-9А на вооружение
задерживались. Ко времени окончания ЛКИ ракет
Р-9А были приняты на вооружение Ракетных войск
стратегического назначения МБР Р-16 и Р-16У, про-
шли успешные первые запуски ракет нового поколе-
ния Р-36, на завершающей стадии разработки
находилась ракета УР-100. Эти ракеты работали на
высококипящем долгохранимом топливе. Такое топ-
ливо позволяло ракетам в течение длительного пе-
риода находиться на боевом дежурстве. И
руководство МО взяло курс на использование таких
ракет. Тем не менее ОКБ-1 предпринимало энергич-
ные меры к преодолению сложившейся ситуации. Это
дало положительные результаты, и в августе 1964 г.
в филиале № 2 ОКБ-456 состоялось заседание МВК,
на котором был подписан акт комиссии о согласова-
нии документации, а 21 июля 1965 г. вышло прави-
тельственное постановление о принятии МБР Р-9А на
вооружение.
Хотя применение переохлажденного кислорода
существенно сократило время подготовки ракеты
Р-9А к пуску (до 15-20 мин), наличие расположен-
ного рядом со стартовым сооружением хранилища
жидкого кислорода и многое другое усложняло экс-
плуатацию ракет Р-9А по сравнению с ракетами на
высококипящем топливе. Министерство обороны
ограничило свой заказ на производство этих ракет
70 экземплярами. Однако отдельные системы не-
удобной в эксплуатационном отношении ракеты
Р-9А имели весьма совершенные технические ха-
рактеристики. Они могли быть использованы в со-
ставе других ракет. Так, двигатель и система
управления второй ступени были успешно исполь-
зованы на третьей ступени космического варианта
ракеты Р-7. Двигатель первой ступени В.П.Глушко
предлагал использовать на первой ступени также
им предлагаемой мощной космической ракеты Р-10
или для замены двигателей боковых блоков ракеты
Р-7 для повышения ее тяговооруженности, но все
эти предложения не нашли поддержки у руковод-
ства ОКБ-1.
Разработка ЖРД РД-119 для второй
ступени PH «Космос»
После запусков первых ИСЗ двухступенчатой раке-
той «Спутник» была поставлена задача создания
третьей ступени для космических ракет, которые могли
обеспечить запуски спутников на высокие орбиты, до-
ставку полезного груза на Луну и окололунную орбиту.
К этому времени в ОКБ-456 уже несколько лет ве-
лись работы по изучению НДМГ как горючего для ра-
кетных двигателей. Результаты расчетов и
экспериментальных исследований показали, что ис-
пользование НДМГ в качестве горючего дает при-
рост удельного импульса по сравнению с керосином
на 8-10 единиц. Охлаждающая способность НДМГ по
сравнению с керосином не хуже, однако температура
его разложения ниже, чем у керосина, что вызывает не-
обходимость принятия специальных мер для исключе-
ния его перегрева в тракте охлаждения камеры.
На основании полученных результатов В.П.Глушко
предложил для нового космического двигателя исполь-
зовать НДМГ вместо освоенного керосина, что гаран-
тировало бы получение весьма высокого удельного
импульса тяги двигателя 343 с. При этом давление в ка-
мере сгорания было принято равным 75 атм, что по тем
временам являлось довольно высоким значением.
В начале 1958 г. вышло постановление правительства,
в котором ОКБ-456 поручалась разработка двигателя для
третьей ступени ракет разработки ОКБ-1. Этим же доку-
ментом, в качестве дублирующего варианта, КБ Химав-
томатики (г. Воронеж) поручалось создание двигателя на
компонентах кислород-керосин на базе рулевой камеры
двигателя РД-107 разработки ОКБ-1. Параметры этого
ЖРД РД-119
72
Глава 3
двигателя были невысокими, однако наличие в заделе
ОКБ-1 и КБ Химавтоматики ряда уже отработанных ранее
агрегатов (камера, газогенератор, ряд агрегатов автома-
тики, узлов ТНА и др.) позволяло рассчитывать на сжатые
сроки создания такого двигателя. Таким образом, с са-
мого начала работ возникла конкуренция в создании
новых двигателей для разгонного блока.
С самого начала его разработки, в связи с особыми
требованиями к третьей ступени, к конструкции двига-
теля были предъявлены специфические требования:
обеспечение максимального удельного импульса, ре-
ально достижимого в тот период времени; минималь-
ный вес конструкции двигателя; надежный запуск
двигателя в вакууме.
Разработка двигателя РД-119 (8Д710) в целом осу-
ществлялась коллективом конструкторов, руководи-
мым Ю.Н.Кутуковым. В этот коллектив входили
В.М.Евграфов, Ю.А.Владимиров, Н.Н.Мельников и др.
В начале 1958 г. был разработан и передан в про-
изводство основной комплект конструкторской доку-
ментации, начато изготовление агрегатов двигателя.
В мае 1959 г. был выпущен эскизный проект двигателя.
В силу технических требований в конструкцию двига-
теля были заложены передовые для того времени кон-
структорские решения:
1)	Камера с высотным соплом, для уменьшения по-
догрева НДМГ в тракте охлаждения которой для исклю-
чения возможности его разложения предусматривалась
защита, создававшаяся периферийными форсунками го-
рючего.
2)	Ввиду требуемых низких входных давлений
компонентов топлива, ТНА выполнен двухвальным,
с преднасосами на втором валу, с приводом через
редуктор. Турбина высокооборотная. Удельный вес
ТНА - 0,065 кг/л.с., что явилось очень высоким пока-
зателем эффективности конструкции.
3)	Рабочим телом турбины служат продукты сгора-
ния топлива в двухкомпонентном газогенераторе. Для
топливной пары «жидкий кислород - НДМГ» наиболее
перспективным явился однокомпонентный газогенера-
тор с термическим разложением НДМГ, однако на на-
чальном этапе освоения НДМГ создание такого
газогенератора представлялось весьма сложной зада-
чей, требовавшей проведения исследовательских работ
по организации стабильного процесса его разложения.
Исходя из сжатых сроков отработки двигателя, было
принято решение об использовании в его конструкции
двухкомпонентного газогенератора с температурой
продуктов сгорания 850 °C. Однокомпонентный газоге-
нератор рассматривался как резервный вариант и про-
ходил стадию НИР. Запуск двигателя и раскрутка ТНА
осуществлялись пороховым стартером.
4)	Для управления полетом ступени использовалась
тяга четырех пар неподвижных рулевых сопел путем
перераспределения рабочего тела турбины с помощью
трех газораспределителей. Сопла неподвижны, соз-
дают дополнительную тягу 142 кг. Температура газа на
выходе из газораспределителей - 475 °C, давление -
0,83 ата. Давление на срезе рулевых сопел - 0,007 ата.
Подводящие трубопроводы и сопла выполнены из жа-
ропрочной стали толщиной 0,5 мм.
5)	Для обеспечения воспламенения компонентов
топлива в камере при запуске двигателя разработано
пирозажигательное устройство, обеспечивающие ста-
бильное горение при низком давлении и специальная
вышибная заглушка, обеспечивающая повышенное
давление от продувки для более надежного воспламе-
нения и горения ПЗУ.
6)	Для максимального снижения импульса после-
действия при выключении двигателя в схеме исполь-
зован пироклапан отсечки окислителя, по линии
горючего отсечные клапаны установлены непосред-
ственно в полости горючего смесительной головки ка-
меры.
Таким образом, двигатель по своей схеме, конструк-
тивным решениям и энергетическим характеристикам
явился существенным этапом в качественном развитии
отечественных ЖРД кислородного класса.
В течение всего 1958 г. и в первой половине 1959 г.
в подразделениях КБ, опытного завода и испытатель-
ных лабораториях шла напряженная работа по изготов-
лению, испытанию и конструкторской отработке узлов
и агрегатов двигателя РД-119.
Основные трудности возникли при отработке ка-
меры и двухкомпонентного газогенератора, связанные
в основном с применением нового, еще не изученного
горючего - НДМГ. Так, свыше 80 испытаний камер, про-
веденных на баллонной подаче компонентов топлива,
показали, что удельный импульс для данной конструк-
ции оказался ниже расчетного (341 вместо 343). Имели
место случаи разложения НДМГ в тракте охлаждения,
прогары огневой стенки камеры. Эти дефекты вызвали
необходимость принятия ряда конструктивных мер.
В начале 1959 г. было принято решение о разработке и
изготовлении новой конструкции камеры с увеличен-
ной степенью расширения сопла (снижение Ра с 0,1 до
0,05 ата). Для снижения массовых характеристик кон-
струкции было предусмотрено широкое использование
титанового сплава. Разработкой камеры и газогенера-
тора занимался коллектив под руководством А.Д.Ве-
бера. Большой вклад в отработку этих агрегатов
двигателя внесли С.Д.Каменский, В.Г.Кетов, ЕАГранов-
ский, Г.В.Данилин, В.В.Муреев, Е.А.Белов и др.
Насосы и ТНА в целом были отработаны в течение
1958 г. Параллельно была начата отработка конструк-
ции одновального ТНА, переход на который позволил
бы снизить его массу на 11 кг, а также снизить трудо-
затраты на его изготовление.
73
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Много усилий потребовала отработка двухком-
понентного газогенератора. Было проведено более
250 испытаний как автономно, так и в составе двигателей.
И все же не удалось добиться его устойчивой работы. Од-
новременно отрабатывался однокомпонентный генератор
термического разложения горючего. К началу 1959 г.
были изготовлены его натурные образцы для испытаний
в составе двигателя, которые показали хорошие резуль-
таты. Однокомпонентный газогенератор был принят в ка-
честве основного.
К середине 1959 г. все агрегаты автоматики и общей
сборки прошли чистовые доводочные испытания и ис-
пытывались в составе двигателя РД-119 (8Д710), было
проведено свыше 70 испытаний двигателя продолжи-
тельностью до 250 с. Была отработана схема запуска и
отключения в условиях вакуума. В ОКБ-1 были постав-
лены ряд макетов двигателя, а также была начата под-
готовка к проведению его чистовых доводочных
испытаний.
Однако к середине 1959 г. была завершена отра-
ботка двигателя КБ Химавтоматики, созданного на базе
рулевой камеры двигателя РД-107, который и был уста-
новлен на блоке «Е» ракеты 8К72, запущенной с полез-
ным грузом на орбиту Луны 12 сентября 1959 г. В связи
с полученным положительным результатом ОКБ-1 от-
казалось от использования двигателя 8Д710 в своих
программах.
В это же время в ОКБ М.К.Янгеля возникло предло-
жение о создании легкого носителя для запусков спут-
ников массой до 450 кг на базе одноступенчатой ракеты
Р-12 с установкой второй ступени. В этом варианте па-
раметры двигателя 8Д710 обеспечивали решение по-
ставленной задачи с учетом его некоторой
модернизации и конструктивной доработки. В августе
1960 г. вышло постановление правительства о созда-
нии двухступенчатого носителя; в качестве первой
ступени использовалась доработанная ракета Р-12, а
в качестве второй ступени - новый ракетный блок с
двигателем РД-119 (8Д710). Ракета-носитель получила
обозначение 11К63 («Космос-2»).
К этому времени в ОКБ-456 практически была за-
кончена отработка агрегатов автоматики, рулевой си-
стемы, одновального ТНА, однокомпонентного
газогенератора термического разложения НДМГ.
Основными задачами для обеспечения требования
ТЗ являлось снижение веса двигателя и обеспечение
надежной работы камеры сгорания. Снижение веса
агрегатов обеспечивалось путем широкого внедрения
титановых сплавов и новых конструкторско-технологи-
ческих решений.
Большой вклад в разработку агрегатов автоматики
внес коллектив под руководством Н.П.Алехина, веду-
щие специалисты - В.В.Кириллов, Г.М.Струнгис,
А.П.Павлов, Б.А.Новичков, Б.А.Толкачев и др. Разра-
ботка ТНА осуществлялась коллективом конструкторов
под руководством С.П.Агафонова и ГАВельта, ведущие
специалисты - М.И.Прожига, В.Н.Соколов, Р.Х.Соко-
лова, Ю.В.Пресняков.
В процессе доводочных испытаний двигателей РД-119
было испытано большое количество вариантов смеси-
тельных головок камер с целью достижения максималь-
ного значения удельного импульса и обеспечения их
устойчивой работы в требуемом диапазоне параметров.
Наилучшие результаты показали камеры с шахматным
расположением форсунок на головке. Этот вариант ка-
меры обладал повышенной устойчивостью к пульсациям
давления, подтвердил расчетное значение величины
удельного импульса тяги в диапазоне 350-352 с.
Наибольшие трудности пришлось преодолеть
в производстве при отработке технологии изготовления
титановой камеры сгорания. К отработке технологии
были привлечены головные технологические и метал-
ловедческие институты страны: НИИ-88, НИТИ-40,
НИИ-13, ВИАМ. Совместным усилиями были достиг-
нуты положительные результаты по созданию техноло-
гии изготовления титановых камер, обеспечивающих
снижение массы при сохранении надежной работы
двигателя.
К середине 1961 г. было проведено более 140 ис-
пытаний двигателя РД-119, что позволило в сентябре
1961 г. провести его чистовые доводочные испытания.
Эти испытания и испытания двух двигателей в составе
второй ступени на стенде НИИ-229 прошли успешно,
что позволило перейти к ЛКИ ракетоносителя 11К63.
Первое ЛКИ с двигателем РД-119 было проведено
27 октября 1961 г. Однако из-за отказа системы управ-
ления первой ступени ракета не вышла на расчетную
высоту. Несмотря на нештатные условия, двигатель
РД-119 успешно запустился и нормально отработал по-
ложенное время. Второе ЛКИ было проведено 21 де-
кабря 1961 г. Двигатель РД-119 нормально запустился
и отработал 233 с. Однако из-за ошибки в расчете за-
правки баков второй ступени работа двигателя была
прекращена преждевременно. Третье ЛКИ было прове-
дено 17 марта 1962 г. Запуск прошел успешно. На
орбиту был выведен спутник «Космос-1», положивший
начало регулярным запускам ИСЗ серии «Космос». До
настоящего времени энергетические характеристики
двигателя являются непревзойденными для двигателей
аналогичного класса.
Оригинальность конструкции и высокие энергети-
ческие характеристики двигателя РД-119 позволили с
успехом экспонировать его за рубежом как достижение
советского космического двигателестроения. В1967 г.
он экспонировался на международной выставке
«Экспо-67» в Монреале, в 1967-1969 гг. - в Париже,
Будапеште, Бухаресте, Вене, Осаке, в 1971-1979 гг. -
в Карл-Маркс-Штадте, Рангуне, Варшаве и Хельсинки.
74
Глава 3
В1963 г. серийное производство двигателя РД-119
(8Д710) было передано Красноярскому машинострои-
тельному заводу (Красмаш), конструкторское сопро-
вождение производства по доверенности главного
конструктора ОКБ-456 осуществляли конструктора
ОКБ-10 под руководством заместителя главного кон-
структора А.Я.Китаева.
Большой вклад в освоение серийного производ-
ства двигателя на Красмаше вложили конструкторы
ОКБ-456 В.М.Евграфов, Ю.А.Владимиров, В.Н.Семенов,
В.Н.Токарев и др.
Серийное производство двигателя РД-119 было
прекращено в 1972 г., но эксплуатация двигателей в со-
ставе ракет продолжалась еще несколько лет. В1961—
1977 гг. был осуществлен запуск 145 ИСЗ.
Разработка ЖРД РД-251 для первой
ступени и РД-252для второй ступени
ракет Р-36, Р-36-0, Р-36П
Разработка двигателей РД-251 (8Д723) и РД-252
(8Д724) проводилась в ОКБ-456 в 1961-1967 гг. в со-
ответствии с постановлением ЦК КПСС и Совета Ми-
нистров СССР от 16 апреля 1962 г., ТТТ Минобороны
СССР на разработку ракет 8К67 (Р-36), а также ТТЗ
ОКБ-586 на проектирование и изготовление основ-
ных двигателей первой и второй ступеней ракеты
8К67 (Р-36).
Двигатели РД-251 и РД-252 относятся к классу
мощных азотнотетроксидных ЖРД, выполненных по
схеме без дожигания в камере турбогаза и исполь-
зующих самовоспламеняющиеся компоненты топ-
лива: азотный тетроксид и несимметричный
диметилгидразин.
Разработка двигателей РД-251 и РД-252 проводи-
лась с учетом опыта, накопленного при разработке, из-
готовлении и эксплуатации ЖРД РД-214 (8Д59), РД-216
(8Д514), РД-218 (8Д712) и
РД-219 (8Д713).
Использование для
старта ракеты Р-36 только
шахтных сооружений и на-
копленный опыт по экс-
плуатации шахтных
стартов «Двина», «Чусо-
вая» и «Шексна» для ракет
Р-12, Р-14, Р-16 позволили
выбрать в качестве окис-
лителя азотный тетроксид
и пороховые стартеры для
запуска, т.к. температур-
ный диапазон в шахтах
оказался существенно
меньше (от +5 до +350 °C),
чем для открытых стартов (±500 °C), это дало и прирост
удельного импульса, и упрощение системы запуска.
Разработка двигателей РД-251 и РД-252, по суще-
ству, завершила создание в ОКБ-456 трех семейств
ЖРД на высококипящих компонентах топлива, выпол-
ненных по схеме без дожигания турбогаза в камерах
(т.н. открытая схема), и уже в 1960 г. в ОКБ-456 нача-
лась эра ЖРД с дожиганием (разработка двигателя
РД-253 (11Д43) и др.)
Основной задачей разработки двигателей РД-251 и
РД-252 являлось создание азотнотетроксидных ЖРД с
более высокими характеристиками по экономичности,
с максимальной надежностью и минимальной слож-
ностью эксплуатации, чем у всех ранее созданных ЖРД
на азотнокислотном топливе «открытой» схемы, при
этом надо было максимально использовать весь накоп-
ленный опыт создания ЖРД как для обеспечения вы-
сокой надежности, так для сокращения сроков и
стоимости разработки. Однако это не избавило коллек-
тив ОКБ-456 от большого объема экспериментальных
работ из-за ряда возникших трудностей, как новых, так
и перешедших от предыдущих разработок (высокоча-
стотная неустойчивость рабочего процесса в камерах),
которые надо было преодолеть для обеспечения тре-
буемой надежности.
По конструктивной схеме двигатель РД-251 состоит
из трех двухкамерных блоков 8Д518. Двигатель РД-252
по своей схеме аналогичен двухкамерному блоку
8Д518, отличие - высотность сопла камеры и располо-
жение опор крепления к шпангоуту ракеты. Высокая
степень унификации позволила вести доводку двига-
теля РД-252 и блока 8Д518 одновременно, используя
результаты и статистику для обоих двигателей первой
и второй ступеней.
Доводочные огневые испытания двигателей РД-252
и блоков 8Д518 начаты в ОКБ-456 в мае 1962 г. К авгу-
сту 1964 г. доводка была завершена, параллельно ве-
75
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
лось серийное производство двигателей на заводе № 586
(г. Днепропетровск), где было проведено 174 испыта-
ния товарных двигателей (КТИ и КВИ) и 18 летных ис-
пытаний ракет.
Однако в процессе этих испытаний выявился ряд
недостатков конструкции двигателей: отмечены случаи
возникновения высокочастотной неустойчивости ра-
бочего процесса (ВЧ) в камерах при запуске блоков
8Д518, а также на основном режиме у РД-252, в т.ч. при
летных испытаниях, также имели место случаи возник-
новения ВЧ при плюсовых температурах в ГГ.
С целью устранения отмеченных недостатков был
проведен большой объем расчетно-конструкторских
проработок с участием специалистов НИИТП, НИИХМ,
военных представительств и др., в результате чего был
определен комплекс мероприятий по доработке кон-
струкции двигателя.
Поскольку стенды ОКБ-456 были переоборудованы
под испытания новых ЖРД с дожиганием (РД-253),
единственной возможностью для проведения завер-
шающих доводочных испытаний оказалось использо-
вание стенда № 3 завода № 586, т.е. в условиях
серийного производства. Для участия в доводке двига-
телей 8Д518 и РД-252 по решению В.П.Глушко была
сформирована комплексная бригада из ведущих спе-
циалистов конструкторских, расчетных и испытатель-
ских отделов, которая совместно с представителями
военной приемки постоянно находилась в Днепропет-
ровске.
Работа бригады проводилась под управлением и
контролем со стороны руководства ОКБ-456:
В.П.Глушко и его заместители В.П.Радовский, В.И.Ла-
вренец и В.И.Курбатов регулярно выезжали в Днепро-
петровск. К доводке двигателей в Днепропетровске
были привлечены специалисты отраслевых институтов
НИИТП и НИИХМ, большой вклад внесли сотрудники
ОКБ-586 и завода № 586.
Именно в то время, при дружной совместной работе
и сложились те крепкие и добрые отношения между
специалистами Химок и Днепропетровска, которые
в течение последующих лет способствовали созданию
выдающихся образцов ракетной техники.
По результатам проведенных работ двигатели
8Д518 и РД-252 были допущены к МВИ, впервые вве-
денным в практику отрасли как официальная серти-
фикация двигателей. Для проведения МВИ
совместным решением Минобщемаш и МО СССР
была сформирована межведомственная комиссия.
Председателем первой МВК был назначен В.П.Беля-
ков (заместитель директора НИИХМ), его заместите-
лями были И.И.Иванов (КБ-4 «Южное») и Б.Я.Копылов
(Военное представительство при ОКБ-456). МВИ были
проведены на трех двигателях каждого наименования
по программе МВК, отчет МВК был согласован
В.П.Глушко и М.К.Янгелем, утвержден министром об-
щего машиностроения и начальником ГУРВО МО
СССР в апреле 1966 г.
Все введенные конструктивные изменения были ус-
пешно проверены и повысили надежность двигателей
РД-252 и блоков 8Д518, все характеристики, требуемые
по ПТ МО и ПЗ ОКБ-586, были обеспечены и подтвер-
ждены, однако в серийном производстве случаи ВЧ не-
устойчивости при запуске блоков 8Д518 и на
основном режиме двигателя РД-252 не были пол-
ностью устранены. Поэтому проведенные МВИ были
названы МВИ I этапа и было принято решение о допол-
нительной доработке конструкции двигателей, после
чего надо было провести МВИ II этапа.
Разработка новых мероприятий по исключению ВЧ
в камерах блока 8Д518 при запуске велась конструкто-
рами ОКБ-456 (переименованном в КБЭМ, или КБ Энер-
гомаш) с участием НИИТП (А.П.Ваничев, Н.А.Аккерман,
М.С.Нананзон, Н.М.Арсентьев, В.А.Богданов и др.) и
НИИХМ (М.Л.Драновский, Я.Д.Поволоцкий, Н.С.Парьев,
Т.А.Тинякова и др.) в двух направлениях:
-	повышение устойчивости процесса в камерах
путем изменения смесительной головки;
-	поиск схем запуска двигателя, не создающих усло-
вий для появления ВЧ в камере.
Применение стабилизированного смесеобразова-
ния, а затем установка антипульсационных перегородок
не дали положительного результата, и работы в этом
направлении были прекращены.
Основные работы были сосредоточены на измене-
нии параметров запуска. Сначала были проведены рас-
четы запуска с использованием математической
модели на ЭВМ «Урал-2». Проведенные расчетные ис-
следования позволили проверить практически все из-
вестные в то время теории и предполагаемые критерии,
влияющие на появление ВЧ, однако ничего не подтвер-
дилось.
Введением нового смесеобразования и установкой
антипульсационных перегородок предполагалось
устранить появление ВЧ-колебаний и на основном ре-
жиме работы двигателя РД-252, но получить положи-
тельные результаты не удалось.
Параллельно с поисковыми работами по повыше-
нию устойчивости горения в камерах блоков 8Д518 и
ЖРД РД-252 велось товарное изготовление этих дви-
гателей, в процессе которого изредка при проведении
КТИ проявлялись случаи возникновения ВЧ-колебаний
в камерах сгорания. Поскольку появление ВЧ носило
вероятностный характер (1-3 % от суммы испытаний),
было решено набирать дальнейшую статистику испы-
таний серийных двигателей. Набор представительного
количества испытаний двигателей позволил провести
системный анализ аварийных случаев и выявить неко-
торую закономерность их проявления.
76
Глава 3
При испытаниях блоков 8Д518 все аварии происхо-
дили только на режиме запуска, при испытаниях дви-
гателей РД-252 - только на основном режиме работы
и при температуре горючего на входе в двигатель,
близкой к верхнему пределу +20 °C. Такая избиратель-
ность проявления неустойчивого горения могла быть
следствием различий в конструкции двигателей, кото-
рые отличались только увеличенными размерами
сопла у двигателей второй ступени РД-252. Это разли-
чие и явилось определяющим для выявления причин
возникновения неустойчивого горения в камерах обоих
двигателей.
Сравнительным анализом осциллографических за-
писей давления газов в камерах блоков 8Д518 и ЖРД
РД-252 было установлено, что в камерах двигателей
РД-252 процесс набора давления после момента вос-
пламенения в течение 0,05-0,1 с происходит более
плавно, что могло быть следствием особенностей про-
текания горючего по тракту охлаждения удлиненного
сопла к смесительной головке камеры этого двигателя.
Сравнительная картина последовательности включения
в работу форсунок горючего смесительных головок
камер блоков 8Д518 и ЖРДРД-252, полученная путем
скоростной киносъемки в гидравлической лаборатории
КБЭМ при проливках на воде, подтвердила предпола-
гаемую причину разных скоростей набора давления
газов после воспламенения. А это был момент начала
возникновения ВЧ-колебаний газов в камере блока
8Д518. Принятые конструкторские меры приблизили
картину подачи горючего через форсунки на запуске
блока 8Д518 к двигателю РД-252, что полностью ис-
ключило появление неустойчивого горения в блоках
8Д518 на запуске.
Аналогично на основе сопоставления отличий в кон-
струкции и результатах испытаний блоков 8Д518 и ЖРД
РД-252 были разработаны меры по устранению не-
устойчивого горения на основном режиме работы дви-
гателя РД-252 (8Д724). Анализ статистики аварийных
испытаний позволил выдвинуть предположение, что
причиной возникновения ВЧ-колебаний является повы-
шенный подогрев горючего в охлаждающем тракте
удлиненного сопла камеры двигателя РД-252 в сочета-
нии с допустимой по верхнему пределу температурой
горючего на входе в двигатель. Нанесением керамиче-
ского покрытия на внутреннюю стенку сопла камеры
подогрев горючего был снижен на 12-15 °C, что исклю-
чило случаи возникновения неустойчивого горения в
камерах двигателей 8Д724.
В конце 1967 г. были проведены МВИII этапа двига-
телей РД-251 (8Д723) и РД-252 (8Д724), завершившие
сертификацию этих двигателей. Межведомственная ко-
миссия (председатель - В.П.Беляков, заместители -
И.И.Иванов и Н.П.Селяев) выдала заключение о том, что
двигатели РД-251 и РД-252, разработанные КБЭМ для
первой и второй ступеней изделий 8К67,8К69 по своим
рабочим и эксплуатационным характеристикам, а также
надежности соответствуют требованиям ТТТ МО и ТТЗ
главного конструктора комплекса. Многолетняя эпопея
по устранению высокочастотной неустойчивости в каме-
рах ЖРД двигателей РД-251 и РД-252 была завершена.
Надежность двигателей РД-251 и РД-252 была
обеспечена выше, чем требовалось по ТТЗ, и в марте
1968 г. ставился вопрос об отказе от проведения КТИ
в серийном производстве, однако это предложение не
было поддержано Заказчиком.
В разработке двигателей принимал участие весь
коллектив КБ Энергомаш, наибольший вклад внесли
ведущий конструктор проекта М.Р.Гнесин, а также кон-
структоры, расчетчики и испытатели Ю.Н.Ткаченко,
Ф.Ю.Челькис, И АКлепиков, ВАЗаговельев, В.М.Дмит-
риев, Н.А.Петушков, С.А.Шумаков, А.Д.Вебер, Г.В.Дани-
лин, Л.С.Воликов, В.Ф.Рахманин, Г.Н.Майоров,
ГАВельт, И.Г.Егоров, Ю.В.Пресняков, А.П.Павлов,
В.В.Кириллов, Б.А.Толкачев, ВА.Ильинский,
Л.В.Львова, ВАБрылина, В.В.Соловьев, В.К.Медведев,
А.Г.Шаргаев. После принятия в эксплуатацию ракетных
комплексов с двигателями РД-251 и РД-252 большая
группа работников КБ Энергомаш получила государст-
венные награды.
Разработкой ЖРД РД-251 и РД-252 было завершено
создание семейства двигателей на высококипящем топ-
ливе без дожигания в камере турбогаза, при этом по-
стоянно улучшались энергетические и
эксплуатационные характеристики двигателей, вер-
шина которых для этого класса ЖРД была достигнута
при создании ЖРД РД-251 и РД-252.
Сравнение основных характеристик разработанных
в ОКБ-456 - КБЭМ двигателей РД-214 (8Д59), РД-216
(8Д514), РД-218 (8Д712), РД-219 (8Д713), РД-251
(8Д723), РД-252 (8Д724) показывает, что в процессе
создания ЖРД без дожигания на высококипящем топ-
ливе примерно за 12 лет (с 1955 по 1967 гг.) удалось
увеличить удельный импульс у земли на ~40 с, снизить
удельную массу на ~40 %, уменьшить высоту двигателя
на -35 %, сократить количество агрегатов, обеспечи-
вающих работу двигателя, исключить вспомогательные
компоненты не только с борта ракеты, но и из назем-
ного оборудования, сделав эксплуатацию двигателей в
составе ракеты простой и надежной.
Применение блочного принципа конструирования,
использование ранее накопленного опыта позволило в
кратчайшие сроки разработать и поставить на воору-
жение систему принципиально новых современных
ракет дальнего действия, включая межконтиненталь-
ные, способных нести боевые дежурства в течение мно-
гих лет в различных метеорологических условиях,
готовых к немедленному старту как с открытых, так и
из шахтных пусковых установок.
77
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Ракетные войска получили удобную в эксплуатации
систему ракетного вооружения, базирующуюся на дол-
гохранимых, физически и химически стабильных ком-
понентах топлива, пришедшего на смену криогенному
топливу. Пара компонентов АТ+НДМГ стала наиболее
распространенным топливом, получившим неофици-
альное наименование «штатное топливо».
Разработка ЖРД РД-216М для первой
ступени PH «Космос-ЗМ»
Успешный опыт использования боевой одноступен-
чатой ракеты 8К63 (Р-12) в качестве базового варианта
при разработке двухступенчатой космической ракеты
11К63 с двигателями РД-214 (8Д59) и РД-119 (8Д710)
показал целесообразность продолжения такого метода
создания космической техники. Проектанты ОКБ-586 в
апреле 1961 г. завершили разработку эскизного про-
екта новой двухступенчатой космической ракеты 6503
на базе одноступенчатой боевой ракеты 8К65, при этом
на первой ступени новой ракеты двигатель РД-216
(8Д514) использовался без изменений, а для второй
ступени был выбран двигатель 11Д47 (после модерни-
зации - 11Д49), разрабатываемый в ОКБ-2 под руко-
водством главного конструктора А.М.Исаева.
Разработка двухступенчатой ракеты-носителя про-
водилась на основании Постановления ЦК КПСС и Со-
вета Министров СССР от 30 октября 1961 г.,
тактико-технических требований Министерства обо-
роны и последующего Решения Комиссии Президиума
Совета Министров СССР по военно-промышленным во-
просам от 4 марта 1965 г., уточняющего отдельные по-
ложения указанного постановления.
Учитывая, что ТТТ МО в части требований к основ-
ным характеристикам, параметрам и условиям эксплуа-
тации двигателя первой ступени PH 65СЗ практически
не отличаются от ТТТ МО на ракету 8К65, специальной
отработки двигателя РД-216 (8Д514) для его исполь-
зования в космической ракете 65СЗ не планирова-
лось. В связи с этими обстоятельствами ведение
конструкторской документации на изготовление и лет-
ную эксплуатацию этого двигателя было поручено Си-
бирскому филиалу № 3 ОКБ-456 (начальник филиала -
В.Ф.Хомрач), базирующемуся при Омском авиамотор-
ном заводе имени П.И.Баранова.
Конструкторское сопровождение изготовления дви-
гателей РД-216 (8Д514) осуществлял коллектив кон-
структоров ОКБ-10 (главный конструктор -
М.Ф.Решетнев) при Красмашзаводе, где производи-
лись эти двигатели для ракет 8К65 и 65СЗ.
Летно-конструкторские испытания PH 65СЗ были
начаты в августе 1964 г. На первой ступени устанавли-
вались двигатели РД-216, изготавливаемые в ходе се-
рийного производства ракет 8К65. Летная отработка PH
65СЗ сопровождалась запусками реальных космиче-
ских аппаратов, получивших в средствах массовой ин-
формации наименования «Космос».
Опыт проведения первых десяти пусков PH 6503 по-
казал необходимость введения корректив в техническое
задание на разработку PH, которые выпустил 20 мая
1967 г. ГУКОС в виде Дополнения и уточнения к ТТТ
МО. В части, касающейся двигателя первой ступени, ис-
ключалась работа двигателя на режиме конечной сту-
пени, вводилось требование обеспечение
работоспособности двигателя в расширенном диапа-
зоне температуры конструкции от -40 до +50 °C в связи
с пусками с открытого старта, а также вводилась штат-
ная система телеизмерений при летной эксплуатации.
Вводимые отличия в конструкцию двигателя, нару-
шающие взаимозаменяемость двигателей для боевой
и космической ракеты, а также требования другого за-
казывающего управления Министерства обороны -
ГУКОС - стали основанием для изменения обозначения
как двигателя, так и всей ракеты. Они получили, соот-
ветственно, обозначения РД-216М (11Д614) и 11К65
(позднее, после введения усовершенствований в си-
стему управления, PH стала обозначаться 11К65М).
В средствах массовой информации ракета-носитель
имела наименование «Космос-3» («Космос-ЗМ»),
Конструктивные отличия и новый индекс обозначе-
ния двигателя сделали необходимым выпуск собствен-
ного комплекта конструкторской документации. Такой
комплект был выпущен в сокращенном объеме, основ-
ная масса чертежей и ТУ была заимствована из ком-
плекта документации на двигатель РД-216. Первый
двигатель с обозначением РД-216М (11Д614) был из-
готовлен на Красмашзаводе в I квартале 1968 г.
В процессе проведения летно-конструкторских ис-
пытаний 27 сентября 1967 г. произошла авария: на ре-
жиме запуска двигателя РД-216 в одной из камер
возникли высокочастотные колебания давления газов,
которые привели к разрушению камеры и падению ра-
кеты вблизи стартового сооружения.
С целью устранения дефекта в работе двигателя ра-
ботниками филиала № 3 по согласованию со специа-
листами КБ Энергомаш была разработана
экспериментальная программа повышения устойчиво-
сти горения на режиме запуска двигателя, поддержан-
ная отраслевыми институтами НИИТП и НИИХМ и
утвержденная решением МОМ и ГУКОС от 18 декабря
1967 г. Программа предусматривала проверку эффек-
тивности воздействия на устойчивость горения стаби-
лизации распыла форсунок. Этот вариант получил
широкую известность под условным наименованием
«стабилизированное смесеобразование».
В соответствии с намеченной программой в тече-
ние 1968 г. и первой половины 1969 г. было прове-
дено 8 испытаний четырех экспериментальных
78
Глава 3
двигательных блоков РД-215М (11Д613). Оценка устой-
чивости рабочего процесса в камерах на основном ре-
жиме работы проводилась по специально
разработанной НИИХМ инструкции количественной
оценки устойчивости процесса горения в камерах ЖРД.
Полученные результаты огневых испытаний соответ-
ствовали оценкам устойчивости, изложенным в ин-
струкции НИИХМ. Однако в связи с организационными
изменениями экспериментальные работы были прекра-
щены, изготовление товарных двигателей продолжа-
лось по штатной документации до середины 1971 г.
В конце 1960-х гг. произошел ряд значительных ор-
ганизационных изменений: завершилось производство
боевых ракет 8К64, Красмашзавод был переориенти-
рован на изготовление ракет для Военно-морского
флота, КБПМ на разработку космических аппаратов
различного назначения. В связи с этим изготовление
двигателей РД-216М (11Д614) было передано на Юж-
машзавод, ракет-носителей - в ПО «Полет» (г. Омск),
их конструкторское сопровождение - в КБ при ПО
«Полет» (главный конструктор - А.С.Клинышков).
Кроме того, Сибирский филиал КБ Энергомаш в связи
с окончанием в 1967 г. изготовления двигателей РД-218
(8Д712) и РД-219 (8Д713) был передан другому пред-
приятию. Сопровождение изготовления двигателей
РД-216М (11Д614) было поручено КБ Энергомаш, где
для этого в июне 1968 г. был организован серийный
конструкторский отдел, которому было поручено веде-
ние документации и конструкторское сопровождение
работ на Южмашзаводе по двигателям РД-216М, а
также РД-251 и РД-252 и их космическим модифика-
циям РД-261 (11Д69) и РД-262 (11Д26).
В процессе технологического освоения производ-
ства двигателей 11Д614 на Южмашзаводе по разрабо-
танной КБ Энергомаш программе были успешно
проведены установочные испытания агрегатов двига-
теля и шесть стендовых испытаний трех двигателей
штатной конструкции. Для более полной проверки эф-
фективности влияния стабилизированного смесеобра-
зования на рабочий процесс в камере в марте 1969 г.
МОМ и ГУКОС приняли решение дополнительно к экс-
периментальным работам, проведенным на Красмаш-
заводе, провести девять огневых испытаний на трех
двигательных блоках 11Д613.
Однако еще до окончания экспериментальных работ
в июле 1969 г. при КТИ товарного двигательного блока
11Д613 штатной конструкции на запуске возникли вы-
сокочастотные колебания давления газов, которые раз-
рушили камеру. Проведение экспериментальных работ
было ускорено, и к концу 1969 г. они были завершены.
Анализ амплитудно-частотных характеристик ра-
бочего процесса в камерах при огневых испытаниях
экспериментальных двигателей на Красмашзаводе и на
Южмашзаводе показал, что изменение смесеобразова-
ния повысило устойчивость горения на основном ре-
жиме работы и практически не оказало влияния на
режим запуска. Учитывая положительное воздействие
на основной режим работы, в феврале 1970 г. МОМ и
ГУКОС приняли решение о внедрении стабилизирован-
ного смесеобразования в штатную конструкцию ка-
меры. Одновременно по предложению серийного
отдела КБ Энергомаш, поддержанного руководством
Южмашзавода, была разработана экспериментальная
программа проверки эффективности воздействия на
запуск двигателя РД-216М конструктивных мероприя-
тий, показавших положительные результаты при устра-
нении неустойчивости на запуске двигателя РД-251.
Решение о реализации этой программы было принято
Главными управлениями промышленности и Заказчика.
Дальнейшие события показали правильность при-
нятого решения, т.к. в июне 1970 г. при КТИ и в декабре
того же года при пуске PH 11К65М произошли аварии
на запуске двигателей с новым смесеобразованием. К
моменту стендовой аварии все работы по эксперимен-
тальной программе были завершены, работники серий-
ного отдела В.Ф.Рахманин, Г.Н.Майоров и сотрудники
НИИХМ Я.Д.Поволоцкий, А.С.Кадишевич разработали
инструкцию оценки параметров, характеризующих
устойчивость горения на режиме запуска двигателя,
позволяющую определить эффективность принимае-
мых мер по ограниченному количеству испытаний. Об-
работанные по этой инструкции параметры испытаний
показали высокую эффективность проверяемых меро-
приятий и в конце июня 1970 г. МОМ и ГУКОС приняли
решение о внедрении этих мероприятий в штатную кон-
струкцию камеры. Этим же решением была утверждена
программа доработки задела камер и двигателей,
включая поставленные в ПО «Полет».
Эффективность доработки полностью изготовлен-
ных камер была проверена при стендовых огневых ис-
пытаниях двигательных блоков 11Д613. По результатам
проведения десяти стендовых и пяти летных испытаний
двигателей с доработанными камерами МОМ и ГУКОС
в декабре 1970 г. приняли решение об использова-
нии без ограничения всего задела доработанных
двигателей.
Надежная работа двигателей РД-216М (11Д614) и
других ракетных систем PH 11К65М при проведении
ЛКИ и последующих Государственных зачетных со-
вместных (Министерство обороны и промышленности)
испытаний явилась основанием для Комиссии Прези-
диума Совета Министров СССР по военно-промыш-
ленным вопросам 22 декабря 1971 г. принять решение
о проведении согласования конструкторской, техно-
логической и эксплуатационной документации по PH
11К65М с заказывающим управлением Минобороны.
Межведомственная комиссия (председатель - на-
чальник военного представительства Н.П.Селяев, заме-
79
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
стители - заместитель главного конструктора КБ Энер-
гомаш В.П.Радовский и старший офицер ГУКОС Г.С.Ше-
стаков) работала в апреле 1972 г. и определила
пригодность всей технической документации по двига-
телю РД-216М к серийному изготовлению и эксплуата-
ции, присвоив документации литеру «Б», что является
исключительным случаем в практике согласования тех-
документации в области ракетной техники.
После принятия ракетно-космического комплекса в
эксплуатацию (постановление ЦК КПСС и Совета Ми-
нистров СССР от 30 декабря 1971 г.) участники разра-
ботки его комплектующих систем были удостоены
государственных наград. За обеспечение высокой
надежности двигателя первой ступени сотрудники
КБ Энергомаш получили ордена и медали, начальник
военного представительства при КБ Энергомаш пол-
ковник Н.П.Селяев был удостоен Государственной пре-
мии СССР.
В процессе штатной эксплуатации двигатели РД-216М
в составе PH 11К65М замечаний практически не имели.
В начале 1990-х гг. изготовление двигателей РД-216М
было прекращено, для последующих запусков исполь-
зовался имевшийся в России задел ракет-носителей.
Отработанность конструкции и технологии изготов-
ления обеспечили высокую надежность двигателей
РД-216М. По статистике, на середину 2015 г. проведено
более 440 запусков PH 11К65М (65СЗ), при этом ниж-
няя граница ВБР составляет Рн = 0,998 при доверитель-
ной вероятности у= 0,95. Ракета-носитель широко
использовалась для запуска многочисленных отече-
ственных спутников научно-хозяйственного и оборон-
ного назначения, космических аппаратов стран,
входящих в международное космическое объединение
«Интеркосмос», а также принадлежащих Швеции, Ита-
лии, Китаю, Индии, Франции и другим странам.
Разработка ЖРД РД-261 и РД-262для
первой и второй ступеней PH «Циклон-2»
и «Циклон-3»
В середине 1960-х гг. одним из направлений даль-
нейшего освоения околоземного пространства стала
программа запуска ракетами легкого класса большого
количества простых в производстве, унифицированных
по конструкции, экономически дешевых космических
аппаратов, обеспечивающих решение научных, на-
родно-хозяйственных и военных космических задач.
Для осуществления этой программы энергетических
возможностей имеющихся ракет-носителей 11К63 (вы-
водит на орбиту массу до 450 кг) и 11К65М (выводит
массу до 1,5 т) было явно недостаточно. Требовался но-
ситель, способный выводить на околоземную орбиту
грузы массой около 3,0 т, более дешевый в производ-
стве и эксплуатации, чем имеющаяся PH «Молния».
Успешный опыт использования боевых ракет при
разработке космических PH показал эффективность
этого направления работ в части затрачиваемых
средств и времени. При выборе базового варианта на
конкурсных началах рассматривались ракеты Р-36 (раз-
работка ОКБ М.К.Янгеля) и УР-200 (разработка ОКБ
В.Н.Челомея). Наличие в семействе ракет Р-36 вари-
анта с орбитальной головной частью определило
выбор в пользу разработки ОКБ М.К.Янгеля, и 24 авгу-
ста 1965 г. было принято постановление ЦК КПСС и Со-
вета Министров СССР о разработке ракетных
космических комплексов 11К69 и 11К68 на базе боевых
ракет семейства Р-36. Эти космические ракеты в сред-
ствах массовой информации получили наименования
«Циклон-2» (в двухступенчатом варианте) и «Циклон-3»
(в трехступенчатом варианте).
Одним из основных требований, предъявляемых к
разработке космических ракет-носителей «Циклон»,
являлась максимальная преемственность конструкции
ракет исходного варианта. Это же требование распро-
странялось и на двигатели первой и второй ступени
РД-251 (8Д723) и РД-252 (8Д724). Однако отличитель-
ные требования технического задания нарушали
взаимозаменяемость двигателей при использовании
в боевом или космическом варианте ракет, что стало
основанием для введения нового обозначения двигате-
лей для космических ракет - соответственно РД-261
(11Д69) и РД-262 (11Д26).
Отличительные особенности двигателей РД-261 и
РД-262 в составе космической ракеты по сравнению с
их прототипами обусловлены, во-первых, стартом PH
«Циклон» с наземного пускового сооружения, что при-
вело к расширению температурного диапазона их экс-
плуатации, и, во-вторых, расширением диапазона
регулирования режима работы двигателей. Кроме того,
в конструкцию двигателей РД-261 и РД-262 вносились
некоторые конструктивные усовершенствования, обес-
печивающие более высокие требования по надежности.
В связи с указанными изменениями и новыми ин-
дексами обозначения двигателя, а также другим зака-
зывающим управлением Министерства обороны -
ГУКОС вместо ГУРВО - потребовался выпуск собствен-
ного комплекта конструкторской документации.
Учитывая незначительные отличия конструкции
двигателей РД-261 и РД-262 от их прототипов РД-251
и РД-252, новый комплект конструкторской докумен-
тации содержал ограниченное количество собственных
оригинальных документов, основная масса чертежей и
технических условий была заимствована из базового
комплекта. Одновременно с выпуском конструкторской
документации на стендовой базе Южмашзавода с ис-
пользованием материальной части двигателей РД-251
и РД-252 начались огневые испытания. Программа
стендовой отработки предусматривала исследования
80
Глава 3
влияния на работоспособность и характеристики дви-
гателей только измененных условий их работы.
Экспериментальные стендовые огневые испытания
двигательных блоков с температурой конструкции +50 °C
показали, что предварительный повышенный подогрев
пусковой пороховой шашки приводит к более «рез-
вому» выходу двигателя на номинальный режим. По
набранной статистике время набора номинальной тяги
по согласованию с КБЮ было скорректировано. Влия-
ния других отличий от условий работы прототипов на
характеристики двигателей не отмечено.
В январе 1969 г. Южмашзавод приступил к изготов-
лению двигателей РД-261 и РД-262 для проведения
летно-конструкторских испытаний PH «Циклон-2». На-
чатые в августе 1969 г. ЛКИ успешно совмещались с
запусками космических аппаратов различного назначе-
ния и проводились до августа 1973 г. без замечаний к
работе двигателей.
Однако в период проведения ЛКИ, в середине 1972 г.,
произошел ряд стендовых аварий при КВИ двигателей
обеих ступеней из-за поломки лопаток ротора турбины,
связанных с предшествующим проведением КТИ дви-
гателей при температуре +50 °C. После проведения без-
успешных работ по повышению работоспособности
таких лопаток было принято решение комплектовать
товарные двигатели новыми роторами, не проходив-
шими КТИ. В связи с этим была разработана новая ме-
тодика настройки двигателей на номинальный режим
работы. Устранение указанного дефекта, положитель-
ные результаты проведения ЛКИ двигателей РД-261 и
РД-262 и последующие успешные запуски космических
аппаратов явились основанием для выпуска правитель-
ственного постановления от 26 июня 1975 г. о приемке
космического комплекса «Циклон-2» в эксплуатацию.
В соответствии с этим постановлением в феврале
1976 г. в КБ Энергомаш работала межведомственная
комиссия (председатель комиссии - начальник пред-
ставительства заказчика Ю.А.Фатуев, заместители -
зам. начальника отдела В.Ф.Рахманин и военпред
Б.Н.Мельников) по согласованию конструкторской, тех-
нологической и эксплуатационной документации. Ко-
миссия определила всю техническую документацию
пригодной для ведения серийного производства дви-
гателей.
В ходе серийного производства двигателей РД-261 и
РД-262 имела место «нештатная» ситуация. В первой по-
ловине 1970-х гг. началось очередное перевооружение
РВСН, на боевое дежурство стали устанавливать боевые
комплексы следующего 4-го поколения. В связи с этим
с вооружения снималось большое количество ракет се-
мейства Р-36, матчасть которых могла быть использо-
вана для изготовления PH «Циклон». Это послужило
основанием для выпуска Постановления Совета Минист-
ров СССР от 21 августа 1973 г. «О порядке использова-
ния военной техники, высвобождающейся при модерни-
зации ракетных комплексов ОС-67, ОС-84».
В развитие этого постановления 30 августа 1976 г.
было принято «Решение об использовании материаль-
ной части двигателей РД-251 (8Д723) и РД-252 (8Д724)
в изделиях 11К68,11К69». В соответствии с этим Ре-
шением серийный отдел КБ Энергомаш разработал и
согласовал с Южмашзаводом и представительствами
заказчика Комплексную программу, в которую вошли
требования по определению свойств материалов после
10-12 лет хранения ракет, составление перечня деталей
и комплектующих элементов, подлежащих замене, про-
ведение автономных испытаний узлов и агрегатов по
программам КВИ, а также проведение стендовых уста-
новочных огневых испытаний по утяжеленной про-
грамме трех двигателей каждого наименования.
Основной вклад в составление Комплексной про-
граммы и ее последующую реализацию внесли началь-
ник серийного отдела - заместитель главного
конструктора С АШумаков, заместитель начальника от-
дела В.Ф.Рахманин и инженеры ВАЩербаков,
Л.В.Звездочкин, В.М. Буров, Е.П.Кудрин.
Положительные результаты реализации Комплекс-
ной программы показали возможность изготовления
двигателей РД-261 и РД-262 с использованием матча-
сти двигателей РД-251 и РД-252 с учетом замены ряда
деталей и элементов. На этом основании был выпущен
комплект конструкторской документации, отражающей
особенности изготовления двигателей путем пере-
борки. Производство двигателей по этой документации
для проведения ЛКИ было начато в январе 1977 г. Про-
ведение пяти летно-конструкторских испытаний PH
«Циклон-2» с переборочными двигателями заверши-
лись успешно.
По окончанию ЛКИ PH «Циклон-2» Военно-про-
мышленная комиссия при Совете Министров СССР
дала Министерствам обороны и общего машинострое-
ния поручение от 30 июня 1978 г. провести согласова-
ние конструкторской, технологической и
эксплуатационной документации на изготовление дви-
гателей РД-261 и РД-262 путем переборки.
Организованная в соответствии с этим поручением
межведомственная комиссия (председатель - началь-
ник представительства заказчика Ю АФатуев, замести-
тели: зам. главного конструктора В.Ф.Рахманин и
старший военпред Л.Н.Барботько) работала в КБ Энер-
гомаш в декабре 1978 г. Рассмотрев результаты иссле-
довательских работ по пригодности матчасти
двигателей после 10-12 лет хранения, а также положи-
тельные итоги стендовых и летных испытаний двигате-
лей, МВК в своем решении отметила, что по качеству и
работоспособности переборочные двигатели соответ-
ствуют штатным двигателям, в связи с чем для перебо-
рочных двигателей могут быть приняты те же
81
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
требования к показателям надежности и гарантийным
срокам, что и для двигателей РД-261 и РД-262 штат-
ного изготовления.
В течение нескольких лет Южмашзавод изготавли-
вал двигатели в переборочном варианте, которые ус-
пешно использовались при запуске PH «Циклон-2» с
полигона Байконур. Их безаварийная работа подтвер-
дила техническую правомерность принятого реше-
ния. Экономический эффект от повторного
использования матчасти из расчета на один машино-
комплект составил: по материалам - 89 %, по объему
работ - 8669 нормочасов, по прямым затратам - 70 %.
Подсчитанная в 2002 г. по объединенной статистике
испытаний двигателя РД-261 нижняя граница ВБР соста-
вила Рн = 0,9987 при доверительной вероятности у= 0,9.
Нижняя граница ВБР для двигателя РД-262 составила
Рн = 0,9971 при у = 0,9.
Двигатели РД-261 (11Д69) и РД-262 (11Д26), изго-
товленные в переборочном варианте, успешно исполь-
зовались и в трехступенчатой РН «Циклон-3», первый
запуск которой с полигона Плесецк был осуществлен в
июне 1977 г.
После принятия в эксплуатацию РН «Циклон-3» за
успешное проведение комплекса работ, обеспечиваю-
щих поставку двигателей РД-261 и РД-262 в штатном и
переборочном вариантах изготовления с требуемой на-
дежностью для эксплуатации РН семейства «Циклон»,
ряд работников КБ Энергомаш в 1982 г. получил госу-
дарственные награды.
Изготовление РН семейства «Циклон» было прекра-
щено в конце 1980-х гг., для запуска ракет в 1990-е и
последующие годы использовался имевшийся задел
ракет-носителей. Всего по состоянию на середину
2015 г. проведено 104 пуска РН «Циклон-2» и 118 пусков
РН «Циклон-3», все успешные в части работы двигате-
лей первой и второй ступеней.
Разработка ЖРД РД-270 для РН УР-700
В 1960-е гг. начались проектные разработки сверх-
мощных ракет, точнее, максимально возможных носи-
телей для современного уровня техники. Стало
очевидно, что на критическом пути стоит тяга единич-
ного двигателя и приемлемое их число. Ракету Р-7 с
1957 г. поднимают с земли пять многокамерных дви-
гателей, ракету «Протон», начавшую летать с 1965 г. -
шесть однокамерных двигателей. В проекте носителя
Н1 предусматривалось установить на первой ступени
30 однокамерных 150-тонных двигателей. Потребова-
лось критическое переосмысливание путей обеспече-
ния надежности столь крупных двигательных
установок, в первую очередь переоценка целесообраз-
ного максимума числа двигателей и, главное, поиск
основ создания ЖРД существенно большей тяги.
К этому времени в нашей стране уже была освоена
схема ЖРД с дожиганием рабочего тела турбины в ка-
мере сгорания, которая позволила избавиться от по-
терь экономичности на привод турбины и
существенно повысить давление газов в камере, что
еще больше, в решающей степени способствовало по-
вышению экономичности, а также позволило умень-
шить объем двигателя, приходящийся на единицу тяги.
Но и при этой схеме приходится считаться с тем, что
стремление к увеличению давления продуктов сгорания
в камере обязательно влечет за собой рост температуры
газов на турбине: требуется повышение ее мощности, а
количество рабочего тела ограничено расходом одного
из компонентов через камеру, поэтому увеличение мощ-
ности можно обеспечить только температурой рабочего
тела. В свою очередь, эта температура лимитируется жа-
ропрочностью применяемых материалов.
Поднять «потолок» давления в камере возможно
путем увеличения количества рабочего тела на турби-
нах за счет превращения в высокотемпературный газ
всего расхода не одного, а обоих компонентов. Для
этого требуются два газогенератора, одного - с избыт-
ком окислителя (ГГО), другого - с избытком горючего
(ГГВ), две турбины, два ТНА, магистрали подачи в ка-
меру после турбин окислительного и восстановитель-
ного газов и смесительная головка, обеспечивающая
ввод в камеру двух газов, откуда схема и получила на-
звание «газ-газ».
Начиная с 1962 г. в ОКБ-52 генерального конструк-
тора В.Н.Челомея велись проработки тяжелой ракеты-
носителя с массой полезной нагрузки на орбите ИСЗ
до 175 т. Ей дали индекс УР-700. Для первой ступени
этой ракеты первоначально предполагалось использо-
вать те же двигатели РД-253 тягой 150 т разработки
ОКБ-456, что и на ракете УР-500. На основании успеш-
ных работ по РН «Протон» ее генеральный конструктор
В.Н.Челомей с главным конструктором двигателей
В.П.Глушко, поддержанные рядом ведущих специали-
стов отрасли (В.П.Барминым, В.И. Кузнецовым, В.Г.Сер-
геевым, А.Д.Конопатовым, С.П.Изотовым,
А.М.Исаевым, В.Я.Лихушиным, В.А.Пуховым), в де-
кабре 1965 г. обратились к Генеральному секретарю ЦК
КПСС Л.И.Брежневу с письмом с предложением рас-
смотреть в качестве альтернативы Н1 и для решения
еще ряда задач новый носитель многоблочной схемы
УР-700 с шестью сверхмощными двигателями на пер-
вой ступени. Первостепенное значение придавалось
тому, что такая схема носителя допускала, более того -
предусматривала поблочную отработку, делая ее не-
сравненно реальнее и эффективнее.
В части организации работ предлагалось начать
опережающие разработки по двигателю (по сравнению
с другими системами комплекса) как наиболее слож-
ной и трудоемкой части общей задачи. И они начались
82
Глава 3
ЖРД РД-270
Двигательные установки первой и
второй ступеней PH УР-700
в 1962 г., когда
вышло соответ-
ствующее поста-
новление ЦК КПСС
и Совета Минист-
ров СССР.
Комплекс решено было разрабатывать на высоко-
кипящих, самовоспламеняющихся компонентах топ-
лива: азотном тетроксиде и несимметричном
диметилгидразине. Токсичность этих компонентов
была компенсирована, как считалось, проверенным к
тому времени опытом безаварийной эксплуатации,
уменьшенная по сравнению с кислородными ЖРД эко-
номичность - большей плотностью топлива, т.е. в те же
объемы баков могли заправляться соответственно
большие массы компонентов, а самовоспламеняемость
компонентов заметно упрощала задачу обеспечения их
безотказного зажигания и, отсюда, схему и конструк-
цию двигателя с теперь уже тремя «огневыми» агрега-
тами (камера и два газогенератора).
На первом этапе выполнялись научно-исследова-
тельские и проектные работы. Они состояли из выбора
принципиальной схемы и оптимизации параметров
двигателя, в увязке и согласовании их с разработчи-
ками комплекса и важнейших его систем. Одновре-
менно разрабатывалась конструкция и выпускалась
документация на экспериментальный вариант двига-
теля, создавались новые технологические процессы,
касавшиеся, в частности, крупногабаритных деталей из
новых жаропрочных и титановых сплавов, была прове-
дена подготовка производства на заводе для обеспече-
ния изготовления двигателя, подготавливалась
стендовая база для проведения доводки агрегатов и ог-
невых испытаний двигателя. Были проведены автоном-
ные доводочные испытания агрегатов, включая
испытания на модельных режимах насосов, турбин и
камеры, а также ряда модельных камер (в т.ч. огневые
испытания), проливки узлов и дви-
гателя в целом, прочностные испы-
тания. Заключительным итогом
первого этапа НИР явилось изготов-
ление и проведение в октябре 1967 г.
первого доводочного огневого ис-
пытания экспериментального двига-
теля. Двигатель получил
обозначение РД-270 (8Д420).
Одной из наиболее важных про-
блем на этом этапе был выбор
схемы агрегатов подачи компонен-
тов топлива. При двух турбинах
(одной - на газе с избытком окисли-
теля, другой - на газе с избытком го-
рючего) возможны были два
варианта назначений ТНА:
1. ТНА-1 - низкооборотный, с насосами окислителя
и горючего первой ступени, способными работать на
минимально возможных входных давлениях; ТНА-2 -
высокооборотный, с насосами второй ступени, также
окислителя и горючего.
2. ТНА-0 - с окислительной турбиной и с насосами
одного окислителя; ТНА-Г - с турбиной на газе с избыт-
ком горючего и с насосами горючего.
В итоге был выбран второй вариант. Он позволил
не только упростить компоновку и снизить массу, но и
заложить основу для обеспечения относительной без-
опасности проведения доводочных огневых испытаний,
т.к. в одном ТНА находился только один компонент топ-
лива. Все экспериментальные двигатели, начиная с пер-
вого, включали в себя все основные агрегаты: камеру,
оба ТНА и оба ГГ.
Второй этап работ проводился по следующему по-
становлению ЦК КПСС и Совета Министров СССР от
1967 г. о разработке эскизного проекта ракетно-косми-
ческого комплекса УР-700 на базе двигателей РД-270
(8Д420) и проведении экспериментальных работ по
двигателю для подтверждения основных технических
решений эскизного проекта.
После ряда последовательных уточнений были зафик-
сированы следующие основные параметры двигателя:
-	тяга, у земли / в пустоте - 640 / 685 тс;
-	удельный импульс тяги, на земле / в пустоте -
301 / 322 кгсчУкг;
-	давление в камере сгорания - 266 кгс/см2;
-	соотношение компонентов топлива - 2,67;
-	угол качания двигателя - до 8°;
-	вес двигателя - не более 4770 кг;
-	габариты: высота / диаметр - 4850 / 3300 мм
Был разработан развернутый эскизный проект дви-
гателя РД-270 (8Д420), который явился частью выпу-
щенного эскизного проекта комплекса УР-700. Масса
ракеты - 4800 т, выводит на орбиту ИСЗ 150 т.
83
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Из особенностей принципиальной схемы и кон-
струкции двигателя остановимся на следующем.
Управление полетом носителя обеспечивалось кача-
нием каждого двигателя в одной плоскости. Узел
качания был расположен над головкой камеры. На
входы в преднасосы каждого компонента устанавлива-
лись узлы подвода, включавшие гибкие элементы -
компенсаторы.
На входных патрубках преднасосов устанавлива-
лись одноразовые пиромембранные клапаны, предна-
значавшиеся для изоляции внутренних полостей
двигателя от емкостей носителя. Вся остальная авто-
матика была с пневмоуправлением, для чего пред-
усматривался газообразный азот высокого давления.
Уже в те годы в НПО Энергомаш утвердилась точка зре-
ния, что и на ЖРД одноразового использования имеет
смысл устанавливать автоматику многоразового дей-
ствия (т.е. пневмоуправляемую, а не пироавтоматику
одноразового срабатывания) для возможности ускоре-
ния доводочных испытаний путем проведения много-
кратных огневых испытаний без демонтажа двигателя
со стенда.
Оба ТНА - одновальные. ТНА-0 - с одноступенча-
тым насосом, подающий почти весь расход окислителя
в ГГО, за исключением менее 1 % расхода, предназна-
чавшегося для обеспечения работы ГГВ. ТНА-Г - трех-
ступенчатый: первая ступень обеспечивала подачу
жидкости в систему охлаждения камеры, вторая сту-
пень обеспечивала увеличение напора горючего после
прохождения им межрубашечной полости камеры до
уровня, необходимого для подачи НДМГ в ГГВ, третья
ступень дополнительно поднимала напор части расхода
горючего для последующей подачи его в ГГО. Турбины
обоих ТНА компоновались на валу консольно.
Преднасосы монтировались на входах в насосы,
привод их осуществлялся от гидротурбин на тех же
компонентах, отбиравшихся от напорных магистралей.
Большой объем проектных, модельных и экспери-
ментальных работ был выполнен для выбора оптималь-
ного варианта регуляторов, которые должны были
устанавливаться в топливных магистралях обоих ГГ.
Регулирование обеспечивалось по двум контурам
от бортовой ЭВМ. При изменении одного из регулируе-
мых параметров неизменность второго поддержива-
лась по внешнему контуру.
Следует обратить внимание на то, что было специ-
ально показано: регулирование по двум независимым
параметрам однозначно определяет каждый конкрет-
ный режим ЖРД, в т.ч. по схеме «газ-газ».
Одним из интересных новшеств, впервые появив-
шихся именно на двигателе РД-270, была система про-
граммного запуска и останова. В двигателе по
программе перекладывались все три дросселя. Было
разработано два варианта СПЗО: с электрическими про-
граммными приводами дросселей - электрическая
СПЗО, и гидравлическая СПЗО - с перекладкой дрос-
селей с помощью управляемых гидроприводов.
Специфика доводки двигателя РД-270 заключалась
в следующем. В НПО Энергомаш традиционно широко
использовалась отработка агрегатов нового двигателя
в составе экспериментальных ЖРД, создававшихся на
базе ранее разработанных. А для доводки агрегатов
двигателя РД-270 такая схема оказалась неприемлемой
как из-за принципиально новой схемы, так и из-за раз-
мерности агрегатов. Экспериментальные установки для
отработки на натурных или близких к ним режимах ка-
меры, любого из ГГ или ТНА не могли быть сколько-ни-
будь проще, чем сам двигатель. По этой причине почти
вся доводка должна была проводиться при совместных
испытаниях в составе двигателя. Этим и объясняется
сравнительно малый темп и низкая успешность первых
испытаний двигателя.
Все же по камере была успешно проведена предва-
рительная отработка смесительных элементов при испы-
таниях натурных смесительных головок при низких
давлениях в модельных условиях, возможность которых
была обоснована для схемы «газ-газ». Всего было про-
ведено на разных стендах более 200 таких испытаний, ко-
торые позволили отобрать лучшие варианты
смесительной головки и, в конце концов, обойтись без
высокочастотной неустойчивости при последующих ис-
пытаниях двигателя. Кроме того, для испытаний при вы-
соких давлениях была создана малая модель камеры, на
которой отрабатывалась работоспособность смеситель-
ных элементов при параметрах газов, близких к ожи-
даемым. Таких испытаний было проведено более 60 (и
более 200 - на 50 %-м режиме). Проведенные предвари-
тельные работы по камере в значительной мере опреде-
лили то, что при испытаниях в составе двигателя по
натурной камере практически не было замечаний.
При предварительной проверке «повезло» ГГО, ко-
торый прошел 20 доводочных испытаний в составе экс-
периментального варианта серийного к тому времени
двигателя РД-253, были получены первые обнадежи-
вающие сведения о его работоспособности, хотя и на
пониженном режиме. ГГВ прошел некоторый объем от-
работки на моделях, но он оказался недостаточным для
выбора перспективного варианта конструкции. В натур-
ном варианте доводку ГГВ завершить не удалось.
Характеристики турбин и насосов обоих ТНА были
получены и доведены до требуемых уровней на мо-
дельных установках. В частности, для насосов был соз-
дан уникальный для того времени стенд с расчетной
мощностью 50000 кВт, на нем возможно было прово-
дить снятие характеристик на 50 %-м режиме. Однако
работоспособность ТНА возможно было проверить и
обеспечить, опять-таки, только при испытаниях в со-
ставе двигателя.
84
Глава 3
В значительной части расчетных и эксперименталь-
ных работ по двигателю РД-270 принимали активное
участие ведущие научно-исследовательские институты
отрасли.
Огневые испытания двигателя проводились с ок-
тября 1967 г. по июль 1969 г. Всего было проведено
27 испытаний 22 двигателей, три двигателя проходили
повторное испытание, один - три испытания. Испыта-
ния были кратковременные, при давлении продуктов
сгорания до 255 кгс/см2. При девяти испытаниях дви-
гатель нормально выходил на основной режим и нор-
мально работал на этом режиме по заданной
программе. Все экспериментальные двигатели были с
укороченными соплами камер.
Главный результат работ: была показана полная ре-
альность ЖРД, выполненного по схеме «газ-газ» с на-
дежным обеспечением статической и динамической
устойчивости двигателя.
Работы по двигателю 8Д420 были приостановлены
в III квартале 1969 г. из-за отсутствия решения о про-
ведении дальнейших работ по комплексу УР-700 после
успешной высадки американских астронавтов на Луну,
а также потому, что этот двигатель не был востребован
для какого-либо другого комплекса.
Многое из того, что было впервые создано для дви-
гателя РД-270, нашло в дальнейшем применение в дру-
гих разработках.
Начало разработки ЯРД и ЯЭУ.
Электрореактивные двигатели с
солнечными и ядерными источниками
питания
Основоположник космонавтики К.Э.Циолковский в
своей работе «Исследования мировых пространств ре-
активными приборами» (издание 1911 г.) в качестве
новых источников энергии предлагал использовать
ядерную энергию распада радия и электроэнергию для
создания потока ионизированного гелия.
Более поздними исследованиями было установ-
лено, что маршевым двигателем космического корабля
при его движении на межпланетном участке полета
может быть электрореактивный двигатель, использую-
щий для разгона двигательного рабочего тела до ско-
ростей 50-150 км/с электроэнергию, вырабатываемую
бортовой космической электростанцией. Для возвра-
щаемых полетов к Марсу, Венере и другим планетам
потребуется удельный импульс тяги в диапазоне 7000-
15000 с, что вполне реально для ЭРД.
Заместителю главного конструктора ОКБ-456
Д.Д.Севруку с 1 июня 1959 г. было поручено возглавить
направление работ по созданию ЭРД. 8 июня 1959 г.
главный конструктор ОКБ-456 обратился с письмом к
заместителю председателя ГКОТ ЛАГришину о необхо-
димости двигателей с альтернативными источниками
энергии. Глушко сделал предложение: «Учитывая пер-
спективы развития космической техники, представ-
ляется целесообразной безотлагательная организация
работ в ОКБ-456 по выполнению поисковых теоретиче-
ских и экспериментальных исследований по разработке
схем и конструкций экспериментальных двигателей с пи-
тающими силовыми установками». К письму была при-
ложена ориентировочная схема организации в ОКБ-456
подразделений для разработки электрических ракет-
ных двигателей и силовых установок к ним. Работу
предполагалось вести с привлечением и использова-
нием возможностей ряда научно-исследовательских и
проектных организаций. Завершалось письмо прось-
бой разрешить организовать в ОКБ-456 указанные под-
разделения и включить в план ОКБ на 1959-1960 гг.
НИР «Разработка ЭРД с силовой установкой».
Обращение главного конструктора было одобрено
руководством ГКОТ, и в ОКБ-456 начались организация
подразделений нового направления работ и первые
теоретические исследования по открытой в июле 1959 г.
карточке НИР-3.
Начальником проектного отдела № 90 в 1959 г. был
назначен Г.Н.Лист, работавший до этого начальником
бригады камер сгорания. Следующий набор в отдел
№ 90 был сделан из числа выпускников МАИ, МВТУ и
МИФИ, которые выполняли свои дипломные проекты
в отделе № 90 по тематике своей будущей работы.
26 ноября 1959 г. В.П.Глушко обратился к С.П.Коро-
леву с предложением включить в проект подготавли-
вавшегося в ОКБ-1 правительственного постановления
тему по разработке ионных и плазменных ракетных
двигателей с солнечными и ядерными источниками пи-
тания; головной разработчик темы - ОКБ-456, Заказчик -
ОКБ-1. Предложение было принято и практически без
изменения вошло составной частью в постановление
Правительства от 10 декабря 1959 г. «О развитии ис-
следований по космическому пространству».
Проводившиеся работы показали необходимость
значительного увеличения числа работающих по новой
тематике и подключения дополнительной производ-
ственно-экспериментальной базы. Целесообразным
представлялось расширение производственной базы
ОКБ-456 путем передачи малозагруженного двигателе-
строительного завода № 500 и его ОКБ.
Поскольку предложение В.П.Глушко не было принято,
Д.Д.Севрук разработал план организации работ по соз-
данию ЭРД в ОКБ-456 и 8 апреля 1960 г. представил его
В.П.Глушко. В представленном плане предлагалось скон-
центрировать усилия по разработке ЭРД с ядерным ис-
точником питания, т.к. солнечная фотоэлектрическая
батарея способна обеспечить тягу существенно более
низкого уровня и в то же время представляет собой гро-
моздкую, малонадежную и трудноосуществимую си-
85
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
стему. Работы предлагалось вести путем организации на-
учно-технической кооперации по решению физических,
физико-технических и технических проблем создания
ядерных источников питания; в ОКБ-456 вести лишь не-
которые работы по решению конструкторских и отдель-
ных физико-технических задач, направляя работу всей
кооперации.
23 июня 1960 г. вышло правительственное Поста-
новление «О создании мощных ракет-носителей, спут-
ников, космических кораблей и освоении космического
пространства в 1960-1967 гг.». Этим постановлением
ОКБ-456 определялось головным исполнителем ОКР
по разработке космических электроплазменного и
ионного двигателей тягой 3-5 кгс, с удельным импуль-
сом тяги 5000-10000 с, продолжительностью работы
3-5 месяцев, массой не более 5000 кг (без защиты и
рабочего тела двигателя). В постановлении определены
Заказчик - ОКБ-1 - и соисполнители - более 30 пред-
приятий и организаций, входивших в различные гос-
комитеты и ведомства. Указан был и срок окончания
1-го этапа - разработка эскизного проекта с проведе-
нием необходимых экспериментальных работ - IV квар-
тал 1961 г.
Коллектив отдела 90 провел расчетно-теоретиче-
ское сравнение рассматриваемых энергосистем пита-
ния ЭРД с целью определения оптимального варианта
при различных значениях тяги. В конце декабря 1960 г.
была завершена разработка предэскизного проекта
ЭРД с высоковольтной солнечной батареей, в котором
показано, что такая система может быть использована
для создания тяги до 0,1 кгс, для получения больших
значений тяги следует использовать ЭРД с ядерным ис-
точником питания.
В середине 1961 т. был выпущен предэскизный про-
ект ЭРД с ядерным источником электроэнергии. В ос-
нову создания этой системы были положены
следующие технические принципы: атомная космиче-
ская электростанция строится на базе ядерного реак-
тора на быстрых нейтронах с жидкометаллическим
теплоносителем по схеме с турбогенератором; в основу
конструкции ЭРД положен принцип ионного двигателя
с поверхностной ионизацией как обеспечивающий мак-
симально высокий коэффициент использования элек-
троэнергии; в системе ЭРД используются сравнительно
невысокие температуры и низкие давления, что позво-
ляло применять существовавшие конструкционные и
электротехнические материалы и освоенные техноло-
гии. Это давало возможность создать реальную кон-
струкцию ЭРД, а также стендовые и лабораторные
установки для экспериментальной отработки.
Полученные первые результаты стали основой для
развертывания проектно-расчетных и конструкторских
работ, что требовало дальнейшего увеличения числен-
ности инженерно-технических работников. Стадия про-
ведения расчетно-конструкторских работ была близка
к завершению. Вопрос о выделении дополнительной
базы для изготовления и экспериментальной отработки
ЭРД становился первоочередным. Для принципиаль-
ного изменения сложившейся ситуации требовалось
создание мощной в научно-техническом отношении ор-
ганизации, специализированной для создания ЭРД.
Для руководства ГКОТ в свете стоявших перед от-
раслью в начале 1960-х гг. первоочередных задач по
разработке боевой и космической техники создание
ЭРД было тоже второстепенным делом, однако требо-
вания по разработке ЭРД были приняты на уровне пра-
вительственных постановлений. Это обстоятельство
требовало изменения решений, принятых ранее, также
на правительственном уровне. Такое Постановление
«Об улучшении организации работ по ядерным элек-
трореактивным двигателям» было принято 2 июня
1962 г. Этим постановлением шесть отделов ОКБ-456,
специализировавшихся на разработке ЭРД, передава-
лись в систему Госкомитета по использованию атомной
энергии. На базе института двигателей указанного Гос-
комитета и отделов ОКБ-456 организовывалось ОКБ по
ядерным электрореактивным двигателям, основной за-
дачей которого являлось создание опытных образцов
электроплазменных и ионных двигателей. Новое ОКБ
было определено головным исполнителем по указан-
ным двигателям. Директором ОКБ был назначен акаде-
мик Б.С.Стечкин, главным конструктором -
Д.Д.Севрук. В июле 1962 г. практически весь коллек-
тив конструкторов вместе с Д.Д.Севруком был пере-
веден в новое ОКБ. На этом работы по ЭРД в ОКБ-456
были закончены.
Ядерные ракетные двигатели
В.П.Глушко уделял исключительное внимание путям
увеличения удельного импульса ракетных двигателей
как главного рычага повышения их эффективности в
решении перспективных задач ракетно-космической
техники. Он не остановился на поиске наиболее эффек-
тивных химических топлив для ЖРД, а в начале 1950-х гг.
обратился к рассмотрению возможностей новых источ-
ников энергии.
Успехи, достигнутые в отечественных разработках
энергетических ядерных реакторов в 1950-1955 гг.,
позволили Физико-энергетическому институту Мин-
атома России (в то время - Лаборатория «В» в г. Об-
нинск Калужской обл.) сделать принципиальное
предложение об установке твердофазного реактора на
ракетный двигатель. На базе предложения Лаборато-
рии «В», предусматривавшего применение уран-графи-
тового гомогенного реактора для нагрева водорода до
высоких температур с последующим истечением его
через реактивное сопло, в ОКБ-456 в 1956 г. были на-
86
Глава 3
чаты систематические расчетно-конструкторские раз-
работки по ядерным ракетным двигателям с твердо-
фазным реактором (ЯРД схемы «А»). Эти работы были
поддержаны постановлением правительства от 22 но-
ября 1956 г., предусматривающим разработку предэс-
кизного проекта БРДД с ядерным двигателем.
В начале 1956 г. в ОКБ-456 был выпущен Отчет
«Термоядерный ракетный двигатель», в котором были
сделаны выводы об особой привлекательности в ра-
кетно-космической технике ядерной энергии; при этом
наиболее перспективными направлениями исследова-
ний и разработок были названы ракетные двигатели на
основах газофазного ядерного реактора деления и ре-
актора термоядерного синтеза, обеспечивающие ради-
кальное увеличение удельного импульса, а также
электроракетные двигатели. В этом отчете сформули-
ровано предложение по принципиальной схеме термо-
ядерного ракетного двигателя.
При дальнейшем развитии научных представле-
ний и разработок, выполненных в других организа-
циях, в значительной мере были подтверждены
выводы В.П.Глушко, но и внесены в них коррективы.
Некоторые из главных выводов - об особой перспек-
тивности ядерного ракетного двигателя на основе га-
зофазного реактора деления, о перспективности
электроракетных двигателей - получили свое подтвер-
ждение, что нашло отражение в деятельности пред-
приятия; осторожный скептицизм в отношении ЯРД на
основе твердофазного реактора деления был преодо-
лен, и эти работы также получили свое развитие. Что
касается ЯРД на основе термоядерного реактора, то на-
учные и технические проблемы, связанные с этим направ-
лением, до сих пор не позволили поставить его в повестку
дня проектно-конструкторских исследований.
Итак, в 1956 г. в ОКБ-456 были начаты системати-
ческие расчетно-конструкторские разработки, в апреле
1958 г. создана специализированная конструкторская
бригада (в составе КБ) под руководством РАГлиника,
который был назначен ведущим конструктором по
теме.
До 1963 г. рассматривались ЯРД с твердофазным
реактором (ЯРД схемы «А»); был выполнен комплекс-
ный проектный анализ с широкой вариацией тяг (от де-
сятков до сотен тонн), рабочих тел, давлений перед
соплом, типов и конструкций реакторов, материалов
замедлителя и отражателя, конструкции тепловыде-
ляющих элементов (твэлов) и сборок, расходонапря-
женности проточных трактов реактора, конструкции
органов регулирования реактора, схем привода ТНА,
рулевого управления и пр.
Наиболее существенные результаты, полученные до
1963 г.:
-	эскизный проект ЯРД РД-404 для второй ступени
сверхтяжелой космической ракеты (развитие концеп-
ции Н1) тягой 200 тс, с водородом в качестве рабочего
тела; удельный импульс двигателя составлял 950 с,
удельная масса - 45 кг/т (вместе с защитой баков ра-
кеты от реакторных излучений); основой двигателя был
гетерогенный реактор с бериллиевым замедлителем и
отражателем;
-	эскизная разработка ЯРД РД-405 тягой 30-40 тс;
реактор имел оптимальные для этой размерности за-
медлитель из гидрида циркония и бериллиевый отра-
жатель; конструкция ТВС аналогична РД-404 (из
графитовых коаксиальных оребренных элементов с
нитрид-циркониевым покрытием - во входной зоне, из
металлокерамических (карбид циркония - воль-
фрам) винтовых стержней - в выходной зоне);
удельный импульс тяги при давлении перед соплом
100 атм составлял 900-950 с, удельная масса (с за-
щитой баков) - 55 кг/т;
-	экспериментальные работы по нейтронной физике
реакторов, конструкции и технологии изготовления твэ-
лов и ТВС (в кооперации со специализированными ор-
ганизациями).
В начале 1963 г. состояние НИР по ЯРД схемы «А»
было таково, что встал вопрос о переходе к ОКР, тре-
бовавшим значительно большего финансирования, ре-
шения вопросов по развитию специального
производства, четкого определения областей примене-
ния ракеты с ядерным двигателем. Однако по ряду при-
чин В.П.Глушко принял решение прекратить в ОКБ-456
разработки по ЯРД схемы «А» (имея в виду, что они
будут продолжены в других организациях, как это и
произошло в действительности позднее, с использова-
нием нашего опыта) и переключиться на проектные и
научно-исследовательские разработки ЯРД и ЯЭУ
схемы «В», т.е. на основе газофазного ЯРД, где ядерное
горючее находится в плазменном состоянии, причем
нагрев рабочего тела осуществляется за счет лучистого
теплопереноса до существенно более высоких темпе-
ратур, чем в ЯРД схемы «А». Благодаря этому удельный
импульс тяги ЯРД может быть увеличен с 900-950 до
2000 с и более при тягах в десятки тонн и выше, а ЯЭУ
могут иметь весьма низкие удельные массовые харак-
теристики при очень больших мощностях (сотни - ты-
сячи мегаватт).
Научно-исследовательские и проектно-конструк-
торские работы по ЯРД и ЯЭУ схемы «В» в КБ Энерго-
маш под научным руководством и при
непосредственном участии НИИТП (ИЦ им. М.В.Кел-
дыша) при поддержке мощной кооперации продолжа-
лись до конца 1980-х гг., при этом их активность была
весьма неравномерной. В частности, после начального
периода 1963-1967 гг. (изучения научно-технических
основ принципиально нового направления и предвари-
тельных оценок облика натурных и экспериментальных
объектов) и последующего периода 1968-1973 гг. (ин-
87
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
тенсивного развития проектно-конструкторских, про-
изводственных и экспериментальных работ), с 1974 г.,
работы по ЯРД и ЯЭУ схемы «В» и численность веду-
щего расчетно-конструкторского отдела и смежных
подразделений по той тематике были резко сокращены
с целью концентрации всех ресурсов предприятия на
разработке двигателей РД-170 (РД-171) и РД-120 и вос-
становлены лишь в 1983 г. в ограниченных объемах
производственно-экспериментальных работ - только
в части, касающейся проведения первоочередного
реакторного испытания экспериментальной уста-
новки «Ампула».
Основные результаты разработок после 1963 г.
Проектно-конструкторские исследования натурных
объектов:
1.1968 г. - эскизный проект ЯРД РД-600 тягой 600 тс;
давление перед соплом - 500 атм, температура перед
соплом рабочего тела (водород с добавкой лития) -
11550 К, удельный импульс - 2000 с, удельная масса -
100 кг/т; двигатель имеет гетерогенный 19-твэльный
газофазный реактор с замедлителем (содержащим бе-
риллий, окись бериллия и графит) и бериллиевым от-
ражателем, газовые твэлы струйной схемы с магнитной
стабилизацией течения.
2.1970 г. - эскизный проект космической энергоуста-
новки ЭУ-610 на основе однополостного газофазного ре-
актора с застойной зоной ядерного горючего в газовом
твэле при давлении 1000 атм, стабилизированной магнит-
ным полем 10 Тл; электрическая мощность МГД-генера-
тора на выходном тракте энергоустановки - 3,3 млн кВт,
удельный расход рабочего тела - 1,43 х 10’5 кгс1 кВт,
удельная масса -18,7 г/кВт. Проектные разработки пока-
зали также возможность создания на базе однотвэльного
газофазного реактора ЭУ-610 космического ЯРД тягой 60-
70 тс с удельным импульсом тяги 2000 с при удельной
массе 1000-1200 кг/т.
3. 1976 г. - проектная разработка космической
энергоустановки средней мощности (ЯЭУсм) электри-
ческой мощностью 150 МВт общей массой 100 т (без
радиационной защиты космического аппарата). Такая
энергоустановка может обеспечить работу электрора-
кетного двигателя тягой до 300 кгс с удельным импуль-
сом порядка 5000 с.
4. 1986 г. - проектная разработка космической
энергоустановки БЭУ-620 электрической мощностью
175 МВт. Эта установка открытой схемы по организа-
ции основных рабочих процессов близка к ЭУ-610.
Масса энергоустановки - 28,5 т, суммарный расход ра-
бочего тела - 9,95 кг/с.
5.1991 г. - концептуальная проектная разработка
космической двигательно-энергетической установки
для обеспечения пилотируемой экспедиции к Марсу.
Основой этой концепции является комбинированный
однополостной газофазно-твердофазный реактор.
Благодаря этому установка может работать в двух ре-
жимах: двигательном (газофазном, открытой схемы) с
тягой 17 тс при удельном импульсе 2000 с - на разгон-
ных и тормозных участках траектории; энергетическом
(твердофазном, замкнутой схемы) с электрической
мощностью 200 кВт. Этот режим обеспечивается газо-
турбинным контуром с гелий-ксеноновой смесью в ка-
честве рабочего тела, машинным преобразованием
тепловой энергии в электрическую и сбросом избыточ-
ного тепла через холодильник-излучатель (цикл Брай-
тона). Общая масса установки - 57,5 т.
Проектные разработки стендовых прототипов для
испытаний на существующей базе:
1.1965 г. - эскизный проект установки «Экспери-
ментальная ампула» для петлевых испытаний малораз-
мерного экспериментального газового твэла струйной
схемы в существующем испытательном реакторе ИГР.
2.1973 г. - технический проект установки «Экспе-
риментальная ампула ПБ003-000».
3. Отчет «Усовершенствование рабочего процесса и
конструкции ампулы ПБ003-000», на основании кото-
рого позже был осуществлен полный перевыпуск тех-
нической документации на экспериментальную ампулу.
Эта последняя модификация получила обозначение
610.ПБ004-000-30.
4. Техническое предложение по разработке экспе-
риментальной ампулы ПБ0011-000 для испытаний в ре-
акторе ИГР малоразмерной модели газового твэла
застойного типа.
Проектные разработки стендовых прототипов для
испытаний на создаваемой базе:
1.1965-1972 гг. - проектные разработки унифици-
рованного ряда установок «Экспериментальный стен-
довый однотвэльный двигатель» (ЭСОД, «Вулкан») для
петлевых испытаний вариантов и модификаций круп-
норазмерного экспериментального газового твэла в
специально создаваемом испытательном реакторе
ИГ-2 («Нефрит»),
2.1971 г. - аванпроект установки «Лампа» - экспе-
риментального однополостного газофазного реактора
с полномасштабным газовым твэлом застойного типа
минимальной мощности.
3.1978 г. - техническое предложение газофаз-
ного твэла установки «Лампа» ГТЛ-1 для первого
(петлевого) этапа испытаний (к техническому проекту
НИКИЭТ МСМ внешней зоны реактора «Лампа»).
Экспериментальные работы и опытно-конструктор-
ская разработка первоочередной реакторной экспери-
ментальной установки «Ампула»:
1.1968-1973 гг. - отработана полностью или ча-
стично вся номенклатура элементов конструкции экс-
периментальной ампулы ПБ003-000, проведены
конструкторское макетирование ампулы в сборе и ре-
88
Глава 3
акторные испытания физического макета ампулы, из-
готовлен большой объем материальной части, прошед-
шей контрольно-технологические испытания и
предназначенной для комплектования ампул и систем
стендового обеспечения испытаний (ряд позиций был
отгружен на Семипалатинский полигон для подготовки
испытаний на реакторе ИГР). Готовность к испытаниям
прогнозировалась на 1975 г.
2. 1974-1982 гг. - удалось осуществить лишь
ограниченный объем экспериментальных работ, в ос-
новном в смежных организациях. В первую очередь это
работы в обоснование применения пастообразного
ядерного горючего, кроме того, отдельные работы по
жидкометаллической системе подачи и гиперпроводя-
щему алюминию.
3.1983 г. - начато восстановление технологий и
подготовка производства, в 1984 г. началось реальное
изготовление материальной части, доводочные испы-
тания элементов конструкции и непосредственная под-
готовка испытаний в реакторе ИГР экспериментальных
установок «Ампула» в простейшей модификации
610.ПБ004-000-30.
4.1989 г. - изготовлен, отработан и отправлен на по-
лигон в Объединенную экспедицию НПО «Луч» МСМ ком-
плект специального оборудования и оснастки;
изготовлено и подготовлено к испытаниям два комплекта
экспериментальных установок «Ампула». Однако с 1990 г.
государственное финансирование работ по тематике ЯРД
было прекращено окончательно, и реакторные испытания
установок «Ампула» провести не удалось, других форм
финансирования найдено не было.
Подводя итоги работ по газофазным ЯРД и ЯЭУ
в КБ Энергомаш и смежных организациях, необходимо
наряду со сказанным отметить и чисто научные резуль-
таты: развитие представлений и методов решения ряда
проблем гидродинамики, магнитной гидродинамики
лучистого и конвективного теплообмена, транспира-
ционной теплозащиты конструкций, термодинамики не-
идеальной плотной плазмы, нейтронной физики
полостных реакторов.
Филиалы АО «НПО Энергомаш»
Деятельность Приволжского филиала
НПО Энергомаш, г. Самара
Приволжский филиал был создан в августе 1958 г.
для конструкторского обеспечения разворачивавше-
гося в Куйбышеве серийного производства самых
мощных в то время жидкостных ракетных двигателей
РД-107 и РД-108. Производство планировалось осуще-
ствить на заводе им. М.В.Фрунзе (ныне ПАО «Кузне-
цов», г. Самара).
Уникальность и сложность решения этой задачи за-
ключалась в том, что на традиционно авиадвигателе-
строительном предприятии в течение года предстояло
развернуть производство сложной принципиально
новой для заводского коллектива техники. Требова-
лось освоить новые технологические процессы: глубо-
кую вытяжку и фрезерование тонкостенных деталей
камер двигателей и рулевых агрегатов, высокотемпе-
ратурную пайку, высокопрочное литье сложных алю-
миниевых корпусных деталей, изготовление
тонкостенных стальных сильфонных узлов и ряд дру-
гих. Необходимо было создать испытательную базу
для проведения гидропневмоиспытаний узлов и агре-
гатов, для проведения стендовых огневых испытаний
маршевых двигателей и рулевых агрегатов.
Филиал создавался на базе серийно-конструктор-
ского отдела завода по авиационным двигателям с
привлечением лучших специалистов, которые хорошо
знали производство и имели богатый опыт конструк-
торской работы в условиях серийного производства
(Р.И.Зеленев, В.Э.Копп, А.П.Печенин, И.Ю.Фарбман,
В.Э.Гриневич, А.И.Симановский, К.М. Иванов, П.И.Свет-
лов, З.Ю.Секушин, Г.А.Лисовский, С.М.Романова и
др.). Их опыт и профессиональные знания помогли за-
воду в короткие сроки освоить изготовление двигате-
лей и уже через год начать их поставку потребителю.
Первым изготовленным на заводе им. М.В.Фрунзе то-
варным комплектом двигателей был осуществлен за-
пуск космического аппарата «Луна-2», впервые в мире
выполнившего перелет с Земли на Луну.
Одной из главных задач коллектива филиала явля-
лось обеспечение и дальнейшее повышение надежно-
сти двигателей, что требовало больших усилий,
кропотливого анализа, множества экспериментов и ис-
следований. Большой эффект в обеспечении надеж-
ности двигателей дали предложенная филиалом и
внедренная на заводе комплексная система обеспече-
ния качества и авторский надзор филиала на всех ста-
диях производства двигателей и их подготовки на
космодромах. Большую роль в успешном освоении за-
водом производства двигателей сыграли специалисты
конструкторских подразделений головного пред-
приятия. Все это позволило уже в 1960 г. изготовить
45 комплектов двигателей, что, в свою очередь, дало
основание считать создание серийного производства
ракетных двигателей на заводе им. М.В.Фрунзе завер-
шенным.
В это время окончательно уточняются основные на-
правления работ филиала: конструкторское сопровож-
дение серийного производства двигателей и изделий
наземного пускового оборудования; авторский надзор
за изготовлением, испытанием и эксплуатацией серий-
ной продукции; проведение исследований дефектов,
отказов и неисправностей и связанных с этим провер-
кой и внедрением мероприятий по обеспечению тре-
буемого качества и надежности; совершенствование
89
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
конструкции узлов и агрегатов двигателя; создание
новых модификаций; проведение отработки двигателя
и выпуск конструкторской документации.
Первым руководителем филиала был назначен
один из заместителей В.П.Глушко Ю.Д.Соловьев, его
заместителем - Р.И.Зеленев. Позднее филиал возглав-
ляли Р.И.Зеленев, А.Ф.Удалов, А.А.Ганин. В настоящее
время директором и главным конструктором филиала
является заместитель главного конструктора АО «НПО
Энергомаш» И.А.Ганин. Заместителями руководителя
филиала в разное время были В.Э.Копп, А.П.Печении,
А-Л.Морозов, А.К.Погудалин, Г.И.Борзенко, Ю.Н.Чурин,
В.М.Пирский. В настоящее время заместителями глав-
ного конструктора филиала являются П.И.Близни-
ченко, Б.Н.Баранов.
Помимо непосредственного участия в становлении
серийного производства двигателей РД-107 и РД-108
филиал с 1960 г. подключился к внедрению в серий-
ное производство на заводе им. М.В.Фрунзе еще од-
ного мощного кислородно-керосинового ЖРД РД-111
(8Д716). Особенностью освоения производства этого
двигателя являлось то, что практически его отработка
велась параллельно с внедрением в серийное про-
изводство. В результате напряженного труда коллек-
тивов Приволжского филиала и завода им.
М.Ф.Фрунзе все ракеты Р-9, установленные на боевое
дежурство, были с самарскими двигателями 8Д716.
В становлении серийного производства жидкост-
ных ракетных двигателей РД-107, РД-108 и 8Д716 на
самарской земле принимал участие весь конструк-
торский коллектив филиала. Заметный вклад
внесли Р.И.Зеленев, А.П.Печении, В.Э.Копп,
И.Ю.Фарбман, Р.Л.Либензон, А.В.Харчистова,
М.И.Рыженко, Н.В.Авдеев, П.И.Светлов, В.Э.Грине-
вич, А.И.Симановский, Ж.С.Яковлева, К.М.Иванов,
И.М.Титов. Из пополнившей ряды конструкторов мо-
лодежи в работе активно участвовали Э.В.Шиверов,
Ю.Н.Чурин, В.Ф.Грунин, В.И.Луганский, В.Д.Вари-
вода, А.Л.Морозов, В.М.Пирский, Г.И.Борзенко,
В.К.Чванов и многие другие.
Параллельна с работами по конструкторскому
обеспечению серийного производства двигателей с
1960 г. филиалом проводилась работа по повышению
устойчивости рабочего процесса в камерах, по уве-
личению энергетической эффективности выпускаемых
двигателей и улучшению их эксплуатационных харак-
теристик. В 1960-1963 гг. филиалом была проведена
отработка ряда модификаций двигателей РД-107 и
РД-108. Двум из них, устанавливаемым ранее на PH
8К78М, были присвоены индексы 8Д727,8Д728. От ба-
зовых моделей указанные двигатели отличались повы-
шенной устойчивостью рабочего процесса в камерах,
уменьшенными достартовыми потерями горючего на
двигателях боковых блоков, увеличенной тягой двига-
теля центрального блока, возможностью длительной
работы на режимах малой тяги. Прошедшие назем-
ную отработку модификации устанавливались на
РН11А57, 8К78,11А511.
В 1963-1969 гг. были отработаны двигатели
11Д511 и 11Д512, являющиеся очередной модифика-
цией базовых моделей РД-107 и РД-108. Двигатели
многие годы находились в эксплуатации, обеспечивая
выполнение программ пилотируемых полетов и запуск
объектов в рамках коммерческих контрактов с зару-
бежными фирмами.
В 1976-1978 гг. был проведен ряд исследователь-
ских и опытных работ по проверке возможности соз-
дания на базе двигателя 11Д511 двигателя,
работающего на горючем синтин. В1979-1981 гг. была
осуществлена отработка двигателя 11Д511ПФ и руле-
вого агрегата на синтине. Использование синтина на
двигательной установке центрального блока позво-
лило повысить удельный импульс тяги двигательной
установки на 7 с. Двигатель эксплуатировался в 1983-
1996 гг. в составе PH 11А511У при выполнении про-
граммы пилотируемых полетов. Однако значительное
удорожание синтина, его токсичность, а также
ограничение финансирования исследования причин
отдельных случаев проявления высокочастотной не-
устойчивости при запуске во время стендовых испы-
таний двигателей инициировали отработку двигателей
на горючем Т-1 с достаточно высокими энергетиче-
скими характеристиками и устойчивостью рабочего
процесса. В 1995 г. эти тенденции послужили причи-
ной прекращения производства двигателей 11Д511ПФ.
Помимо использования в двигателях типа 11Д511 и
11Д512 синтина, Приволжским филиалом была пока-
зана возможность перехода на горючее РГ-1 без значи-
тельных конструктивных изменений двигателей,
однако из-за существенной стоимости завершения от-
работки дальнейшие работы по переходу на горючее
РГ-1 были прекращены.
В1988 г. из-за затруднений в обеспечении горючим
Т-12 с повышенной плотностью филиалом на суще-
ствующих двигателях семейства 11Д511,11Д512 про-
ведены работы по проверке возможности замены
горючего Т-1 на смесь горючего Т-6 и горючего РТ, на-
званную впоследствии смесевым горючим Т-1 С. На-
земная отработка показала возможность
использования этого горючего в двигателях типа
11Д511,11Д512. Создание и наземная отработка упо-
мянутых двигателей потребовали от коллектива кон-
структоров больших усилий, связанных как с
выпуском конструкторской документации, так и с ор-
ганизацией работ по сборке и испытаниям экспери-
ментальных двигателей в условиях большой загрузки
оборудования и испытательных стендов изготовле-
нием серийной продукции.
90
Глава 3
В 1999 г. была завершена отработка двигателей
14Д21,14Д22 на горючем Т-1, применение которых га-
рантировало сохранение неизменной полезной на-
грузки, выводимой на орбиту, без использования
синтина. Повышенный удельный импульс и высокая
устойчивость рабочего процесса у этих двигателей
обеспечивается применением в смесительных голов-
ках однокомпонентных форсунок и введением анти-
пульсационных перегородок. С 2002 г. двигатели
14Д21,14Д22 эксплуатируются в составе PH 11А511У-ФГ,
в т.ч. по программе пилотируемых полетов, а с 2004 г. -
в составе PH 14А14.
С целью совершенствования эксплуатации двига-
телей в составе ракет-носителей типа Р-7А в 2000-
2001 гг. Приволжским филиалом на базе большого
положительного опыта применения химического за-
жигания в камерах ряда ЖРД, разработанных в НПО
Энергомаш, была предложена система химического
зажигания для двигателей 14Д21,14Д22 с адапта-
цией к ее применению на всех PH типа Р-7А. Успеш-
ным завершением наземной отработки указанной
системы в составе двигателей 14Д21,14Д22 и рулевых
агрегатов показана реальность замены пиротехниче-
ского зажигания топлива на химическое. Однако ее
внедрение задерживается в связи с некоторым уве-
личением массы двигателя.
Для дальнейшего повышения удельной тяги двига-
телей 14Д21,14Д22 в 2007-2008 гг. проведена отра-
ботка модифицированной смесительной головки с
измененным распределением соотношения компонен-
тов топлива по радиусу головки. Повышение эффек-
тивности горения компонентов топлива в камере
достигнуто за счет уменьшения расхода компонентов
через периферийные форсунки и, соответственно, уве-
личения расхода через форсунки ядра с более эффек-
тивным соотношением компонентов топлива.
В 2006-2008 гг. были проведены работы по адап-
тации двигателей 14Д21,14Д22 к условиям эксплуата-
ции в Гвиане, позволившие в 2011 г. начать запуски
ракет-носителей «Союз-СТ» с адаптированными дви-
гателями с космодрома Гвианского космического
центра в рамках российско-французского сотрудниче-
ства в области исследования космического простран-
ства.
В настоящее время перспективными работами по
двигателям 14Д21,14Д22 являются:
-	отработка их на горючем РГ-1 в соответствии с
Программой, утвержденной Роскосмосом и МО РФ, с
определением допустимости 100-часовой стоянки на
стартовом комплексе в составе заправленной ракеты
в рамках указанной Программы;
-	отработка системы лазерного зажигания компо-
нентов топлива в камерах двигателей и рулевых агре-
гатов взамен существующего пиротехнического
зажигания. В 2014-2015 гг. проведена серия испыта-
ний лазерного зажигания на основной камере сгора-
ния тягой 20 тс двигателя 14Д21; продемонстрирована
принципиальная возможность использования лазер-
ного зажигания на двигателях большой тяги, что было
сделано впервые в мире;
-	проведение работ по определению возможности
исключения ручного проворота валов ТНА при за-
правке изделий для улучшения эксплуатационных ха-
рактеристик двигателей.
За десятилетия работы Приволжский филиал АО
«НПО Энергомаш» зарекомендовал себя творческим
конструкторским коллективом, способным самостоя-
тельно решать сложные научно-технические задачи.
Деятельность Сибирского и Омского филиалов
НПО Энергомаш
Расширяя производственную базу ракетного воору-
жения, Правительство СССР в конце декабря 1957 г. при-
няло постановление о подключении заводов им.
Я.М.Свердлова (г. Пермь) и им. П.И.Баранова (г. Омск)
к серийному изготовлению двигателей РД-214 (8Д59)
ракеты средней дальности Р-12. Эта ракета была раз-
работана ОКБ-586 под руководством М.К.Янгеля. Кон-
структорское сопровождение изготовления двигателей
на омском заводе 15 апреля 1958 г. было поручено
имевшемуся в составе завода серийно-конструктор-
скому отделу, который возглавлял В.Ф.Хомрач. От
ОКБ-456 это направление работ возглавил заместитель
главного конструктора В.ИЛавренец, работавший до
этого ведущим конструктором по производству двига-
телей РД-214 в ОКБ-456.
В период подготовки производства и освоения тех-
нологии изготовления двигателей, в т.ч. РД-214, завод-
ской СКО успешно справлялся со всеми порученными
ему работами. Однако серийное изготовление двига-
телей РД-214, начавшееся в конце 1958 г., потребовало
организации подразделения, занимающегося вопро-
сами конструкторского сопровождения производства
только этого двигателя. В связи с этим в декабре 1958 г.
было принято решение об организации при омском за-
воде им. П.И.Баранова серийно-конструкторского от-
дела ОКБ-456.
В середине 1959 г. с целью ускорения выпуска на
серийных заводах двигателей РД-214 (ракета Р-12) и
РД-218 и РД-219 (ракета Р-16) началось их технологи-
ческое освоение до окончания конструкторской отра-
ботки в ОКБ-456. Омскому заводу им. П.И.Баранова
был поручен серийный выпуск двигателей РД-218 и
РД-219. СКО был реорганизован в Сибирский филиал
№ 3 ОКБ-456, начальник филиала - В.Ф.Хомрач. Для
проведения контрольно-технологических и конт-
рольно-выборочных огневых испытаний двигателей
близ Омска, в поселке Крутая Горка, был построен
91
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
стенд для испытаний двигателей тягой до 300 тс. Кол-
лектив Сибирского филиала, которому в дополнение
к работам по двигателю РД-214 было поручено кон-
структорское сопровождение изготовления двигателей
РД-218 и РД-219, пополнился выпускниками авиацион-
ных институтов Казани, Уфы, Харькова, Куйбышева, он
стал полнокровным подразделением, способным са-
мостоятельно решать задачи, возникающие в процессе
серийного производства двигателей.
Учитывая успешную работу Сибирского филиала,
в сентябре 1960 г. принимается решение о передаче
в IV квартале 1960 г. из ОКБ-456 в Сибирский фи-
лиал первичных документов (калек) комплектов кон-
структорской документации на двигатели РД-216
боевой ракеты 8К65 (изготовители двигателей - за-
воды в Днепропетровске и Красноярске) и РД-218 и
РД-219 (изготовители двигателей - заводы в Днепро-
петровске и Омске). Начальнику филиала давалось
право окончательного утверждения изменений КД по
указанным двигателям.
Вести КД по двигателям, которые изготавливаются
в нескольких городах, всегда не просто, но в данной
ситуации работа филиала осложнялась еще и тем, что
имеющиеся различия в оборудовании и технологиче-
ские особенности изготовления на разных заводах тре-
бовали внесения соответствующих отличий в чертежи
и ТУ. Это реализовывалось введением в документацию
вариантности исполнения, что приводило к некоторым
отличиям в конструкции двигателей, изготавливаемых
на разных заводах, и вызывало дополнительные тре-
ния с представительством Заказчика. Большую по-
мощь коллективу Сибирского филиала оказывали
работники конструкторских подразделений ОКБ-456, а
также заместитель главного конструктора по серий-
ному производству В.ИЛавренец и помощник главного
конструктора - начальник серийного отдела Н.А.Дер-
гачев. В1962 г. численность сотрудников филиала воз-
росла до 80 человек, ему стали поручать
дополнительные работы: ведение КД двигателя РД-216,
устанавливаемого на первую ступень космической ра-
кеты 11К65 (PH «Космос-3»), а также конструкторское
сопровождение изготовления рулевых двигателей пер-
вой и второй ступеней ракеты Р-16, техническая доку-
ментация которых была разработана в двигательном
КБ-4 КБ «Южное» под руководством главного кон-
структора И.И.Иванова.
Особенности использования двигателя РД-216
в составе космической ракеты вызвали необходимость
модифицирования этого двигателя и выпуска в 1967 г.
отдельного комплекта КД на двигатель, получивший
обозначение РД-216М (11Д614). В том же 1967 г.
в связи с возникновением на режиме запуска двига-
теля РД-216М высокочастотной неустойчивости фи-
лиалом была разработана экспериментальная
программа повышения устойчивости горения в камере
двигателя. Однако завершить эти работы Сибирскому
филиалу не пришлось. В связи с окончанием в 1967 г.
изготовления маршевых и рулевых двигателей для ракет
Р-16 и передачей изготовления двигателей РД-216М из
Красноярска в Днепропетровск, Сибирский филиал
ОКБ-456 в 1968 г. был реорганизован в филиал ОКБ-165
А.М.Люльки. Все незавершенные работы по тематике ра-
кетных двигателей были переданы в ОКБ-456, где в июне
1968 г. для ведения этих работ был организован серий-
ный отдел под руководством С АШумакова.
Однако производственные связи КБ Энергомаш с
омским комплексом оборонно-промышленных пред-
приятий на этом не закончились. Спустя 10 лет, весной
1978 г., омское ПО «Полет» определяется серийным
предприятием для производства двигателей РД-170 и
РД-171 для PH «Энергия» и «Зенит». На заводе было
организовано специальное двигательное производ-
ство, ведение конструкторской документации по дви-
гателям было поручено отделу № 20 (начальник отдела -
В.Е.Паншин) КБ ПО «Полет». Общее руководство кон-
структорским сопровождением работ по двигателям
осуществлял заместитель главного конструктора КБ
ПО «Полет» Ю.ВАлле, в 1982 г. это направление работ
было поручено заместителю главного конструктора КБ
ПО «Полет» ВАГайворонскому, до этого работавшему
ведущим конструктором в КБ Энергомаш.
Для нужд двигательного производства строились
новые производственные корпуса, поставлялось новое
оборудование, в т.ч. станки повышенной точности и про-
изводительности, для работы в КБ ПО «Полет» привле-
кались специалисты-двигателисты с завода им.
П.И.Баранова и других заводов Омска. Для проведе-
ния контрольно-технологических огневых испытаний
двигателей реконструировался стенд в поселке Кру-
тая Горка, переданный заводом им. П.И.Баранова на
баланс ПО «Полет». Толстостенная труба диаметром
10,3 м для газодинамического стендового тракта
была изготовлена в Горьковской области, а затем на
специальных баржах по системе рек и каналов, по
морям Северного Ледовитого океана, рекам Обь и
Иртыш была доставлена в поселок Крутая Горка, где
были построены специальный причал и бетонная до-
рога до стенда. В схеме стенда предусматривалось ис-
пользование современной техники, на нем было
смонтировано оборудование для автоматического
управления ходом испытания двигателя.
Организацию освоения новой для объединения тех-
нологии изготовления двигателей осуществляли гене-
ральный директор ПО С.С.Бовкун и главный инженер
В.К.Цыганков, а также ведущие специалисты завода и
начальники основных цехов В.А.Демин, В.А.Храмцов,
ВА.Клименко, П.М.Степанов, А.В.Долженко,
Ю.В.Жуков, А.Н.Кудашов, Г.М.Мураховский, М.П.Кар-
92
Глава 3
пунин, В.Я.Косенков, Г.Н.Федоров и др. В освоении
новых технологий проявила себя и заняла ведущее по-
ложение в производстве молодая когорта специали-
стов: Ю.ПЛевин, Р.С.Хасанов, В.М.Колобков, Б.М.Корх,
С.Е.Дзукаев. Ответственным за производство двигате-
лей в ПО «Полет» был назначен заместитель генераль-
ного директора А.Н.Пугачев, имеющий солидный опыт
изготовления двигателей на заводах в Красноярске,
Златоусте и в Усть-Катаве.
Вместе с работниками завода ПО «Полет» осваи-
вали изготовление двигателей и конструкторы отдела
№ 20. В этой работе активную помощь конструкторам,
технологам и производственникам ПО «Полет» оказы-
вали работники КБ Энергомаш под руководством за-
местителя главного конструктора КБ В.Ф.Рахманина и
заместителя главного инженера завода Энергомаш
САШумакова. Для передачи опыта и решения техни-
ческих вопросов, возникавших в процессе освоения
изготовления двигателей, в ПО «Полет» регулярно
командировались начальники конструкторских отде-
лов, ведущие специалисты КБ и завода Энергомаш.
Командировки регламентировались ежеквартальными
графиками, соблюдение которых контролировали
главный конструктор КБЭМ В.П.Радовский и директор
завода ОЗЭМ С.П.Богдановский.
Для оказания помощи в организации работ и конт-
роля их выполнения в ПО «Полет» регулярно выезжал
руководящий состав Министерства общего машино-
строения: министр С.А.Афанасьев, его заместители
В.Н.Коновалов, В.Н.Сошин, В.Х.Догужиев, В.ВЛобанов,
начальники Главных управлений Ю.Н.Коптев и П.Н.По-
техин, ведущие специалисты отдела оборонной тех-
ники ЦК КПСС, ВПК и МОМ. В этих командировках
руководителей министерства и других организаций от
КБ Энергомаш сопровождал В.Ф.Рахманин, иногда
вместе с главным конструктором В.П.Радовским или
директором завода С.П.Богдановским. Знакомился с
положением дел по организации серийного производ-
ства двигателей и генеральный конструктор НПО
«Энергия» В.П.Глушко.
ПО «Полет» энергично осваивало технологию из-
готовления двигателей. Главную сложность представ-
ляли не применявшиеся ранее в производстве ПО
«Полет» процессы пайки и сварки высокопрочных ста-
лей и сплавов, электроэрозионная и электрофизиче-
ская обработка металлов и другие специфические для
производства двигателей технологические процессы.
Двигательное производство на время освоения было
переведено на трехсменную работу, конструкторы от-
дела № 20 работали в таком же режиме.
Первые поставки материальной части изготовления
ПО «Полет» для комплектации доводочных двигателей
в КБ Энергомаш начались в 1980 г. В1981-1983 гг. ве-
лось изготовление многочисленных макетов двигате-
лей РД-170, РД-171 различного назначения: для стати-
ческих и динамических прочностных испытаний, для
отработки термостатирования, ресурсно-статический
и конструкторско-эталонный макеты и другие - всего
около 20 экземпляров восьми наименований макетов
для ведения наземной отработки первой ступени РН
«Зенит» и блока «А» РН «Энергия». К середине 1983 г.
практически вся материальная часть для сборки дви-
гателя РД-171 была изготовлена и первый экземпляр
доводочного двигателя был собран.
Учитывая готовность ПО «Полет» к производству
двигателей, а также для обеспечения лучшей органи-
зации конструкторского сопровождения этих работ
было принято правительственное решение об органи-
зации при ПО «Полет» конструкторского филиала КБ
Энергомаш (Омский филиал КБЭМ). Филиал был соз-
дан 7 июня 1983 г. на базе отдела № 20 КБ ПО «Полет»,
начальником филиала был назначен молодой инициа-
тивный инженер А.В.Умрихин, его заместителями -
В.Е.Паншин и ВАГайворонский. Спустя некоторое время
Умрихин был утвержден в должности заместителя глав-
ного конструктора КБ Энергомаш. Филиал работал в тес-
ном сотрудничестве с серийно-конструкторским отделом
и основными конструкторскими отделами КБ Энер-
гомаш. В процессе освоения производства двигате-
лей и благодаря консультативной помощи
конструкторов КБ Энергомаш ведущие работники фи-
лиала приобрели необходимый опыт и знания, кото-
рые позволяли им практически самостоятельно
принимать ответственные решения по техническим во-
просам, возникающим при изготовлении двигателей.
В этой связи следует отметить В.Г.Вовка, М.И.Усова,
Г.А.Стяжкина, Н.П.Волгина, Г.Г.Шаболтаса, Р.С.Хаса-
нова, В.В.Станкевича, Э.А.Евстратова, Е.К.Дружинина.
С 1983 по 1992 г. ПО «Полет», продолжая вести
кооперационные поставки материальной части для
сборки доводочных и товарных двигателей РД-170,
РД-171 на заводе Энергомаш, изготовило около
40 двигателей РД-171 и 11 двигателей РД-170.
Шесть готовых двигателей РД-171 были использо-
ваны для изготовления макетов, на остальных было
проведено 33 огневых испытания по эксперименталь-
ным программам (шесть испытаний закончилось ава-
рийно), пять двигателей прошли КТИ и были
аттестованы для использования на первой ступени ра-
кеты-носителя «Зенит», суммарная наработка при ог-
невых испытаниях двигателей РД-171 составила
более 10700 с. На двигателях РД-170 было прове-
дено 31 огневое испытание, из них шесть - на вер-
тикальном (в отличие от КБ Энергомаш) стенде ПО
«Полет». Первое испытание на этом стенде было про-
ведено 29 декабря 1990 г. И хотя ни один из двигате-
лей РД-170, РД-171, изготовленных в ПО «Полет», не
был установлен на ракеты-носители, практически все
93
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
их узлы и агрегаты по частям были использованы
при сборке двигателей РД-171 на заводе Энергомаш
в 1990-е гг. для установки в PH «Зенит» для междуна-
родной программы «Морской старт».
Таким образом, в начале 1990-х гг. в ПО «Полет»
было завершено создание технологически замкнутой
производственно-испытательной базы для изготовления
двигателей первых ступеней для PH «Зенит» и «Энер-
гия» проектной мощностью до 12 двигателей в месяц
и их испытаний на вертикальном стенде с тягой до
1000 тс. Это стало результатом самоотверженного
труда тысяч людей. Заметную роль в успехе всего дела
сыграл и коллектив Омского филиала КБ Энергомаш.
Однако резкое сокращение государственного за-
каза в ракетно-космической отрасли в 1990-е гг. при-
вело к прекращению изготовления двигателей в ПО
«Полет», что сказалось на положении Омского фи-
лиала. В марте 1994 г. его конструкторское направле-
ние работ было ликвидировано, большинство
персонала сокращено, оставшейся части конструкто-
ров было поручено вести конверсионные работы. Од-
новременно в хозяйственное распоряжение НПО
Энергомаш был передан огневой стенд и вся инфра-
структура испытательной станции в поселке Крутая
Горка, которые и составили новое, испытательное, на-
правление Омского филиала. Начальником филиала,
заместителем генерального конструктора НПО Энерго-
маш был назначен А.М.Вергун, работавший до этого
заместителем генерального директора ПО «Полет» по
испытаниям ЖРД. Дальнейшее развитие событий в ра-
кетно-космической отрасли показало, что загрузка
стенда в Крутой Горке огневыми испытаниями ЖРД
в ближайшей перспективе маловероятна, и в августе
2000 г. Омский филиал НПО Энергомаш был реорга-
низован в дочернее общество ЗАО «Конверсия-ЭМ»
(генеральный директор - В.И.Лазарев), которое через
некоторое время получило полную самостоятельность.
После всех перечисленных реорганизаций Омский
филиал НПО Энергомаш прекратил свое существова-
ние, но в ПО «Полет» после вынужденного перерыва
возобновились изготовление и кооперационные по-
ставки в НПО Энергомаш отдельных элементов двига-
телей РД-171, РД-180, РД-191. Конструкторское
сопровождение этих работ ведет группа конструкторов
бывшего филиала, которые переведены в состав кон-
структорского отдела КБ НПО Энергомаш. Конструкто-
рам этой группы дано право принимать решения по
техническим вопросам, возникающим в процессе из-
готовления элементов двигателей в ПО «Полет».
Деятельность Камского филиала НПО Энергомаш,
г. Пермь
С целью создания надежного ракетно-ядерного
щита страны 31 декабря 1957 г. было принято решение
об организации производства ракеты Р-12 среднего
радиуса действия в трех экономических районах
страны: на Украине, Урале и в Сибири.
На Урале изготовление ракеты поручалось Мотови-
лихинскому артиллерийскому заводу им. В.ИЛенина
(ныне ПАО «Мотовилихинские заводы»), а двигателя
РД-214 (8Д59) и пневмощитка стартового 8У017 -
авиационному заводу им. Я.М.Свердлова (ныне ПАО
«Протон-ПМ»). По решению Пермского совнархоза
агрегаты автоматики для ракеты и двигателя должен
был освоить и поставлять завод им. М.И.Калинина
(ныне АО «ОДК-СТАР») - специализированный завод
по производству авиационной топливной аппаратуры.
На освоение ракеты и двигателя в серийном про-
изводстве отводился один год. Руководство завода им.
Я.М.Свердлова отобрало на выполнение задания наи-
более грамотных и энергичных специалистов. Возгла-
вил производство заместитель главного инженера
С.Ф.Сигаев, технологическую службу - М.И.Гиндис,
металлургическую - Н.Е.Чернобаев, контрольный ап-
парат - В.Я.Ольхович. Для конструкторского сопро-
вождения производства была организована группа из
четырех инженеров, куда входили Ю.Д.Плаксин,
Н.В.Пиксотов, А.И.Белоусов, Л.Н.Толкачев. В октябре
1958 г. конструкторская группа была реорганизована
в серийно-конструкторский отдел СК0-10 числен-
ностью 13 человек. Начальником СКО-10 был назначен
Ю.Д.Плаксин. Большую помощь серийному заводу по-
стоянно оказывал заместитель главного конструктора
КБЭМ по серийному производству В.ИЛавренец.
Основное направление деятельности конструкто-
ров в этот период - изучение опыта ОКБ-456 по про-
изводству двигателя РД-214 и оперативное решение
возникающих вопросов, связанных с освоением тех-
нологий изготовления, проработка предложений се-
рийного завода, направленных на повышение
технологичности, рассмотрение отступлений от кон-
структорской документации, допущенных при изготов-
лении деталей и агрегатов, разработка программы
установочных испытаний агрегатов и двигателя, уча-
стие в проведении испытаний и оценке их результатов.
К ноябрю 1958 г. завод им. Я.М.Свердлова завер-
шил автономные испытания деталей и агрегатов и при-
ступил к сборке двигателей. После проведения
стендовых испытаний трех двигателей, предусмотрен-
ных программой установочных испытаний, завод им.
Я.М.Свердлова получил право на серийное изготовле-
ние и поставку двигателей РД-214. В апреле 1959 г. ра-
кета Р-12, изготовленная на Мотовилихинском заводе
с двигателем РД-214 завода им. Я.М.Свердлова, стар-
товала с Центрального научно-испытательного поли-
гона и выполнила программу полета.
В это время КБ Энергомаш как ведущее ОКБ
в области ракетного двигателестроения было загру-
94
Глава 3
жено новыми заданиями. Для повышения оперативно-
сти решения технических вопросов, возникающих в
производстве серийных двигателей, было решено соз-
давать филиалы, которые должны были осуществлять
конструкторское сопровождение производства двига-
телей, оставив решение принципиальных вопросов за
КБЭМ. Камский филиал КБЭМ организован 18 июня
1959 г. как структурное подразделение головного
предприятия, расположенное на территории серийного
завода и предназначенное для конструкторского со-
провождения производства двигателей разработки
КБЭМ. Ему был присвоен № 4. Начальником филиала
назначили Ю.Д.Плаксина, его заместителем - Н.В.Пик-
сотова. В августе 1959 г. Камскому филиалу передали
подлинники конструкторской документации двигателя
РД-214 и предоставили права ведущего подразделения
КБЭМ по этому двигателю (двигатель серийно изготав-
ливался одновременно на трех заводах). Одновре-
менно филиалу поручили подготовку конструкторской
документации для согласования с Заказчиком. В1961 г.
конструкторская документация на двигатель РД-214 и
ПЩС 8УО17 была согласована с Заказчиком. Реше-
нием МВК ей присвоена литера А.
30 мая 1960 г. было принято постановление о раз-
работке универсального варианта ракеты Р-12У, обес-
печивающей старт как с наземных, так и с шахтных
позиций. К модернизации двигателя РД-214 и ПЩС
8УО17 для универсальной ракеты Р-12У был привлечен
Камский филиал. В1961 г. двигатель РД-214У прошел
ЛКИ, в 1963 г. конструкторская документация была
предъявлена Заказчику; решением МВК ей также при-
своена литера А.
Двигатель РД-214У применялся, кроме боевой ра-
кеты Р-12У, на двухступенчатой ракете 11К63 (63С1),
предназначенной для вывода на орбиту искусственных
спутников Земли серии «Космос». 16 марта 1962 г.
был выполнен первый запуск. Последующая эксплуа-
тация двигателя в составе РН «Космос» продолжалась
в течение около 30 лет.
План контроля качества двигателя РД-214 пред-
усматривал огневые контрольно-технологические ис-
пытания. В 1961 г., когда была достигнута высокая
надежность двигателя РД-214 (РД-214У), Камский фи-
лиал выступил с предложением рассмотреть возмож-
ность замены КТИ холодными гидравлическими
испытаниями при сохранении огневого КВИ от пар-
тии двигателей. Это предложение получило под-
держку. В течение 1962 г. был выполнен большой
объем экспериментальных работ и разработана мето-
дика настройки двигателя по характеристикам про-
ливки насосов. После завершения проверки на заводе им.
Я.М.Свердлова предложенная методика настройки была
внедрена в производство в октябре 1963 г. Наибольший
вклад в работы по отмене КТИ двигателя РД-214
(РД-214У) внесли Р.А.Гафуров и Д.П.Журавлев.
Отказ от КТИ позволил сэкономить значительные
средства и время на изготовление двигателя. Дви-
гатель РД-214У выпускался заводом им. Я.М.Сверд-
лова до июля 1972 г.
В связи с истечением в 1964-1965 гг. гарантийного
срока хранения и эксплуатации двигателей РД-214, из-
готовленных ранее, перед Камским филиалом была
поставлена новая задача: определить техническую воз-
можность дальнейшей их эксплуатации. Решение было
найдено, продление срока технической годности
двигателя осуществлялось поэтапно, с интервалами
3-5 лет. В результате срок эксплуатации двигателей и
стартовых пневмощитков был продлен до 15 лет, а
после проведения работ по замене резинотехнических
деталей - до 28,5 лет.
В 1962 г. завод им. Я.М.Свердлова приступил к
освоению серийного производства двигателя РД-253
(11Д43) разработки КБ Энергомаш для ракеты-носи-
теля «Протон». В конструкции этого двигателя были
применены последние научно-технические достижения
в области ЖРД, что потребовало разработки и внедре-
ния новых технологических процессов обработки ма-
териалов, сварки, пайки разнородных металлов,
нанесения керамического покрытия. Для автономных
испытаний агрегатов требовались мощные стенды. С
целью экономии времени параллельно с отработкой
двигателя в КБ Энергомаш на заводе им. Я.М.Сверд-
лова велась подготовка производства, изготавлива-
лись детали и агрегаты для установочных испытаний.
Во всех работах, проводимых на заводе им. Я.М.Сверд-
лова и в КБ Энергомаш, деятельное участие принимал
Камский филиал. Численность ИТР и служащих фи-
лиала в конце 1963 г. составляла более 100 человек.
В июле 1964 г., до завершения автономных испы-
таний узлов и агрегатов, завод им. Я.М.Свердлова при-
ступил к установочным испытаниям двигателя.
Параллельно с установочными испытаниями велось
изготовление товарных двигателей, и 29 июля 1965 г.
первый комплект двигателей был отправлен потреби-
телю. МВИ двигателей, изготовленных на заводе им.
Я.М.Свердлова, проводились с 13 апреля по 27 ок-
тября 1967 г. Испытания подтвердили соответствие
двигателя РД-253 техническим требованиям.
В мае 1980 г. сменилось руководство филиала.
В связи с уходом на пенсию Ю.Д.Плаксина заместителем
главного конструктора КБЭМ и начальником Камского
филиала был назначен Н.В.Пиксотов, заместителем на-
чальника филиала-Д.П.Журавлев. 22 сентября 1982 г.
Н.В.Пиксотова освободили от должности начальника
филиала по состоянию здоровья. Начальником Кам-
ского филиала - заместителем главного конструктора
КБ Энергомаш был назначен Д.П.Журавлев, замести-
телем начальника филиала-Л.В.Зуев.
95
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
В1985 г. Камским филиалом совместно с КБ Энер-
гомаш оценивалась возможность форсирования дви-
гателя РД-253 на 7 % по давлению в камере, что
обеспечивало увеличение выводимой массы полезной
нагрузки на 600 кг. На основании анализа требований
конструкторской документации, состояния серийного
производства, фактических запасов прочности агрега-
тов и достигнутой высокой надежности было оформ-
лено техническое обоснование возможности
форсирования двигателей РД-253. МВИ форсирован-
ного двигателя проводились с 13 марта по 25 апреля
1985 г. В конце сентября 1985 г. было проведено конт-
рольное летное испытание PH «Протон» с форсиро-
ванными двигателями РД-253Ф (11Д43Ф). На
основании положительных результатов МВИ и конт-
рольного летного испытания PH «Протон» двигатели
11Д43Ф были допущены к эксплуатации. И 20 февраля
1986 г. ракетой-носителем «Протон-К» с двигателями
РД-253Ф была выведена на орбиту космическая стан-
ция «Мир», а 31 марта 1987 г. - астрофизический мо-
дуль «Квант».
В 1992 г. Камским филиалом совместно с КБ
«Салют» велся поиск способа удаления неиспользо-
ванных компонентов топлива в баках первой ступени
PH «Протон». Попадая на землю в местах падения этой
ступени, компоненты топлива загрязняют окружающее
пространство. Учитывая токсичность применяемого
топлива, чрезвычайно важно исключить (или свести к
минимуму) возможность попадания компонентов на
землю. Разработанный способ исключения попадания
остатков компонентов топлива был проверен тремя
пусками PH «Протон» в 1994-1996 гг. В местах паде-
ния двигателя РД-253 и баков изделия не обнаружено
пролитых компонентов топлива и отсутствуют следы
их воздействия на растительный покров. На основании
положительных результатов проверок изменено вы-
ключение двигателя первой ступени PH «Протон».
Двигатель РД-253 изготавливался серийно до
марта 1992 г. Последний, 245-й комплект двигателей,
был использован в летной эксплуатации 30 декабря
1998 г. За весь период серийного производства двига-
теля РД-253 произошло две аварии PH «Протон», свя-
занные с нарушениями технологической дисциплины
при сборке двигателей первой ступени в начальном пе-
риоде освоения производства.
Помимо основных задач, возложенных на филиалы -
конструкторского сопровождения в серийном про-
изводстве, авторского надзора, работ по повышению
надежности двигателей, - выполнялись разработка и
доводочные испытания вариантов двигателей РД-253.
Особо выделяются работы Камского филиала по соз-
данию новых модернизированных двигателей 14Д14 и
14Д14М путем первого и второго форсирования дви-
гателя РД-253 (11Д43).
Экспериментальная отработка двигателя 14Д14 за-
вершилась в начале 1990-х гг., первое летное испыта-
ние PH «Протон-К» состоялось в октябре 1995 г.
Применение двигателя 14Д14 обеспечило вывод на ор-
биту модулей «Заря» и «Звезда» Международной кос-
мической станции, развертывание на орбите группировки
спутников навигационной системы ГЛОНАСС, а также
позволило России выйти на международный рынок
космических услуг.
В начале 2000-х гг. Центром им. Хруничева была
поставлена задача дальнейшего увеличения тяги дви-
гателя в связи с возросшим спросом на запуск тяже-
лых спутников. Такую задачу коллектив Камского
филиала под руководством конструкторов НПО Энер-
гомаш успешно решил. В 2005 г. вторично форсиро-
ванный двигатель 14Д14М поставлен на серийное
производство. Первое летное испытание двигателя в
составе PH «Протон-М» проведено 7 июля 2007 г. С
этого времени двигатель успешно работает в составе
PH «Протон-М» и по праву может считаться самым на-
дежным и конкурентоспособным двигателем ракет-но-
сителей тяжелого класса. За работы по созданию
двигателей 14Д14 и 14Д14М группе сотрудников НПО
Энергомаш присуждались премии Правительства РФ
в области науки и техники за 1998 и 2013 гг.
XXI век потребовал более совершенных по энерге-
тике и экологически чистых двигателей. Начиная с
2004 г. ПАО «Протон-ПМ» и Камский филиал активно
включились в освоение узлов и агрегатов двигателя
РД-191, созданного в АО «НПО Энергомаш» для семей-
ства перспективных PH «Ангара». Эти работы в Кам-
ском филиале возглавляет назначенный в марте 2005 г.
директором и главным конструктором филиала АО
«НПО Энергомаш» М.Н.Зубаткин, заместитель дирек-
тора-Ф.Р.Даминов. Комплекты узлов и агрегатов, из-
готовленные в ПАО «Протон-ПМ», в 2014 г. успешно
прошли летные испытания в составе двигателей РД-191
при запусках ракет легкого класса «Ангара А-1.2» и тя-
желого класса «Ангара А-5».
Камский филиал имеет более чем полувековую ис-
торию ведения серийного производства ЖРД, их усо-
вершенствования и разработки новых модификаций.
Продукция, конструкторское сопровождение которой
все эти годы обеспечивал филиал, а это двигатели
РД-214 (8Д59), РД-214У (8Д59У), РД-253 (11Д43),
РД-253Ф (11Д43Ф), 14Д14 и 14Д14М, характеризуется
высокой надежностью и качеством.
Деятельность Красноярского филиала
НПО Энергомаш
Формально, в соответствии с директивными доку-
ментами, филиал № 5 (Красноярский) ОКБ-456 суще-
ствовал с апреля 1959 г. по декабрь 1961 г. Однако
фактически коллектив инженерно-технических работ-
96
Глава 3
ников филиала продолжал выполнять функции фи-
лиала в других организационных формах до окончания
изготовления двигателей на Красноярском заводе по
конструкторской документации КБЭМ в середине 1971 г.
В связи с этим описание работ по изготовлению дви-
гателей разработки КБЭМ превышает формальные
рамки существования этого филиала.
Международная обстановка в 1950-е гг. диктовала
необходимость рассредоточения промышленных цент-
ров по производству ракетного вооружения. Были ор-
ганизованы предприятия в Днепропетровске,
Куйбышеве, Перми, Златоусте, Миассе. В феврале
1958 г. было решено развернуть производство ракет-
ной техники в Красноярском крае.
По первоначальным планам, с целью защиты от
ядерных ударов, строительство производственных
цехов предполагалось вести по типу немецких заводов
в туннелях, специально вырытых в скальном грунте на
глубине 200 м в окрестностях Красноярска, в городке,
имевшем только почтовый адрес «Красноярск-26».
Расположенный в Красноярске артиллерийский
завод № 4 им. К.Е.Ворошилова должен был обеспечи-
вать подземное ракетное производство технологиче-
ским оборудованием, оснасткой и инструментом.
Однако вскоре от строительства подземного завода отка-
зались, решили имеющийся артиллерийский завод № 4
перепрофилировать на производство ракетной тех-
ники. В результате принятых решений Красноярский
артиллерийский завод № 4 получил обозначение
«завод №1001».
На заводе для обеспечения конструкторского со-
провождения производства ракетной техники было ор-
ганизовано серийно-конструкторское бюро, в котором
заместителем главного конструктора по производству
двигателей был назначен А.Я.Китаев, ранее работав-
ший главным конструктором пушечного производства
завода.
Поскольку заводу планировалось вести изготовле-
ние единственной у нас в то время МБР Р-7А, то ра-
ботники СКБ направлялись на стажировку для
изучения конструкции ракеты в ОКБ-1, а двигателей
РД-107 и РД-108 - в ОКБ-456. По предложению глав-
ного конструктора ОКБ-456 В.П.Глушко для обеспече-
ния конструкторского сопровождения изготовления
двигателей РД-107 и РД-108 первого апреля 1959 г.
было принято решение об организации при Красно-
ярском заводе № 1001 филиала № 5 ОКБ-456.
Однако в скором времени изменилась тематиче-
ская загрузка производства завода. 13 мая 1959 г.
вышло правительственное постановление, которым за-
воду поручалось приступить к серийному изготовле-
нию ракеты Р-9А и двигателя РД-111 (8Д716)
разработки ОКБ-456. Из-за смены тематики организация
филиала задержалась, и только 2 сентября 1959 г. и.о.
начальника филиала № 5 был назначен А.Я.Китаев. На
филиал № 5 возлагались обязанности конструктор-
ского сопровождения на заводе производства двига-
телей конструкции ОКБ-456, отработки их серийной
документации, а также выполнения опытно-конструк-
торских работ по заданиям ОКБ-456. Техническое ру-
ководство деятельностью филиала № 5 возлагалось
на заместителя главного конструктора ОКБ-456
Ю.Д.Соловьева. Фактически филиал № 5 начал свое
функционирование с 1 ноября 1959 г., когда в штат
филиала были переведены 20 инженерно-технических
работников завода № 1001.
15 января 1960 г. было утверждено положение о
филиале, согласно которому начальником и главным
конструктором филиала-заместителем главного кон-
структора ОКБ-456 был назначен А.Я.Китаев, на руко-
водящие должности в филиале были приглашены
бывшие работники СКБ В.Ф.Юманов и КАСпиридонов,
имевшие производственный стаж с начала 1950-х гг. На
конструкторские должности были приняты молодые
специалисты выпуска 1958-1959 гг.: Б.Н.Кисельков,
В.П.Попов, Е.П.Картавый, В.Н.Мокин и др. Большин-
ство работников «первого призыва» филиала № 5
стали кадровыми работниками и высококлассными
специалистами в области отработки и постановки на
серийное производство ЖРД, впоследствии лучшие из
них были удостоены высоких государственных наград.
Конец 1959 г. и первую половину 1960 г. работа
филиала заключалась в основном в обеспечении за-
вода технической документацией по двигателю РД-111
и решении технических вопросов, возникавших при
подготовке производства. Работники филиала ока-
зывали помощь в обучении заводских ИТР, занятых
в подготовке производства двигателей. Принципи-
ально новой для завода явилась технология изготов-
ления камер. Их освоение началось с создания
камерного цеха, в создание которого и в отработку техно-
логии изготовления внесли определяющий вклад техни-
ческие специалисты завода Н.Н.Филимонов, В.П.Зоткин,
М.Г.Ботяновский, В.И.Егоров, В.И.Рукосуев, Н.Д.Цветков,
а также молодые инженеры - выпускники 1959-1960 гг.
АНПугачев, Н.И.Волков, В.К.Гупалов.
Но в начале 1961 г. новым правительственным по-
становлением заводу № 1001 поручалось изготовление
ракеты Р-14 разработки ОКБ-586 под руководством
М.К.Янгеля и двигателя РД-216 (8Д514) разработки
ОКБ-456, предыдущий заказ на изготовление ракеты
Р-9А и ее двигателей РД-111 снимался.
Учитывая такую номенклатуру работ на красно-
ярском заводе и с целью разгрузки ОКБ-586 и дне-
пропетровского завода для работ по перспективным
ракетным комплексам, М.К.Янгель в середине 1961 г.
предложил М.Ф.Решетневу продолжить начатую
в ОКБ-586 разработку новой двухступенчатой косми-
97
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
ческой ракеты-носителя 11К65 (11К65М) - открытое
наименование «Космос-3» («Космос-ЗМ») - на базе
ракеты Р-14 с двигателем РД-216 (8Д514) на первой
ступени, на второй ступени - с двигателем 11Д47
(после проведенной модернизации - 11Д49) разра-
ботки ОКБ-2 под руководством А.М.Исаева. Изготов-
ление двигателя 11Д47 также планировалось вести на
Красноярском заводе. Позднее работы по созданию
PH «Космос» были оформлены правительственным
постановлением от 30 октября 1961 г.
В результате изменения номенклатуры работ пра-
вительственным постановлением 18 декабря 1961 г.
было создано ОКБ-Ю. В новое ОКБ вошли филиал № 2
ОКБ-1, филиал № 5 ОКБ-456 и ОКБ завода Ns 1001.
Главным конструктором был назначен М.Ф.Решетнев,
его заместителем по двигателям - А.Я.Китаев, кото-
рому главный конструктор ОКБ-456 выдал доверен-
ность на принятие решений по вопросам,
возникающим в процессе производства двигателей на
заводе № 1001. Таким образом, филиал Ns 5 ОКБ-456
при Красноярском заводе был упразднен, но авторское
сопровождение изготавливаемых двигателей сохрани-
лось.
Конструкторы двигательного направления ОКБ-Ю
по сложившейся практике стажировались в ОКБ-456,
вместе с заводскими специалистами изучали техноло-
гию серийного производства двигателей 8Д514 на дне-
пропетровском заводе «Южмаш». Со стороны ОКБ-456
красноярских двигателистов опекал заместитель глав-
ного конструктора по серийному производству В.И.Ла-
вренец и помощник главного конструктора
НАДергачев. Для оказания помощи на месте в Крас-
ноярск регулярно командировались ведущие специа-
листы ОКБ-456. В конце лета 1961 г. красноярский завод
посетил Н.С.Хрущев. К этому времени технология изго-
товления материальной части двигателя РД-216 практи-
чески была освоена, в т.ч. изготовление камер.
Заводчане с гордостью продемонстрировали первые
образцы готовых камер главе государства. Пояснения
по техническим характеристикам и состоянию с освое-
нием производства двигателя Н.С.Хрущеву давал
В.ИЛавренец. Первый двигательный блок двигателя
РД-216 на Красмашзаводе был собран в конце 1961 г.;
28 февраля 1962 г. он был испытан на огневом стенде,
построенном вблизи Красноярска.
В процессе серийного изготовления двигателей при
проведении стендовых огневых испытаний (КТИ и
КВИ), а также при летных испытаниях неоднократно
происходили аварии двигателей из-за возникновения
высокочастотных колебаний давления газов в камерах
сгорания. В расследовании причин аварий принимали
участие конструкторы ОКБ-456 А.Д.Вебер, Г.В.Дани-
лин, научные сотрудники НИИТП А.П.Ваничев, В.А.Бог-
данов, сотрудники НИИХиммаш Я.Д.Поволоцкий,
М.Л.Драновский, а также инженеры двигательного на-
правления ОКБ-Ю. Принимаемыми мерами удалось
обеспечить заданную в техническом задании надеж-
ность двигателя, однако и после реализации этих мер
были отмечены отдельные случаи возникновения вы-
сокочастотных колебаний газов в камерах.
Серийное изготовление ракет Р-14 (Р-14У) на Крас-
ноярском заводе было прекращено в 1965 г. После мо-
дернизации в 1967 г. двигателей РД-216 их
изготовление под обозначением 11Д614 продолжа-
лось для комплектации PH «Космос-3» до 1971 г., до
освоения их производства на Южмашзаводе в Днепро-
петровске, куда их изготовление было передано в 1969 г.
в связи с переориентацией Красноярского завода на
изготовление ракетной техники для морского флота.
В1963 г. Красноярскому заводу было поручено се-
рийное изготовление двигателя РД-119 (8Д710), раз-
работанного в ОКБ-456 для второй ступени
космической PH 11К63 (PH серии «Космос»), Двига-
тель работал на топливе жидкий кислород и НДМГ, и
за неимением в Красноярске кислородного огневого
стенда все огневые испытания двигателей проводи-
лись на стенде КБ-456.
Освоение производства двигателя РД-119 велось с
использованием уже имеющегося опыта такой работы
с выездами работников Красмашзавода и ОКБ-Ю на
стажировку на головной завод и в ОКБ в г. Химки.
В свою очередь технологи и конструкторы ОКБ-456 ре-
гулярно выезжали в командировки на Красмашзавод.
Существенную помощь в освоении производства
двигателей оказали исполняющий обязанности ве-
дущего конструктора по производству двигателя РД-119
в ОКБ-456 В.М.Евграфов и конструктор двигательного
отдела ЮАВладимиров. Двигатели РД-119 Красмаш-
завод изготавливал до 1970 г., до передачи на завод
в г. Химки.
Деятельность Приморского филиала
НПО Энергомаш
Начиная с 1949 г. в ОКБ-456 (лаборатория Ns 62)
совместно с ГИПХом проводились работы по изучению
возможностей использования высокоэффективных
компонентов топлив (фтор, моноокись фтора, пента-
боран, аммиак, гидразин и др.) в ракетных системах, и
в первую очередь при отработке процессов, происхо-
дящих в жидкостных ракетных двигателях. Для прак-
тической реализации постановления правительства от
декабря 1953 г. на территории ГИПХа (на 117 км При-
морского шоссе в Ленинградской обл.) в 1953-1957 гг.
были построены первые четыре стенда и силами лабо-
ратории Ns 62 начаты работы по испытаниям модель-
ных камер сгорания с целью выбора оптимального
соотношения компонентов и создания базовых эле-
ментов конструкции будущих двигателей.
98
Глава 3
20 марта 1958 г. эта экспериментальная испыта-
тельная база ОКБ-456 была преобразована в филиал
№ 1 ОКБ-456 с задачами отработки конструкции ракет-
ных двигателей, использующих высокоэффективные
криогенные и токсичные компоненты топлив. Первым
начальником филиала № 1 назначается Е.Н.Кузьмин,
работавший в начале 1930-х гг. в ГДЛ вместе с
В.П.Глушко. В 1967 г. филиал Ns 1 был переименован
в Приморский филиал КБЭМ.
В конце 1956 г. лабораторией № 62 ОКБ-456 нача-
лось освоение площадки на территории опытного за-
вода ГИПХа (пос. Кузьмоловский Всеволожского р-на
Ленинградской обл.). В структуре филиала № 1 ОКБ-456
это подразделение в 1958 г. получило статус лабора-
тории (лаборатория № 2) и затем, по мере его разви-
тия, преобразовалось в отдел № 2 (1973 г.) и комплекс
№4(1988 г.).
При выделении КБЭМ из НПО «Энергия» в 1990 г.
Приморский филиал оставлен в составе НПО под на-
именованием Приморский филиал НПО «Энергия».
В настоящее время он входит в состав РКК «Энергия»
в качестве дочернего предприятия - АООТ «Примор-
ский НТЦ РКК «Энергия». В ходе этих реорганизаций
комплекс № 4 вошел в состав НПО Энергомаш как На-
учно-исследовательский комплекс № 760 (НИК-760).
Он был ориентирован на проведение испытаний и ис-
следование параметров энергетических установок НХЛ
на основе HF (DF).
Руководителями Приморского филиала в различ-
ные периоды были Е.Н.Кузьмин - начальник филиала
(1958-1969 гг.), В.Н.Антонов - главный инженер
(1959-1964 гг.), Б.А.Никольский - начальник филиала
(1970-1973 гг.), А.П.Андреев - главный инженер
(1964-1974 гг.), а затем начальник филиала (1974-
1978 гг.), Б.Ф.Яковлев-главный инженер (1974-1978 гг.),
В.В.Елфимов - директор (1978-1993 гг.), В.В.Кузнецов -
главный инженер (1979-1994 гг.).
Разработка и освоение технологий работ с компонен-
тами ракетных топлив, ранее не применявшихся как в
отечественном, так и в мировом двигателестроении (га-
зообразный и жидкий фтор, пентаборан, аммиак, высо-
коконцентрированная перекись водорода, синтин и др.),
появление новых образцов ракетной техники, подлежа-
щих отработке и испытаниям (от экспериментальных
камер сгорания тягой 500 кгс для отработки процесса
воспламенения и горения моноокиси фтора и чистого
фтора с диэтиламином и аммиаком до эксперимен-
тальной отработки натурных двигателей 11Д14 и
11Д123) требовали непрерывного совершенствова-
ния и развития как технической основы испытатель-
ной базы, так и различных производственных служб,
обеспечивающих ее функционирование.
Так, в 1958-1968 гг. в филиале были построены
и введены в эксплуатацию стенды для отработки
широкого диапазона двигательных установок и их
агрегатов на различных компонентах топлив, а
также сооружения вспомогательного производства.
Часть стендов в ходе дельнейшей эксплуатации не-
однократно реконструировалась и дооснащалась
для выполнения новых задач.
В результате выполненного строительства и рекон-
струкции сооружений и систем к началу 1990-х гг. фи-
лиал превратился в уникальную испытательную
базу, располагающую следующими составляющими:
промышленной площадкой (158 га) с выходом на
берег Финского залива; четырьмя стендовыми ком-
плексами, предназначенными для выполнения огне-
вых и «холодных» испытаний ракетных двигателей
тягой до 100 тс на жидком кислороде и углеводо-
родных горючих, а также автономных испытаний от-
дельных узлов и агрегатов двигателей и ДУ;
санитарно-защитной зоной без постоянного прожи-
вания людей шириной около 5 км вокруг площадки
предприятия; надежным электроснабжением, авто-
номным отоплением, шоссейными и железнодорож-
ными подъездными путями, очистными
сооружениями, телефонной и телеграфной связью;
развитой производственной инфраструктурой, обес-
печивающей функционирование испытательной
базы (пожарной и войсковой охраной, металлообра-
батывающим и сварочными производствами, хими-
ческими лабораториями, автотранспортом,
складскими помещениями, службами охраны окру-
жающей среды, метрологической, технологической
и др.); опытными кадрами испытателей и других
специалистов, способных решать самые сложные
задачи по подготовке и проведению испытаний.
Наряду с развитием производственно-испыта-
тельной базы филиал в течение 1958-1994 гг. ак-
тивно вел строительство жилья для своих
сотрудников в городе Приморске и поселке Ерми-
лове (соответственно на расстоянии 18 и 6 км от
предприятия), детских садов, гостиницы, больницы,
поликлиники, спорткомплекса, инженерных сетей в
жилых микрорайонах.
Приморский филиал сыграл решающую роль
в отработке ракетного двигателя 11Д14. Работе не-
посредственно с двигателем 11Д14, который и до на-
стоящего времени является единственным в мире
отработанным двигателем, использующим в качестве
компонентов топлива жидкий фтор и аммиак, в При-
морском филиале предшествовал этап многочислен-
ных экспериментов по освоению технологии работ
как с упомянутыми выше, так и с другими агрессив-
ными и высокотоксичными компонентами (гидразин,
несимметричный диметилгидразин, диэтиламин,
пентаборан, высококонцентрированная перекись во-
дорода).
99
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Параллельно с испытаниями двигателей в 1959-
1976 гг. велась отработка отдельных узлов и агрегатов,
работающих в среде жидкого фтора. За время полной
отработки двигателя 11Д14 (и предшествующих его
модификаций 8Д21 и 11Д13Ф) с августа 1963 г. по де-
кабрь 1976 г. было проведено 1610 огневых испытаний
на более чем 700 экземплярах двигателей. Двигатель
11Д14 был принят КБ прикладной механики (КБПМ,
главный конструктор - М.Ф.Решетнев) для установки
на разрабатывавшийся этим КБ разгонный блок
11С813. С прекращением работ КБПМ над созданием
РБ11С813 в декабре 1976 г. работы по фторной тема-
тике на основной площадке Приморского филиала за-
вершились.
За 1953-1976 гг. коллектив специалистов, вырос-
ший с 10 до более 1500 человек, проделал уникальную
работу по освоению технологии обращения с фтором
и его использованию как компонента топлива в ра-
кетно-космической технике. Через хранилища и
стенды предприятия прошли тысячи тонн жидкого и
газообразного фтора. В ходе работ испытателями был
найден и реализован целый ряд оригинальных техно-
логических решений, подтвержденных свидетель-
ствами об изобретениях и патентами, среди них
наиболее значительные - внедрение рецикла (повтор-
ного использования) газообразного фтора на испы-
тательных стендах, отработка технологии
предварительной химической защиты (пассивации)
внутренних металлических поверхностей, контакти-
рующих с фтором, отработка технологии переохлаж-
дения аммиака, отработка технологии нейтрализации
фтористого водорода, находящегося в выхлопных
газах двигателя, и др.
Значительный вклад в работы по фторной тематике
внесли В.Е.Руденко (начальник лаборатории № 1 до
1975 г.), В.В.Кузнецов, В.А.Пинчук, А.В.Шилов, Б.Б.Но-
вичков, А.В.Тимофеев, А.П.Андреев, Н.С.Чернов,
В.В.Фокин, А.А.Савинов, Ю.П.Степанов, В.В.Васильев,
А.А.Мееров и др.
Следующей крупной работой Приморского фи-
лиала явилась стендовая отработка двигателя РД-120
(11Д123) - маршевого двигателя второй ступени РН
«Зенит». Огневые испытания начались с испытаний
прототипов двигателя в июне 1978 г. и продолжались
до ноября 1991 г. За указанное время было прове-
дено 411 огневых испытаний 192 двигателей. В ходе
испытаний была экспериментально проверена рабо-
тоспособность двигателя при замене штатного го-
рючего РГ-1 синтетическим горючим - синтином.
Прирост удельного импульса тяги при этом составил
6 с. Была отработана технология очистки внутренних
полостей двигателей такого класса от остатков го-
рючего без разборки после контрольно-
технологического испытания.
При подготовке стенда и в ходе работ с двигателем
РД-120 испытателями, конструкторами и технологами
предприятия был сделан и реализован целый ряд ори-
гинальных разработок и усовершенствований стендо-
вых систем. Наибольший вклад в работы по
испытаниям двигателей РД-120 внесли В.В.Кузнецов,
А.В.Шилов, В.Ф.Суворов, И.М.Устинов, Г.Н.Изюмов,
В.П.Хомутников, С.В.Минашкин, С.К.Петров, Б.Г.Язи-
ков, Ю.В.Сидельников и многие другие.
На этом деятельность Приморского филиала КБ
Энергомаш была завершена, дальнейшие работы с
1990 г. основной коллектив филиала вел в составе
НПО «Энергия», а подразделения комплекса № 4 про-
должили вести работы по лазерной тематике в составе
НИК-760 НПО Энергомаш (Петербургский филиал).
Приморский филиал, прошедший путь от землянок
и кустарных лабораторий до создания уникальных
стендовых комплексов, провел полный цикл стендовой
отработки агрегатов и двигателя на высокоэффектив-
ном фторо-аммиачном топливе и дал «путевку» в кос-
мос двигателю РД-120 для второй ступени
ракеты-носителя «Зенит».
Деятельность Петербургского филиала
НПО Энергомаш
По решению главного конструктора ОКБ-456
В.П.Глушко и директора ГИПХа В.С.Шпака в конце 1956 г.
одно из подразделений лаборатории № 62 ОКБ-456 на-
чало освоение площадки на территории опытного за-
вода ГИПХа (поселок Кузьмоловский Всеволожского
р-на Ленинградской обл.). В структуре филиала № 1
ОКБ-456 (Приморского филиала КБЭМ) это подраз-
деление в 1958 г. получило статус лаборатории (ла-
боратория № 2 филиала) и затем, по мере его
развития, преобразовывалось в отдел № 2 (1973 г.)
и комплекс № 4 (1988 г.).
В период нахождения этого подразделения в со-
ставе Приморского филиала КБЭМ начальниками под-
разделения были В.В.Фокин (1958-1978 гг.) и
В.В.Васильев (1978-1990 гг.).
При выделении КБЭМ из НПО «Энергия» в 1990 г.
Приморский филиал оставлен в составе НПО «Энер-
гия» под наименованием Приморский филиал НПО
«Энергия». При этой реорганизации комплекс № 4
вошел в состав НПО Энергомаш и получил наименова-
ние «Научно-исследовательский комплекс № 760»
(НИК-760). В1990-1999 гг. начальником НИК-760 был
В.В.Васильев, которого сменил Г.А.Варенников. В де-
кабре 2002 г. на базе НИК-760 создан Петербургский
филиал НПО Энергомаш, директором которого был на-
значен Г.А.Варенников.
Направление работ, которые проводились с 1956
по 1976 г., в основном определялось характером работ
предприятия в целом: освоение высокоэффективных
100
Глава 3
компонентов топлив ЖРД, отработка двигателя 11Д14;
начато проведение исследовательских работ по созда-
нию непрерывного химического лазера.
В начальный период были проведены исследова-
ния энергетических характеристик высокоэффектив-
ных топлив ЖРД (фтор - аммиак); проведены
эксперименты с целью определения возможности ис-
пользования ряда компонентов для охлаждения камер
ЖРД; проведено большое число экспериментов по
определению стойкости конструкционных материалов
в среде жидкого и газообразного фтора; проведены
испытания образцов материалов для спецодежды, ис-
пользуемой для работы с фтором; освоена технология
применения жидкого фтора, жидкого и газообразного
аммиака в качестве компонентов ЖРД; отработаны
агрегаты пневмогидравлической схемы двигателя
11Д14, агрегаты ПГС по линии фтора разгонного блока
11С813.
Для проведения этих работ были созданы стенды,
позволяющие в условиях достаточно близкого распо-
ложения их от Ленинграда (около 8 км) и от жилого
поселка Кузьмоловский (в границах санитарно-техни-
ческой зоны около 2 км), обеспечить безопасное про-
ведение испытаний агрегатов ПГС с использованием
жидкого фтора. Значительный вклад в выполнение
этих работ внесли В.В.Фокин, В.В.Васильев, В.П.Гро-
мов, Г.М.Севрук, И.Е.Расторгуев, В.А.Лаптев и др.
В1970 г. была начата подготовка к испытаниям по
лазерной тематике. В декабре 1974 г. был создан
стенд для испытаний моделей НХЛ с использованием
первоначально в качестве компонентов топлива газо-
образных фтора, дейтерия и водорода, в качестве
разбавителя - газообразного гелия. В 1974-1976 гг.
испытывались первые модели НХЛ с генераторами
активной среды. Первое испытание с подачей в ГАС
фтора было проведено в ноябре 1975 г., и уже на
этом первом испытании была зафиксирована генера-
ция излучения. В 1976 г. начались испытания новых
типов НХЛ. Испытания НХЛ этой размерности с раз-
личными вариантами ГАС продолжались до декабря
1997 г. и были прекращены из-за прекращения их
финансирования. НИК-760 был единственной в СССР
испытательной базой, способной обеспечить испыта-
ния HF (DF) - НХЛ средней мощности. В процессе
проведения работ сложилась кооперация предприя-
тий: НПО «Астрофизика», ГИПХ, ВНЦ ГОИ (Институт
лазерной физики), Калужский турбинный завод,
представители которых участвовали непосредственно
в проведении испытаний. Особенно длительным и
продуктивным было сотрудничество с НПО «Астро-
физика».
В процессе проведения исследований в области
создания НХЛ испытательная база неоднократно ре-
конструировалась, совершенствовалась, дооснаща-
лась необходимым оборудованием и системами. При
проведении исследовательских работ НИК-760 со-
вместно с конструкторскими подразделениями были
отработаны технологические процессы проведения ис-
пытаний НХЛ с использованием фтора и трифторида
азота, нейтрализации ГАС после проведения испыта-
ния, методики измерения мощности и энергии излуче-
ния НХЛ, определения спектра излучения.
Особо следует отметить существенный вклад спе-
циалистов комплекса в разработку и внедрение прин-
ципиальных решений при создании испытательной
базы НХЛ. Наибольший вклад в выполнение работ по
лазерной тематике внесли В.В.Фокин, В.В.Васильев,
В.П.Громов, Г.М.Севрук, М.И.Шатилов, А.Л.Анихов-
ский, В.А.Лаптев, Ю.Н.Савинов, Е.А.Линцов, И.В.Мана-
ков, В.И.Панов, Н.В.Скворцов, В.Е.Беспрозванных,
С.М.Скородумов, В.Я.Сутормин, И.А.Степанов, А.Н.Реп-
ков, В.Н.Ефимов, Ю.И.Шундалов, А.Д.Мельников.
В 1997 г. творческому коллективу во главе с гене-
ральным директором и генеральным конструктором
НПО Энергомаш Б.И.Каторгиным за работы в области
создания мощных непрерывных химических лазеров
была присуждена премия Правительства Российской
Федерации. За крупный вклад в создание испытатель-
ной базы и экспериментальные исследования НХЛ в
число лауреатов вошел В.В.Васильев, в то время на-
чальник НИК-760.
В различные периоды деятельности комплекса в за-
висимости от объема работ численность работников
комплекса составляла 150-180 человек. Начиная с
1995 г. постоянно уменьшалось финансирование
работ, вместе с этим сокращалось и число работаю-
щих. В 1999 г. администрация предприятия провела
существенное сокращение кадров. К концу 2003 г.
комплекс насчитывал в своем составе 33 человека.
В1992-2008 гг. в Петербургском филиале был про-
веден цикл испытаний по НИЭР «Скиф», в процессе
которых были отработаны ключевые технологии соз-
дания мощных модульных лазерных энергетических
установок различного назначения на основе фтор-во-
дородных и фтор-дейтериевых НХЛ (HF и DF - НХЛ).
НИЭР «Скиф» была завершена испытаниями демонст-
рационного стендового прототипа лазерного ком-
плекса, содержащего собственно DF-НХЛ, а также
систему хранения и подачи компонентов топлива, фор-
мирующую оптическую и информационно-прицельную
системы.
В последующие годы проводились испытания по
изучению свойств нового горючего на основе смеси
ацетилена с метаном («Ацетам») для ЖРД, а также ис-
пытания установки для демонстрации возможности
поддерживания сверхзвукового горения в стендовой
модельной камере для перспективного прямоточного
ВРД нового типа.
101
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Н.Д'.Смирнов.
ЖРД КБХМ ИМ. А.М.ИСАЕВА
Образование КБ А.М.Исаева
А. М. Исаев
(1908-1971 гг.).
С 1959 по 1971 г. - главный
конструктор КБХМ
Конструкторское
бюро химического ма-
шиностроения ведет
свою историю с 21 июня
1943 г. - с даты основа-
ния ОКБ авиаконструк-
тора В.Ф.Болховитинова
на авиационном заводе
№ 293 в Химках, где рабо-
тал А.М.Исаев. 18 февраля
1944 г., в соответствии
с постановлением ГКО,
завод № 293 стал фи-
лиалом № 1 НИИ-1
НКАП.
В июне 1946 г. фи-
лиал № 1 ликвидирован, конструкторское подразделение
А.М.Исаева было переведено в НИИ-1. В мае 1948 г. под-
разделение А.М.Исаева было переведено в НИИ-88 как
отдел № 9. Но еще до перевода было разрешено органи-
зовать производственную экспериментальную базу
Исаева на территории НИИ-88. Первым подразделением
будущего КБ Исаева, созданным в НИИ-88, был цех 105.
Затем началось сооружение стенда отдела 9. Одно-
временно создавалась испытательная станция отдела 8,
строительство которой было завершено в 1949 г. В июне
1950 г. в результате реорганизации НИИ-88 прекратил
свое существование отдел 8, работники и имущество ко-
торого были переданы отделу 9, где тогда работало
500 человек. В марте 1952 г., в виду возникших трудно-
стей в создании ЖРД тягой 8 тс, приказом в НИИ-88 соз-
дали для дублирования работ два ОКБ по ЖРД: ОКБ-2 на
базе отдела 9 (главный конструктор - А.М.Исаев) и ОКБ-3
(главный конструктор - Д.Д.Севрук).
В1954 г. было завершено строительство
испытательной станции ОКБ-3. В 1958 г.
построили корпус опытного производства
ОКБ-2 с производственной площадью
10000 кв.м.
В1952-1958 гг. работы ОКБ-2 по соз-
данию ЖРД шли успешно. В декабре
1958 г. по приказу ГКОТ ОКБ-2 и ОКБ-3
были объединены в одно подразделение -
ОКБ-2 во главе с А.М.Исаевым. Чис-
ленность работников составила около
2500 человек. 16 января 1959 г. ОКБ-2
было выведено из состава НИИ-88 в са-
мостоятельную организацию. 17 июня
ТДУ-1
1961 г. за образцовое выполнение правительственных за-
даний предприятие награждено орденом Трудового Крас-
ного Знамени.
В 1964 г. было завершено строительство корпуса
вспомогательных цехов. В1965 г. предприятию был от-
веден участок земли в районе Фаустово и начато строи-
тельство филиала - новой экспериментальной базы.
В 1967 г. ОКБ-2 переименовано в Конструкторское
бюро химического машиностроения. В1968 г. было за-
вершено строительство производственно-лаборатор-
ного корпуса и корпуса 301, филиала КБХМ (Фаустово).
В марте 1971 г. завершено строительство инженерного
корпуса.
В1991 г. Конструкторскому бюро химического маши-
ностроения было присвоено имя А.М.Исаева.
ЖРД и ДУ пилотируемых и беспилотных
космических аппаратов
С1959 г. в нашей стране начались разработки ди-
намически активных космических аппаратов. Коллек-
тив А.М.Исаева оказался наиболее подготовленным
для разработки двигателей и двигательных устано-
вок на эти аппараты, что послужило в дальнейшем
основным направлением в деятельности КБХМ. Пер-
венцем этих разработок стала тормозная двигатель-
ная установка ТДУ-1, обеспечившая возвращение на
Землю с орбиты первого космонавта Ю.А.Гагарина и
всех космонавтов на космических кораблях «Восток»
и «Восход».
Прогресс в освоении космоса потребовал созда-
ния двигательных установок, выполняющих много-
плановые задачи, которые могли бы неоднократно
включаться при длительности работы от долей се-
кунды до сотен секунд, осуществляя коррекцию ор-
биты и траектории полета, стыковку и расстыковку,
маневрирование в космосе, посадку космического ап-
парата на Землю и планеты Солнечной системы.
Представителем этого поколения ДУ является двига-
С5.80
102
Глава 3
КДУ17Д61. Разработка по заказу (ТЗ) ЦСКБ. Кор-
ректирующая двигательная установка использовалась
также и в качестве разгонного блока «Икар».
Двигатели. Двигатель 11Д442 разработан по заказу
(ТЗ) КБ «Салют» для функционального грузового блока.
Особенностью двигателя является обеспечение пере-
качки компонентов топлива из баков низкого давления
в баки высокого давления с использованием ТНА при не-
работающей камере сгорания. Эксплуатировался в объ-
ектах «Спектр», «Мир», «Космос», «Квант», «Кристалл»,
«Природа». В настоящее время эксплуатируется в составе
модуля «Заря» на МКС.
Двигатель С5.79. Двигатель использовался на стан-
ции «Мир». В настоящее время эксплуатируется на МКС.
Двигатели 11Д417, С5.61,11Д425(А), С5.92 разрабо-
таны по заказу (ТЗ) НПО им. САЛавочкина и предна-
значались для полета к Луне, Марсу, Венере, Веге,
спутнику Марса - Фобосу.
Работы по созданию кислородно-водородного
Космический корабль 7К по теме «Союз» с ЖРД
С5.51 (11Д68)
тельная установка С5.35, которая использовалась на
кораблях «Союз», «Прогресс», на станции «Салют-4»,
обеспечила успешное выполнение совместной совет-
ско-американской программы «Союз-Аполлон».
Двигательные установки нынешнего поколения
ДУ С5.80 (взамен ДУ С5.35) используются на грузовых
корабляхтипа «Прогресс». Высокая экономичность и на-
дежность достигнуты посредством введения камеры сго-
рания из композитных материалов.
Основные двигательные установки и двигатели
Двигательные установки. ДУ С5.51. По программе
Н1 -Л 3 для полета человека на Луну. Разработана для пи-
лотируемого окололунного модуля.
КДУ 11Д430. Разработка по заказу (ТЗ) ЦСКБ, в даль-
нейшем проведена модернизация.
Служебный модуль «Звезда» с КРД-79 (С5.79)
двигателя начаты в 1960-е гг. (двигатель 11Д56,
11Д56У) для РКК «Энергия». Дальнейшим разви-
тием этих работ явилось создание КВД-1 по заказу
КБ «Салют». Двигатель КВД-1 предназначен для ис-
пользования в качестве маршевого двигателя на РБ
изделия 12КРБ PH ЖСЛВ (Индия).
Создание двигателя - длительный процесс, и начина-
ется он с согласования технического задания ракетной
фирмы на разработку двигателя или двигательной уста-
Функциональный грузовой блок «Заря» с
ЖРД КРД-442 (11Д442)
103
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
АМС «Венера-9» с КТДУ-425 (11Д425)
АМС «Венера-4» с ЖРД С5.45
КВД-1
новки с требуемыми техниче-
скими характеристиками. Со-
гласовывая облик двигателя,
проводя необходимые гидрав-
лические и пневматические
расчеты систем, проектный
отдел выдает T3 агрегатным
отделам для проектирования
конструкций. Отдел выпускает
отчеты по этапам отработки
двигателя и дает оценку на-
дежности работы двигателя
после его отработки. С1959 по
1984 г. проектный 405-й отдел
возглавлял КГ.Сенкевич, с
1984 по 1992 г. - ААБахмутов, с 1992 г. отделом руко-
водил Е.Н.Колкин. После его ухода из жизни отделом ру-
ководил до 2015 г. Ю.А.Дерюгин, с 2015 г. отделом
руководит М.И.Голдовский.
ЖРД и ДУ автоматических космических
аппаратов
Наряду с программами пилотируемого освоения око-
лоземного космического пространства, коллектив пред-
приятия внес существенный вклад в осуществление
программ по изучению и освоению ближнего космоса и
планет Солнечной системы при помощи автоматических
космических аппаратов. ЖРД и ДУ, разработанные в КБ
Химмаш, устанавливались на спутниках различного на-
значения типа «Космос», «Молния», «Зонд», «Полет»,
«Прогноз», «Спектр», «Экран» и ряде других. С их помо-
щью создаются современные спутниковые системы типа
ГЛОНАСС и др. При помощи этих двигателей и установок
осуществлялись практически все полеты на Луну, Марс,
Венеру, Фобос, к комете Галлея.
В 1960-1965 гг. разработана КДУ-414. КДУ устанав-
ливалась как корректирующий ЖРД на спутниках «Мол-
ния-1», КА «Марс-1», «Венера-1», «Зонд-2», «Зонд-З» и
некоторых КА серии «Космос». КДУ-414 содержит одно-
камерный ЖРД с вытеснительной подачей самовоспла-
меняющегося топлива, компоненты которого (азотная
кислота и НДМГ) размещены в половинах сферического
бака, расположенного внутри конического корпуса. Бак
наддувается поступающим из баллонов азотом, смеше-
ние которого с компонентами топлива в невесомости
КА «Мол ния -1» с КДУ-414
104
Глава 3
Станция «Луна-9» с КТДУ-5А
предотвращено установкой эластичных разделителей.
Азот используется также для управления агрегатами ав-
томатики ДУ. ЖРД установлен в карданном подвесе, рас-
положенном на наружной поверхности форсуночной
головки камеры сгорания.
При помощи корректирующе-тормозной двигатель-
ной установки С5.5А осуществлялась коррекция траекто-
рии полета космических аппаратов «Луна-4» - «Луна-14»
от Земли к Луне, торможение в окололунном простран-
стве, а также вывод на лунную орбиту искусственных
спутников Луны.
При помощи ракетных двигателей 11Д417 осуществ-
лялись коррекция траектории КА «Луна-15» - «Луна-24»,
АМС «Луна-16» оснащена ЖРД 11Д417
торможение для вывода КА на орбиту искусственного
спутника Луны и маневрирование на ней, а также осу-
ществление мягкой посадки на поверхность Луны. С его
помощью на Луну были доставлены возвращаемые ап-
параты, доставлявшие на Землю лунный грунт, а также
лунные вездеходы «Луноход-1» и «Луноход-2».
Ракетный двигатель С5.61 обеспечил взлет с Луны и
возвращение на Землю КА «Луна-16», «Луна-20» и
«Луна-24» с лунным грунтом.
Жидкостный ракетный двигатель 11Д425А использо-
вался для разгона КА «Фобос-1» и «Фобос-2» во время
старта с околоземной орбиты, коррекции траектории,
торможения при подлете к Марсу и вывода на околомар-
сианскую орбиту искусственного спутника, а также для
маневрирования на орбите и сближения со спутником
Марса Фобосом.
Широкое применение ЖРД и ДУ разработки КБ
Исаева нашли в автоматических космических аппаратах
оборонного назначения ВКС России.
Отделы 406, 407 и 408 - разработчики космических
двигателей других двигательных установок - совместно
с агрегатными отделами проектировали двигатели и дви-
гательные установки. С 1958 по 1987 г. отдел 406 воз-
главлял В.Я.Малышев, с 1987 г. отделом руководил
Л.А.Новиков, он же - главный конструктор направления.
В 2016 г. отделы 406,407 и 408 сведены в отдел 468, ко-
торым руководит Л.А.Новиков.
ЖРД ракет различного назначения
Много лет продолжается плодотворное творческое
содружество между КБХМ и Государственным ракетным
центром по созданию БРПЛ. У истоков этого сотрудни-
чества стояли крупные ученые и талантливые организа-
торы - А.М.Исаев и В.П.Макеев. Отличительной
особенностью ракетных двигателей КБХМ являются
цельносварные неразборные двигатели, позволившие
добиться надежности ЖРД, функционирующие как в ат-
мосферных условиях, так и в глубоком космическом ва-
кууме. Руководствуясь этими особенностями, А.М.Исаев
и В.П.Макеев приняли оригинальное и необычайно сме-
лое решение - утопить двигатели БРПЛ в компонентах
топлива. Утопленный двигатель, «утопленник» - так на-
рекли новое решение - позволил значительно сократить
габариты ракет и подводных лодок при создании совре-
менных поколений БРПЛ в КБ В.П.Макеева.
Творческое сотрудничество между коллективами
КБХМ и ГРЦ позволило создать 15 типов ЖРД и ДУ для
БРПЛ. При их помощи был освоен подводный старт
ракет, достигнута межконтинентальная дальность, а
также обеспечено применение ракет-носителей «Волна»,
«Штиль», «Прибой» и др.
Двигатели, созданные в КБХМ по заказам главных
конструкторов САЛавочкина, П.Д.Грушина и других, ис-
105
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
пользуются в ряде зенитных, корабельных и самолетных
крылатых ракет, которые эксплуатируются как в нашей
стране, так и во многих зарубежных странах.
Отдел двигателей и двигательных установок 408 со-
вместно с агрегатными отделами проектировали двига-
тели и двигательные установки для ракет различного
назначения, к которым относились и ДУ космического на-
значения. Отделом (начальник отдела- ААТолстов) под
руководством А.М.Исаева была создана двигательная
установка ТДУ-1. ДУ имела систему наддува газом спе-
циальных баков с топливом, где были установлены эла-
стичные мембраны, разделяющие газ наддува и топливо,
в результате чего был осуществлен надежный запуск ДУ
в невесомости. ЖРД был оснащен турбонасосной систе-
мой подачи топлива, газогенератором, камерой сгорания,
регулятором тяги, поддерживающим постоянное давле-
ние газа в камере сгорания, и газовой системой управле-
ния объектом - спутником.
За создание ТДУ-1 и успешные полеты космонавтов
большая группа сотрудников КБХМ во главе с А.М.Исае-
вым была награждена орденами и медалями; среди них
-В.Н.Богомолов, Н.Г.Скоробогатов, В.ПЛавренов, Р.З.Бу-
натян, К.Г.Сенкевич, В.М.Шутин, Ф.П.Чирков, Ю.И.Васю-
тин, Б.Г.Донсков, В.С.Романов и многие другие. С1952 по
1977 г. отдел возглавлял ААТолстов, с 1977 по 1988 г. -
ААЛабутин, с 1988 г. отделом руководил В.С.Романов.
Конструкторским отделом 407, впоследствии вошед-
шим в отдел 408, под руководством РАСкорнякова раз-
рабатывались двигатели для зенитных управляемых
ракет, ракет для исследований ближнего и дальнего кос-
моса (о которых упомянуто ранее), а также для ракет бое-
вых космических комплексов, для тактических ракет с
подвижным стартом, для ракет морского базирования.
Основные разработчики - Р.А.Скорняков, В.К.Середа,
Н.ИЛеонтьев, Р.И.Оглезнев, С.С.Модин, А.Ф.Прасолов,
М.И.Климонова, Л.Г.Шувалова, Г.С.Китаева.
ЖРД для тактической ракеты с подвижным
стартом
В1958-1961 гг. были разработаны двигатели С3.42Т
и 9Д21 (С5.2) для тактической ракеты 8К-14 Главного кон-
структора В.П.Макеева с подвижным стартом. ЖРД был
отработан на несамовоспламеняющейся топливной паре:
ТМ-185 и АК-27. Пуск осуществлялся с помощью го-
рючего ТГ-02, заправляемого в топливную магистраль
перед стартом (без разделительной мембраны). Был
обеспечен безопасный останов с минимальным импуль-
сом последействия. Надежный запуск обеспечивался
плексигласовой заглушкой в сопле камеры сгорания, без
повреждения газовых рулей за соплом КС. Подогрев воз-
духа для баков с топливом проводился в линии воздуш-
ного аккумулятора давления с помощью теплообменника
(для уменьшения запаса воздуха на борту).
ЖРД для боевого космического комплекса
В 1961-1963 гг. по заданию Главного конструктора
М.К.Янгеля был разработан двигатель С5.23 (Д47) для вто-
рой ступени изделия 11К65 для выведения спутников ин-
формации и связи на высокие круговые орбиты. Впервые
были применены высококипящие компоненты НДМГ
и АК-27И, применен высокотемпературный (950-1 000 °C)
турбонасосный агрегат (ТНА), работающий на разных ре-
жимах.
Двигатель со сложной программой (семь режимов), с
питанием от двух систем баков, с регулированием тяги
(курсовой скорости), с обеспечением наддува баков и ста-
билизации при помощи поворотных сопел на всех режи-
мах, с системой малого газа (для обеспечения перехода на
круговую орбиту, орбиты от 200 до 1800 км над Землей).
Впервые обнаружена «тепловая смерть» и разрабо-
таны средства борьбы с нею (перегрев последних объе-
мов топлива). Двигатель со сложной схемой обеспечивал
решение многих ракетных задач. Впервые отработка дви-
гателя велась на серийном заводе с изготовлением и ис-
пытанием на его стендовой базе опытных изделий.
Двигатель Д49 (как модернизация Д47) разрабаты-
вался в 1964-1970 гг. для ракеты 11К65М (главный кон-
структор - М.Ф.Решетнев). На нем введено регулирование
от системы опорожнения баков. Этот двигатель - самый
надежный в мире. Он обеспечил вывод на круговые ор-
биты 795-ТИ спутников серий «Космос», «Интеркосмос»
различных вариантов и назначений.
Ракета «Космос» с двигателями КБХМ
106
Глава 3
A.rlXdWHK/iH
ЖРД АО КБХА. 1954-1969 ГГ.
С1941 по 1965г. КБХА возглавлял главный
конструктор Семен Ариевич Косберг, советский
конструктор авиационных и ракетных двигате-
лей, Герой Социалистического Труда, лауреат
Ленинской премии, доктор технических наук.
С.А.Косберг внес большой вклад в создание
агрегатов непосредственного впрыска топлива
для авиационных моторов, установленных на
истребителях Ла-5, Ла-7 и других массовых са-
молетах военного времени. В1946-1965гг. под
руководством С.А.Косберга создана серия жид-
костных ракетных двигателей, которые были
установлены на последних ступенях ракет-носителей
«Луна», «Восток», «Восход», «Молния», «Союз», «Про-
тон», выводивших в космос пилотируемые космиче-
ские корабли, орбитальные станции, а также на
стратегических ракетах Р-9А и УР-100. Именем С.А.Кос-
берга назван кратер на обратной стороне Луны.
Первые двигатели
ОКБ-154 (п/я 20), с 1966 г. - КБХА, образовано 13 ок-
тября 1941 г. на основании приказа НКАП № 1066 от
13 октября 1941 г. о разделении ОКБ Московского
авиационного завода № 33 на два самостоятельных ОКБ
и преобразовании одного из них в «...опытно-конструк-
торское бюро для организации основной базы по про-
изводству агрегатов непосредственного впрыска на
заводе № 296». Начальником этого ОКБ был назначен
САКосберг. ОКБ было эвакуировано в г. Бердск Новоси-
бирской области.
В годы Великой Отечественной войны и первые после-
военные годы ОКБ разрабатывало агрегаты непосредствен-
ного впрыска, заменившие карбюраторную систему подачи
топлива, для авиационных моторов боевых самолетов ге-
неральных конструкторов САЛавочкина и А.Н.Туполева.
Это значительно повысило мощность и экономичность мо-
торов и тактико-технические
характеристики самолетов
(скороподъемность, скорость,
маневренность). За военный
период было изготовлено и
находилось в эксплуатации
несколько тысяч агрегатов НВ.
Преимущество агрегатов
НВ над карбюраторной си-
стемой оценили практически
все основные разработчики
авиационных моторов (гене-
С.А.Косберг	ральные конструкторы
Инженерный корпус КБХА
А.Д.Швецов, А.А.Микулин, В.Я.Климов, ВАДобрынин),
для которых в течение 1941-1952 гг. ОКБ разработало
около 50 вариантов агрегатов НВ и их модификаций.
В апреле 1946 г. ОКБ перебазировалось в г. Воро-
неж на завод № 265 Министерства авиационной про-
мышленности СССР и получило наименование ОКБ
завода № 265, а в мае 1946 г., в связи с переименова-
нием завода, - ОКБ завода № 154 (ОКБ-154). Это время
совпало с началом развития реактивной авиации, по-
этому предприятие, наряду с продолжением работ по
агрегатам НВ, по личной инициативе С.А.Косберга на-
чало разработку различных агрегатов для турбореак-
тивных и турбовинтовых двигателей. За 1946-1954 гг.
было разработано около 80 наименований агрегатов:
топливные форсунки, масляные флюгерные насосы,
топливные фильтры, регуляторы подачи топлива, си-
стемы управления и регулирования и др.
10 марта 1954 г. приказом МАП предписано «сосре-
доточить разработку турбостартеров и стартеров, ра-
ботающих на жидком унитарном топливе, для вновь
разрабатываемых опытных двигателей в ОКБ-154».
Одной из последних разработок в этом направлении
стало создание пусковых турбостартеров, работающих
на твердом и жидком топливе, для мощных двигателей
ВД-5Ф, ВД-5М, ВД-7 В.А.Добрынина, ВК9, ВК-11
В.Я.Климова, АМ-3 ААМикулина.
Стартеры включали ряд основных агрегатов ЖРД:
газогенератор, турбину, насосы, органы управления и
регулирования, что явилось основой для перехода к
созданию более сложных изделий - ЖРД, которые на-
чали разрабатываться с 1954 г.
Первый ЖРД Д-154 на однокомпонентном топливе
ОТ-157 разрабатывался с мая 1954 г. в качестве допол-
нительной силовой установки для истребителя-пере-
хватчика А.И.Микояна. Основные параметры двигателя:
-	тяга - 3,7 тс;
-	удельный импульс тяги -185 с;
-	давление в камере сгорания - 21 кгс/см2
107
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
ЖРДРД-0100
ЖРД РД-0101 на стенде
В соответствии с приказом МАП от 12 марта 1957 г.
на базе двигателя СК1 был разработан двигатель СК1К
(РД-0102) для истребителя Як-27В генерального кон-
структора А.С.Яковлева. По схеме он аналогичен дви-
гателю СК1. Основные параметры:
-	тяга в пустоте - 4-1,5 тс;
-	удельный импульс тяги максимальный - 260 с;
-	давление в КС - 42-16,7 кгс/см2.
Основные отличия - горючее керосин вместо
спирта. Газ системы управления - воздух вместо азота.
В процессе отработки двигателя проведены следующие
работы:
-	исследование многократного запуска с помощью
форкамеры с воспламенением топлива от электриче-
ской свечи;
-	обеспечение устойчивого процесса горения в КС
при многократном включении и глубоком дросселиро-
вании;
-	обеспечение надежного охлаждения КС с помо-
щью колец завесы и подачи избытка горючего в пери-
ферийные форсунки;
-	улучшения антикавитационных свойств насосов
путем установки эжектора и шнека;
-	увеличение КПД насосов за счет установки уплот-
нительных плавающих колец.
На базе этого двигателя с 1955 г. был разработан
более экономичный ЖРД Д1 (РД-0100), работающий
на однокомпонентном топливе ОТ-152. Его тяга была
4 тс, удельный импульс тяги - 210 с, давление в камере
сгорания - 36 кгс/см2.
В феврале 1956 г. начато проектирование ЖРД Д7,
также работающего на ОТ-152 для ракеты «воздух-воз-
дух» К-7, ОКБ-134 главного конструктора И.И.Торо-
пова.
В связи с обнаружившейся взрывоопасностью топ-
лива работы по двигателям Д1 и Д7 в 1958 г. были пре-
кращены.
В соответствии с приказом МАП № 512 от 24 сен-
тября 1956 г. была начата разработка двигателя СК1
(РД-0101) - автономной силовой установки многоразо-
вого включения для истребителя Е-50А генерального
конструктора А.И.Микояна с параметрами:
-	тяга в пустоте - 4-2 тс;
-	удельный импульс тяги - 255-248,5 с;
-	давление в камере сгорания - 43,5-22,5 кгс/см2;
-	компоненты топлива - кислород - этиловый
спирт.
Был выпущен эскизный проект двигателя, конструк-
торская документация, изготовлены основные агре-
гаты.
В марте 1957 г. работы по теме были прекращены на
стадии начала огневых испытаний КС. Разработкой дви-
гателя руководил ведущий конструктор ЛАПоздняков.
Огневое испытание ЖРД РД-0101
ЖРД РД-0102
108
Глава 3
РД-0102 - один из первых отечественных двигате-
лей, газогенератор которого работал на основных ком-
понентах топлива.
В производстве ОКБ было изготовлено 10 двигате-
лей для стендовых и летных испытаний. Из них в тече-
ние 1957-1958 гг. 5 двигателей прошли огневые
доводочные испытания на стенде ОКБ с суммарной на-
работкой 48000 с, при этом максимальная наработка на
одном двигателе составила 10500 с. Один двигатель
прошел испытание на самолетном стенде.
В1958 г. работы по теме были прекращены. Разра-
боткой двигателя руководил ведущий конструктор
Л.А.Поздняков.
В 1957-1959 гг. разрабатывался двигатель СК2
(РД-0103) на компонентах топлива керосин ТС1 + жид-
кий кислород для подвесного сбрасываемого ускори-
теля истребителей П.О.Сухого Т-3 и П-1 (приказ МАП
№ 358 от 28 октября 1957 г.). Двигатель-прототип
СК1К. Параметры двигателя:
-	диапазон тяги -1,4-3,53 тс;
-	максимальный удельный импульс тяги - 277 с.;
-	диапазон давления в камере сгорания - 16-
38 кгс/см2.
Работы прекращены на стадии изготовления агре-
гатов.
Опыт, приобретенный при разработке самолетных
ЖРД, способствовал в дальнейшем успешному разви-
тию основной тематики ОКБ - жидкостных ракетных
двигателей.
Первым жидкостным ракетным двигателем, соз-
данным ОКБ-154, был двухкамерный двигатель 5Д11
(Р01-154, РД-0200) для второй (маршевой) ступени зе-
нитной управляемой ракеты 5В11 системы «Даль» ге-
нерального конструктора ОКБ-301 С.А.Лавочкина
(приказ МАП № 357 от 28 октября 1957 г. о совместном
с ОКБ-2 ГКОТ (ныне КБХМ) создании ЖРД 5Д11 и начале
поставок двигателей в ОКБ САЛавочкина с 1958 г.). Про-
ектные работы по
двигателю были на-
, Л I ' чаты в ОКБ-2 ГКОТ
главного конструк-
	тора А.М.Исаева в
1957 г. ОКБ-154 под-
11	ключилось к разра-
 .	ботке двигателя на
самой ранней стадии -
Б»	при проведении ком-
поновочных работ.
Во многом схема и
конструкция двига-
/	|	теля определялись
требованием голов-
ного разработчика -
ЖРД РД-0200 обеспечить десяти-
кратное изменение тяги, что стало возможным путем
создания двухкамерного двигателя с двумя газогене-
раторами и с отключением одной КС и одного ГГ в про-
цессе работы двигателя.
Основные параметры двигателя:
-	тяга у Земли:
•	максимальная - 6 тс;
•	минимальная - 0,6 тс;
-	удельный импульс тяги:
•	максимальный - 230 с;
•	минимальный -166 с;
-	давление в камере:
•	максимальное - 67,4 кгс/см2;
•	минимальное -18,4 кгс/см2;
-	компоненты топлива самовоспламеняющиеся -
окислитель АК27И, горючее ТГ-02.
Первые двигатели были изготовлены в производ-
стве ОКБ-154 с камерой сгорания ОКБ-2. Огневые ис-
пытания этих двигателей проводились на стенде ОКБ-2.
Первые же испытания выявили ряд серьезных дефек-
тов, вызванных главным образом необходимостью
обеспечения десятикратного изменения тяги. Основ-
ными из них были:
1.	Неустойчивая работа КС, выразившаяся в возник-
новении низкочастотных колебаний на минимальном
режиме и высокочастотных - на максимальном. Низ-
кочастотные колебания были устранены увеличением
перепада давлений на форсунках КС, а высокочастот-
ные - заменой части центробежных форсунок струй-
ными, что привело к образованию эшелонированной
зоны горения топлива.
2.	Невозможность обеспечения работы газогенера-
тора во всем диапазоне изменения тяги двигателя в
связи с засорением камеры генератора продуктами не-
полного сгорания топлива на режимах, близких к ми-
нимальным. Дефект устранен созданием двухзонного
газогенератора.
3.	Неустойчивая работа регулятора. В процессе пер-
вых испытаний наблюдались колебания, вызванные не-
устойчивой работой регулятора плунжерного типа
конструкции ОКБ-2, который в связи с инерционностью
подвижных частей работал в режиме автоколебаний,
что в совокупности с неустойчивой работой КС приво-
дило к разрушению материальной части. Дефект устра-
нен установкой на двигатель регулятора прямого
действия сильфонного типа конструкции ОКБ-154.
После этого неустойчивость исчезла, а в совокупности
с мероприятиями по КС и ГГ основные дефекты на дви-
гателе были устранены.
В начале 1958 г. в пригородной зоне Воронежа
было срочно начато строительство испытательного
стенда, который положил начало созданию одного из
крупнейших в отрасли испытательных комплексов
жидкостных ракетных двигателей. После принятия
109
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
стенда комиссией, возглавляемой А.М.Исаевым, ис-
пытания двигателей с 5 сентября 1958 г. проводились
на этом стенде.
В приказе ГКАТ № 14 от 16 января 1959 г. вся даль-
нейшая отработка двигателя возлагается на ОКБ-154:
«...Учитывая, что ОКБ-154 ГКАТ приобрело доста-
точный опыт в совместной работе с ОКБ-2 НИИ-88 ГКОТ
над созданием двигателя РО1-154 для ракеты «Даль»
и стало способным самостоятельно и ответственно ре-
шать вопросы отработки этого двигателя и в соответ-
ствии с согласием председателя Комиссии Президиума
Совета Министров СССР по военно-промышленным во-
просам от 31 декабря 1958 г. № 3278 (Зп) об освобож-
дении от ответственности создания двигателя главного
конструктора ОКБ-2 НИИ-88 ГКОТт. Исаева, ПРИКАЗЫ-
ВАЮ:
Назначить главным конструктором и ответствен-
ным за создание двигателя РО1-154 для маршевой
ступени ракеты системы «Даль» - главного конструк-
тора ОКБ-154 Государственного комитета Совета Ми-
нистров СССР по авиационной технике т. Косберга
Семена Ариевича».
В процессе разработки двигателя был решен ряд
новых задач:
-	создан ЖРД с десятикратным регулированием
тяги в диапазоне 6-0,6 тс;
-	разработаны КС и ГГ, обеспечивающие плавное из-
менение режима с устойчивой работой во всем диапа-
зоне регулирования тяги в течение 360 с.;
-	разработан высокооборотный малогабаритный
ТНА со шнеками переменного шага, надежно работаю-
щий в широком диапазоне изменения давлений и рас-
ходов топлива;
-	решена задача отключения одной КС и одного ГГ
в процессе работы двигателя;
-	созданы система и агрегаты регулирования, обес-
печивающие плавное и устойчивое изменение режима
работы в полном диапазоне изменения тяги.
Первые 24 двигателя были изготовлены в ОКБ-154
в 1958 г. Из них 17 - для доводочных испытаний
(в июне - августе в ОКБ-2, с сентября - в ОКБ-154),
7 - для наземных (ОСИ) и летных испытаний в со-
ставе ракеты.
Завод № 154 (ныне Воронежский механический
завод) начал поставки двигателей для доводочных ис-
пытаний и головному разработчику ракеты с декабря
1958 г. В течение 1958-1960 гг. на стендах ОКБ С.А.Ла-
вочкина и НИИХИММАШ было проведено 20 ОСИ в со-
ставе ступени ракеты. Всего было проведено 89 СИ с
суммарной наработкой 37950 с. Летные испытания дви-
гателя в составе ракеты 5В11 проводились на полигоне
в районе озера Балхаш.
В 1959-1962 гг. проведено 65 ЛИ с суммарной на-
работкой 18900 с. При всех испытаниях двигатель обес-
ЖРД 5Д13 (РД-0201)
печил выполнение
требований ТЗ, по-
казав высокую на-
дежность и простоту
в эксплуатации.
В соответствии с
приказом ГКАТ от
29 августа 1960 г.
двигатель запущен
в серийное про-
изводство на ВМЗ,
который изготовил
в 1959-1962 гг. 345
двигателей. Разра-
боткой двигателя
руководили веду-
щие конструкторы А.А.Голубев (1957-1961 гг.) и
Ю.А.Гарманов (1961-1962 гг.) Работы по двигателю
были прекращены согласно приказу ГКАТ от 20 но-
ября 1962 г. о прекращении серийного производства
системы «Даль».
ЖРД 5Д13 (РД-0201) (ведущий конструктор -
Л.А.Поздняков) разрабатывался по приказу ГКАТ № 191
от 27 мая 1959 г. для третьей ступени ЗУР В-1100 ге-
нерального конструктора П.Д.Грушина. Двигатель от-
личается от РД-0200 наличием четырех качающихся КС,
с помощью которых производится управление полетом
ракеты. Тяга двигателя в пустоте - 5,920 тс, удельный
импульс тяги - 260 с, давление в КС - 62,8 кгс/см2, ком-
поненты топлива - АК27П + ТГ-02. В производстве ОКБ
было изготовлено 7 двигателей, проведено 8 огневых
испытаний.
ЖРД РД-0105для третьей ступени
РН8К72«Луна»
Успешные работы ОКБ-154 (КБХА) укрепили ав-
торитет предприятия в этой тематике и привлекли
внимание главного конструктора ОКБ-1 по ракетно-
космической технике С.П.Королева. 10 февраля
1958 г. состоялась встреча С.А.Косберга с С.П.Коро-
левым, положившая начало совместному сотрудни-
честву и новому этапу научной и творческой
деятельности коллектива ОКБ по созданию ряда со-
вершенных ЖРД для ракет космического и оборон-
ного назначения.
На основании постановления ЦК КПСС и Совета Ми-
нистров СССР № 343-166 от 20 марта 1958 г. и приказа
ГКАТ № 114 от 11 апреля 1958 г. в 1958-1959 гг. со-
вместно с ОКБ-1 в рекордно короткий срок (6 месяцев)
был разработан кислородно-керосиновый ЖРД РД-0105
тягой в пустоте 5,04 тс с удельным импульсом тяги
316 с и давлением в камере сгорания 45,9 кгс/см2. Это
был первый отечественный двигатель, разработанный
110
Глава 3
для использования в условиях космоса на третьей сту-
пени (блок «Е») ракеты-носителя 8К72 («Луна»). Его
применение позволило существенно увеличить массу
ИСЗ - с 1400 до 4500 кг - и впервые в мире обеспечить
достижение второй космической скорости.
При разработке двигателя сложилась следующая
кооперация. ОКБ-1 разрабатывало и поставляло ка-
меру сгорания с рамой, газовыми дросселями, при-
водами, клапанами продувки и слива. ОКБ-154
разрабатывало и изготавливало турбонасосный
агрегат, газогенератор, агрегаты автоматики и регу-
лирования, агрегаты для наддува баков. Сборка дви-
гателя и его доводка производилась в ОКБ-154.
Конструктивно двигатель был выполнен по «откры-
той» схеме. Газогенератор работал на основных компо-
нентах. Газогенераторный газ после турбины, проходя
через газовые дроссели, оснащенные приводами, обес-
печивал управление полетом PH. Режим работы двигателя
поддерживался и изменялся регулятором в линии окис-
лителя газогенератора и дросселем соотношения компо-
нентов топлива в линии горючего камеры сгорания.
Воспламенение топлива в камере сгорания осуществля-
лось пороховыми шашками на штативе, устанавливаемом
через сопло, а в газогенераторе - пирозапальниками. Для
наддува баков имелся испаритель жидкого кислорода и
смеситель, в котором балластировался генераторный газ.
Для уменьшения разброса импульса последействия дви-
гатель выключался через конечную ступень тяги.
Испытания двигателя и агрегатов велись на стендах
ОКБ-1 и ОКБ-154. В течение 1958-1960 гг. было из-
готовлено 44 двигателя. На 36 двигателях проведено
74 стендовых испытания, два двигателя прошли ОСИ в
составе ступени PH 30 декабря 1958 г. и 3 июня 1959 г.,
семь двигателей - летные испытания. Суммарная нара-
ботка при СИ и ЛИ составила 27180 с.
2 января 1959 г. с помощью ЖРД РД-0105 был про-
ЖРД РД-0105
веден впервые в мире
запуск космического
объекта в район Луны,
причем впервые в
мире запуск ЖРД был
произведен в кос-
мосе.
12 сентября 1959 г.
впервые в мире на
поверхность Луны
доставлен вымпел с
гербом СССР. Также
впервые в мире 4 ок-
тября 1959 г. прове-
дены облет и
фотографирование
обратной стороны
Луны.
При разработке двигателя впервые решен ряд прин-
ципиально новых технических задач:
-	отработан метод обеспечения надежного запуска
в пустоте;
-	перед крыльчатками насосов окислителя и го-
рючего установлены шнеки, что повысило антикавита-
ционные качества центробежных насосов и позволило
значительно облегчить топливные баки изделия за счет
снижения давления на входе в насосы;
-	отработан газогенератор, работающий на основ-
ных компонентах топлива;
-	применен способ наддува топливных баков изде-
лия газами, вырабатываемыми в специальных агрега-
тах двигателя из основных компонентов топлива.
Работа по теме закончена в декабре 1960 г. Разра-
боткой двигателя руководил ведущий конструктор
В.П.Кошельников.
ЖРД РД-0109 для третьей ступени
PH 8К72 «Восток»
Двигатель РД-0109 разработан на основании поста-
новления ЦК КПСС и Совета Министров СССР № 569-264
от 22 мая 1959 г. и приказа ГКАТ № 213 от 9 июня
1959 г. за 1 год и 3 месяца в 1959-1960 гг. с целью со-
вершенствования характеристик и повышения надеж-
ности третьей ступени (блок «Е») ракеты-носителя
8К72 («Восток»).
Двигатель разработан на базе ЖРД РД-0105, рабо-
тает на тех же компонентах топлива, не имеет значи-
тельных схемных отличий от него и обладает
улучшенными характеристиками:
-	тяга в пустоте - 5,56 тс;
-	удельный импульс тяги - 323,5 с;
-	давление в камере сгорания - 51 кгс/см2.
Двигатель РД-0109 имеет меньшую, чем у предше-
ственника, массу, повышенную экономичность и на-
дежность в работе. Эти преимущества были получены
за счет замены камеры конструкции и производства
ОКБ-1 и создания в ОКБ-154 новой экономичной и
легкой камеры сгорания с открытым гофром (без на-
ружной оболочки) на значительной части высотного
сопла. Повышение экономичности было достигнуто за
счет применения в смесительной головке двухкомпо-
нентных форсунок. Воспламенение компонентов в ка-
мере сгорания производится от малогабаритных
запальников.
В процессе доводки и в начале эксплуатации двига-
теля было выявлено, что при запуске двигателя РД-0105
без промежуточной ступени тяги возможно возникно-
вение высокочастотной неустойчивости в камере сго-
рания. Для устранения этого дефекта в схему двигателя
РД-0109 введен дроссель предварительной ступени на
линии окислителя камеры сгорания.
111
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
ЖРД РД-0109
При создании дви-
гателя основное вни-
мание было обращено
на отработку новой
КС. Первые КС изго-
тавливались в про-
изводстве ОКБ-154,
проходили автоном-
ные огневые испыта-
ния и доводочные
испытания в составе
двигателя. Начиная с
IV квартала 1960 г.
изготовление дово-
дочных и товарных
двигателей произво-
дилось с КС производства ВМЗ. В IV квартале 1960 г.
производством ОКБ-154 было изготовлено 9 товарных
двигателей, из них 5 двигателей повышенной надежно-
сти с КС ВМЗ.
В апреле - октябре 1960 г. было проведено 27 до-
водочных испытаний, при этом суммарная наработка
отдельных двигателей составляла 2-3 ресурса. Пред-
варительные ЛИ проводились с 15 апреля 1960 г. на
шести двигателях-прототипах РД-0105. Первое ЛИ
штатного двигателя РД-0109 проведено 22 декабря
1960 г. Всего до полета Ю.А.Гагарина было проведено
три летных испытания двигателя РД-0109.
С помощью двигателя РД-0109 решены исторические
задачи освоения космоса, прежде всего запуск 12 апреля
1961 г. на околоземную орбиту космического корабля
«Восток» с Юрием Алексеевичем Гагариным на борту
(в ходе этого запуска использовался 17-й по счету ЖРД
РД-0109, изготовленный в производстве), а в дальней-
шем всех одноместных пилотируемых кораблей.
Всего было проведено 576 СИ и 140 ЛИ. Суммарная
наработка при СИ и ЛИ составила 224450 с. Двигатель
РД-0109 в составе ракеты-носителя «Восток» демон-
стрировался в 1967 г. на международных выставках
в Монреале и Париже, а также на ВДНХ СССР.
Производство ОКБ-154 в течение нескольких лет
изготовило и поставило 140 товарных двигателей, ис-
пользованных при пусках PH различного назначения.
Разработкой двигателя руководил ведущий конструк-
тор В.П.Кошельников.
ЖРД РД-0106 для второй ступени
ракеты Р-9А
В соответствии с постановлением ЦК КПСС и Совета
Министров СССР № 521-235 от 13 мая 1959 г. и прика-
зом ГКАТ № 197 от 30 мая 1959 г. ОКБ-154 разработало
высотный ЖРД РД-0106, предназначенный для второй
ступени МБР Р-9А (SS-8 Sasin), работающий на сле-
дующих компонентах: окислитель - жидкий кислород,
горючее - керосин Т-1. Тяга в пустоте - 30,38 тс, удель-
ный импульс тяги - 326 с, давление в КС - 69,5 кг/см2.
Схема двигателя - без дожигания генераторного газа.
Тяга создается четырьмя камерами сгорания, подача
компонентов топлива в которые обеспечивается одним
турбонасосным агрегатом. Рабочим телом турбины ТНА
являются продукты сгорания в газогенераторе, работаю-
щем на тех же компонентах топлива, что и камера сгора-
ния. Газогенераторный газ после турбины направляется в
четыре поворотных рулевых сопла, с помощью которых
осуществляется стабилизация ракеты в полете.
Для наддува топливных баков используются газифи-
катор, в котором газифицируется жидкий кислород для
наддува бака окислителя, и теплообменник, в котором
охлаждается газ, отбираемый из газогенератора для над-
дува бака горючего. Камеры сгорания выполнены с от-
крытым гофром, что позволило снизить массу двигателя.
Поддержание постоянного соотношения компонен-
тов в газогенераторе обеспечивает стабилизатор на
линии горючего газогенератора. Регулирование тяги
осуществляется регулятором, установленным на линии
окислителя газогенератора. Для регулирования выра-
ботки компонентов топлива из баков ракеты на линии
горючего камер сгорания установлен дроссель.
Агрегаты управления двигателя выполнены с пиро-
техническими клапанами. Для предварительной рас-
крутки турбины, воспламенения компонентов топлива
в камерах сгорания и газогенераторе также применены
пиротехнические средства. Четырехкамерная компо-
новка двигателя позволила при существующем диа-
метре ракеты обеспечить минимальную высоту с
большой степенью расширения сопла. Запуск двига-
теля осуществляется через предварительную ступень
тяги, а выключение - через конечную.
Первые доводочные двигатели изготавливались
в производстве ОКБ, а начиная со II квартала 1960 г. дви-
гатели для ДИ и товарных поставок изготавливались на
ВМЗ. В 1960-1966 гг. было проведено 340 доводочных
стендовых испытаний, 2 ОСИ в составе ступени ракеты и
58 ЛКИ. Суммарная наработка составила 21030 с.
ЖРД РД-0107, РД-0108, РД-0110для
РН8К78 «Молния», 11А57 «Восход»,
11А57 и 11А511 «Союз»
Бурное развитие космонавтики в конце 1950-х- на-
чале 1960-х гг. потребовало создания ракет-носителей,
способных выводить на околоземную орбиту космиче-
ские объекты массой до 7000 кг.
Такие ЖРД были разработаны на базе серийного
двигателя РД-0106 и установлены на третьих ступе-
нях PH. Они незначительно отличаются от прототипа
отдельными параметрами (масса, время работы), на
112
Глава 3
Огневое испытание ЖРД РД-0110
ЖРДРД-0110
них отсутствует конечная ступень тяги и реализован
ряд мероприятий по повышению надежности двига-
телей.
ЖРД РД-0107 разработан для PH 8К78 («Молния»)
в соответствии с постановлением ЦК КПСС и Совета
Министров СССР № 388-618 от 10 декабря 1959 г. Ра-
боты начаты в мае 1960 г. В течение 1960-1967 гг.
проведено 92 ДИ, 2 ОСИ в составе ступени РН (22 и
31 августа 1960 г.), 46 ЛКИ. Суммарная наработка со-
ставила 23064 с.
С помощью РД-0107 впервые в мире осуществлены
запуски советских межпланетных КА «Венера» и
«Марс» с их последующим пролетом рядом с соответ-
ствующими планетами (19 мая 1961 г. и 19 июня 1963 г.).
Годы эксплуатации -1960-1968.
ЖРД РД-0108, разработанный для PH 11А57 («Вос-
ход») в соответствии с постановлением ЦК КПСС и Со-
вета Министров СССР № 388-618 от 10 декабря 1959 г.,
аналогичен РД-0107, но изготавливался с повышенной
надежностью для запуска пилотируемых космических
кораблей. Работы начаты в 1962 г. С помощью двига-
теля РД-0108 впервые в мире осуществлен полет эки-
пажа из трех космонавтов (12 октября 1964 г.), выход
в открытый космос (18 марта 1965 г.). В течение 1962—
1966 гг. проведено 36 доводочных стендовых испыта-
ний, одно ОСИ в составе ступени РН, 19 ЛИ. Суммарная
наработка составила 7632 с.
ЖРД РД-0110 разработан для PH 11А57 и 11А511
(«Союз») в соответствии с постановлением ЦК КПСС и
Совета Министров СССР № 437-150 от 13 апреля 1963 г.
и решением ВПК № 97 от 15 мая 1963 г. По сравнению
с базовым двигателем на нем проведен большой объем
конструкторско-технологических работ по повышению
надежности. Двигатель прошел чистовые доводочные
испытания, принят в серию и до настоящего времени
поставляется для третьей ступени ракеты-носителя
«Союз». В процессе серийного изготовления продол-
жались работы по совершенствованию конструкции,
повышению надежности и эффективности методов
контроля.
Всего проведено 3027 СИ,1401 ЛИ. Суммарная на-
работка при СИ и ЛИ составляет 606818 с. Эксплуати-
руется с 1967 г. по настоящее время.
Экспериментальная отработка двигателей РД-0107,
РД-0108 и РД-0110 проводилась на матчасти КБХА и
ВМЗ, товарные поставки производил ВМЗ. Общее ко-
личество ЛИ двигателей РД-0106, РД-0107, РД-0108,
РД-0109, РД-0110 - около 1700.
Разработкой двигателей руководил ведущий кон-
структор Я.И.Гершкович.
113
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
ЖРД РД-0202, РД-0203, РД-0204, РД-0205,
РД-0206, РД-0207для ракеты УР-200
В начале 1960-х гг. потребовалось создание новых,
более совершенных ракет-носителей. Для них необхо-
димо было прежде всего создать ЖРД с более высокими
энергетическими характеристиками. Этого можно было
достичь в основном разработкой двигателя по принци-
пиально новой «замкнутой» схеме с дожиганием генера-
торного газа. В числе первых КБ, начавших разработку
ЖРД по «замкнутой» схеме, было и ОКБ-154.
С 1961 г. началось сотрудничество ОКБ-154 с ОКБ
генерального конструктора В.Н.Челомея и его филиа-
лом (сейчас КБ «Салют»), возглавляемым генеральным
конструктором Д.А.Полухиным. За этот период было
разработано и внедрено на ракетах-носителях В.Н.Че-
ломея и ДАПолухина около 20 различных ЖРД разра-
ботки ОКБ-154 (КБХА), с помощью которых выполнено
большое количество важных задач оборонного, на-
учного и народно-хозяйственного назначения.
В марте 1961 г. ОКБ приступило к созданию двига-
телей для первой и второй ступеней межконтиненталь-
ной баллистической ракеты УР-200, разрабатываемой
на основании постановления ЦК КПСС и Совета Ми-
нистров СССР № 258-110 от 16 марта 1961 г., приказа
ГКАТ № 177 от 16 мая 1961 г. Двигательный блок пер-
вой ступени РД-0202 состоял из четырех автономных
двигателей - трех РД-0203 и одного РД-0204 (с сигна-
лизатором давления), выполненных по схеме с дожи-
ганием генераторного газа. Наддув топливных баков
осуществлялся от систем PH. Двигательный блок вто-
рой ступени РД-0205 включал в себя основной двига-
тель РД-0206, выполненный по схеме с дожиганием, и
рулевой двигатель РД-0207, выполненный по «откры-
той» схеме.
При разработке двигателей потребовались поиск и
выбор оптимальных параметров, освоение новых са-
мовоспламеняющихся компонентов топлива длитель-
ного хранения - четырехокиси азота и
несимметричного диметилгидразина (амила и гептила).
При отработке схемы с дожиганием был решен целый
ряд важных проблем. Одной из них являлась отработка
внутрикамерных процессов: организация смесеобразо-
вания, обеспечение устойчивости процесса горения и ор-
ганизация внутреннего охлаждения. Было выбрано
давление в камере 150 кг/см2, значительно превышающее
давление в камерах двигателей «открытых» схем, соз-
дана камера сгорания с головкой, оснащенной двухкас-
кадными, двухкомпонентными форсунками, с
комбинированным (наружным и внутренним) охлажде-
нием, с фрезерованным профилированным соплом. Не-
обходимое высокое давление в камере сгорания привело
к соответствующему повышению давления во всех агре-
гатах и прежде всего в ТНА.
Новая «замкнутая» схема потребовала существенных
изменений организации рабочего процесса в газогенера-
торе и других агрегатах. Изменился и сам двигатель как
динамический объект регулирования. Усиление взаимо-
связи рабочих процессов во всех агрегатах изменило про-
цесс запуска таких двигателей. Эти отличия определили
новый подход ко всем этапам создания двигателя, вы-
полненного по схеме с дожиганием. Потребовалось ко-
ренным образом пересмотреть сложившиеся ранее
методы экспериментальной отработки двигателей, т.к.
существующую тесную взаимосвязь агрегатов практиче-
ски нельзя воссоздать при автономных стендовых испы-
таниях. Поэтому все огневые испытания агрегатов стали
проводиться только в составе двигателя.
С апреля 1962-го по май 1965 г. было проведено
383 ДИ двигателя РД-0203 с суммарной наработкой
37000 с и 205 ДИ двигателя РД-0205 с суммарной на-
работкой 12000 с.
Коллектив ОКБ работал творчески, с большим эн-
тузиазмом, что позволило создать двигатели в исклю-
чительно короткий срок - уже к 5 ноября 1963 г. было
проведено первое летное испытание ракеты с мощ-
ными двигателями, выполненными по схеме с дожига-
нием. Всего с 5 ноября 1963 г. по 20 октября 1964 г.
было проведено 9 пусков ракеты. Суммарная нара-
ботка двигателей РД-0202 составила 4800 с, двигате-
лей РД-0205 - 2640 с.
Агрегаты и двигатели для экспериментальной отра-
ботки изготавливались в производстве КБХА и ВМЗ,
двигатели для товарных поставок - на ВМЗ.
Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров
СССР № 532-205 от 7 июля 1965 г. разработка ракеты
УР-200 была прекращена. Двигательные блоки РД-0202
и РД-0205 послужили основой всех последующих раз-
работок ОКБ-154 на компонентах амил + гептил. Раз-
работкой двигателей первой ступени руководил
В.П.Козелков, второй ступени - Л.А.Поздняков.
ЖРД РД-0208, РД-0209, РД-0210, РД-0211,
РД-0212, РД-0213, РД-0214 для PH 8К82,
8К82К «Протон»
В соответствии с постановлениями ЦК КПСС и Со-
вета Министров СССР № 714-295 от 23 июня 1960 г. и
№ 346-160 от 16 апреля 1962 г., а также приказом ГКАТ
№ 126 от 25 апреля 1962 г. была начата разработка дви-
гателей второй ступени двухступенчатой PH «Протон»
(8К82, УР-500). Двигательный блок состоял из трех
двигателей РД-0208 и одного двигателя РД-0209 (с
агрегатами наддува баков PH).
В соответствии с постановлением ЦК КПСС и Совета
Министров СССР № 409-183 от 24 апреля 1962 г. PH
8К82 была оснащена третьей ступенью и ей был при-
своен индекс 8К82К (УР-500К). Для второй ступени
114
Глава 3
были модернизированы двигатели РД-0208 и РД-0209,
которые получили индексы РД-0210 и РД-0211.
Двигательная установка третьей ступени РД-0212
состоит из двух двигателей: основного - РД-0213 - и
рулевого - РД-0214. В качестве прототипа двигателей
РД-0208, РД-0209, РД-0210, РД-0211 и РД-0213 был
принят двигатель РД-0206 ракеты УР-200, а отработан-
ные в его составе некоторые узлы и агрегаты были ис-
пользованы без конструктивных изменений.
Принципиальная схема, конструкция основных
узлов и агрегатов, основные параметры двигателей не
имели существенных отличий от двигателей РД-0203,
РД-0204, РД-0206 ракеты УР-200. Поэтому полностью
был использован статистический материал, накоплен-
ный в процессе доводки этих двигателей.
По сравнению с прототипом в схему и конструкцию
двигателей был внесен ряд изменений:
-	в схему двигателя в магистрали горючего КС уста-
новлены мембранный клапан с обводной магистралью
и отсечным клапаном для обеспечения гарантирован-
ного заполнения тракта горючего камеры до завязки
процесса в ГГ с целью исключения недопустимого за-
броса параметров при выходе двигателя на режим;
-	установлены более высоконапорные эжекторы;
-	введен профилированный коллектор горючего КС
для увеличения запаса надежности охлаждения сопла.
Прототипом рулевого двигателя РД-0214 был при-
нят двигатель РД-0207 ракеты УР-200 без существен-
ных конструктивных изменений.
На первом этапе доводочных испытаний использо-
вался задел двигателей РД-0206 и РД-0207.
Все двигатели для PH «Протон» для эксперимен-
тальной отработки изготавливались в производстве
КБХА и ВМЗ, двигатели для товарных поставок - на
ВМЗ. Разработкой двигателей РД-0212, РД-0213,
РД-0214 руководил ведущий конструктор Я.И.Гершко-
вич, двигателей РД-0208, РД-0209, РД-0210, РД-0211 -
ведущий конструктор В.П.Козелков.
ЖРД РД-0211
х
ЖРД РД-0212
Огневые испытания ЖРД РД-0211
Создание двигателей для ракеты-носителя «Про-
тон», как и самой ракеты-носителя, - крупное дости-
жение ракетно-космической техники. Этой
ракетой-носителем решены такие выдающиеся за-
дачи, как вывод на околоземные орбиты тяжелых на-
учных автоматических станций «Протон», запуск
возвращаемых автоматических станций «Зонд» для
облета Луны, доставка на Луну луноходов, запуск
Огневые испытания ЖРД РД-0212
115
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Табл.1
Основные параметры двигателей РН «Протон»
Параметры	Диигатели		
	РД-0208 РД-0209	РД-0210 РД-0211 РД-0213	РД 0214
Тяга в пустоте, тс	58,1	59,36	3,15
Удельный импульс тяги, с	326	326,5	293
Давление в КС, кгс/см2	150	150	54
межпланетных космических аппаратов, взявших
пробы лунного грунта, совершивших посадку на Марс
и Венеру, вывод в космос долговременных орбиталь-
ных станций «Алмаз», «Салют» и «Мир», первых мо-
дулей МКС «Заря» и «Звезда».
Двигатели РД-0210, РД-0211, РД-0213 и РД-0214
эксплуатируются по настоящее время.
ЖРД РД-0216 и РД-0217
В1963 г. КБХА начало разработку двигателей РД-0216
(с агрегатами наддува баков изделия) и РД-0217 для
первой ступени МБР УР-100 (РС-10), разрабатываемой
согласно постановлению ЦК КПСС и Совета Минист-
ров СССР № 389-140 от 30 марта 1963 г., приказу
ГКАТ № 139 от 10 апреля 1963 г. Компоненты топлива -
амил+гептил. Двигательный блок состоит из одного
двигателя РД-0216 и трех РД-0217.
Этот период двигателестроения характеризовался
определенными направлениями и особенностями раз-
работки ракет-носителей. К ним относятся требования
по повышению надежности, экономичности, обеспече-
нию гарантированной защиты внутренних полостей
двигателя от окружающей среды (ампулизация двига-
теля) и наиболее полной имитации натурных условий
при автономных испытаниях. В связи с этим необхо-
димо было принимать новые схемно-конструктивные
решения, разрабатывать новые методики, новые на-
правления отработки.
Требования технического задания головного разра-
ботчика во многом определили схему и конструкцию
двигателя. Была выбрана «замкнутая» схема с высоким
для того времени давлением в КС 150 кг/см2. При раз-
работке двигателя были реализованы оригинальные
схемно-конструкторские решения, часть которых была
защищена авторскими свидетельствами.
Сжатые сроки разработки двигателя привели к не-
обходимости изыскивать возможность их выполнения
без снижения заданной в техническом задании надеж-
ности. К основным мероприятиям, позволившим уско-
рить отработку двигателей и существенно снизить ма-
териальные затраты, следует отнести:
-	испытания двигателей в широком диапазоне из-
менения параметров, значительно превышающем тре-
бования технического задания;
-	многократные испытания одного двигателя путем
его перезарядок;
-	совмещение нескольких задач при одном испыта-
нии двигателя;
-	испытания двигателей при крайних значениях
внешних и внутридвигательных факторов;
-	виброиспытания двигателей на резонансных ча-
стотах;
-	подтверждение устойчивости процесса в ГГ и КС к
жесткому возбуждению.
Благодаря такому подходу к стендовой отработке уже
в 1964 г. двигатель имел степень отработанности, которая
позволила приступить к испытаниям в составе ступени,
а в 1965 г. - к летным испытаниям в составе изделия.
Вместе с совершенствованием конструкции двигате-
лей развивалась и технологическая база предприятия. При
изготовлении двигателя широко применялись такие про-
грессивные технологические процессы, как аргонодуговая
короткоимпульсная сварка, вакуумное литье, объемная
штамповка, электроэрозионная обработка, высадка нако-
нечников, виброполировка, а также новые виды контроля
и технологического обеспечения испытаний двигателя.
Огневые стендовые испытания, подтвердившие от-
работку двигателей на соответствие требования ТЗ,
прошли с 26 декабря 1963 г. по 10 сентября 1966 г.
Летно-конструкторские испытания проходили с 19 апреля
1965 г. по 27 октября 1965 г.
Параллельно с проведением испытаний в 1964 г.
перед предприятием была поставлена задача обеспе-
чить крупносерийное производство двигателей. Кроме
ВМЗ, назначенного головным заводом по производству
двигателей РД-0216 и РД-0217, изготовление двигате-
лей было поручено Пермским заводам им. Я.М.Сверд-
лова (двигатели) и им. М.И.Калинина (агрегаты),
которым была передана конструкторская документация
116
Глава 3
для проработки и подготовки производства. Двигатели
РД-0216 и РД-0217 успешно прошли полный цикл от-
работки на соответствие требованиям ТЗ, показав вы-
сокую надежность, и постановлением ЦК КПСС и
Совета Министров СССР от 21 июля 1967 г. были при-
няты в эксплуатацию в составе первой баллистической
ампулизированной ракеты УР-100 РВСН.
С 1969 по 1974 г. двигатели РД-0216 и РД-0217 ус-
пешно прошли ЛКИ в составе модернизированных
ракет УР-100М, УР-100К и УР-100У, показав высокую
надежность в более сложных условиях эксплуатации
ракет (увеличение времени работы двигателя, гаран-
тийных сроков эксплуатации, повышенная стойкость к
сейсмическому воздействию). Всего было проведено
1108 ЛИ с суммарной наработкой 187170 с. Стендовая
отработка двигателей производилась на материальной
части КБХА и ВМЗ. Товарные поставки производили
ВМЗ, заводы им. Я.М.Свердлова и им. М.И.Калинина. В
1967-1993 гг. в эксплуатации находились одновре-
менно около 4000 двигателей.
Разработкой двигателей руководили ведущие кон-
структоры В.П.Кошельников (1963-1970 гг.) и Ю.АТар-
манов (1970-1974 гг.). За создание образцов новой
техники КБХА в августе 1969 г. награждено орденом
Ленина, главный конструктор КБХА А.Д.Конопатов удо-
стоен звания Героя Социалистического Труда, ведущий
конструктор В.П.Кошельников стал лауреатом Госу-
дарственной премии, группа работников КБХА была на-
граждена орденами и медалями СССР.
ЖРД РД-0225 для космической станции
«Салют» («Алмаз»)
ЖРД РД-0225
Для космической
станции «Салют»
(«Алмаз»), разрабаты-
ваемой в соответствии
с постановлением ЦК
КПСС и Совета Ми-
нистров СССР от
1 июля 1966 г. и при-
казом МОМ № 436 от
22 октября 1966 г. ,
КБХА создало двига-
тель РД-0225 с вытес-
нительной системой
подачи топлива, мно-
гократным включе-
нием (до 100 раз) и
длительным временем
пребывания в космосе в
работоспособном со-
стоянии (до двух лет).
Основные параметры:
-	тяга в пустоте - 400 кгс;
-	удельный импульс тяги - 291 с;
-	давление в КС - 9 кг/см2.
Двигатель, работающий на топливе амил + геп-
тил, имеет низкое давление в камере сгорания, что
является достоинством двигателя: он может рабо-
тать при низких давлениях в баках горючего и окис-
лителя. Охлаждение камеры сгорания и начала
сверхзвуковой части сопла производится горючим,
остальная сверхзвуковая часть сопла - неохлаждае-
мый насадок из жаропрочного сплава ВЖ-100. Дви-
гатель управляется двумя одинаковыми по
конструкции электромагнитными клапанами и не
имеет системы межпусковой продувки. Двигатель
изготавливался в производстве КБХА. Огневые
стендовые испытания (включая МВИ) были прове-
дены на 119 двигателях в 1968-1973 гг. Было про-
ведено 23898 пусков с суммарной наработкой
412712 с.
Двигатель успешно эксплуатировался в составе
пяти космических станций «Салют» с 1973 по 1992 г.
Суммарная наработка составила 2691 с.
Разработкой двигателя руководил ведущий кон-
структор В.М.Бородин.
ЖРД РД-0221 для разгонного блока
лунного комплекса ЛЗ
В1965-1970 гг. КБХА вело разработку ЖРД РД-0221
на компонентах топлива амил + гептил для использо-
вания в качестве двигательной установки разгонного
блока лунного комплекса ЛЗ системы Н1-ЛЗ. Характе-
ристики двигателя:
-	тяга - 8 тс;
-	удельный им-
пульс тяги - 330 с;
-	давление в ка-
мере сгорания -
125 кгс/см2.
Двигатель был
спроектирован с
возможностью
многократного
включения. Веду-
щий конструктор -
В.М.Бородин.
На этапе огне-
вых доводочных
испытаний созда-
ние ЖРД РД-0221
было прекращено
в связи с заверше-
нием работ по си-
стеме Н1-ЛЗ.
ЖРД РД-0221
117
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
4. Ф .Су>само£аспй
АО «Климов»
ЖРД С.П.И30Т0ВА
Отрывок из книги «Изотов».
Издательство «СК-Столица», 2012
Ракетная жила
Интересен путь, по которому тема ракетных двига-
телей на жидком топливе пришла на Завод имени Кли-
мова. Отправной фигурой здесь стал генерал-майор
инженерно-технической службы Василий Иванович Та-
расов, который с 1947 г. работал у В.Я.Климова заме-
стителем главного конструктора по науке и руководил
крупнейшей в Союзе экспериментальной лаборато-
рией. В 1956 г. Тарасов был назначен директором за-
вода № 466 и с самого начала поставил во главу угла
загрузку мощностей предприятия перспективной рабо-
той.
Василий Иванович добился заказа на выпуск жид-
костных ракетных двигателей, разработанных в ОКБ-2
главного конструктора А.М.Исаева. Таким образом,
завод № 466 стал одним из первых предприятий Мин-
авиапрома, освоившим тематику ЖРД.
Успех подсказал Тарасову идею организации собст-
венного заводского ОКБ, сосредоточенного на созда-
нии ракетной техники. Василий Иванович поделился
своими мыслями с давним коллегой по климовскому
ОКБ конструктором Анатолием Сергеевичем Мевиусом
и предложил ему возглавить проектную структуру в со-
ставе завода.
В начале 1958 г. опытное конструкторское бюро
(ОКБ-466) было создано, а Мевиус назначен его глав-
ным конструктором. Этот профессионал имел хорошую
теоретическую подготовку, острый ум, способный на
глубокий анализ, смелость в принятии решений и не-
поколебимый здравый смысл, не позволявший увле-
каться авантюрами.
Первой работой было освоение в производстве
ЖРД С2.711 для зенитной управляемой ракеты В-750,
созданного в исаевском ОКБ-2. А подлинный разгон
творчеству Мевиуса придало постановление Совмина
СССР от 4 июня 1958 г., определившее широкий фронт
работ по ракетам и авиационным средствам ПВО.
На заводе и ОКБ № 466 начались интенсивные ра-
боты по развертыванию серийного производства дви-
гателя С2.711, для чего проектировали новые стенды.
В городе Зеленогорске под Ленинградом была по-
строена испытательная станция. А уже в феврале 1958 г.
ОКБ Мевиуса получило задание совместно с ОКБ
Исаева разработать ЖРД для второй ступени противо-
ракеты В-1000 конструкции П.Д.Грушина. Новый дви-
гатель - С2.726 - в следую-
щем году выдержал конт-
рольные испытания и был
допущен к летным испыта-
ниям, которые проходили на
полигоне в Казахстане.
Результаты работы но-
вого ОКБ позволили начать
самостоятельную разра-
ботку ЖРД 5Д12, которым
предполагалось оснастить
вторую ступень грушинской
С.П.Изотов
зенитной ракеты 5В21 для системы С-200.
На этом этапе технических разработок в судьбе
ОКБ-466 произошел крутой поворот, предопределив-
ший судьбу проектной организации, ее изделий и, в ко-
нечном итоге, судьбу главного конструктора.
В самом начале 1960-х гг. в высших эшелонах вла-
сти было выдвинуто неожиданное предложение объ-
единить две ленинградские проектные организации -
ОКБ Изотова и Мевиуса, занимавшиеся разработкой
авиационных двигателей. На уровне заместителя
председателя Совмина СССР Д.Ф.Устинова и Пред-
седателя Госкомитета по авиационной технике
П.В.Дементьева состоялись совещания, после кото-
рых 19 декабря 1962 г. вышел приказ Государственного
комитета по авиационной технике об объединении за-
вода № 117 и ОКБ № 466 в Государственный машино-
строительный завод № 117. Главным конструктором
и руководителем единого предприятия был назначен
С.П.Изотов.
В состав завода № 117 было переведено порядка
ста конструкторов и инженерно-технических работни-
ков ОКБ-466, в результате проектные работы объеди-
ненной структуры значительно активизировались.
Кроме того, были переведены около двухсот производ-
ственников и группа обслуживания натурных испыта-
ния изделий. Специализированные бригады были
сформированы таким образом, что на практике они
представляли собой объединенные укрупненные бри-
гады без определения четкой специализации сотрудни-
ков по авиационной или ЖРД-тематике, хотя со
временем специализация все-таки наметилась. После
объединения все силы были брошены на доводку и
подготовку к государственным испытаниям двигателя
5Д12.
На заводе, к тому времени уже носившем имя Кли-
мова, была полностью разработана достаточно слож-
ная система регулирования. Конструкторам удалось
решить вопрос глубокого дросселирования и устойчи-
вости процессов в широком диапазоне тяг. За четыре
года доводочных работ было произведено 128 огневых
испытаний на 80 двигателях. Контрольные испытания
завершились в ноябре 1963 г., и двигатель в том же
118
Глава 3
году запустили в серийное производство на заводе
№ 466 «Красный Октябрь».
Это была первая большая победа коллектива Изо-
това в создании ЖРД! В результате конструкторы
смогли создать машину, имевшую в своей схеме по-
истине революционные нововведения, которые обес-
печивали предельную тяговооруженность ракеты,
надежность силовой установки и высокий срок службы
изделия.
Ведущим конструктором двигателя 5Д12 был Петр
Дмитриевич Гавра, которого Изотов сразу отметил как
самого знающего, талантливого и активного среди при-
шедших мевиусовских конструкторов. В дальнейшем
Гавра стал главной опорой и помощником Изотова в
создании ЖРД, а потом и других двигателей. Сергей
Петрович увидел в Гавре родственную душу. Петр
Дмитриевич мгновенно разбирался в любой проблеме
и умело организовывал ее решение.
Одновременно в 1962-1963 гг. на заводе № 117 шло
эскизное проектирование двигателей Р1-117 для осна-
щения третьей ступени ракеты УР-200А (8К83) и Р2-117
для оснащения баллистической ракеты УР-500 (8К82),
разрабатываемых ОКБ-52 В.Н.Челомея.
Работы по этим двигателям, которыми руководил
ведущий конструктор Виктор Петрович Сигалов, прак-
тически ограничились эскизными проектами и свер-
нуты в 1963 г. Характерно, что в лексиконе Изотова
тогда появилась новая поговорка: «Посмотрите-ка,
такой молодой, а уже - Челомей!»
Укрощение огня. ЖРД 15Д13 и 15Д14
для второй ступени ракеты УР-100
Ракета 8К84 или УР-100 была разработана под
руководством академика Челомея. Задание на раз-
работку ракеты было выдано постановлением прави-
тельства 30 марта 1963 г.
УР-100 была выполнена по схеме «тандем» с последо-
вательным разделением ступеней и плотной компоновки
отсеков. Ракета конструктивно состояла из двух ступеней
и головной части. В корпусе первой ступени 8С816 разме-
щались четыре маршевых ЖРД 15Д2 (РД-0216 и РД-0217)
с поворотными соплами. Вторая ступень 8С817 по кон-
струкции была аналогична первой и состояла из хво-
стового, топливного и приборного отсеков. Разработку
маршевого однокамерного ЖРД 15Д13 и четырехка-
мерного рулевого ракетного двигателя 15Д14 поручили
ленинградскому Заводу имени Климова. Общее руко-
водство по созданию этой двигательной установки, по-
лучившей индекс 8Д419, осуществлял П.Д.Гавра.
Ведущими конструкторами по 15Д13 был О.А.Соловьев,
по 15Д14 - ПААдамович.
Для испытаний двигателей использовалась база
НИИТП в Нижней Салде. Двигатель испытывался в на-
земных условиях без замеров тяги, они осуществля-
лись с моделированием «высотных» условий при ис-
пользовании газодинамической трубы. Проведение
всесторонних испытаний 324 опытных двигателей
(около 500 испытаний - отдельно маршевых двигате-
лей и двигателей в связке) позволило сдать в про-
изводство надежную и отлаженную пусковую установку
8Д419 для баллистической ракеты.
Дмитрий Николаевич Крылов вспоминает напряжен-
ный момент работы над изделием: «Во время работы над
ракетным двигателем второй ступени «сотки» 8Д419 я
был начальником бригады турбонасосных агрегатов, пи-
тающих камеру сгорания. Топливо, агрессивное, ядови-
тое, небрежности в исполнении не терпело: компоненты
чуть сойдутся вместе - все насмарку! Расплата за малей-
шую ошибку следовала немедленно...
Однажды опытное изделие уже в полной готовности
было поставлено на страт, а в насосе вдруг сдало
уплотнение. Вспышка! Изделие сгорело полностью. От
него остались лишь гарь и лужа расплавленного ме-
талла с кучей исковерканных обломков.
Звоним, спрашиваем, что случилось. Блюдя секрет-
ность, нам отвечают: «У Чехова под мышкой пожар».
Начальником работ по турбонасосным агрегатам был
специалист по фамилии Чехов, а «подмышкой» назы-
валось место на двигателе в районе выхлопного па-
трубка.
Изотов был вне себя и бушевал как ураган! Чехова
снял, поставил на эту должность другого человека. Это
не было результатом гневного настроения. Главный
конструктор не был доволен руководителем, который
обещал и не выполнял, недочеты был склонен скры-
вать, выдавал желаемое за действительное. Ситуация
не могла иметь иного разрешения. К сожалению, труд-
ности на этом не закончились. Однажды пришлось
лезть на заправленную ракету, стоящую на старте, и
вырезать в корпусе отверстие, после чего менять на-
сосный турбоагрегат, а затем и заваривать корпус.
Ничего, справились...
Хрущев, скорее всего, очень верил в универсаль-
ность ракетного оружия, поэтому авиацию отодвинул
на второй план. Министерство авиапромышленности
проявило чудеса гибкости, пытаясь перехватить ракет-
ную тематику, принадлежавшую Министерству воору-
жения и Министерству общего машиностроения. И ведь
получилось! ОКБ и заводы были готовы к созданию ра-
кетной техники...
Государственные испытания были успешно прове-
дены в марте 1968 г. Производство маршевых двигате-
лей 15Д13 и рулевых двигателей 15Д14 было
организовано на заводе «Красный Октябрь» в Ленин-
граде и на заводе им. П.И.Баранова в Омске. Производ-
ство рулевых двигателей 15Д15 позднее передали на
завод «Стрела» в Оренбурге.
119
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
ЖРД конструкции С.П.Изотова для второй ступени МБР УР-100
При разработке 8Д419 широко использовались экс-
периментальные данные и рекомендации ЦИАМ, НИИ-1,
ГИПХ, НИИ-29 и других институтов, опыт ведущих двига-
телестроительных конструкторских бюро страны: ОКБ-2
(г. Калининград), ОКБ-154 (г. Воронеж), ОКБ-276 (г. Куй-
бышев (Самара)), ОКБ-456 (г. Химки). Существенный
вклад внесли заместитель начальника НИИ-1 Александр
Павлович Ваничев, заместитель начальника ЦИАМ Вале-
риан Романович Левин, заместитель директора ГИПХ Ев-
гений Андреевич Сиволодский.
Двигательная установка 8Д419 стала базовой кон-
струкцией для всех ЖРД, разработанных позже на За-
воде имени Климова. Компоновка двигателей,
конструкция камеры сгорания, турбонасосного агре-
гата, газогенераторов использовались во всех дальней-
ших разработках завода. Создание 8Д419 позволило
сформулировать конструкторские и технологические
концепции разработки высокоэффективных ЖРД в
диапазоне тяг 1000-15000 кг.
Инженерный штурм
На Заводе имени Климова была спроектирована и по-
строена двигательная установка 8Д419, по внутризавод-
ской классификации именовавшийся изделием «Н». Это
был тот уникальный случай, когда в короткий временной
отрезок вся интеллектуально-производственная мощь
предприятия была сосредоточена на одном проекте со-
вершенно незнакомой доселе тематики.
Сергею Петровичу в это время было около пятиде-
сяти лет - расцвет сил! Люневич, Кирзнер, Аванесов,
Мирзабекян - все изотовские замы были людьми того
же поколения и той же климовской школы. Изотов
довел ее основы до совершенства, придав ей черты
универсальности.
Молодежь в такой комфортной творческой среде
работала с энтузиазмом и рвением. Давали премию -
радовались. Не было ее, и не замечали, потому что ма-
териальный стимул стоял далеко не на первом плане.
Это было время азартных созидателей, которыми дви-
гало стремление к новизне.
Михаил Аронович Волович и Александр Павлович
Жуков вспоминают атмосферу того периода: «Во время
работы над ЖРД обстановка в ОКБ была достаточно су-
ровой. Можно сказать, что конструкторы были моби-
лизованы на создание ракетной техники
государственной важности - фактически «поставлены
под ружье» и «переведены на казарменное положе-
ние». Ведь с завода не уходили сутками, ночуя на рас-
кладушках. Все понимали: надо! Держали нас не деньги -
они были невелики и мало что значили в то время. Дер-
жал долг, гражданская совесть, чувство, схожее с тем,
что заставляет доктора идти в ночь сквозь снежную
пургу по бездорожью на помощь серьезно больному
человеку...»
Война интеллектов
Ежедневно утром, в 8.00, в МАП докладывали о сде-
ланном накануне. Ровно через полчаса ту же информа-
цию запрашивал оборонный отдел обкома партии.
Леонид Евсеевич Заславский так иллюстрирует об-
становку тех дней: «Она была настолько серьезной, что
Изотов дал мне, Анатолию Решетникову и Константину
120
Глава 3
Бозову право прямого доступа к нему в кабинет в любое
время. Мы не злоупотребляли этим, но когда время не
терпело ни минуты, это право было очень полезным.
Однажды, войдя к Изотову без предварительного
звонка, я застал потрясающую картину. Посередине
стоял широкий длинный стол в обрамлении малиновых
стульев. Сергей Петрович в одной рубашке и брюках на
подтяжках ползал на четвереньках по стульям по пери-
метру стола, нависая над разложенными на нем черте-
жами и компоновочными кальками, выполненными на
бумаге марки «Д».
За спиной главного конструктора параллельно ему
молчаливо перемещались группы специалистов. Когда
Изотов замирал над каким-то вариантом, ему тут же на-
чинали рассказывать о преимуществах и недостатках
данной компоновки какого-то подшипника. Он слушал,
а затем продолжал все так же, на четвереньках, пере-
мещаться по стульям дальше, пока не натыкался в куче
разложенных бумаг на очередное интересное решение
по упрямому подшипнику, которому все никак не нахо-
дилось подходящее место...
Я, остолбенев, наблюдал за этим «таинством». Шел
настоящий творческий процесс! Редкостное зрелище...
Изотов еще пару раз прополз вдоль всего стола, замер
возле одной компоновки и вдруг с размаху шарахнул
по ней всей пятерней: «Все! Как у бабы между ног, так
тут ему и место!»
Все кучки компоновок, кроме избранной, тут же ис-
чезли со стола. И Сергей Петрович, расписывавшийся
обычно длинно, поставил на бумагах свою «короткую»
подпись: «ИС». Подмахнул - готово! И все мигом очи-
стили кабинет: бегом за работу! Потрясающе...»
Кстати будет сказать, что на заводе негласным про-
звищем Изотова была аббревиатура «СП»: «СП сказал, СП
решил, СП распорядился...» Это созвучие, возможно,
весьма импонировало Сергею Петровичу, который знал,
что точно так же среди ракетчиков с уважением прозвали
другого главного конструктора-Сергея Павловича Коро-
лева, с которым Изотов был лично знаком...
В работе одно накладывалось на другое, хрониче-
ский дефицит времени порождал цейтнот, и появля-
лось желание не давать повода контролирующим
организациям для нагнетания обстановки. Высшие ин-
станции заставляли заниматься тем, что им на данный
момент казалось первоочередным, хотя на самом деле
было второстепенным. В такой ситуации самым пра-
вильным было скрыть некоторые детали обстановки,
действуя по поговорке «молчание - золото».
Изотов, несмотря на свои железные принципы,
порой откровенно и беззастенчиво врал и в телефон-
ную трубку, и в глаза, выкраивая бесценное для всех
нас время. Но при этом весь коллектив, что называется,
«стоял на ушах», разрабатывая мероприятия по ликви-
дации дефекта на двигателе».
Сергей Петрович всеми правдами и неправдами ста-
рался получить кредит времени, зная, что он сработает
во благо, а перед начальством оправдается конечным
результатом.
Во время испытаний ракетного двигателя цех № 7/10,
как официально называлась испытательная станция,
работал в четыре смены по шесть часов - сутки напро-
лет. ЧП случались то и дело. Для руководителей это
означало срочный выезд на «испыталку». Мчались при-
нимать решение на месте...
«Русский крест»
Иван Васильевич Жила спустя годы признается:
«Мы занялись ракетной темой, можно сказать, с на-
скоку, не зная всех тонкостей и подводных течений, по
принципу «а давайте сделаем!» И получилось! «ЖРДи-
сты» до сих пор удивляются удачливости новичков -
все просто, и все работает!
Поразительного, впрочем, ничего не было - побе-
дил свежий взгляд на тему. Работа шла практически
круглосуточно на протяжении семи - десяти месяцев.
Ленинград и Свердловск связал «воздушный мост»,
созданный ведомственными самолетами Минавиа-
прома. По требованию руководства нашего завода
борты летали в Нижнюю Салду с регулярностью
трамваев и по первой необходимости - с изделиями
и командированными специалистами. Все силы были
брошены на создание и доводку ракетного двигателя.
Отступать было некуда.
Испытаниям предшествовали долгие процедуры
монтажа двигателя на стенде в боксе, различные
проверки, герметизации стыков, прозвоны электро-
цепей. Запуск происходил после третьего предупре-
дительного гудка поджогом пороховой шашки,
которая своим газом раскручивала турбину с двумя
насосами, подающими окислитель и горючее. Все
это занимало настолько краткое время, что со сто-
роны походило на взрыв: нажали кнопку - бабах, и
все заревело! Уловить подробности этого мгновения
могла только записывающая аппаратура. Пламенный
выхлоп из бокса бил в огневой двор метров на де-
сять и выглядел таким плотным, что, казалось, шила
не сунешь. Сила сумасшедшая! Лес в отдалении ка-
чался! Ракетный двигатель должен был отработать
триста секунд.
Однажды при отработке «нашей» второй ступени
в сноп огня попала рама крепления ступени, так
потом ее отыскали метров за пятьдесят, смятую уда-
ром невообразимой мощи!
Эти триста секунд на испытаниях конструкторам
и инженерам казались вечностью: отработает или
сгорит? Никто и подумать не мог, что пять минут
могут быть такими долгими...»
121
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
На ракетном двигателе несколько раз подряд слу-
чился системный дефект, который получил сокращен-
ное название «ВЧ». Это было высокочастотное
колебание фронта горения прямо у форсуночной го-
ловки - явление разрушительное, изученное мало, и
как с ним бороться, не знал никто. Конструкция разле-
талась вдребезги. Это случилось после длительного пе-
риода довольно успешных испытаний, и поначалу не
могли понять, в чем его причина. Ученые только разво-
дили руками...
Решение искали всем миром. Изотов собрал у себя
в кабинете около сорока разнопрофильных конструк-
торов. Каждый излагал свои фантазии, пытаясь объ-
яснить природу «вредного» явления. Сергей Петрович
внимательно слушал каждого, пытаясь уловить хоть
какой-то намек на истину, хоть какую-то зацепочку для
решения проблемы. Увы!.. С дефектом этим боролись
долго.
Олег Федорович Арьков рассказывает, как удалось
подобраться к его загадке и найти правильное решение:
«На испытаниях каждый восьмой-десятый ракетный
двигатель взрывался. Он имел цилиндрическую камеру
сгорания. Когда пошло разрушение изделия на стенде,
конструкторы, влившиеся в наш коллектив во главе с
Мевиусом, предложили перепроектировать камеру сго-
рания на сферическую - у них был стабильный опыт
создания таких узлов. Такой подход не нашел понима-
ния у «коренной» изотовской команды, избравшей ме-
тодологией доводки выявление и устранение
конкретных дефектов в попытке понять, в чем дело, и
ликвидировать причину.
Однажды мне поручили осмотреть матчасть, при-
бывшую с испытаний в Нижней Салде. Двигатель был
весь разворочен, но я обратил внимание на отломанную
и раздутую трубку измерения давления в камере. Для
такого «фокуса» нужно давление в три тысячи атмо-
сфер! Откуда? Видимо, там происходило нечто подоб-
ное детонационному сгоранию.
Кое-какие сведения об этом мы почерпнули из аме-
риканской технической литературы. В 1926 г. англий-
ские ученые, изучая процессы горения, обратили
внимание на странное явление: беспорядочное, каза-
лось бы, пламя перед затуханием быстрой детонацион-
ной волны (на т.н. детонационном пределе) вдруг
превращалось в упорядоченный смерч - огненное ядро.
Оно двигалось по трубе со скоростью в несколько
тысяч метров в секунду по винтовой линии.
Исследователи назвали это явление спиновой дето-
нацией. Она наблюдается в трубопроводах при взрывах
обедненных или обогащенных газовых смесей, в каме-
рах сгорания низкого давления при работе в режимах,
близких к условиям детонационных пределов. Проана-
лизировав данные иностранных исследователей, мы
поняли, что нашли ключ к пониманию проблемы раз-
рушения ЖРД. Все сошлось! Картина дефекта пред-
стала следующим образом. Из мерной трубки шел им-
пульс взрыва, инициирующий нечто вроде спиновой
детонации в самой камере сгорания (условия в ней со-
ответствуют условиям этого явления за передним
фронтом ударной волны). Американские конструкторы
гасили этот дефект применением т.н. креста.
Свои соображения я высказал на большом совеща-
нии у Изотова в присутствии Дементьева и министра
общего машиностроения Сергея Александровича Афа-
насьева. Причину увидели в ударном вихре, возникаю-
щем в камере сгорания. Его-то и надо было укротить
«крестом»! Это должно было прекратить вращательное
перемещение фронта детонационной волны.
Конструкторы «нехорошую» мерную трубку выбро-
сили, на форсуночную головку поставили шестилуче-
вой крест. Дефект исчез полностью.
Успех дался сверхнапряжением сил ОКБ. Доста-
точно сказать, что рабочий график конструкторов, ин-
женеров и производственников уплотнился настолько,
что пришлось даже купить раскладушки и комплекты
постельного белья: специалисты ночевали прямо в по-
мещениях ОКБ, чтобы не тратить время на дорогу и до-
машние хлопоты. Работа по «ЖРД-тематике» была
интересной, но выматывающей до предела сил.
Глядя на Изотова, специалисты удивлялись: ужом
вертелся на всех сковородках сразу!
Дефект вибрационного горения вообще присущ всем
ЖРД, но каждый борется с ним своим способом. Мы были
не первыми и не последними, кто прошел эту стадию соз-
дания ракетного двигателя. Мощный газовый поток, ис-
ходящий из камеры сгорания, следовало разбить на
мелкие «лучи» и таким образом нейтрализовать импульс,
вызывающий эффект вибрационного горения.
Этим новшеством и стал т.н. крест, образованный
системой перегородок, специально вмонтированной
в дно камеры сгорания между многочисленными фор-
сунками, расположенными в шахматном порядке. Пе-
регородки во время работы двигателя, конечно,
сгорают, но их хватает для того, чтобы изделие на-
дежно отработало в течение положенного времени».
Теория и практика катастроф
Военные настаивали на регулярных проверках ис-
правности ракет на боевых позициях, хотя такая мера
предосторожности была совершенно излишней: кон-
струкция изделия гарантировала пуск в течение назна-
ченного ресурса сроком в десять лет. Но люди в
погонах продолжали настаивать. Эти проверки стали
причиной нескольких инцидентов и одной катастрофы
на УР-100.
Изотов в своем ближайшем окружении рассказы-
вал об инцидентах и случаях взрывов в ракетных
122
Глава 3
шахтах, информация о которых практически не вы-
ходила за пределы района ЧП. Впервые это случи-
лось где-то под Казанью, и тогда обошлось без
жертв. Правительственная комиссия начала разби-
раться с инцидентом. Выяснилось: произошел само-
запуск второй ступени. В закрытой шахте это
закончилось взрывом.
Сколько ни допрашивали солдат из боевого рас-
чета, ничего толком от них добиться не удалось. И
только когда один из офицеров госбезопасности уже
в десятый раз принялся допрашивать одного из солдат,
тот в отчаянии рубанул как есть: «У нас был перерыв, и
я ничего не слышал, потому что над ухом у меня рабо-
тал вентилятор...» Офицер КГБ насторожился: «Какой
такой вентилятор? Ведь вы до сих пор говорили, что
все было обесточено». Зацепка оказалась правильной!
Выяснилось, что солдаты в перерыв «развлекались»,
«тыкая» 12-вольтным штепсельным разъемом в разъем
на 24 вольта: «Что будет?» Результатом стал запуск вто-
рой ступени двигателя баллистической ракеты. И это
не анекдот.
Оказалось, что с точки зрения стандартизации
разъемы, рассчитанные на разное напряжение, сде-
лали одинаковыми и тем самым создали предпо-
сылку к ЧП. Пока промышленность работала над
выпуском новых разъемов, было решено провести
профилактическую работу по всем ракетным «точ-
кам», чтобы предотвратить повторение инцидента.
Но катастрофа все-таки случилась. 5 августа 1967 г.
в ходе проведения регламентных работ в шахтной
пусковой установке (36-я ракетная дивизия, Красно-
ярск-66) произошел запуск двигателя УР-100 и
последовавший за этим взрыв. В результате ката-
строфы погибли тринадцать человек.
Изотов рассказывал, что сохранилась запись всего
происходившего в командном бункере управления си-
стемами. Инспектировать шахту приехал генерал. Ре-
шением на месте была команда укоротить провода
настолько, чтобы разъемы было невозможно совме-
стить даже по ошибке. Солдат исполнил и доложил:
«Разъем не доходит». Голос генерала на записи: «Аты
потяни!» Голос солдата: «Не доходит!» Генерал на-
стоял: «А ну, еще потяни!»
Дальше - взрыв... Глупость, наложившаяся на про-
блему стандартизации.
По счастью, накануне ядерную боеголовку отсоеди-
нили и разместили на безопасном расстоянии от ста-
ционарной боевой позиции. Срочно, с привлечением
оперативников КГБ СССР, разыскали главного кон-
структора Изотова и главного конструктора Воронеж-
ского КБХА Александра Дмитриевича Конопатова,
находившихся в отпусках в Эстонии и на Кавказе. Если
Сергею Петровичу сразу в двух словах объяснили при-
чину, то Конопатова чекисты везли в Москву в полном
неведении судьбы... Предполагать можно было все что
угодно, но явно «дело пахло керосином».
Ракета в шахте должна была простоять в готовности
к пуску в течение одиннадцати лет. При этом изделие
было полностью герметизировано - все отверстия и
входы были заглушены, чтобы внутрь не проникли ни
грызуны, ни насекомые. Такой случай, кстати сказать,
был на испытаниях ТВЗ-117, когда паук своим телом
перекрыл жиклер автомата запуска, и двигатель вышел
из строя...
Всем миром
В середине 1960-х гг. было решено изучить воздей-
ствие агрессивных компонентов топлива на ракету при
ее длительной эксплуатации. Результаты этих испыта-
ний позволили продлить гарантийный срок до 15 лет,
затем - до 20, а позднее - и до 25 лет.
Работая над двигательной установкой 8Д419,
команда Изотова впервые столкнулась с необходи-
мостью создать камеру сгорания, работающую при дав-
лении 120 атмосфер, а конструкция работала с
высококалорийным топливом и при больших темпера-
турах.
Изотов рассказывал, что ракетный конструктор
Глушко от этого задания отказался и Сергею Петровичу,
уже связанному обязательством по двигателю второй
ступени УР-100, сочувственно сказал: «Я со своим кол-
лективом из двадцати тысяч сотрудников эту машину
сделать не берусь. Как ты берешься построить ее за два
года, я не представляю...»
Отказались от этого проекта и другие конструкторы,
имевшие опыт создания ракетных двигателей. Но Изо-
тов с задачей справился, и за разработку ракетного
двигателя для межконтинентальной баллистической
ракеты УР-100 был удостоен 29 августа 1969 г. звания
Героя Социалистического Труда, а Ленинградский госу-
дарственный машиностроительный завод имени Кли-
мова награжден орденом Ленина.
Звезду Героя и орден заводу Сергею Петровичу по-
сулили, когда уговаривали взяться за проект ЖРД. Когда
ракета была принята на вооружение, Кремль о первона-
чальных посулах «забыл». Пришлось напомнить...
Работы по созданию ЖРД силами Завода имени
Климова с большой интенсивностью велись в 1970-
1980-х гг. и были полностью завершены в 1991 г.
Сравнительный анализ конструктивных особенно-
стей и характеристик изотовских изделий, проведен-
ный в конце 1980-х гг., выявил закономерную и
парадоксальную черту: эти машины отличает все та
же фирменная «климовская» легкость, возведенная
Изотовым в абсолют. Эти изделия в то время были
непревзойденными в мире по соотношению массы
двигателя с агрегатами и его максимальной тяги...
123
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
8. И. ‘Ъаниль ъенка
ЖРД ПАО «КУЗНЕЦОВ»
С 1959 по 1973 г. на предприятии были разрабо-
таны и созданы жидкостные ракетные двигатели
принципиально новой замкнутой схемы на экологи-
чески чистых компонентах - жидкий кислород и ке-
росин - для первой ступени межконтинентальной
баллистической ракеты Р-9А.8К75, для первой и вто-
рой ступеней глобальной ракеты ГР-1.8К713, четырех
ступеней ракетно-космического комплекса Н1-ЛЗ для
полета человека на Луну.
Предыстория начала работ по ЖРД
Летом 1958 г. опытный завод Ns 276 (ныне ПАО
«Кузнецов»), возглавляемый Н.Д.Кузнецовым, посе-
тил Главный конструктор - основоположник практи-
ческой космонавтики С.П.Королев. Сергей Павлович
осмотрел цеха, с интересом расспрашивал Николая
Дмитриевича, вникая в детали конструкции разраба-
тываемых авиационных двигателей, технологию, со-
стояние и организацию проектных и опытных работ.
Чувствовалось, что С.П.Королева увлекли возможно-
сти и перспектива сотрудничества с Н.Д.Кузнецовым.
Какие же события предшествовали приезду
С.П.Королева на завод Ns 276? В начале 1958 г. ос-
новной монополист и идеолог ракетного двигателе-
строения Валентин Петрович Глушко на совещании
в Государственном институте прикладной химии из-
ложил проблему развития жидкостных ракетных дви-
гателей так.
Жидкий кислород как окислитель для ЖРД непер-
спективен. Он очень взрывоопасен, требует большого
времени для доводки и значительно уступает по
удельному импульсу тяги топливу с окислителем
жидким фтором.
Открытая схема ЖРД, в которой энергия для при-
вода насосов получается за счет сжигания в газогене-
раторе не основного топлива двигателя, а
вспомогательных компонентов (например, перекиси
водорода и керосина), продукты сгорания которых вы-
брасываются в атмосферу, еще не исчерпала своих
возможностей. По такой схеме в конце 1950-х гг. были
выполнены все отечественные и зарубежные ЖРД.
Замкнутая схема ЖРД, в которой энергетика для
привода насосов получается за счет сжигания в газо-
генераторе малого количества основного горючего и
всего окислителя с последующим использованием
продуктов сгорания в основной камере сгорания, тре-
бует более высокого давления за насосами, а потому
она более сложная. Ее удельный импульс тяги на
15-20 % выше, чем у открытой схемы. В 1960-е гг. по
этой схеме необходимо провести экспериментальные
работы и только в 1970-е гг. приступить к созданию
ЖРД замкнутой схемы.
Такое развитие ЖРД для тяжелых ракет не устраи-
вало С.П.Королева. (Первые замыслы о тяжелых ра-
Н.Д.Кузнецов.
Дважды Герой
Социалистического Труда.
Генеральный конструктор
авиационных, ракетных и
наземных двигателей. Д.т.н.
Ttэнерал-лейтенант ИТС.
Академик АН СССР/РАН
124
Глава 3
кетах-носителях появились у него в 1956 г. Тогда
идею создания тяжелого носителя сочли преждевре-
менной. Но уже 23 июня 1960 г. по инициативе Сергея
Павловича было принято Постановление ЦК КПСС и
Совета Министров СССР № 715-296 «О создании
мощных ракет-носителей, спутников, космических
кораблей и освоении космического пространства в
1960-1967 годах».)
Сергею Павловичу нужны были двигатели на ком-
понентах жидкий кислород и керосин, так как двига-
тели на высококипящих компонентах не могли
обеспечить требуемых удельных импульсов тяги.
Создание таких двигателей требовало применения
жидкого кислорода в качестве окислителя и замкну-
той схемы. В.П.Глушко отказался разрабатывать
такой двигатель.
Поэтому среди авиационных двигателистов
С.П.Королев начал искать генеральных конструкто-
ров, которые бы взялись за разработку двигателя на
компонентах жидкий кислород и керосин. С этой
просьбой он обратился к А.М.Люльке и С.К.Туман-
скому. Они отказались. По совету А.Н.Туполева Сер-
гей Павлович обратился к Н.Д.Кузнецову. Они очень
быстро нашли общий язык. Так и завязались взаимно
уважительные отношения этих двух выдающихся
личностей.
Завод начал заниматься жидкостными ракетными
двигателями с мая 1959 г. Свой подход к этой работе
Николай Дмитриевич на одном из совещаний в ОКБ
сформулировал так: «Мы не знаем ни открытой, ни
замкнутой схемы, как и вообще ЖРД, но работать над
открытой схемой - значит проходить уже пройденный
ракетчиками путь, который не имеет перспективы.
Поэтому нужно браться за новую, перспективную за-
мкнутую схему. Мы понимаем, что предстоят трудно-
сти, но без преодоления трудностей мы с вами не
продвинем вперед отечественную космонавтику».
Замкнутая схема ЖРД была известна еще в сере-
дине 1950-х гг. только как схема. Серьезных разра-
боток по ней не было.
Обладая обостренным чувством нового, он под-
ключил коллектив ОКБ к созданию ЖРД замкнутой
схемы на компонентах жидкий кислород и керосин.
С.П.Королев поддержал Николая Дмитриевича.
Это было новое направление не только для на-
шего завода, но и для всей страны, т.к. после нас все
другие ОКБ стали заниматься только такой схемой.
Началу работ по ЖРД предшествовали следующие
документы:
-докладная записка от 18 апреля 1959 г. Н.Д.Куз-
нецова о проработке задания председателя Госкоми-
тета Совета Министров СССР по авиационной технике
П.В.Дементьева о включении ОКБ-276 в работу по
созданию ЖРД для дальних ракет;
В. Н. Орлов	Н.Д. Печен кин
-	проект постановления Совета Министров СССР по
созданию двигателей для дальних баллистических ракет;
-	постановление ЦК КПСС и Совета Министров
СССР № 521-235 от 13 мая 1959 г. (приказ Госкоми-
тета Совета Министров СССР № 197 сс/ов от 30 мая
1959 г.);
-	график заданий первого этапа работ по двига-
телю НК-9;
-	приказ № 4с Генерального конструктора Н.Д.Куз-
нецова по Государственному союзному ордена Ле-
нина заводу № 276 от 27 мая 1959 г.;
-	приказ № 5с Генерального конструктора Н.Д.Куз-
нецова по заводу № 276 о переоборудовании стенда
цеха № 14 для испытаний как двигателя в целом, так
и его основных узлов и агрегатов.
ЖРД для МБР Р-9 (Р-9А). 8К75
13 мая 1959 г. постановлением ЦК КПСС и Совета Ми-
нистров СССР № 521-235 и приказом Государственного ко-
митета (ГКАТ) Совета Министров СССР № 197 сс/ов
от 30 мая 1959 г. «...завод № 276 привлекается к ра-
ботам по созданию в качестве дублера двигателя
НК-9 для первой ступени МБР Р-9.8К75».
«По свидетельству исследователей и очевидцев,
в то время у руководства страны еще не было опре-
деленного мнения о том, какой конструкции следует
отдать предпочтение: МБР на низкокипящих или МБР
на высококипящих компонентах топлива. Видимо, по-
этому было принято решение о параллельной разра-
ботке двух проектов...» (Ракетные комплексы РВСН.
Техника и вооружение, вчера, сегодня, завтра... - М.:
РВСН, 5-6. 2001.-С. 31.).
Первоначально все проектно-доводочные работы
по двигателю НК-9 были распределены по бригадам
ОКБ-276:
-	общая компоновка и обвязка ГТД - центральная
бригада, начальник-Л.А.Черкасов, общей компонов-
кой руководил В.А.Барышевский;
-	камера сгорания - горения, начальник - А.А.Та-
наев;
125
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
ЖРД8Д517
ЖРД НК-9 (8Д717)
М.А. Кузьмин
-	расчет охлаждения
камеры сгорания - тепло-
физическая, начальник -
В.Н.Орлов;
-	турбонасосных агре-
гатов, начальник
А.И.Елизаров;
-	управление пневмо-
гидросхемой и регулиро-
вание двигателей
бригада регулирования,
начальник - Н.Д.Печенкин;
-	термодинамические
расчеты ЖРД - бригада термодинамики, начальник -
В.С.Кондрусев;
-	прочностные расчеты - бригада прочности, на-
чальник - Л.М.Шнеерсон;
-	газогенератора, начальник - Ю.Д.Кудашев.
Из каждой бригады были выделены инженеры, ко-
торым было поручено освоить теорию и опыт проекти-
рования узлов ЖРД. По договоренности Н.Д.Кузнецова
с В.П.Глушко большая группа конструкторов и расчет-
чиков ОКБ в июне 1959 г. была направлена в ОКБ Ва-
лентина Петровича для «прохождения стажировки и
заимствования опыта». По воспоминаниям В.Н.Орлова,
«... это была творческая работа с работниками ОКБ
В.П.Глушко. Они все рассказывали, знакомили нас с
агрегатами, особенностями их работы и доводки, ме-
тодиками расчета. Ничего не скрывали...».
Двигатель НК-9 первой ступени, по идее С.П.Коро-
лева и Н.Д.Кузнецова, должен представлять собой дви-
гательную установку, состоящую из четырех автономно
работающих одиночных двигателей, установленных на
одну общую раму на подшипниках и объединенных
общей системой питания жидким кислородом и керо-
сином. Одиночные двигатели тягой 36 тс каждый
должны быть выполнены по замкнутой схеме с дожи-
ганием окислительного генераторного газа после тур-
бины. Решался вопрос: делать ли общий
турбонасосный агрегат один на четыре камеры сгора-
ния, или каждая КС будет иметь свой ТНА. Николай
Дмитриевич предложил делать ТНА на каждую камеру
сгорания, мотивируя это тем, что двигатель в 36-40 тс
может пригодиться для других ракет. Сергей Павлович
с этим предложением сразу согласился. Управление
вектором тяги двигательной установки осуществлять
за счет качания одиночных двигателей в одной плоско-
сти. (В начале 1960 г. одиночный двигатель получил ин-
декс 8Д517, двигательная установка - двигатель НК-9 -
индекс 8Д717.)
Руководителем работ по двигателю НК-9 назна-
чен главный конструктор М.А.Кузьмин. Началась на-
пряженная работа коллектива, согласно графику
инв. № 1415сс, утвержденному председателем ГКАТ
П.В.Дементьевым.
В период с мая по декабрь 1959 г. были выпол-
нены следующие работы:
1.	На основании предварительной проработки
проекта совместно с ОКБ-1 составлены технические
условия на двигатель НК-9, утвержденные главным
конструктором С.П.Королевым 2 июля 1959 г.
2.	В соответствии с согласованными техническими
условиями в июле 1959 г. разработана компоновка
двигателя.
126
Глава 3
С.Н.Еремин	Б.ГЛукашев
М.Н.Карпилов
3.	Рабочая компоновка
двигателя закончена 10 ав-
густа 1959 г. Выданы зада-
ния конструкторским
бригадам ОКБ на деталь-
ную разработку узлов.
4.	Выпуск рабочих чер-
тежей двигателя закончен
15 сентября 1959 г.
5.	Изготовлен один
комплект узлов для полно-
размерного технологиче-
ского макета с участием
серийных заводов Куйбышевского совнархоза: № 24
(ныне ПАО «Кузнецов»), № 207 (ныне ПАО «Салют»),
№ 35 (ныне АО «Авиаагрегат»), № 305 (ныне ПАО
«Гидроавтоматика»), № 454 (ныне Самарское госу-
дарственное предприятие «Старт»), Ns 525 (ныне АО
«Металлист-Самара»).
6.	Собран и отправлен 4 ноября 1959 г. полно-
размерный технологический макет двигателя НК-9 в
ОКБ-1. Компоновка двигателя была выполнена
В.А.Барышевским под руководством и при непо-
средственном участии Н.Д.Кузнецова. По воспоми-
наниям В.Н.Орлова, «... Сергей Павлович был
восхищен макетом. Все сотрудники его ОКБ прихо-
дили посмотреть макет НК-9. Их удивляли ажур-
ность и изящество дизайна этого двигателя...».
7.	Согласованы с ОКБ-1 габаритно-установочные
чертежи двигателя НК-9 в соответствии с макетом.
Постановлениями ЦК КПСС и Совета Министров СССР
№ 521-235 от 13 мая 1959 г. и Ns 655-294 от 16 июня
1959 г., приказом ГКАТ № 241 от 26 июня 1959 г. по соз-
данию ЖРД НК-9 для МБР Р-9 и ее модификации Р-9А
обязали Куйбышевский, Московский, Харьковский, Дне-
пропетровский, Свердловский совнархозы»... оказать
всемерную помощь заводу Ns 276 не только в создании
двигателя, но и в строительстве испытательных сооруже-
ний... Построить на территории завода Ns 276:
-	стенды для испытания камер сгорания, турбона-
сосных агрегатов и газогенераторов; стенды ввести в
эксплуатацию в октябре 1959 г.;
-	стенд для испытаний блока камер сгорания;
стенд ввести в эксплуатацию в I квартале 1960 г.
Для обеспечения экспериментально-доводочных
испытаний двигателя в целом построить на стройпло-
щадке испытательной базы завода Ns 24 два стенда для
завода Ns 276 со сроком введения в эксплуатацию
в IV квартале 1960 г....». (Строительство эксперимен-
тально-испытательной базы для завода Ns 276 началось
в конце 1959 г. Начальником базы (филиала завода) на-
значен Б.ГЛукашев (1960-1980 гг.), главными инжене-
рами были Р.С.Мулин (1960-1961 гг.), С.Н.Еремин
(1961-1968 гг.), ЛЛ.Коваленков (1968-1977 гг.). Пер-
вые огневые испытания ЖРД 8Д517 на стенде вновь по-
строенной базы прошли во II квартале 1962 г.)
Несмотря на огромную помощь, строительство шло с
большим отставанием от намеченных сроков.
Опытное производство двигателя 8Д517 осу-
ществлялось на Куйбышевском заводе Ns 24 им.
М.В.Фрунзе в 1960-1962 гг. Об этом периоде вспо-
минает первый начальник ОКБ-2 (ОКБ-24, п/я 148)
М.Н.Карпилов:
«В июне 1959 г. с группой конструкторов и расчетчи-
ков ОКБ Н.Д.Кузнецова я осваивал в ОКБ В.П.Глушко опыт
проектирования узлов ЖРД... В конце 1959 г. докумен-
тация на камеру сгорания двигателя 8Д517 передана
на завод Ns 24 им. М.В.Фрунзе, который был опре-
делен головным заводом по серийному производ-
ству. Одновременно с документацией появился на
заводе и я как ведущий конструктор по серийному
производству.
ЮАБажмин
ААТанаев
127
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
С легкой руки Г.З.Зарова, который в то время был
начальником ОКБ-24 (п/я 148), у меня появились две
замечательные помощницы - Нина Пчелинцева и
Вика Соколова. Вот мы трое и были у истоков ОКБ-2.
С передачей на серийные заводы документации по
остальным узлам и агрегатам двигателя (ТНА, газо-
генератор, автоматика, комплектующие сборки) наша
«тройка» росла и превратилась в группу сопровож-
дения серийного производства, руководителем кото-
рой был я. Шел интенсивный рост коллектива,
который комплектовался частично из работников
опытного завода № 276 и завода № 4 им. М.В.Фрунзе,
но, в основном, пополнялся молодыми специали-
стами - выпускниками КуАИ и авиационного техни-
кума (1958-1963 гг. выпуска).
Были организованы бригады сборки (начальник -
В.И.Черкасов), турбонасосных агрегатов (начальник -
И.Г.Дорфман), горения (камера сгорания) (начальник -
Э.И.Фрейдин), газогенератора (начальниками в раз-
ные годы были Ю.С.Маман, И.И.Балаклеец, Ю.С.Лад-
зин; бригада газогенератора располагалась на п/я
207, пос. Мехзавод), трубопроводов и арматуры (на-
чальниками в разные годы были Е.Р.Резчиков,
В.Ф.Макалов, Н.Д.Дорофеев); а также техсектор
(группа изменений) (В.В.Соколова)...».
ВIV квартале 1960 г. был изготовлен одиночный
двигатель 8Д517. Огневые испытания двигателя
8Д517 начались 12 января 1961 г. на стендах
НИИХИМмаш.
В течение 1961 г. было проведено три успешных ис-
пытания одиночного двигателя: ОД-8 (23 января) нара-
ботал по программе 22 с, ОД-13 (5 апреля) -105 с, а на
ЖРД НК-9В (8Д718)
двигателе ОД-19/2 (10 авгу-
ста) достигнуто непрерыв-
ное время работы 150 с (по
техническому заданию -
130 с) на режиме главной
тяги (35 тс). Давление в ка-
мере сгорания двигателя
8Д517 при испытании со-
ставляло более 100 кгс/см2.
(Для сравнения: суще-
ствующие двигатели рабо-
тали по открытой схеме при
Н.Г.Трофимов
давлении в камере примерно 80 кгс/см2.) Ряд двига-
телей прошли повторные успешные испытания до
суммарной наработки 255 с. Испытаниями двигателей
руководил заместитель главного конструктора
Н.А.Дондуков. Ведущим конструктором был
Г.А.Асеев, затем А.А.Танаев. Испытания проводила
бригада испытаний во главе с Ю.А.Бажминым.
В процессе огневых испытаний двигателя 8Д517
столкнулись с труднообъяснимым явлением высоко-
частотных колебаний в камере сгорания. В.Н.Орлов
вспоминал: «Мы не знали и не представляли себе, что
такое высокочастотное горение в камере сгорания по
схеме «газ - жидкость» и как с ним бороться». Зало-
женная в конструкцию замкнутая схема не позволяла
отработать процесс горения в камере сгорания без
отработанного газогенератора и турбонасосного
агрегата. Препятствовало этому отсутствие матери-
альной части и стендовой базы.
Проблему удалось решить лишь со временем.
Время было упущено. На первую ступень МБР Р-9А
был установлен четырехкамерный ЖРД РД-111 ОКБ-456
В.П.Глушко. (РД-111 - двигатель открытой схемы на
компонентах жидкий кислород и керосин.)
ЖРД для глобальной ракеты ГР-1.8К713
24 сентября 1962 г. постановлением Совета Ми-
нистров СССР № 1021-438 и приказом председателя
Государственного комитета Совета Министров СССР
по авиационной технике № 323 от 16 октября 1962 г. кол-
лективу завода предписано создать двигатели НК-9 для
первой ступени и НК-9В для второй ступени глобаль-
ной ракеты ГР-1.8К713.
Двигатель НК-9 необходимо было создать на базе
находившегося в доводке двигателя той же индексации,
при этом тягу одиночного двигателя 8Д517 необходимо
форсировать на 5,5 %. Двигатель НК-9В поручено раз-
работать на базе одиночного двигателя 8Д517 с высот-
ным соплом. (Согласно приказу № 3 от 3 января 1963 г.,
изделиям НК-9 и НК-9В, предназначенным для офици-
альных испытаний или на поставку в другие организа-
ции, присвоены индексы 8Д717 и 8Д718.)
128
Глава 3
Они были первыми. Работники группы управления и автоматики испытательной станции №21 (стенд 101)
филиала завода №276. Слева направо, сидят: 1-й ряд - Тарасов, И.П.Служаев, Н.П.Карпухин, В.Н.Воронцов,
Н.Г.Малохатко; 2-й ряд - П.Е.Морозов, ЮЛ.Богатов, И.И.Шумеев, Ю.И.Вдовин, ТА.Рыбалкина,
В.Н.Поляков - руководитель группы, Козырева, С.В.Нурдин, Н.С.Которое; стоят: 3-й ряд - Тюрин, Н.М.Савельев,
А.Мурашов, ВАКосарев, ААКотляров, П.И.Кислов, В.М.Уразов, Носанов; 4-й ряд - В.М.Низкодуб, П.КАрефьев,
И.ПАфонькин, Г.Семенов, АЛлисс: 5-й ряд - Б.Макаров, Г.Малявин, А.Н.Золотенков, С.Г.Рыбалкин,
ВА.Силенко, Н.И.Бычковский, Юдин, А.Барышкин; г. Куйбышев, пос. Прибрежный, октябрь 1964 г.
В приказе председателя ГКАТ № 323 от 16 октября
1962 г. предписано создать на территории организации
п/я 32 (завод № 24 им. М.В.Фрунзе) филиал ОКБ Н.Д.Куз-
нецова. Задачей филиала являлось конструкторское со-
провождение производства ЖРД разработки ОКБ
Н.Д.Кузнецова на серийных заводах № 24,207,305,454
и 525 Куйбышевского совнархоза, участвовавших в коо-
перации по изготовлению ЖРД. В соответствии с прика-
зом группа сопровождения была реорганизована в
филиал ОКБ-276 при серийном заводе.
2 ноября 1962 г. Н.Д.Кузнецов издал приказ № 27с
по заводу, согласно которому был разработан и на-
правлен в Государственные комитеты по авиационной
и оборонной технике, а также в ОКБ-1 С.П.Королева
план-график работ по созданию двигателей НК-9 и
НК-9В. Директор завода П.М.Маркин и главный кон-
структор М.А.Кузьмин отправили в Куйбышевский
совнархоз график изготовления и сборки двигателей
НК-9 и НК-9В серийными заводами.
По инициативе Н.Д.Кузнецова 15 ноября 1962 г.
приказом ГКАТ № 200 на заводе «Металлист» орга-
низован филиал численностью сотрудников 20 чело-
век по конструкторскому сопровождению камер
сгорания ЖРД НК-9 и НК-9В. Руководителем филиала
назначен Н.Г.Трофимов.
В связи со сложившейся тематикой работ завода
по двум направлениям «... с целью дальнейшей спе-
циализации коллектива, а также увеличения и кон-
кретизации руководства проектированием и доводкой
изделий ...» ОКБ Н.Д.Кузнецова разделено на два
опытно-конструкторских бюро: ОКБ-1, занимающееся
разработкой и доводкой газотурбинной техники, и
ОКБ-2, занимающееся разработкой и доводкой жид-
костных ракетных двигателей. Начальником ОКБ-1
назначен заместитель Генерального конструктора
В.Д.Радченко, заместителем начальника ОКБ-1 -
В.Л.Скворцов. Начальником ОКБ-2 назначен замести-
тель главного конструктора В.Н.Орлов, заместителем
начальника ОКБ-2 - В.В.Татаринов.
На экспериментально-испытательной базе (фи-
лиал завода) проводилась отработка одиночного дви-
гателя 8Д517. Во II квартале 1962 г. проведено первое
испытание двигателя 8Д517. В процессе отработки
двигателя получена тяга 38 тс. В июне 1964 г. прове-
дены чистовые испытания двигателей Р115004 и
Р115005. Двигатель НК-9 (8Д717) не испытывался в
129
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Табл.1
Характеристики ЖРД 8Д517, НК-9, НК-9В
Двигатель	8Д517	НК-9 (8Д717)	НК-9В (8Д718)
Год создания	1960-1964	1964	1964
Тяга у Земли, тс	36-38	152	-
Тяга в пустоте, тс	43,5	174	46
Удельный импульс тяги в пустоте, с	326	328	352
Давление в камере сгорания, кгс/см2	105,5	105,5	93,8
Удельная масса, кг/тс	11,3	10,4	13,8
Время работы в полете, с	150	150	155
Опытное производство	1960-1962	-	-
Серийное производство	1963-1964	1963-1964	1963-1964
филиале завода. (В 1960-1962 гг. проводилось
строительство испытательной базы для ЖРД. Работы
велись круглые сутки. Значительный вклад в созда-
ние базы внесли первые инженеры, техники, рабочие:
С.Н.Еремин, Г.В.Богдановский, Л.Л.Коваленков,
П.А.Цветов, Г.И.Авдеев, В.П.Потапов, А.А.Ярилин,
Н.П.Карпухин, В.Н.Поляков, И.П.Служаев, Ю.И.Вдо-
вин, Ю.С.Бугрин, А.Н.Ефанов, Г.В.Зоркин, Н.В.Богат-
кин, Ю.С.Скобелев, В.А.Чалков, А.Г.Кузичкин,
И.В.Хвостиков, Е.И.Буянин, М.А.Краснова, А.И.Крюков
(ОКБ) и другие специалисты.)
Об этом периоде вспоминает руководитель
группы управления и автоматики В.Н.Поляков. «Мно-
гому приходилось учиться. Учились «жадно». Ведь
первый комплекс системы управления для стенда 101
проектировало и изготавливало Московское кон-
структорское бюро приборостроения. Учились и в
НИИХИМмаш... Мне и по ночам приходилось ходить
пешком (7 км) из Прибрежного на работу. Работать
двое суток с двумя ночами подряд приходилось
очень часто. Максимально было подряд - три ночи.
Так работали и мои коллеги. Мы понимали, что де-
лаем дело важное для страны... ».
Параллельно с работами по двигателям 8Д517 и
НК-9 (8Д717) проводились работы по созданию дви-
гателя НК-9В (8Д718) для второй ступени глобальной
ракеты ГР-1. Двигатель создан на базе одиночного
двигателя 8Д517 в карданном подвесе для качания в
двух плоскостях рулевыми агрегатами, с двумя со-
плами крена на срезе сопла, агрегатом подачи топ-
лива в камеру сгорания, агрегатом наддува
топливных баков, агрегатами управления тягой, соот-
ношением компонентов топлива и соплами крена. В
сентябре 1962 г. проведено первое испытание двига-
теля НК-9В.
В соответствии с приказом председателя ГКАТ
филиалы ОКБ Н.Д.Кузнецова при заводах Ns 24 и 525
с 1 января 1964 г. объединились с ОКБ-24 в ОКБ-276-24. В
ОКБ-276-24 созданы два тематических ОКБ: ОКБ-1 и
ОКБ-2.
«За ОКБ-1 закрепить работы по газотурбинной тема-
тике на базе НК-12МВ и его модификаций. За ОКБ-2 за-
крепить работы по окончании конструкторской доводки
изделий 8Д717 (НК-9) и 8Д718 (НК-9В) и внедрение этих
изделий в серийное производство; работы по конструк-
торской, технологической и производственной доводке
двигателя 11Д53 (НК-19), а также с изготовлением изде-
лий 11Д51 (НК-15) и 11Д52 (НК-15В) на заводах Средне-
Волжского совнархоза. Назначить начальником ОКБ-1 тов.
Г.З.Зарова. Назначить начальником ОКБ-2 тов. М.Н.Кар-
пилова. (Выписка из приказа Генерального конструктора
Н.Д.Кузнецова от 30 января 1964 г.)
В июне-июле 1964 г. проведены чистовые испы-
тания четырех двигателей НК-9В. Серийное производ-
ство двигателей 8Д517, НК-9 и НК-9В
осуществлялось на Куйбышевском заводе № 24 им.
М.В.Фрунзе в 1963-1964 гг. В связи с решением пра-
вительства о закрытии темы по ГР-1 работы по дви-
гателям 8Д517, НК-9 и НК-9В были прекращены.
С целью сосредоточения усилий разработчиков и
производственников на создании двигателей для ра-
кеты-носителя Н1, а также с целью экономии средств
было принято решение межведомственные стендовые
испытания двигателей НК-9 и НК-9В не проводить,
задел по ним использовать в разработках ЖРД НК-15,
НК-15В и НК-19.
130
Глава 3
5.4.	Соколов, М.Ъ Мельников
ЖРД, СОЗДАННЫЕ ОКБ-1 - ЦКБЭМ - НПО
«ЭНЕРГИЯ»-РКК «ЭНЕРГИЯ» ИМ. С.П.КОРОЛЕВА
Предисловие
Исследования и разработки жидкостных ракетных
двигателей в ОКБ-1 -ЦКБЭМ - НПО «Энергия» - РКК
«Энергия» им. С.П.Королева имеют многолетнюю ис-
торию. Среди работ по созданию жидкостных ракет-
ных двигателей, проведенных в различных
конструкторских бюро СССР и России, работы нашего
коллектива занимают особое место. Это объясняется
тем, что ЖРД разгонных ракетных блоков, функцио-
нирующие в космических условиях и после длитель-
ного нахождения в невесомости, наиболее тесно
связаны с элементами двигательной установки (ба-
ками, магистралями подвода компонентов), с их кон-
струкцией, тепловыми и гидродинамическими
процессами, происходящими в них.
Успешному созданию космических двигателей во
многом способствовало то обстоятельство, что в ракет-
ном ОКБ-1 коллектив двигателистов работал в тесном
сотрудничестве с разработчиками ракетных блоков.
Ядро этого коллектива составила группа специалистов,
которая в отделе М.В.Мельникова лаборатории ЖРД
НИИ-1 в течение 1946-1952 гг. исследовала процессы,
протекающие в кислородно-керосиновых жидкостных
двигателях. Результаты многолетней работы показали
высокую экономичность кислородно-керосиновых
ЖРД, возможность эффективного охлаждения камеры
сгорания и устойчивость процесса.
В 1952 г. по предложению С.П.Королева реше-
нием Военно-промышленной комиссии при Совете
Министров СССР группа специалистов НИИ-1 во главе
с М.В.Мельниковым была переведена в ОКБ-1 и со-
ставила основу отдела разработчиков ракетных дви-
гателей.
В1954-1957 гг. по поручению С.П.Королева под ру-
ководством В.П.Мишина и М.В.Мельникова в ОКБ-1
были созданы первые в мире управляющие двигатели
для ракеты Р-7, обеспечившей запуск пер-
— вых искусственных спутников Земли. Не-
обходимость создания двигателей в ОКБ-1
была вызвана тем, что разработчик основ-
ных двигателей для ракеты Р-7 В.П.Глушко
отказался их создавать.
За 60 лет деятельности отдел ЖРД раз-
вился в мощный коллектив разработчиков
двигателей, двигательных и энергетических
установок, которому С.П.Королев и его пре-
емники поручали срочные и ответственные
работы.
Становление и развитие направления
ЖРД и двигательных установок на пред-
приятии сопровождалось созданием и
постоянным совершенствованием экспе-
риментальной базы: для вновь создавае-
мых изделий, обладающих новыми
свойствами и характеристиками, требова-
лись современные стенды и установки,
позволяющие в земных условиях отраба-
тывать и подтверждать новые техниче-
ские решения.
Создание двигателей - плод усилий
многочисленных коллективов конструкто-
ров, производственников, испытателей РКК
«Энергия», Завода экспериментального ма-
шиностроения, Воронежского механиче-
ского завода, Исследовательского Центра
имени М.В.Келдыша, НИИХИММАШ и мно-
гих смежных организаций и предприятий.
В период бурного развития советско-рос-
сийской ракетно-космической техники каж-
131
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
дый вновь создаваемый двигатель обеспечивал реше-
ние приоритетных задач, не имел прототипа и являлся
оригинальной разработкой.
На разных этапах развития направления ЖРД актив-
ную организационную и творческую роль играли высо-
копрофессиональные специалисты, которых по праву
можно назвать первопроходцами и патриотами ракет-
ной техники. Это В.П.Мишин, М.В.Мельников, И.И.Рай-
ков, П.Ф.Шульгин, П.А.Ершов, А.Н.Вольцифер,
Ю.П.Ильин, Л.Б.Простов, Ю.К.Семенов, В.Г.Бордзыко,
А.Н.Аверков, Ю.Ф.Гавриков, Г.Г.Головинцова, М.П. Гапо-
ненко, М.М.Викторов, Г.А.Иванов, С.Г.Ударов, В.С.Ов-
чинников, Р.А.Турков, А.А.Борисенко, Б.М.Бочаров,
В.М.Протопопов, Г.Г.Подобедов и многие другие.
Истоки работ по ЖРД в ОКБ-1.1933-1952гг.
Поворотным пунктом в истории развития отече-
ственной ракетной техники стало создание в 1933 г. Ре-
активного научно-исследовательского института РККА.
Деятельность нового института с самого начала была
ориентирована не столько на научно-исследователь-
ские работы, сколько на практическое создание об-
разцов вооружения и передачу их Красной Армии. Уже
в первых тематических планах РНИИ как наиболее важ-
ные и перспективные отмечались работы по жидкост-
ным ракетным двигателям.
Во втором отделе РНИИ в бригаде В.П.Глушко
последовательно отрабатывался ряд модификаций
азотнокислотных ЖРД семейства опытных ракетных
моторов. В бригаде Л.С.Душкина разрабатывались ана-
логичные по тяге кислородно-керосиновые ЖРД. Про-
цесс создания двигателей сопровождался большими
трудностями, связанными с обеспечением работоспо-
собности камеры сгорания. По этой причине работы по
кислородно-керосиновым ЖРД в ноябре 1936 г. были
переведены в разряд научно-исследовательских.
В марте 1936 г. в РНИИ был создан пятый отдел во
главе с С.П.Королевым, которому принадлежала ини-
циатива разработки ракетного истребителя-перехват-
чика с ЖРД, а на первом этапе - ракетоплана (т.е.
аппарата, не имеющего возможность осуществлять са-
мостоятельный взлет, но оснащенного ракетным дви-
гателем для маршевого полета и эволюции в воздухе).
В начале 1937 г. РНИИ, переданный во вновь образо-
ванный Наркоматоборонной промышленности, лишился
своего прежнего названия и, ставший закрытой органи-
зацией, назывался НИИ-3. 28 февраля 1940 г. на аэро-
дроме у подмосковной станции Подлипки совершил
первый полет ракетоплан РП-318-1 конструкции С.П.Ко-
ролева с установленным на нем азотнокислотным ЖРД
РДА-1-150, разработанным Л.С.Душкиным. Это был пер-
вый в СССР полет человека (летчик - В.П.Федоров) на ле-
тательном аппарате с реактивным двигателем.
Продолжая работы довоенного периода, НИИ-3 со-
вместно с авиационным КБ В.Ф.Болховитинова разра-
ботал к июню 1941 г. и представил в правительство
предложения о создании ракетного истребителя-пере-
хватчика с ЖРД. 1 августа было подписано постанов-
ление Государственного Комитета Обороны о его
постройке. Уже через полтора месяца под руковод-
ством А.Я.Березняка и А.М.Исаева в КБ был создан пла-
нер будущего перехватчика, а в институте поставлен на
стендовые испытания азотнокислотно-керосиновый
ЖРД-1 -А-1100 тягой 1100 кг конструкции Л .С. Душкина
и ВАШтоколова (ведущий испытатель - А.В.Палло).
Работы над ракетным перехватчиком были продол-
жены в Свердловске и в Билимбае. Их результатом
стало создание самолета БИ. Опытный образец само-
лета впервые испытывался в воздухе 15 мая 1942 г. на
аэродроме Кольцово близ Свердловска (летчик-испы-
татель - Г.Я.Бахчиванджи). Это был первый в СССР
полет самолета с ЖРД, который мог совершать само-
стоятельный взлет. Летные испытания самолета БИ
продолжались около двух лет и дали важный экспери-
ментальный материал. Однако был отмечен ряд нега-
тивных моментов:
-	применение в двигательной установке вытесни-
тельной системы подачи компонентов топлива сильно
ограничивало возможности самолета;
-	использование в самолете единственного ЖРД
(без других источников тяги) неизбежно приводило к
очень малой продолжительности полетов (аналогичное
ограничение имел и созданный в те же годы в Германии
реактивный перехватчик Ме-163).
На повестку дня были поставлены вопросы создания
ЖРД с насосной системой подачи. В 1942 г. отдел
Л.С.Душкина приступил к разработке первых в Совет-
ском Союзе ЖРД с турбонасосным агрегатом: однока-
мерного РД-2М и двухкамерного РД-2МЗВ. Летом этого
года эскизный проект реактивного самолета «302» был
закончен. Основными его авторами были АГ.Костиков,
М.К.Тихомиров, Л.С.Душкин, В.С.Зуев. Эскизный проект
был представлен политическому руководству страны.
Постановлением Государственного Комитета Обороны от
15 июля 1942 г., подписанным И.В.Сталиным, НИИ-3 был
преобразован в Государственный институт реактивной
техники. Постановлением ГКО от 26 июля 1942 г. инсти-
туту поручалось создать под руководством главного кон-
структора А.Г.Костикова самолет «302» и представить
его в марте 1943 г. на летные испытания.
Однако разработка самолета «302» в предписанные
сроки завершена не была. А.Г.Костиков 18 февраля
1944 г. был снят с должности и передан следственным
органам. Разработка была прекращена, Государствен-
ный институт реактивной техники при Совнаркоме
СССР ликвидирован, а на его базе образован новый ин-
ститут- НИИ-1 в составе Наркомавиапрома.
132
Глава 3
2 декабря 1946 г. новым начальником НИИ реактив-
ной авиации (НИИ-1) был назначен академик АН СССР
М.В.Келдыш. В качестве первоочередных (наряду с за-
дачей создания воздушно-реактивных двигателей) он
поставил задачи исследования рабочего процесса жид-
костных реактивных двигателей, испытания на стендах
и в полете экспериментальных образцов и разработку
рекомендаций по проектированию и совершенствова-
нию жидкостных ракетных двигателей.
В НИИ-1 была организована лаборатория, задачей ко-
торой стало создание научных основ проектирования, ис-
пытаний, отработки и эксплуатации ЖРД. В 1948 г. ее
возглавил А.П.Ваничев. Ко времени образования лабора-
тории уже имелся значительный опыт создания ЖРД, по-
лученный при разработке первых отечественных
двигателей в конструкторских коллективах В.П.Глушко,
А.М.Исаева, Л.С.Душкина. Однако отсутствовало то, что
важно в любой области знаний: систематичность, упоря-
доченность, преемственность. Законченной картины про-
текания процессов в агрегатах двигателя получено не
было. Кроме того, не было надежных методов расчета.
Постановлением Совета Министров СССР от 13 мая
1946 г. было предписано организовать перепрофили-
рование студентов старших курсов ряда специально-
стей технических вузов и ориентировать их на работы
в направлении реактивного вооружения. К концу 1946 г.
лаборатория ЖРД НИИ-1 была укомплектована в значи-
тельной мере молодыми специалистами первых выпус-
ков МАИ - инженерами по жидкостным ракетным
двигателям (в их числе был автор настоящей работы
БАСоколов).
В лаборатории был организован ряд отделов. Отдел
М.В.Мельникова специализировался на исследованиях
процесса, протекающего в кислородно-керосиновых
ЖРД. Проведенные работы включали исследования
в малых камерах сгорания (тягой до 100 кг), работав-
ших на газообразном кислороде и бензине, исследова-
ния смесеобразования в камерах сгорания с плоской
головкой методом холодного моделирования, исследо-
вания камер тягой 1-2 тс с плоской головкой, выпол-
няемой из медного сплава, функционирующих на
жидком кислороде-керосине.
Исследования лаборатории показали высокую для
своего времени экономичность кислородно-керосино-
вых ЖРД, возможность эффективного охлаждения ка-
меры сгорания таких двигателей и устойчивость их
рабочего процесса. Эти работы стали научным фунда-
ментом для разработок в ОКБ-1 технических заданий
для ОКБ-456 главного конструктора В.П.Глушко на пер-
вые мощные четырехкамерные кислородно-керосино-
вые ЖРД РД-107 и РД-108 для первой и второй
ступеней МБР Р-7. До этого в двигателях баллистиче-
ских ракет Р-1, Р-2 и Р-5 использовался в качестве го-
рючего этиловый спирт.
Результаты деятельности коллектива под руковод-
ством М.В.Мельникова привлекли внимание С.П.Коро-
лева и В.П.Мишина. Как было сказано выше, по их
инициативе группа сотрудников НИИ-1 во главе с
М.В.Мельниковым вошла в состав ОКБ-1.
Рулевые двигатели для ракетного
комплекса Р-7.1954-1958 гг.
Двухступенчатая межконтинентальная баллистиче-
ская ракета Р-7 несла ядерный боевой заряд и могла
доставить его в любую точку территории вероятного
противника. Предварительные изыскания с целью соз-
дания такой ракеты начались в 1950 г. в процессе вы-
полнения работ по теме НЗ «Исследование перспектив
создания РДД различных типов с дальностью полета
5000-10000 км с массой боевой части 1-Ют». При раз-
работках было установлено, что основную трудность
представляет собой создание двигателей тягой 200-
300 тс, работающих на жидком кислороде и керосине.
Продолжением темы НЗ стала тема Т-1 «Теорети-
ческие и экспериментальные исследования по соз-
данию двухступенчатой баллистической ракеты с
дальностью полета 7000-8000 км». Масса отделяю-
щейся головной части составляла 3000 кг при даль-
ности полета 8 000 км.
В октябре 1953 г. изменяется проектное задание:
масса головной части увеличивается до 5500 кг, при
этом сохраняется дальность полета.
В январе 1954 г. на совещании Главных конструкто-
ров под руководством С.П.Королева было принято ре-
шение об использовании кислородно-керосинового
унифицированного двигателя сравнительно небольших
размеров (тяга примерно 100 тс) разработки
С.П.Глушко для всех блоков ракеты Р-7.
Но в процессе реализации проекта ракеты возник
принципиальный вопрос об органах управления раке-
той в полете. Трудность заключалась в том, что на ра-
кетах Р-1, Р-2, Р-5, как и на V-2, в качестве органов
управления использовались графитовые газоструйные
рули, стоящие в потоке истекающих из сопла продуктов
сгорания. В связи с переходом на керосин вместо
спирта, увеличением времени работы и давления в ка-
мере на новых двигателях, газоструйные графитовые
рули возрастали до таких размеров, что «съедали»
значительную часть прироста удельного импульса.
Проектанты ОКБ-1 предложили впервые использо-
вать небольшие поворотные камеры сгорания в каче-
стве органов управления ракетой.
Для обеспечения заданной точности стрельбы раз-
брос значений импульса последействия тяги двигате-
лей должен находиться в строго фиксированном
диапазоне. Однако на стадии эскизного проектирова-
ния специалисты ОКБ под руководством В.П.Глушко
133
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
этот вопрос решить не сумели. Проектанты ОКБ-1 пред-
ложили обеспечить конечную ступень тяги и требуемый
импульс последействия работой только рулевых дви-
гателей после выключения основного маршевого дви-
гателя.
Вследствие категорического отказа В.П.Глушко раз-
рабатывать рулевые двигатели для ракеты Р-7, С.П.Ко-
ролев вынужден был принять решение о разработке
двигателей силами ОКБ-1, поручив это отделу
М.В.Мельникова, состоявшему в основном из моло-
дежи. Основанием для принятия этого решения были
результаты исследований, проведенных в НИИ-1. В на-
чале 1954 г. С.П.Королев на совещании специалистов
объяснил возникшую ситуацию. После одобрения всех
участников совещания было утверждено окончательное
решение, хотя еще не было ни конструкторского под-
разделения, ни специального производства, ни испы-
тательной станции.
Создание рулевого двигателя повлекло за собой
много научно-технических проблем. В первую очередь
потребовалось создание новых конструкций (впо-
следствии нашедших применение и получивших раз-
витие в последующих разработках). К их числу
относятся: камера сгорания на топливе жидкий кисло-
род и керосин Т-1, охлаждаемая керосином и имеющая
высокие для того времени энергетические и массовые
характеристики; герметичные поворотные узлы, совме-
щенные с магистралями подвода компонентов топлива,
обеспечивающие качание камеры на угол ±45 ° с ма-
лыми моментами трения; пироклапан, работающий
в жидком кислороде, позволяющий существенно
уменьшить импульс тяги последействия; пирозажига-
тельное устройство для жидкого топлива при запуске
камеры сгорания. Впервые были созданы методики
определения моментов трения, дисбаланса конструк-
ции и асимметрии тяги в процессе огневого испытания
двигателя и комплексной отработки полностью собран-
ного двигателя, позволившие сократить количество ма-
териальной части для отработки.
Пришлось создать специальную испытательную
станцию, оснащенную необходимой измерительной ап-
паратурой. Этой работе особое внимание уделял
С.П.Королев, ежемесячно приезжая на строящуюся в
глубине территории НИИ-88 (ныне ЦНИИмаш) стендо-
вую базу. Неоднократно на строительство приезжал
министр Д.Ф.Устинов. 24 марта 1955 г. состоялся пер-
вый пуск на новом стенде, положивший начало отра-
ботке рулевого двигателя для ракеты Р-7.
На опытном заводе было организовано специ-
альное производство, которое позволило освоить тех-
нологию изготовления рулевых двигателей и
обеспечить их поставку для автономных испытаний и
совместной отработки с основным двигателем ОКБ
В.П.Глушко. Кроме того, здесь был подготовлен ком-
плект двигателей для летных испытаний ракеты Р-7.
Первый вариант рулевого двигателя С1.1101.ВМ5
тягой 1200 кгс был использован уже на первом этапе
летных испытаний, которые начались 15 мая 1957 г.,
и при запуске первого и второго искусственных спут-
ников Земли. При запуске третьего ИСЗ и последую-
щих использовались рулевые двигатели С1.2580 тягой
2500 кгс.
Сборка ракеты Р-7 в монтажно-испытательном корпусе
По конструктивной схеме
камеры состояли из тонкостен-
ных оболочек, соединенных
пайкой через проволочки, об-
разующие спиральный охлаж-
дающий тракт. Головка паяной
конструкции приваривалась к
цилиндрической камере сгора-
ния. В дальнейшем ОКБ-456 из-
менило конструкцию камеры
сгорания, использовав разрабо-
танные ОКБ-1 поворотные узлы
подвода, и включило рулевые
двигатели в состав основных.
Создание рулевых двигателей
для ракеты Р-7 в ОКБ-1 послу-
жило примером использова-
ния этого решения на всех
советско-российских ракетных
комплексах.
Большой творческий вклад в
создание рулевого двигателя
внесли К.Н.Башков, В.Г.Борз-
134
Глава 3
дыко, Е.А.Боголюбова, В.Д.Вачнадзе, М.М.Викторов,
Г.Г.Головинцова, В.П.Григорьев, В.Н.Емельянов,
П.А.Ершов, В.Л.Иванов, Ф.А.Кирьянов, Г.В.Костылев,
М.В.Мельников, А.Ал.Морозов, Г.И.Наседкин, В.С.Ов-
чинников, И.И.Райков, С.В.Романов, Ю.К.Семенов,
Н.М.Синицын, Б.А.Соколов, И.Т.Умрихин, С.Г.Ударов,
А.С.Шелемин и др.
Первый космический ЖРД 8Д714 (РО-5)
разгонного блока «Е» ракеты 8К72 для
запуска автоматических аппаратов кЛуне.
1958 г.
Успешные запуски первых в мире искусственных
спутников Земли с помощью ракеты-носителя Р-7 поз-
волили поставить в начале 1958 г. на повестку дня во-
прос о запуске автоматических аппаратов к Луне.
В работах по созданию первой космической ракет-
ной системы 8К72 одной из основных была проблема
жидкостного ракетного двигателя, способного со-
общить последней ступени вторую космическую ско-
рость и одновременно решить ряд принципиальных
технических задач.
Подчеркивая проблемный характер, исключитель-
ную важность и сложность, а также крайне сжатые
сроки разработки двигателя последней ступени косми-
ческой ракеты (начало разработки - февраль 1958 г.,
первые поставки двигателей на стендовые и летные ис-
пытания - июль и август), С.П.Королев в основном до-
кладе при защите проекта по теме «Е» поставил
следующие принципиальные технические задачи:
1.	Создание двигателя, имеющего большую удель-
ную тягу в пустоте, чем все существующие ракетные
двигатели, и малую массу на единицу тяги в пустоте (не
более 20 кг/т) при относительно небольшом значении
силы тяги в пустоте (5-10 т).
2.	Запуск кислородного ракетного двигателя в пу-
стоте, обеспечивающий надежное отделение последней
ступени ракеты по схеме «горячего» поперечного де-
ления.
3.	Обеспечение малого эксцентриситета силы тяги,
являющегося при движении ракеты в пустоте основ-
ным источником возмущений движения последней сту-
пени космической ракеты.
4.	Управление полетом последней ступени косми-
ческой ракеты с помощью малых сил. Такая возмож-
ность появляется при полете в пустоте и следующих
условиях:
-	малый момент (эксцентриситета) силы тяги отно-
сительно действительного центра тяжести последней
ступени ракеты;
-	создание новых органов управления, использую-
щих отработанный после турбины двигателя газ для по-
лучения системы малых управляющих реактивных сил.
5.	Достижение повышенной точности выключения
двигателя через конечную ступень тяги с обеспечением
малых абсолютных значений и разброса импульса
последействия, что является одним из необходимых
условий достижения с высокой точностью заданного
значения скорости последней ступени в конце актив-
ного участка полета космической ракеты.
6.	Развертывание масштабных экспериментальных
работ как необходимого метода и единственного пути
качественного и надежного решения перечисленных
выше задач в установленные сжатые сроки. Однако к
началу 1958 г. научно-методические основы и экспери-
ментальная база для высотных испытаний ЖРД в Со-
ветском Союзе отсутствовали, поэтому в дополнение к
указанным выше задачам была поставлена следующая
научно-техническая задача.
7.	Создание научно-методических основ и экспери-
ментальных установок для высотных испытаний жид-
костных ракетных двигателей и органов управления,
предназначенных для последних ступеней космиче-
ских, межконтинентальных и других ракет, работаю-
щих в условиях глубокого вакуума.
Работа по созданию двигателя 8Д714 для послед-
ней ступени космической ракеты по проекту «Е» была
возложена на ОКБ-154 ГКАТ и ОКБ-1 ГКОТ. Согласно
«Положению о совместной работе ОКБ-154 ГКАТ и
ОКБ-1 ГКОТ по созданию двигателя для изделия «Е»,
утвержденному председателями Госкомитетов по обо-
ронной и авиационной технике 13 и 12 марта 1958 г.,
работы между этими организациями распределялись
следующим образом.
Проектную разработку принципиальной схемы дви-
гателя выполняют совместно ОКБ-1 и ОКБ-154 на ос-
нове предложенной и разработанной ОКБ-1
принципиальной пневмогидравлической схемы блока
«Е» ракеты 8К72. Экспериментальная отработка невы-
сотного двигателя (без высотного насадка сопла) начи-
нается в ОКБ-154 совместно с ОКБ-1 и далее
продолжается параллельно и совместно в этих органи-
зациях. Высотный двигатель с органами управления и
регулирования испытывается в ОКБ-1 на специально
оборудованном высотном стенде с участием ОКБ-154.
На ОКБ-1 возлагались:
1.	Разработка компоновки, сборка и поставка дви-
гателя без агрегатов подачи с органами управления,
элементами защиты и телеметрическими датчиками.
2.	Разработка, экспериментальная отработка и ис-
пытания - автономные и в составе двигателя - следую-
щих агрегатов двигателя:
-	камеры сгорания с высотным насадком сопла;
-	силовой схемы, рамы и узлов крепления двига-
теля;
-	органов управления: газораспределительных
дросселей, газопроводов и рулевых реактивных сопел;
135
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
-	клапана продувки при запуске, блока продувки и
клапана слива при выключении камеры сгорания;
-	пиротехнического зажигательного устройства и
приспособления для опрессовки двигателя.
3.	Создание газодинамических эжекторных устано-
вок для высотных испытаний камеры сгорания, органов
управления и двигателя в целом с органами и элемен-
тами систем управления и регулирования.
4.	Экспериментальная отработка схемы одноступен-
чатого «пушечного» запуска кислородной камеры сго-
рания по схеме изделия «Е».
5.	Обеспечение характеристик двигателя, связанных
с агрегатами ОКБ-1.
Сборку и поставку первых образцов двигателей
8Д714 должны были проводить совместно ОКБ-154 и
ОКБ-1 на опытном заводе ОКБ-1; контрольные испыта-
ния всех двигателей для поставки должно выполнять
ОКБ-1 на высотном стенде с участием ОКБ-154.
Основные результаты разработки
двигателя 8Д714 (РО-5)
С целью обеспечения разработки двигателя 8К714
(РО5-154) для разгонного блока «Е» PH 8К72 в уста-
новленные ЦК КПСС и Советом Министров СССР чрез-
вычайно сжатые сроки использовались:
1.	Компоненты топлива: жидкий кислород и керо-
син Т-1, освоенные в ракетной технике и применяю-
щиеся на ракете-носителе 8К72.
2.	Камера сгорания рулевого двигателя CI.2580, раз-
работанного ОКБ-1 и примененного на ракете 8A9I - но-
сителе третьего искусственного спутника Земли.
Камера предварительно прошла дополнительные спе-
циальные испытания при новых форсированных режи-
мах: давлении в камере 46-49 ата и соотношении
компонентов топлива 2,05-2,30.
Двигатель 8Д714 (РО-5)
3.	Турбонасосный агрегат одновальной конструк-
ции, имеющий малую массу и хорошие кавитацион-
ные характеристики, разработанный в ОКБ-154 на
основе опыта работ по авиационному кислородному
ЖРД CKIK.
Применение освоенных компонентов топлива и от-
работанных основных агрегатов двигателя (камеры сго-
рания и ТНА) позволило значительно сократить сроки
разработки двигателя, развернуть экспериментальные
работы и послужило основной предпосылкой для ре-
шения указанных ранее научно-технических задач и
своевременной разработки двигателя.
4.	Учитывая космическое назначение и условия ра-
боты (в пустоте) двигателя, с целью обеспечения высо-
кого значения удельного импульса двигателя в пустоте
для камеры сгорания принято сопло, имеющее боль-
шую степень расширения газов: 930 (по сравнению со
150 у существовавших в 1958 г. опытных двигателей).
Это решение в сочетании с форсированием камеры
сгорания с 40,5 до 45,5 ата обеспечило выполнение ос-
новных требований ТЗ на двигатель - получение при
работе в пустоте тяги 5030 кг и удельного импульса не
менее 316 с вместо соответственно 5000 кг и 310 с со-
гласно техническому заданию.
Одновременно следует отметить применение
насадка для высотной части сопла, что позволило
начать отработку двигателя (без высотного насадка)
в земных условиях на обычных стендах и параллельно
с этим вести отработку газодинамических установок
для высотных испытаний. Таким образом были сокра-
щены сроки экспериментальной отработки двигателя.
Насадок сопла впервые в практике ракетного дви-
гателестроения был изготовлен из титановых сплавов.
Чтобы полностью выполнить все требования техни-
ческого задания, при разработке двигателя 8Д714 были
реализованы новые решения, которые вместе с рас-
смотренными выше определили особенности двига-
теля и блока «Е».
5.	«Пушечная» схема запуска кислородно-кероси-
нового двигателя (с одноступенчатым выходом на глав-
ный режим без работы на предварительной ступени) с
применением пиротехнических средств зажигания ком-
понентов в камере сгорания и газогенераторе. Такая
схема обеспечивала одновременно и надежность за-
пуска двигателя в пустоте, и надежность горячего по-
перечного отделения последней ступени - блока «Е» от
ракеты-носителя.
6.	Жесткая установка камеры сгорания в коробча-
том корсете на вершине трехгранной усеченной труб-
чатой пирамиды, в виде которой выполнена рама
двигателя, с фиксацией оси камеры сгорания в двух
плоскостях вместо одной, как обычно, и ряд других
конструкторско-технологических мероприятий, обес-
печивающих малый эксцентриситет тяги.
136
Глава 3
Схема двигателя 8Д714 (РО-5)
7.	Органы управления блоком «Е» в полете с помо-
щью малых реактивных сил, представляющие собой
систему специальных газораспределительных дроссе-
лей, газоводов и рулевых реактивных сопел, работаю-
щих на «мятом» газе за турбиной и одновременно
обеспечивающих существенное повышение (на 6-7 с)
удельного импульса двигателя (за счет утилизации
энергии газа за турбиной).
8.	Двухступенчатая схема выключения двигателя с
переключением на конечную ступень с помощью управ-
ляемого регулятора систем РКС и выключением ка-
меры сгорания с помощью отсечного кислородного
пироклапана, установленного непосредственно на го-
ловке камеры, клапанов отсечки и слива керосина из
рубашки с одновременной продувкой керосиновой по-
лости головки через блок продувки из специального
баллончика со сжатым газом. Такая схема обеспечила
выполнение заданных требований по значениям и раз-
бросу импульса последействия.
9.	Привод турбины от газогенератора, работающего
на основных компонентах топлива, а наддув баков
блока «Е» от генераторов «О» и «Г», подающих на над-
дув бака «О» газообразный кислород и на надцув бака
«Г» - охлажденный газ, отбираемый за турбиной дви-
гателя. Такая двухкомпонентная схема двигателя и
блока значительно упрощает схему, уменьшает массу
и существенно упрощает эксплуатацию блока «Е».
10.	Компоновка двигателя с ТНА, расположенным в
зоне критического сечения камеры с осью, параллельной
оси камеры, что позволило уменьшить массу двигателя,
а также обеспечить надежную заливку и запуск ТНА.
Благодаря использованию ракетного блока «Е» с дви-
гателем 8Д714, являющегося третьей ступенью ракеты-
носителя 8К72, впервые была достигнута вторая
космическая скорость и запущены объект «Луна-1»(2 ян-
варя 1959 г.), ставший искусственным спутником Солнца,
объект «Луна-2» (12 сентября 1959 г.), доставивший на
Луну вымпел Советского Союза, и объект «Луна-3» (4 ок-
тября 1959 г.), сфотографировавший обратную сторону
Луны и передавший эти снимки на Землю.
Большой творческий вклад в разработку двигателя
8Д714 внесли В.Г.Борздыко, К.Н.Башков, М.М.Викто-
ров, В.Д.Вачнадзе, В.П.Григорьев, Г.Г.Головинцова,
В.Н.Емельянов, Ф.А.Кирьянов, Ф.А.Коробко, Г.В.Косты-
лев, М.В.Мельников, А.Ал.Морозов, А.Ан.Морозов,
В.С.Овчинников, Э.В.Овечко-Филиппов, И.И.Райков,
Ю.К.Семенов, Н.М.Синицын, Б.А.Соколов, С.Г.Ударов,
Е.Н.Туманин и др.
Первый ЖРД 11ДЗЗ, созданный по схеме
с дожиганием генераторного газа, для
разгонного блока «Л» ракеты 8К78.1960 г.
Успешное решение в 1959 г. задачи достижения вто-
рой космической скорости и полеты к Луне сделали ак-
туальной проблему значительного повышения
экономичности ЖРД на разгонном блоке для суще-
ственного увеличения массы полезного груза с целью
137
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Двигатель 11ДЗЗ
создания автоматических межпланетных станций. Уве-
личение удельного импульса космических ЖРД могло
достигаться благодаря освоению новых компонентов
топлива либо за счет совершенствования ЖРД на су-
ществующих и освоенных компонентах.
Двигатель 11ДЗЗ с дожиганием предназначался для
установки на блок «Л» ракеты 8К78.
Создание такого ЖРД позволило, применяя освоен-
ные в ракетной технике и используемые в ракете-носи-
теле компоненты топлива, получить значение удельного
импульса в пустоте более высокое, чем у всех суще-
ствовавших в то время двигателей, а именно равное
340 с. Одновременно с этим, согласно техническому за-
данию и пневмогидравлической схеме блока «Л» изде-
лия 8К78, двигателю 11 ДЗЗ предъявлялись новые
требования:
1. Включение должно производиться в пустоте после
длительного пребывания в состоянии невесомости.
2. Выполнение функции исполнительного органа
системы управления и стабилизации изделия: управле-
ние по тангажу и рысканию должно осуществляться
качанием двигателя в карданной подвеске, управление
по крену - специальными поворотными соплами, ра-
ботающими на газе при высокой температуре.
Схема подачи компонентов в камеру сгорания, впер-
вые разработанная для этого двигателя, характеризу-
ется тем, что для привода турбины используется весь
кислород, который после насоса проходит через ру-
башку камеры сгорания, охлаждая внутреннюю стенку.
Затем в специальном газогенераторе он подогревается
до необходимой температуры за счет сжигания в нем
небольшого количества керосина. Подогретый кисло-
род (точнее окислительный газогенераторный газ)
после турбины подается в камеру сгорания.
Схема двигателя 11 ДЗЗ
138
Глава 3
Основные агрегаты двигателя, спроектированные в
1959 г., предполагалось изготавливать, применяя тита-
новые сплавы. В частности, впервые была создана ка-
мера сгорания из медного и титанового сплавов с
титановым высотным насадком сопла. Однако при экс-
периментальной отработке камеры в декабре 1959 - ян-
варе 1960 г. было обнаружено новое, неизвестное
ранее свойство титана и его сплавов: способность воз-
гораться в среде кислорода в напряженном состоянии
или при разрушении. Вследствие этого оказалось не-
возможным кислородное охлаждение камер сгорания
с оболочками из титановых сплавов.
Было решено охлаждать камеры сгорания кероси-
ном, используя накопленный опыт и производственный
задел. Для выполнения требований технического зада-
ния при разработке двигателя 11ДЗЗ необходимо было
впервые выполнить следующие основные задачи:
1.	Разработать пневмогидравлическую схему дви-
гателя нового класса (с дожиганием), обеспечившую
одновременно надежное включение в пустоте после
длительного пребывания в состоянии невесомости.
2.	Создать надежно охлаждаемую высотную камеру
сгорания, устойчиво работающую на газообразном кисло-
роде при температуре 300-350 °C и керосине, имеющую
высокий удельный импульс в пустоте при малой массе.
3.	Создать турбонасосный агрегат, турбина кото-
рого работает на горячем кислороде с высоким проти-
водавлением (около 80 ата), обеспечив малую массу и
высокий КПД.
4.	Создать новый агрегат - подогреватель (газоге-
нератор), который при минимальных массе и габаритах
обеспечит переход жидкого кислорода с расходом при-
мерно 16 кг/с в газообразный температурой примерно
350-400 °C при равномерном поле температур путем
сжигания в кислороде небольшого количества керо-
сина под давлением примерно 100 ата и большом со-
отношении компонентов (Кт « 60).
5.	Разработать специальную пиротехническую аппара-
туру, надежно функционирующую в заданных условиях.
6.	Создать специальный пороховой турбостартер,
обеспечивающий первоначальную раскрутку вала ТНА
при запуске двигателя.
7.	Разработать компоновку двигателя с дожиганием,
которая при удобном расположении агрегатов позволит
осуществить качание двигателя относительно двух осей.
8.	Создать поворотные рулевые сопла, осуществ-
ляющие управление изделием по крену, работающие
на генераторном газе температурой примерно 380 °C с
малым моментом трения.
9.	Разработать методику проведения испытаний и
создать комплекс испытательных установок для отра-
ботки агрегатов и двигателя в целом с определением
всех характеристик, в том числе тяги в пустоте, при
включении с начальным вакуумированием и с безот-
рывным истечением из высотного сопла с давлением
на срезе около 0,05 ата при качании.
Необходимо отметить, что выполнение этих задач
осложнялось из-за необходимости создания агрегатов
для отработки новых рабочих процессов. Эти агрегаты
не имели прототипов и не подвергались теоретическим
и экспериментальным исследованиям.
И на все это отводилось чрезвычайно мало вре-
мени: отработка двигателя с дожиганием началась в де-
кабре 1959 г. и была закончена в сентябре 1960 г. В этот
период был создан комплекс экспериментальных уста-
новок для отработки агрегатов двигателя; проведены
экспериментально-исследовательские, доводочные и
сдаточные чистовые испытания двигателя; испытания
двигателя как органа управления с качанием в условиях
безотрывного истечения и испытания в составе стен-
довых блоков «Л» изделия.
12 февраля 1961 г. впервые с борта искусственного
спутника Земли был осуществлен запуск управляемой
космической ракеты с двигателем 11 ДЗЗ, которая вы-
вела автоматическую межпланетную станцию массой
более 640 кг на межпланетную трассу к Венере.
В процессе создания первого отечественного дви-
гателя с дожиганием был использован опыт отработки
и эксплуатации первого космического двигателя 8Д714,
созданного ОКБ-1 совместно с ОКБ-154 ГКАТ в 1958 г.,
и подтверждены результаты экспериментально-иссле-
довательских работ по двигателю с дожиганием, про-
веденных в ОКБ-1 ГКОТ в 1959 г.
При отработке рабочих процессов в камере сгора-
ния и подогревателе большое значение имел опыт спе-
циалистов НИИ-1 ГКАТ и ОКБ-2 ГКОТ, полученный при
исследовании процесса дожигания окислителя (азот-
ной кислоты) в восстановительном газе
Основные результаты разработки
двигателя 11 ДЗЗ
В1959-1960 гг. создан, экспериментально отрабо-
тан, прошел стендовые испытания и поставлен на блок
«Л» ракеты-носителя 8К78 двигатель 11 ДЗЗ - первый
отечественный ракетный двигатель с дожиганием. Как
показал опыт его экспериментальных исследований и
разработки, основными трудностями процесса созда-
ния были следующие:
-	выбор схемы включения, работы на режиме и вы-
ключения двигателя с дожиганием, а следовательно,
методики расчета, экспериментальной отработки и ана-
лиза динамики запуска, точной настройки на режиме и
динамики выключения;
-	отсутствие задела научно-исследовательских работ
как по процессам и схемам включения и выключения по-
добных двигателей, так и по методам организации ра-
бочего процесса и конструкции основных агрегатов.
139
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Табл. 1
Сравнительная оценка отечественных кислородно-керосиновых двигателей
космического назначения одного класса. 1960 г.
Индекс двигателя	8Д714 (РО5-154)	8Д719	11 ДЗЗ
Организация	ОКБ-1 и ОКБ-154	ОКБ-154	ОКБ-1
Год создания	1958	1960	1960
Тяга в пустоте, кг	5040	5610	6800
Удельная масса двигателя, кг/т тяги	29,8	24,1	22,8
Удельный импульс в пустоте, с	316	326	340
Указанные трудности усугублялись особенностями,
обусловленными назначением данного двигателя:
-	включением в пустоте после длительного нахож-
дения в состоянии невесомости;
-	отказом от обычных конструкционных материалов
камеры - нержавеющих сталей и применением впер-
вые для обеих оболочек высотного насадка сопла ти-
тановых сплавов, являющихся новыми материалами в
ракетном двигателестроении;
-	карданной подвеской двигателя с целью обеспече-
ния управления полетом изделия по каналам тангажа
и рыскания.
Учитывая ограниченность сроков и трудности раз-
работки двигателя 11 ДЗЗ, специалисты не стремились
получить оптимальные параметры двигателя и освоить
новые компоненты топлива. Чтобы решить поставлен-
ную задачу, было решено:
-	отрабатывать двигатель по новой схеме на освоен-
ных и используемых в ракете-носителе 8К78 компонен-
тах-жидком кислороде и керосине Т-1;
-	выбрать умеренное давление в камере - 54 ата.
Таким образом, особенностями двигателя следует
считать следующие:
1.	Схему подачи компонентов в камеру сгорания без
выброса рабочего тела на привод турбины. В качестве
рабочего тела используется окислительный газ темпе-
ратурой примерно 700 К, который образуется при дав-
лении около 105 ата в специальном агрегате -
газогенераторе (подогревателе) - при сгорании и сме-
шении всего расхода жидкого кислорода и небольшого
расхода (~4%) керосина.
2.	Включение двигателя в пустоте с незалитыми, ва-
куумированными и «теплыми» насосами после дли-
тельного нахождения в состоянии невесомости (и при
очень небольшом осевом ускорении изделия 0,01 д,
обеспечивающем заливку полостей насосов).
3.	Использование новых агрегатов с новыми, не
освоенными ранее рабочими процессами: газогенера-
тора (подогревателя); турбины с высоким противодав-
лением (80 ата), работающей на окислительном газе
температурой 400 °C; камеры с высотным соплом
(Рк/Ра» 1000), которая функционирует на горячем га-
зообразном кислороде.
4.	Применение в качестве основного силового кон-
струкционного материала оболочек соплового насадка
камеры нового материала - титановых сплавов.
5.	Использование для включения и выключения
двигателя:
-	порохового турбостартера для первоначальной
раскрутки вала ТНА;
-	специальных пиротехнических средств для вос-
пламенения компонентов в камере, газогенераторе и
газогенераторе наддува;
-	специальных пиротехнических агрегатов автоматики.
6.	Наддув баков изделия осуществляется от блока
наддува, входящего в состав двигателя и состоящего
из восстановительного газогенератора и кислородного
теплообменника.
При работе на режиме и при выключении двигатель
использует только два рабочих компонента - жидкий
кислород и керосин.
Как видно из таблицы, двигатель 11 ДЗЗ имел наи-
больший удельный импульс в пустоте и наименьшую
массу на тонну тяги по сравнению с аналогичными па-
раметрами современных ему отечественных ЖРД кос-
мического назначения. При этом, в отличие от других
двигателей, он обеспечил запуск в вакууме после дли-
тельного нахождения в состоянии невесомости и наи-
меньший разброс импульса последействия.
На основании опыта летной эксплуатации двигателя
11 ДЗЗ разработаны и реализованы мероприятия, обес-
печивающие надежность работы двигателя, установ-
ленного на последней ступени многоступенчатого
носителя и работающего в вакууме:
-	комплектация по пять двигателей в партии, два из
них подвергаются контрольным огневым испытаниям
на утяжеленном режиме по Рк и Кт;
-	проведение виброиспытаний всех двигателей перед
КВИ на режимах, имитирующих режимы вибраций дви-
гателя при работе предыдущих ступеней изделия;
140
Глава 3
-	вакуумная смазка и золочение мест, подвергаю-
щихся трению в вакууме (рессоры в ТНА);
-	применение в наиболее ответственных деталях
(турбина) материала электрошлакового переплава с
контролем механических свойств от каждой заготовки;
-	конструкторско-доводочные испытания узлов и
агрегатов в глубоком вакууме.
Заводом № 88 освоено изготовление двигателей
11ДЗЗ. Обеспечены товарные поставки на блоки «Л»
ракет 8К78, предназначенных для различных программ
космических исследований.
С1960 г. было проведено 283 запуска ракеты-носи-
теля 8К78 с блоком «Л», оснащенным двигателем 11ДЗЗ.
Была решена важная научно-техническая проблема -
создан первый отечественный двигатель с дожиганием,
не имеющий потерь на привод турбины. Это достижение
помимо самостоятельного значения открыло путь к даль-
нейшему повышению давления в камере двигателей раз-
личного назначения, работающих на различных
компонентах, что было невозможно из-за увеличения по-
терь на привод ТНА в двигателях с открытой схемой.
Таким образом, впервые было достигнуто практи-
чески полное использование энергетических возмож-
ностей топливной смеси жидкий кислород + керосин
при работе в вакууме и обоснована возможность прак-
тически полного использования энергетических воз-
можностей других различных топлив. Опыт создания и
экспериментальной отработки двигателя 11 ДЗЗ был
использован в работе других ОКБ и послужил базой
для ускорения перехода советского ракетного двигате-
лестроения на ЖРД с дожиганием.
Большой творческий вклад в разработку двигателя
11 ДЗЗ внесли А.Н.Аверков, В.Г.Борздыко, ГАБирюков,
К.Н.Башков, ААБорисенко, Б.М.Бочаров, Е.А.Боголю-
бова, В.Д.Вачнадзе, М.М.Викторов, Ю.Н.Васильев,
А.Г.Весноватов, Ю.Ф.Гавриков, В.Д.Галкина, Г.Г.Голо-
винцова, М.П.Гапоненко, В.П.Житников, Г.А.Иванов,
В.Л.Иванов, Ю.П.Ильин, Г.В.Костылев, ФАКирьянов,
М.В.Мельников, ААНеймарк, Г.И.Наседкин, В.С.Овчин-
ников, Н.М.Подколзин, Л.М.Полякова, И.И.Райков,
БАСоколов, Н.М. Синицын, В.И.Тихомиров, С.Г.Ударов,
И.Г.Умрихин, А.С.Шелемин.
ЖРД 8Д726 с двукратным включением для
блока «В» глобальной ракеты ГР-1 8К713.
1962-1965 гг.
Успешный опыт практического применения первого
двигателя с дожиганием 11 ДЗЗ и практически полное
использование энергетических возможностей топлива
на разгонной последней ступени ракетно-космической
системы, позволившее значительно увеличить массу
груза, выводимого на орбиту ИСЗ, подготовили базу
для того, чтобы расширить функции двигателя.
В соответствии с постановлением правительства от
24 сентября 1962 г. в ОКБ-1 приступили к работам над
созданием ракеты нового типа - глобальной межкон-
тинентальной баллистической ракеты ГР-1 (8К713).
Кроме возможностей поражения целей при полете по
баллистическим траекториям глобальной ракете пред-
стояло поражать цель торможением головной части
в заданный момент времени полета по круговой орбите
ИСЗ. Для этого двигатель блока «В» ракеты должен
был обладать возможностью двукратного включения.
Для обеспечения создания двигателя в установлен-
ные сроки применены компоненты топлива жидкий
кислород и керосин Т-1, отработанные в ракетной тех-
нике и применяющиеся на всех ступенях нового изде-
лия. При разработке нового кислородно-керосинового
двигателя в соответствии с основными требованиями
технического задания были реализованы следующие
решения, определившие его особенности и повышаю-
щие надежность.
1.	Повторное включение при перегрузках (около
0,002 д) после длительного (около полутора часов) пре-
бывания в состоянии невесомости, возможное в ре-
зультате:
-	самовоспламенения смеси горячего кислорода с
керосином в камере сгорания;
-	применения двух запальников в газогенераторе и
пневмоклапанов запуска и выключения двигателя.
2.	Установлен новый для ЖРД агрегат - бустерный
ТНА окислителя на выходе из бака окислителя, обес-
печивающий ускоренное захолаживание линии кисло-
рода и запуск основного насоса при принятом малом
давлении в баке.
3.	Камера нового типа с щелевой смесительной го-
ловкой и высокой расходонапряженностью и турбина
новой конструкции с цельнолитым корпусом.
4.	Исключались все подготовительные ручные опе-
рации. Таким образом, повышалась боевая готовность
и сокращалось время подготовки двигателя к старту.
Допускались только специальные меры, гарантирую-
щие полную герметичность стыковых соединений, ис-
ключающие операцию «Опрессовка», и специальные
сбрасываемые герметизирующие заглушки, исключаю-
щие операцию «Снятие заглушек».
К отработке двигателя 8Д726 приступили в 1963 г.
Проведено около 500 испытаний.
В1965 г., когда двигатель находился на стадии за-
вершения конструкторско-доводочных испытаний, ра-
боты над ракетой 8K7I3 по причинам, не связанным с
двигателями, были прекращены. Поэтому двигатель
в составе блока «В» этого изделия на стенде и в полете
не испытывался. Однако опыт его создания позволил
найти правильный подход к решению поставленной за-
дачи и послужил основой для создания двигателя 11Д58,
предназначенного для 7-кратного включения в космосе.
141
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Особенности пневмогидравлической схемы
двигателя 8Д726
Условиями повторного включения двигателя яв-
ляются:
-	отсутствие атмосферного давления (необходимо
обеспечить высокую надежность работы всех элемен-
тов двигателя, в т.ч. пиротехнических);
-	состояние невесомости (необходима разработка
специальной системы, обеспечивающей подачу компо-
нентов топлива на вход в насосы двигателя);
-	наличие на борту изделия вспомогательных си-
стем, обеспечивающих запуск (системы предстарто-
вого наддува баков, продувки, зажигания и др.).
Следует отметить, что условия повторного включе-
ния двигателя в космическом пространстве характерны
и для первого включения. Однако при повторном значи-
тельно усложняется система, обеспечивающая подачу
компонентов топлива в двигатель перед включением, а
масса системы, ответственной за включение, возрас-
тает практически пропорционально количеству необхо-
димых повторных включений. Принципиально новое
значение в двигателях многократного включения при-
обретают предстартовые расходы компонентов, т.к. их
потери возрастают с каждым повторным запуском.
Принятая для двигателя 11 ДЗЗ схема с дожиганием
генераторного газа позволила создать предпосылки
для включения двигателя без применения зажигатель-
ного устройства в камере сгорания. Специальные ис-
пытания показали, что в камере сгорания происходит
самовоспламенение горячего газообразного кислорода
с керосином, поэтому кислородно-керосиновый ЖРД с
дожиганием по условиям запуска может быть постав-
лен в один ряд с двигателями, работающими на само-
воспламеняющихся компонентах.
Двигатель 8Д726
Основные результаты разработок двигателя
Создан и доведен до завершающего этапа КДИ
(1962-1965 гг.) первый отечественный кислородно-ке-
росиновый двигатель с двукратным включением в кос-
мосе, предназначенный для блока «В» ракеты 8К713.
Пневмогидросхема двигателя обеспечивала дву-
кратное включение благодаря особенностям:
-	новому бустерному турбонасосному агрегату ТНА
окислителя;
-	агрегатам автоматики с пневмоуправлением, т.е.
способным (в отличие от пироарматуры) работать мно-
гократно;
-	включению без пиротурбостартера: раскрутка ТНА
осуществляется в процессе работы газогенератора,
кислород в который подается бустерным ТНА, а горю-
чее - специальным пусковым устройством;
-	воспламенению компонентов топлива в газогене-
раторе пирозапальниками, в камере сгорания - само-
воспламенению горючего в горячем кислороде.
Впервые в практике ракетного двигателестроения
была разработана камера сгорания со щелевой голов-
кой.
Установлен ТНА (основной) повышенной надежно-
сти, работающий при температуре окислительного газа
270-650 °C, достигнутой благодаря следующим особен-
ностям:
-	корпус турбины изготовлен цельнолитым из сва-
риваемого никелевого сплава ЭП-202Л;
-	диск турбины выполнен как единое целое с валом
из жаропрочного сплава ЭП-164;
-	проточная часть турбины покрыта термостойкой
эластичной защитной эмалью;
-	не применялись маслосодержащие охлаждающие
жидкости при механической обработке деталей и узлов
кислородного насоса, введена высокотемпературная
сушка корпуса турбины и не использовалось масло при
чистовой обработке;
-	разработано простое по конструкции и надежное
уплотнение, предотвращающее постоянные утечки в
турбину;
-	создан новый радиально-упорный трехточечный
подшипник с разъемным внутренним кольцом и фто-
ропластовым сепаратором, наполненным дисульфи-
дом молибдена и порошком никеля.
Газогенератор с пиротехническими зажигатель-
ными устройствами позволял осуществлять надежный
двукратный запуск и функционировать камере под дав-
лением 96-164 ат при температуре окислительного газа
270-650 °C с равномерностью температур ±50 °C на
всех режимах работы.
Установка автономного бустерного турбонасосного
агрегата на выходе из бака окислителя позволяла обес-
печить:
142
Глава 3
-	на входе в основной кислородный насос давление,
необходимое для бескавитационной работы, при мини-
мальном давлении в баке, превышающем упругость
пара на 0,7 ат;
-	при включении быстрое захолаживание линии
окислителя и за счет этого сокращение потерь кисло-
рода;
-	начальное давление кислорода, требуемое для за-
пуска газогенератора без применения специального
стартера.
В1965 г. работы по теме ГР-1 (8К713) были прекра-
щены согласно принятым СССР международным обя-
зательствам по неиспользованию космического
пространства для размещения в нем оружия. По этой
причине конструкторско-доводочные испытания дви-
гателя 8Д726 не были завершены.
Были разработаны мероприятия, которые пред-
стояло реализовать в следующей разработке - двига-
теле многократного действия 11Д58. Он создавался с
учетом накопленного опыта и с использованием агре-
гатов двигателя 8Д726 в качестве прототипов основных
его агрегатов.
Большой творческий вклад в разработку двигателя
8Д726 внесли А.Н.Аверков, Г.А.Бирюков, В.Г.Борздыко,
М.М.Викторов, В.П.Житников, В.И.Ипатов, М.В.Мель-
ников, А.Ал.Морозов, А.Ан.Морозов, Э.В.Овечко-Фи-
липпов, С.В.Романов, И.И.Райков, Ю.К.Семенов,
Н.М.Синицын, Б.А.Соколов, С.Г.Ударов, А.С.Шелемин.
ЖРД 11Д58 с семикратным включением
для разгонного блока «Д». 1964-1968 гг.
Дальнейшее совершенствование жидкостных ракет-
ных двигателей тесно связано с развитием ракетно-кос-
мической техники - ростом энерговооруженности КА,
увеличением сроков их активного существования, воз-
можностью увеличения массы полезного груза. Как
важнейший элемент ракетного блока, двигатель дол-
жен был отвечать возрастающим требованиям: обла-
дать свойством многократного включения, увеличения
удельного импульса за счет увеличения степени расши-
рения газов в сопле, снижения потребного давления в
баках и повышения давления. Все эти требования раз-
работчикам удалось реализовать в процессе создания
кислородно-керосинового ЖРД 11Д58.
Это был двигатель тягой в пустоте 8500 кг, с удель-
ным импульсом в пустоте 349 с и семикратным включе-
нием в условиях космического пространства. Он
создавался и разрабатывался для блоков «Д» ракетно-
космических комплексов 8К82К - 11С824 (программа
Л1) и 11А52 (программа ЛЗ). Прототипом его послужил
двигатель 8Д726 блока «В» ракеты 8K7I3. В процессе
отработки использовался опыт создания двигателя кос-
мического назначения 11 ДЗЗ (CI.5400AI), включение ко-
Двигатель 11Д58
торого осуществлялось на орбите искусственного спут-
ника Земли.
В1968 г. ЦКБЭМ завершило разработку двигателя, а
в 1964-1968 гг. он изготавливался на Заводе экспери-
ментального машиностроения, с 1968 г. - на Воронеж-
ском механическом заводе.
Двигатель по праву можно назвать первым предста-
вителем второго поколения двигателей с дожиганием.
Его отличали универсальность назначения, многократ-
ность действия, сочетание повышенной экономичности
и эффективности, надежности и большого ресурса.
Двигатель 11Д58 имел расширенный состав. На-
ряду с агрегатами, которые традиционно входили в со-
став ракетного блока (баковые разделительные
клапаны, подводящие магистрали компонентов топ-
лива, сжатых газов и др.), вошли новые агрегаты (бу-
стерный турбонасосный агрегат), блок многократного
запуска и ряд других.
Разработанный как органическая часть криогенной
системы ракетного блока, двигатель исключал тепло-
притоки к кислородному баку от двигателя и турбины
БТНА и обеспечивал уменьшенный (8,2 кг) расход жид-
кого кислорода на захолаживание магистралей двига-
теля перед запуском.
В составе ракетно-космического комплекса 8К82К-
11С824 двигатель прошел летно-конструкторские ис-
пытания при двух и семи включениях. При двукратном
действии он обеспечивает доразгон с выводом на про-
межуточную орбиту ИСЗ и основной разгон корабля с
выводом на заданную траекторию. В составе ракетно-
космической системы 11А52 при шести-семикратном
143
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
действии двигатель 11Д58 должен был выполнять ряд
ответственных операций: коррекцию траектории при
полете к Луне, торможение для перехода на орбиту во-
круг Луны и силовое торможение перед посадкой на
Луну.
Особенности пневмогидравлической
схемы двигателя 11Д58
ЖРД 11Д58 представлял собой однокамерный ра-
кетный двигатель с дожиганием, работающий на пере-
охлажденном жидком кислороде и ракетном горючем
РГ-1. Его основные функции - обеспечить многократ-
ное включение в условиях вакуума и малых перегрузок
после длительного пребывания в космическом про-
странстве.
Включение двигателя производилось в две ступени:
запуск системы подачи компонентов и запуск камеры
сгорания. Система подачи компонентов включала бу-
стерный турбонасосный агрегат окислителя, эжектор
горючего, основной турбонасосный агрегат, газогене-
ратор и агрегаты автоматики. Раскрутку ТНА осуществ-
лял газогенератор. Первоначальное давление подачи
компонентов для запуска газогенератора создавалось
по линии окислителя - бустерным ТНА, раскрутка ко-
торого осуществлялась от специальной системы газо-
образным азотом, а по линии горючего - вытеснением
гелием из дублированных пусковых емкостей блока
многократного запуска специального пускового компо-
нента триэтилалюминия.
Зажигание компонентов в газогенераторе происхо-
дило самовоспламенением ТЭА с кислородом. В камере
сгорания компоненты зажигались путем теплового са-
мовоспламенения смеси кислого газа с горючим РГ-1.
Для повышения надежности зажигание дублировалось
подачей ТЭА в камеру. Чтобы добиться плавного вос-
пламенения полного расхода горючего, к моменту по-
ступления его в камере сгорания с помощью пусковой
форсунки горючего создавался пусковой факел.
Запуск камеры сгорания мог оказывать отрицатель-
ное влияние на работу системы подачи компонентов
топлива. Поэтому в газовом тракте между турбиной и
головкой камеры сгорания устанавливалось газодина-
мическое сопло, обеспечивающее критическое течение
газа при работающей и неработающей камере.
Чтобы предупредить перерасход горючего при ра-
боте двигателя, до запуска камеры сгорания в магист-
рали перед клапаном горючего был установлен
стабилизатор расхода, работающий при запуске в ре-
жиме кавитации.
Для многократного включения и выключения дви-
гателя применялись пневмоклапаны, управляемые с
помощью электропневмоклапанов, а многократная рас-
крутка БТНА для подачи окислителя в газогенератор и
вытеснение ТЭА из пусковой емкости БМЗ осуществ-
лялись сжатым газом.
Сигнализаторы давления, установленные за насо-
сом БТНА, в магистрали подачи ТЭА, за турбиной и в
магистрали горючего камеры сгорания, являлись эле-
ментами, контролирующими правильность срабатыва-
ния агрегатов и нормальное течение процессов при
запуске и во время работы двигателя. В случае несра-
батывания любого сигнализатора к заданному моменту
времени или замыкания определенных СД в процессе
работы двигателя автоматически выдавалась команда
«Аварийное выключение двигателя». Срабатывание СД
соответствовало замыканию (или размыканию) двух
пар контактов из трех.
В процессе работы двигателя должно было под-
держиваться постоянным заданное соотношение
объемных расходов компонентов, поступающих
в двигатель, путем изменения гидравлического сопро-
тивления тракта горючего. Изменение регулятором си-
стемы регулирования соотношения компонентов
осуществлялось по сигналам, поступающим от датчи-
ков расхода через преобразующее устройство на при-
вод регулятора.
Система регулирования кажущейся скорости
ограничивала режим работы двигателя в заданных пре-
делах, изменяя настройку регулятора, установленного
в магистрали горючего газогенератора. Изменение на-
стройки осуществляется электроприводом по сигналам
от системы управления изделием. Система РКС вклю-
чает специальный датчик ограничения режима двига-
теля по давлению в камере сгорания.
Управление изделием по каналам «тангаж» и «рыс-
кание» выполнялось качанием двигателя в карданной
подвеске; управление по каналу «крен» - двумя пово-
ротными соплами, установленными на изделии. В ка-
честве рабочего тела для этих сопел использовался
отработанный газ из турбины БТНА.
В состав средств обеспечения работы двигателя
входили гелиевый редуктор системы управляющего
давления и азотный редуктор системы раскрутки БТНА
и продувки камеры сгорания перед запуском по линии
горючего.
Чтобы обеспечить наддув бака окислителя, на дви-
гателе был установлен теплообменник, расположенный
на газовом тракте за турбиной и предназначенный для
испарения и нагрева до необходимой температуры за-
данного расхода кислорода. Наддув бака горючего вы-
полнялся теплообменником, расположенным на
магистрали горючего за насосом, предназначенным
для нагрева до необходимой температуры заданного
расхода гелия.
Двигатель 11Д58 отрабатывался с учетом основной
особенности пневмогидросхемы. Суть ее заключалась
в том, что весь сложный комплекс взаимосвязанных
144
Глава 3
процессов расчленялся на ряд последовательных про-
стых функционально независимых этапов.
Весь процесс включения двигателя 11Д58 состоял
из двух основных этапов: этапа подготовки систем дви-
гателя к запуску и этапа запуска собственно двигателя.
Каждый этап в свою очередь разбивался на ряд эле-
ментарных операций-процессов, протекающих в опре-
деленной последовательности или параллельно друг
другу и независимо.
Последовательность этапов следующая:
1.	Заполнение газом магистралей системы пневмо-
автоматики, систем азотной раскрутки БТНА и про-
дувки камеры.
2.	Заливка магистрали горючего.
3.	Заливка и охлаждение магистрали окислителя.
4.	Заливка магистрали пускового горючего.
5.	Запуск системы подачи компонентов топлива ТНА
иГГ.
6.	Запуск камеры.
Для запуска БТНА, заполнения и охлаждения си-
стемы подачи окислителя необходимо было:
-	обеспечить запуск при малом давлении на входе
(превышение над упругостью паров 0,5 ат) на кисло-
роде, содержащем растворенные и свободные газы;
-	уменьшить потери кислорода на захолаживание
магистрали окислителя до запуска газогенератора до
10 кг;
-	исключить кавитационный разнос ротора БТНА в
случае кавитационного срыва насоса.
Все это было выполнено благодаря применению
стеклопластика для корпуса насоса и магистрали окис-
лителя, покрытию фторопластом всех металлических
частей проточной части насоса, а также специальному
подбору характеристик турбины. Чтобы заполнить ма-
гистраль и запустить систему подачи горючего, необхо-
димо было обеспечить условия для работы насоса
горючего при малых давлениях на входе и минималь-
ные потери горючего при запуске. Эти вопросы удалось
решить, выбрав оптимальные характеристики системы
эжектор горючего - шнекоцентробежный насос.
В схеме двигателя 11Д58 были разделены процессы
запуска системы подачи компонентов «шапки» (газо-
генератор + ТНА) и запуска камеры сгорания.
Применение газо- и гидродинамических
ограничителей расходов окислителя и
горючего при включении двигателя
В газовый тракт между турбиной и камерой сгора-
ния установлено сопло Лаваля, во входной части кото-
рого газ «разгонялся» до критической скорости, а
затем давление восстанавливалось в диффузоре. Под-
бором характеристик такого сопла можно обеспечить
номинальный режим работы турбонасосного агрегата
в процессе запуска, когда давление в камере, а сле-
довательно, и противодавление за турбиной, ме-
няется в широком диапазоне. При этом исключаются
нерасчетные режимы турбонасосного агрегата, кото-
рые сопровождаются значительными забросами обо-
ротов, расходов, давлений, нередко превышающими
предельно допустимые.
Результаты разработки двигателя 11Д58
Создан, экспериментально отработан, освоен в
производстве и прошел стендовые и летные испыта-
ния первый отечественный ракетный кислородно-ке-
росиновый двигатель многократного включения,
выполненный по схеме с дожиганием. При его разра-
ботке комплексно удалось решить ряд научно-техни-
ческих проблем: схемных, проектно-конструкторских,
материаловедческих, технологических и испытатель-
ных, обеспечивающих многократность включения
двигателя в условиях космического пространства.
Принимая во внимание экономичность и ресурс ра-
боты, его можно назвать универсальным, двигателем
многоцелевого назначения.
Принципиально важной особенностью схемы
двигателя является применение на газовой линии
между турбиной и камерой сгорания газодинамиче-
ского стабилизатора (сопла Лаваля), на жидкостной
линии на входе в клапан горючего камеры сгорания -
гидродинамического стабилизатора (трубки Вен-
тури). Такое решение позволило снять обратную
связь камеры сгорания с турбиной и исключить
влияние запуска камеры сгорания на работу системы
подачи.
Благодаря установке пневмоклапанов и стабилиза-
торов на топливных магистралях, сложный взаимосвя-
занный процесс включения двигателя был разделен на
ряд последовательных, простых и функционально не-
зависимых этапов: захолаживание - запуск системы
подачи - запуск камеры сгорания. В результате процесс
включения стал плавным и практически безотказным,
удалось обеспечить многократное питание без съема
двигателя со стенда.
Двигатель, как органическая часть криогенной си-
стемы РБ, работоспособен на компонентах, содержа-
щих растворенные и свободные газы (10 % по объему),
если давление в баках ненамного превышает давление
паров компонентов (0,4 ат для кислорода и 1,5 ат для
керосина), что в свою очередь связано с существенным
уменьшением массы баков. Совершенствование двига-
теля самым тесным образом связано с установкой бу-
стерного ТНА и применением стеклопластика и
фторпластика для его магистралей.
В камере двигателя 11Д58 получен высокий удель-
ный импульс в пустоте (350 с при <рк® 0,98) при повы-
145
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
шенном запасе работоспособности. Чтобы решить эту
задачу, был выполнен комплекс мероприятий:
-	применена щелевая головка с кольцевыми смеси-
тельными элементами, обеспечивающими повышен-
ную равномерность состава смеси;
-	создана форсированная камера с высокой расхо-
донапряженностью, имеющая безотрывный профиль
области втекания;
-	разработан и создан высотный насадок сопла из
трехслойного листового материала (Ti-Nb-Ti), охлаж-
даемый изучением;
-	организовано внутреннее охлаждение при помощи
трех поясов завесы и обеспечена равномерная подача
завесы;
-	выполнен винтовой охлаждаемый тракт в области
критического сечения и на цилиндре камеры сгорания.
В связи с многократностью действия двигателя
в вакууме исследованы процессы заполнения топ-
ливных магистралей при включении и опорожнения
при выключении в условиях космического простран-
ства на модельных установках в НИИХИММАШ.
Учитывая особую ответственность пусков, кото-
рые должны проводиться с участием двигателя
11Д58, при его создании и отработке реализован ком-
плекс проектных, схемных, конструкторских, схем-
ных, конструкторских, материаловедческих,
технологических и экспериментально-методических
мероприятий, обеспечивших высокую надежность.
При отработке изделия разработана и применена
методика ресурсных и циклических испытаний на утя-
желенных режимах до появления дефекта. На ограни-
ченном количестве оценивалась надежность
двигателей, показавшая значительные запасы работо-
способности по параметрам.
Проведен комплекс исследований, позволивший раз-
работать метод поставок кислородно-керосинового ЖРД
на ракетный блок без переборки после КТИ. Для очистки
всех полостей двигателя, связанных с подачей горючего,
при проведении КТИ после выполнения программы во
время испытания штатное горючее заменяется бензи-
ном, на котором двигатель работает еще 40 с. Последую-
щая продувка и термовакуумная сушка обеспечивают
необходимую чистоту всех полостей двигателя.
Большой вклад в разработку двигателя 11Д58
внесли А.Н.Аверков, В.Г.Борздыко, Г.А.Бирюков,
К.Н.Башков, А.А.Борисенко, Б.М.Бочаров, Е.А.Бого-
любова, В.Д.Вачнадзе, М.М.Викторов, Ю.Н.Васильев,
А.Г.Весноватов, Ю.Ф.Гавриков, В.Д.Галкина, Г.Г.Голо-
винцова, М.П.Гапоненко, В.И.Житомирский, В.П.Жит-
ников, Г.А.Иванов, В.Л.Иванов, Ю.П. Ильин,
Л.З.Ковзун, Г.В.Костылев, М.В.Мельников, А.А.Ней-
марк, Г.И.Наседкин, В.С.Овчинников, Л.М.Полякова,
И.И.Райков, Б.А.Соколов, Н.М.Синицын, В.И.Тихоми-
ров, С.Г.Ударов, И.Г.Умрихин.
Рулевые двигатели 11Д121 для первой
ступени ракетно-космической
системы Н1-ЛЗ. 1972 г.
Первый (№ ЗЛ) и второй (№ 5Л) пуски ракетно-кос-
мического комплекса Н1-ЛЗ закончились аварийно.
Первый, осуществленный 21 февраля 1969 г., - по при-
чине высокочастотных колебаний в газогенераторе
двигателя № 2 блока «А»; второй пуск, 3 июля 1969 г.,
- из-за ненормальной работы двигателя № 8 блока «А»
вследствие разрушения насоса окислителя двигателя
при выходе на главную ступень.
27 июня 1971 г. состоялся третий пуск комплекса
(№ 6Л). Все 30 двигателей блока «А» нормально функ-
ционировали до их выключения системой управления
на 50,1-й секунде. Однако с начала полета наблюдалось
ненормальное протекание процесса стабилизации по
крену, а рассогласование по углу вращения непрерывно
увеличивалось и к 14,5 секунде достигло 145 °. По-
скольку команда «Аварийное выключение двигателя»
была заблокирована до 50-й секунды, то полет до 50,1-й
секунды был практически неуправляемым.
Наиболее вероятная причина аварии - потеря
управляемости по крену из-за действия неучтенных
ранее возмущающих моментов, превышающих распо-
лагаемые управляющие моменты органов крена. Вы-
явленный дополнительный момент крена возник при
всех работающих двигателях из-за мощного вихревого
потока воздуха в задонной области, усугубившегося не-
симметричностью обтекания выступающих за днище
ракеты деталей двигателей.
Таким образом, необходимы были новые органы
управления по крену, со значительно большим усилием.
В качестве таковых вместо сопел, работающих на
Двигатель 11Д121
146
Глава 3
«мятом» после турбины основных двигателей газе, пред-
лагалось создать качающиеся рулевые двигатели. Эта
работа была поручена подразделению двигателистов,
разработавших рулевые двигатели для ракеты Р-7.
Менее чем за год под руководством М.В.Мельни-
кова и Б.А.Соколова был создан рулевой двигатель
11Д121 тягой 5 тс, функционирующий на окислитель-
ном генераторном газе и горючем, отбираемыми от ос-
новных двигателей.
За основу его была принята камера сгорания дви-
гателя 11Д58, в которой высотное сопло заменили на
земное. Заново были разработаны герметичные пово-
ротные узлы, совмещенные с магистралями подвода
компонентов топлива, причем впервые они работали на
горячем окислительном газе высокого давления.
23 ноября 1972 г. был проведен четвертый пуск
комплекса Н1-ЛЗ. В состав двигательных установок
входили рулевые двигатели. Ракета пролетела без за-
мечаний 106,93 секунды, но за 7 секунд до расчетного
времени разделения первой и второй ступеней про-
изошло практически мгновенное разрушение насоса
окислителя двигателя № 4, которое привело к ликви-
дации ракеты.
В мае 1974 г. все работы по комплексу Н1-ЛЗ были
прекращены. Это решение руководителей предприятия
и отрасли тяжело сказалось на всех создателях ком-
плекса. На стартовавшей в последнем пуске ракете № 7Л
были устранены многие недоработки, введены рулевые
двигатели, система пожаротушения, улучшена тепловая
и механическая защита приборов и др. Много времени,
энергии, сил было отдано рулевому двигателю 11Д121
его создателями В.Г.Борздыко, А.А.Борисенко,
Б.М.Бочаровым, М.М.Викторовым, В.Д.Вачнадзе,
М.П.Гапоненко, В.Л.Ивановым, М.В.Мельниковым,
Н.М.Синицыным, Б.А.Соколовым, С.Г.Ударовым,
А.С.Шелеминым и др.
ЖРД 11Д58М с улучшенными
характеристиками для разгонного
блока «ДМ». 1969-1973 г.
Возможность дальнейшего совершенствования ха-
рактеристик первого кислородно-керосинового ЖРД
многократного включения 11Д58 подтвердилась его
разработкой и эксплуатацией. Технические ресурсы
двигателя позволяли приступить к созданию унифици-
рованного многоцелевого ракетного блока «ДМ», пред-
назначенного для запуска автоматических объектов на
Луну, Марс, Венеру и стационарных искусственных
спутников Земли. Для этого блока был создан жидкост-
ной ракетный двигатель 11Д58М тягой 8500 кг в пу-
стоте и удельным импульсом в пустоте 354 с (при
работе на горючем РГ-1) и 362 с (при работе на горю-
чем циклин) с семикратным включением в условиях
Двигатель 11Д58М: 1 - двигатель; 2 - блок подачи
окислителя, состоящий из бустерного ТНА и
распределительного клапана: 3 - блок подачи
горючего, состоящий из бустерного ТНА,
распределительного клапана и сопла крена; 4 - блок
многократного запуска с пусковым компонентом
космического пространства. Двигатель 11Д58М освоен
производством Воронежского механического завода.
Направления модернизации двигателя 11Д58, реа-
лизованные в двигателе 11Д58М:
1.	Повышение удельного импульса в пустоте с 349
до 354 с на кислороде и горючем РГ-I благодаря усо-
вершенствованиям камеры сгорания, а именно:
-	улучшению смесеобразования в головке;
-	повышению давления с 68 до 79 ата за счет умень-
шения критического сечения сопла при неизменных
расходе топлива и давлении на входе в камеру и за счет
увеличения степени расширения газов в сопле с 1850
до 3000.
Дальнейшее повышение удельного импульса в пу-
стоте (с 354 до 362 с) возможно вследствие перехода
с горючего РГ-I на синтетическое углеводородное го-
рючее циклин без изменения конструкции. Таким обра-
зом, общее увеличение удельного импульса в пустоте
составило 13 с.
2.	Усовершенствование схемы многократного
включения, позволяющее уменьшить потери компонен-
тов топлива при запуске и останове.
3.	Разработка новых бустерных насосных агрегатов,
устанавливаемых на выходе из баков окислителя и го-
рючего. Это позволило уменьшить входные давления
по линии окислителя с 0,4 до 0,2 ат над упругостью
147
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
пара, по линии горючего - с 1,5 до 0,15 ат, а также пе-
ревести раскрутку при запуске с азота на гелий, приме-
няемый на борту для наддува баков и работы агрегатов
автоматики. Азотная батарея оказалась ненужной, и ее
сняли. В результате масса конструкции баков окисли-
теля и горючего стала меньше.
4.	Повышение надежности двигателя:
-	внедрение системы поставок без переборки после
КТИ на утяжеленном режиме;
-	впервые применена система регулирования со-
отношения компонентов с температурной коррек-
цией. В результате поддерживалось постоянное
массовое соотношение компонентов Кт вместо объ-
емного Kv, как делается на всех других двигателях;
-	схемные мероприятия.
Особенности пневмогидравлической
схемы двигателя
Пневмогидравлическая схема двигателя 11Д58М
является модернизированным вариантом схемы двига-
теля 11Д58. Основные принципиальные решения со-
хранялись, модернизация проводилась с целью
повышения надежности и упрощения за счет сокраще-
ния числа агрегатов. При этом последовательность, ха-
рактер и динамика протекания процессов практически
не менялись.
1.	Уменьшены непроизводительные потери при за-
пуске вследствие того, что сокращалось время охлаж-
дения магистрали окислителя с 2,2 до 0,8 с. Таким
образом, объем выброшенного окислителя при каждом
запуске уменьшался на 7 кг. Работы на режиме
«шапки» на 0,3 с сокращались за счет того, что клапан
горючего камеры открывался не по команде времен-
ного механизма (как у двигателя 11Д58), а по набору
давления горючего в магистрали. Это сокращало вы-
брос горючего на 2 кг и окислителя на 3,5 кг при каж-
дом включении.
2.	Уменьшена масса и упрощена схема:
-	сняты электропневмоклапаны с клапана горючего
камеры, клапанов горючего и окислителя газогенера-
тора за счет перехода на гидроуправление компонен-
том - 6,9 кг;
-	снято одно сопло крена с приводом - 4 кг;
-	снята система азота в связи с переводом рас-
крутки бустерных ТНА и продувки камеры сгорания с
азота на гелий - 56 кг;
-	уменьшены диаметры магистралей высокого и
низкого давлений обоих компонентов -1,5 кг;
-	снят один ЭПК в БМЗ, ЭПК продувки камеры сго-
рания и дренажных патрубков из клапана окислителя
газогенератора - 2,6 кг.
3.	Уменьшены непроизводительные потери при
каждом останове:
-	возврат окислителя из магистралей двигателя в
бак - 7,5 кг;
-	возврат горючего из магистралей двигателя в бак -
4,5 кг;
-	исключен выброс компонентов сверх залитых в
двигатель - 3,5 кг окислителя и 1,5 кг горючего.
4.	Сокращен расход гелия на наддув баков за счет
снижения минимальных входных давлений по окисли-
телю с Ps + 0,5 до Ps + 0,25 ата и по горючему с 1,4 до
0,15 ата.
Сэкономленный объем израсходован на раскрутку
бустерных ТНА и продувку камеры сгорания. Кроме
того, масса бака горючего уменьшена на 4 кг.
5.	Повысилась надежность двигателя за счет схем-
ных мероприятий:
-	сократилось количество агрегатов автоматики;
-	часть агрегатов автоматики управлялась рабочими
компонентами;
-	снята азотная система;
-	снята система наддува бака горючего;
-	установлен специальный стабилизатор расхода на
линии пускового горючего, исключающий заброс рас-
хода горючего при запуске газогенератора и пик тем-
пературы газа перед турбиной.
Основные результаты разработки
двигателя 11Д58М
Главный результат - достигнуто значение удельного
импульса в пустоте, наибольшее из полученных на отече-
ственных ЖРД, работающих на кислороде и высококипя-
щем горючем. Двигатель работает как на горючем РГ-1,
так и на циклине. Во время работы на кислороде и РГ-1
удельный импульс в пустоте >354 с, на циклине - >362 с.
Принципиально важной особенностью двигателя
является способность функционировать при весьма
низких давлениях компонентов в баках блока, благо-
даря чему блок ДМ мог работать без наддува в полете
по линии горючего и со сниженным расходом на над-
дув по линии окислителя. Дальнейшее усовершенство-
вание бустерного ТНА окислителя, реальные
возможности которого имеются, позволяли создать
блок, работающий полностью по безнаддувной схеме.
Достигнуто повышение надежности за счет введе-
ния системы поставок без переборки после конт-
рольно-технологических испытаний на утяжеленном
режиме.
Для наиболее ответственных поставок предложена
следующая система контроля товарных двигателей:
КТИ на утяжеленном режиме, переборка с полной де-
фектацией, КТИ на номинальном режиме, поставка без
переборки.
С 1973 по 2008 г. осуществлено 244 пуска блока
«ДМ» (11С86,11С824М) с двигателем 11Д58М.
148
Глава 3
Большой творческий вклад в разработку двигателя
11Д58М внесли В.Г.Борздыко, А.А.Борисенко,
Б.М.Бочаров, К.Н.Башков, М.М.Викторов, Ю.Ф.Гаври-
ков, В.И.Житомирский, Г.А.Иванов, С.В.Романов,
С.Г.Ударов, В.Г.Хаспеков, Н.Н.Тупицын.
Высотные установки для испытания
двигателя 8Д714 со степенью расширения
газов в сопле Р,/Ра = 930.1958-1959 гг.
Двигатель 8Д714 - первый космический двигатель
для первого в истории космической техники разгон-
ного блока «Е», запускаемого и работающего в кос-
мосе. 2 января 1959 г. с его помощью к Луне стартовала
ракета 8К72. Отработку двигателя, перед которым стояли
такие задачи, необходимо было проводить в условиях,
имитирующих условия запуска и полета.
Эта работа была проведена на экспериментально-
испытательной станции ОКБ-1. Специалисты ЦАГИ,
НИИ-88, НИИ-1, НИИ-4 принимали в работах активное
участие.
Камера сгорания разрабатывалась на базе рулевого
двигателя. Исключение составляла сверхзвуковая часть
сопла: степень расширения была увеличена с Рк/Ра = 150
до Рк/Ра = 930, что повысило удельный импульс двига-
теля почти на 25 с. Одновременно при номинальном
давлении в камере сгорания 46 кг/см2 статическое дав-
ление на срезе сопла снизилось с 0,3 до 0,05 кг/см2. Это
привело к проблемам с испытанием двигателя 8Д714 в
земных условиях.
В связи с существенным увеличением массы ка-
меры были начаты работы по созданию насадка радиа-
ционного охлаждения. Чтобы уменьшить массу
двигателя в целом, предусматривалось заменить не-
ржавеющую сталь более легкими титановыми спла-
вами и внедрить более жаростойкий молибден.
Рулевые сопла органов управления работали на
«сладком» газогенераторном газе, выходящем из тур-
бины турбонасосного агрегата. Чтобы уменьшить массу
газораспределительной части системы управления,
скорость газа в трубопроводах принималась близкой к
скорости звука.
Только на высотных установках, не требующих
больших энергетических затрат, можно было выпол-
нить экспериментальную отработку космического дви-
гателя в заданные сроки. В ОКБ-1 были развернуты
работы по созданию трех высотных установок, которые
располагались на испытательной станции, а в НИИ-229
на сооружении № 2 - четвертой установки для испыта-
ния двигателя в составе блока «Е».
Испытательная станция ОКБ-1 была построена для
отработки внутрибаковых процессов, испытания тепло-
защиты головных частей ракет и отработки рулевых
двигателей для ракеты 8К71. Два последних рабочих
места располагались в закрытом огневом боксе ком-
плексного стенда. Испытание теплозащиты проводи-
лось на вертикальной установке ВУ-1.
В струе стендового ЖРД, работавшего на жидком
кислороде и керосине или спирте, испытывались мо-
дели теплозащиты с измерением температуры.
Высота огневого бокса достигала 9 м. Камера сго-
рания и модель, укрепленная на державке, обслужива-
лись с площадки, расположенной на отметке +4,5 м.
После охлаждения водой струя ЖРД через квадратный
проем (сторона около 1,5 м) в полу бокса попадала в
горизонтальный тоннель высотой 2,3 м, через который
продукты сгорания выбрасывались в огневой двор.
На горизонтальной установке испытывались связки
из двух двигателей с качанием или закрепленных оди-
ночных камер сгорания. Перед испытанием открыва-
лись ворота в огневой двор для выброса продуктов
сгорания из двигателя. Для отработки двигателя 8Д714
использовались оба рабочих места, а между ВУ и ГУ
располагалось третье - ВУ-2 (стенд для отработки
8Д714).
Установка ГУ-1 для отработки ПРО и
дросселей с трубопроводами системы
управления в высотных условиях
Модернизация комплексного стенда под отработку
двигателя 8Д714 началась с горизонтальной установки.
Предполагалось увеличить степень расширения про-
дуктов сгорания за счет насадка, который будет охлаж-
даться благодаря тепловому излучению стенки
сверхзвуковой части сопла. Расчеты показывали, что
температура была максимальной (1300 °C) в районе пе-
рехода с охлаждения огневой стенки керосином на
охлаждение за счет теплового излучения.
Насадок длиной около 180 мм с помощью заклепок
из жаростойкого металла крепился к срезу сопла ка-
меры сгорания С1.2580. Было изготовлено шесть камер
сгорания с НРО из титанового сплава и молибдена.
Испытания без высотной установки показали, что
при запуске камеры сгорания насадок из-за понижения
давления внутри сопла до 0,15 кг/см2 терял устойчи-
вость под действием атмосферного давления.
Исходные данные ОКБ-1 на проектирование высот-
ной установки для испытания камер сгорания С1.2580
с модельными НРО предоставил НИИ-4. Завод ОКБ-1
изготовил первую высотную установку, предназначен-
ную для отработки элементов первого космического
двигателя 8Д714. Это эжектор, в котором в качестве
высоконапорного газа использовались продукты сго-
рания ЖРД. На срезе камеры сгорания с модельным
НРО устанавливалась цилиндрическая труба длиной 3 м
и диаметром 450 мм, которая выполняла роль камеры
смешения. Последняя состояла из двух секций, охлаж-
149
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
даемых водой. Боковые стенки были изготовлены из
листов нержавеющей стали толщиной 1,5 мм, скреп-
ленных точечной электросваркой. Через зазор между
стенками высотой около 2 мм подавалась вода для
охлаждения огневой стенки камеры смешения.
В средней части между фланцами секций устанав-
ливалось кольцо водяной завесы для внутреннего
охлаждения. Суммарный расход воды на охлаждение
камеры смешения составлял примерно 30 л/с.
На выходе из камеры смешения был установлен
кольцевой коллектор, где собиралась вода на выходе
из тракта охлаждения. На коллекторе равномерно по
окружности располагались 60 сопел диаметром на вы-
ходе 6 мм, через которые под углом в 45 ° к оси камеры
смешения вода внедрялась в горячий газ и, смешива-
ясь, охлаждала его.
Площадка обслуживания камеры сгорания была
установлена на уровне 2 м от пола огневого бокса. Вы-
хлоп из камеры смешения направлялся на лоток под
углом 45 0 к горизонту. Так как камера смешения при
нагревании расширялась, то жестко со стендом она
была связана только с одного конца, а другой свободно
перемещался на роликах.
При испытании камеры сгорания С1.2580 с модель-
ным НРО при помощи специального кожуха камера
сгорания состыковывалась с камерой смешения по
соплу, охлаждаемому керосином. При работе камеры
сгорания на номинальном режиме эжектор создавал
разрежение примерно 0,13 кг/см2, т.е. ниже, чем в НРО.
Это исключало потерю устойчивости под влиянием
внешнего давления.
Во время высотных испытаний органов управления
блока «Е» по тангажу, рысканию и крену сопла управ-
ления через специальную конструкцию подключались
к полости разрежения, что позволяло имитировать ра-
боту подводящих трубопроводов в космическом про-
странстве до давления приблизительно 0,4 кг/см2. В
этом случае использовалась камера сгорания без НРО.
Первое испытание на горизонтальной установке с
модельным НРО, диаметр выходного сечения которого
составлял 433 мм, проведено 19 марта 1958 г. При пер-
вых четырех испытаниях насадки без вакуумного ко-
жуха были смяты атмосферным давлением на 12-й,
22-й, 20-й и 19-й секундах. Максимальная измеренная
температура НРО составила 1200-1250 °C.
Камера сгорания с НРО из титанового сплава и с ва-
куумным кожухом, защищающим от влияния атмосфер-
ного давления, выдержала без существенных замечаний
семь испытаний длительностью 101, 200, 250, 20,100,
170 и 178 секунд. Испытания проводились при давлении
в камере сгорания до 46 кг/см2 и соотношении компо-
нентов 2,3. Камера сгорания с титановым НРО диамет-
ром 382 мм без замечаний испытывалась в течение
100 секунд. Камера с экспериментальной головкой сме-
шения и титановым НРО диаметром 385,7 мм успешно
испытывалась дважды в течение 240 с. На высотной го-
ризонтальной установке с вакуумным кожухом камера
сгорания 01.2580 с НРО из молибдена испытывалась че-
тыре раза в течение 250 с.
Установка ВУ-1 для испытания
полноразмерного двигателя и камер
сгорания с имитацией космических условий
Следующим этапом модернизации комплексного
стенда для отработки двигателя 8Д714 была вертикаль-
ная установка ВУ-1.
При испытании космического двигателя в земных
условиях, без специальной высотной установки, в рас-
ширяющейся части сопла происходил отрыв потока про-
дуктов сгорания. Из-за этого изменялась картина течения
потока в сопле и распределение давления по внутреннему
профилю, т.е. изменялась тяга космического двигателя.
Место отрыва потока зависит от внутреннего профиля
сопла, давления в камере сгорания, свойств продуктов
сгорания и давления в окружающей среде.
Отрыв потока в сопле не только вызывал трудности
при определении тяги двигателя в космосе, но и прин-
ципиально влиял на конвективный и лучистый тепло-
обмен в расширяющейся части сопла. При отрыве
потока в сопле суммарный тепловой поток мог как уве-
личиваться, так и уменьшаться, что в значительной сте-
пени зависит от профиля сопла. Изменение
температуры охлаждающего компонента топлива
могло оказывать влияние на рабочий процесс в камере
сгорания.
В условиях космоса давление снаружи сопла ниже,
чем внутри, и конструкция работает на растяжение. По-
этому в составе высотной установки предусматривался
специальный кожух, который поддерживал давление на
внешней поверхности сопла, равное давлению на его
срезе. Таким образом сохранялось направление сил, дей-
ствующих на сопло, и предотвращалась потеря устойчи-
вости конструкции под влиянием внешней нагрузки.
Дальнейшие проработки функционирования дви-
гателя 8Д714 в составе блока «Е» показали, что масса
теплозащиты блока от теплового излучения НРО
больше, чем выигрыш в массе при замене охлаждае-
мого сопла на НРО. В окончательном варианте камера
сгорания изготавливалась из листа стали толщиной
1,5 мм марки 1Х18Н9Т-3-6 ГОСТ 5582-50. Охлаждае-
мый керосином насадок изготавливался из листа ти-
танового сплава ОТ-4 АМТУ.400-58 толщиной
внутренней оболочки 1,5 мм и внешней 1,2 мм. По
диаметру расширяющейся части сопла (da = 360 мм)
охлаждаемый насадок через фланец со шпильками и
медную прокладку пристыковывался к соплу стальной
камеры сгорания.
150
Глава 3
В связи с использованием в окончательном вари-
анте охлаждаемого насадка специальный вакуумный
кожух из состава высотной установки был исключен.
В 1958 г. помощь испытательной станции в разра-
ботке проекта высотной установки оказывали НИИ-88 и
ЦАГИ. Согласно проекту НИИ-88, предложенному
В.П.Гордеевым, предполагалось непосредственно к срезу
сопла двигателя подключить сверхзвуковой эжектор дли-
ной около 6 м, с расходом воздуха около 80 кг/с под дав-
лением более 20 ата. Из-за отсутствия возможности
обеспечить необходимые запасы сжатого воздуха проект
был отклонен. При выключенном эжекторе профиль ка-
меры смешения эжектора не обеспечивал безотрывного
течения продуктов сгорания в сопле.
К разработке и изготовлению был принят проект
ЦАГИ, предложенный ГЛ.Гродзовским. В основном ва-
рианте на срезе сопла камеры сгорания с минимальным
зазором, позволявшим измерять тягу испытываемого
двигателя, устанавливался сверхзвуковой диффузор,
который за счет торможения струи продуктов сгорания,
истекающих из двигателя, обеспечивал разрежение на
срезе сопла около 0,045 ата.
Для удобства монтажа в условиях закрытого стенда
и упрощения изготовления в условиях ЗЭМ диффузор
собирался из секций длиной не более полутора метров
(материал - нержавеющая сталь). В листах внешней обо-
лочки делались выштамповки, которые обеспечивали
равномерный зазор водяного охлаждающего тракта и
возможность крепления внутренней оболочки к внешней
контактной сваркой. В начале и конце секции располага-
лись фланцы, которые соединяли секции сверхзвукового
диффузора друг с другом и исключали потерю устойчи-
вости под действием атмосферного давления. Общая
длина сверхзвукового диффузора равнялась 6 м.
Темп выполнения работ по созданию первого кос-
мического двигателя и принципиально нового стендо-
вого оборудования был очень высоким. Первая
высотная установка для двигателя 8Д714 была
спроектирована, изготовлена и смонтирована за один
квартал. Сверхзвуковой диффузор обеспечивал без-
отрывное течение в сопле, измерение тяги двигателя
в пустоте, вакуумный кожух позволял испытывать
полноразмерную камеру сгорания с насадком радиа-
ционного охлаждения.
Первый запуск камеры сгорания С1.4273 Ns 3 с пол-
норазмерным титановым насадком на сверхзвуковом
диффузоре с критическим сечением 570 мм был про-
изведен 27 июня 1958 г.
Критическое сечение сопла камеры сгорания рав-
нялось 85,2 мм, диаметр среза сопла - 768,23 мм. За-
пуск был осуществлен без предварительной ступени с
выходом на давление в камере сгорания 46,5 ата при
соотношении К = 2,25. На 22-й секунде произошло ава-
рийное выключение. После того как был снят кожух,
обнаружилось, что насадок смят, две внутренние обо-
лочки сопла оторваны и отброшены в выхлопную
шахту, две нижние секции диффузора имеют прогары
и отрывы внутренней оболочки. Разрушение НРО про-
изошло из-за незапуска сверхзвукового диффузора.
Давление снаружи НРО было выше, чем внутри сопла,
и сопло потеряло устойчивость.
Анализ испытания полноразмерной камеры сгорания
двигателя 8Д714 с критическим сечением диффузора
диаметром 570 мм показал необходимость усовершен-
ствования высотной установки. Требовалось увеличить
критическое сечение сверхзвукового диффузора до
620 мм, а также в два раза увеличить секундный расход
воды на охлаждение сверхзвукового диффузора.
За 55 дней, не снижая темпа огневых испытаний,
был выполнен огромный объем доработок:
1.	Проанализированы результаты испытания, одно-
значно установлена причина разрушения камеры сго-
рания и высотной установки, разработаны способы
устранения ошибок проекта.
2.	Выпущены чертежи на сверхзвуковой диффузор
с критическим сечением 620 мм.
3.	Специалисты станции демонтировали сгоревшее
оборудование, смонтировали установку заново, уста-
новили два мощных насоса с подводящими трубопро-
водами и новой обвязкой системы охлаждения
сверхзвукового диффузора. Это позволило увеличить
расход воды до 75 л/с и обеспечить испытания двига-
теля длительностью более 450 с.
Первый запуск полноразмерного космического дви-
гателя 8Д714 Ns 14 со сверхзвуковым диффузором,
обеспечивающим безотрывное истечение продуктов
сгорания по всему профилю сопла, был произведен
19 сентября 1958 г. на испытательной станции ОКБ-1.
Все последующие испытания проходили без замечаний
по запуску сверхзвукового диффузора.
Выход на режим был нормальным. К 10-й секунде
вакуум в верхней части третьей секции достиг 0,01
ата. При понижении давления в камере сгорания с 47
до 42 ата сверхзвуковой диффузор работал нормально.
В течение всего периода испытаний (125 секунд) ва-
куум на срезе сопла не менялся.
Для имитации космических условий запуска камеры
сгорания на испытательной станции ОКБ-1 было пред-
ложено использовать внутренний объем сверхзвуко-
вого диффузора. Выход его закрывался свободно
сбрасывающейся крышкой, изготовленной из толстой
фанеры. Все зазоры уплотнялись вакуумными труб-
ками. Перед запуском двигателя в сверхзвуковом диф-
фузоре и в камере сгорания с помощью эжектора
создавалось разрежение порядка 0,01 ата.
После срабатывания зажигательного устройства
продукты сгорания со скоростью звука в критическом
сечении сопла камеры сгорания поступали в сверхзву-
151
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
ковой диффузор. Из него газ со скоростью звука через
всасывающий патрубок эжектора отсасывался в атмо-
сферу. Площадь всасывающего патрубка эжектора
в 5,5 раза превышала критическое сечение сопла, т.е.
объемная производительность системы откачки была
намного больше объема газа, истекающего из камеры
сгорания через критическое сечение сопла. По мере по-
вышения давления в камере сгорания двигателя воз-
растала скорость истечения продуктов сгорания в сопле
камеры, и запускался сверхзвуковой диффузор.
Таким образом, с момента воспламенения зажига-
тельного устройства до выхода двигателя на номиналь-
ный режим в критическом сечении сопла сохранялась
скорость звука, и атмосферное давление не оказывало
влияния на рабочий процесс в камере сгорания.
Специалистами ОКБ-1 (А.Ан.Морозов) и НИИ-88
(В.П.Гордеев) для вакуумирования сверхзвукового диф-
фузора был предложен новый тип эжектора с поджатием
в начале камеры смешения, который в одноступенчатом
варианте обеспечивал в 3-4 раза более глубокий вакуум
при экономии эжектирующего воздуха в 2 раза.
Трехступенчатый вариант эжектора с поджатием
С1.4466 был разработан и изготовлен в ОКБ-1. В конце
1958 г. - начале 1959 г. при испытаниях этого эжектора
на установке У-13 НИИ-88 были получены следующие
характеристики:
1.	Трехступенчатый вариант:
-	минимальное разрежение - 0,3 мм рт. ст.;
-	производительность при давлении 1 мм рт. ст. -
1,25 м3/с.
2.	Двухступенчатый вариант:
-	минимальное разрежение 1,0 мм рт. ст.;
-	производительность при давлении 9 мм рт. ст. -
3,3 м3/с.
В ОКБ-1 в составе высотных установок эжектор
С1.4466 начал работать в 1959 г. Позднее было изго-
товлено около десяти таких эжекторов, которые при-
менялись в установках НИИ-229, ОКБ-276, ОКБ-2, при
запуске «Бурана» и в других организациях. Основные
преимущества эжектора при испытании ЖРД заключа-
лись в безопасности, безотказности, высокой произво-
дительности при малых габаритах и возможности
получения достаточно глубокого разрежения.
Установка ВУ-2 для испытания двигателя
8Д714 с имитацией космических условий и
измерением полной тяги
При проведении испытаний двигателя 8Д714 на вы-
сотной установке ВУ-1 сила, измеряемая силоизмери-
тельным устройством, составляла около 250 кг при тяге
двигателя в пустоте 5 т. Это объяснялось тем, что во
время испытания на двигатель оказывает давление атмо-
сфера силой около 4750 кг, которую можно рассчитать
по атмосферному давлению во время испытания и гео-
метрическим размерам камеры сгорания, т.е. измеренная
на ВУ-1 тяга двигателя является косвенным параметром.
Однако силовые нагрузки, которые действуют на
двигатель во время испытания на установке ВУ-1, не
соответствуют реальным силовым нагрузкам в кос-
мосе. Было принято решение о создании второй высот-
ной установки, которая обеспечивала бы прямое
измерение тяги космического двигателя с реальной на-
грузкой во время испытания.
В отличие от первой, на установке ВУ-2 двигатель
размещался в барокамере С1.4461, которая устанавли-
валась на отметке +4,5 м. В барокамере размещалась
и силоизмерительная установка С1.4420, рассчитанная
на измерение тяги в пустоте. Силоизмерительная уста-
новка крепилась на верхнем днище барокамер, упира-
ясь в силовые балки, замурованные в потолке бокса на
отметке +9,3 м.
Испытываемый двигатель крепился к переходной
раме силоизмерительной установки, а выходная часть
сверхзвукового сопла стыковалась со сходящейся
частью сверхзвукового диффузора С1.4416 через спе-
циально разработанную для барокамеры цилиндриче-
скую проставку С1.5544. Последняя обеспечивала
свободное перемещение среза сопла в вертикальном
направлении для измерения тяги и ввод параллельно
оси диффузора через кольцевую щель шириной 4,5 мм
продуктов сгорания газогенератора турбонасосного
агрегата двигателя 8Д714.
Проставка и сходящаяся часть сверхзвукового диф-
фузора С1.4416 располагались внутри барокамеры
С1.4461. В кольцевую щель направлялся генераторный
газ, предназначенный для управления по тангажу и
рысканию, а генераторный газ управления по крену
через четыре штуцера сбрасывался в проставку перпен-
дикулярно оси диффузора.
Перед запуском двигателя 8Д714 в барокамере стык
между соплом и диффузором закрывался подачей
сжатого воздуха в уплотняющее устройство проставки
С1.5544. После запуска двигателя и сверхзвукового
диффузора давление в уплотняющем устройстве сбра-
сывалось, барокамера соединялась с диффузором и
начиналась откачка газа из нее. Перед остановом дви-
гателя по команде срабатывало уплотняющее устрой-
ство, после выключения двигателя открывался клапан,
соединяющий барокамеру с атмосферой, и она запол-
нялась воздухом.
На установке ВУ-2 выход дозвуковой части диффу-
зора С1.4416 крепился к участку С1.5070, который
обеспечивал поворот потока на выходе из диффузора
на 90 ° в направлении огневого двора. Поворотный уча-
сток С1.5070 имел квадратное сечение со стороной
1100 мм и таким же радиусом задней стенки. Он охлаж-
дался водой расходом 21 л/с. Установка поворотного
152
Глава 3
участка уменьшила площадь проходного сечения гори-
зонтальной шахты на 23 %, что несколько затруднило
запуск сверхзвукового диффузора при проведении ис-
пытаний на установке ВУ-1.
Первое испытание двигателя в барокамере уста-
новки ВУ-2 было проведено 26 октября 1959 г. Всего
на этой установке с барокамерой было проведено не-
сколько десятков испытаний камер сгорания С1.4273Е
разработки ОКБ-1, а также камер 8Д715.01 В и двигате-
лей РО-7 разработки ОКБ-154.
За короткий период времени с минимальными за-
тратами на установке ВУ-2 был отработан первый кос-
мический двигатель 8Д714 с имитацией высотных
условий и измерением полной тяги двигателя. Таким
образом, двигатель испытывался под действием реаль-
ных механических нагрузок.
Установку ВУ-2 использовало ОКБ-154 для отра-
ботки камеры сгорания 8Д715.01В и двигателя РО-5 с
существенно меньшими затратами, чем при использо-
вании стенда Ц-16 филиала ЦИАМ.
Установка НИИ-229для испытаний
двигателя 8Д714 в составе
полноразмерного блока «Е» в условиях
имитации космического пространства
Двигатель 8Д714 испытывался в условиях имитации
космического пространства, поэтому большое внима-
ние уделялось проверке надежности воспламенения
топлива в камере сгорания. Топливо в двигателе под-
жигалось продуктами сгорания пороховых патронов за-
жигательного устройства. Воспламенение пороховых
патронов проверялось в специальной барокамере
ОКБ-456, из которой воздух откачивался вакуумными
насосами. Для имитации космических условий запуска
было необходимо обеспечить истечение продуктов сго-
рания пороховых патронов со скоростью звука в кри-
тическом сечении и поддерживать ее при повышении
давления в камере сгорания. Наличие скорости звука в
критическом сечении сопла исключало влияние атмо-
сферного давления на внутрикамерные процессы.
Успешное испытание космического двигателя
8Д714 в составе блока «Е», состоявшееся 23 мая 1959 г.
на стенде НИИ-229, стало новым этапом в разработке
высотных установок для испытания космических ЖРД.
Установка состояла из сверхзвукового диффузора
С1.4416 с критическим сечением 620 мм и эжектора с
цилиндрической камерой смешения диаметром 1038 мм,
который пристыковывался к выходному сечению
сверхзвукового диффузора диаметром 840 мм. Общая
длина ее равнялась 17690 мм.
Схема и расчеты высотной установки были выпол-
нены специалистами НИИ-88 с использованием опыта
ОКБ-1 по отработке космического двигателя 8Д714.
На установке были обеспечены условия, позво-
ляющие исключить влияние атмосферного давления
на запуск двигателя за счет течения продуктов сго-
рания в критическом сечении камеры сгорания со
скоростью звука с момента воспламенения зажига-
тельного устройства. Кроме того, с помощью эжек-
тора имитировались высотные условия при
выключении двигателя до давления в камере сгора-
ния около 0,1 ата, что позволило определить им-
пульс последействия.
Высотные установки для испытания
двигателей 8Д715,11 ДЗЗ (С1.5400), 11Д58,
11Д58М со степенью расширения газов
в сопле Р,/Ра = 1000...1800.1960-1968 гг.
С1959 г. все высотные установки создавались без
привлечения других организаций. В 1960-е гг. опыт, на-
копленный в ОКБ-1 в этом направлении работ, переда-
вался смежным организациям отрасли в виде отчетов,
консультаций или непосредственного участия сотруд-
ников ОКБ-1 в разработках проектов внешних органи-
заций.
Для отработки каждого нового космического дви-
гателя, как правило, требуется создание собственной
высотной установки. Испытания камеры сгорания для
двигателя 8Д715 в ОКБ-1 начались в 1959 г., когда на
испытательной станции еще полным ходом шли испы-
тания двигателя 8Д714.
Камеру сгорания двигателя 8Д715 ОКБ-1 предпола-
галось использовать в создаваемом ОКБ-154 четырех-
камерном двигателе для блока И PH Р-7. Впоследствии
ОКБ-154 разработало свою камеру сгорания.
Чтобы на одном рабочем месте испытывать два
двигателя, требовалось создание нового сверхзвуко-
вого диффузора. Поэтому НИИ-1 было выдано зада-
ние на создание универсальной высотной установки.
Сложность решения этой задачи заключалась в том,
что при одинаковой степени расширения сопла кри-
тическое сечение камеры сгорания двигателя 8Д715
было больше, поэтому необходимо было увеличи-
вать критическое сечение сверхзвукового диффу-
зора до 655 мм. Большее критическое сечение для
«запуска» высотной установки требует более высо-
кого давления в камере сгорания, чем было на дви-
гателе 8Д714.
Специалисты НИИ-1 считали, что только регули-
руемый сверхзвуковой диффузор с центральным
телом, который перестраивался с работы одного дви-
гателя на другой за счет перемещения центрального
тела, может решить эту задачу. Однако от этого вари-
анта пришлось отказаться из-за трудностей с охлаж-
дением центрального тела и создания механизма его
перемещения.
153
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
На основании тщательного анализа высотных испы-
таний двигателя 8Д714 с использованием сверхзвуко-
вого диффузора с критическим сечением диаметром
620 мм было установлено, что имеется небольшой
запас давления в камере сгорания по «запуску», поз-
воляющий увеличить диаметр на 20 мм.
ОКБ-1 удалось спроектировать новый сверхзву-
ковой диффузор 01.5080 с критическим сечением
диаметром 640 мм, который без замечаний обеспе-
чил испытания двух двигателей на одном рабочем
месте.
ОКБ НИИ-88 с участием ОКБ-1 на базе сверхзву-
ковых диффузоров 0.5080 и эжекторов 01.4416 раз-
работало высотную установку для испытания на
стенде Ns 2 в НИИ-229 блока «И» с четырехкамерным
двигателем. Эта установка обеспечивала запуск блока
«И» при более глубоком начальном вакууме в каме-
рах сгорания двигателя, чем при стендовых испыта-
ниях блока «Е».
При испытании двигателя 01.5400 (11 ДЗЗ) для ими-
тации времени заливки насосов окислителя и горючего
необходимо было вакуумировать не только камеру сго-
рания, но и дренажи турбонасосного агрегата. Для вы-
полнения этих операций были разработаны и
изготовлены эжекторы, геометрически подобные эжек-
тору С1 .4416:
-	для подключения к дренажам ТНА - двухступен-
чатый эжектор С1.6890 с входным патрубком диамет-
ром 20 мм;
-	для подключения к дренажам слива окислителя и
горючего - одноступенчатый эжектор С1.6890 с вход-
ным патрубком диаметром 40 мм.
Все эжекторы подключались непосредственно к
дренажам, кроме дренажа горючего, который подклю-
чался через промежуточную сливную емкость. Это поз-
воляло определить массу слитого при запуске
горючего.
Управление блоком в полете по тангажу и рыс-
канию обеспечивал двигатель С1.5400 (11 ДЗЗ) за
счет качания в карданном подвесе. Во время испы-
таний двигателя с качанием на сверхзвуковой диф-
фузор устанавливался кожух С1.3414, который
обеспечивал стыковку сверхзвукового диффузора с
двигателем как можно ближе к критическому сече-
нию сопла. Движущаяся поверхность выполнялась
в виде сферы и крепилась к соплу. Такая стыковка
двигателя со сверхзвуковым диффузором обес-
печивала минимальное значение подсоса воздуха в
диффузор при качании двигателя. Цилиндрическая
вставка на входе в диффузор выполнялась с учетом
амплитуды качания сопла двигателя на угол, равный
примерно 1 °.
Создание космического двигателя 11Д58 блока «Д»
ракеты Н1 стало импульсом к началу отработки на ис-
пытательной станции двигателя с полноразмерным со-
плом со степенью расширения в 2 раза большей, чем у
двигателя 8Д714. Создание сверхзвукового диффузора
для двигателя 11Д58 по праву можно назвать техниче-
ским достижением.
С этим диффузором в 1967-1968 гг. были прове-
дены испытания шести двигателей 11Д58 с дрениро-
ванными соплами. Целью их было
экспериментальное определение давления на не-
охлаждаемой огневой стенке сопла. Двигатель
11Д58 имел сопло с насадком радиационного охлаж-
дения длиной 550 мм и степенью расширения газов
Рк/Ра = 1800. Определив распределение давления по
длине сопла, можно рассчитать прирост тяги и
удельной тяги, создаваемый любой частью сопла, в
т.ч. НРО, т.е. той частью, которая охлаждается за
счет радиационного излучения в окружающее про-
странство. Сравнивая экспериментальное распреде-
ление давления с расчетным, можно оценить
правильность расчета параметров газового потока в
сопле, в т.ч. коэффициенты потерь тяги.
Наличие НРО усложняет теоретическую оценку по-
терь тяги из-за значительного перепада температуры в
зоне стыка насадки с охлаждаемой частью сопла (250-
300 °C на охлаждаемой части и 1000-1100 °C на не-
охлаждаемой). Требуется также экспериментальное
подтверждение работоспособности НРО в реальных
условиях.
По экспериментальному распределению давле-
ния получена функциональная зависимость для рас-
чета прироста тяги, получаемого при использовании
неохлаждаемого насадка. Подтверждено предполо-
жение о существенном влиянии деформации кон-
тура в зоне стыка охлаждаемой части с
неохлаждаемой на газовый поток и характеристики
сопла. Потери удельного импульса тяги составляли
0,4 кг«с/кг.
Увеличение удельного импульса тяги двигателя
11Д58, создаваемое НРО, составило 9,5-9,9 кг«с/кг.
Причем значение приращения удельного импульса тяги
больше у двигателя с более экономичной головкой. На
высотных установках ОКБ-1 при огневых испытаниях
двигателя 11Д58 подтверждена работоспособность
НРО.
Работы по созданию комплекса высотных устано-
вок для стендовых испытаний космических ЖРД про-
водились под руководством А.Ан.Морозова. В работах
принимали активное участие А.Н.Антонов, Г.Н.Баранов,
ЕАБоголюбова, А.С.Волков, В.П.Григорьев, А.В.Дунен-
ков, В.В.Карпов, Е.И.Кирина, Ф.А.Коробко, А.Ал.Моро-
зов, В.Д.Новиков, Ю.А.Паздников, Л.А.Пантелеева,
И.Д.Попков, А.В.Пучинин, В.Н.Сарычев, Н.М.Синицын,
В.А.Синявин, С.Г.Ударов, И.Т.Умрихин, А.С.Шелемин,
А.Н.Шорин, А.С.Шкурлов.
154
Глава 3
Экспериментальные работы с целью
исследования возможностей использова-
ния жидкого кислорода для охлаждения
камеры сгорания ЖРД. 1959-1960 гг.
В 1959 г. в ОКБ-1 начались исследования с целью
существенного увеличения удельного импульса тяги
ЖРД, в которых в качестве топлива использовались
жидкий кислород и углеводородное горючее. Для этого
исследовалась возможность охлаждения камеры жид-
ким кислородом.
На горизонтальной установке испытательной станции
было проведено 14 испытаний на восьми камерах сгора-
ния. В качестве окислителя использовался жидкий кис-
лород ТУ 04-83-59, в качестве горючего - керосин Т-1.
Камера сгорания создавалась на базе камеры руле-
вого двигателя С1.2580, примененной на двигателе
8Д714. Диаметр камеры -180 мм, критического сече-
ния сопла - 85 мм, среза сопла - 322 мм. Длина камеры
от головки до критического сечения составляла 400 мм.
На плоской головке в сотовом порядке расположены
100 форсунок окислителя и 60 форсунок горючего. Ка-
мера сгорания изготовлена из стали 1Х18Н9Т, огневое
днище головки - из меди М1. Между внутренней и на-
ружной оболочками камеры по спирали укладывалась
проволока диаметром 2 мм. Оболочки соединялись
пайкой. При испытаниях кислород для охлаждения
подводился со стороны головки. Компоненты топлива
подавались из стендовых баллонов высокого давления.
Кислород в рубашку охлаждения и в головку подавался
от двух независимых систем. С 29 января 1959 г. по
25 февраля 1960 г. было проведено 14 испытаний.
В процессе испытаний отрабатывались технологии за-
пуска и выключения камеры, а также подбирались ре-
жимы работы. Результаты показали, что при расходе
жидкого кислорода 6,0 кг/с, давлении в камере 40 кг/см2 и
соотношении компонентов топлива 1,9:2,1 обеспечива-
ется работа камеры в течение 100 с.
Во время трех последних испытаний исследова-
лось влияние негерметичности внутренней оболочки.
В сверхзвуковой части сопла на расстоянии 35,115 и
195 мм от критического сечения были просверлены
сквозные отверстия диаметром 1,4 мм, в которые
вставлены заглушки диаметром 1,2 мм. Заглушки при-
варены к наружной оболочке. Через образовавшуюся
кольцевую щель кислород из рубашки поступал во
внутреннюю часть сопла. Три испытания по 40 с про-
шли без замечаний. Проведенные эксперименты под-
твердили возможность создания двигателя тягой
примерно 5 тс с камерой, охлаждаемой кислородом.
Предполагалось, что при разработке следующего дви-
гателя 11 ДЗЗ охлаждение будет кислородным. Основные
агрегаты двигателя, спроектированные в 1959 г., планиро-
валось изготавливать с применением титана. В частности,
впервые была создана камера сгорания из медного и ти-
танового сплавов с титановым высотным насадком сопла.
Табл.1
Рулевые ЖРД для ракет-носителей, созданные ОКБ-1 - ЦКБЭМ
Параметр	С1 1101.ВМ5	С1 2580	11Д121
Год создания	1957	1958	1972
Назначение	Управление первой и второй ступенями PH Р-7 по тангажу, рысканию и крену. Работа на конечной ступени тяги для обеспечения малого импульса последействия	Управление первой и второй ступенями PH Р-7 по тангажу, рысканию и крену. Работа на конечной ступени тяги для обеспечения малого импульса последействия	Управление первой ступенью PH Н1 по крену
Тяга у Земли, кг	1200	2500	5000
Компоненты топлива, подавае- мые от основного двигателя PH	Жидкий кислород	Жидкий кислород	Горячий окислительный гене- раторный газ
	Т-1	Т-1	РГ-1
Угол качания	±45°	±45°	±45°
Запущенные космические объекты	Первый и второй искусствен- ные спутники Земли	Третий искусственный спутник Земли	Четвертый запуск Н1-ЛЗ
Дальнейшее использование	Заменен на рулевой двигатель 01.2580	Заменен на рулевой двигатель, включенный в состав основного двигателя PH Р-7	Работы по Н1-ЛЗ были прекращены
155
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Табл. 2
ЖРД разгонных блоков, созданные ОКБ-1 - ЦКБЭМ - НПО «Энергия» - РКК «Энергия» им. СЛКоролева
Параметр	8Д714 ^совместно	11 ДЗЗ	8Д726	11Д58	11Д58М		17Д12
Год создания	1959	1960	1963	1967	1973		1986
Назначение	Блок «Е» 8К72	Блок «Л» 8К78	Блок «В» 8К713	Блок «Д» 11А52,11С824	Блок «ДМ» 11С86,11С824М		ОДУ 17Д11
Тяга в пустоте, кг	5000	6800	8500	8500	8500		9000
Компоненты топлива	02	02	02	02	02		02
Компоненты топлива	02	02	02	02	02		02
	Т-1	Т-1	РГ-1	РГ-1	РГ-1	синтин	синтин
Удельный импульс в пустоте, с	316	340	341	350	352	360	362
Давление в камере, атм	49,5	54,5	68,8	68	79		81
Суммарное время работы в изделии (по ТУ), с	430	250	220	720	720		900
Количество включений в изделии	1	1	2	7	7		15
Количество запущенных космических объектов	3	283	-	24	288		1
Однако при огневой экспериментальной отработке ка-
меры в декабре 1959-го - январе 1960 г. было обнару-
жено новое неизвестное ранее свойство титана и его
сплавов - способность возгораться в среде кислорода в
напряженном состоянии или при разрушении. Вслед-
ствие этого оказалось невозможным кислородное
охлаждение камер сгорания, имеющих оболочки из ти-
тановых сплавов. В связи с ограниченностью сроков, от-
веденных на создание двигателя 11 ДЗЗ, было принято
решение охлаждать камеры сгорания керосином, исполь-
зуя имеющийся опыт и производственный задел.
Наиболее активными участниками эксперименталь-
ных работ были А.Н.Антонов, З.С.Асриян, ЕАБоголю-
бова, В.Ф.Галкина, Г.Г.Головинцова, В.П.Григорьев,
С-А.Карегин, Э.И.Курцева, А.Ф.Кузнецов, ФАКоробко,
И.С.Кладов, ХАКухтиев, А.Ал.Морозов, А.Ан.Морозов,
Н.Н.Мурысин, Л.М.Полякова, Н.Г.Тараскин, А.К.Трусов,
И.Т.Умрихин, А.С.Шелемин и др.
Перечень созданных на предприятии двигателей, их ос-
новные параметры и назначение представлены в таблицах.
С1958 по 2014 г. разработано 6 типов ЖРД для раз-
гонных блоков, проведено более 8000 стендовых испы-
таний, общее количество запущенных космических
объектов - 599.
Основные результаты работ по созданию
ЖРД в ОКБ-1 - ЦКБЭМ - НПО «Энергия» -
РКК «Энергия» им. С.П.Королева
Проведен огромный объем исследований, направ-
ленных на совершенствование основных характеристик
двигателей, таких как удельный импульс, потери ком-
понентов при включении и выключении, потребные
давления в баках, количество включений в полете, ре-
сурс, надежность, аварийная защита, технологичность,
удобство эксплуатации. Эта работа послужила импуль-
сом к внедрению в практику отечественного ракетного
двигателестроения ряда новых прогрессивных реше-
ний, к которым относятся следующие:
1.	Предложены, исследованы и реализованы реше-
ния, направленные на коренное усовершенствование
пневмогидросхемы ЖРД:
-	впервые (1959-1961 гг.) практически реализована
схема с дожиганием генераторного газа;
-	осуществлен «пушечный» запуск кислородного ЖРД;
-	созданы кислородные ЖРД (1958-1959 гг.), ис-
пользующие основные компоненты топлива для работы
газогенератора и для наддува топливных баков ракет-
ного топлива;
156
Глава 3
-	сложный процесс запуска разделен на ряд после-
довательных простых, функционально независимых
этапов при помощи введения газодинамических и ка-
витационных ограничителей расхода на линиях окис-
лителя и горючего;
-	схема запуска построена таким образом, что
включение двигателя в земных условиях не отличается
от включения в условиях космоса;
-	впервые осуществлено многократное включение
кислородно-углеводородного ракетного двигателя в
полете;
-	состав двигателя расширен: в него включены эле-
менты ракетного блока, начиная от разделительных
клапанов на баках, баковых бустерных ТНА, рулевые
машинки, бортовые расходомеры и т.д.
2.	Исследованы и впервые созданы камеры двига-
телей, работающих по схеме с дожиганием, имеющие:
-	высокий коэффициент камеры сгорания (фк - до
0,99 и выше);
-	высокую относительную расходонапряженность
(q - до 2,4 г/(с»см2*ат);
-	повышенную равномерность состава смеси в при-
стеночном слое, что обеспечивается применением уни-
кальной «щелевой» смесительной головки
оригинальной разработки;
-	сопла со степенью расширения газа от 10ОО (1959 г.)
до 3000 (1973 г.) и 4500 (2006 г.);
-	для безотрывного течения газа в сопле в земных
условиях применена газодинамическая эжекторная
труба.
3.	Исследованы и впервые созданы агрегаты подачи -
газогенератор и ТНА для двигателя с дожиганием окис-
лительного турбогаза, на которых осуществлен ком-
плекс мероприятий, исключающих их возгорание в
кислороде.
4.	Исследованы и впервые созданы новые органы
управления ракетным блоком - управление по тангажу
и рысканию качанием двигателя в карданном подвесе
и по крену - качанием поворотных рулевых сопел, ра-
ботающих на основных компонентах топлива.
5.	Исследованы и впервые созданы новые агрегаты
ЖРД - баковые бустерные турбонасосные агрегаты
окислителя и горючего, позволяющие работать двига-
телю при весьма низких давлениях компонентов в топ-
ливных баках.
6.	Применение стеклопластика в насосе БТНО и
в расходной магистрали окислителя позволило исклю-
чить потери кислорода на захолаживание линии окис-
лителя при включении и существенно снизить
теплопритоки к баку окислителя от нагретых элементов
конструкции двигателя между включениями.
7.	Исследованы и впервые применены в практике
отечественного двигателестроения новые материалы и
технологические решения:
-	высотный насадок сопла с радиационным охлаж-
дением;
-	титановые сплавы в качестве материала камеры,
рамы и других элементов;
-	сепараторы подшипников из фторопласта с ди-
сульфидом молибдена;
-	цельнолитой корпус турбины;
-	пирографит в качестве антифракционового уплот-
нительного материала на горячем окислительном газе;
-	спиральные каналы с искусственной шерохова-
тостью в охлаждающем тракте на сопловой и цилинд-
рической частях камеры;
-	пайка оболочек камеры через марганец, наноси-
мый осаждением в вакууме;
-	шестеренчатый редуктор, охлаждаемый и смазы-
ваемый основными компонентами топлива, в т.ч. жид-
ким кислородом.
8.	Разработан метод поставок кислородно-углево-
дородного ЖРД без переборки после КТИ.
9.	Маршевый двигатель 11Д58М оснащен автономной
системой управления, которая обеспечивает выполнение
циклограммы запуска, работы по программе и выключе-
ния. Благодаря этому используются двигатели на ракет-
ных комплексах с различными системами управления.
10.	Двигатель 11Д58М оснащен системой аварий-
ной защиты, которая парирует практически все «мед-
ленноразвивающиеся» аварии и, при нормально
работающем двигателе, распознает внутренние неис-
правности ТНА, которые могут привести к «быстрораз-
вивающейся» аварии.
Кислородно-углеводородные разгонные блоки, соз-
данные РКК «Энергия» им. С.П.Королева, эксплуати-
руются с 1959 г., блоки «ДМ» с двигателем 11Д58М - с
1974 г.
На всех этапах проектирования и экспериментальной
отработки кислородно-углеводородных ЖРД активное
участие принимали сотрудники Исследовательского
центра им. М.В.Келдыша, ЦНИИмаш и НИИ химического
машиностроения. Большой вклад в разработку конструк-
ций новых агрегатов и создание технологии их изготов-
ления внесли работники Завода экспериментального
машиностроения РКК «Энергия» и Воронежского меха-
нического завода.
Критический анализ проектных и конструкторских
решений и опыт их внедрения на двигателе 11Д58М
свидетельствуют о том, что имеется возможность соз-
дания оптимального для разгонного блока «ДМ» дви-
гателя тягой 5000 кг.
РКК «Энергия» (главный конструктор двигателей,
двигательных и энергетических установок - А.А.Смо-
ленцев) совместно с Исследовательским центром им.
М.В.Келдыша, Красноярским машиностроительным за-
водом, Конструкторским бюро химавтоматики ведет
разработку двигателя 11Д58МФ.
157
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
З.А.Ноля.'имкхг
АО «ВПК «НПО машиностроения»
РАЗРАБОТКА ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВОК
КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ «ПОЛЕТ»
Разработка маневрирующего спутника в ОКБ-52
генерального конструктора В.Н.Челомея (ныне АО
«ВПК «НПО машиностроения») была начата в 1960 г.
Такая задача ставилась впервые в мировой практике
и требовала новых решений.
Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров
СССР от 23 июня 1960 г. головным исполнителем по
системе и ракете-носителю было определено ОКБ-52
Госкомитета СССР по авиационной технике. Головным
исполнителем по двигательным установкам для кос-
мического аппарата было определено ОКБ-ЗОО глав-
ного конструктора С.К.Туманского.
КА конструктивно состоял из силовой рамы, ци-
линдрического приборного отсека, двигательной
установки со сферическими топливными баками и
набором двигателей, обеспечивающих выдачу кор-
ректирующих импульсов в продольном и четырех по-
перечных направлениях, ориентацию и стабилизацию
аппарата. ДУ имела вытеснительную систему подачи
топлива с использованием газообразного азота. На-
чальная масса заправленного КА составляла 2450 кг.
Разработка первого маневрирующего спутника
была осуществлена в весьма короткие сроки. Ввиду
сложности и разнообразия задач, решавшихся при
создании комплекса, элементы его испытывались по-
этапно, по мере готовности. На первом этапе отраба-
тывалась базовая конструкция спутника и принципы
маневрирования и управления им на орбите. Однако
разработка штатной двигательной установки в ОКБ-ЗОО
задерживалась. В связи с этим В.Н.Челомеем было
принято решение начать испытания с имеющимися
жидкостными ракетными двигателями главного кон-
структора ОКБ-2 Госкомитета СССР по оборонной
технике А.М.Исаева. При этом двигательную уста-
новку космического аппарата в целом разрабаты-
вало ОКБ-52.
По заданию В.Н.Челомея спроектировали совер-
шенно новую двигательную установку, способную
многократно запускать ЖРД в космосе, обеспечивая
надежную подачу топлива к ним как при действии пе-
регрузок различного направления, так и в условиях
невесомости. Набор ЖРД должен был выдавать
строго дозированные импульсы тяги при продольных
и поперечных маневрах, ориентации и стабилизации
космического аппарата. Для разгона и поперечного
управления применялись шесть двигателей
А.М.Исаева тягой по 400 кгс, а двигатели «жесткой»
и «мягкой» стабилизации - ЖРД тягой по 16 и 1 кгс
на двухкомпонентном топливе - были впервые спе-
циально разработаны в ОКБ С.К.Туманского. Они
должны были работать «пачками» (сериями) им-
пульсов. Топливные баки с металлической полусфе-
рической диафрагмой для вытеснения горючего и
окислителя были впервые созданы и отработаны
в ОКБ-52.
Испытания двигательной установки проводились
на подмосковном стенде под Загорском. Крепилась
она вертикально, так что сопла двигателя разгона
были направлены вниз, крестообразно расположен-
ные двигатели маневра «смотрели» на все четыре
стороны, а «малыши» вообще образовывали гир-
лянду. При огневых испытаниях ЖРД, работая по по-
летной циклограмме, они создавали такой
фейерверк, что даже у видавших виды стендовиков
это зрелище вызывало изумление и восторг.
В рекордные сроки, менее
чем за три года после начала
работ, были проведены все-
сторонние стендовые испыта-
ния. Осенью 1963 г. началась
подготовка КА (И-2Б) на кос-
модроме Байконур к летным
испытаниям.
1 ноября 1963 г. был осу-
ществлен запуск эксперимен-
тального маневрирующего
спутника И-2Б (получившего
название «Полет-1»), впервые
в мире изменявшего высоту и
угол наклона плоскости ор-
биты.
После первого включения
разгонного двигателя спутник
158
Глава 3
КА «Полет-1»
вышел на опорную орбиту с высотой в перигее 339 км,
в апогее - 592 км. Затем по командам системы управ-
ления его двигатели включались многократно в про-
дольном и поперечном направлениях. В течение этого
времени аппарат управлялся и стабилизировался дви-
гателями «жесткой» и «мягкой» стабилизации. После
всех маневров он перешел на конечную орбиту с высо-
той в перигее 343 км, в апогее - 1437 км, изменив
также угол наклона орбиты к плоскости экватора. Про-
грамма была выполнена полностью.
Второй запуск КА - «Полет-2» - состоялся 12 апреля
1964 г. с более сложной и насыщенной программой.
Для этого аппарата двигательная установка в целом
разрабатывалась и изготавливалась в ОКБ-ЗОО
(в последующем - в Тураевском ОКБ «Союз»).
«Полет-2» совершил серьезные маневры, правда,
теперь можно сказать, что не все задуманное програм-
мой полета было выполнено. Тем не менее, по работе
системы управления и других систем, кроме двигатель-
ной установки, замечаний не было, и после серьезных
конструктивных и схемных изменений двигательной
установки Тураевским ОКБ «Союз» летные испытания
системы были успешно продолжены.
Разработка двигательных установок КА «Полет»
в ОКБ-52 осуществлялась отделом С.В.Ефимова по тех-
ническому заданию проектного отдела, начальник от-
дела- ГА.Ефремов. Координацию работ обеспечивала
группа ведущего конструктора темы В.А.Поляченко.
В разработках космических аппаратов противоспут-
никовой обороны «ИС», морской космической разведки
«УС», орбитальных пилотируемых станций «Салют-2»,
«Салют-3», «Салют-5», тяжелых транспортных кораб-
лей снабжения ТКС и возвращаемых аппаратов для них,
запуски которых производились нашим предприятием
в последующие годы, нашли свое применение прин-
ципы построения двигательных установок, впервые
разработанные для космических аппаратов «Полет».
ft.'l.nepetytyeA,
РАЗРАБОТКА В КБ «ЮЖНОЕ» ЖРД ДЛЯ МБР И PH.
ДЕЯТЕЛЬНОСТЬ И.И.ИВАНОВА
Рулевые ЖРД РД851, РД852, РД855, РД856
для МБР Р-16, МБР Р-36, PH «Циклон-2» и
«Циклон-3»
ЖРД РД854 орбитальной ступени ракеты
Р-36 орб (8К69)
ЖРД РД861 третьей ступени PH «Циклон-3»
Маршевый ЖРД РД857для второй ступени
опытной ракеты РТ-20П
Вопросы создания ракетных двигателей для балли-
стических ракет имели для КБ «Южное» (первона-
чально - ОКБ-586) принципиальное значение. С
момента своего образования в 1954 г. КБЮ действо-
вало как головная ракетостроительная организация, по
техническим заданиям которой в смежной двигателе-
строительной организации - КБ Главного конструктора
В.П.Глушко - выполнялись разработки маршевых двига-
телей. В 1958 г. в составе КБЮ на базе филиала ОКБ-3
НИИ-88 было создано собственное подразделение по
жидкостным ракетным двигателям - КБ-4, специали-
зировавшееся на создании рулевых и высотных двига-
телей. На КБ-4 было также возложено сопровождение
изготовления и испытаний маршевых двигателей раз-
работки ОКБ-456 на заводе № 586.
В1958-1969 гг. КБ-4 разработало и внедрило в про-
изводство рулевые ЖРД РД851, РД852, РД855, РД856
для МБР Р-16, МБР Р-36, PH «Циклон-2» и «Циклон-3»,
ЖРД РД854 орбитальной ступени ракеты Р-36 орб
(8К69) и ЖРД РД861 третьей ступени PH «Циклон-3»,
а также маршевый ЖРД РД857 для второй ступени
опытной ракеты РТ-20П.
Общее руководство разработками КБЮ осуществ-
ляли в этот период начальник и Главный конструктор
159
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
М.ЮЯнгель (1911-1971 гг.).
Дважды Герой Социалистического Труда Начальник
и главный конструктор ОКБ-586 (КБЮ)
Михаил Кузьмич Янгель и его первый заместитель Ва-
силий Сергеевич Будник. Главным конструктором КБ-4
и заместителем Главного конструктора ОКБ-586 стал
Иван Иванович Иванов, работавший до этого начальни-
ком филиала ОКБ-3 НИИ-88 на заводе № 586. Замести-
телями главного конструктора КБ-4 были назначены
М.Д.Назаров, а немного позднее - В.С.Инюшин.
В декабре 1956 г. КБЮ начало разработку МБР Р-16.
Маршевые двигатели для ракеты ЖРД 8Д712 и
8Д713 были созданы ОКБ-456. Разработку рулевых
двигателей М.К.Янгель поручил двигателистам
КБ-4 КБЮ.
Иван Иванович Иванов родился в д. Раменье Твер-
ской губ. С 1940 г. работал на авиамоторном заводе
в г. Казань, а в 1942 г. был переведен в КБ Главного
конструктора В.П.Глушко. В1946 г. окончил без отрыва
В.С.Будник
(1913-2007 гг.).
Герой Социалистического
Труда. В 1954-1969 гг. -
первый заместитель
главного конструктора
ОКБ-586 (КБЮ)
И.И.Иванов
(1918-1999 гг.).
Герой Социалистического
Труда. С 1979 по 1987 г. -
главный конструктор
по двигателям в ОКБ-586 и
заместитель главного
конструктора ОКБ-586
МД.Назаров
В.С.Инюшин
от производства Казанский авиационный институт, а
в 1950 г. - высшие инженерные курсы по новой технике
при МВТУ им. Н.Э.Баумана. В 1951 г. переведен на
завод № 586 в г. Днепропетровск: работал заместите-
лем начальника отдела, затем начальником отдела дви-
гателей - заместителем главного конструктора завода.
С 1958 по 1967 г. - главный конструктор КБ-4 и зам.
главного конструктора ОКБ-586. С1967 по 1979 г. - на-
чальник и главный конструктор КБ-4 ОКБ-586. С 1979
по 1987 г. - главный конструктор по двигателям (ЖРД
и РДТТ) в ОКБ-586 и заместитель главного конструк-
тора ОКБ-586. С 1987 по 1991 гг. - старший научный
сотрудник - консультант КБ «Южное». Доктор техниче-
ских наук, профессор. Лауреат Ленинской и Государст-
венной премий СССР. Награжден орденами Ленина
(дважды) и Трудового Красного Знамени (дважды).
В августе 1958 г. коллектив КБ-4 приступил к раз-
работке эскизных проектов рулевых двигателей 8Д63
(РД-851) и 8Д64 (РД-852) МБР Р-16 (8К64) на высоко-
кипящих компонентах топлива - окислителе АК-27 и го-
рючем НДМГ. В декабре 1958 г. были выпущены
первые рабочие чертежи этих двигателей. В этот же пе-
риод коллектив КБ-4 (с участием ОКБ-456 в части ка-
меры двигателя) разработал эскизный проект и
техническую документацию на маршевый двигатель
8Д722 (РД853) второй ступени МБР 8К66.
23 сентября 1960 г. приказом главного конструк-
тора ОКБ-586 проведена реорганизация КБ-4 с образо-
ванием семи отделов:
-	41 - отдел проектирования и отработки двигателей
(начальник - М.А.Петуховский, позднее - Е.П.Семенов);
-	42 - отдел камер двигателя (начальник - А.В.Кли-
мов);
-	43 - отдел турбонасосных агрегатов (начальник -
В.Ф.Егоров);
-	44 - отдел агрегатов автоматики (начальник -
А.Н.Морозов);
-	45 - проектно-расчетный отдел (начальник -
В.И.Гусев);
-	46 - группа внешних испытаний (начальник -
К.А.Луарсабов);
160
Глава 3
Е.П.Семенов
В.И.Гусев
- 47 - технический отдел (начальник - Г.В.Прежен-
ников).
Эта структурная схема КБ-4 показала свою жизне-
способность и сохранилась практически в неизменном
виде до настоящего времени.
Типовая компоновка установки рулевых двигателей
в карманах хвостовых отсеков с наружной
стороны отсека
Табл.1
Основные характеристики рулевых двигателей
Обозначение двигателя	РД851 (8Д63)	РД852 (8Д64)	РД85-: Г8Д68)	РД856 (8Д69)
Применение	8К64, 1 ступень	8К64, 2 ступень	8К67, («Циклон-3») 1 ступень	8К67, («Циклон-3») 2 ступень
Годы разработки	1958-1963	1958-1963	1962-1965	1962-1965
Компоненты топлива: - окислитель - горючее	азотная кислота+ 27% N2O4	азотная кислота + 27% N2O4	АТ	АТ
	НДМГ	НДМГ	НДМГ	НДМГ
Тяга двигателя, кгс: - у Земли - в пустоте	28850		29100	
	33124	4920	33453	5530
Удельный импульс тяги двигателя, кгс*с/кг: - на Земле - в пустоте	243	255	292	280,5
	279	133	320	112,5
Масса двигателя, кг	403	133	320	112,5
Абсолютное давление газов в камерах сгорания, кгс/см2	67,5	67,5	320	73
Абсолютное давление газов в камерах сгорания, кгс/см2	0,5	0,4	0,6	0,25
Соотношение массовых секундных расходов компонентов топлива	0,5	2,1	1,97	1,98
Угол отклонения камер двигателя, град.	±37,5	±30,5	±41	
Время работы, с: - на основном режиме - на дросселированном режиме	110	143	127	163
	5			
161
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Следующими были выполнены разработки двигате-
лей для стратегических комплексов второго поколения:
двигателя 8Д612 (РД854) орбитальной ступени ракеты
Р-36 орб (8К69), рулевых двигателей 8Д68 (РД855),
8Д69 (РД856) первой и второй ступени МБР Р-36 (8К67)
и маршевого двигателя 15Д12 (РД857) второй ступени
МБР РТ-20П (8К99).
В дальнейшем двигатели РД855, РД856 были при-
менены в PH «Циклон-2», эти же двигатели и модифи-
цированный двигатель РД854 под индексом РД861
были применены в PH «Циклон-3».
Большой вклад в разработку и отработку рулевых
двигателей для стратегических комплексов первого и
второго поколений внесли В.И.Гусев, Е.П.Семенов.
Рулевые двигатели РД851, РД852 МБР Р-16 и
РД855, РД856 МБР Р-36 и семейства «Циклон» кон-
структивно подобны, работают на высококипящих ком-
понентах топлива, отличаются техническими
характеристиками и геометрическими размерами. Для
обеспечения управления полетом по всем каналам ста-
билизации все рулевые двигатели комплектуются че-
тырьмя камерами, установленными в плоскостях
стабилизации с возможностью качания (поворота) каж-
дой в одной плоскости. Двигатели устанавливаются
в карманах хвостовых отсеков первой или второй сту-
пеней ракеты с наружной стороны. Двигатели снаб-
жены опорами и узлами подвода компонентов топлива
к поворотным камерам двигателей, собираются на си-
ловом кольце ступени PH.
Все рулевые двигатели выполнены с турбонасосной
системой подачи компонентов топлива. Рабочее тело
турбины турбонасосного агрегата - газ, вырабатывае-
мый в газогенераторе при сгорании основных компо-
нентов топлива. Созданные двигатели работают на
высококипящих самовоспламеняющихся компонентах
топлива по схеме без дожигания генераторного газа,
их газогенераторы вырабатывают восстановительный
(«сладкий») газ с большим избытком горючего.
Двигатель РД854 (8Д612) орбитальной ступени ра-
кеты Р-36 орб (8К69) предназначен для торможения и
управления по всем каналам стабилизации орбиталь-
ной головной части при спуске ее с орбиты. Его моди-
фикация (двигатель РД861) предназначена для
создания тяги и управления третьей ступенью PH «Ци-
клон-3» на активном участке полета по всем каналам
стабилизации.
Двигатели однокамерные, с турбонасосной систе-
мой подачи самовоспламеняющихся компонентов топ-
лива, выполнены по схеме без дожигания
генераторного газа. Двигатель РД854 - однократного
включения, двигатель РД861 - двукратного.
Большой вклад в разработку двигателей РД854 и
РД861 внесли В.Н.Шнякин, позже ставший главным
конструктором КБ-4 (1994-2007 гг.), и НАШмаков.
В.Н.Шнякин
Н.А.Шмаков
Рабочее тело турбины - газ, вырабатываемый в га-
зогенераторе при сгорании основных компонентов топ-
лива. Раскрутка ротора ТНА при запусках
осуществляется пороховыми стартерами.
Элементы автоматики в двигателе РД854 срабаты-
вают от пироприводов, в двигателе РД861 - при подаче
в их управляемые полости гелия после срабатывания
пироклапанов.
Двигатель РД854 обеспечивает подачу в баки окис-
лителя и горючего газов наддува, вырабатываемых
в газогенераторе и специальном смесителе, соответ-
ственно, и отбор горючего для управления автоматикой
ракеты. Двигатели обеспечивают регулирование тяги.
На двигателях установлена система управления век-
тором тяги по каналам тангажа «Т», рыскания «Р» и
крена «Кр» путем перераспределения высокотемпера-
турного генераторного газа после турбины насосного
агрегата между парами неподвижных реактивных
сопел, а по каналу «крена» - между двумя парами
сопел, расположенных по типу «сегнерова колеса». Ис-
полнительным органом по каждому из каналов управ-
ления является газораспределитель с приводом,
работающим по командам системы управления.
Компоновка двигателя РД861 несущественно отли-
чается от компоновки двигателя РД854. Отличия об-
Типовая компоновка двигателей РД854 и РД861
162
Глава 3
Табл. 2
Основные характеристики двигателей РД854 и РД861
Обозначение двигателя	РД854 (8Д612)	РД861 (11Д25)
Применение	Орбит, ступень ракеты Р-36 орб (8К69)	3 ступень PH «Циклон-3»
Годы разработки	1962-1967	1968-1972
Компоненты топлива: - окислитель - горючее	АТ	АТ
	НДМГ	НДМГ
Тяга двигателя в пустоте, кгс:	7700	8026
Максимальное управляющее усилие, создаваемое в любой плоскости стабилизации, не менее	160	160
Удельный импульс тяги в пустоте, кгс-с/кг	312,2	317
Масса двигателя, кг	100	123
Абсолютное давление газов в камере сгорания, кгс/см2	87	90,5
Абсолютное давление газов на срезе сопла камеры, кгс/см2	0,06	0,053
Соотношение массовых секундных расходов компонентов топлива	2,02	2,1
Диапазон регулирования тяги ЖРД, %	±7	±5
Максимальное время работы двигателя, с	70	130
Максимальное количество включений двигателя	1	2
условлены необходимостью обеспечения двигателем
РД861 двукратного включения. С этой целью на двига-
тель установлены блок лиростартеров и система управ-
ления автоматикой, включающая восемь пироклапанов
и два шаробаллона.
Впервые в отрасли разработан и внедрен в кон-
струкцию корпуса камеры двигателя РД854 (а затем
и в корпусе камеры двигателя РД861) сверхзвуковой
блок сопла трубчатой конструкции, обеспечивший
значительное снижение веса камеры двигателя.
Большой вклад в разработку и реализацию блока
сопла трубчатой конструкции
внесли конструктора отдела
камер ЖРД КБ-4 Л.В.Кухарь и
В.Г.Переверзев.
Маршевый двигатель РД857
(15Д12) второй ступени ракеты
РТ-20П (8К99) обеспечивает за-
данную тягу и управление поле-
том второй ступени ракеты по
всем каналам стабилизации.
Заместителями главного
конструктора КБ-4 по двига-
телю РД857 был назначен
В.Ф.Егоров. Большой вклад в разработку и отработку
двигателя РД857 внесли А.В.Климов, ставший главным
конструктором КБ-4 с 1979 по 1994 г., В.М.Передаренко
и Ю.П.Просвиряков.
Двигатель однокамерный, однократного включе-
ния, с турбонасосной системой подачи самовоспламе-
няющихся компонентов топлива, выполнен по схеме с
дожиганием восстановительного генераторного газа.
Для управления вектором тяги по каналам тангажа и
рыскания в двигателе РД857 применен газодинамиче-
ский способ, основанный на вдуве восстановительного
Л.В.Кухарь	В.Ф.Егоров	В.М.Передаренко
163
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Двигатель РД-857
Ю.П.Просвиряков
генераторного газа в сверх-
звуковую часть сопла ка-
меры двигателя. По каналу
крена установлены реак-
тивные сопла, работающие
на генераторном газе. Ра-
бочее тело турбины ТНА -
восстановительный газ,
вырабатываемый в газоге-
нераторе.
Раскрутка ротора ТНА
при запуске осуществляется
пороховым стартером, работающим на пусковую турбину.
Управление элементами автоматики осуществляют с по-
мощью пироприводов.
Двигатель имеет систему поддержания давления в
камере сгорания и систему регулирования весового со-
отношения компонентов топлива с использованием
стабилизатора расхода компонентов топлива.
Двигатель РД857 двухрежимный, тягу на конечной
ступени создает работающий газогенератор с подачей
окислителя в камеру только через центральную форсунку.
Основные характеристики двигателя РД857
Годы разработки -1963-1967 гг.
Компоненты топлива:
-	окислитель - АТ;
-	горючее - НДМГ.
Тяга двигателя в пустоте:
-	на основном режиме -14000 кгс;
-	на конечной ступени -1300 кгс.
Максимальное управляющее усилие, создаваемое
в любой плоскости стабилизации, не менее:
-	на основном режиме - 300 кгс;
-	на конечной ступени - 8 кгс.
Удельный импульс тяги двигателя в пустоте:
-	на основном режиме - 329,5 кгс«с/кг;
-	на конечной ступени - 250 кгс«с/кг.
Масса двигателя -190 кг.
Абсолютное давление газов в камере сгорания:
-	на основном режиме -130 кгс/см2;
-	на конечной ступени -13,6 кгс/см2.
Абсолютное давление газов на срезе сопла камеры
двигателя на основном режиме - 0,09 кгс/см2.
Соотношение массовых секундных расходов ком-
понентов топлива:
-	на основном режиме - 2,6;
-	на конечной ступени -1,1.
Максимальное время работы двигателя - 215 с;
в том числе:
-	на основном режиме - 210 с;
-	на конечной ступени - 5 с.
Количество включений двигателя -1.
Количество переключений двигателя с основного
режима на конечную ступень -1.
Узлы и агрегаты двигателя монтируются на камере
двигателя. В верхней части блока сопла камеры двига-
теля имеется силовой пояс с приваренными к нему
кронштейнами. На кронштейны устанавливается рама
двигателя, с помощью которой двигатель крепится к
верхнему шпангоуту бака горючего.
В камере двигателя реализован ряд мероприятий,
обеспечивающих высокую экономичность и устойчи-
вость рабочего процесса, надежное охлаждение и ми-
нимальный вес. Разработана центральная форсунка
для обеспечения дросселирования тяги двигателя на
режиме конечной ступени в 10,7 раза. Весь расход го-
рючего, поступающий в камеру сгорания, предвари-
тельно газифицируется в газогенераторе.
Одним из наиболее сложных в разработке и отработке
агрегатов двигателя был восстановительный газогенера-
тор ТНА. Одной из особенностей работы газогенератора
было то, что запуск двигателя осуществляется на «холод-
ном» горючем, а работа на основном режиме и режиме ко-
нечной ступени - на подогретом горючем. Перечисленные
выше причины предопределили необходимость примене-
ния трехзонной схемы газогенерации.
В газогенераторе применены два акустических демп-
фера. Турбонасосный агрегат состоит из газовой тур-
бины, центробежных насосов горючего и окислителя,
пусковой турбины. В схему двигателя введен стабилиза-
тор соотношения компонентов топлива по магистралям
газогенератора, поддерживающий значение соотношения
компонентов топлива, определенное настройкой двига-
теля, на всех режимах работы двигателя. В двигателе
применен оригинальный газораспределитель.
Система регулирования двигателя включает дрос-
сель, регулятор соотношения расходов и стабилизатор
давления.
164
Глава 3
'Б.Л.Седтях
ДУ НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ ДЛЯ БРК,
РАЗРАБОТАННЫЕ В АО «КБ «АРСЕНАЛ»
РДТТ15Д24 (15Д24П1)для второй ступени
БР РТ-2 (РТ-2П)
РДТТ 15Д27, 15Д92 для первой и второй
ступеней БР РТ-15
РДТТ ЗД17 (ЗД17А) для первой ступени
БРПЛ Р-31
РДТТ ЗД16 для маневрирующей ступени
БРПЛ Р-31
В 1960-1975 гг. Конструкторское бюро и Машино-
строительный завод «Арсенал» решили большой круг
новых сложных научно-технических и технологических
задач и проблем по созданию крупногабаритных РДТТ.
В 1964-1966 гг. КБ совместно с Государственным ин-
ститутом прикладной химии и Алтайским научно-ис-
следовательским институтом химических технологий
первыми в стране отработали технологию снаряжения
крупногабаритных РДТТ смесевым твердым топливом
различных марок, в т.ч. на основе связующего бутил-
каучука методом заполнения непосредственно в корпус
двигателя. Данная технология применяется до настоя-
щего времени.
Для отработки РДТТ на полигоне «Ржевка» под Ле-
нинградом «Арсеналом» была создана уникальная экс-
периментальная база, включавшая:
-	закрытые (в т.ч. подземные) и открытые стендо-
вые позиции;
-	многокомпонентные стапели для огневых стендо-
вых испытаний модельных и натурных РДТТ с функ-
ционирующими органами управления;
-	твердотопливные газогенераторы для отработки
натурных сопел и ОУ;
-	эжекторные устройства для вос-
произведения в наземных условиях в хво-
стовых отсеках РДТТ давления внешней
среды до 0,05 ата;
-	устройство высокого «противодавле-
ния» для определения динамического воз-
действия на сопловые блоки и органы
управления РДТТ условий старта из пус-
ковых шахт;
-	единственный в стране универсаль-
ный дифференциальный стенд для опре-
деления потерь энергии в натурных
сопловых блоках и ОУ (в т.ч. с примене-
нием ЭУ);
-	самую современную (на тот период
времени) измерительную и регистрирую-
щую аппаратуру.
Таким образом, «Арсенал» имел одну из наиболее
совершенных в стране экспериментальных баз, что поз-
волило всесторонне отработать целый ряд крупногаба-
ритных маршевых РДТТ и малогабаритных
твердотопливных устройств (газогенераторов, аккуму-
ляторов давления и двигателей специального назначе-
ния). Благодаря высокому творческому потенциалу,
развитой производственной и экспериментальной базе,
Санкт-Петербургский «Арсенал» с кооперацией соз-
дали за 15 лет следующие штатные РДТТ:
-	15Д24 (15Д24П1) - для второй ступени БР РТ-2
(РТ-2П);
-	15Д27,15Д92-соответственно для первой и вто-
рой ступеней БР РТ-15;
-	ЗД17 (ЗД17А) - для первой ступени БРПЛ Р-31;
-	ЗД16-для маневрирующей ступени БРПЛ Р-31.
Также было создано большое число опытных РДТТ
и штатных твердотопливных и пиротехнических
устройств различного назначения. Двигатель ЗД17А по
основным характеристикам не уступал зарубежным об-
разцам РДТТ аналогичного типа (с металлическим кор-
пусом). Следует отметить, что по техническому
заданию КБ «Арсенал» для второй ступени БРПЛ Р-31
Двигательная установка 15Д27 БР РТ-15
Двигательная установка 15Д29 БР РТ-15
165
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Двигательная установка 15Д24П1БР РТ-2 (РТ-2П)
Научно-производственное объединение «Искра»
(г. Пермь) разработало первый в стране РДТТ с корпусом
из органопластика, выполненным по схеме «кокон». Соз-
данный РДТТ ЗД18 (главный конструктор - Л.НЛавров)
соответствовал лучшим зарубежным аналогам.
В период разработки межконтинентальной БР РТ-2
одним из критичных факторов ее создания был выбор
наиболее надежных исполнительных ОУ полетом БР.
В этот период технологический уровень отрасли не поз-
волил отработать надежную конструкцию поворотных
управляющих сопел, заданных ОКБ-1 в ТЗ на РДТТ (при
температуре продуктов сгорания в камере Тк > 3100 К).
Положение было критическим, так как создание БР на-
ходилось под угрозой срыва. В 1963 г. КБ «Арсенал»
предложило перейти на новый тип ОУ - разрезные управ-
ляющие сопла, работы по которому велись в КБ с 1959 г.
К этому времени характеристики РУС были достаточно хо-
рошо исследованы при холодных и огневых модельных
испытаниях, а их работоспособность подтверждена при ог-
невых стендовых испытаниях натурного опытного образца
в составе жидкостного газогенератора (Тг -3000 К). Пред-
ложение КБ «Арсенал» оказалось оптимальным, т.к. при
незначительном увеличении энергетических потерь РДТТ
динамические характеристики и функциональная надеж-
ность РУС гарантировались наивысшими, что было под-
тверждено в дальнейшем при отработке и эксплуатации
ракеты РТ-2(2П).
В ходе разработки, исследования и испытаний РУС
КБ «Арсенал» получило 14 авторских свидетельств на
изобретения, 9 из которых были внедрены в штатных из-
делиях и средствах их отработки на различ-
ных предприятиях отрасли. При экспери-
ментальных исследованиях, проведенных
совместно с Исследовательским центром
имени М.В.Келдыша, было установлено
ранее не известное, уникальное явление
«газодинамической самокомпенсации»,
позволявшее уменьшать нагрузки на руле-
вой привод РУС в десятки раз. Разрезные
управляющие сопла были применены в со-
ставе 12 маршевых РДТТ различных ракет.
Другой пример эффективного творчества специа-
листов КБ «Арсенал» связан с созданием в 1970-х гг.
первой твердотопливной БРПЛ Р-31. Этот проект вы-
звал необходимость решения таких актуальных научно-
технических проблем, как безопасный подводный пуск
ракеты из ПЛ, внедрение нового метода управления
дальностью и точностью полета боевых элементов раз-
деляющейся головной части, создание твердотоплив-
ной двигательной установки для маневрирующей
ступени БР, совершенствование маршевых РДТТ, отра-
ботка нового типа рулевого привода для ОУ и ряда дру-
гих. В ходе решения этих проблем было получено более
80 авторских свидетельств на изобретения, многие из
которых были использованы при реализации проекта.
При создании комплекса ракетного оружия Д-11
надлежало улучшить характеристики заменяемого ком-
плекса Д-5 в части увеличения дальности и точности
стрельбы при более высокой боеготовности, гаранти-
ровать безусловную безопасность подводного пуска
ракет с глубины старта 50 м, скорости ПЛ 5 узлов, вол-
нения моря до 8 баллов, с обеспечением катапульти-
руемого способа старта из незатопляемой перед
пуском шахты и запуском маршевого двигателя первой
ступени над водой.
Выполнение таких требований возможно было
только при реализации принципиально новых кон-
структорских решений, направленных на улучшение
боевых и эксплуатационных качеств ракетного оружия
морского базирования.
Впервые в СССР были созданы двигательные уста-
новки с зарядом высокоэнергетического смесевого
твердого топлива на основе перхлората аммония и бу-
тилкаучука, прочно скрепленными с корпусом ДУ и
изготовленные методом непосредственной заливки
в корпус ДУ, что обеспечивало высокий коэффициент
весового совершенства двигательных установок.
Впервые в отечественной практике морского раке-
тостроения был применен принципиально новый ката-
пультирующий способ старта ракеты из незатопленной
шахты ПЛ. Заполнения шахты водой перед стартом не
требовалось, а незатопляемость шахты при открывании
крышки перед стартом обеспечивалась защитой ого-
ловка шахты эластичной мембраной, прорывающейся
166
Глава 3
Двигательная установка ЗД-17
Двигатель ЗД14
Двигательная установка ЗД-17 (модернизированная)
Тормозная двигательная установка ЗД15
Управляющий двигатель ЗД16
ПЛ при запуске ракеты, снижал уровень под-
водных шумов, повышая скрытность ПЛ при
старте, значительно сокращал время пред-
стартовой подготовки и пуска ракеты, что
позволяло производить залповую стрельбу с
ПЛ проекта 667АМ боекомплекта из 12 ракет
в течение одной минуты.
Для обеспечения при старте устойчивого
движения ракеты на подводном участке при
скорости ПЛ в 5 узлов и волнении моря до
8 баллов был внедрен кавитирующий старт,
создаваемый установленным на ракете узлом
формирования каверны с твердотопливными
затем газами ПАД при запуске. Ракета из шахты вытал-
кивалась сжатыми газами порохового аккумулятора
давления, а маршевый двигатель первой ступени за-
пускался после выхода ракеты из воды. Такой способ
старта гарантировал полную безопасность экипажу и
Пороховой аккумулятор давления
ЗЛ-17
газогенераторами подпитки каверны.
При разработке пришлось решить много новых во-
просов, проблем и задач, провести научные исследова-
ния. Основные новаторские достижения в отечественном
двигателестроении, полученные впервые в стране:
-	совместно с АНИИХТ (г. Бийск) отработана техно-
логия снаряжения крупногабаритных РДТТ смесевым
твердым топливом, применяемая и в настоящее время;
-	разработана и успешно применена на ракете Р-31
система «сухого» катапультирующего старта твердо-
Г,ззогенератор Ф41110
167
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
топливной БР из шахты ПЛ с помощью порохового ак-
кумулятора давления;
-	совместно с НИИ автоматики (в настоящее время
ФГУП «НПО автоматики», г. Екатеринбург) предложен
и реализован на ракете Р-31 метод управления даль-
ностью полета головных частей твердотопливных БР с
использованием маневрирующей ступени ракеты (без
отсечки тяги РДТТ);
-	создана маневрирующая ступень БР Р-31 (для раз-
ведения боевых и ложных элементов разделяющейся
головной части) с твердотопливной двигательной уста-
новкой (с вращающимися соплами);
-	предложен новый тип исполнительных ОУ векто-
ром тяги РДТТ - разрезные управляющие сопла, ус-
пешно примененные в пяти различных БРК, при этом
отрасль была полностью обеспечена стандартами по
проектированию и отработке РУС;
-	предложены и применены на ракетах РТ-2(2П) и
Р-31 автоматические усилители рулевых приводов -
рычажно-поршневые компенсаторы, работающие на
горячих газах (Тг<3400 К), поступающих непосред-
ственно из камеры сгорания РДТТ;
-	совместно с ЦНИИ автоматического гидропривода
был разработан и применен на ракете Р-31 централи-
зованный газогидравлический рулевой привод на горя-
чем газе (Тг = 1200 К) с новой многофункциональной
схемой гидропитания.
Таким образом, в области создания крупногабарит-
ных РДТТ ленинградский «Арсенал» до 1980 г. был
одним из ведущих предприятий отрасли, внесших
значительный вклад в обеспечение обороноспособно-
сти страны.
После 1980 г., в связи с переходом в основном на кос-
мическую деятельность, КБ «Арсенал» прекратило созда-
ние новых БРК, но выполнило до 1985 г. ряд важных
отраслевых работ. В частности, было создано поворотное
управляющее сопло с эластичным опорным шарниром и
отработано в составе натурного РДТТ первой ступени БРК
РТ-23УТТХ разработки КБ «Южное» (г. Днепропетровск).
Это было большим достижением, еще раз подтвердив-
шим высокий научно-технический потенциал и авторитет
КБ «Арсенал». Результаты НИР были переданы ведущим
предприятиям отрасли (Исследовательский центр им.
М.В.Келдыша, КБ «Южное» и др.) и в дальнейшем эф-
фективно использованы при создании штатных изделий.
Данная работа позволила нашей стране ликвидировать
менее чем за пять лет почти двадцатилетнее отставание
от США в применении ПУС с ЭОШ.
Также в 1980-х гг. «Арсенал» по заданию головного
предприятия НПО «Энергия», разрабатывавшего мно-
горазовую космическую систему «Энергия-Буран», раз-
работал и изготовил рулевые приводы управления
вектором тяги ракеты для двигателя РД-170 - первой
ступени PH «Энергия» (блок «А»), рулевые приводы
Рулевой привод РП-А первой ступени для ракетного
двигателя РД-170 PH «Энергия»
Рулевой привод РП-Ц второй ступени для ракетного
двигателя РД-0120 PH «Энергия»
для двигателя РД-0120 - вторая ступень (блок «Ц»), а
также ДУ системы аварийного спасения.
В результате работ созданы уникальные сверхмощ-
ные рулевые приводы. РП-А на выходном штоке развивал
усилие до 13 тс, а РП-Ц - до 33 тс. Всего на PH «Энергия»
на обе ступени устанавливалось 40 РП, которые разви-
вали управляющее усилие суммарно ~700 тс. Сама ра-
кета способна была выводить на околоземную
орбиту полезную нагрузку до 100 т. Уникальность РП
в том, что они управляются цифровой системой
управления, что значительно повышает их точность
выполнения команд по сравнению с существующими
аналоговыми приводами, одновременно развивая
высокие усилия на исполнительном звене - выход-
ном штоке (преодолевая нагрузки в десятки тонн-
силы). И даже американские фирмы Pratt & Witney и
Lockheed Martin стали по международному соглаше-
нию покупать доработанный привод в составе РД180
для своих PH семейства «Атлас».
Все эти достижения были получены благодаря пре-
дельному напряжению интеллектуальных способно-
стей специалистов КБ «Арсенал». За годы активной
работы в области ракетной техники КБ «Арсенал» по-
лучило 270 авторских свидетельств на изобретения, из
которых 107 было внедрено.
168
Глава 3
ММ.Слкллс&склиц Ю.Л.МаклрсЬи^,
ДВИГАТЕЛЬНЫЕ УСТАНОВКИ
ПАО «НПО «ИСКРА»
СКБ-172 - Конструкторское бюро машиностроения
(г. Пермь). Разработка РДТТ для изделий ракетной тех-
ники. РДТТ 15Д23,15Д25 маршевых ступеней ракет
8К96,8К97,8К98, экспериментальные крупногабарит-
ные секционные двигатели для 2БА PH. Деятельность
М.Ю.Цирульникова
26 декабря 1955 г. постановлением ЦК КПСС и
Совета Министров СССР № 2132-1157 на СКБ-172
артиллерийского вооружения Пермского машино-
строительного завода имени В.И.Ленина были воз-
ложены работы по созданию образцов ракетной
техники. Первым главным конструктором СКБ-172
стал известный конструктор артиллерийских систем
Михаил Юрьевич Цирульников.
В соответствии с постановлением Совета Минист-
ров СССР № 139-89сс от 13 февраля 1958 г. СКБ-172
до февраля 1962 г. проводило работы по разработке
«Подвижной полевой управляемой реактивной си-
стемы «Ладога».
Работа над ракетой ЗМ2 велась в сложных усло-
виях, поскольку параллельно с научными исследова-
ниями следовало проводить проектно-конструкторский
поиск, конструкторскую и техническую отработку, ре-
шать вопросы создания экспериментальной базы, раз-
работки методов и средств заводских и наземных
испытаний, производства элементов конструкции и
двигателей, создания новых конструкционных, тепло-
защитных и эрозионностойких материалов. В число
особенностей того времени входило и то, что каждый
конструктор, занимаясь конкретными разработками,
выполнял все работы, начиная с выпуска теоретиче-
Докладывает М.Ю.Цирульников, в президиуме -
Л.НЛавров
ского и компоновочного чертежа и заканчивая выпус-
ком рабочих чертежей и внедрением в производство.
Эскизный проект по комплексу «Ладога» СКБ-172,
ЦНИИ-173, НИИ-130, СКБ-205 и другими смежными ор-
ганизациями был представлен в де-
кабре 1958 г. и одобрен
техническим совещанием в ГКОТ и
в АНТК ГРАУ МО в феврале 1959 г.
В процессе эскизного проектирова-
ния была разработана схема ракеты
(индекс ЗМ2), способ управления
дальностью, который основан на
применении двух двигателей - ос-
новного и отделяемого головного.
Отработка этой схемы ракеты про-
должалась до февраля 1961 г. К
моменту представления эскизного
проекта было проведено 10 стендо-
вых испытаний основного двига-
Схема ракеты ЗМ2
169
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Табл.1
Сравнительная характеристика двух схем ракеты (воспроизведена по материалам
сводного технического отчета, выпущенного СКБ-172 в 1962 г.)
Характеристики	Схема с двумя двигателями ЗМ2	Схема с одним двигателем ЗМ2-5
Калибр, мм	560	560
Длина, мм	9890	9015
Стартовый вес, кг	3170	2600
Вес боевой части, кг	420	420
Вес топлива, кг	1770	1400
Тип топлива	НМФ-2	
Точность, км	±1,0	
Дальность стрельбы, км	120	120
Схема ракеты ЗМ2-5
теля и 6 стендовых испыта-
ний головного двигателя.
С целью исследования
влияния газовой струи го-
ловного двигателя на запас
статической устойчивости
ракеты в 1959 г. было прове-
дено 5 пусков модельных
ракет М101 (в масштабе 1:2)
на полигоне. В ЦАГИ прове-
дена продувка в аэродина-
мических трубах модели с
работающим головным дви-
гателем и произведены от-
стрелы моделей ракеты ЗМ2
с работающим головным
двигателем из гладкостволь-
ного 130-мм орудия. Все эти
исследования показали, что
существенного влияния ра-
бота головного двигателя на
запас статической устойчи-
вости не оказывает. Но
вследствие сложности этой
схемы и ряда присутствую-
щих ей недостатков отра-
ботка затянулась, первые
пуски ракеты ЗМ2 оказались
неудачными.
В связи с этим начиная с
марта 1960 г. СКБ-172 на-
чало проводить работы по
разработке однодвигатель-
ной схемы ракеты с проти-
воимпульсными соплами
(индекс ЗМ2-5).
По состоянию на 1 октября 1961 г. было проведено
21 стендовое испытание двигателя ракеты ЗМ2-5,6 ус-
пешных летных испытаний неуправляемых ракет на
дальности от 60 до 112 км и 3 летно-конструкторских
испытания управляемых ракет. К сожалению, все три
ЛКИ прошли неудовлетворительно.
Ракета ЗМ2-5
170
Глава 3
Параллельно с работами по комплексу «Ладога»
СКБ-172 проводило большую работу по созданию ра-
кеты 8К97 (РТ-25), о чем пойдет речь ниже. В связи с
этим в соответствии с постановлением ЦК КПСС и Со-
вета Министров СССР № 231 -113 от 3 марта 1962 г. ра-
боты по комплексу «Ладога» были прекращены.
Материальная часть ракеты ЗМ2-5, неиспользованная
при отработке, частично была передана в Пермский по-
литехнический институт в качестве наглядных пособий.
Главный конструктор СКБ-172 опирался на две боль-
шие группы специалистов: опытнейших конструкторов-
артиллеристов завода им. В.И.Ленина и молодых, но зато
прошедших специальную подготовку в области ракетной
техники выпускников ведущих вузов страны - ленинград-
ского Военмеха, Казанского авиационного института,
московского МВТУ (в их числе - Л.НЛавров, О.С.Думин,
М.И.Соколовский, Б.Н.Соколов, Б.Г.Мозеров, А.И.Мерз-
ликин, Н.Л.Поломских, Ю.МЛужков, В.И.Гапаненко,
Г.А.Зыков, В.М.Сотников и др.).
Работал Михаил Юрьевич допоздна, поэтому мно-
гим специалистам приходилось постоянно задержи-
ваться на работе. И уже в восемь-девять вечера, когда
он собирался, наконец, домой, то поручал дежурному
по предприятию обзвонить «вечеровавших» сотрудни-
ков и предлагал свободные места в своей «Волге» для
поездки домой.
Цирульников был инициативен и напорист. Говорил,
что главный конструктор должен уметь считать на паль-
цах, прикидывать на чем угодно, в уме. Это определен-
ный талант. Он был фанатически предан делу, обладал
потрясающей работоспособностью и большой интуи-
цией, быстро схватывал особенности и качественную
сторону дела, оценивая плюсы и минусы конструкции,
внося поправки в разработки. Он обладал умением ра-
ботать с людьми, не только по вертикали, но и по го-
ризонтали, уделяя ежедневное первостепенное
внимание текущей конструкторской работе, не допус-
кая ни малейшего промедления или остановки. К нему
можно было зайти в любое время по конструкторским
вопросам, несмотря на его занятость. Это касалось спе-
циалистов на уровне руководителей групп, начальников
секторов, начальников отделов, из числа тех, кому он
доверял. Он не мог допустить, чтобы творческие про-
цессы приостанавливались из-за того, что главный кон-
структор занят и не может дать дальнейший ход
разработке.
Михаил Юрьевич был большим мастером ведения
дел в предельно сжатых по времени рамках, которые
он задавал себе сам и диктовал остальным. Более того,
он очень часто устраивал «мозговые штурмы» при вы-
работке предложений и идей, когда не было необходи-
мой ясности в технических проблемах и решениях. На
«мозговые штурмы» приглашались все уровни специа-
листов, от заместителей главного конструктора, началь-
ников отделов до молодых специалистов. Каждое утро
главный конструктор при обходе производственных
цехов внимательно следил за загрузкой, спрашивая у
рабочих и мастеров, что мешает, что делается не так.
На производственных оперативках он предметно и со
знанием тонкостей часто вносил коррективы и жестко
спрашивал с начальников цехов.
У главного конструктора было заведено правило,
разрешающее производству во время любых совеща-
ний позвонить ему с просьбой о вызове с совещания
на некоторое время кого-либо из конструкторов для ре-
шения срочного вопроса. Этот порядок исполнялся не-
укоснительно.
25 декабря 1956 г. Совет Министров СССР принял
постановление, в котором, констатировав отставание
от США, были намечены меры по форсированию работ
по созданию твердых ракетных топлив. Менее чем
через год, 12 сентября 1957 г., было выпущено со-
вместное постановление ЦК КПСС и Совета Министров
СССР, которое обязало Госкомитеты по химии, авиа-
ционной и оборонной технике, а также Академию наук
выполнить в 1959-1965 гг. работы по созданию высо-
коэффективных твердых топлив.
Отечественные работы по созданию маршевых
РДТТ для ракет стратегического назначения предстояло
начинать практически на пустом месте. Как и во многих
других процессах, связанных с ракетостроением, ли-
дерство в этой работе захватило возглавляемое выдаю-
щимся ученым и конструктором С.П.Королевым ОКБ-1.
ЦЕНТРАЛЬНЫЙ КОМИТЕТ КПСС
СОВЕТ МИНИСТРОВ СССР
ПОСТАНОВЛЕНИЕ
от 20 ноября 1959 года Ns 1291-570
О СОЗДАНИИ ИЗДЕЛИЯ РТ-1И
ВЫПОЛНЕНИИ РАБОТ ПО ТЕМЕ РТ-2
Придавая особо важное значение созданию управ-
ляемых баллистических ракет на твердом топливе,
Центральный Комитет КПСС и Совет Министров Союза
ССР ПОСТАНОВЛЯЮТ:
1. Принять предложение Государственного комитета
Совета Министров СССР по оборонной технике (т. Руд-
нева), Министерства обороны СССР (т. Малиновского)
[...]
б) о выполнении в 1959 г. - первом полугодии 1961 г.
научно-исследовательской темы (РТ-2) по определе-
нию возможности создания межконтинентальной
управляемой ракеты на твердом топливе со специ-
альным зарядом с дальностью стрельбы до 10-12 тыс. км
с предъявлением эскизного проекта ракеты со следую-
щими характеристиками:
171
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
-	наибольшая прицельная дальность стрельбы без
учета вращения Земли - до 10-12 тыс. км;
-	боевой заряд-специальный [...];
-	...исследовать возможность максимального уве-
личения точности стрельбы ракеты PT-2;
-	топливо - твердое «Нейлон»;
-	старт - вертикальный из шахты или открытой пло-
щадки.
[...]
3. Обязать Государственный комитет Совета Ми-
нистров СССР по оборонной технике обеспечить выпол-
нение работ по теме РТ-2 в объеме и сроки согласно
приложениям № 11 и 21.
[...]
8. Утвердить мероприятия по оказанию помощи ор-
ганизациям, привлеченным к... выполнению работ по
теме РТ-2, согласно приложению № З1.
12. Установить, что финансирование работ по изде-
лию РТ-1 и теме РТ-2 производится за счет ассигнований
на научно-исследовательские и опытно-конструкторские
работы по ракетной технике.
Центральный Комитет КПСС
Совет Министров СССР
’Приложения не опубликованы
4 апреля 1961 г. вышло постановление ЦК КПСС и
Совета Министров СССР № 316-137, в соответствии с
которым предусматривалась разработка серии твердо-
топливных баллистических ракет РТ-2, РТ-15 и РТ-25.
Для того, чтобы протолкнуть этот документ по инстан-
циям, С.П.Королеву пришлось вести сложные утоми-
тельные переговоры с массой новых для него людей и
руководителей ведомств. В итоге в постановлении был
утвержден и принят для реализации оригинальный про-
ект, предусматривавший три взаимосвязанных реше-
ния по твердотопливным двигателям, дававших
возможность создать три взаимодополняющие друг
друга ракетных комплекса:
1.	Межконтинентальный ракетный комплекс с раке-
той РТ-2 (8К98) шахтного и наземного базирования, с
трехступенчатой ракетой на смесевом твердом топливе,
с дальностью пуска 10000-12000 км. Главным кон-
структором ракетного комплекса стал С.П.Королев.
2.	Ракетный комплекс с дальностью действия до
5000 км, наземного базирования с использованием
первой и третьей ступеней ракеты РТ-2. Этой ракете
был присвоен индекс РТ-25 (8К97), ее головным раз-
работчиком было определено пермское СКБ-172 во
главе с главным конструктором М.Ю.Цирульниковым.
3.	Подвижный ракетный комплекс РТ-15, грунто-
вого и морского базирования, с возможным пуском из
шахты на дальность до 2500 км. Ракете подвижного
старта был присвоен индекс РТ-15 (8К96) и для нее ис-
пользовались двигатели второй и третьей ступеней РТ-2.
Головной организацией по разработке подвижного ком-
плекса стало ЦКБ-7 (вскоре переименованное в КБ «Ар-
сенал»), а главным конструктором - ПАТюрин.
С1961 по 1963 г. было проведено 10 огневых стен-
довых испытаний двигателей второй ступени и 13 ог-
невых стендовых испытаний двигателей первой
ступени РТ-25 (8К97).
В процессе проектных работ выяснилось, что ракету
РТ-25 (8К97) создавать нет смысла, т.к. дальность 5000 км
обеспечивалась ракетой РТ-2 (8К98) при перенастройке
системы управления. С 1963 г. СКБ-172 сосредоточи-
лось на разработке маршевых РДТТ первой и третьей
ступеней ракеты РТ-2 (8К98). Это стало продолжением
работ над маршевыми РДТТ ракеты РТ-25, т.к. двига-
тели были унифицированы.
В ноябре 1964 г. С.П.Королев собрал Совет Главных
конструкторов, на котором был окончательно принят
дальнейший порядок отработки двигательных установок
и топлив для ракет 8К96 и 8К98. Поскольку двигательные
установки для обоих комплексов были одинаковыми (за
исключением сопловых блоков), то по условиям совмест-
ных работ их окончательная разработка и отработка для
первой и третьей ступеней комплекса 8К98 была закреп-
лена за СКБ-172 (главный конструктор - М.Ю.Цирульни-
ков), а для второй ступени этого комплекса - за ЦКБ-7
(главный конструктор - ПАТюрин). Работы для первой
ступени комплекса 8К96 (на основе второй ступени 8К98)
были закреплены за ЦКБ-7, а для второй ступени (на ос-
нове третьей ступени 8К98) - за СКБ-172. При этом дви-
гательные установки первой и второй ступеней 8К96
были унифицированы (за исключением сопловых бло-
ков) с двигательными установками второй и третьей сту-
пеней 8К98 соответственно. Разработанная ранее вторая
ступень ракеты РТ-25 под индексом 15Д28 использова-
лась в качестве второй ступени проходившей испытания
ракеты РТ-15. В1966-1967 гг. на полигоне Капустин Яр
были произведены 10 испытательных пусков РТ-15, осна-
щенной этими РДТТ М.Ю.Цирульникова. Позже двигатель
был исключен из конструкции РТ-15 и заменен двигате-
лем ПАТюрина.
РДТТ третьей ступени ракеты РТ-2 (8К98), второй
ступени ракеты РТ-25 (8К97), второй ступени ракеты
РТ-15 (8К96)
172
Глава 3
Эскизный проект РТ-2 был разработан в 1963 г. К
числу основных конструктивных особенностей марше-
вых двигателей, разработанных для ракеты РТ-2,
можно было отнести:
-	применение зарядов канально-щелевой формы с
расположением щелей в предсопловой части;
-	стальные корпуса с отъемными днищами;
-	четырехсопловые блоки с отклоняемыми разрез-
ными соплами, что позволяло управлять вектором тяги
по всем каналам;
-	наличие двухступенчатой отсечки тяги на двига-
теле третьей ступени.
Разработка ракеты РТ-2 стала сильнейшим толчком
для развития существующих и создания новых научно-
технических направлений, в т.ч. таких, как теория горе-
ния и воспламенения смесевого твердого топлива,
термодинамика и газодинамика двухфазных течений
продуктов сгорания, экспериментально-теоретические
методы определения удельного импульса двигателя,
разработка новых эффективных конструкционных, теп-
лозащитных и эрозионностойких материалов, исследо-
вания в области конструирования корпусов двигателей,
а также сопловых блоков и органов управления векто-
ром тяги, разработка методов испытаний твердотоп-
ливных двигателей, их эксплуатации и др.
В соответствии с постановлением ЦК КПСС и Совета
Министров СССР от 16 июля 1963 г. № 800-273 пред-
приятию поручена разработка маршевых двигателей
блоков «А» (первая ступень) и «В» (третья ступень) ра-
кеты РТ-2.
«Разработка этих двигателей составляет важней-
ший этап становления КБ машиностроения1, основным
профилем которого становится разработка и отработка
крупногабаритных РДТТ. В стране отсутствовал прак-
тический и научный задел в области разработки круп-
ногабаритных РДТТ. В трудных и сложных условиях
параллельно с научными исследованиями и проектно-
конструкторским поиском приходилось непосред-
ственно вести конструкторскую и технологическую
отработку двигателей, решать вопросы создания новых
материалов, экспериментальной базы, средств испы-
таний и измерений, промышленного производства
твердотопливных зарядов. Ведущая роль в постановках
этих работ, несомненно, принадлежит энтузиасту и
пионеру ракетной техники в нашей стране С.П.Коро-
леву. Его энергия, инициатива с самого начала опреде-
лили основные направления развития РДТТ».
В течение 1963 г. разработчикам двигательных уста-
новок РТ-2 удалось выполнить большой объем отработки
зарядов и двигателей. На первом этапе (1963-1965 гг.)
Блок «А» (двигатель 15Д23) первой ступени ракеты
РТ-2 (8К98)
отработка двигателя первой ступени проходила с заря-
дом из смесевого твердого топлива ПАЛ-18/7 (разработ-
чик- НИИ-130, в настоящее время НИИПМ).
Изготовление топливного заряда производилось в
специальной пресс-форме с последующей вклейкой его
в корпус двигателя с помощью полиуретанового брони-
рующего состава. Однако из-за того, что использовав-
шиеся топлива не удовлетворяли поставленным
требованиям, в работе сложилась критическая ситуация.
Выход из нее наметился лишь после того, как вес-
ной 1965 г. на проводившемся под председательством
С.П.Королева заседании Совета Главных конструкторов
директор НИИ-9 Я.Ф.Савченко представил предложе-
ния по созданию зарядов из топлива, разработанного
в НИИ-9 и обеспечивавшего относительную деформа-
цию до 60 %, что позволяло его заливать непосред-
ственно в корпус двигателя.
На втором этапе в 1965 г. была начата отработка
более совершенного двигателя 15Д23 с зарядом из
смесевого твердого топлива типа Т-9БК (разработчик -
НИИ-9, в настоящее время ФНПЦ «Алтай»),
Для отработки топливного заряда к двигателю
15Д23 было использовано смесевое твердое топливо
Т-9БК-6. Первые стендовые испытания двигателя пока-
зали неудовлетворительные результаты - прогары со-
пловых блоков. Поэтому было принято решение
применить топливо марки Т-9БК-4, имеющее более
низкую температуру продуктов сгорания и меньшее ко-
личество алюминия в составе.
К середине 1965 г. крупнейшая научно-техническая
задача была решена - в СССР было впервые разрабо-
тано высокоэнергетическое смесевое твердое топливо,
обладающее высокой эластичностью. Одновременно с
разработкой топлив типа БК удалось решить проблемы,
связанные с проектированием и изготовлением из них
1 В период разработки двигателей ракеты 8К98 КБ машиностроения имело наименование СКБ-172 / Лавров Л.Н. Краткая история и особенности
создания РДП ДЛЯ комплекса 8К98 в КБ машиностроения // Из истории отечественной пороховой промышленности. Создание первой твер-
дотопливной межконтинентальной ракеты. - М. ЦНИИНТИКПК, 1997.
173
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Блок «В» (двигатель третьей ступени) изделия 8К98
на топливе ПАЛ-18/7
Блок «В» (двигатель третьей ступени) 15Д25
на топливе ПФМ-18/15
крупногабаритных зарядов, прочно скрепленных с кор-
пусом ракетного двигателя, создать научно-методиче-
ские основы формирования высокоэластичного
смесевого топлива.
Двигатель третьей ступени ракеты 8К98 также про-
ходил отработку в два этапа. На первом этапе (1962—
1965 гг.) проходила отработка двигателя с зарядом из
смесевого твердого топлива ПАЛ-18/7 (разработчик -
НИИ-130). Трудности отработки двигателя были свя-
заны с особенностями, присущими двигателю послед-
ней ступени ракеты: при относительно малых
габаритных размерах необходимо было обеспечить до-
вольно высокие характеристики по энергетике и мас-
совому совершенству двигателя.
Высотный стенд-диффузор: 1 - насадок-диффузор;
2 - переходная рама; 3 - манжета; 4 - стендовый упор;
5 - насадок-диффузор; 6 - подвеска
На втором этапе к 1966 г. был отработан двигатель
15Д25 на более высокоимпульсном смесевом твердом
топливе ПФМ-18/15 (разработчик - НИИ-130).
При отработке высотного двигателя 15Д25 ракеты
8К98 возникла проблема опытного определения в на-
земных условиях удельного импульса двигателя с со-
плами большой степени расширения. Для
подтверждения и уточнения величины удельного им-
пульса двигателя со штатными полноразмерными со-
плами на предприятии была спроектирована и
изготовлена установка с общим эжекторным насадком,
охватывающим блок из четырех сопел. При испытаниях
не только сопла, но и весь двигатель находились в
объеме с пониженным давлением.
В этой установке впервые в нашей стране было про-
изведено определение пустотного удельного импульса
натурного крупногабаритного РДТТ четырехсопловой
конструкции в условиях, имитирующих высотные.
В окончательном варианте РТ-2 на ее первой сту-
пени были установлены двигатели 15Д23, разработан-
ные пермским СКБ-172 с твердотопливными зарядами
НИИ-9 и на третьей ступени - двигатели 15Д25 перм-
ского СКБ-172 с твердотопливными зарядами НИИ-130
(НИИПМ).
Коэффициент массового совершенства двигателей
(отношение массы конструкции двигателя к массе твер-
дотопливного заряда) находился на уровне 0,11-0,12,
а коэффициент объемного заполнения камеры двига-
теля топливом (отношение объема твердотопливного
заряда к внутреннему объему камеры сгорания соста-
вил -0,9).
В процессе создания первых отечественных твер-
дотопливных МБР были на научной основе решены
многие вопросы проектирования и отработки РДТТ,
в т.ч. ряд важнейших из них:
-	разработаны теоретические основы внутренней
баллистики и газовой динамики РДТТ на основном и
нестационарном режимах работы;
-	созданы конструкции крупногабаритных марше-
вых моноблочных двигателей с четырьмя подвижными
управляющими соплами, расположенными на заднем
днище корпуса двигателя и обеспечивающими управ-
ление ракетой по каналам тангажа, рыскания и крена;
-	созданы конструкции корпусов двигателей с
одним или двумя отъемными днищами (в зависимости
от габаритов двигателя) и разработана технология из-
готовления крупногабаритных тонкостенных корпусов
РДТТ из высокопрочных легированных сталей; отрабо-
тана конструкция малогабаритных узлов соединения;
-	определены основные принципы выбора, разра-
ботки методов расчета, проектирования и отработки
тепловой защиты двигателя;
-	разработаны методы и средства испытаний РДТТ,
обеспечивающие отработку с высокой степенью надеж-
174
Глава 3
Двигатель 2БА (2 блока «А») на стенде
4 ' J I i
Крупногабаритный стендовый четырехсекционный РДТТ
ности при ограниченном количестве огневых стендовых
испытаний с имитацией высотных условий.
Одним из путей повышения энергетических харак-
теристик ракет-носителей является создание на основе
крупногабаритных секционных РДТТ мощных силовых
установок, которые могут быть использованы в каче-
стве основной силовой установки первых ступеней
ракет, ДУ «нулевых» ступеней или дополнительных
ускорителей.
Предприятием п/я В-2289 (позже КБ «Южное») на
основании и во исполнение приказа министра общего
машиностроения № 470 от 24 ноября 1967 г. было вы-
дано предварительное ТЗ на разработку ускорителя на
базе существующего двигателя 15Д23 для ракеты-но-
сителя 11К69Т («Циклон-2Т»), Работа проводилась в
рамках тематической карточки на НИР по теме
«Поиск».
При разработке ускорителя 2БА были
использованы конструктивные решения
и материалы, проверенные при отработке
двигателя 15Д23 изделия 8К98. Макси-
мальное использование технологической
оснастки позволило создать надежную
конструкцию в минимальные сроки.
Секции ускорителя имели заряды на
топливе Т-9БК-4, скрепленные с корпу-
сом защитно-крепящим слоем. Снаряже-
ние осуществлялось непосредственным
заполнением корпусов методом литья
под давлением. Заряд передней секции -
15X69 - использовался на ДУ 15Д23.
Заряд задней секции короче. Для формиро-
вания внутреннего канала использована
оснастка двигателя блока «А» изделия 8К98
на топливе ПАЛ-18/7.
В соответствии с решением ВПК № 22 от
12 января 1966 г., № 235 от 25 октября 1967 г.,
а также приказами МОМ № 77 от 11 февраля
1966 г., № 449 от 10 ноября 1967 г. в рамках
научно-исследовательских работ «Носи-
тель» и «Поиск» предприятием п/я А-1504
совместно с предприятием п/я В-8729 с 1966 г.
была разработана необходимая документа-
ция, изготовлена материальная часть, и в
июле 1968 г., впервые в стране, предприя-
тиями п/я А-1504 и п/я В-8729 было прове-
дено испытание крупногабаритного
стендового четырехсекционного РДТТ.
В качестве исходного двигателя для дви-
гателя ОП01-168 также был выбран серийный
двигатель 15Д23, отработанный в опытном
производстве предприятия п/я А-1504. При
этом применены отработанные технологиче-
ски и при огневых стендовых испытаниях
узлы серийного крупногабаритного РДТТ, использо-
ваны имеющаяся технологическая оснастка и испыта-
тельное оборудование снаряжательного завода п/я
В-2344, сборочные цехи и испытательный стенд пред-
приятия п/я В-8729 (НИИ-130) для проведения огневых
стендовых испытаний.
За успехи в создании и освоении в производстве
новых видов техники указами Президиума Верховного
Совета СССР в октябре 1963 г. и в июле 1966 г. 26 ра-
ботников предприятия были награждены орденами и
медалями СССР, среди них - М.Ю.Цирульников,
В.А.Дергачев, ВАИльин, Н.А.Катаев, А.В.Белокрылое,
А.С.Носков, К.М.Тиунов, МАЛанкова, В.А.Катаев,
А.В.Брысов, О.С.Думин, Ф.И.Кривых, Н.С.Будрина,
Л.НЛавров, А.С.Малафеев, Н.Н.Мерзликина, Б.Г.Мозе-
ров, Н.А.Язев.
Табл. 2
Характеристики секционного РДТТ
Наименование	Величина	
		Расчет
Диаметр, м	-	1,87
Длина ДУ габаритная, м	-	17,6
Вес снаряженной ДУ, т	-	63,9
Вес топлива, т	58,0	58,1
Тяга двигателя средняя на земле, т	-	154
Время работы двигателя, с	75	82
175
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Секции РДТТ
18 декабря 1968 г. постановле-
нием ЦК КПСС и Совета Министров
СССР № 1004-365 ракета РТ-2 и бое-
вой ракетный комплекс в целом
были приняты на вооружение. Тем не
менее, когда количество неудач в ис-
пытаниях РТ-2 дошло до какого-то
предела, было решено (что также
вписывалось в традиции того вре-
мени), «найти жертву». Менее чем за
год до принятия РТ-2 на вооружение
КБ машиностроения облетела не-
ожиданная и, как поначалу казалось, противоестествен-
ная весть - в начале 1968 г. был уволен в связи с выхо-
дом на пенсию его первый руководитель Михаил
Юрьевич Цирульников. Формально он был отправлен
на пенсию по возрасту, но все были в курсе, что это
было связано с неудачами, возникшими при отработке
РТ-2. После ухода из КБмаша М.Ю.Цирульников пере-
шел на постоянную работу в Пермский политехниче-
ский институт.
Начальником КБ машиностроения был назначен
Сергей Федорович Сигаев, главным конструктором -
Лев Николаевич Лавров.
РДТТ на стенде перед испытаниями
Глава 4
Развитие отечественного ракетно-космического
двигателестроения в 1970-е гг.
АО «НПО Энергомаш имени академика В.П.Глушко»
КБхиммаш имени А.М.Исаева
АО КБХА
ПАО «Кузнецов»
ОКБ имени А.МЛюльки
ПАО «РКК «Энергия» им. С.П.Королева»
КБ «Южное»
АО «ВПК «НПО машиностроения»
ПАО ТМКБ «Союз»
ФГУП «НИИМаш»
ПАО «НПО «Искра»
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
КФ.Тахманил, КСлл/дакли
АО «НПО ЭНЕРГОМАШ ИМЕНИ
АКАДЕМИКА В.П.ГЛУШКО»
Разработка ЖРД РД-264 и РД-268
для ракет Р-36М и МР-УР-100
В 1967 г. была успешно завершена отработка и
проведены МВИ двигателей РД-251 (8Д723) и РД-252
(8Д724) для ракет семейства Р-36 (8К67,8К68,8К69),
работающих на топливе АТ + НДМГ по схеме без до-
жигания в камере турбогаза. К этому времени в КБЭМ
была завершена отработка первого ЖРД по схеме с
дожиганием РД-253 (11Д43) для ракеты УР-500
(«Протон»), успешно шли летные испытания «Прото-
нов» и серийное изготовление двигателей в г. Пермь, а
главные конструкторы ракет М.К.Янгель (КБ «Южное»)
и В.Н.Челомей (ЦКБМ) вели проектные разработки
боевых ракет на топливе АТ + НДМГ следующего по-
коления.
В то время оборонная доктрина СССР базировалась
на проведении ответного удара, это означало, что при
упреждающем ударе потенциального противника часть
наших средств «ответа» будет уничтожена, и надо со-
хранить достаточное количество ракет для эффектив-
ного «ответа».
М.К.Янгель предложил укрепить строительную
часть пусковых шахт так, чтобы они выдержали на-
грузки от удара противника, но при этом обеспечить
т.н. минометный старт ракеты, суть которого в том,
что ракета помещается в транспортно-пусковой кон-
тейнер, размещаемый в укрепленной шахте; ТПК
снабжается пороховым аккумулятором давления,
который выталкивает ракету из контейнера с обес-
печением приемлемых нагрузок на ее корпус, а дви-
гатели первой ступени при этом должны запускаться
вне шахты, после выброса из ТПК, таким образом,
чтобы это было бы не слишком низко (чтобы не по-
вредить ракету энергией отраженных струй от вы-
хлопа двигателей), и не слишком высоко (чтобы
ракета не вышла бы из зоны управления). В этом
случае большинство ракет сохраняется от удара про-
тивника и с учетом потерь от средств ПРО боеголовки
достигнут территорию противника в достаточном ко-
личестве, при меньшем количестве ракет на боевом
дежурстве.
Кроме того, КБ «Южное» работало над увеличением
энергетики тяжелых ракет типа Р-36, назвав перспек-
тивные ракеты Р-36М. Не решаясь сразу ввести «мино-
метный» старт для тяжелых ракет Р-36М (стартовая
масса -200 т), КБ «Южное» рассматривало миномет-
ный старт ракет среднего класса типа УР-100, назвав
ее МР-УР-100.
Проектные проработки велись в двух направлениях
и в КБ «Южное», и в ЦКБМ, при этом предполагалось,
что для ракет среднего класса требуется тяга ДУ пер-
вой ступени на уровне -80 тс, а для тяжелой Р-36М -
около 400 тс.
КБЭМ по ТЗ КБ «Южное» вело проектные проработки
ЖРД для ракет Р-36М (15А14) и предлагало разработать
новый универсальный ЖРД тягой -100 тс для Р-36М (че-
тыре двигателя РД-263 (15Д117)) и для МР-УР-100 (один
двигатель РД-268 (15Д168)) на базе форсированной
модификации двигателя РД-253 (11Д43).
В КБЭМ вначале разрабатывалась проектная доку-
ментация на агрегаты двигателя РД-268 с минометным
стартом ракеты МР-УР-100.
При разработке двигателя РД-268 КБЭМ полностью
использован опыт и все принципиальные, схемные и
конструктивные решения, проверенные в процессе от-
работки двигателя-прототипа РД-253.
Применительно к за-
данным в ТЗ КБ «Южное»
условиям работы и к кон-
струкции хвостового отсека
первой ступени ракеты
Р-36М (15А14) в КБЭМ
была разработана кон-
струкция двигательной
установки РД-264 тягой у
Земли -400 тс, состоящей
из четырех автономных со-
вершенно одинаковых по
конструкции двигательных
блоков 15Д117 тягой не-
сколько большей 100 тс
каждый, связанные с раке-
той одной общей силовой
ЖРД РД-268 рамой и общими элемен-
ЖРД РД-264
178
Глава 4
тами теплозащиты двигателей от воздействия набегаю-
щего потока воздуха и газовых струй из сопел рабо-
тающих двигателей.
В качестве прототипа для двигательного блока
15Д117 был принят двигатель РД-268 с такой же тягой
у Земли, спроектированный КБЭМ ранее для первой
ступени ракеты МР-УР-100 с минометным стартом и
находившийся в то время в стадии подготовки про-
изводства на заводе «Энергомаш». В итоге КБЭМ, взяв
за основу двигательный модуль тягой -100 тс, предпо-
лагало разработать новое семейство ЖРД для двух
ракет, ведя отработку одного блока, а получая два дви-
гателя: тягой -400 тс (четыре блока) и тягой -100 тс
(один блок).
Совместные предварительные проработки КБЭМ и
КБ «Южное» по выбору облика и параметров ракет
15А14 и 15А15 нашли поддержку со стороны руковод-
ства СССР. Разработка двигателя 15Д119 для ракеты
Р-36М (15А14) велась в соответствии с постановлением
ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 2 сентября 1969 г.,
решениями ВПК при Совете Министров СССР от 3 но-
ября 1969 г. и от 21 октября 1970 г. Разработка двига-
теля РД-268 для ракеты МР-УР-100 (15А15) велась в
соответствии с постановлением ЦК КПСС и Совета Ми-
нистров СССР от 10 августа 1970 г., решениями ВПК
при Совете Министров СССР от 30 ноября 1970 г. и от
2 декабря 1970 г.
В 1969 г. были выпущены эскизный проект ЖРД
РД-264 для ракеты 15А14, материалы в эскизный про-
ект ракеты 15А15 по двигателю РД-268. В1970 г. были
разработаны Методические планы доводки двигателей
РД-264 и РД-268, согласно которым отработка обоих
двигателей велась совместно и на максимально утяже-
ленных режимах, с использованием общей статистики
для каждого двигателя. Огневые доводочные испыта-
ния двигателей РД-268 начались с марта 1971 г., шли
вперемешку с испытаниями блоков 15Д117.
Поскольку изготовление ракет базировалось на
применении минометного старта, по которому не было
опыта для ракет на жидком топливе, а условия запуска
ЖРД при минометном старте существенно отличались
от освоенных условий, методический план отработки
ракет соответствовал именно этой главной задаче.
Обеспечение надежного запуска ЖРД при миномет-
ном старте при таких условиях было новой и сложной
задачей, усугубляемой необходимостью имитации этих
условий при стендовой отработке двигателей, особенно
с учетом того, что ЖРД с дожиганием запускались без
дополнительных средств раскрутки ТНА и границы их
надежного запуска сильно зависели не только от вели-
чин пусковых давлений, но и от их соотношения, а
здесь - невесомость после выхода на ТПК (нет давле-
ний от «столбов» жидкости), и значительные колебания
пусковых давлений.
Идеология запуска ЖРД в условиях минометного
старта была защищена авторским свидетельством на
изобретение (авторы - Ю.А.Барабанов, Б.Л.Белов,
М.Р.Гнесин, В.А.Заговельев, Ю.Ю.Иванов, И.А.Клепи-
ков, Ю.Н.Ткаченко, Ф.Ю.Челькис).
Всего в процессе доводки двигателя РД-264 и РД-268
за период с апреля 1970 г. до конца 1974 г. было прове-
дено 731 испытание на 409 экземплярах доводочных и
товарных двигателей, с суммарной наработкой 98581 с,
при этом отработка велась этапами, с сертификацией
каждого в виде отчетов. Основные проблемы при отра-
ботке были связаны с обеспечением ВЧ-устойчивости
рабочего процесса в камере, обеспечении запуска в ми-
нометных условиях, созданием однозонных газогене-
раторов и др.
В процессе доводки были проведены шесть испы-
таний четырехблочных двигателей РД-264 с общей на-
работкой 872 с на «наклонном» стенде, подтвердивших
правильность выбора циклограммы запуска с имита-
цией невесомости за счет разного расположения газо-
генератора и форсуночной головки камеры по
отношению к горизонту. Двигатели успешно прошли
бросковые испытания БИ-3, БИ-4 и ЛИ в составе ракет
15А14 и 15А15, МВИ в конце 1973 г. и с 1 января 1974 г.
поставлялись заказчику.
Несмотря на необходимость решать ряд проблем-
ных вопросов (устранение ВЧ в камерах, запуск в усло-
виях минометного старта и др.), объем доводки блоков
15Д117 и ЖРД РД-268 оказался существенно меньше,
и сроки до начала поставок заметно меньше, чем у
РД-253. Это достигнуто за счет усовершенствования
методологии доводки (более широкое изменение ре-
жимов, большая продолжительность испытаний, боль-
шая суммарная наработка одного экземпляра
двигателя), что позволило быстрее выявить и устранить
слабые места конструкции.
Ведущим конструкторам разработки двигателей
РД-264 и РД-268 был М.Р.Гнесин, ближайшие сорат-
ники которого практически были те же, что упомянуты
в разделе о двигателях РД-251 и РД-252. За успешную
разработку двигателей для МБР третьего поколения
15А14 и 15А15 КБ Энергомаш получило третью награду
-орден Октябрьской Революции, главный конструктор
В.П.Радовский был удостоен звания Героя Социалисти-
ческого Труда, начальники конструкторского и испыта-
тельного комплексов Ю.Н.Ткаченко и В.Г.Захаров стали
лауреатами Государственной премии СССР.
Разработка опытного ЖРД РД-301
Первое упоминание о фторе как об одном из наи-
более эффективных окислителей для топлив ЖРД
было приведено в книге академика В.П.Глушко «Жид-
кое топливо для ракет», изданной ВВИА им. Н.Е.Жуков-
179
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
ского в 1936 г. Позднее, в 1955 г., им же обобщены тео-
ретические результаты исследований различных топ-
лив и фтора как наиболее эффективного химического
окислителя в книге «Источники энергии и их исполь-
зование в реактивных двигателях».
Экспериментальное изучение свойств фтора и его
производных в качестве окислителя для ЖРД было на-
чато в ГИПХ в 1949 г. В 1950 г. к этим работам под-
ключилось ОКБ-456. Экспериментальные работы были
начаты группой сотрудников ОКБ-456 под руковод-
ством Е.Н.Кузьмина в 1953 г. на производственной пло-
щадке, расположенной на территории лаборатории
ГИПХ недалеко от г. Приморска в Ленинградской обла-
сти. В 1955 г. были начаты огневые испытания камер
сгорания тягой 100 и 500 кг на моноокиси фтора с раз-
личными горючими: керосином, гидразином, НДМГ и др.
В 1956 г. территория лаборатории ГИПХ была отдана
филиалу № 1 ОКБ-456 для создания научно-исследо-
вательской базы для работы с фтором в качестве окис-
лителя.
На основании расчетов и экспериментальных иссле-
дований в качестве горючего для перспективного ЖРД
на фторе был принят жидкий аммиак. Промышленное
получение аммиака было широко освоено промышлен-
ностью, он обладает хорошими охлаждающими свой-
ствами, в паре с фтором обеспечивает высокий
теоретический удельный импульс тяги в пустоте-434,7 с.
Таким образом, в 1958 г. было определено основное
направление разработки ЖРД на топливной паре
фтор + аммиак.
В1958 г. ОКБ-456 совместно с ГИПХ решало весьма
сложные задачи по конструированию, технологии из-
готовления, эксплуатации агрегатов, работающих на
фторе. В 1953-1958 гг. был накоплен опыт и в ходе
проводимых работ и исследований разработаны и
внедрены требования и рекомендации по конструиро-
ванию и эксплуатации стендовых магистралей фтора.
Одним из значительных достижений этого периода
было решение вопроса транспортировки и хранения
фтора. По мере освоения фтора как окислителя росло
его потребление. Количество необходимого для испы-
таний жидкого фтора возрастало из года в год (от на-
чальных десятков килограммов в 1955 г. до сотен тонн
к середине 1960-х гг.). К разработке транспортных
емкостей для фтора был подключен Уралвагонзавод
(г. Нижний Тагил). Для промышленных перевозок им
были разработаны и изготовлены автомобили-заправ-
щики, конструкция которых обеспечивала перевозку
1200-1500 кг жидкого фтора. Все процессы заполне-
ния и слива обеспечивались дистанционно.
В 1958 г. после организации регулярных поставок
жидкого фтора были начаты огневые испытания мо-
дельных камер сгорания ЭД1500-000 (тяга -1500 кгс)
на жидком фторе и аммиаке с баллонной подачей ком-
понентов топлива. Испытания проводились при давле-
нии в камере 60-80 ата, наружное охлаждение камеры
осуществлялось водой или антифризом. В результате
проведенных работ (более 400 испытаний модельных
камер) к началу 1961 г. были выбраны материалы де-
талей для полости фтора смесительной головки ка-
меры.
Разработкой камеры и газогенератора занимался
конструкторский коллектив под руководством А.Д.Ве-
бера. Ведущим специалистом по разработке являлась
Т.Л.Малицкая, вместе с ней работали Н.И.Левшук,
В.Ф.Рахманин, Д.И.Дубовик, И.И.Грудянов, И.Г.Мом-
джи. Работы по поиску оптимальных вариантов кон-
струкции камеры и газогенератора в части
смесеобразования и охлаждения велись в тесном со-
трудничестве с НИИ тепловых процессов. Большую
помощь в этих работах оказали В.В.Пшеничное,
Л.А.Янчилин, Л.Ф.Фролов. Идеолог применения
фтора В.П.Глушко уделял большое внимание разви-
тию филиала № 1 и работам по созданию двигателя
на фторе.
С середины 1960-х гг. и до последних дней разра-
ботки фтор-аммиачного двигателя непосредственное
курирование работ в филиале № 1 было возложено на
заместителя главного конструктора В.И.Курбатова, ча-
стое пребывание которого в филиале № 1, его контроль
за ходом работ и требовательность в исполнении по-
ставленных задач во многом обеспечили успешное за-
вершение работ по созданию двигателя в заданные
сроки. Накопленный опыт работ с фтором, результаты
огневых испытаний модельных камер позволили при-
ступить к проектной разработке полноразмерного дви-
гателя.
В соответствии с постановлением правительства от
23 июня 1960 г. ОКБ-456 приступило к разработке кон-
структорской документации фтор-аммиачного двига-
теля тягой 10 тс, выполненного по схеме с дожиганием
восстановительного генераторного газа. Двигатель раз-
рабатывался в стендовом варианте - без привязки к
конкретному ракетному блоку - в целях отработки ос-
новных элементов будущего штатного двигателя, а
также решения технических вопросов, связанных с за-
пуском, отключением, регулированием. Создание ЖРД
на фторном окислителе требовало разработки новых
подходов к конструированию, созданию новых техно-
логических процессов и эксплуатационных методик, а
также разработки специальных требований к конструи-
рованию ракетных систем и технологического обору-
дования для технической и стартовой позиций
ракетоносителя.
В течение 1960 г. был проведен большой объем
работ по выпуску конструкторской документации на
двигатель. К началу конструирования двигателя ОКБ-
456 не имело опыта создания двигателей, работающих
180
Глава 4
ЖРДРД-301
по схеме с дожиганием генераторного газа. Новизна
применяемой схемы, особенности компонентов и вы-
сокие для того времени параметры двигателя (Рк=120 ата)
требовали предварительных экспериментальных иссле-
дований ряда вопросов по особенностям работы ка-
меры и газогенератора.
В период с ноября 1960 г. по январь 1963 г. на
стенде филиала № 1 было проведено 58 огневых ис-
пытаний камеры совместно с газогенератором по
схеме с дожиганием генераторного газа. Испытания
проводились при баллонной подаче компонентов
топлива. Режимы испытаний определялись возмож-
ностями стендовых систем и лежали в диапазоне:
давление газов в камере Рк = 75-110 ата; темпера-
тура генераторного газа - 580-940 °C. В процессе
этих испытаний были определены тепловые потоки
в камере и эффективность поясов дополнительного
охлаждения, сравнивались различные варианты сме-
сительных головок по полноте сгорания и устойчи-
вости работы. Параллельно велась отработка ТНА и
агрегатов автоматики. Так, к 1963 г. была проведена
на воде и на жидком кислороде доводка насосов, со-
брано 10 комплектов ТНА для автономной отработки
на фторе и аммиаке с приводом турбины от натур-
ного газогенератора. Разработка ТНА для фтор-ам-
миачного двигателя осуществлялась под
руководством Г.А.Вельта. Наибольший вклад в раз-
работку этого уникального агрегата внесли А.К.По-
ложинцева, Л.А.Толстиков, И.А.Мальцева.
Разработка агрегатов автоматики велась на модель-
ных и натурных компонентах топлива коллективом
конструкторов под руководством А.П.Павлова. Боль-
шой вклад в разработку агрегатов автоматики, на-
ЖРД РД-301 (8Д21) на стенде
дежно работающих в среде фтора и аммиака, внесли
И.Д.Эйделанд, И.И.Хренов, А.В.Кручинин, И.Л.Мари-
нич и другие специалисты отдела автоматики.
В августе 1963 г. были начаты огневые испытания
полноразмерных двигателей. С августа 1963 г. по май
1965 г. был завершен этап НИР, в ходе которого был
разработан комплекс мероприятий по эксплуатации си-
стем, работающих в средах фтора и аммиака; получено
значение удельного импульса камеры сгорания в пре-
делах 400-409 с; длительность одного испытания до-
стигала 100 с при общем времени наработки 1200 с;
создан и проверен огневыми испытаниями стендовый
двигатель (8Д21), опыт эксплуатации которого показал
возможность использования фтора как окислителя для
ЖРД. Результаты проведенных НИР были использо-
ваны в эскизном проекте ЖРД 8Д21, выпущенном в ок-
тябре 1965 г.
В соответствии с постановлением правительства от
9 августа 1965 г. ряду предприятий, в т.ч. ОКБ-456,
было предписано разработать предэскизный проект
фтор-аммиачного двигателя для верхней ступени тяже-
лого носителя на базе ракеты УР-700 по ТЗ ОКБ-52.
ОКБ-456 выпустило предэскизный проект ЖРД РД-301
(11Д14) в марте 1966 г. Представленный в проекте дви-
гатель РД-301 представлял собой однокамерный ЖРД
на компонентах фтор-аммиак тягой 10 тс с повторным
запуском и качанием в двух плоскостях для управления
полетом ракетного блока. Два таких двигателя предна-
значались для выполнения тормозного импульса для
перехода с траектории полета к Луне на орбиту искус-
ственного спутника Луны (первое включение) и тормоз-
ного импульса для перехода с лунной орбиты перед
посадкой на Луну (второе включение).
181
История развития отечественных ракетно-косм ических двигатель ых установок
Двигатель РД-301 являлся новым шагом в разви-
тии класса отечественных ЖРД на высокоэффектив-
ном топливе, позволяющем создать на их основе
мощные космические ракеты для решения новых
задач по изучению и освоению космического про-
странства. Разработку двигателя осуществлял кол-
лектив отдела: начальник Ю.Н.Кутуков, ведущие
специалисты В.М.Евграфов, Л Н.Грибков, А.К.Тулу-
пов, К.А.Атаманенко, Ю.А.Владимиров, А.Д.Грошев,
Б.И.Лукьянчук, А.И.Пономарев, И С.Артюхов, В.Н.Ти-
хомиров, А.И.Королев.
В соответствии с приказом МОМ от 4 сентября 1967 г.
КБ Энергомаш приступило к разработке двигателя
РД-301. В первой половине 1967 г. была выпущена и
сдана в производство конструкторская документация.
В конце 1968 г. были собраны два первых двигателя
РД-301, огневые испытания которых были начаты в мае
1969 г. К этому времени на двигателях одноразового
включения было проведено 309 испытаний с суммар-
ной наработкой 39263 с. В процессе этих испытаний
был выбран основной вариант камеры, обеспечиваю-
щий величину удельного импульса, равную 400 с. Од-
нако решить вопрос надежного охлаждения камеры до
конца не удалось, в связи с чем работы по повышению
ее работоспособности были продолжены в составе дви-
гателя РД-301. ТНА двигателя РД-301 практически по-
вторял конструкцию ТНА одноразового двигателя.
Агрегаты автоматики многоразового действия были
спроектированы вновь с учетом опыта, накопленного
при отработке одноразового двигателя.
В целях создания ракетно-космического ком-
плекса для обеспечения вывода на стационарную ор-
биту спутников непосредственного телевизионного
вещания приказом МОМ от 1 ноября 1968 г. КБ При-
кладной механики совместно с заводом им. Хру-
ничева для выведения ИСЗ на стационарную орбиту
было поручено создание универсального разгонного
блока РН «Протон-КФ» с фтор-аммиачным двигате-
лем. Этим же приказом КБ Энергомаш поручалась
разработка не только фтор-аммиачного двигателя с
многоразовым запуском в полете, но и систем назем-
ной заправки фтором разгонного блока, а также от-
работка его узлов и агрегатов.
В процессе проведения доводочных испытаний
была показана правильность принятых схемных и ком-
поновочных решений; получено среднее значение
удельного импульса тяги, равное 400 с; проверена ра-
ботоспособность агрегатов автоматики; выбраны и про-
верены схемы запуска и отключения; двигатель и его
агрегаты проверены на ресурс по продолжительности
работы и по количеству включений без съема со
стенда; получена максимальная наработка 3150 с на
восьми двигателях; диапазон количества включений
составил от 5 до 23.
Таким образом, к концу 1974 г. конструкторские до-
водочные испытания двигателя РД-301 (11Д14) были
завершены, что позволило перейти к завершающим до-
водочным испытаниям. ЭДИ двигателя РД-301 в соот-
ветствии с решением, принятым МВК в августе 1974 г.,
было намечено провести в три этапа: завершающий
третий этап ЗДИ должен был подтвердить работоспо-
собность и параметры двигателей, собранных с учетом
введенных конструктивных и схемных решений по ре-
зультатам ЗДИ первого и второго этапов и ОСИ разгон-
ного блока.
ЗДИ двигателя РД-301 были успешно проведены в
полном объеме в течение второй половины 1974 г. и в
1975 г. На основании положительных результатов ЗДИ
решением МВК от 22 апреля 1976 г. двигатель был до-
пущен к ОСИ разгонного блока 11С813. К этому вре-
мени характеристики надежности двигателя составили
Рн = 0,972 при доверительной вероятности у = 0,9.
Однако решением Всемирной административной
комиссии по радиовещанию был ограничен диапа-
зон мощностей транслятора спутников системы НТВ
и в этом случае появилась возможность использовать
уже имеющиеся в нашей стране средства выведения.
В связи с этим правительственным постановлением от
3 февраля 1977 г. работы по разгонному блоку 11С813
и двигателю РД-301 (11Д14) были прекращены.
Создание фтор-аммиачного двигателя РД-301
следует отнести к разряду весьма сложных опытно-
конструкторских задач, решение которых потребо-
вало больших творческих усилий, значительного
объема научных исследований и опытно-конструк-
торских работ. Накопленный в процессе разработки
двигателя РД-301 опыт работы с фтором продемон-
стрировал реальную возможность с принятием соот-
ветствующих мер использовать его в качестве
окислителя в ракетной технике.
182
Глава 4
И.А.Смирнов
КБХИММАШ ИМЕНИ А.М.ИСАЕВА
ЖРД малой тяги
С1971 г. по инициативе А.М.Исаева на предприя-
тии началась разработка жидкостных ракетных дви-
гателей малой тяги и двигательных установок для
систем управления космическими аппаратами. За это
время создано 15 типов двигателей тягой от 0,6 до
225 кгс на двухкомпонентном самовоспламеняю-
щемся топливе (20А6, С5.222, С5.132, С5.142, С5.205,
11Д427М, С5.144, С5.206, С5.211 и др.) и 5 типов
тягой от 0,5 до 5 кгс на однокомпонентном топливе
(С5.217, 255У208, С5.216, С5.221, 19А6). Эти двига-
тели нашли широкое применение в космических ап-
паратах различного назначения, аппаратах дальнего
космоса, разгонных блоках и ракетных ступенях обо-
ронного значения, например, «Союз-ТМ», «Экран»,
«Глобус», «Ураган», «Прогноз», «Спектр», «Купон»,
«Фобос», «Глонасс» и ряде других. Они отличаются
стабильностью характеристик, экономичностью, бы-
стродействием, многоразовостью: до 500000
включений, длительностью единичного включения
от 0,03 до 4000 секунд, суммарным временем работы
до 50000 секунд с паузами между включениями от
0,03 секунд до нескольких суток, причем, как пра-
вило, в техническом задании на разработку присут-
ствует фраза «допускается любое сочетание времен
включений и пауз», что значительно затрудняет про-
цесс отработки.
ЖРДМТ предназначены для точной ориентации,
стабилизации и коррекции орбиты космических аппа-
ратов, созданных в РКК «Энергия» им. С.П.Королева,
НПО им. С.А.Лавочкина, ОКБ «Факел», ЦСКБ «Про-
гресс», НПО ПМ, КБ «Салют», КБ «Арсенал», ПО
«Полет», ГРЦ «КБ им. В.П.Макеева». В двигателях, ра-
ботающих на однокомпонентном топливе, использу-
ется термокаталитическое разложение гидразина на
проволочном катализаторе, предварительно разогре-
тым электронагревателем. В гидразиновых двигателях
также используется и каталитическое разложение гид-
разина. Применяемый катализатор на основе иридия
обеспечивает включение без предварительного элек-
троподогрева. Для улучшения и стабилизации динами-
ческих и энергетических характеристик двигатели
снабжены электронагревателем, повышающим пред-
пусковую температуру катализатора.
Наряду с высокими тягоэнергетическими характе-
ристиками однокомпонентные двигатели обладают
прозрачным факелом, обеспечивающим надежную
работу бортовых астрофизических приборов. Двух-
компонентные двигатели малой тяги работают на тра-
диционных для предприятия компонентах топлива -
азотном тетроксиде и несимметричном диметил-гид-
разине. Отличаются стабильностью характеристик,
высокой экономичностью, быстродействием, много-
разовостью включений, длительностью от 0,03 до
4000 с и более и такими же временными паузами
между включениями.
Надежность работы и высокие характеристики
обеспечиваются применением камер сгорания из
ниобиевого сплава с защитным покрытием радиа-
ционного и внутреннего пленочного охлаждения.
Так, например, двигатель С5.142, тягой 10 кгс впер-
вые в России обеспечил удельный импульс более
300 с (302 с). При отработке двигатели нарабаты-
вали 1500000 включений и 150000 с суммарного
времени работы с сохранением работоспособности.
Благодаря созданной в отделе ЖРДМТ методике
расчета внутрикамерного смешения компонентов и
его оптимизации, разработан и прошел отра-
ботку двигатель С5.146, тягой 20 кгс, обес-
печивающий удельный импульс 307 с, что для
вытеснительной системы подачи компонентов
(низкое давление в камере сгорания) является
очень высоким значением. Этот двигатель
обладает и значительным ресурсом - не
менее 20000 с суммарного времени работы и
500000 включений
В отделе разработан целый ряд электро-
магнитных клапанов и электронагревателей
для однокомпонентных двигателей. Электро-
магнитные клапаны 05.629, С5.618М и другие
нашли широкое применение, они входят в со-
став целого ряда ЖРДМТ, а также постав-
ляются в различные предприятия отрасли.
Отдел ЖРДМТ проектировал двигатели и
агрегаты к ним для различных космических
183
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
аппаратов и других объектов практически для всех
головных организаций отрасли. Таким образом,
жизнь подтвердила своевременность и правиль-
ность инициативы А.М.Исаева о развертывании на
предприятии работ по проектированию и созданию
ЖРДМТ и агрегатов к ним. Необходимо отметить,
что за все 37 лет направление ЖРД малой тяги за-
нимало существенный объем в общей загрузке
предприятия.
Отдел ЖРД МТ создан в 1971 г., с 1971 по 1983 г.
отдел возглавлял ВАПримазов, с 1983 по 1985 г. -
Е.П.Селезнев, с 1985 г. отделом руководит Ю.И.Аге-
енко, он же назначен главным конструктором на-
правления.
ЖРД для ракет морского базирования
При жизни А.М.Исаева активно осуществлялись ра-
боты по разработке двигателей морского базирования для
ракет Главного конструктора В.П.Макеева. Необходимо
особо отметить решение задач по двигателям: путем по-
мещения двигателя в бак с компонентами топлива полу-
чена выгода до 40 % объемов ракеты. Гениальная идея
«утопления» двигателя принадлежит Главному конструк-
тору А.М.Исаеву. Двигатели второго-четвертого поколе-
ния разрабатывались уже без Алексея Михайловича, в т.ч.
для ракеты РСМ-54, которые считаются триумфом кон-
структорской мысли КБХМ. На 2017 г. нет в мире ракет
других разработчиков с ЖРД-«утопленниками».
Морская баллистическая ракета Р-29Р с двигателями КБХМ
Глава 4
Л.Д.Кллшкии
ЖРДАО КБХА
С 1965 по 1993 гг. КБХА
возглавлял главный кон-
структор Александр Дмит-
риевич Конопатов. Герой
Социалистического Труда,
лауреат Ленинской и Госу-
дарственной премий, акаде-
мик РАН, доктор технических
наук, почетный гражданин
г. Воронеж. При участии
АД.Конопатова созданы
А Д. Конопатов	ЖРД для космических ракет-
носителей «Луна», «Восток»,
«Восход», «Молния», «Союз», «Протон». Благодаря его
вкладу стал возможен первый полет человека в космос.
Под руководством АД.Конопатова создан ряд ЖРД для
боевых ракетных комплексов, таких как РС-18 «Стилет»,
всемирно известный комплекс РС-20 «Сатана», «Вое-
вода», ракета РСМ-54 «Синева» для подводных ракетных
крейсеров. АД.Конопатов также был инициатором соз-
дания самого мощного в стране кислородно-водород-
ного двигателя для ракетно-космического комплекса
«Энергия - Буран», ядерного ракетного двигателя и га-
зодинамического лазера.
ЖРД РД-0233, РД-0234, РД-0235, РД-0236,
РД-0237 для первой и второй ступеней
ракет УР-100Н и УР-100Н УТТХ,
космических РН «Рокот» и «Стрела»
Накопленный опыт разработки двигателей послу-
жил основой для проведения проектных работ по дви-
гателям нового поколения с высоким давлением
в камере. Первым из двигателей этого поколения яв-
ляется двигатель РД-0233 (РД-0234 без агрегатов над-
дува), созданный КБХА в середине 1970-х гг. для
первой ступени МБР УР-100Н (РС-18), разрабатывае-
мой на основании приказа МОМ № 201 от 3 июля 1969 г.,
постановления ЦК КПСС и Совета Министров СССР
№ 682-218 от 19 августа 1970 г. и приказа МОМ № 220
от 1 сентября 1970 г. Компоненты топлива-амил + геп-
тил. Двигательный блок состоит из одного двигателя
РД-0233 и трех РД-0234.
Принятые по двигателю мероприятия были весьма
эффективными. Первый стендовый двигатель сразу же
отработал 100 с на номинальном режиме без замеча-
ний. На этом этапе доводки не ставилась задача дости-
жения экономических характеристик. Когда двигатель
«заработал», был поставлен вопрос об их достижении.
Для этой цели было подготовлено и испытано 18 вари-
антов головок камеры. Практически каждый новый
двигатель имел свой вариант головки. По результатам
испытаний был выбран штатный вариант.
Уже в процессе серийного изготовления при лет-
ном испытании изделия, когда было проведено более
400 испытаний двигателя, произошел отказ одного из
двигателей. Дефект был определен, всесторонне из-
учен, были назначены мероприятия, и весь задел дви-
гателей в составе изделий был доработан.
Двигательная установка, состоящая из двигателей
РД-0235 (основной) и РД-0236 (рулевой), была разра-
ботана для второй ступени того же изделия. Прототи-
пом двигателя РД-0235 явился двигатель РД-0217.
Отличия от прототипа были вызваны требованиями тех-
нического задания и стремлением повысить надеж-
ность и упростить конструкцию двигателя. Основные
новшества, внедренные на двигателе РД-0235:
-	камера сгорания с высотным соплом;
-	установка в магистрали горючего КС одного мно-
гофункционального агрегата взамен четырех на двига-
теле РД-0217, что позволило значительно упростить
схему и обеспечить взаимную связь магистралей го-
рючего КС и ГГ при переходе двигателя на главную сту-
пень тяги.
Рулевой двигатель РД-0236 был выполнен по «от-
крытой» схеме. Вначале КС использовалась с серий-
ного двигателя разработки КБ главного конструктора
С.П.Изотова, однако в связи с низкой экономичностью
она была заменена КС собственной разработки, которая
обеспечила выполнение требования технического за-
дания.
При изготовлении двигателей РД-0235 и РД-0236
широко использовались новые технологические про-
цессы и решения. Широкое распространение получила
механизация и автоматизация сварочных работ.
Двигатели РД-0235 и РД-0236 успешно прошли все
виды испытаний, включая летные, и были переданы в
серийное производство и в эксплуатирующие органи-
зации. Изготовление двигателей и матчасти для их пе-
резарядки при доводочных испытаниях производилось
в КБХА и ВМЗ. Для решения вопросов, возникающих в
процессе серийного изготовления двигателей, в КБХА
была создана служба ведущих инженеров, а в августе
1974 г. при заводе «Красный Октябрь» создан филиал
КБХА.
Контрольные испытания двигателей (КВИ и СПИ)
проводились в испытательном комплексе КБХА и на
производственном объединении «Полет» (г. Омск).
Для управления космическим объектом в КБХА
был создан двигатель РД-0237 с вытеснительной си-
стемой подачи однократного включения, работаю-
щий на компонентах топлива амил + гептил.
Двигатель устойчиво работает при низком давлении
в КС, что является его достоинством, т.к. позволяет
185
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
поддерживать низкое давление в топливных баках
ракеты. Особенностью двигателя является большой
угол поворота камеры в одной плоскости (±45 °), для
чего в комплектации двигателя имеется герметичный
узел поворота. Двигатель успешно эксплуатируется
в составе ракеты.
В эксплуатации находилось более 2000 двигателей.
Серийное изготовление и поставка двигателей
РД-0233, РД-0234, РД-0235, РД-0236, РД-0237 были
начаты в 1975 г. Постановлением ЦК КПСС и Совета
Министров СССР от 30 декабря 1975 г. они были при-
няты в эксплуатацию в составе ракеты РС-18. Поста-
новлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР от
16 августа 1976 г. двигатели в составе ракеты
УР-100Н УТТХ с улучшенными тактико-техническими
характеристиками прошли 19 ПКИ с октября 1977 г.
по июль 1979 г. и постановлением ЦК КПСС и Совета
Министров СССР от 17 декабря 1980 г. были приняты
в эксплуатацию. Продление сроков эксплуатации ра-
кеты РС-18 началось с 1981 г. Двигатели РД-0233,
РД-0234, РД-0235, РД-0236 успешно эксплуатируются
в составе PH «Рокот» и «Стрела», созданных на базе
РС-18, с их помощью выводятся на орбиту полезные
нагрузки массой до 2000 кг.
Стендовая отработка двигателя РД-0233, РД-0234,
РД-0235, РД-0236 проводилась на материальной части
КБХА и ВМЗ, двигателя РД-0237 - на материальной
части КБХА. Товарные поставки двигателей РД-0233 и
РД-0234 производили ВМЗ, заводы им. Я.М.Свердлова
и им. М.И.Калинина, двигателя РД-0235 - ВМЗ и «Крас-
ный Октябрь», двигателя РД-0236 - ВМЗ, «Красный Ок-
тябрь», УМЗ, двигателя РД-0237 - КБХА и УКВЗ.
Общее руководство разработкой двигателей пер-
вой, второй и третьей ступеней ракеты осуществлял
главный конструктор темы В.П.Козелков, разработкой
двигателей первой ступени руководил ведущий кон-
структор ВАЕжов, второй ступени - ведущий конструк-
тор Ю.А.Гарманов, третьей ступени - ведущий
конструктор В.М.Бородин.
За создание двигателей РД-0233, РД-0234, РД-0235,
РД-0236 и РД- 0237 главный конструктор КБХА А.Д.Ко-
нопатов был удостоен Ленинской премии, главный кон-
структор темы В.П.Козелков - Государственной премии
СССР, большая группа работников КБХА была награж-
дена орденами и медалями СССР.
ЖРД РД-0242для ракеты ЗМ25
Двигатель РД-0242 был разработан в КБХА для
стартовой разгонной ступени ракеты ЗМ25 морского
базирования генерального конструктора В.Н.Челомея
на основании постановления ЦК КПСС и Совета Ми-
нистров СССР № 1023-353 от 9 декабря 1976 г. и при-
каза МОМ № 480 от 31 декабря 1976 г.
Двигатель выполнен по схеме с дожиганием гене-
раторного газа. Компоненты топлива - амил + гептил.
Тяга у Земли - 12,057 тс, удельный импульс тяги -
288,3 с, давление в камере сгорания - 200 кг/см2. Спе-
цифика эксплуатации в составе ракеты привела к не-
обходимости решения ряда новых задач.
В связи с тем, что при эксплуатации двигатель на-
ходится в длительном контакте с коррозионно-актив-
ной средой, его поверхность должна быть надежно
защищена. Первые ускоренные коррозионные испыта-
ния показали, что двигатели подвержены сильному
коррозионному поражению с возникновением сквоз-
ных разрушений материала.
Был проведен большой объем конструкторских,
технологических и экспериментальных работ, по ре-
зультатам которых были внедрены следующие меро-
приятия:
-	разработаны специальные блоки из отдельных
агрегатов для качественного нанесения защитных по-
крытий;
-	сокращено количество соединений, выполняемых
и защищаемых на общей сборке двигателя;
-	исключены из конструкции наружные щелевые
полости;
-	разработаны специальные лакокрасочные компо-
зиции;
-	выбраны эффективные защитные смазочные ма-
териалы;
-	разработаны специальные технические условия и
директивный технологический процесс на выполнение
антикоррозионной защиты.
Эффективность этих мероприятий подтверждена
последующими коррозионными испытаниями.
При летных испытаниях для оценки влияния на запуск
двигателей внешних и внутридвигательных факторов, на
изделиях были установлены не только специальные дви-
гатели, но и агрегаты топливной системы, которые имели
специальную настройку. Кроме того, была изменена цик-
лограмма прохождения пусковых команд. Эти испытания
позволили подтвердить надежность запуска двигателей
при самых неблагоприятных условиях эксплуатации.
Двигатель успешно прошел все виды испытаний,
в процессе которых были обеспечены все требования ТЗ
и высокая эксплуатационная надежность. Всего было
проведено 307 СИ, с суммарной наработкой 32385 с и
98 ЛИ с суммарной наработкой 2058 с. Материальная
часть для экспериментальной отработки изготавливалась
в КБХА и на ВМЗ, для товарных поставок - на ВМЗ. Раз-
работкой двигателя руководили главный конструктор
темы В.П.Козелков и ведущий конструктор ЮАГарманов.
Работы по теме и серийные поставки двигателей
были прекращены в начале 1990-х гг. после принятия
Международного соглашения о сокращении стратеги-
ческих вооружений.
186
Глава 4
ЖРД РД-0228для второй ступени ракет
РС-20А и РС-20Б
С 1967 г. КБХА приступило к разработке ЖРД для
ракет, создаваемых ОКБ-586 генерального конструк-
тора М.К.Янгеля (после его кончины - В.Ф.Уткина).
Первой разработкой стал двигательный блок РД-0228
на компонентах амил + гептил, предназначенный для
второй ступени МБР РС-20А, разрабатываемой на ос-
новании решения ВПК № 229 от 18 октября 1967 г., при-
каза МОМ №445 от 4 ноября 1967 г., постановления ЦК
КПСС и Совета Министров СССР № 712-247 от 2 сен-
тября 1969 г., и РС-20Б, разрабатываемой на основании
постановления ЦК КПСС и Совета Министров СССР от
16 августа 1976 г. Он состоял из основного однокамер-
ного двигателя РД-0229, работающего по «замкнутой»
схеме, и рулевого четырехкамерного двигателя РД-0230,
работающего по «открытой» схеме.
При разработке использовался опыт ранее создан-
ных двигателей КБХА, опыт родственных предприятий,
рекомендации НИИТП, ЦИАМ.
В конструкцию двигателя РД-0229 при проектиро-
вании и отработке был внедрен ряд новых решений, на-
правленных на повышение надежности.
Стендовая отработка двигателя РД-0228 проводи-
лась на материальной части КБХА и ВМЗ. Товарные по-
ставки производились ВМЗ. ЖРД РД-0228 в составе
ракетных комплексов РС-20А и РС-20Б обеспечил
укрепление ракетно-ядерного щита Советского Союза
и заложил хорошие основы для совершенствования тя-
желых МБР СССР шахтного базирования.
ЖРД РД-0120 для второй ступени
PH «Энергия»
В соответствии с постановлением ЦК КПСС и Со-
вета Министров СССР № 132-51 от 17 февраля 1976 г.
и приказом МОМ № 82 от 5 марта 1976 г. КБХА при- _
ступило к разработке ЖРД РД-0120 для второй сту- I
пени PH «Энергия» генерального конструктора НПО I
«Энергия» В.П.Глушко. В окончательном варианте I
был принят к разработке кислородно-водород- I
ный двигатель тягой 200 тс, удельным импуль- I
сом тяги 455 с, давлением в КС 223 кг/см2. I
Двигательный блок состоит из четырех двига- I
телей.
В проект двигателя РД-0120 были заложены I
следующие основные решения:
-	схема с дожиганием восстановительного re- I
нераторного газа;
-	однокамерная компоновка;
-	одновальный турбонасосный агрегат, вклю- I
чающий в себя трехступенчатый водородный
насос и двухступенчатый
кислородный насос, одна
из ступеней которого
имеет двухстороннюю
крыльчатку и предна-
значена для питания ка-
меры сгорания, а другая -
газогенератора и гидрав-
лической турбины БНА
окислителя;
-	бустерные насосы на
входах в двигатель;
-	питание двухступен-
чатой турбины БНА го-
рючего водородом после
тракта охлаждения;
-	охлаждение камеры
сгорания частью расхода
жидкого водорода, отбираемой на выходе из насоса и
подаваемой после тракта охлаждения в форсуночную
головку;
-	воспламенение топлива в камере сгорания и газо-
генераторе от запальников с электрическими воспла-
менителями-свечами;
-	многоразовые пневмоклапаны с управлением по-
дачей гелия через ЭПК, обеспечивающие многократное
включение двигателя;
-	управляемый запуск, начиная с уровня малой тяги
(РМТ), равного 25 % номинальной с использованием
регулятора на линии окислителя газогенератора и пус-
кового дросселя на линии окислителя камеры;
-	поворот двигателя в двух плоскостях на угол 11 °
в сферическом шарнире, расположенном на головке
камеры сгорания;
-	фильтры на входе в двигатель по всем магистра-
лям стыковки с ракетным блоком, а также внутри дви-
гателя перед элементами, чувствительными к
засорению;
187
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
-	криогенная теплоизоляция из пенополиуретана на
линии жидкого водорода и жидкого кислорода;
-	теплоизоляция на горячих поверхностях для обес-
печения пожаровзрывобезопасности, электрооборудо-
вание во взрывозащищенном исполнении;
-	организация продувок дренирования и дожигания
утечек водорода для предотвращения возможности его
накопления и взрыва;
-	система аварийной защиты для контроля работы
и безаварийного выключения.
Комплекс этих принципиальных решений, реализо-
ванных в конструкции, обеспечил выполнение требова-
ний технического задания.
Огневой отработке двигателя предшествовали ав-
тономные доводочные испытания агрегатов на матча-
сти, изготовленной на ВМЗ и в опытном производстве
КБХА. Автономные доводочные испытания проводи-
лись в экспериментальном комплексе КБХА, а также
в НИИХИММАШ, ГИПХ, ЛМИ, располагавших стендами
для испытаний на водороде и кислороде.
Доводка двигателя усложнилась тем, что КБХА не
располагало стендами для огневых испытаний кисло-
родно-водородного двигателя. Действующий стенд
на тягу 40 т был только в НИИХИММАШ (г. Загорск).
В НИИМаш (г. Нижняя Салда) строился кислородно-во-
дородный комплекс, на котором планировалось прове-
сти основной объем отработки.
Доводочные испытания двигателя начались в
НИИХИММАШ на стенде В2Б, допускавшем в начале
режим работы до 25 % номинального, при горизон-
тальном расположении двигателя. Первый двигатель
поступил на стенд 0В2Б НИИХИММАШ осенью 1978 г.
На нем были сначала проведены «холодные» испыта-
ния, а потом начаты и огневые испытания.
Обеспечение работ осуществлялось сводной брига-
дой во главе с В.С.Рачуком, который был назначен тех-
ническим руководителем работ с правами главного
конструктора темы. Работы по двигателю РД-0120 ак-
тивно велись в НИИХИММАШ до 1978-1979 гг. К на-
чалу 1980 г. был готов к приему двигателя
вертикальный стенд 201 в НИИМаш. С августа 1980 г.
до назначения в 1981 г. главным конструктором темы
техническим руководителем работ в НИИМаш был
В.С.Рачук. Всего с 1978 по 1989 г. на стендах
НИИХИММАШ и НИИМаш было проведено 812 огневых
стендовых испытаний с суммарной наработкой 163608 с.
В ходе доводочных испытаний, особенно на высоких
режимах и при большой длительности, был выявлен ряд
дефектов конструктивного и производственного харак-
тера, устранение которых требовало решения техниче-
ских вопросов, разработки новых технологий, внедрения
их в производство, доработки задела. Одним из серьез-
ных дефектов, задерживающих отработку двигателя,
было разрушение крыльчаток водородного насоса.
Вместо литых крыльчаток сначала стальных, а
затем из титана ВТ-5Л совместно с ВИЛсом разрабо-
тана крыльчатка, получаемая методом гранульной тех-
нологии в газостате из титана ВТ5-1 КТ. Эти крыльчатки
обеспечили работу водородного насоса на режимах,
превышающих требования ТЗ.
С выходом на высокие уровни режимов работы вы-
явилась проблема обеспечения длительной (в пределах
гарантийного ресурса) работоспособности узла тур-
бины. Для решения данной проблемы был реализован
комплекс мероприятий, главным из которых было из-
менение принципиальной схемы двигателя введением
питания турбины БНАГ не генераторным газом, а водо-
родом, прошедшим тракт охлаждения камеры. Это ме-
роприятие уменьшило температуру газа перед
турбиной на 100-120 °C, что существенно повысило ра-
ботоспособность узла турбины.
Согласно ТЗ, двигатель должен допускать кача-
ние в двух взаимно перпендикулярных направле-
ниях. В результате анализа различных вариантов
была принята компоновка с размещением подвески
со сферической опорой на головке камеры сгорания.
В процессе создания двигателя были успешно ре-
шены и другие проблемные вопросы. Основные из
них следующие:
-	обеспечен стабильный запуск запальных
устройств в газогенераторе и камере;
-	внедрены мероприятия, предотвращающие возго-
рание элементов конструкции насоса окислителя и
БНАО;
-	создана крупногабаритная камера сгорания,
имеющая надежное охлаждение на всех режимах ра-
боты, обеспечивающая получение удельного импульса
455,5 с (что выше требований ТЗ);
-	создан высокооборотный экономичный кисло-
родно-водородный ТНА и высоконапорные БНА с вы-
сокими антикавитационными свойствами;
-	в КБХА создана и отработана эффективная си-
стема стендовой аварийной защиты двигателя, обес-
печивающая его останов в случае аварийных ситуаций
при стендовых и натурных испытаниях;
-	отработан комплекс мероприятий и средств меж-
пускового контроля технического состояния и диагно-
стирования двигателя;
-	отработаны процессы программного запуска и вы-
ключения двигателя, исключающие забросы темпера-
туры в газогенераторе;
-	создано совместно с Воронежским политехниче-
ским институтом антифрикционное покрытие «Афтал»
для сферической опоры подвески, способное работать
при удельном давлении до 2500 кгс/см2;
-	отработаны вопросы взрывобезопасности при ра-
боте с водородом (за время доводочных испытаний не
было случая взрыва водородной смеси на стендах);
188
Глава 4
-	в производстве КБХА и ВМЗ при помощи отрасле-
вых институтов освоен ряд новых технологических про-
цессов, необходимых для выполнения требований КД,
в т.ч.:
•	формообразование, механическая обработка и
пайка крупногабаритных блоков сопла;
•	перфорация днища форсуночной головки камеры
отверстиями диаметром 0,2 мм (18828 отверстий) на
электронно-лучевой установке фирмы «Штайгер-
вальд»;
•	высокотемпературная газостатическая обработка
литых корпусных деталей;
•	балансировка роторов насосов на частотах, близ-
ких к рабочим, на установке фирмы «Шенк»;
•	отливка крупногабаритных сложнопрофильных
деталей;
•	горячее изостатическое прессование из гранул за-
готовок крыльчаток водородного насоса, сопловых ап-
паратов и турбин;
•	электроэрозионная и электрохимическая обра-
ботка лопаток рабочих колес и сопловых аппаратов.
Имеющиеся транспортные средства не позволяли
доставить на космодром ракету «Энергия» в собранном
виде, поэтому ее окончательная сборка проводилась в
монтажно-испытательном комплексе, который являлся
филиалом завода «Прогресс» на космодроме.
Двигатели РД-0120 поставлялись в МИК, где мон-
тировались в хвостовой отсек блока «Ц» ракеты и под-
вергались комплексу испытаний, предусмотренных
документацией. Работы по двигателю велись силами
представителей КБХА и ВМЗ во взаимодействии с ра-
ботниками МИКа. Многие элементы пневмогидроэлек-
тросистем отрабатывались в ходе сборки PH, поэтому
объем работ в МИКе, в т.ч. по двигателю, был доста-
точно большим.
Всего с участием КБХА было собрано семь PH. Три
из них прошли «холодные» испытания, одна - стендо-
вые огневые испытания, две - летно-конструкторские
испытания.
Для проведения стендовых и летных испытаний PH
«Энергия» на космодроме был построен универсаль-
ный комплекс стенд-старт, а также два рабочих места
на стартовом комплексе. В марте 1985 г. на УКСС по-
ступило изделие 4М для отработки технологии подго-
товки к пуску PH «Энергия». Одновременно ставилась
задача всесторонне проверить работоспособность на-
земных систем и выдать заключение о готовности УКСС
к эксплуатации.
В1985 г. были завершены работы с «холодным» из-
делием «4М» и началась подготовка к огневому испы-
танию стендового изделия «5С» (штатный блок «Ц» и
макеты вместо блока «А»).
Первое огневое испытание (22-23 февраля 1986 г.)
было прервано по команде аварийного прекращения
пуска, сформированной системой аварийной защиты
по ненормальной работе одного из четырех двигателей
в связи с прекращением вращения ротора бустерного
насоса горючего при переходе двигателя на промежу-
точную ступень тяги из-за производственного дефекта
при доработке. После доработки БНАГ в составе блока
без съема с УКСС 26 апреля 1986 г. было проведено по-
вторное огневое испытание, которое прошло в строгом
соответствии с программой.
Следующим шагом были летные испытания в со-
ставе PH «Энергия».
Первый запуск ракеты-носителя «Энергия» (№ 6СЛ)
с макетом полезного груза - 100-тонным модулем
«Полюс» - успешно осуществлен 15 мая 1987 г. с УКСС,
а 15 ноября 1988 г. с левого старта СК осуществлен за-
пуск ракеты-носителя «Энергия» (№ 1 Л) с орбитальным
самолетом «Буран».
Суммарная наработка при испытании изделия 5С и
летных испытаниях составила 5359 с. Эти пуски под-
твердили высокие технические характеристики двига-
теля РД-0120. Стендовая отработка двигателя
проводилась на матчасти КБХА и ВМЗ. Товарные по-
ставки производились ВМЗ.
Техническое руководство разработкой двигателя
осуществляли главные конструктора темы Г.И.Чурсин,
В.С.Рачук, ведущий конструктор темы Л.Н.Никитин.
Разработка ядерных ракетных двигателей
На основании постановления ЦК КПСС и Совета Ми-
нистров СССР от 26 октября 1965 г. и приказа МОМ от
29 ноября 1965 г. КБХА было выдано задание на про-
ведение НИР по принци-
пиально новой тематике -
разработке ядерных ра-
кетных двигателей 11Б91
(РД-0410) тягой 3,6 тс и
11Б92 (РД0411) тягой
40 тс, предназначенных
для разгона, торможения
космических аппаратов и
коррекции их орбиты.
Благодаря минимальному
молекулярному весу и
термодинамическому со-
вершенству рабочего тела -
водорода - и высокой
температуре нагрева его в
ядерном реакторе - до
3000 К, этот новый тип
двигателей имеет высокие
энергетические показа-
тели (удельный импульс
тяги составляет 910 с) и
ЯРД РД-0410
189
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Огневые испытания ядерного ракетного двигателя
обеспечивает значительное расширение решаемых
задач по освоению ближнего и дальнего космоса.
Реализация таких проектов требовала решения со-
вершенно новых проблем - разработки высокотеплона-
пряженных компактных ядерных реакторов для ЯРД и
освоения нового рабочего тела - водорода - и связанного
с этим комплекса материаловедческих вопросов.
Функции головного разработчика двигателей
(включая ядерные реакторы), были возложены на
КБХА, научное руководство по двигателям - на НИИТП,
научное руководство по физике реакторов - на ФЭИ
(по реактору двигателя РД-0410) и ИАЭ им. Курчатова
(по реактору двигателя РД-0411). В 1967 г. был выпу-
щен аванпроект по двигателю РД-0410, в 1968 г. - эс-
кизный проект по двигателю РД-0411.
Совместно с научными руководителями был разра-
ботан перечень мероприятий, значительно ускоряющих
создание ЯРД:
-	раздельная отработка ядерного реактора и не-
ядерных элементов (блок агрегатов подачи, управления
и регулирования) в составе т.н. холодного двигателя;
-	выбор гетерогенной схемы реактора (в отличие от
принятой в США гомогенной схемы для реакторов ЯРД),
что позволило вести раздельную отработку урансодер-
жащих тепловыделяющих сборок и собственно реактора;
-	широкое использование моделирования при ре-
шении газодинамических и прочностных задач;
-	натурные испытания двигателя в целом лишь на
завершающем этапе его создания.
Уже в 1968 г. был проведен физический пуск полно-
размерной модели реактора двигателя РД-0410 в ФЭИ и ог-
невое испытание «холодного» двигателя в НИИХИММАШ.
Одновременно шла разработка и изготовление в про-
изводстве более 60 моделей для газодинамической,
прочностной и технологической отработки реактора. Для
исследований физических параметров реактора двига-
теля РД-0411 разработана, изготовлена
в производстве и испытана в ИАЭ физ-
модель, начало работ по которой отно-
сится к 1975 г.
Вышедшее в 1971 г. постановление
ЦК КПСС и Совета Министров СССР
№ 137-56 от 26 февраля 1971 г. и при-
каз МОМ № 97 от 5 апреля 1971 г. по
развертыванию ОКР сконцентриро-
вали силы на первоочередной разра-
ботке двигателя РД-0410.
В 1975 г. был изготовлен стендо-
вый прототип реактора - аппарат
«100», который прошел газодинамиче-
скую настройку в НИИТП; изготов-
лены 16 «холодных» двигателей; в
НИИХИММАШ проведены 108 испыта-
ний «холодных» двигателей на жид-
ком водороде, а также 5 испытаний сопла двигателя.
В1976 г. аппарат «100» прошел физический пуск в
ФЭИ, после чего был отправлен на стендовую базу на-
турных испытаний (Семипалатинский ядерный поли-
гон). Отработка системы подачи, регулирования и
управления «холодного» двигателя РД-0410 была на-
чата в апреле 1970 г. При испытаниях «холодного» дви-
гателя были получены следующие результаты:
-	определен оптимальный состав агрегатов, обес-
печивающих запуск двигателя, глубокое дросселирова-
ние его и выключение;
-	получены характеристики агрегатов;
-	подтверждена возможность бесстартерного за-
пуска;
-	проверена термопрочность блоков замедлителя,
отражателя, поглощающих элементов регулирующих
барабанов реактора на этапе запуска.
За период отработки «холодного» двигателя в
НИИХИММАШ было проведено около 250 испытаний
на 30 двигателях с суммарной наработкой 169900 с.
Впервые были отработаны отечественные ТНА с трех-
ступенчатым водородным насосом. На период разра-
ботки ТНА при расходе водорода около 4 кг/с имел
высокий уровень параметров:
-	давление за насосом - 224 кгс/см2;
-	частота вращения - 65700 об./мин.
Впервые в КБХА был отработан надежный гибкий
ротор с упруго-демпферной опорой и бустерный насос-
ный агрегат со шнекоцентробежным насосом и гидрав-
лической турбиной. Была получена рекордная
наработка на одном насосе (с переборками) -13338 с.
Разработана конструкция гексанового ТНА и прове-
дены его испытания на модельной жидкости. Опыт раз-
работки ТНА двигателя РД-0410 лег в основу создания
ТНА кислородно-водородного двигателя РД-0120 с
более высоким уровнем параметров.
190
Глава 4
Этап натурной отработки реактора начался с физи-
ческого пуска на Семипалатинском ядерном полигоне
в 1977 г. В течение 1978-1981 гг. было проведено че-
тыре огневых пуска реактора на газообразном водо-
роде в диапазоне тепловых мощностей 24-63 МВт. По
результатам проведенных натурных испытаний реакто-
ров можно сделать следующие выводы:
-	отработана методика проведения испытаний;
-	получено удовлетворительное совпадение ней-
тронно-физических и гидравлических характеристик с
расчетными;
-	проверена надежность работы системы управле-
ния, регулирования и защиты;
-	отработана технология диагностики состояния ма-
териальной части;
-	показана возможность разработки реактора при
помощи упрощенных технологических приспособле-
ний.
Результаты ОКР были отражены в акте от 23 сен-
тября 1986 г. с заключением, что выполненные работы
являются техническим заделом для создания многоре-
жимных ЯЭДУ.
Руководство разработкой осуществляли главный
конструктор темы Г.И.Чурсин, начальник отдела В.Р.Ру-
бинский, ведущие конструкторы темы А.И.Белогуров,
Л.Н.Никитин.
Работы по газодинамическим лазерам
В начале 1970-х гг. КБХА приступило к разработке
непрерывных газодинамических СО2-лазеров больших
мощностей. Работы были начаты по инициативе акаде-
миков АН СССР А.М.Прохорова и Б.В.Бункина. Был соз-
дан газодинамический СО2-лазер на исходных
газообразных компонентах СО + воздух + азот с добав-
лением этилового спирта. Газодинамический лазер ра-
ботает на принципе преобразования тепловой энергии
активной газовой среды, полученной при неравновес-
ном расширении смеси в сверхзвуковой сопловой ре-
шетке в электромагнитное излучение.
Конструкторские решения создаваемых в КБХА га-
зодинамических лазеров выполнялись на высоком на-
учно-техническом уровне, что подтверждается
внедрением более 100 авторских свидетельств на изоб-
ретения, полученных предприятием.
В 1972 г. впервые в стране была получена первая
генерация излучения на модельной установке с расхо-
дом рабочей смеси 5 кг/с, и уже в 1973 г. были на-
чаты испытания газодинамического лазера с
расходом 20 кг/с. За короткое время были решены ос-
новные научно-исследовательские, конструкторские и
производственно-технологические задачи с участием
ФИАН (В.В.Конюхов, Ю.С.Вагин) и НИИТП (Н.Н.Широ-
ков, ГАЕвсеев).
На испытательной базе КБХА был создан специ-
альный огневой стенд с оптической трассой для иссле-
дования взаимодействия излучения с различными
материалами и элементами конструкций. На стенде от-
работаны методика юстировки зеркал, измерение па-
раметров газодинамического лазера, фокусировка луча
на мишень.
В КБХА было создано новое высокоточное про-
изводство по изготовлению металлических зеркал для
оптического резонатора и внешней фокусирующей оп-
тической системы.
В 1975 г. в КБХА был создан и прошел испытания
мощный газодинамический лазер с суммарным расхо-
дом газовой смеси до 100 кг/с и мощностью излучения
до 600 КВт.
Результаты работы в области ГДЛ, полученные на
предприятии, явились предпосылкой к выходу поста-
новления Правительства СССР. КБХА было определено
головным предприятием по созданию газодинамиче-
ских лазеров для космического комплекса «Скиф» (ге-
неральный разработчик комплекса - КБ «Салют»).
В1985 г. лазер был изготовлен и прошел все виды
наземных испытаний. Для испытаний в составе изделия
генеральному заказчику были представлены электри-
ческий и газодинамический макеты лазера, а во втором
полугодии 1985 г. на завод-изготовитель комплекса
«Скиф» был поставлен штатный образец ГДЛ РД-0600.
В дальнейшем в связи с замораживанием программы
«Скиф» работы по исследованию ГДЛ разработки КБХА
продолжились на стендах НИИТП. Достигнуты удель-
ные характеристики, превышающие заданные в ТЗ
по удельному энергосъему в 1,5 раза и по ресурсу
более чем в 100 раз с суммарной наработкой 12000 с.
Руководство разработкой лазеров осуществляли ве-
дущие конструкторы темы В.П.Кошельников, Г.И.Зави-
зион, В.Ю.Гутерман.
В1985 г. работы в стране по созданию газодинами-
ческих лазеров были прекращены.
Газодинамический лазер РД-0600
191
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
2.	И. ‘Ъсишль 'шиса
ПАО «КУЗНЕЦОВ»
ЖРД НК-15 (11Д51), НК-15В (11Д52),
НК-19 (11Д53) для первой, второй
и третьей ступеней ракетно-космического
комплекса Н1-ЛЗ
24 сентября 1962 г. постановлением Совета Ми-
нистров СССР Ns 1022-439 и приказом председателя Го-
сударственного комитета Совета Министров СССР по
авиационной технике № 335 сс/ов от 26 октября 1962 г.
коллективу завода предписано создать двигатели НК-15,
НК-15В и НК-19 для первой, второй и третьей ступеней
ракеты-носителя Н1. (Согласно приказу № Зс от 3 ян-
варя 1963 г., изделиям НК-15, НК-15В и НК-19, предна-
значенным для официальных испытаний или на
поставку в другие организации, присвоены индексы
11Д51,11Д52 и 11Д53.)
Выбор размерности двигателей для первой ступени
По воспоминаниям В.Н.Орлова, «... в начале 1960 г.
С.П.Королев сообщил Н.Д.Кузнецову о намечающемся
строительстве нового ракетно-космического комплекса
для освоения Луны, который должен осуществить пер-
вый пуск в 1965 г., и попросил проработать для первой
ступени этого комплекса ЖРД замкнутой схемы с тягой
150,300,600 тс с тем, чтобы выбрать размерность дви-
гателей первой ступени. Н.Д.Кузнецов поручил раз-
работку перспективному отделу ОКБ. В ходе
проработки, которая продолжалась весь 1960 г.,
было выяснено, что для изготовления двигателей
размерностью 300 и 600 тс у отечественной промыш-
ленности нет необходимых крупногабаритных метал-
лорежущих станков, литейного и другого
оборудования. Во время неоднократных встреч
Н.Д.Кузнецова и С.П.Королева по этому вопросу оба ру-
ководителя в начале 1961 г. пришли к заключению, что
для выполнения сроков первого пуска комплекса
в конце 1965 г. есть единственная возможность - соз-
дать двигатель с тягой 150 тс и установить на блок пер-
вой ступени 30 таких двигателей... Особое внимание
С.П.Королев обратил на необходимость создать двига-
тели с минимально возможным весом, но с хорошей
надежностью».
ЖРД НК-15 для первой ступени
1	5 ноября 1962 г. Н.Д.Кузнецов издал приказ № 28с,
согласно которому «... 2. Начальнику ОКБ тов. Орлову
В.Н. организовать завершение выпуска рабочей доку-
ментации:
-	по узлам двигателя НК-15 и установкам до 15 де-
кабря с.г.,
-	по двигателю НК-19 до 30 декабря с.г.,
- по двигателю НК-15В до 30 января 1963 г.
3.	Главному конструктору тов. Кузьмину М.А. разра-
ботать план-график по созданию двигателей НК-15,
НК-15В и НК-19 и направить его в ГКОТ, ГКАТ и ОКБ-1
в срок до 20 ноября с.г.».
К изготовлению опытных образцов двигателя НК-15
(11Д51) были подключены серийные заводы Куйбы-
шевского совнархоза: № 24,207,35,305,454,525. Ра-
боты по разработке и созданию двигателей НК-15,
НК-15В и НК-19 проводились в 1962-1967 гг. Темати-
ческим направлением работ по двигателям руководили
главный конструктор МАКузьмин, с конца 1964 г.-за-
меститель главного конструктора Н.Д.Печенкин, веду-
щий конструктор ААТанаев (до 1964 г.), затем -
В.С.Анисимов.
Первое испытание двигателя НК-15 проведено 15 но-
ября 1963 г. 30 сентября -16 ноября 1966 г. проведены
чистовые стендовые испытания пяти двигателей серий-
ного производства. 20-30 октября 1967 г. проведены
межведомственные стендовые испытания шести дви-
гателей НК-15. Двигатели НК-15 были допущены к
летно-конструкторским испытаниям в составе ракеты-
носителя Н1.
Наземная отработка двигателей НК-15 была завер-
шена огневым испытанием блока Р Н1 с двигательной
установкой (с суммарной тягой 1200 тс), которое про-
водилось в испытательном центре НИИХИМмаш
23 июня 1968 г. (в день рождения Н.Д.Кузнецова). Ин-
женеры и испытатели этого института с большой от-
ветственностью и умением выполнили эту работу.
Большая заслуга в организации всех внешних испыта-
ний по ЖРД НК принадлежит коллективу испытателей
завода под руководством заместителя главного кон-
структора ААТанаева и начальника бригады ЮАБаж-
мина. (Информационное отступление. 1. В1964 г. сдан
в эксплуатацию стенд № 120 на «Химзаводе». 2. В1966 г.
главным конструктором ОКБ-276-24 назначен НАДон-
дуков, заместителем главного конструктора - Н.Г.Тро-
фимов, начальником ОКБ - Н.И.Степанов. 3.31 декабря
1966 г. опытному заводу № 276 присвоено открытое на-
именование «Куйбышевский моторный завод» Мини-
стерства авиационной промышленности. 4. В январе
1967 г. ОКБ-276-24 переименовано в Куйбышевское
конструкторское бюро машиностроения.)
ЖРД НК-15В для второй ступени
На базе двигателя НК-15 разработан двигатель НК-15В
(11Д52) с высотным соплом. Первое испытание двига-
теля проведено 20 сентября 1967 г. 20 сентября -17 но-
ября 1967 г. проведены специальные испытания восьми
двигателей по межведомственной программе. 27 но-
ября -1 декабря 1967 г. проведены межведомственные
стендовые испытания трех двигателей НК-15В.
192
Глава 4
Непосредственное участие в разработке и доводке
двигателей НК-15 и НК-15В принимали ведущие спе-
циалисты отделов и бригад, которыми руководили
В.В.Татаринов, А.И.Елизаров, Н.М.Молчанов, Д.С.Еле-
невский, А.И.Крючков, ВАКозлов, ГАИгнатов,
Ю.Р.Кузнецов, Ю.Е.Филимонов, А.Е.Астапов, ВАБары-
шевский, Ю.А.Ефимов, Г.П.Франк, Г.В.Корнеев,
А.Ф.Катков, М.Г.Рахилов, А.С.Фрейдин, ААБобух,
Н.Н.Цветков, В.С.Кондрусев, ЮАБажмин.
Конструкторское сопровождение производства
двигателей НК-15 и НК-15В на Куйбышевском мото-
ростроительном заводе им. М.В.Фрунзе осуществ-
ляли ведущие специалисты отделов и бригад
ОКБ-276-24 (ККБМ), которыми руководили В.Д.Пак,
Э.И.Фрейдин, И.И.Балаклеец, Е.В.Затуловский,
Н.Д.Дорофеев, В.В.Быков, Д.И.Манеев, Ю.С.Ладзин,
Е.В.Ильин, Г.А.Осипов, ААЕрмаков, ВАВихляев,
М.С.Костромин.
ЖРД НК-19 для третьей ступени
М.Р.Флиский
Работы по разработке и
созданию двигателя НК-19
(11Д53) переданы в филиал
ОКБ-276-24 главного кон-
структора М.Р.Флиского.
Тематическим направле-
нием работ по двигателю
НК-19 руководили замести-
тель главного конструктора
Н АДондуков, ведущий кон-
структор Н.И.Степанов. Раз-
работка двигателя НК-19
проводилась в 1962-1967 гг.
с участием специалистов
ОКБ-2 головного ОКБ Н.Д.Кузнецова.
Двигатель НК-19 разработан на базе двигателей
8Д517 и НК-9В (8Д718) в жестком подвесе. Двигатель
имеет два управляемых сопла крена на срезе сопла ка-
меры сгорания, предусмотрена возможность установки
теплообменника для газификации подогревом жидкого
гелия на наддув топливных баков.
Первое испытание двигателя НК-19 проведено
15 июля 1964 г. 23 февраля - 6 марта 1965 г. прове-
дены чистовые стендовые испытания трех двигателей.
19-28 октября 1967 г. проведены межведомственные
стендовые испытания трех двигателей НК-19.
ЖРД НК-21 для четвертой ступени
Решением Комиссии Высшего совета народного хо-
зяйства ССР по военно-промышленным вопросам № 23
от 10 февраля 1965 г. и приказа министра авиационной
промышленности № 49 от 26 февраля 1965 г. предпи-
сано создать двигатель НК-21 (11Д59) для четвертой
ступени ракеты-носителя Н1.
Работы по разработке и созданию двигателя НК-21
переданы в ОКБ-276-24 главного конструктора
М.Р.Флиского. Тематическим направлением работ по
двигателю НК-21 руководили заместитель главного
конструктора НАДондуков, ведущий конструктор -
В.И.Черкасов. Разработка двигателя проводилась
в 1965-1967 гг. с участием специалистов ОКБ-2 голов-
ного ОКБ Н.Д.Кузнецова.
Двигатель НК-21 разработан на базе двигателей
НК-9В (8Д718) и НК-19 (11Д53) в карданном подвесе
для качания в двух плоскостях рулевыми агрегатами, с
теплообменником для газификации подогревом жид-
кого гелия на наддув топливных баков.
Первое испытание двигателя НК-21 проведено 29 сен-
тября 1965 г. 21 сентября -4 октября 1966 г. проведены
чистовые стендовые испытания трех двигателей. 1 но-
ября -2 декабря 1967 г. проведены межведомственные
стендовые испытания четырех двигателей НК-21.
Для проведения доводочных работ по двигателям
НК-19 и НК-21 в ОКБ-276-24 был создан специализи-
рованный цех сборки двигателей. Начальником цеха
был Я.М.Островский, затем - В.Г.Моисеев.
Первый пуск пилотируемого ракетно-космического
комплекса Н1-ЛЗ состоялся 21 февраля 1969 г. и был
неудачным, т.к. локальное повреждение кабеля си-
стемы КОРД из-за пожара привело к ложной команде
на отключение всех 30 двигателей НК-15 первой сту-
пени. Всего было выполнено четыре пуска. Следующие
три состоялись 3 июля 1969 г., 27 июня 1971 г. и 22 но-
ября 1972 г. Эти пуски тоже оказались неудачными, но
только вторую аварию специалисты связывают с отка-
зом двигателя первой ступени - отказом его турбона-
сосного агрегата.
Модифицированные ЖРД многократного
стендового запуска
В связи с первыми неудачными пусками ракетно-
космического комплекса Н1-ЛЗ Комиссия Совета Ми-
нистров СССР 17 июля 1970 г. приняла решение о
повышении надежности работы всего комплекса. Не-
посредственно по двигателям ее четырех ступеней
предусматривалось создание их модификаций НК-33,
НК-43, НК-39 и НК-31 многократного стендового за-
пуска, которые позволяли бы проводить проверку ка-
чества изготовления и сборки каждого товарного
двигателя контрольно-сдаточным испытанием, продол-
жительностью 40 с. Партия таких двигателей, прошед-
ших КСИ, должна отправляться потребителю после
замены агрегатов и деталей разового пользования, свя-
занных с обеспечением только запуска и останова, и
подтверждения годности этой партии контрольно-вы-
борочным испытанием двигателя на увеличенный, по
сравнению с двигателем-прототипом, ресурс.
193
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
ЖРД НК-33 (11Д111) для первой ступени
В 1969-1972 гг.
ЖРД НК-33 (11Д111)
коллективом ОКБ-2
Н.Д.Кузнецова осу-
ществлялась разра-
ботка двигателя НК-33
тягой 154 тс. Тематиче-
ским направлением
работ по двигателю ру-
ководили заместитель
главного конструктора
Н.Д.Печенкин, ведущий
конструктор В.С.Аниси-
мов. Двигатель НК-33
создан на базе двига-
теля НК-15 (11Д51).
Первое испытание
двигателя проведено в
апреле 1970 г. Выпол-
нено два успешных ис-
пытания с суммарной
наработкой 365 с. С
сентября 1971 г. по март 1972 г. вместо чистовых стен-
довых испытаний проведены специальные испытания
по межведомственному плану шести двигателей НК-33
по пять пусков каждый. С 4 июля по 7 сентября 1972 г.
проведены официальные межведомственные стендо-
вые испытания трех серийных двигателей по три пуска
каждый, время работы - 367 с. Надежность двигателя
НК-33 проверена при увеличенных значениях: тяги - до
204 тс, ресурса - до 1200 с, числа включений - до 10.
ЖРД НК-43 (11Д112) для второй ступени
В 1969-1973 гг. коллективом ОКБ-2 Н.Д.Кузнецова
осуществлялась разработка двигателя НК-43 тягой 179 тс.
ЖРД НК-43 (11Д112)
Тематическим направ-
лением работ по двига-
телю руководили
заместитель главного
конструктора Н.Д.Пе-
ченкин, ведущий кон-
структор В.С.Анисимов.
Двигатель НК-43 соз-
дан на базе двигателя
НК-15В (11Д52).
Первое испытание
двигателя проведено с
5 октября по 4 ноября
1972 г. Выполнено
шесть пусков с суммар-
ной наработкой 600 с. С
23 февраля по 24 апреля
1973 г. вместо чисто-
вых стендовых испыта-
ний проведены специальные испытания по межведом-
ственному плану трех двигателей НК-43 по три пуска каж-
дый, время работы - 625-633 с. С11 июня по 13 августа
1973 г. проведены официальные межведомственные
стендовые испытания трех серийных двигателей по три
пуска каждый, время работы - 375-378 с.
Надежность двигателя НК-43 проверена при увели-
ченных значениях: тяги - до 221 тс, ресурса - до 1200 с,
числа включений - до 10.
Испытания двигателей НК-33 и НК-43 проводились
на стенде 120 филиала Куйбышевского моторного за-
вода.
ЖРД НК-39 (11Д113) и НК-31 (11Д114) для третьей
и четвертой ступеней
Работы по разработке и созданию двигателей
НК-39 и НК-31 переданы в Куйбышевское конструктор-
ское бюро машиностроения главного конструктора
Н.А.Дондукова. Тематическим направлением работ ру-
ководили главный конструктор Н.А.Дондуков и веду-
щие конструкторы И.С.Синотин, В.И.Черкасов.
Разработка двигателей НК-39 и НК-31 проводилась
в 1969-1973 гг. с участием специалистов ОКБ-2 голов-
ного ОКБ Н.Д.Кузнецова.
ЖРД НК-39 (11Д113). Двигатель НК-39 создан на
базе двигателя НК-19 (11Д53). Первое испытание дви-
гателя проведено с 14 по 26 октября 1970 г. Проведено
пять пусков с суммарной наработкой 1737 с. С 24 марта
по 16 июля 1973 г. вместо чистовых стендовых испы-
таний проведены специальные испытания по межве-
домственному плану пяти двигателей НК-39 по
три-четыре пуска каждый
С 3 октября по 20 но-
ября 1973 г. проведены
официальные межве-
домственные стендо-
вые испытания трех
серийных двигателей
по три пуска каждый,
время работы -1117—
1140 с. Надежность
двигателя НК-39 про-
верена при увеличен-
ных значениях: тяги -
до 45 тс, ресурса - до
3500 с, числа включе-
ний -до 12.
, время работы - 905-1192 с.
ЖРД НК-39 (11Д113)
ЖРД НК-31 (11Д114). Двигатель НК-31 создан на
базе двигателя НК-21 (11Д59). Первое испытание дви-
гателя проведено с 11 по 16 января 1970 г. Проведено
два пуска с суммарной наработкой 552 с. С 22 августа
1972 г. по 25 июля 1973 г. вместо чистовых стендовых
194
Глава 4
ЖРД НК-31 (11Д114)
испытаний проведены специальные испытания по меж-
ведомственному плану трех двигателей НК-31 по три-
семь пусков каждый, время работы - 1346-2272 с.
С 3 по 24 декабря 1973 г. проведены официальные
межведомственные стендовые испытания трех серий-
ных двигателей по три пуска каждый, время работы -
1124-1140 с.
Надежность двигателя проверена при увеличенных
значениях: тяги - до 45,5 тс, ресурса - до 4000 с, числа
включений - до 12.
Испытания двигателей НК-39 и НК-31 проводились
на стенде Куйбышевского моторостроительного завода
им. М.В.Фрунзе.
Двигатели НК-33 имели высокую надежность, кото-
рая была подтверждена большой положительной ста-
тистикой, полученной в процессе стендовой отработки:
221 испытание 76 двигателей в широком диапазоне из-
менения внешних и внутренних факторов, существенно
превышающем требования ТЗ. Надежность многократ-
ного запуска была подтверждена на 24 двигателях с
кратностью повторений запусков до 10 на одном дви-
гателе. При этом параметры процесса запуска при по-
вторных пусках сохранялись стабильными и не
зависели от количества проведенных пусков.
Для подтверждения надежности был разработан
и внедрен в практику испытаний комплекс высоко-
эффективных измерительных и диагностических
средств анализа быстропротекающих динамических
процессов. Были применены методы детального ма-
тематического и гидродинамического моделирования
нестационарных режимов работы двигателей, а также
методы искусственного физического воспроизведе-
ния при стендовых испытаниях различных предпола-
гаемых (даже маловероятных) причин отказов
двигателей. Ни один из проявившихся дефектов не
оставался без исследования, проведения устраняю-
щих мероприятий и проверки их эффективности в
ужесточенных условиях. Например, проводились ис-
пытания с забрасыванием на вход в кислородный
насос работающего двигателя больших порций ме-
таллической стружки, целых комплектов крепежных
деталей (винтов, гаек), больших кусков грубой про-
тирочной ткани (размером 60 х 60 см) и др. Все это
не приводило к аварийным исходам испытаний. Даже
резкое, ударное перерезывание («гильотинирова-
ние») с помощью специального устройства входного
трубопровода горючего на работающем двигателе не
приводило к взрыву и пожару, а вызывало лишь
плавное прекращение рабочего процесса с сохране-
нием работоспособности двигателя при последующих
пусках. Полученные результаты свидетельствовали о
высокой надежности и чрезвычайно большой живу-
чести доведенной конструкции двигателей и вызы-
вали глубокое удовлетворение у всех участников
работ.
Двигатели НК-33 и НК-43 подвергались не только
контрольно-выборочным испытаниям, но и конт-
рольно-сдаточным. Это оказалось возможным благо-
даря многоразовости запуска двигателей, допускавшей
проведение контрольных пусков без последующих пе-
реборок. Однако модифицированные двигатели НК-33
и НК-43, успешно прошедшие весь комплекс доводоч-
ных испытаний, в летных условиях не испытывались,
что было, по-нашему мнению, большой стратегической
ошибкой, отбрасывающей российское ракетостроение
на много лет назад. Вот мнение одного из участников
совещания в ЦК КПСС по вопросу «судьба Н1 и лунной
программы» -д.т.н., профессора, директора ЦНИИмаш
Ю.А.Мозжорина: «Возможно, в экономическом и поли-
тическом плане проект высадки нашего космонавта на
Луну и потерял свою актуальность. Повторять амери-
канцев - это значит перед всем миром расписаться в
нашем отставании от них. Но что касается самого но-
сителя Н1, то зачем же останавливать его доводку до
кондиции? Ведь спутники с каждым годом тяжелеют.
Придет время, и такой носитель нам все равно понадо-
бится! Бросим Н1 на полпути - тогда на разработку
новой ракеты такой же грузоподъемности понадобится
больше времени и средств... Работу над Н1 следует
продолжить!»
17 мая 1974 г. Совет обороны принял ряд решений:
прекратить работы по Н1, В.П.Мишина освободить от
занимаемой должности, В.П.Глушко назначить руково-
195
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
дителем нового научно-производственного объедине-
ния, Н.Д.Кузнецову сосредоточиться на авиационной
технике. Николай Дмитриевич глубоко переживал. На
заседании у секретаря ЦК КПСС Д.Ф.Устинова он поз-
волил себе фразу: «Помимо власти надобно и голову
иметь!» - и вышел, хлопнув дверью. К счастью, Нико-
лай Дмитриевич не уничтожил двигатели, как было
приказано «сверху».
Информационное отступление
Материалы архива пресс-службы УФСБ России по
Самарской области.
«С середины 1960-х гг. в непосредственной близо-
сти от уникальных стендов по испытанию лунных дви-
гателей началось строительство автозавода в Тольятти.
Там появилось множество иностранцев, и среди них
были специалисты не только по легковым автомоби-
лям. .. НК-33, НК-43 - фактически памятник чекистам
того поколения, которые смогли обеспечить безопас-
ность и секретность важнейшей государственной про-
граммы.
Для лунной ракеты все четыре старта 1969-1972 гг.
закончились авариями. Неудачи первых пусков знали
разработчики всех ракет, только «Энергия» благопо-
лучно стартовала с первого раза. Однако лунной ракете
и ее модификациям шанса обрести космическую
судьбу больше не дали. В мае 1974 г. работы по лунной
программе были прекращены.
То, что ракета того или иного конструктора не про-
шла летно-конструкторские испытания или какая-то
модификация признана неудачной - события для раз-
работчиков очень неприятные, но таковы суровые за-
коны поиска и создания нового. При этом удачные
элементы или системы получают развитие в других
проектах, т.е. сохраняется преемственность разрабо-
ток, экономятся средства и время. В случае с лунной
ракетой было по-другому: Генеральный конструктор
В.П.Глушко решил не просто закрыть программу, но
уничтожить до основания все созданное.
Четверть века назад сотрудники Куйбышевского
управления КГБ могли бы сказать: «И лунную ракету,
и двигатели очень жаль. Но решение о закрытии про-
граммы и списании техники готовили не мы, принято
оно на самом высоком уровне. И, если руководство
страны так решило, мы-то здесь при чем?» Однако для
того поколения куйбышевских чекистов была ясна не-
обходимость защиты интересов страны в сфере на-
учно-технического прогресса, и потому смелая акция
сотрудников Куйбышевского областного управления
КГБ сохранила для нашей страны технологии, равных
которым в мире нет до сих пор... Чекистам пришлось
принимать кардинальное решение, которое шло враз-
рез с умонастроениями самых высоких партийно-го-
сударственных структур!
Это был фактический протест против решения Ге-
нерального конструктора В.П.Глушко, который сумел
убедить в своей правоте Генерального секретаря ЦК
КПСС Л.И.Брежнева. Но авторитет КГБ и его руководи-
теля Юрия Владимировича Андропова был в то время
очень высок. Вероятно, он и решил окончательную
судьбу двигателей «НК».
Когда же спустя 25 лет спасенные лунные двига-
тели произвели фурор на мировом рынке авиакосми-
ческой техники, стало ясно, каким печальным для
страны и космической отрасли оказался итог столкно-
вения самолюбия людей, в техническом отношении ис-
ключительно талантливых, но слишком легко
относившихся к большим государственным деньгам.
А это означает, что куйбышевские чекисты 1970-х гг.
одержали исключительно важную победу-нравствен-
ную».
Академики страны также фактически выступили с
протестом против решения Генерального конструктора
академика АН СССР В.П.Глушко и Генерального секре-
таря ЦК КПСС Л.И.Брежнева, когда 26 ноября 1974 г.
Общим собранием Академии наук СССР Н.Д.Кузнецова
избрали действительным членом (академиком).
При обсуждении кандидатуры Николая Дмитрие-
вича на трибуну поднялся старейший советский кон-
структор авиадвигателей АА.Микулин: «Я восхищаюсь
конструкторским талантом и партийной принципиаль-
ностью Кузнецова...» Очень немногие в зале знали, что
академик А.А.Микулин двадцать с лишним лет назад
был на той самой комиссии, что записала в своем за-
ключении: «Двигатель ТВ-12 (НК-12) создать невоз-
можно... Дальнейшие разработки следует считать
нецелесообразными».
И чекисты, и академики продемонстрировали, что
можно и должно служить интересам государства даже
вопреки сановным решениям и ведомственным амби-
циям.
Стендовая доводка ЖРД
За весь период испытаний двигателей НК-33 от на-
чала отработки (декабрь 1969 г.) до прекращения работ
по двигателям (январь 1977 г.) в общей сложности был
испытан 191 двигатель, на которых выполнено 469 за-
пусков с суммарной наработкой 44393 с и 42 двига-
теля НК-43 (с высотным соплом), на которых
проведено 92 испытания с суммарной наработкой 8600 с.
Суммарная наработка при успешных ресурсных ис-
пытаниях серийных двигателей-прототипов составила
43560 с. Таким образом, суммарная наработка, под-
тверждающая надежность двигателя НК-33, состав-
ляет 96000 с.
Максимальное число пусков на одном двигателе
без съема со стенда равно 16. Двигатель К-004 нара-
196
Глава 4
ботал 4,5 ч без съема со стенда, двигатель К-005 - 3 ч,
двигатель Ф-002/2 -1,4 ч, а двигатель К-007/2 -1,5 ч.
Восемь раз производился демонтаж-монтаж газо-
генератора без съема двигателя со стенда. Все испы-
тания были без последствий. Демонтаж ГГ позволяет
сделать оценку технического состояния внутренних по-
лостей ГГ, соплового аппарата, рабочего колеса тур-
бины, выполнить инструментальный контроль тел
качения в подшипнике СА.
Возрождение ЖРД НК-33
Работы по возрождению двигателя НК-33 осу-
ществляются на предприятии по двум направлениям:
в рамках зарубежного контракта по программе стартов
ракеты-носителя среднего класса «Антарес» (США) с
двумя модифицированными ЖРД AJ26-62/HK-33 на
первой ступени и реализации отечественного проекта
по запуску РН легкого класса «Союз-2-1 в» с модифи-
цированным ЖРД НК-33 на первой ступени.
Двигатель AJ26-62/HK-33
10 апреля 1991 г. на международной выставке
«К звездам» (г. Москва), посвященной 30-летию по-
лета Юрия Гагарина в космос, впервые открыто экспо-
нировались жидкостные ракетные двигатели НК-33 и
НК-31. Двигателем НК-33 заинтересовались специали-
сты корпорации «Аэроджет-Дженерал» (США).
7 апреля 1992 г. в Москве состоялась первая
встреча Н.Д.Кузнецова с ответственным представите-
лем корпорации «Аэроджет-Дженерал» Д.Томсоном.
Прошли первые переговоры о возможной совместной
деятельности в области жидкостных ракетных двига-
телей. 7 декабря того же года в г. Сакраменто (США)
главные конструкторы В.С.Анисимов и В.Н.Орлов под-
писали протокол переговоров о сотрудничестве СГНПП
«Труд» и корпорации «Аэроджет-Дженерал», 12 де-
кабря 1992 г. в г. Самара Н.Д.Кузнецов утвердил про-
токол переговоров.
6 июля 1993 г. с корпорацией «Аэроджет-Джене-
рал» заключен «Договор о сотрудничестве по приме-
нению ЖРД НК-33 на зарубежных ракетах-носителях».
Согласно договору, в США (г. Сакраменто, штат Кали-
форния) в 1995 г. проведены успешные огневые стен-
довые испытания двигателя НК-33 произв. номер 026М
(пять пусков с суммарной наработкой 410 с в диапа-
зоне тяги от 88 до 175 тс), а в 1998 г. - двигателя НК-33
произв. номер 014М (шесть пусков с суммарной нара-
боткой 524 с в диапазоне тяги от 73 до 164,3 тс). (Ис-
пытания двигателей 026М и 014М проведены в США
без переборки после длительного хранения в склад-
ских условиях в течение 23 и 26 лет соответственно.)
Испытания проводились с целью подтверждения воз-
можности использования двигателя НК-33 на ракете-
носителе «Антарес» (ранее «Таурус II»),
В подготовке и проведении этих испытаний актив-
ное участие принимали и российские специалисты:
В.С.Анисимов, В.В.Харламов, И.П.Косицын, ВАКозлов,
Ю.П.Козьмин, В.Н.Пятаев, В.И.Волков, А.Н.Бутаров,
Д.Г.Федорченко, Ю.А.Бажмин, А.К.Шепотько, В.П.Да-
нильченко, Г.А.Игнатов, А.И.Иванов, С.В.Анисимов,
Е.П.Кочеров, В.В.Дунин, В.А.Морякин, В.Л.Санин,
А.И.Солдатов, В.Г.Шамин, А.И.Чернышев, Ю.М.Чухин,
В.В.Плеханов, В.И.Сафонов.
10 ноября и 17 декабря 2010 г., 8 февраля 2011 г.
в Центре космических исследований имени Стенниса
НАСА в США проведены успешные огневые стендо-
вые испытания ЖРД AJ26-62/HK-33. 3 ноября 2011 г.
ответственный представитель корпорации «Аэро-
джет-Дженерал» Peter Cova и главный конструктор
ОАО «Кузнецов» В.П.Данильченко подписали прото-
кол о дальнейшем сотрудничестве. Первый пуск РН
«Антарес» в США состоялся 22 апреля 2013 г., вто-
рой-18 сентября 2013 г., третий - 9 января 2014 г.,
четвертый -13 июля 2014 г. РН «Антарес» во время
2-4-го пусков обеспечила штатную доставку грузов
кораблем «Сигнус» на Международную космиче-
скую станцию.
По оценке американских специалистов корпорации
«Аэроджет-Дженерал», «НК-33 является самым на-
дежным из всех существующих двигателей, работаю-
щих на жидком кислороде и керосине, и
демонстрирует максимальное отношение тяги к
массе».
Модифицированный ЖРД НК-33
18 февраля 2010 г. подписан договор с ФГУП
ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс» (ныне АО «РКЦ «Прогресс»)
об адаптации ЖРД НК-33 на ракету-носитель легкого
класса «Союз-2-1 в». Работой по адаптации модифи-
цированного двигателя НК-33 руководят главный кон-
структор В.П.Данильченко, заместители главного
конструктора - И.С.Синотин, А.Ю.Деев, ведущий кон-
структор - В.В.Васильев; руководители производства
ракетных двигателей - И.Л.Фирман, В.А.Моденов,
А.А.Бурнаевский; руководители и инженеры испыта-
тельного комплекса - ВАКарповский, Р.М.Шамсутди-
нов, В.А.Горлов, ОА.Пауткин, С.М.Токмаков,
С.В.Кирикеев. Координацию работ по адаптации ЖРД
НК-33 выполняют Объединенная двигателестроитель-
ная корпорация и исполнительный директор ПАО «Куз-
нецов» Н.И.Якушин.
28 декабря 2013 г. с космодрома Плесецк впервые
стартовала РН «Союз-2-1 в» с модифицированным
двигателем НК-33. Ракета-носитель вывела космиче-
ский аппарат «Аист» на запланированную орбиту. Вто-
рой пуск РН «Союз-2-1 в» состоялся 5 декабря 2015 г.,
третий - 23 июня 2017 г. Сотрудничество с АО «РКЦ
«Прогресс» в настоящее время продолжается.
197
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Табл. 1
Характеристики ЖРД НК-15, НК-15В, НК-19, НК-21
Двигатель	НК-15 (11Д51)	НК 15В (11Д52)	НК-19 (11Д53)	НК 21 (11Д59)
Год создания	1967	1967	1967	1967
Тяга у Земли, тс	154			
Тяга в пустоте, тс		178	41	41
Удельный импульс тяги в пустоте, с	331	346	352	353
Давление в камере сгорания, кгс/см2	148,3	148,3	93,8	93,8
Удельная масса, кг/тс	7,28	6,95	12,78	16,72
Время работы в полете, с	120-140	120-155	400	550
Стендовый ресурс, с	168	169	413	563
Серийное производ- ство, гг.	1965-1971	1967-1970	1964-1970	1965-1970
Табл. 2
Характеристики ЖРД НК-33, НК-43, НК-39, НК-31
Двигатель	НК-33 (11Д111)	НК-43 (11Д112)	НК 39 (11Д113)	НК-31 (11Д114)
Год создания	1972	1973	1973	1973
Тяга у Земли, тс	154			
Тяга в пустоте, тс	171,5	179	41	41
Удельный импульс тяги в пустоте, с	331	346	352	353
Давление в камере сгорания, кгс/см2	148,3	148,3	93,8	93,8
Удельная масса, кг/тс	8,1	7,6	14,25	17,6
Время работы в полете, с	120-150	120-155	380	550
Стендовый ресурс, с	365	365	1140	1140
Серийное производ- ство, гг.	1971-1974	1972-1974	1972-1974	1973-1974
198
Глава 4
К/В.Нлатшисоб
ОКБ имени АЛюльки
ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Д-57
А.М Люлька
Обеспечение ракетно-
космических программ тре-
бовало все более и более
мощных силовых двига-
тельных установок, способ-
ных нести возрастающие
полезные нагрузки: ядер-
ные заряды, спутники, авто-
матические станции, нужны
новые высокоэффективные
топливные компоненты.
Уже созданы жидкостные
ракетные двигатели, где в
качестве окислителя исполь-
зуется жидкий кислород, а горючее - керосин.
В США, позднее и в СССР ученые, специалисты
приходят к выводу о целесообразности применения
в качестве горючего жидкого водорода, самого вы-
сокоэффективного и экологичного компонента в со-
единении с жидким кислородом. В конце 1959 г. КБ
А.М.Люльки получает задание на разработку ЖРД на
криогенных компонентах О2ж+Н2ж на тягу 25 т. Этому
изделию присваивается индекс Д-54.
В это время практически отсутствовала информация
по свойствам жидкого водорода, материалам, совмести-
мым с этим компонентом, не было методик расчета ра-
бочих процессов, средств измерения и, главное,
необходимой промышленной и экспериментальной базы
для обеспечения поузловой доводки и испытания дви-
гателя в целом. Это был период, когда необходимо было
создать научно-исследовательский и опытно-конструк-
торский задел по двигателю, без которого было невоз-
можно продвигаться к реальному двигателю. Именно
в это время КБ начало широко сотрудничать с ведущими
отраслевыми и академическими институтами
страны, такими как НИИТП, ЦИАМ, ГИПХ, ВИАМ,
НИАТ, НИИХИММАШ и особенно с КБ А.М.Исаева, где
также начались работы, связанные с жидким водородом.
По решению правительства С.П.Королев начинает
разрабатывать проект отечественного лунного комплекса
Н1-ЛЗ. Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров
СССР от 24 сентября 1962 г. коллективу А.М.Люльки
было поручено создать кислородно-водородный ЖРД
тягой 40 т с одноразовым запуском для ракетного блока
«В» (третья ступень) ракеты-носителя Н-1. Это изделие
получило индекс Д-57. Такой же ЖРД под индексом Д-56
на тягу 7,5 т с многоразовым включением для ракетного
блока «Р» носителя Н-1 было поручено разработать кол-
лективу КБ А.М.Исаева. Два коллектива, объединенных
общей работой и тесной творческой дружбой Главных
конструкторов, приступили к выполнению этого ответ-
ственного задания, щедро делились опытом и знаниями
ОКБ имени А.М.Люльки
199
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
ЖРДД-57М
в процессе разработки и ис-
пытаний этих двигателей.
Сжатые сроки, установ-
ленные на создание двига-
теля, требуют усиления
организации и активизации
работ, и Архип Михайлович
Люлька добивается перевода
на свое предприятие и на-
значает главным конструк-
тором по Д-57 Михаила
Афанасьевича Кузьмина,
работавшего в Куйбышеве
(г. Самара) на фирме Н.ДКуз-
нецова и руководившего там
работами по кислородно-ке-
росиновому ЖРД НК-33.
Талантливый конструк-
тор, обладающий большим
производственным и орга-
низационным опытом, М.А.Кузьмин энергично вклю-
чился в работу. Им был выбран новый вариант схемы
двигателя и сформулирован окончательный облик Д-57.
Новая схема позволила при неизменных давлениях за
основными насосами поднять давление в камере сго-
рания и газогенераторе. Это мероприятие позволило не
только уменьшить габариты и массу, но и улучшить ха-
рактеристики двигателя.
Началась поузловая доводка двигателя на времен-
ном стенде в НИИХИММАШ под Загорском (ныне Сер-
гиев Посад) сначала с применением газообразного
водорода и жидкого кислорода, а затем и с использо-
ванием жидкого водорода, доставляемого в специ-
альных резервуарах на перевозных тележках.
В ГИПХе под Ленинградом (ныне Санкт-Петербург)
были проведены важные исследования по смесеобра-
зованию и охлаждению на моделях камер сгорания и
газогенератора, а в ЦИАМ (г. Москва) - исследования
по характеристикам турбонасосных агрегатов и агрега-
тов управления.
Была расширена производственная кооперация
фирмы с серийными заводами. В Куйбышеве завод «Ме-
таллист» освоил производство камер сгорания, а завод
им. Фрунзе -турбонасосных агрегатов, Омский завод им.
Баранова - литье для турбонасосных агрегатов.
В НИИХИММАШ к концу 1987 г. были завершены
работы по сооружению капитальных испытательных
стендов для поузловой доводки и изделия в целом с га-
зодинамической трубой. Были введены в строй храни-
лища жидких водорода и кислорода, а в г. Чирчек
(Узбекистан) налажено производство жидкого водо-
рода в больших объемах. Все это позволило резко уве-
личить темпы доводки двигателя и количество пусков,
а также их продолжительность.
В 1972 г. на 15 двигателях были проведены испы-
тания по плану «Завершающие конструкторские ра-
боты», причем эта программа была близка к программе
межведомственных испытаний. Всего к этому пе-
риоду было изготовлено 105 двигателей, произве-
дено 470 пусков с суммарной наработкой 53000 с.
Максимальная наработка на одном двигателе превы-
сила 5000 с., а количество запусков -11.
К сожалению, работы по программе Н-1ЛЗ к концу
1975 г. были практически прекращены в связи с неудач-
ными стартами ракетоносителя Н-1. КБ А.М.Люльки,
имея солидный запас материальной части, еще некоторое
время продолжало работы по совершенствованию и
улучшению технических возможностей двигателя. Так,
была разработана и успешно прошла горячие испытания
модификация Д-57М с выдвижным соплом.
Двигатель Д-57 имел следующие характеристики:
номинальная тяга - 40 тс; номинальный удельный им-
пульс - 456,5 кгос/кг; масса - 840 кг.
Последний же запуск Д-57 на стенде В-2 в НИИХим-
маше состоялся 27 июля 1977 г. Большой объем про-
веденных работ по Д-57 позволил получить важнейший
исследовательский материал, который в дальнейшем
лег в основу расчетных методик и технологий, передан-
ных в КБХА (г. Воронеж) на начальном этапе разра-
ботки создаваемого там кислородно-водородного
двигателя РД-0120 для универсальной космической си-
стемы «Энергия» с кораблем многоразового примене-
ния «Буран». Это позволило КБХА избежать многих
ошибок, сократить сроки создания РД-0120 и сущет-
венно снизить стоимость его разработки.
Опыт, накопленный в процессе работы по Д-57, помог
конструкторскому коллективу успешно создать малораз-
мерные энергетические двигателя РТВД-14 и ТП-22 для
привода насосов гидросистем «Энергии» и корабля
«Буран». И эти изделия способствовали успешному пер-
вому и, как оказалось, последнему полету в космос «Энер-
гии» и возвращению на землю «Бурана» 15 ноября 1988 г.
РТВД-14
200
Глава 4
'f.A.CcucoMiS-
ЖИДКОСТНЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ,
СОЗДАННЫЕ ОКБ-1 - ЦКБЭМ - НПО «ЭНЕРГИЯ» -
РКК «ЭНЕРГИЯ» ИМ. С.П.КОРОЛЕВА
Объединенная двигательная установка
орбитального корабля «Буран». 1976-1988гг.
Назначение и состав
В1976 г. руководством страны было принято поста-
новление о создании в СССР многоразовой ракетно-
космической системы «Буран», способной
противостоять американской системе «Спейс Шаттл».
Это постановление было продиктовано обстановкой хо-
лодной войны, нагнетаемой против Советского Союза.
Двигательное и энергетическое обеспечение функцио-
нирования ОК «Буран» в полете, возложенное на НПО
«Энергия», было предметом жарких споров. Корабль
создавался в то время, когда шаттл уже летал. Было
много сторонников воспроизведения американских ре-
шений. Однако двигателисты НПО «Энергия» настаи-
вали: если отечественный корабль создается позднее,
он должен быть совершеннее.
В отличие от ДУ американского шаттла, работаю-
щей на агрессивных и токсичных компонентах топлива -
четырехокиси азота и монометилгидразине, было пред-
ложено создавать двигательную установку для «Бу-
рана», работающую на жидком кислороде -
углеводородном горючем. Это позволяло существенно
повысить энергетические возможности ОК и сделать
его эксплуатацию безопасной и экологически чистой.
В основу предложения был положен опыт НПО «Энер-
гия», приобретенный в процессе работ над созданием
кислородно-углеводородных разгонных блоков и дви-
гателей, обладающих свойством многократного
включения в полете.
Благодаря поддержке генерального конструктора
НПО «Энергия» академика В.П.Глушко и организа-
ционно-технической деятельности Министерства об-
щего машиностроения во главе с С.А.Афанасьевым,
О.Д.Баклановым и В.Х.Догужиевым, впервые в миро-
вой практике удалось создать двигательную установку
космического аппарата, работающую на криогенном
окислителе (жидком кислороде) и отечественном син-
тетическом углеводороде (синтине).
Позже, в середине 1999-х гг., стало известно, что
американцы при разработке проекта «Спейс Шаттл»
Функционирование ОДУ в штатной (а) и в нештатных (б) ситуациях: 1 - стабилизация связки ОК-PH;
2 - разделение ОК и PH; 3 - довыведение на опорную орбиту; 4 - динамические операции РОУ (ориентация,
стабилизация, стыковка и т п.); 5 - орбитальное маневрирование; 6 - сход с орбиты; 7 - управление спуском;
8 - экстренное отделение ОК от PH в нештатной ситуации, а также резервная возможность включения ОДУ на
активном участке (для использования свободного объема баков); 9 - выработка топлива при аварийном
возвращении; 10- аварийное разделение ОК и PH и управление спуском
201
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
также рассматривали возможность использования
жидкого кислорода. Однако они посчитали реализацию
такого решения риском высокой степени и отказались
от него.
Объединенная двигательная установка, созданная
специалистами НПО «Энергия», являлась одной из ос-
новных бортовых систем ОК «Буран» и предназнача-
лась для выполнения всех динамических операций
в полете.
Разработку, изготовление и отработку ОДУ осуществ-
ляло НПО «Энергия» с участием большого числа смежных
организаций и предприятий СССР. В частности, работы по
двигателям ориентации были поручены НИИмаш (г. Ниж-
няя Салда), по управляющим двигателям - УКВЗ (г. Усть-
Катав), по системе переохлаждения кислорода -
предприятию «Уралкриогенмаш» (г. Нижний Тагил). Для
комплексной экспериментальной отработки ОДУ вблизи
г. Приморска Ленинградской области построили специ-
альные стенды. На полигоне Байконур был создан стенд
для комплексных предполетных и межполетных огневых
испытаний ОДУ в составе ОК «Буран».
В штатном (безаварийном) полете двигатели ОДУ
обеспечивают стабилизацию ОК в связке с РН (с мо-
мента включения второй ступени), разделение ОК и РН,
довыведение ОК на рабочую орбиту (двумя импуль-
сами), стабилизацию и ориентацию ОК, орбитальное
маневрирование, сближение и стыковку с другими КА,
торможение, сход с орбиты и управление спуском.
В нештатных ситуациях, т.е. при авариях на актив-
ном участке, двигатели ОДУ используются в первую
очередь для ускоренной выработки топлива перед от-
делением от РН с целью восстановления необходимой
центровки ОК (топливо может вырабатываться и после
отделения от РН).
В случае экстренного отделения предусматривается
срабатывание специальных пороховых двигателей ОДУ.
Объединенная двигательная установка как бортовая си-
стема обеспечивает, кроме чисто динамических задач,
тепловое саморегулирование, самоконтроль и аппара-
турное самообеспечение, огневые проверки, связь ОК
с наземными системами, а также интеграцию с систе-
мой электропитания по хранению и подаче жидкого
кислорода.
Решающее влияние на технический облик ОДУ ока-
зал выбор топливных компонентов - окислителя и го-
рючего. Впервые в мировой практике для двигательной
установки КА используются криогенный окислитель -
жидкий кислород - и горючее - некриогенный синте-
тический углеводород синтин с повышенной эффек-
тивностью. Это существенно повысило энергетические
возможности ОК и одновременно сделало его эксплуа-
тацию более безопасной и экологически чистой (это
особенно важно для многоразового транспортного
средства). Использование кислорода позволяет связать
ОДУ с такими бортовыми системами, как СЖО и СЭП.
Использование криогенного окислителя потребовало
принципиально новых, ранее не применявшихся схем-
ных и конструктивных решений.
Техническое своеобразие ОДУ по сравнению с дру-
гими отечественными и зарубежными разработками во
многом определяется повышенными требованиями к
безопасности и надежности (принцип «двух отказов»),
многократностью использования, участием в выходе из
нештатных ситуаций, изменением ориентации перегру-
зок при входе ОК в атмосферу и другими особенно-
стями. Важной конструктивной особенностью ОДУ
является блочное (модульное) построение, что позво-
лило широко использовать автономную отработку бло-
ков, их замену при необходимости и т.п.
Значительная часть технических новшеств при соз-
дании ОДУ связана с большим влиянием массы топ-
лива на центровку ОК как крылатого летательного
аппарата, а также со специфическими требованиями к
ОДУ как элементу многоразовой космической системы
(повышенный ресурс, многоразовость, увеличенные
нагрузки, операционная гибкость и др.).
Табл. 1
Дополнительные функции двигательных установок ОК «Буран» и ОС «Спейс Шаттл»
Функция	«Буран»	Спейс Шаттл»
Тепловое саморегулирование (теплоноситель - горючее)	+	-
Аппаратурное самообеспечение (БЦВК, блоки управления подсистемами, преобразователи)	+	-
Хранение и подача кислорода в СЭП	+	-
Обеспечение связей с наземными системами	+	-
Самоконтроль (средства технической диагностики и контроля)	+	+
Проведение предполетных огневых испытаний с очисткой полостей горючего	+	-
202
Глава 4
В состав ОДУ входят:
-	два двигателя орбитального маневрирования с
тягой по 9000 кг, пустотным удельным импульсом тяги
362 с и числом включений до 15 за полет;
-	38 управляющих двигателей с тягой по 400 кг,
удельным импульсом 275-295 с (в зависимости от на-
значения) и числом включений до 2000 за полет;
-	восемь двигателей точной ориентации с тягой по
20 кг, удельным импульсом 265 с и числом включений
до 5000 за полет;
Размещение двигателей и блоков ОДУ на ОК: 1 - БДУ-Л;
2,11- двигатели ориентации (по 4 шт.); 3 - управляющие
двигатели по осям +Х (2 шт.), ±Y (6 шт.), +Z (4 шт.);
4 - дополнительный бак горючего; 5 - блок двигателей
управления носовой; 6-двигатели экстренного отделения
(4 шт.); 7 - управляющие двигатели по осям -X (3 шт.), + Y
(4 шт.), -Y (3 шт.), ±Z (4 шт.); 8 - транскорабельные магист-
рали; 9 - дополнительный бак окислителя; 10 - управляющие
двигатели по осям +Х (2 шт.), +Y (6 шт.), -Z (4 шт.);
12 - блок двигателей управления правый (БДУ-П);
13 - базовый блок; 14 -двигатели орбитального
маневрирования (маршевые)
-	четыре твердотопливных двигателя экстренного
отделения с тягой по 2800 кг и суммарным импульсом
тяги по 3500 кг«с.
Двигатели ОДУ на 0К размещаются с учетом решае-
мых ими задач. Так, двигатели управления, располо-
женные в носовой и хвостовой частях фюзеляжа,
обеспечивают координатные перемещения ОК по всем
осям и управление его положением в пространстве. Ра-
боту жидкостных ракетных двигателей и подачу в них
топлива обеспечивают:
-	топливные баки (основные, вспомогатель-
ные и дополнительные) со средствами наддува,
заправки, термостатирования, забора жидкости в
невесомости и т.п.;
-	средства подачи компонентов топлива к дви-
гателям управления, включая средства газифи-
кации жидкого кислорода;
-	средства поддержания температурного ре-
жима окислителя и горючего, а также элементов
конструкции;
-	топливная и газовая арматура и трубопро-
воды;
-	приборы, датчики и кабели систем управле-
ния и бортовых измерений.
Все агрегаты и элементы различных систем
объединены в конструктивные блоки, состав ко-
торых определяется принципом модульности и
подчиняется требованиям конструктивного един-
ства, удобства отработки, монтажа и эксплуата-
ции.
Для размещения дополнительных баков окис-
лителя и горючего решающими являются требо-
вания центровки 0К.
Основные проектно-конструкторские решения
В ходе создания ОДУ было решено несколько
сложных научно-технических проблем, в основ-
ном связанных с использованием жидкого кис-
лорода, а также особенностями места и роли ОДУ
среди других систем 0К. Основные проектные ре-
шения были найдены на базе следующих прин-
ципиальных положений:
-	размещение всего запаса жидкого кисло-
рода для маршевых и управляющих двигателей и
его хранение в едином теплоизолированном баке
при низком давлении (использование глубокоох-
лажденного до -210 °C кислорода и активных
средств его перемешивания позволило избежать
потерь на испарение в полете в течение 15-20 сут.
без применения холодильной машины);
-	питание двигателей управления газифици-
рованным кислородом, получаемым в специ-
альном газогенераторе (газификаторе) при
сжигании в кислороде небольшой доли горючего;
203
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Упрощенная схема пневмогидравлической системы: А-из дополнительного блока окислителя;
Б-к системе электропитания; В-из дополнительного блока горючего.
1 - БДУ-Л; 2 - бак горючего; 3,8- баки горючего РСУ; 4 - бустерный насос окислителя;
5 - турбонасос блока газификации окислителя; 6 - насос окислителя; 7 - насос подачи окислителя в СЭП;
9 - БДУ-Н; 10,14 - ресиверы газифицированного кислорода;
11 - соединительные (транскорабельные) магистрали; 12 - бак окислителя;
13- баллоны газа наддува и управления (баллоны гелия); 15 - БДУ-П; 16 - насос горючего;
17-двигатели орбитального маневрирования (маршевые).
I - жидкий окислитель; II - газифицированный окислитель; III - горючее; IV - газ наддува и управления
204
Глава 4
-	забор жидких топливных компонентов в условиях,
близких к невесомости, с помощью специальных за-
борных устройств на базе мелкоячеистых (капилляр-
ных) сетчатых блоков, расположенных в нижних частях
баков;
-	применение в двигателях управления электриче-
ского зажигания, охлаждения газообразным кислоро-
дом и избыточного содержания кислорода в камере
для исключения образования сажи;
-	увеличение мощности маршевого двигателя (тяга
9000 кг), что позволяет использовать его для ускорен-
ной выработки топлива в нештатных ситуациях, а в пер-
спективе - для повышения общей эффективности МКС
за счет включения на активном участке;
-	поддержание теплового режима ОДУ в нормаль-
ном диапазоне собственными средствами (практически
автономно от СОТР) за счет циркуляции горючего в теп-
лообменном контуре, включающем основной бак;
-	совмещение профилактической послеполетной
очистки внутренних полостей ОДУ с огневыми конт-
рольными испытаниями на технологическом горючем
(бензине), проводимыми при межполетном обслужи-
вании;
-	интеграция ОДУ со смежными системами, в част-
ности с СЭП по средствам подачи и хранения жидкого
кислорода;
-	использование при длительных (до 30 сут.) поле-
тах микрокриогенной холодильной машины с мини-
мальным электропотреблением;
-	включение в состав ОДУ устройств связи с СК, а
также элементов смежных систем и конструкций.
Пневмогидравлическая система ОДУ
Пневмогидравлическая система ОДУ обеспечивает
работу всех элементов (двигателей, агрегатов подачи,
средств управления и контроля), а также хранение ком-
понентов топлива в полете. Основными исполнитель-
ными органами системы являются электрические,
пневматические и гидравлические клапаны, которые
включают все агрегаты, а также управляют потоками
жидкостей и газов, необходимых для работы ОДУ.
Основным рабочим телом пневмогидросистемы яв-
ляется газообразный гелий, который хранится в шаро-
вых баллонах, погруженных в бак окислителя для
снижения температуры заправляемого гелия и умень-
шения объема баллонов. Управление работой пневмо-
гидравлической системы осуществляется датчиками,
контролирующими срабатывание исполнительных ор-
ганов, изменение давления и температуры и т.д.
Последовательность и логика работы клапанов
определяются программой и алгоритмами, заложен-
ными в БЦВМ и в системах управления и технической
диагностики. Значительная часть аппаратуры системы
управления включена в состав ОДУ (блоки управления
средствами терморегулирования, приборы системы
аварийной защиты, БЦВМ, регуляторы соотношения
компонентов топлива и т.п.).
Основные режимы работы пневмогидравлической
системы определяются включением в работу маршевых
или управляющих двигателей, а дежурные режимы - их
готовностью к включению.
Работа пневмогидравлической системы
При включении маршевого двигателя. При штатной
работе ОДУ всегда включается только один из марше-
вых двигателей - ДОМ, второй является резервным.
Для запуска маршевого двигателя с помощью двух
управляющих двигателей в течение 20-25 с создается
предварительная осевая перегрузка, составляющая
0,001, под действием которой жидкости в топливных
баках приливают к выходным (разделительным) кла-
панам; после открытия разделительных клапанов за-
пускаются топливные насосы предварительной
подкачки (преднасосы), расположенные непосред-
ственно на баках, и начинается процесс запуска двига-
теля.
В процессе работы маршевого двигателя топливные
баки наддуваются гелием, который перед подачей в бак
горючего предварительно подогревается в регенера-
торе тепла. В баках поддерживается необходимое для
работы преднасосов давление.
В целях экономии гелия при последнем включении
маршевого двигателя за полет (при выдаче тормозного
импульса) для наддува бака окислителя используется
газообразный кислород, который газифицируется в
специальном теплообменнике, расположенном на дви-
гателе. После выработки маршевым двигателем задан-
ного импульса тяги он отключается, закрываются
разделительные клапаны и прекращается наддув баков.
При включении двигателей управления. Двигатели
управления питаются окислителем от ресиверов, в ко-
торых находится газифицированный кислород при вы-
соком (2,45-4,9 МПа) давлении. Перед первым
включением (при заправке) ресиверы заполняются га-
зообразным кислородом под максимальным давле-
нием, запаса которого хватает на работу одного
управляющего двигателя в течение 20-25 с (одновре-
менно могут работать до десяти управляющих двига-
телей, при этом время выработки газа соответственно
сокращается).
При падении давления в ресиверах по команде сиг-
нализатора, настроенного на давление 2,94 МПа, вклю-
чается в работу блок газификации окислителя, который
представляет собой турбонасосный агрегат, располо-
женный непосредственно на баке окислителя, отделен-
ный от него разделительным клапаном. Жидкий
кислород, пройдя через насос, где его давление повы-
205
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
шается до 78,4 МПа, попадает в газогенератор, в кото-
ром смешивается с малым расходом горючего, пода-
ваемого электронасосом (соотношение компонентов
100:1), и полученная смесь воспламеняется. В резуль-
тате горения на выходе газогенератора образуется га-
зифицированный кислород с примесью углекислого
газа, паров и капель воды при температуре около 60 °C.
Жидкая фаза сепарируется и выбрасывается за борт.
Полученный продукт газификации поступает на тур-
бину, а затем в ресивер.
Если расход газа из ресиверов превышает его по-
ступление из блока газификации (это происходит,
когда одновременно работают более пяти управляющих
двигателей), по команде сигнализатора, настроенного
на давление 2,45 МПа, включается второй блок гази-
фикации. Два блока газификации обеспечивают одно-
временную работу до десяти управляющих двигателей.
По достижении максимального давления по сигналу со-
ответствующего сигнализатора блоки газификации от-
ключаются.
Забор жидкого кислорода для работы блока гази-
фикации обеспечивается капиллярным заборным
устройством, расположенным в нижней части бака.
Двигатели управления питаются горючим от вспомога-
тельных баков высокого (1,47 МПа) давления, снабжен-
ных эластичной разделительной мембраной. При этом
запас горючего обеспечивает выполнение номинальной
программы работы двигателей управления, включая
управление спуском. Для более энергоемких задач, а
также для повышения надежности предусмотрена пе-
рекачка горючего из основного бака во вспомогатель-
ные с помощью специального турбонасосного агрегата,
турбина которого работает на газифицированном кис-
лороде.
В нештатных ситуациях. При возникновении не-
штатных ситуаций на активном участке основной зада-
чей ОДУ являются интенсивная выработка и слив
компонентов топлива из баков для обеспечения не-
обходимой центровки ОК к моменту отделения от PH.
С этой целью предусматриваются практически одно-
временное включение и параллельная работа двух мар-
шевых двигателей, а также слив жидкого окислителя
за борт под давлением и сброс газифицированного
кислорода через специальные патрубки в донной части
ОДУ при одновременной работе двух блоков газифи-
кации. Максимальная скорость опорожнения баков от
топлива - до 70 кг/с.
После отделения ОК от PH работа маршевых двига-
телей на выработку топлива может продолжаться в
ходе автоматического полета ОК, когда для более пол-
ной выработки предусмотрено переключение заборных
клапанов, питающих двигатели, на забор из нижних
точек баков в горизонтальном полете.
Нештатные ситуации, возникающие непосред-
ственно на ОДУ в процессе полета, обнаруживаются
бортовыми средствами СКД, входящими в состав ОДУ.
Агрегаты и системы ОДУ
Маршевый двигатель. Маршевый двигатель, или
ДОМ, используется при довыведении, коррекции ор-
биты, межорбитальных переходах и торможении при
сходе с орбиты.
Маршевый двигатель представляет собой ЖРД
многократного включения с насосной системой подачи
компонентов топлива, выполненной по схеме с дожи-
ганием генераторного газа, нормально функционирую-
щий в условиях вакуума и невесомости.
Двигатель состоит из камеры сгорания с соплом,
турбонасосного агрегата, бустерного насосного агре-
гата окислителя, эжекторного преднасоса горючего,
элементов системы управления и регулирования по со-
Маршевый двигатель ОДУ ОК «Буран»:
1	- радиационно охлаждаемая часть сопла;
2	- регенеративно охлаждаемая часть сопла;
3	- турбонасосный агрегат; 4 - газоотвод;
5 - камера сгорания; 6 - рама с кардановым
подвесом; 7 - привод рулевой машины;
8 - газогенератор; 9 - защитный экран;
10— дренажные патрубки
206
Глава 4
отношению компонентов и блока многократного за-
пуска (емкость с пусковым горючим, самовоспламе-
няющимся с кислородом).
Высокие энергетические параметры двигателя
(удельный импульс 362 с) обеспечиваются исключе-
нием потерь на привод турбины (схема с дожига-
нием), большим геометрическим расширением
реактивного сопла (отношение площадей Fa/FKp = 192),
минимальными потерями в камере сгорания и реак-
тивном сопле, рациональной схемой охлаждения и
сокращением выбросов. В качестве пускового го-
рючего для воспламенения топлива в газогенераторе
и камере используется металлоорганическое соеди-
нение.
Для двигателя характерны умеренная напряжен-
ность внутрикамерного процесса (давление в камере -
7,85 МПа), использование форсуночной головки,
имеющей концентрические кольцевые смесительные
элементы для получения равномерного потока в ка-
мере, высотного соплового насадка радиационного
охлаждения из ниобиевого сплава, изготовляемого
методом раскатки (без сварки), центростремитель-
ной турбины, работающей на генераторном газе при
умеренной (около 460 °C) температуре.
Крепление камеры в кардановом подвесе обеспечи-
вает ее качание в двух плоскостях на 6 сот номиналь-
ного положения.
Двигатели управления
Управляющий двигатель представляет собой одно-
камерный газожидкостный импульсный ЖРД высокого
быстродействия на газифицированном кислороде и уг-
леводородном горючем - синтине, работает в импульс-
ных и стационарных режимах с длительностью
включения от 0,06 до 1200 с как в орбитальном полете,
так и при спуске в атмосфере до высоты 10 км, что дает
возможность использования его в качестве дублера
маршевого двигателя и двигателей ориентации.
Для воспламенения компонентов топлива исполь-
зуется электрическая система зажигания индуктивного
типа. Камера сгорания и часть сопла охлаждаются ре-
генеративно и через завесу окислительным газом, вы-
ходная часть сопла - радиационно, клапаны и свеча -
прокачкой основного горючего в замкнутом контуре
терморегулирования ОДУ.
Управляющий двигатель состоит из камеры сгора-
ния цельносварной и паяной конструкции, пускоотсеч-
ного электропневмоклапана окислителя со
стабилизатором расхода упругощелевого типа, элек-
трогидроклапана горючего, агрегата зажигания, сигна-
лизатора давления в камере, ниобиевого высотного
насадка сопла с противоокислительным силицидным
покрытием, обеспечивающим геометрическую степень
расширения Fa = 19,8.
Для двигателей продольного перемещения, дубли-
рующих маршевые двигатели в случае их отказа, пред-
усматривается установка удлиненного насадка со
степенью расширения Fa = 50 и соответствующим при-
ростом удельного импульса.
Быстродействие УД характеризуется временем на-
бора 90 % тяги, равным 0,06 с, такой же минимальной
продолжительностью включения и частотой включения
до 8 Гц.
Минимальный удельный импульс двигателя в им-
пульсных режимах - 180 с. Гарантированный ресурс
двигателя составляет 26 000 включений и более 3 ч ра-
боты (с дальнейшим увеличением по мере набора ста-
тистики).
Двигатель ориентации по принципиальной схеме и
составу в основном аналогичен УД, что объясняется
сходством решаемых ими задач, а отличия между ними
вызваны величиной тяги, схемой охлаждения (в ДО ис-
пользовано преимущественно внутреннее охлаждение
в сочетании с тепловым аккумулятором для тепловой
защиты сопла и клапанов) и конструктивным оформ-
Управляющий двигатель ОДУ ОК «Буран»:
1 - сопло; 2 - клапан окислителя; 3 - клапан
горючего; 4 - агрегат зажигания;
5	- сигнализатор давления;
6	- камера сгорания;
7	- блок теплового уплотнения
207
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
пением форсунок и топливных клапанов. Для исклю-
чения образования сажи предусматривается повышен-
ное соотношение компонентов топлива в двигателе
(3,5-4,0), т.е. избыток кислорода.
Основным режимом работы ДО является выдача
минимальных импульсов от 0,06 до 0,12 с, т.е. удель-
ных импульсов тяги от 227 до 237 с соответственно, что
является высоким показателем для двигателей данного
класса. Имеются резервы и для повышения удельного
импульса на стационарном режиме.
Для ДО характерно малое электропотребление на
работу электроклапанов.
Капиллярное заборное устройство
Капиллярное заборное устройство представляет
собой пространственный трубчатый коллектор-ферму,
выполненный из множества блоков. Каждый блок со-
стоит из перфорированного полого цилиндра диаметром
от 60 до 80 мм и длиной от 150 до 525 мм, герметично
обернутого двухслойной сеткой, внутренний слой кото-
рой (крупноячеистая сетка) является опорным, а наруж-
ный (мелкоячеистая сетка) - капиллярным.
КЗУ размещается внутри специального отсека, выде-
ленного в баке с помощью промежуточного днища. В от-
секе, занимающем около 1/3 объема и сообщающемся с
остальным пространством бака через гидрозатвор, жид-
кость распределяется преимущественно по поверхности
отсека, причем ее перемещение ограничено.
Блоки КЗУ размещаются равномерно вблизи внут-
ренней поверхности отсека, заполняются чистой (без
газовых пузырей) жидкостью и всегда контактируют с
нею. В процессе полета и эволюций ОК в КЗУ проникает
газ, но внутрь КЗУ он не поступает, т.к. в смоченном
состоянии капиллярная сетка при определенном пере-
паде давлений на ней его не пропускает.
Максимальный перепад давлений, при котором газ не
проходит через смоченную сетку, называется ее капил-
лярной удерживающей способностью, которая для КЗУ
бака окислителя равна 5,15 кПа, а бака горючего - 8,6 кПа.
Жидкость из бака (например, при включении блока
газификации окислителя) через патрубок, соединяю-
щий КЗУ с насосом, поступает только через смоченные
участки сетчатых блоков.
Параметры КЗУ выбираются таким образом, чтобы
при минимальном объеме и произвольном расположе-
нии жидкости и при наличии возмущений (вибрации,
пульсации от работы насосов, гидростатическое давле-
ние и т.п.) капиллярный перепад давлений в точках
КЗУ, контактирующих с газом, превосходил сумму пе-
репадов, возникающих от этих возмущений.
Для уменьшения перепада давлений при запуске
блоков газификации на выходе из КЗУ предусмотрены
демпфирующие устройства - цилиндрические емкости
с подвижным сильфонным днищем, заполненные жид-
костью. В исходном положении сильфон сжат пружи-
ной, при включении насоса под действием
возникающего на нем перепада давлений он растяги-
вается и выдает определенное количество жидкости на
вход в насос, уменьшая тем самым перепад давлений
в трубопроводах КЗУ.
В схеме и конструкции КЗУ, впервые созданного
для криогенного продукта (жидкого кислорода), ис-
пользованы решения, не имеющие аналогов в мировой
практике (унифицированные элементы - блоки в виде
перфорированных цилиндров с сетчатым покрытием и
сильфонные блоки); разработана и проверена его ма-
тематическая модель, учитывающая как гидростатиче-
ское нагружение, так и динамические процессы
(включение и выключение подачи жидкости, пульсации
и вибрации и др.).
Капиллярное заборное устройство в баке окислителя:
1 - нижнее днище; 2 - демпфирующее устройство; 3 - блоки КЗУ;
4 - промежуточное днище; 5 - гидрозатвор
Пассивные и активные средства термо-
статирования кислорода
Для уменьшения темпа прогрева и ско-
рости выкипания жидкого кислорода бак
окислителя теплоизолируется экранно-ва-
куумной тепловой изоляцией - набором
отражающих экранов из гладкой алюмини-
зированной с двух сторон полиэтиленте-
рефталатной пленки, отделенных друг от
друга прокладками из формованного стек-
лохолста.
Конструктивно экранно-вакуумная теп-
ловая изоляция выполнена в виде восьми
полусферических матов, собранных из эк-
ранов и прокладок на полиамидных соеди-
нительных элементах. Причем маты
крепятся к поверхности бака и между собой
текстильными замками из ворсовых «мол-
208
Глава 4
ний», а поверх изоляции устанавливается гермочехол
из прорезиненной ткани.
Такая конструкция обеспечивает до 20 суток без-
дренажное хранение охлажденного кислорода при
удельном тепловом потоке в бак до 0,6 Вт/м2. Более
длительное хранение производится с помощью актив-
ной системы термостатирования, которая включает в
себя холодильную машину с электроприводом и контур
циркуляции охлажденного гелия в теплообменнике
бака окислителя.
Холодильная машина работает по модифицирован-
ному обратному циклу Стерлинга. Для улучшения энер-
гомассовых характеристик в поршневой группе
машины используются направляющие с подшипниками
качения. Холодопроизводительность машины состав-
ляет 70 Вт при уровне температур 360 °C, ресурс ма-
шины - 5000 ч с дальнейшим увеличением до 10000 ч.
Система контроля, диагностики и аварийной за-
щиты
Повышенную надежность ОДУ придает резервиро-
вание ее элементов, что позволяет при отказе одного
из них своевременно отключить его и включить резерв-
ный или проводить другие мероприятия для выполне-
ния программы полета или спуска ОК.
Эти задачи решает функциональная система конт-
роля, диагностики и аварийной защиты ОДУ, основу ко-
торой составляют бортовые средства, работающие в
автоматическом режиме и позволяющие проводить за-
щитные операции как экипажу, так и НКУ.
Бортовая часть системы включает около 100 датчиков
различных типов (давлений, перепадов давлений, темпе-
ратуры, вибрации, перемещений) и около 100 пневмо-
реле, а также вычислительные машины и органы
управления ОДУ при аварийных ситуациях.
Быстроразвивающиеся и поэтому особо опасные
отказы маршевых двигателей и блоков газификации
окислителя контролируются специальными вычисли-
тельными устройствами - приборными модулями
средств аварийной защиты. Опасные последствия от-
казов, связанных с неисправностями ротора турбона-
сосного агрегата маршевого двигателя (усталостные
трещины в лопатках турбины, неисправность под-
шипников и уплотнений), предупреждаются контро-
лем составляющих спектра виброперегрузок,
которые измеряются датчиками, установленными на
фланце соединения насоса окислителя с турбиной.
Такие отказы могут привести к полному выводу ОДУ
из строя.
Приборный модуль обеспечивает аварийное вы-
ключение маршевого двигателя, а также его защиту
при отказе кислородного насоса, при этом аппаратур-
ная задержка аварийного выключения двигателя не
должна превышать 2*10 2 с.
В других системах ОДУ отказы после их обнаружения
по параметрам рабочих процессов развиваются до опас-
ных пределов за достаточное для контроля, диагности-
рования и аварийной защиты время с помощью БЦВК ОК,
причем допустимая длительность этих операций состав-
ляет от 3*1О2 до нескольких десятков секунд.
Основными задачами диагностирования являются
поиск и устранение различных негерметичностей, ко-
торые при длительном полете могут привести к потере
компонентов топлива и газа и, таким образом, к пол-
ному отказу ОДУ. Ряд задач диагностирования и ава-
рийного выключения элементов ОДУ, таких как
электронасосы и др., решаются встроенными сред-
ствами.
Особое внимание при разработке системы конт-
роля, диагностики и аварийной защиты уделяется не-
выдаче ложных команд и информации путем
применения разнообразного аппаратурного и алгорит-
мического резервирования, специальных методик
определения контрольных уровней диагностических
параметров и комплексной отработкой всех элементов
системы.
В целом система контроля, диагностирования и ава-
рийной защиты эффективно обеспечивает работоспо-
собность ОДУ в случае возникновения неисправностей
ее элементов.
Конструктивные особенности ОДУ
Основные блоки. К основным блокам ОДУ относятся
базовый, два хвостовых (БДУ-Н, БДУ-Л) и носовой
блоки, а также соединяющие их пневмогидравлические
магистрали.
Базовый блок служит для размещения маршевых
двигателей, основных и вспомогательных топливных
баков, агрегатов системы питания, ресиверов газооб-
разного кислорода, арматуры, трубопроводов, аппара-
туры и кабелей систем управления и измерений. Его
конструктивной основой является корпус монококовой
конструкции, состоящий из цилиндрической и кониче-
ской частей.
Корпус крепится к торцевому шпангоуту ХЧФ по
фланцу (при этом его цилиндрическая часть выступает
за торец ХЧФ), а внутри ХЧФ - тангенциальными
стержнями. На выступающей цилиндрической поверх-
ности размещаются штуцера систем заправки и слива
горючего, используемые при работах в монтажно-за-
правочном корпусе. Для поддержания теплового ре-
жима конструкции на внутренней поверхности базового
блока имеется теплоизоляция, а на конической части
корпуса крепится трубчатый теплообменник контура
терморегулирования.
Двигатели, топливные баки и ресиверы крепятся к
корпусу через стержневые фермы. Ферма крепления
бака окислителя выполнена из неметаллических стерж-
209
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
обводы теплозащитных плиток, а для торцевых управ-
ляющих двигателей предусматривается установка на-
ружных сопловых насадков, увеличивающих
геометрическую степень расширения.
Корпус носового блока двигателей управления
представляет собой часть фюзеляжа ОК, в котором по-
мимо управляющих двигателей, трубопроводов и кла-
панов размещаются ресивер газообразного кислорода
и вспомогательный бак горючего для питания двигате-
лей БДУ-Н. С базовым блоком БДУ-Н связан через
транскорабельные магистрали, по которым подаются
газообразный кислород для питания двигателей, горю-
чее для терморегулирования, гелий для наддува и
управления клапанами, также обеспечивается слив го-
рючего из вспомогательного бака в основной после за-
вершения орбитального участка полета.
Дополнительные блоки. Дополнительные блоки
окислителя и горючего устанавливаются в ОПГ при вы-
полнении длительных и особо энергоемких программ
полетов, требующих увеличенной заправки. Они за-
крепляются на стандартных узлах крепления, располо-
женных в СЧФ и в нижней части ОПГ, а их размещение
по разные стороны от центра масс ОК обеспечивает его
неизменную центровку независимо от заправки.
Основные блоки ОДУ ОК «Буран»: 1 - БДУ-Н;
2 - БДУ-Л; 3 - базовый блок
ней малой теплопроводности. Внешний торец базо-
вого блока закрывается сферическим донным экра-
ном «вафельной» конструкции, воспринимающим
аэродинамические и тепловые нагрузки при выведе-
нии и спуске ОК в атмосфере. В центральной части
донного экрана на единой плате треугольной формы
размещается узел связи пневмогидравлических и
электрических систем ОДУ и ОК с наземными систе-
мами.
При старте МРКК после его отрыва от стартового
стола на плате захлопываются треугольные створки,
защищающие открытые патрубки и электроразъемы
соединений.
На наружных поверхностях донного экрана, ство-
рок и цилиндрической части корпуса имеется тепло-
защитное покрытие, аналогичное покрытию корпуса
ОК. В хвостовых блоках двигателей управления (левом
и правом) размещаются по двенадцать управляющих
двигателей и по четыре двигателя ориентации, а также
трубопроводы питания и терморегулирования, коллек-
торные клапаны. Корпуса хвостовых блоков каркасно-
панельной конструкции крепятся к торцевому
шпангоуту ХЧФ и имеют теплозащитное покрытие, ана-
логичное покрытию корпуса ОК.
Двигатели управления крепятся к панелям корпуса
блока так, что срез их сопел не выходит за наружные
Дополнительные блоки ОДУ ОК «Буран»: 1 - блок
окислителя; 2 - блок горючего; 3 - блок питания;
4 - микрокриогенная система комбинированного цикла;
5 - блок окислителя (малый)
210
Глава 4
Использование большого и малого дополнитель-
ных блоков окислителя позволяет уменьшить инерт-
ную массу при небольших заправках.
Дополнительные блоки связаны с базовым специ-
альными трубопроводами, проложенными по пра-
вому борту ОК вблизи транскорабельных
магистралей.
Кроме дополнительных топливных баков в ОПГ
могут устанавливаться микрокриогенная холодиль-
ная машина для термостатирования окислителя, до-
полнительный пневмоблок для компенсации утечек
гелия в длительных полетах и переходное устройство
для подачи кислорода в СЭП.
Создание и эксплуатация кибернетического
командно-измерительного комплекса
«Курс» экспериментально-испытательной
станции ОКБ-1.1958-1974 гг.
Обработка материалов всегда представляла собой
одну из наиболее трудоемких и длительных операций
процесса испытаний. Создание кибернетического ко-
мандно-измерительного комплекса на основе ЭВМ
могло обеспечить требуемую производительность и
качество проведения испытаний на станции ОКБ-1.
Электронная вычислительная машина должна
была осуществлять измерения, обработку результа-
тов, диагностику состояния объекта испытаний,
планирование эксперимента и управления огневым
испытанием в реальном масштабе времени или в
пределах, не превышающих длительности допусти-
мых интервалов времени между запусками двига-
телей.
Особенностью работ по повышению производи-
тельности испытательной станции стал комплексный
подход к решению вопроса автоматизации стендовых
испытаний ЖРД и поэтапный ввод в строй отдельных
частей, что позволило повысить производительность
уже на начальной стадии разработки и внедрения
новой системы в целом.
Творческий подход специалистов испытательной
станции позволил существенно повысить эффектив-
ность этой системы, превратив ее из системы обра-
ботки после испытания в систему обработки в
реальном масштабе времени.
В 1965 г. благодаря помощи президента АН УССР
Б.Е.Патона директор Института кибернетики АН
УССР В.М.Глушков встретился со специалистами
ОКБ-1 по вопросу автоматизации стендовых испы-
таний ЖРД. Это совещание дало положительные ре-
зультаты.
Период с 1966 по 1969 г. был временем интенсив-
ного внедрения системы автоматической обработки
материалов испытаний с использованием ЭВМ. Прак-
тически всю разработку и внедрение системы авто-
матической обработки взяли на себя и выполнили
работники испытательной станции. Новая организа-
ция процесса обработки материалов испытаний дала
импульс к переквалификации работников испыта-
тельной станции. Все они освоили технологию испы-
таний ЖРД с использованием электронной техники.
Внедрение комплекса «Курс» на этом этапе позво-
лило увеличить количество испытаний на станции
примерно в 2 раза. Суммарное время огневых испы-
таний двигателя возросло почти в 4 раза, а произво-
дительность труда по дешифровке материалов
измерений - в 80 раз. Применение ЭВМ и использо-
вание измерительного комплекса в аппаратуре
управления стендовыми огневыми испытаниями поз-
волило сделать систему управления универсальной,
обучаемой, а за счет этого существенно расшить круг
решаемых задач.
7 июля 1970 г. прошло первое огневое испытание
двигателя 11Д58 с регулированием ЭВМ в замкнутом
контуре управления ЖРД по давлению в камере сго-
рания и соотношению компонентов топлива.
Применение комплекса «Курс» позволило сокра-
тить сроки и снизить стоимость подготовки стендо-
вой базы за счет отказа от специализированных
пультов управления и использования агрегатов ЖРД
в качестве стендового оборудования.
При разработке ракеты Н1 остро встала проблема
создания рулевых двигателей. В течение года пред-
стояло разработать двигатель, наладить его про-
изводство, провести экспериментальную отработку и
обеспечить поставку. Эту задачу можно было выпол-
нить, только взяв на вооружение нетрадиционные
способы создания рабочего места для испытаний
ЖРД. Так был создан двигатель 11Д121.
В составе ракеты он работал на газообразном кис-
лороде температурой несколько сот градусов и на ке-
росине, которые поступали от основного двигателя
первой ступени. Номинальное давление в камере сго-
рания двигателя 11Д121 составляло 80 кг/см2.
Таким образом, использование кибернетического
комплекса «Курс» при отработке двигателя 11Д121
позволило осуществить:
-	автоматическое управление всеми стендовыми
системами при подготовке испытания и после его за-
вершения;
-	автоматическое управление стендовыми систе-
мами и двигателем в ходе испытания по измеренным
и обработанным параметрам в реальном масштабе
времени;
-	контроль за готовностью стендовых систем к за-
пуску двигательной установки;
контроль за состоянием стендовых систем испы-
тываемого двигателя и средствами измерения в ре-
211
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
альном масштабе времени, в т.ч. спасение двигателя
в случае появления колебаний высокой частоты в ка-
мере сгорания;
-	предоставление во время испытания по запросу
оператора измерительной информации более чем о
180 параметрах (включая и комплексные параметры:
импульс, соотношение компонентов и т.д.);
-	выдачу данных, необходимых для экспресс-ана-
лиза результатов огневого испытания.
Мероприятия, направленные на повышение на-
дежности кибернетического комплекса «Курс»
Кибернетический командно-измерительный ком-
плекс «Курс» создавался под «огнем» постоянной
критики, которая относилась в первую очередь к его
низкой надежности. Существенное влияние на мне-
ние «критиков» оказывал психологический фактор,
т.к. при любом невыполнении задания испытание
прекращалось. Причина же выяснялась не сразу.
Работы, связанные с началом применения ЭВМ
для управления испытаниями ЖРД, выполнялись
постепенно, этапами, не нарушая темп работы всей
станции. Главное внимание уделялось определению
работоспособности УМШН «Днепр» в условиях
стенда (электромагнитные помехи, вибрации, за-
грязненность атмосферы, значительные отклонения
напряжения в электрической сети при включении
системы водяного охлаждения стенда и др.).
Можно выделить три этапа ввода комплекса для
решения задачи автоматизации управления стендо-
выми огневыми испытаниями ЖРД:
-	регулирование режимов работы двигателя по
давлению в камере сгорания и соотношению компо-
нентов топлива;
-	регулирование стендовых систем подачи топ-
лива и режимов работы двигателя;
-	управление и регулирование двигателем и стен-
довыми системами на всех операциях технологиче-
ского процесса, от охлаждения магистралей до
приведения стенда в исходное состояние.
Анализ испытаний за 1972 г. показал, что из 357 ис-
пытаний 30 было остановлено раньше заданного
срока по следующим причинам:
-	ошибки в основной программе, допущенные
программистами - 9;
-	ошибки в исходных данных, допущенные опера-
торами УМШН «Днепр» - 20;
-	отказы УМШН «Днепр» -1.
Главным отличием комплекса «Курс» было по-
стоянное прогнозирование хода испытания и немед-
ленное прекращение его в случае возможности
возникновения аварийного исхода испытания, т.е.
комплекс реагировал не на факт аварии, а на ее
предотвращение. Прогноз можно сделать только
при анализе результатов испытания в реальном мас-
штабе времени и классификации полученных ре-
зультатов по ранее установленным классам отличий
«успешных» испытаний от «неуспешных».
Надежность комплекса «Курс», построенного по
изложенным принципам
УМШН «Днепр» при испытании космических ЖРД
в условиях испытательной станции ОКБ-1 имеет на-
дежность 127 ч на отказ, что соответствует надежно-
сти 0,997%.
В 1985 г., когда комплекс уже находился в экс-
плуатации около 10 лет, была сделана попытка на ос-
новании материалов, опубликованных в журналах
New Scientist и Aviation Week and Space Technology,
провести сравнение надежности кибернетического
комплекса «Курс» с надежностью системы управле-
ния на базе бортовых цифровых вычислительных
машин запуском двигателей МТКК «Спейс Шаттл».
Проведение огневого испытания на стенде ОКБ-1 и
запуск двигательных установок МТКК «Спейс Шаттл» -
это приблизительно одного уровня по сложности за-
дачи. В течение 1983 г. были зафиксированы отказы
БЦВМ МТКК «Спейс Шаттл» трижды (полеты STS-6,
STS-8, STS-9).
В 1985 г. при подготовке пуска 51F оказалась не-
исправной основная БЦВМ полезной нагрузки. Ре-
шили совершить полет с использованием только
резервной БЦВМ, т.к. для замены или ремонта неис-
правной пришлось бы увозить МТКК со стартовой по-
зиции и извлекать полезную нагрузку, чтобы
получить доступ к БЦВМ. Полет с неработающей ос-
новной БЦВМ сочли возможным, поскольку среднее
время наработки на отказ для БЦВМ в контейнере
«Иглу» составляет свыше 1000 ч, а резервная, обес-
печивающая функционирование приборов, прорабо-
тала менее 300 ч. Что касается БЦВМ,
обеспечивающей работу служебных систем, то она
проработала менее 700 ч при заявленных 1000 ч на
отказ.
На участке выведения (Т + 5 мин 45 с) при полете
51F впервые в истории эксплуатации МТТК «Спейс
Шаттл» произошло автоматическое аварийное вы-
ключение в полете исправного одного из трех ЖРД
SSME. Причина - выход из строя двух температурных
датчиков.
На времени (Т + 8 мин 12 с) зашкаливал датчик
«В» на другом правом двигателе, и на борт поступила
команда «Снять ограничение на температуру ЖРД
SSME».
Приведенные данные в комментариях не нуж-
даются: на 25 пусков - четыре замечания по БЦВМ,
одно из них связано с выключением в полете исправ-
ного двигателя.
212
Глава 4
КДШульга
РАБОТЫ КБ «ЮЖНОЕ» ПО ЖИДКОСТНЫМ
РАКЕТНЫМ ДВИГАТЕЛЯМ И БОРТОВЫМ
ИСТОЧНИКАМ МОЩНОСТИ В 1970-Е ГГ.
Начало собственных разработок КБЮ по ракетному
двигателестроению относится к 1958 г. Завершенные ра-
боты периода по 1969 г. представлены в главе 3 книги.
В 1970-е гг. КБЮ продолжило разработки ракетных дви-
гателей для собственных ракет. Одновременно были соз-
даны и отработаны двигатели нового назначения - для
применения на взлетно-посадочном модуле лунного кос-
мического корабля. Было организовано новое направле-
ние работ по созданию бортовых источников мощности
для исполнительных органов двигателей.
Разработка ЖРД РД858 (11Д411) и РД859
(11Д412) двигательного блока 11Д410 для
лунного блока «Е» ракетно-космического
комплекса Н1-ЛЗ (лунный корабль ЛК),
маршевого ЖРД РД862для второй ступени
ракеты МР-УР 100 (15А15), рулевого ЖРД
РД863для первой ступени ракеты
МР-УР 100, ЖРД РД864 для ступени
разведения МБР Р-36М УТТХ (15А18)
В 1970-е гг. КБ-4 КБ «Южное» разработало ЖРД РД858
(11Д411) и РД859 (11Д412) двигательного блока 11Д410
для лунного блока «Е» ракетно-космического комплекса
Н1-ЛЗ (лунный корабль ЛК), маршевый ЖРД РД862 для
второй ступени ракеты МР-УР 100 (15А15), рулевой ЖРД
РД863 для первой ступени ракеты МР-УР 100, ЖРД РД864
для ступени разведения МБР Р-36М УТТХ (15А18).
В июне 1964 г. было принято правительственное по-
становление о создании ракеты 11А52 (Н1) и космиче-
ского корабля ЛЗ для посадки на Луну (с одним или
двумя космонавтами) и возвращения экипажа на
Землю. Главным разработчиком космической системы
Н1-ЛЗ было ОКБ-1 С.П.Королева, ОКБ-586 поручалась
разработка и изготовление взлетно-посадочного мо-
дуля (блока «Е») лунного космического корабля.
КБ-4 была поручена разработка двигательного
блока 11Д410, состоящего из автономных основного и
резервного двигателей, работающих на компонентах
топлива АТ + НДМГ. Заместителем главного конструк-
тора КБ-4 по двигательному блоку 11Д410 был назна-
чен А.Н.Морозов. Большой вклад в разработку и
отработку двигателей этого блока внесли Д.С.Манягин,
В.Г.Переверзев, ВАШульга.
Основной двигатель РД858 предназначен для осу-
ществления мягкой посадки на поверхность Луны,
взлета с поверхности Луны и выведения лунного ко-
Блок двигателей РД858 и РД859
рабля на эллиптическую орбиту искусственного спут-
ника Луны. Двигатель РД858 однокамерный, двухре-
жимный, двукратного включения с глубоким
дросселированием тяги, с турбонасосной системой по-
дачи самовоспламеняющихся компонентов топлива,
выполнен по схеме без дожигания генераторного газа.
При первом включении, при посадке на Луну, двигатель
работает на основном режиме и режиме глубокого
дросселирования, при втором включении, при взлете с
Луны - только на основном режиме.
Рабочее тело турбины ТНА - газ, вырабатываемый
в газогенераторе при сгорании основных компонентов
топлива. Раскрутка ротора ТНА при запуске осуществ-
ляется пороховыми стартерами, работающими на ос-
новную турбину.
Клапаны входа при запусках открывает газ, отби-
раемый из коллектора пиростартеров. Управление эле-
ментами автоматики осуществляет горючее,
отбираемое на выходе из насоса. Выключение двига-
теля обеспечивает система управления срабатыванием
нормально открытых пироклапанов.
Двигатель имеет системы регулирования тяги и
поддержания соотношения секундных расходов ком-
понентов топлива. Узлы и агрегаты двигателя монти-
руются на камере двигателя и силовой раме блока.
А.Н.Морозов
Д.С.Манягин
213
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
В средней части сопла камеры двигателя имеется
силовой пояс, к которому приваривается рама блока
двигателей. Выхлопные сопла, отводящие отработан-
ные газы после турбины, расположены симметрично
относительно оси установки.
Камера двигателя работает на двух режимах,
обеспечивая впервые в отрасли дросселирование
тяги в 4,2 раза в штатных условиях работы двигателя.
В процессе отработки работоспособность камеры под-
тверждена при восьмикратном дросселировании тяги.
Это достигнуто благодаря применению в ней, наряду с
высокоэффективными традиционными решениями в
части смесеобразования и внутреннего завесного
охлаждения, оригинальных новаторских конструктив-
ных и схемных решений, в частности, впервые в от-
расли внутренняя стенка камеры двигателя на наиболее
теплонапряженном участке выполнена с винтовыми ка-
налами переменной геометрии и переменным углом
подъема винтовой линии.
Благодаря принятым в камере двигателя ориги-
нальным новаторским схемным и конструктивным ре-
шениям, создана одна из наиболее совершенных камер
ЖРД с большой степенью дросселирования тяги.
К наиболее сложным задачам при разработке и от-
работке газогенератора ТНА можно отнести обеспече-
ние устойчивости рабочего процесса к
высокочастотным и низкочастотным колебаниям дав-
ления в широком диапазоне изменения входных пара-
метров при многократном изменении тяги двигателя в
рабочем и квалификационном диапазонах. Эта задача
была успешно решена применением смесительной го-
ловки ячеистого типа, что потребовало разработки не
только надежной конструкции, но и отработки слож-
нейшей технологии изготовления смесительной го-
ловки такого типа.
Резервный двигатель РД859 предназначен для
взлета с поверхности Луны и выведения лунного ко-
рабля на эллиптическую орбиту искусственного спут-
ника Луны. Двигатель РД859 двухкамерный,
однорежимный, двукратного включения с регулирова-
нием тяги, с турбонасосной системой подачи самовос-
В.Г.Переверзев
В. А.Шульга
пламеняющихся компонентов топлива, выполнен по
схеме без дожигания генераторного газа.
Двигатель состоит из двух камер двигателя, турбо-
насосного агрегата, жидкостного газогенератора, блока
пороховых аккумуляторов давления, агрегатов автома-
тики, трубопроводов. В связи с тем, что двигатели
РД858 и РД859 разрабатывались и отрабатывались па-
раллельно, основные схемные и конструктивные реше-
ния по агрегатам этих двигателей аналогичны.
Оси камер двигателя расположены параллельно
оси установки и находятся в одной плоскости с камерой
основного двигателя. Основной РД858 и резервный
РД859 двигатели монтируются на общей силовой раме,
с помощью которой блок двигателей крепится к ниж-
нему шпангоуту бака.
Отработка двигателей была завершена в 1972 г. Три
комплекта блоков двигателей прошли успешные лет-
ные испытания в составе искусственного спутника
Земли.
Технические достижения, реализованные в этих ка-
мерах, стали базовыми для многих камер последующих
разработок. В частности, камера двигателя РД858 стала
базовой при создании камеры двигателя РД868, а ка-
мера двигателя РД859 в дальнейшем была модифици-
рована для двигателей РД864, РД866, РД869, VG143,
ДУ802.
В этот же период КБ «Южное» разработало марше-
вый двигатель второй ступени РД862 (15Д169) и руле-
вой двигатель первой ступени РД863 (15Д167) для
ракеты МР-УР 100, а для разработанной ГП «КБ
«Южное» МБР Р-36М УТТХ - двигатель ступени разве-
дения РД-864 (15Д177).
Двигатель РД862 предназначен для создания тяги и
управления полетом второй ступени РН по всем каналам
стабилизации. Двигатель - однокамерный, однорежим-
Двигатель РД862для второй ступени ракеты МР-УР-100
214
Глава 4
Табл. 1
Основные характеристики двигателей РД858 и РД859
Обозначение двигателя	РД858 (11Д411)	РД859 (11Д412)
Применение	11А52 (Н1) Блок «Е» основной	11А52 (Н1) Блок «Е» резервный
Годы разработки	1965-1972	1965-1972
Компоненты топлива: - окислитель - горючее	АТ	АТ
	НДМГ	НДМГ
Тяга двигателя в пустоте, кгс: - на основном режиме - на режиме дросселирования	2050	2045
	858	
Удельный импульс тяги ЖРД в пустоте, кгс-с/кг: - на основном режиме - на режиме дросселирования	315	312
	285	
Масса двигателя, кг	53	57
Абсолютное давление газов в камере сгорания ЖРД, кгс/см2: - на основном режиме - на режиме дросселирования	80	80
	33,8	
Абсолютное давление газов на срезе сопла камеры ЖРД, кгс/см2: на основном режиме - на режиме дросселирования	0,07	0,07
	0,021	
Соотношение массовых секундных расходов компонентов топ- лива в ЖРД: - на основном режиме - на режиме дросселирования	2,03	2,0
	1,6	
Диапазон регулирования тяги ЖРД, %	на ОР +9,8; на ДР +33,8	±9,8
Максимальное время работы двигателя, с; в т.ч.: - максимальное суммарное время работы ЖРД на основном режиме; - максимальное суммарное время работы ЖРД на дросселиро- ванном режиме	до 470	до 400
	до 400	
	до 100	
Максимальное количество включений ЖРД	2	2
Количество переключений ЖРД с одного режима работы на другой режим	2	
ный, однократного включения, с турбонасосной системой
подачи самовоспламеняющихся компонентов топлива,
выполнен по схеме с дожиганием восстановительного ге-
нераторного газа и обеспечивает наддув бака окислителя
второй ступени газом, вырабатываемым в газогенераторе
наддува, и бака горючего - восстановительным газом, от-
бираемым после турбины ТНА.
Для управления вектором тяги по каналам тангажа
и рыскания применен газодинамический способ, осно-
ванный на вдуве восстановительного генераторного
газа в сверхзвуковую часть сопла камеры двигателя.
Газ, отбираемый после турбины ТНА, подают к
узлам управления вектором тяги через нормально за-
крытые газораспределители. По каналу крена установ-
215
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
В.Я.Захаров
Б.СДробязко
лены реактивные сопла, работающие на генераторном
газе. Двигатель имеет системы поддержания давления
в камере сгорания и регулирования соотношения мас-
совых секундных расходов компонентов топлива.
Двигатель РД862 является модифицированным ва-
риантом двигателя РД857. Большой вклад в разработку
и отработку двигателя внесли В.Я.Захаров, Б.С.Дробязко.
Основные характеристики двигателя РД862
Применение - маршевый двигатель второй ступени
ракеты МР-УР 100.
Годы разработки -1965-1972 гг.
Компоненты топлива:
-	окислитель - АТ;
-	горючее - НДМГ.
Тяга двигателя в пустоте -14544 кгс.
Удельный импульс тяги двигателя в пустоте -
331 кгос/кг.
Масса двигателя -192 кг.
Абсолютное давление газов в камере сгорания -
135 кгс/см2.
Абсолютное давление газов на срезе сопла камеры
двигателя - 0,09 кгс/см2.
Соотношение массовых секундных расходов ком-
понентов топлива - 2,55.
Максимальное управляющее усилие, создаваемое
в любой плоскости стабилизации (рыскания или
тангажа) - не менее 300 кгс.
Максимальный момент в канале крена - не менее
15 кгом.
Время работы -195 с.
Компоновка двигателя РД862 незначительно отли-
чается от компоновки РД857. Отличия связаны с тем,
что отсутствуют узлы, обеспечивающие работу на ко-
нечной ступени, и с целью повышения «плотности»
компоновки ракеты двигатель устанавливается внутри
торового бака. Объем, в который устанавливается дви-
гатель, имеет форму усеченного конуса. Такая компо-
новка ступени позволила увеличить объем баков при
тех же габаритах.
Рулевой двигатель РД863, установленный на
хвостовом отсеке первой ступени ракеты МР-УР 100
Камера двигателя РД862 является модифициро-
ванной камерой двигателя РД857. Конструктивное вы-
полнение турбонасосного агрегата аналогично
конструктивному выполнению этого агрегата в двига-
теле РД857.
Рулевой двигатель РД863 (15Д167) предназначен
для создания тяги и управления полетом первой сту-
пени ракеты МР-УР 100. Двигатель-четырехкамерный,
однократного включения, с турбонасосной системой
подачи самовоспламеняющихся компонентов топлива,
выполнен по схеме без дожигания генераторного газа
и обеспечивает:
-	наддув бака горючего восстановительным газом;
-	питание окислителем и горючим агрегата наддува
бака окислителя и систем предварительного наддува
баков второй ступени
-	питание рабочим телом (горючим) системы гид-
роприводов.
Большой вклад в разработку и отработку двигателя
внесли Е.М.Мельник и В.С.Смирнов.
Управление полетом ступени осуществляется
качанием каждой камеры двигателя в одной плоско-
сти. Рабочее тело турбины ТНА - газ, вырабатывае-
мый в газогенераторе при сгорании основных
компонентов топлива. Раскрутка ротора ТНА при за-
пуске осуществляется пиростартером, работающим
на основную турбину. Двигатель обеспечивает под-
держание заданной тяги.
Двигатель состоит из четырех камер, турбонасос-
ного агрегата, газогенератора, камеры пусковой,
мембранных узлов, отсечных клапанов, системы
СПД, трубопроводов. Узлы и агрегаты двигателя кре-
пятся на хвостовом отсеке первой ступени ракеты
таким образом, чтобы обеспечить автономную и не-
зависимую от маршевого двигателя сборку двига-
теля РД863.
216
Глава 4
Е.М.Мельник	В.С.Смирнов
Камеры двигателя размещены в «карманах», рас-
положенных внутри хвостового отсека первой ступени
ракеты. В «кармане» каждая камера двигателя крепится
посредством специальных опор. Одна из опор выпол-
нена совместно с поворотным механизмом, через ко-
торый осуществляется подвод компонентов топлива от
неподвижных трубопроводов к подвижной камере дви-
гателя. Поворот камер двигателя на необходимый угол
осуществляется рулевыми машинками, связанными с
камерами двигателя посредством тяг.
Основные характеристики двигателя РД863
Применение - рулевой двигатель первой ступени
ракеты МР-УР 100.
Годы разработки -1970-1973 гг.
Компоненты топлива:
-	окислитель - АТ;
-	горючее - НДМГ.
Тяга двигателя у Земли - 28230 кгс.
Удельный импульс тяги двигателя:
-	на Земле - 259 кгос/кг;
- в пустоте - 301 кгс«с/кг.
Масса двигателя - 310 кг.
Абсолютное давление газов в камерах сгорания -
90,5 кгс/см2.
Абсолютное давление газов на срезах сопел камер
двигателя - 0,46 кгс/см2.
Соотношение массовых секундных расходов ком-
понентов топлива - 2,15.
Угол отклонения камер двигателя - ±38 °.
Время работы-130 с.
Камера двигателя РД863 является модифицирован-
ной камерой двигателя РД861 с максимальной унифи-
кацией и заимствованием входящих деталей и сборок.
Это обстоятельство позволило в значительной мере ис-
пользовать опыт отработки камеры двигателя РД861.
Вместе с тем, в отличие от прототипа, камера сго-
рания двигателя РД863 охлаждается одним компонен-
том (горючим), ее охлаждаемая поверхность
превышает в 2 раза поверхность охлаждения секции
горючего камеры двигателя РД861. В связи с этим раз-
работаны конструктивные мероприятия по смеситель-
ной головке и корпусу камеры, направленные на
снижение подогрева горючего и повышение надежно-
сти охлаждения.
Конструктивное выполнение ТНА аналогично кон-
структивному выполнению этого агрегата в двигате-
лях РД853 и РД855. Отличие только в выхлопном
коллекторе и в незначительной разнице некоторых
параметров.
Газогенератор представляет собой неразъемную
паяно-сварную конструкцию, состоящую из головки и
охлаждаемой камеры сгорания. Особенностью кон-
струкции газогенератора двигателя РД863 является
применение проточного демпфера, устанавливаемого
вдоль внутренней стенки камеры сгорания. Назначение
демпфера - обеспечение устойчивости рабочего про-
цесса по отношению к высокочастотным колебаниям
давления.
Двигатель РД864 (15Д177) предназначен для соз-
дания двух режимов тяги и управления по всем кана-
лам стабилизации при полете ступени разведения.
Управление полетом ступени осуществляет система
управления качанием каждой камеры двигателя в
одной плоскости. Двигатель - четырехкамерный, двух-
режимный, однократного включения, с турбонасосной
Двигатель РД-864, установленный на силовом отсеке
ступени разведения МБР Р-36М УТТХ
В.И.Полишко
А.М.Мясников
217
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
системой подачи самовоспламеняющихся компонентов
топлива, выполнен по схеме без дожигания генератор-
ного газа.
Большой вклад в разработку и отработку двигателя
внесли В.И.Полишко, В.Г.Переверзев и А.М.Мясников.
Рабочее тело турбины ТНА - газ, вырабатываемый
в газогенераторе при сгорании основных компонентов
топлива. Раскрутка ротора ТНА при запуске осуществ-
ляется пиростартером, работающим на основную тур-
бину. При запуске двигатель выходит на основной
режим ОР. Переключение двигателя с основного ре-
жима на дросселированный ДР и обратно осуществ-
ляется по команде системы управления. Постоянство
режима работы двигателя на ОР и ДР обеспечивает си-
стема поддержания давления.
В двигателе предусмотрен отбор горючего на пита-
ние рулевых машин, качающих камеры двигателя. Он
прекращает работу с режима ДР по выработке одного
из компонентов топлива. Двигатель собирается на си-
ловом отсеке ступени разведения.
При транспортировке и полете ракеты камеры дви-
гателя находятся внутри силового отсека и удержи-
ваются пирофиксаторами, а после отделения ступени
разведения они выводятся в рабочее положение меха-
низмами вывода и жестко закрепляются пневмофик-
саторами.
Камера двигателя РД864 является модифицирован-
ной камерой двигателя РД859. В соответствии с требо-
ваниями, предъявляемыми к двигателю, камера
работает на двух режимах - основном и дросселиро-
ванном с многократными переключениями с одного ре-
жима на другой. Работа камеры на двух режимах с
дросселированием тяги в 2,5 раза накладывает опре-
деленные особенности на конструкцию и выбор основ-
ных параметров. При выборе основных параметров,
схемных и конструктивных решений был использован
опыт создания камер двигателей РД858 и РД859, отли-
чающихся высоким совершенством конструкции и па-
раметров, и был принят ряд новых схемных и
конструктивных решений:
-	внутреннее охлаждение корпуса камеры органи-
зовано с помощью двух разнокомпонентных поясов
завес;
-	часть сверхзвукового регенеративно охлаждае-
мого участка сопла заменена сопловым насадком ра-
диационного охлаждения.
Основные характеристики двигателя РД864
Применение - двигатель ступени разведения МБР
Р-36М УТТХ.
Годы разработки -1976-1978 гг.
Компоненты топлива:
-	окислитель-АТ;
-	горючее - НДМГ.
Тяга двигателя в пустоте (вдоль оси сопел камер
двигателя):
-	на основном режиме - 2060 кгс;
-	на дросселированном режиме - 862 кгс.
Удельный импульс тяги двигателя в пустоте:
-	на основном режиме - 309 кгс«с/кг;
-	на дросселированном режиме - 298 кгс«с/кг.
Масса двигателя -199 кг.
Абсолютное давление газов в камерах сгорания:
-	на основном режиме - 41,8 кгс/см2.
-	на дросселированном режиме -17,3 кгс/см2.
Абсолютное давление газов на срезе сопел камер
двигателя:
-	на основном режиме - 0,023 кгс/см2;
- на дросселированном режиме - 0,009 кгс/см2.
Соотношение массовых секундных расходов ком-
понентов топлива на основном и дросселирован-
ном режимах-1,8.
Количество переключений с режима на режим - 25.
Угол отклонения камер двигателя - ±55 °.
Время работы - 600 с.
Камера двигателя РД864 стала самой совершенной
камерой для своего класса. Более высокими характе-
ристиками обладают только последующие модифика-
ции этой камеры для двигателей РД866, РД869, а также
камера двигателя РД858 и ее модификация для двига-
теля РД868, работающие при более высоких давлениях
в камере сгорания, тяга которых в 4-4,5 раза больше
тяги камеры двигателя РД864.
Узел подвода обеспечивает подачу компонентов
топлива в камеру двигателя и поворот камеры в одной
плоскости в интервале углов 55 °. Конструктивное вы-
полнение ТНА в основном аналогично конструктивному
выполнению этого агрегата в двигателях РД858 и
РД859.
Разработка бортовых источников мощности
Для рулевого агрегата РДТТ ступени разведения
ракет МР-УР100 (15А15) и Р-36М (15А14) КБ-4 разра-
ботало бортовой источник мощности БИМ-81 и его мо-
дификации БИМ-81 М и БИМ-153. БИМ предназначен
для питания рабочей жидкостью (маслом РМ) гидро-
приводов рулевого агрегата.
В состав БИМ-81 входят два агрегата: твердотоп-
ливный газогенератор и насосный агрегат с мультипли-
катором, каждый крепится к РДТТ. Между собой
агрегаты, входящие в БИМ, соединены жаростойкой
трубой, предназначенной для подвода порохового газа
к турбине. Заданный перепад давлений масла на гид-
роприводы при работе БИМ поддерживает регулятор
перепада давлений. Для хранения масла и компенсации
температурных изменений объема масла в системе гид-
218
Глава 4
роприводов в процессе хранения и работы использу-
ется мультипликатор.
На газогенераторе установлен регулятор давления
газа. Регулятор перепада давлений масла, фильтр и
гидравлические разъемы установлены на насосном
агрегате.
Бортовой источник мощности БИМ-81
Большой вклад в раз-
работку и отработку
БИМов КБ-4 внес Л.М.Уса-
тюк. БИМ запускается по-
дачей электрического
импульса на пиропатрон
порохового газогенера-
тора. Пороховой газ посту-
пает на турбину насосного
агрегата и через газовый
фильтр - в регулятор дав-
ления газа. Насос подает
масло высокого давления
через фильтр на гидропри-
воды. После гидроприводов и регулятора перепада дав-
лений масло сливается в мультипликатор. Масло
высокого давления отбирается также в силовой цилиндр
мультипликатора, при этом обеспечивается потребное
давление на входе в насос. БИМ работает до полного вы-
горания порохового заряда.
Основные характеристики БИМ-81
Применение - рулевой агрегат РДТТ ступени разве-
дения ракет МР-УР 100 и Р-36М.
БИМ-81
Годы разработки -1970-1973 гг.
Рабочая жидкость - масло РМ.
Перепад давлений масла на гидроприводах -
95±10 кгс/см2.
Расход масла на гидроприводы -10-30 л/мин.
Время работы:
-	при температуре 5 °C - 274 с;
-	при температуре 35 °C - 243 с.
Температура масла - 5-110 °C
Масса БИМ -105 кг.
Жидкостные магистрали нагнетания и слива за-
канчиваются специальными отжимными клапанами,
позволяющими автономно заправлять маслом поло-
сти БИМ и стыковать его с коллекторами рулевого
агрегата.
Турбонасосный агрегат состоит из насоса с вих-
ревым колесом и газовой турбины. Насос приво-
дится во вращение турбиной и питает
гидравлической энергией рулевые машинки. Турбина
расположена консольно.
Бортовой источник мощности БИМ-81 М
Бортовой источник мощности БИМ-81 М представ-
ляет собой модификацию БИМ-81, проведенную для
оптимизации конструкции и уменьшения массы. Пред-
назначен для питания рабочей жидкостью гидроприво-
дов рулевого агрегата РДТТ ступени разведения ракеты
Р-36М (15А14) вместо БИМ-81.
Оптимизация компоновки БИМ-81 М обеспечила
снижение его массы по сравнению с массой БИМ-81 на
43 кг при тех же выходных характеристиках. БИМ-81 М
прошел полный цикл отработки и был сдан в серийное
производство.
В процессе отработки РДТТ ступени разведения
ракеты Р-36М были проведены изменения для улуч-
шения его характеристик; в связи с этим потребова-
лось увеличить время работы БИМ рулевого агрегата
РДТТ. С этой целью был разработан БИМ-153 путем
модификации БИМ-81 М. Модификация заключалась
в увеличении длины газогенератора, изменении гео-
метрии порохового заряда,
увеличении емкости муль-
типликатора и количества
масла в нем. Эти измене-
ния обеспечили увеличе-
ние времени работы
БИМ-153 в сравнении с
БИМ-81 М примерно на 60 с
(с 243 до 305 с).
Регулятор давления в га-
зогенераторе и регулятор пе-
репада давлений масла были
заимствованы с БИМ-81 М. Г.Г.Мартюхин
219
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
ком энергии для турбины служит
БИМ-81М
Основные характеристики БИМ-81 М
медленногорящий порох газогене-
ратора.
Для обеспечения подачи масла
на гидроприводы применен пита-
тель дифференциального типа. Ра-
бочим телом питателя является
пороховой газ, отбираемый из ос-
новного газогенератора. Для интен-
сификации раскрутки турбины в
БИМ введен клапан разгрузки на-
соса. Турбонасосный агрегат со-
стоит из насоса с вихревым
колесом и газовой турбины.
Основные характеристики БИМ-65
Применение - рулевой агрегат
РДТТ ступени разведения ракет
МР-УР 100 и Р-36М.
Применение - рулевой агрегат РДТТ ступени разве-
дения ракет МР-УР 100 и Р-36М.
Годы разработки -1973-1974 гг.
Рабочая жидкость - масло РМ.
Годы разработки -1974-1975 гг.
Рабочая жидкость - масло РМ.
Перепад давлений масла на гидроприводах -120—
150 кгс/см2.
Перепад давления масла на гидроприводах -
95±15 кгс/см2.
Расход масла на гидроприводы - 4-10,4 л/мин.
Время работы:
-	при температуре 5 °C - 274 с;
-	при температуре 35 °C - 243 с.
Температура масла - 5-120 °C.
Масса БИМ - 62 кг.
Расход масла на гидроприводы -10-30 л/мин
Время работы:
-	при температуре 15 °C - 89 с;
-	при температуре 30 °C - 86 с.
Время выхода на режим -1 с.
Температура масла -1-120 °C.
Масса БИМ - 67,5 кг.
Компоновка БИМ-153 аналогична компоновке
БИМ-81 М. БИМ-153 прошел полный цикл отработки и
был сдан в серийное производство. Для рулевого агре-
гата РДТТ первой ступени ракеты ЗМ65 КБ-4 разрабо-
тало бортовой источник мощности БИМ-65. БИМ
предназначен для питания рабочей жид-
костью (маслом РМ) гидроприводов руле-
вого агрегата.
Необходимость разработки этого БИМ
была обусловлена требуемыми значи-
тельно увеличенными выходными пара-
метрами бортового источника мощности:
перепад давлений масла на гидроприво-
дах - в 1 ,5 раза, расход масла в 3 раза
больше по сравнению с параметрами
БИМ-81 и БИМ-153. Большой вклад в раз-
работку и отработку БИМ-81, БИМ-81 М и
БИМ-65 внес Г.Г.Мартюхин.
При наземной отработке решались задачи, связан-
ные с подводным стартом (имитация воздействия окру-
жающего давления на выхлопную систему при запуске
БИМ). Имитировали закон изменения окружающего
давления по мере выхода ракеты из глубины на поверх-
ность.
Бортовой источник мощности БИМ-65
БИМ выполнен с насосной системой
подачи масла к гидроприводам. Источни-
БИМ-65
220
Глава 4
'В.А.Палл'темса,
ФФ.Теш
АО «ВПК «НПО машиностроения»
РАЗРАБОТКА ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ
ОРБИТАЛЬНОЙ ПИЛОТИРУЕМОЙ
СТАНЦИИ «АЛМАЗ»
Работы по созданию орбитальной пилотируемой
станции «Алмаз» проводились в ЦКБМ (ныне АО «ВПК
«НПО машиностроения») в соответствии с постановле-
нием ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 1 июля
1966 г.
Двигательная установка ОПС обеспечивала коррек-
цию орбиты, ориентацию и стабилизацию станции. На-
личие экипажа на борту определяло главную задачу,
решаемую при создании двигательной установки -
обеспечение высокого уровня надежности функциони-
рования и выживания ДУ при отказах, что достигалось
резервированием и высокой степенью наземной отра-
ботки. В этих условиях предпочтение было отдано ДУ с
вытеснительной системой подачи топлива.
ДУ ОПС состояла из двух секций, способных ав-
тономно решать все задачи по обеспечению управ-
ляемого движения ОПС на половине запаса топлива.
В состав каждой из секций входили:
-	двигатель коррекции 11Д24 с тягой 400 кгс;
-	двигатели коррекции малой тяги 11Д434 (2 шт.) с
тягой 40 кгс;
-	ДМТ жесткой стабилизации 11Д433 (8 шт.) с тягой
20 кгс;
-	ДМТ мягкой стабилизации 11Д432 (6 шт.) с тягой
1,2 кгс;
Вид на ДУ станции «Алмаз»
-	титановые баллоны с азотом;
-	сферические баки с алюминиевыми разделитель-
ными диафрагмами;
-	агрегаты системы наддува и топливоподачи;
-	радиационный измеритель количества топлива си-
стемы бесконтактного контроля выработки топлива из
баков.
Двигатели 11Д24 разработки КБХА, ДМТ - ТМКБ
«Союз».
Компоненты топлива - АТ и НДМГ.
При работе двумя секциями обеспечивались:
-	коррекция орбиты двумя двигателями 11Д24 с од-
новременной стабилизацией с помощью ДМС, ДЖС
любой секции;
-	коррекция орбиты одним двигателем 11Д24 или
двумя 11Д434 одной из секций с одновременной ста-
билизацией с помощью ДМС, ДЖС другой секции;
-	коррекция орбиты четырьмя двигателями 11Д434
(без объединения секций);
-	коррекция двумя двигателями 11Д24 (с объедине-
нием секций);
-	коррекция четьфьмя двигателями 11Д434 (с объ-
единением секций).
ДУ в ОПС размещалась в отсеке ДУ и в переходном
отсеке, обе подсборки объединялись топливными ма-
гистралями длиной около 10 м. В отсеке ДУ располага-
лись системы наддува и топливоподачи, а также
двигатели коррекции.
ДУ ОПС в переходном отсеке: рама, на которой уста-
новлены ДМТ стабилизации, и установка собственно
двигателей. Температура рамы стабилизировалась с
помощью теплоносителя системы обеспечения тепло-
вого режима ОПС. На ДМТ стабилизации устанавлива-
лись также и электрообогреватели.
Представленные комплектация и
компоновка ДУ ОПС были опреде-
лены как базовые. Предполагалось,
что при необходимости последующих
модификаций ДУ они будут меняться
только в связи с увеличением запасов
топлива и газа наддува.
Однако результаты эксплуата-
ции ОПС внесли свои коррективы.
В полете ОПС «Алмаз» были заре-
гистрированы случаи потери эф-
фективности двигателей мягкой
стабилизации. Анализ показал, что
причиной этого являются повышен-
ные утечки окислителя через кла-
пан двигателя ДМС 11Д432,
понижение температуры, подмерза-
ние форсунок и, как следствие, по-
теря тяги и эффективности.
Следует отметить, что в то время
221
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Переходной отсек станции «Алмаз» с двигателями
малой тяги
Установка ДМТ в переходном отсеке
все ДМТ, изготовленные ТМКБ «Союз», оснащались
клапанами с парами седло-клапан, выполненными из
металла. Разработчики считали бесперспективным при-
менение клапанных пар с мягким уплотнением, напри-
мер, металл-фторопласт из-за возможного разрушения
фторопласта под действием радиации и технологиче-
ских трудностей его заделки. Первоначально было ре-
шено частично избавиться от этого явления путем
установки на борту т.н. блоков тренировки, которые пе-
риодически (один-два раза за виток) с частотой по-
рядка 10 Гц подавали команды на принудительное
включение двигателей. Потери эффективности повто-
рялись реже, но повышенные расходы топлива, услож-
нение формирования суточных программ управления
вынудили принять более радикальные меры.
Было принято решение о передаче изготовления
всей номенклатуры ДМТ ОПС «Алмаз» в НИИМАШ, к
тому времени освоившему производство ДМТ с тягой
40 и 20 кгс с клапанами с мягким уплотнением. Для
проверки работоспособности две связки ДМТ стабили-
зации с тягой 20 и 1,2 кгс были установлены в отсеке
ДУ. Указанные двигатели успешно прошли испытания
в составе автоматической станции «Алмаз-Т», они от-
работали в течение всего полета без замечаний, потери
эффективности больше не наблюдалось.
При создании ДУ ОПС были реализованы некоторые
оригинальные конструкторские решения, которые нашли
отражение в последующих разработках. Так, одной из
проблем того времени было создание топливного бака,
обеспечивающего подачу топлива к двигателю в условиях
невесомости без нарушения сплошности потока (без га-
зовых включений). Для решения этой проблемы при про-
ектировании одного из изделий впервые в космической
технике был создан сферический бак.
Полость наддува бака отделялась от топливной по-
лости диафрагмой из чистого алюминия. Диафрагма
приваривалась через переходное кольцо к одной из
двух полусфер, при этом обе полусферы сваривались
между собой. Рабочее давление в баке - 25 кгс/см2,
объем - 210 л, невырабатываемые остатки - не более
2,5 л. Эта конструкция бака в усовершенствованном
виде была внедрена на «Алмазах» и нашла широкое
применение в разработках других предприятий.
Баки с металлическими диафрагмами в условиях
длительных космических полетов имеют существенное
преимущество перед баками с мягкими диафрагмами,
т.к. исключают возможность диффузионного натека-
ния газа наддува в топливо.
Одной из интересных разработок того времени был
блок шаровых клапанов, предназначенный для пере-
ключения магистралей «О» и «Г» топливоподачи. Соз-
дание такого клапана было связано с необходимостью
многократного перекрытия магистралей при решении
задач диагностики ДУ ОПС. В его состав входили два
шаровых клапанных узла, приводимых в движение
электродвигателем через систему планетарной и чер-
вячной передач. Положение клапана «открыто» и «за-
крыто» регистрировалось с помощью концевых
Топливный бак с металлической диафрагмой
222
Глава 4
микровыключателей. Рабочее давление в клапанах -
28 кгс/см2, расход -1,5 л/с, диаметр проходного сече-
ния - 14 мм, масса - 6 кг. Время открытия клапана
между срабатыванием концевых выключателей - 2 с.
Клапанная пара металлический шар по фторопласту -
была хорошо отработана и в дальнейшем применялась
при разработке блоков шаровых клапанов для ДУ ТКС
разработки КБ «Салют».
Еще одна оригинальная разработка, внедренная
на ОПС «Алмаз», это прибор бесконтактного конт-
роля количества топлива в баках с металлической
диафрагмой - радиационный измеритель количе-
ства топлива. Разработчик прибора - ВНИИРТ. В ав-
томатическом режиме измерения прибор
обеспечивал опрос суммарного (по всем бакам) ко-
личества каждого компонента топлива, в ручном ре-
жиме с пульта пилота обеспечивался замер топлива
в каждом баке.
Очень интересная разработка по ТЗ НПО маши-
ностроения была выполнена НИИТМ. Речь идет об
ультразвуковом микрорасходомере, который входил
в комплектацию ДУ и был предназначен для бескон-
тактного измерения импульсных расходов ДМТ мяг-
кой и жесткой стабилизации в полете, в т.ч. для
диагностики их состояний. В состав УМР входил мер-
ный участок заданной длины и диаметра, выполнен-
ный в виде двух колен, в торцах которого
устанавливались пьезоэлектрические излучатели и
приемники. Прибор работал по традиционной для
ультразвуковых расходомеров схеме: при включении
ДМТ скорость потока жидкости в одном направлении
складывалась со скоростью звука, а в другом вычита-
лась, что позволяло выделить скорость жидкости как
функцию от разности фаз сигналов, подаваемых из-
лучателем и принимаемых приемником, и после об-
работки сигналов - по времени. Прибор позволял
проводить измерения расходов компонентов топлива
с частотой 1,5 кГц и регистрировать изменение рас-
хода даже при самых малых реализуемых импульсах
расхода. Погрешность измерения расходов при про-
ведении испытаний на воде составила 3-5 %. Инте-
ресно отметить, что после прекращения расхода
прибор регистрирует скорость перемещения жидкости
в волновом процессе, проходящем в трубопроводе.
УМР в составе ДУ прошел испытания в НИИХМ, был
допущен к ЛКИ и установлен на автоматической ор-
битальной станции «Алмаз-Т».
Все функциональные возможности двигательной
установки были проверены при летных испытаниях из-
делий «Алмаз-Т», включая полную выработку топлива
из баков одной секции с последующим автоматическим
переходом на другую.
В целях проверки обеспечения безопасности эки-
пажа при отказе ДУ ОПС и поддержания ориентации
и стабилизации объекта на короткое (порядка 15 суток)
время была разработана, отработана эксперимен-
тальная пневмоустановка ЭПУ, работающая на хо-
лодном газе. В качестве рабочего тела в ней
использовался воздух, который мог при необходи-
мости закачиваться в систему наддува и разгермети-
зации объекта. В состав ЭПУ входили баллоны с
воздухом (18 шт.), редуктор, электропневмоклапаны
(8 шт.) и сопла (6 шт.). ЭПУ прошла испытания в со-
ставе ОПС «Салют-3», проработав автономно без за-
мечаний в течение 17 суток.
Разработка двигательной установки орбитальной
станции «Алмаз» производилась в ЦКБМ отделом
С.В.Ефимова ведущими специалистами М.Е.Петрулеви-
чем, Е.Н.Бисовко, Л.Н.Шафровым, Г.Ф.Решем, В.И.Ни-
китиным по техническому заданию отдела проектов;
заместитель начальника отдела - Ю.С.Дегтерев, веду-
щий проектант - Ю.В.Беляев. Координацию работ по
созданию ОПС «Алмаз» осуществляла группа главного
ведущего конструктора ВАПоляченко.
‘кФ.Реш, ДФ.ЪжиоР,
Л.
АО «ВПК «НПО машиностроения»
РАЗРАБОТКА ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ
ВОЗВРАЩАЕМОГО АППАРАТА СИСТЕМЫ «АЛМАЗ»
Возвращаемый аппарат был предназначен для до-
ставки экипажа из трех человек в скафандрах на орби-
тальную пилотируемую станцию «Алмаз» в составе
тяжелого транспортного корабля снабжения и возвраще-
ния экипажа на Землю. Конструкция и состав бортовых
систем возвращаемого аппарата обеспечивали возмож-
ность его автономного существования на орбите до двух
витков и последующий спуск на Землю при использова-
нии твердотопливной тормозной двигательной установки
и жидкостной двигательной установки.
Жидкостная двухрежимная ДУ с вытеснительной
системой подачи топлива работала на следующих
компонентах: окислитель азотная кислота, горючее
несимметричный диметилгидразин, газ наддува
азот. Низкая температура замерзания азотной кис-
лоты позволяла держать ДУ в боевой готовности при
полете ВА в состыкованном с ОПС или ТКС состоя-
нии, упрощая систему терморегулирования. Основ-
ные параметры ДУ:
-	суммарный импульс тяги ДУ 100 кгс*с;
-	суммарное время работы при спуске - не менее 4 ч;
-	масса заправляемого топлива:
•	окислитель - 38,4 кг;
•	горючее - 20,6 кг;
223
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Двигательная установка ВА
-	масса заправляемого азота - 4,5 кг;
-	масса сухой ДУ без учета оборудования -117 кг.
В ДУ использовались двигатели 11Д433 (12 шт.)
разработки ТМКБ «Союз».
Пневмогидравлическая система топливоподачи
обеспечивала работу двигателей в двух режимах:
-	на орбитальном участке (стабилизация и ориента-
ция) с тягой 17,5 кгс;
-	на участке спуска с орбиты при работе ТДУ и
управлении качеством при движении в плотных слоях
атмосферы с тягой 25,2 кгс.
Двенадцать двигателей малой тяги разделены на
три связки по четыре двигателя в каждой, которые
включаются по командам системы управления в раз-
личных сочетаниях в соответствии с программой по-
лета.
Функционирование ДУ
При штатной работе команды управления подаются
на двигатели всех трех связок в зависимости от режима
полета, обеспечивая необходимый повышенный уро-
вень тяги на участках работы ТДУ и спуска в плотных
слоях атмосферы.
При отказе любого двигателя система управления
автоматически отключает аварийную связку и передает
команды управления на оставшиеся работоспособные
связки.
Компоновка ДУ отличалась исключительной плот-
ностью. В этих условиях было найдено интересное тех-
ническое решение для обеспечения герметичной
сборки ДМТ с носовым отсеком ВА. Оно заключалось
в создании «разрезного» ДМТ. Его камерная часть с
частью сопла устанавливалась внутри отсека, а остав-
шаяся часть сопла (сопловой вкладыш) крепилась к
нишам отсека с помощью фланцев. Внутренние поверх-
Компоновка ДМТ на ВА
Сопловой блок ВА
ности сопловых вкладышей, изготовленных из тепло-
защитного материала, повторяли профиль соответ-
ствующих частей раструба сопл полноразмерного
двигателя.
Еще одной оригинальной разработкой, внедренной
на ДУ ВА (а также на ДУ ОПС «Алмаз»), был прибор
бесконтактного контроля количества топлива в баках с
металлическими диафрагмами - радиационный изме-
ритель количества топлива. Разработчик прибора -
ВНИИРТ. В состав прибора входили источники излуче-
ния БИТ и детекторы ДИТ. Источником у-излучения яв-
лялся изотоп цезия, в качестве детектора
использовался термовибропрочный кристалл NaJ или
Те. Они устанавливались на топливных баках в диамет-
рально противоположных местах: один - у штуцера
наддува, другой - у топливного штуцера, образуя из-
мерительную часть прибора. С датчиков БИТ поступали
импульсы, частота следования которых связана опре-
деленной зависимостью с количеством топлива в
баках. Прибор работал в автоматическом и ручном (с
пульта пилота) режимах, обеспечивая измерение сум-
марного количества топлива и количества компонентов
топлива в каждом из баков.
Разработка двигательной установки ВА производи-
лась в ЦКБМ (ныне АО «ВПК «НПО машиностроения»)
отделом С.В.Ефимова, ведущий специалист -
Л.Н.Шафров, заместитель начальника отдела -
Ю.С.Дегтерев, ведущий проектант - А.В.Благов.
224
Глава 4
Руководители, специалисты ОКБ-52 - ЦКБМ - НПО машиностроения, возглавлявшие работы
и принимавшие активное участие в разработке двигательных установок космических
аппаратов «Полет» и орбитальных станций «Алмаз»
Ю. В.Беляев (1931-1999 гг.).
С 1959 г. работал в ОКБ-52
(АО «ВПК «НПО машино-
строения»)
В.Н.Челомей (1914-1984 гг.).
Дважды Герой Социалистического Труда.
Генеральный конструктор ракетной и ракетно-
космической техники. Академик АН СССР. В 1944-
1953 гг. - главный конструктор и директор
завода № 51 МАП. С1955 г. - главный, с 1959 г. -
генеральный конструктор ОКБ-52 (АО «ВПК
«НПО машиностроения»). Лауреат Ленинской и трех
Государственных премий СССР
А.В.Благов (1934-2016 гг.).
С1960 г. работал в ОКБ-52
(АО «ВПК «НПО машино-
строения»). Заслуженный
конструктор РФ
Г.А.Ефремов (род. в 1933 г.).
Герой Социалистического
Труда. С1956 г. работает в
ОКБ-52 (АО «ВПК «НПО ма-
шиностроения»), в 1984-
2007гг. - генеральный
директор - генеральный
конструктор предприятия.
К.т.н. Лауреат Ленинской и
Государственной премий
СССР, премии
Правительства РФ
Ю.СДегтерев
(1928-2001 гг.).
С 1959 г. работал в ОКБ-52
(АО «ВПК «НПО машино-
строения»)
С.В.Ефимов
(1924-1990 гг.).
С 1960 по 1987 гг.
работал в ОКБ-52 (АО «ВПК
«НПО машиностроения»)
А.И.Эйдис
(1913-2004 гг.).
С 1957 г. - заместитель
главного конструктора,
заместитель генераль-
ного конструктора
ОКБ-52 (АО «ВПК «НПО
машиностроения»).
Лауреат Ленинской
премии
ДА.Минасбеков
(род. в 1934 г.).
С1959 по 2016 гг. работал в
ОКБ-52 (АО «ВПК «НПО
машиностроения»);
заместитель генерального
конструктора. К.т.н. Лауреат
Государственной премии
СССР
ВАЛоляченко (род. в 1929г.).
С1959 г. работает в ОКБ-52
(АО «ВПК «НПО машино-
строения»). В1961-1965 гг. -
ведущий конструктор КА
«Полет», в 1965-1982 гг. -
главный ведущий конструк-
тор орбитальной станции
«Алмаз». К.т.н.
225
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
lt.lt. Кмлнсн/со, Ь..Н.1ктрснко
ПАО ТМКБ «Союз»
ЖРД И ДУ ДЛЯ КА ИС, УС-А, УС-П, УС-К, Е8, Е8-5,
«ЭКРАН», РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ
СИСТЕМЫ Н1-ЛЗ, ОПС «АЛМАЗ»,
РАКЕТОПЛАНА «БОР-4»
ПАО ТМКБ «Союз» своим становлением обязано
космической тематике. В конце 1950-х гг. предприятию
ОКБ-ЗОО генерального конструктора С.К.Туманского
была поручена разработка космической двигательной
установки для истребителя спутников «ИС» по техни-
ческому заданию ОКБ-52 генерального конструктора
В.Н.Челомея.
Проектированием ДУ занялся коллектив конструк-
торов, двумя годами ранее выделенных из КБ и пере-
ориентированных с тематики ВРД на ЖРД. Возглавил
эту работу молодой, талантливый ведущий конструктор
Владимир Георгиевич Степанов. В задачи ДУ входило
обеспечение стабилизации космического аппарата ИС
на орбите ИСЗ и изменение параметров орбиты (манев-
рирование в полете). В состав ДУ (первоначально - ин-
декс КД1-300) входили один жидкостной ракетный
двигатель разгона тягой 1500 кгс, 4 ЖРД управления
тягой 600 кгс, 6 двигателей «мягкой» стабилизации
тягой 0,6 кгс, 8 двигателей «жесткой» стабилизации
тягой 10 кгс, 4 сферических топливных бака объемом
210 л каждый. В конструкции ДУ впервые в мире для
стабилизации космического аппарата были применены
жидкостные ракетные двигатели малой тяги - 210А и
21 ОБ - на двухкомпонентном топливе.
Топливные баки также имели оригинальную кон-
струкцию, в них в качестве разделительно-вытесни-
тельного элемента использовалась металлическая
диафрагма, обеспечивающая надежную подачу компо-
нентов топлива на вход в двигатели в условиях невесо-
мости, гарантированное разделение жидкого топлива
от газа наддува, а также возможность минимального
смещения центра масс объекта при выработке топлива.
Подача топлива в двигатели разгона и управления осу-
ществлялась с помощью турбонасосного агрегата, в
В.Г.Степанов (1926-2013 гг.).
В 1964-1983 гг.-
руководитель - главный
конструктор ТМКБ «Союз».
В 1983-1988 гг.-
генеральный конструктор
Ленинградского НПО им.
В.Я.Климова. Д.т.н. Лауреат
Гэсударственных премий
СССР (дважды)
двигатели стабилизации - непосредственно из баков,
надутых до 10 кгс/см2.
С поставкой ДУ КД1-300 на летные испытания ОКБ
С.К.Туманского опаздывало, поэтому первый маневри-
рующий космический аппарат «Полет-1»(объект И-2Б)
был укомплектован в ОКБ-52 двигательной установкой
собственного изготовления, в состав которой из агре-
гатов ДУ КД1-300 входили только двигатели стабили-
зации 210А-300 и 210Б-300. С большой натяжкой к
агрегатам, заимствованным с ДУ КД1-300, можно от-
нести топливные баки, в которых был использован
принцип работы (выкладки) вытеснительных диафрагм
сферических баков, но перенесенный на «чечевичную»
форму баков объекта И-2Б. С точки зрения интересов
двигательной установки КД1-300 в этом полете была
подтверждена принципиальная возможность исполь-
зования в космических ДУ жидкостных ракетных дви-
гателей малой тяги (тогда их называли
«микродвигатели») и металлических вытеснительных
диафрагм в топливных баках.
После завершения стендовой отработки ДУ КД1-300
на стендовой базе вблизи поселка Фаустово двигатель-
ная установка в составе космического аппарата И-1Б
была поставлена на полигон в Байконур (Тюратам). За-
пуск космического аппарата состоялся 12 апреля 1964 г.
Аппарату было присвоено открытое наименование
«Полет-2». Летные испытания КА «Полет-2» оказались
неудачными. На первом длительном включении про-
изошла разгерметизация рубашки охлаждения двига-
теля разгона, и к моменту второго включения баки
горючего были полностью опорожнены. Результатом
такого исхода явились два важнейших решения:
-	первое-техническое, принятое генеральным кон-
структором КА ИС В.Н.Челомеем, - во имя обеспечения
высокой надежности перейти от турбонасосной подачи
компонентов топлива к вытеснительной схеме питания
двигателей;
-	второе - организационное, принятое руководством
МАП, - выделить конструкторов во главе с В.Г.Степано-
вым в самостоятельное предприятие п/я 1864 (ныне ПАО
ТМКБ «Союз»), которое 1 августа 1964 г. перебазирова-
лось в поселок Тураево, где имелись опытное про-
226
Глава 4
Двигательная установка 5Д18 в составе
KA-перехватчика комплекса «ИС»
изводство и помещения для размещения конструкто-
ров и администрации. В то же время дальнейшие ра-
боты по разработке и производству ЖРДМТ были
переданы заводу Ns 500. После конструктивных изме-
нений двигателям были присвоены индексы 21 ОД и
210Е.
Переход к вытеснительной системе подачи топлива
позволил существенно повысить надежность ДУ, т.к.
максимальный уровень давлений топлива (горючего)
снизился со 160 до 32 кгс/см2, и в конструкции не стало
потенциально опасного агрегата ТНА. На новой двига-
тельной установке, получившей индекс 5Д18, были
установлены новые двигатели разгона и управления
одинаковой конструкции и с тягой 600 кгс, а двигатели
«жесткой» и «мягкой» стабилизации заменены на дви-
гатели 123АУ и 119АУ. При этом их номинальная тяга в
составе ДУ увеличилась до 16 и 0,9 кгс в соответствии
с повышением давления в топливных баках.
Двигательная установка 5Д18 прошла весь цикл
наземной отработки и 27 октября 1967 г. была запу-
щена в космос в составе КА ИС («Космос-185»). Начи-
ная с этого момента во всех пусках ИС двигательная
установка работала безотказно. Первый перехват кос-
мической цели состоялся 1 ноября 1968 г. спутником
ИС («Космос-252»),
Одновременно с работами по созданию ДУ для ИС
по техническому заданию ОКБ-52 началась разработка
двигательной установки КД2-300 для управляемых
спутников УС-А и УС-П глобальной морской разведки
и целеуказания. Эта двигательная установка выполняла
функции четвертой ступени ракеты-носителя, создавая
импульс доразгона для достижения первой космиче-
ской скорости и выведения КА на орбиту ИСЗ, осу-
ществляла коррекцию параметров орбиты и
обеспечивала постоянную ориентацию и стабилизацию
космического аппарата. Двигательная установка
в своем составе имела восемь сферических топливных
баков объемом 60 л каждый, один двигатель разгона
тягой 500 кгс, 6 двигателей коррекции и «жесткой» ста-
билизации тягой 10 кгс (21 ОД), 10 двигателей «мягкой»
стабилизации (21ОЕ), 4 стальных шар-баллона объемом
10 л каждый с запасом сжатого азота для вытеснения
топлива из баков.
Стендовая отработка ДУ началась в 1964 г. на экс-
периментальной базе в Фаустово. По результатам ис-
пытаний были проведены три мероприятия.
Окислитель АК-27И был заменен на АТ, вместо двига-
телей 21 ОД и 21 ОЕ установлены двигатели МД10-ТУ и
МД0,6-ТУ с уменьшенными объемами заклапанных по-
лостей для предотвращения отложения в тангенциаль-
ных отверстиях форсунок солей алюминия,
растворенных в окислителе. Выделение солей происхо-
дит при вскипании окислителя в заклапанной полости
после выключения двигателя. Третье мероприятие за-
ключалось в установке на входе в газовый редуктор
теплового демпфера для предотвращения подгорания
тефлонового уплотнения редуктора при повышении
температуры пусковой порции газа при его торможе-
нии на входе в редуктор.
Двигательная установка 4Я18 космических
аппаратов УС-А и УС-П
Первые летные пуски космических аппаратов УС-А
(«Космос-102») и УС-П («Космос-699») с двигательной
установкой 4Я18 состоялись соответственно 27 де-
кабря 1965 г. и 24 декабря 1974 г. При проведении
летных испытаний выявлены два дефекта ДУ. Так,
21 сентября 1972 г. («Космос-516») на 32-е сутки по-
лета КА УС-А отказал двигатель «мягкой» стабилизации
в правом выносном блоке, в результате чего при дости-
жении предельных углов отклонения в канале рыска-
ния активная зона реактора ядерной энергетической
установки БЭС-5 была автоматически переведена на ор-
биту длительного существования. После проведения
комплекса исследований было установлено, что причи-
ной дефекта явилась разгерметизация сильфона кла-
панного механизма по линии окислителя из-за его
недостаточной циклопрочности при работе в условиях
космического пространства. Для предотвращения по-
вторения дефекта и повышения надежности системы
стабилизации клапанные механизмы КММ были заме-
227
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
йены на бессильфонные клапаны 0409 с мягким фтор-
пластовым уплотнением и введена резервная связка
двигателей «мягкой» стабилизации.
Второй дефект выявился 25 апреля 1973 г. На пер-
вом включении двигателя разгона двигательной уста-
новки 4Я18 № 94-42 произошел прогар рубашки
охлаждения ДР в районе критического сечения, в ре-
зультате чего импульс доразгона не был выдан в пол-
ном объеме, аппарат УС-А не вышел на орбиту ИСЗ и
(вместе с ядерной установкой БЭС-5) упал в Тихий
океан вблизи островов Туамоту. Причиной дефекта
явился недостаточный запас по охлаждению двигателя
разгона. Мероприятие заключалось в увеличении рас-
хода горючего в завесу охлаждения с 7,5 до 14 % от
суммарного расхода горючего.
После введения указанных мероприятий двигатель-
ная установка 4Я18 в составе космических аппаратов
УС-А и УС-П работала без замечаний в течение всего
времени эксплуатации системы глобальной морской
космической разведки и целеуказания.
Следующим этапом работы предприятия в области
создания двигательных установок для космических ап-
паратов была разработка ДУ 11Д71 системы обеспече-
ния запуска двигателя блока «Д» в рамках программы
Л1 и серии двигательных установок 11Д72,11Д73,
11Д74,11Д76 комплекса Н1-ЛЗ, с помощью которых
предполагалось доставить экспедицию на Луну и вер-
нуться обратно на Землю.
В функции ДУ 11Д71 входило не только создание пе-
регрузки для прижатия компонентов топлива к днищам,
где расположены заборные горловины, но также стаби-
лизация, ориентация изделия при пассивном полете на
участке выведения и на орбите ИСЗ, гашение начальных
возмущений при отделении от ракеты-носителя и стаби-
лизация объекта при работе основного двигателя.
Двигательная установка имеет в своем составе
Двигательная установка 11Д71 системы обеспечения
запуска двигателя блока «Д» лунной системы Л1
впервые созданный двухкомпонентный сферический
бак (V = 60 л) с металлическими вытеснительными диа-
фрагмами, два ЖРДМТ перегрузки, набор двигателей
стабилизации, шар-баллон с запасом сжатого азота, ре-
гулятор давления газа в системе наддува.
Первоначально ДУ была укомплектована двигате-
лями Р210В-300, разработанными и изготовленными
на заводе № 500. В ходе стендовых испытаний двига-
телей на режимах длительных непрерывных включений
были выявлены эрозия и прогар стенки камеры сгора-
ния в районе критического сечения. В связи с этим
было принято решение о замене двигателей Р210В-300
на двигатели МД10-АУ, разработанные ТМКБ «Союз».
Температура стенки критического сечения у этих дви-
гателей была ниже допустимых значений за счет вве-
дения биметаллической вставки на наиболее
теплонапряженном участке камеры сгорания.
Летные испытания ДУ 11Д71 в составе блока «Д»
начались в 1967 г. После модернизации двигательной
установки ей был присвоен индекс 11Д79 В оконча-
тельный вариант ДУ входят двигатели:
-	перегрузки МДТО-121 с тягой 2,5 кгс (1 шт.);
-	управления по каналу рыскания МДТО-123 с тягой
10 кгс (1 шт.);
Двигательная установка 11Д73 для лунного
комплекса Н1-ЛЗ
Двигательная установка 11Д76 для лунного
комплекса Н1-ЛЗ
228
Глава 4
-	управления по каналам крена и тангажа
МДТО-123-01 с тягой 5 кгс (2 шт.).
Все двигатели имеют в своем составе бессильфон-
ные клапанные механизмы 0409М с мягким фторпла-
стовым уплотнением.
За все время эксплуатации двигательные установки
11Д71 и 11Д79 безотказно работали в космосе и обес-
печивали запуск основного двигателя блока «Д» и его
модификаций (ДМ1, ДМ-2, ДМ-2М, ДМ3, ДМ4) при вы-
ведении космических аппаратов на траектории полета
к планетам Солнечной системы, к Луне (доставка «Лу-
нохода», взятие лунного грунта), при выведении спут-
ников связи, в т.ч. «Глонасс», на стационарную орбиту,
при всех пусках по международной программе «Мор-
ской старт». В настоящее время эксплуатация ДУ11Д79
продолжается.
Двигательные установки 11Д72, 11Д73, 11Д74,
11Д76, предназначавшиеся для комплекса Н1-ЛЗ лун-
ной экспедиции, имели в своем составе в различных
сочетаниях наборы ЖРДМТ с тягой 40,10 и 2,5 кгс.
Все двигательные установки прошли полный цикл
наземной отработки и были проверены в космосе с по-
ложительными результатами. Однако из-за отрицатель-
ных результатов работ по созданию ракеты-носителя
Н1 тема была закрыта в 1974 г.
В1968 г. на заводе имени С.А.Лавочкина под руко-
водством главного конструктора Г.Н.Бабакина началась
разработка космических аппаратов Е8-5 для забора
лунного грунта в автоматическом режиме и доставки
его на Землю, а также Е8 для доставки автоматической
станции «Луноход» на поверхность Луны. Исполнитель-
ными органами системы ориентации и стабилизации на
траектории полета к Луне, включая участок мягкой по-
садки, служили жидкостные ракетные двигатели
11Д441М с тягой 10 кгс, разработанные и изготовлен-
ные в ТМКБ «Союз».
Всего было проведено 11 пусков КА Е8-5 и 3 пуска
КА Е8. Из них три пуска КА Е8-5 закончились успешно
с доставкой лунного грунта на Землю. По программе
Е8 два пуска завершились доставкой аппаратов «Луно-
ход» на поверхность Луны.
В одном из пусков по программе Е8-5 («Луна-18»)
при посадке на Луну аппарат «завалился» на бок. В со-
общении ТАСС было сказано, что неудачная посадка КА
«Луна-18» обусловлена неблагоприятной лунной топо-
графией в гористой местности моря Изобилия.
Как показали исследования в условиях, имитирую-
щих ситуацию при прилунении, истинной причиной не-
удачного прилунения явился отказ клапанного
механизма двигателя 11Д441М из-за его коррозии при
реализованной в полете повышенной температуре дви-
гателя на солнечном борту. Мероприятие заключалось
в прокладке медной шины между двигателями солнеч-
ного и теневого бортов, что обеспечило температуру
Двигатель 11Д441М для лунного космического
аппарата Е8-5
Космический аппарат Е8-5 с двигателями 11Д441М
клапанных механизмов в допустимых пределах. После
внедрения мероприятия дефект не повторялся.
Еще одной работой с Машиностроительным заво-
дом имени САЛавочкина, который к тому времени
стал Научно-производственным объединением, было
создание двигательной установки 5Д26, предназначен-
ной для проведения коррекции орбиты космических ап-
паратов УС-К (индекс 5В95) системы предупреждения
о ракетном нападении, а также стабилизации КА в се-
ансах разгрузки маховичной системы стабилизации.
Конструктивные особенности двигательной уста-
новки:
-	первые в мире цилиндрические топливные баки с
металлическими сильфонными вытеснителями;
-	первые в мире двухкомпонентные ЖРДМТ 11Д443
тягой 0,3 кгс (двигатели стабилизации) с цилиндриче-
ской форкамерой.
229
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Космический аппарат УС-К с двигательной
установкой 5Д26
Для обеспечения «холодного» резервирования ос-
новная и резервная связки двигателей оснащены ори-
гинальными магистральными клапанами КДМС-250 с
двойным уплотнением.
Межведомственные стендовые испытания ДУ 5Д26
были завершены в декабре 1977 г., и двигательная
установка в составе КА 5В95 была принята на вооруже-
ние в 1982 г.
Первый спутник системы СПРН (КА 5В95 с ДУ 5Д26)
был запущен 19 сентября 1972 г. К 1979 г. была раз-
вернута система раннего обнаружения стартов межкон-
тинентальных баллистических ракет из четырех
космических аппаратов УС-К.
Жидкостные ракетные двигатели малой тяги
11Д432 (R=2,5 кгс), 11Д433 (R=20 кгс), 11Д434 (R=40 кгс)
применялись также в составе орбитальной пилотируе-
мой станции «Алмаз» генерального конструктора
В.Н.Челомея («Салют-3» и «Салют-5») и на
беспилотном орбитальном ракетоплане
«Бор-4» (ЖРДМТ 11Д441М, R = 10 кгс) ге-
нерального конструктора Г.Е.Лозино-Ло-
зинского.
В составе «Алмаза» («Салют-3») про-
изошел отказ двигателя стабилизации
11Д432 - разгерметизация сильфона кла-
панного механизма основной связки, по-
этому стабилизация КА была переведена на
резервную связку двигателей. Это обстоя-
тельство послужило причиной того, что в
дальнейшем (после полета «Салюта-5») на
ОПС «Алмаз» были применены ЖРДМТ
НИИМАШ (г. Нижняя Салда). А в ТМКБ
«Союз» было проведено кардинальное ме-
роприятие по предотвращению повторения
подобных дефектов - клапанные меха-
низмы КМУ и КММ были заменены на бес-
сильфонные клапаны 0409 с мягким фторпластовым
уплотнением. В процессе всей дальнейшей эксплуата-
ции всех космических двигателей и двигательных уста-
новок ТМКБ «Союз» замечаний по работе клапанов не
возникало.
Наиболее оригинальной и конструктивно необыч-
ной стала двигательная установка 11Д78, предназна-
ченная для точного выведение спутников связи
«Радуга», «Экран», «Горизонт» главного конструктора
М.Ф.Решетнева в заданную точку геостационарной ор-
биты ИСЗ, перемещения (при необходимости) в другую
переназначенную точку, а также для периодической
коррекции параметров орбиты, необходимость которой
возникает в результате прецессии спутника вокруг за-
данной точки.
Уникальность ДУ 11Д78 заключается в том, что
на ней установлены двигатели 11Д444 тягой 0,04 кгс,
которые до сих пор являются рекордсменами по
минимальной тяге среди двухкомпонентных
ЖРДМТ, и цилиндрические топливные баки с ме-
таллическим сильфонным вытеснителем, который
вытесняет жидкое топливо за счет давления насы-
щенных паров фреона, заправленного в полость
наддува.
Летные испытания ДУ 11Д78 в составе КА прошли
нормально, за исключением одного нюанса: через три
месяца полета резко снизилась тяга двигателя. В ре-
зультате исследований, проведенных совместно с
ГосНИИ-25 МО, было установлено, что снижение тяги
обусловлено перекрытием капиллярной линии подачи
окислителя в камеру сгорания коагулированными ча-
стицами органики, образовавшимися вследствие поли-
меризации незначительного количества (~1х10'4 %)
растворенных в окислителе органических примесей.
Полимеризация органики происходила под действием
Ряд ЖРДМТ тягой от 0,04 до 40 кгс для ОПС «Алмаз», КА «Радуга»
и других космических аппаратов
230
Глава 4
ОПС «Алмаз»
Двигательная установка 11Д78для КА «Радуга», «Экран», «Горизонт»
облучения от естественных радиацион-
ных поясов Земли.
Мероприятие по очистке окислителя
от органических примесей заключалось
в облучении его дозой, вызывающей
максимальную полимеризацию раство-
ренной органики, с последующей
фильтрацией через 2-микронный
фильтр. После этого мероприятия даль-
нейшая эксплуатация ДУ 11Д78 прохо-
дила без замечаний.
Таким образом, созданные в ТМКБ
«Союз» двигатели и двигательные уста-
новки применялись в таких престижных
программах, как:
-	перехват космической цели;
-	глобальная морская разведка и це-
леуказание;
-	старт космических аппаратов с про-
межуточной орбиты ИСЗ к другим пла-
нетам Солнечной системы;
-	экспедиция автоматической стан-
ции за лунным грунтом;
-	доставка на Луну аппаратов «Луно-
ход»;
-	создание Системы предупреждения
о ракетном нападении;
-	стабилизация на орбите и коррек-
ция орбиты ОПС «Алмаз»;
-	стабилизация беспилотного орби-
тального ракетоплана «Бор-4»;
-	точное выведение спутников связи
«Радуга», «Экран», «Горизонт» в задан-
ную точку геостационарной орбиты ИСЗ
и коррекция этой орбиты.
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
ДВИГАТЕЛИ ДЛЯ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ
ТЕХНИКИ ФГУП «НИИМАШ»
1958-1980 гг.
Приказом председателя Государственного комитета
по авиационной технике Совета Министров СССР
П.В.Дементьева Ns 356 от 1 сентября 1958 г. опреде-
лено строительство и развитие завода Б-175 в г. Ниж-
няя Салда Свердловской области в качестве
испытательного центра и опытной базы НИИ-1 (ныне
Исследовательский центр имени М.В.Келдыша); завод
Б-175 реорганизован в филиал № 2 НИИ-1. Начальни-
ком филиала стал М.Г.Миронов.
С этого момента началось строительство испыта-
тельного комплекса 101. Комплекс предназначался для
отработки узлов, агрегатов и двигателей конструктор-
ского бюро С.П.Изотова. Первым начальником испыта-
тельного комплекса назначен ААТемпалов.
1962 г. стал отправной точкой в истории института, с
которой начался отсчет деятельности по основной тема-
тике. 17-18 июня на стенде № 2 ИС-101 состоялось пер-
вое огневое испытание модельного ЖРД тягой 100 кг
завода имени В.Я.Климова. Участниками этого истори-
ческого события в г. Нижняя Салда были мотористы
ВАЩукин, А.П.Ацман - опытный моторист НИИ-1 за
пультом управления, А.И.Разжигаев - электромеханик,
прибористы Э.К.Вьюженко, Г.П.Постылякова, Л .А. Да-
выдова, А.Д.Мозгалев, лаборант-химик Н.П.Фарафон-
това, а также инженеры комплекса П.С.Солдатов -
инженер группы автоматики и измерений, Ю.АЖурав-
лев - старший специалист по спецтопливу, АЛКостюк -
начальник химической лаборатории, НАГалаков - на-
чальник сектора отдела 100, Г.В.Ульянов - старший ин-
женер группы автоматики и измерений, а также
руководители комплекса и предприятия.
В июне 1962 г. стенды ИС-101 могли исследовать
рабочие процессы в камерах сгорания и соплах ЖРД,
А. А.Тем палов
М.Г.Миронов.
С 1958 по 1966 гг.-
начальник филиала Ns 2
НИИ-1

А.И.Разжигаев.
С 1984 г. - главный
инженер
В.И.Чепак.
С 1966 по 1974 г.-
директор филиала № 2
НИИ-1
устойчивость их работы, процессы газогенерации и
теплообмена. Первое огневое испытание на компо-
нентах топлива ТГ-02 и АК-20 показало пригодность
всех систем стенда для проведения научно-исследо-
вательских работ с жидкостными ракетными двига-
телями.
Под руководством М.Г.Миронова проведен ком-
плекс доводочных испытаний двигателя 8Д419 разра-
ботки главного конструктора С.П.Изотова, а коллектив
филиала в этот период приобрел неоценимый опыт ра-
боты в экстремальных условиях.
13 сентября 1960 г. приказом № 287/к организо-
ван конструкторский отдел для обеспечения докумен-
тацией на оборудование и монтажные работы
испытательного комплекса. В 1962 г. начальником
конструкторского отдела назначен А.К.Быков. Под его
руководством сформировалась инициативная группа
по поиску конструкторских проработок в области ра-
кетно-космического двигателестроения малой тяги.
«Правой рукой» А.К.Быкова был О.Б.Тимирязев -
один из самых активных работников (в дальнейшем
ведущий конструктор нового направления деятельно-
сти института).
Назначенный после М.Г.Миронова на пост дирек-
тора филиала В.И.Чепак активно поддержал работы
инициативной группы, возглавляемой А.К.Быковым,
232
Глава 4
и принял ряд организационных мер по привлечению
подразделений предприятия к проведению поиско-
вых исследований зарождающегося направления
работ.
Весь 1967 г. ушел на анализ отечественных и зару-
бежных разработок, был сделан выбор основных пара-
метров РДМТ, выполнены расчеты, выпущен эскизный
проект и начато изготовление двух камер сгорания и
подготовка к огневым испытаниям на смежных пред-
приятиях. Усилия всех изобретателей и конструкторов
были вознаграждены. Результаты экспериментальных
исследований и опытно-конструкторских работ под
личную ответственность В.И.Чепака были представ-
лены филиалом и одобрены ЦКБЭМ (ныне РКК «Энер-
гия»), В 1969 г. ЦКБЭМ выдало филиалу техническое
задание на разработку двигателя причаливания и ори-
ентации для космического корабля 11Ф732 класса
«Союз», а в дальнейшем для первой в мире долговре-
менной орбитальной станции, названной «Салют-1».
Работы по ДОС были выдвинуты на первый план и раз-
работка двигателя для нее началась. Двигателю при-
своили индекс 11Д428. Исполнял обязанности главного
конструктора директор филиала В.И.Чепак, ведущим
конструктором был О.Б.Тимирязев.
26 сентября 1969 г. в ФНИИТП из куйбышевского
филиала ЦКБЭМ (ранее ЦКБЭМ являлся филиалом
Ns 3 ОКБ-1, созданного С.П.Королевым), преобразован-
ного в 1977 г. в самостоятельную организацию - Цент-
ральное специализированное конструкторское бюро -
поступило уведомление о том, что ФНИИТП определен
изготовителем микроЖРД для спутника оптической
разведки 11Ф624 «Янтарь-2К».
ЖРДМТ11Д428, первый двигатель разработки
НИИМаш
Е.Г.Ларин.
С 1971 до 2014 г.-
главный конструктор
В этот же период намечается новое тематическое
направление в области двигателей большой тяги,
сформированное общественным конструкторским
бюро, действовавшим на предприятии под руковод-
ством А.К.Быкова. Результаты проработок были поло-
жены в основу «Докладной записки в ЦК КПСС по
вопросу постройки опытного завода в г. Н. Салда
Свердловской области для разработки кислородно-во-
дородных и других двигателей для космических ракет».
Записка была направлена в 1966 г. Авторы записки -
А.К.Быков, Г.Е.Бикулев, О.Б.Тимирязев, В.С.Исаков и
ряд других специалистов.
В апреле 1969 г. был подписан приказ министра об-
щего машиностроения СССР о создании комплекса 201
для испытания кислородно-водородных двигателей
тягой до 300 т. В 1971 г. обязанности главного кон-
структора были возложены на Е.Г.Ларина, который ру-
ководил разработкой 30 наименований двигателей и их
модификаций. Особо следует отметить его участие во
внедрении АТИНа в качестве компонента топлива, ко-
торое позволило решить проблему «засоления» гид-
равлических трактов форсунок двигателя при
длительных режимах работ. Это решение сняло
ограничения с двигателей по длительности их работы.
В настоящее время АТИН используется во всех ДУ КА.
В результате проведения в максимально сжатые
сроки НИОКР уже в 1970 г. первая партия двигателей
была поставлена для комплектации ДОС «Салют-1».
Именно с этого времени основным направлением дея-
тельности филиала стало проведение НИОКР по созда-
нию ракетных двигателей малой тяги, их производство
и поставка для различных КА, в т.ч. пилотируемых.
Как известно, основное качество объектов космиче-
ской техники (особенно пилотируемой космонавтики) -
высокая надежность и безопасность эксплуатации.
Впервые в мировой практике в план контроля качества
изготовления двигателей были включены огневые ис-
пытания на штатных компонентах топлива каждого по-
ставляемого экземпляра без переборки при поставке
потребителю. Для реализации такого плана контроля
233
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
была разработана технология удаления компонентов
топлива и продуктов его сгорания из внутренних поло-
стей двигателя и их нейтрализации, обеспечивающая
полную безопасность при дальнейших работах с дви-
гателем. Современные европейские стандарты ECSS
также регламентируют требования о подтверждении
соответствия параметров РДМТ приемочными огне-
выми испытаниями каждого экземпляра двигателя.
При создании двигателя 11Д428 начались разра-
ботка и освоение новых для филиала технологических
процессов по изготовлению деталей и сборке двигате-
лей малой тяги. Освоено изготовление малоразмерных
шнеко-центробежных форсуночных элементов (диа-
метром 2,5-5 мм при длине до 15 мм), изготовление
камер сгорания и сопел двигателей малой тяги, деталей
из новых сплавов и сталей типа 16Х-ВИ, 10Х32Н8 и др.
Разработаны технологические процессы сборки двига-
телей. Одновременно проводились работы по адапта-
ции существующей стендовой базы для испытаний
двигателей малой тяги.
Тем не менее, производственные мощности и воз-
можности стендовой базы не позволяли своевре-
менно выполнить изготовление и испытания
двигателей и их узлов в установленные сроки. С уче-
том этого руководством Министерства общего маши-
ностроения часть работ была передана в другие
организации отрасли:
-	изготовление ЭЖК передали на Воронежский ме-
ханический завод;
-	изготовление смесительной головки - на завод
ОАО «НПО Энергомаш» г. Химки Московской области;
-	изготовление сигнализаторов давления - на
«ЗЭМ», г. Калининград Московской области;
-	значительная часть огневых испытаний при автоном-
ной отработке двигателя была проведена в НИИХИММаш
(ныне ФКП НИЦ РКП) в г. Загорск (г. Сергиев-Посад);
часть огневых испытаний провели на стендах ЦИАМ.
19 апреля 1971 г. орбитальная станция «Салют-1»
была выведена на орбиту. Двигатели подтвердили вы-
сокую надежность и работоспособность в течение всего
срока активного существования станции и без замеча-
ний обеспечили ее функционирование. В эту важней-
шую работу особый вклад внесли лучшие специалисты
филиала:
1.	А.К.Быков - главный идеолог нового направления
развития филиала, руководитель инициативной группы
по разработке и формированию конструкции двига-
теля, руководил разработкой конструкторской доку-
ментации. Он сформировал облик двигателя,
превосходящий на тот период по своим габаритно-мас-
совым, динамическим и ресурсным характеристикам
лучшие зарубежные и отечественные образцы. Создан-
ный им облик двигателя стал основой большинства
дальнейших разработок НИИМаш.
Ю.А.Бешенее	В.В.Сергеев
Ю.И.Фарафонов
2.	Ю.А.Бешенев и В.В.Сергеев сформировали прин-
ципы организации рабочего процесса в камере, обес-
печившего требуемый удельный импульс тяги при
приемлемом тепловом состоянии конструкции.
3.	Ю.И.Фарафонов впервые в отечественном кос-
мическом двигателестроении предложил схему ЭЖК на
базе уплотнения запорного органа фторопласт по ме-
таллу, не имевшего аналогов в отечественном и зару-
бежном клапаностроении, а также уникальную
технологию запекания фторопласта, обеспечившую ра-
ботоспособность в широком (от -15 до +80 °C) диапа-
зоне температур и диапазоне давлений от 0 до 30 кгс/см2
при ресурсе более чем 500000 включений. Границы
работы по ресурсу до настоящего времени не уста-
новлены. ЭЖК 11Д428.200.00 до сих пор изготавли-
вается и эксплуатируется в составе современных
двигателей.
4.	В.М.Волков разработал и внедрил в производство
технологию обработки деталей из магнитомягкого
сплава 16Х. Эта технология используется до настоя-
щего времени при изготовлении клапанов всей линейки
созданных в НИИМаш двигателей.
5.	С.Е.Архипов возглавлял комплекс работ по прове-
дению испытаний двигателей в московских и подмосков-
ных организациях, руководил в качестве полномочного
представителя филиала монтажом их на первую в мире
орбитальную станцию, сборка которой выполнялась на
заводе им. М.В.Хруничева, и испытаниями этих двигате-
лей. Решал проблемы взаимодействия института с голов-
234
Глава 4
ЛА.Потабачный
В.Н.Ермашкевич
П.С.Солдатов
А.В.Безбородов
В.В.Балыков
ными организациями, в т.ч. ЦКБЭМ (РКК «Энергия»),
НИИТП (ИЦ им. М.В.Келдыша) и ЦИАМ.
6. В.Н.Ермашкевич возглавлял работы по испыта-
ниям, анализу результатов испытаний, разработке
предложений по уточнению конструкции.
7.	Л.А.Потабачный совместно с П.С.Солдатовым
оказали всестороннюю помощь Ю.И.Фарафонову по
разработке, выпуску КД и испытаниям первого вари-
анта СДК.
8.	Л.А.Потабачный и Е.В.Леденева были официаль-
ными представителями главного конструктора на ЗЭМ
по изготовлению сигнализатора.
9.	Ю.З.Андреев был официальным представителем
главного конструктора на заводе ОАО «НПО Энергомаш
им. В.П.Глушко» и обеспечил техническое руководство
в процессе освоения заводом изготовления смеситель-
ной головки и ее поставки для комплектации ЖРДМТ.
10.	А.В.Безбородов был официальным представи-
телем главного конструктора на Воронежском механи-
ческом заводе и осуществлял техническое руководство
в процессе освоения заводом изготовления ЭЖК и
последующего изготовления и поставок клапанов для
комплектации ЖРДМТ.
В создание двигателя 11Д428 и обеспечение первых
поставок существенный вклад внесли руководители и
специалисты филиала В.В.Балыков, Т.К.Белоглазова,
А.Н.Боронин, М.С.Булатов, Ф.С.Василенко, А.Т.Головин,
И.Ф.Голямин, В.Я.Даньшин, РАДжангулов, ААДолгих,
В.С.Исаков, В.В.Красковский, В.ВЛетягин, Л.ПЛечиц-
кий, А.С.Маклаков, В.Г.Опанасенко, А.И.Разжигаев,
Л.И.Старкова, М.Н.Сарбаев, С.Г.Старостин, В.Ф.Чумак,
Б.Н.Юдин и многие другие, а также ведущие специали-
сты научно-исследовательских институтов отрасли.
В 1970 г. филиал НИИТП по ТЗ ЦСКБ (г. Куйбы-
шев (Самара)) начал разработку трех наименований
двигателей для спутника «Янтарь-2К». Двигателям
были присвоены индексы 11Д428М (тяга 10,6 кгс),
11Д446 (5,5 кгс) и 11Д445 (10,8 кгс).
В1974 г., после завершающих доводочных испыта-
ний, были начаты ЛКИ двигателей, а в 1975 г. завер-
шены межведомственные испытания.
Первые двигатели 11Д428 и 11Д428М обладали
определенным недостатком: невысокой стабильностью
теплового режима камеры сгорания, который
ограничивал диапазон допускаемых соотношений ко-
манд и пауз при работе двигателей и длительности его
работы в непрерывном режиме. Эти ограничения не
позволяли в полном объеме реализовать программу
управления КА. Конечно, двигатель значительно рас-
ширял возможности управления КА, но жизнь шла впе-
ред, и нужны были двигатели без ограничений
режимов работы. Проблема была критической: отсут-
ствие решения могло привести к потере лидерства фи-
лиала в этой области.
В этот период талантливым теоретиком-физиком,
обладающим многопрофильными возможностями,
старшим научным сотрудником КБ филиала Е.И.Ермо-
ловичем был предложен новый способ организации
рабочего процесса в камере двигателя, т.н. перевер-
235
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
ЖРДМТ11Д428М
ЖРДМТ11Д445
ЖРДМТ11Д446
тыш, где подача окислителя была реализована по
внешнему контуру, а подача горючего по внутреннему
контуру двухкомпонентной центробежной форсунки.
С высоты XXI века может показаться, что это простое
решение, но в те годы это было далеко не очевидно и
встретило жесткое сопротивление со стороны многих
специалистов филиала и отрасли. Тем не менее ре-
зультатами испытаний была продемонстрирована пра-
вильность найденного решения, и это был
принципиальный шаг, который позволил кардинально
повысить живучесть и работоспособность конструкции
за счет устранения целого ряда проблем по обеспече-
нию теплового режима двигателя, исключению коксо-
вания зоны смесительных форсунок, а также снятию
ограничений по режимам работы во всех условиях экс-
плуатации, при сохранении экономичности с улучшен-
ными динамическими характеристиками. Эта схема
смесеобразования была реализована в двигателе
11Д428М, а на его базе спроектирован новый двига-
тель 17Д51 (модернизированный вариант двигателя
11Д445). Двигатель 17Д51 оказался конструктивно
аналогичен стендовому варианту двигателя 11Д428А-10
и поэтому отрабатывался по одинаковым программам.
Его ЗДИ прошли в 1978 г.
Первый пуск КА «Янтарь-4К1» состоялся с кос-
модрома Плесецк 27 апреля 1979 г. Ракета-носитель
«Союз-У» вывела спутник на орбиту. Там ЖРДМТ
17Д51 работали в одной «связке» с двигателями
11Д456 и 11Д457. Тридцатисуточный полет прошел
успешно, и 27 мая спускаемый аппарат совершил по-
садку. В дальнейшем отработанная схема организа-
ции рабочего процесса в камере сгорания стала
основной при разработке большинства двигателей
НИИМаш.
В1972 г. был решен вопрос о продолжении работ
по перспективной двигательной установке для КК
класса «Союз». И в филиале НИИТП возобновились
работы по разработке двигателя причаливания и
ориентации. Двигателю был присвоен индекс
11Д428А. Ведущим конструктором был назначен
Ф.А.Казанкин.
Е. И. Ермолович
ФА.Казанкин.
С 2005 г. - зам. глав-
ного конструктора
Г.В.Ульянов
Д.Н.Шашкин
236
Глава 4
ЖРДМТ 11Д428А
ЖРДМТ 17Д51
А.Н.Медведев, ГАМирошников, В.И.Па-
уксон, Ф.Г.Разжигаева, А.И.Разжигаев,
Л.А.Романов, М.Н.Сарбаев, В.И.Син-
ченко, Ю.Т.Солнцев, Е.П.Соловьев,
Л.И.Старкова, С.Г.Старостин, Л.Н.Сы-
соева, Б.А.Тарасов, Ю.И.Фарафонов,
В.Ф.Шушаков.
В апреле 1973 г. был сдан в экс-
плуатацию новый цех 103, и по мере
его комплектования рабочими осваива-
лось изготовление ЗЖК, СДК, ЭК и го-
ловок в филиале НИИТП. В успешном
освоении изготовления ЭЖК, СДК, ЭК и
головок неоценимую роль сыграли спе-
циалисты организаций-изготовителей
этих узлов (ВМЗ (г. Воронеж), ЗЭМ
(г. Москва), завод «Прибор» (г. Челя-
бинск), завод «Энергомаш» (г. Химки)).
Они передали филиалу НИИТП свои
В обеспечение выполнения ТЗ был разработан
новый миниатюрный сигнализатор давления в камере
СДК РТ.300.00-02, который выдавал электрический
сигнал о работе камеры по трем независимым элек-
трическим каналам. Сигнализатор был разработан си-
лами собственного КБ филиала в течение двух лет.
Возглавил разработку Г.В.Ульянов. Все основные тех-
нические решения и разработка КД были выполнены
Г.В.Ульяновым и Л.А.Потабачным. Работоспособность
СДК была подтверждена ресурсными испытаниями в
составе двигателя 11Д428А на Красноярской испыта-
тельной станции. Изготовление экспериментальных
и первых партий СДК для комплектации двигателей
11Д428А выполнялись силами электромонтажной
группы под руководством Д.Н.Шашкина, который
лично вел поиск технологических решений по сборке
СДК и совместно с Г.В.Ульяновым и Л.А.Потабачным
участвовал в решении технических проблем при раз-
работке конструкции.
На первом этапе, в связи с недостаточной мощ-
ностью производства, изготовление СДК было по-
ручено Заводу экспериментального машиностроения,
входившему в состав ЦКБЭМ. Все проблемы сопровож-
дения внедрения в производство и изготовления были
возложены на полномочных представителей главного
конструктора Л.А.Потабачного и Е.В.Леденеву. Сигна-
лизатор был освоен и изготавливался многие годы,
подтверждая надежность и живучесть заложенных кон-
структорских решений.
Существенный вклад в разработку 11Д428А внесли
также Ю.З.Андреев, С.Е.Архипов, Ю.Т.Балакин, В.В.Ба-
лыков, А.А.Бобриков, Ю.П.Бондарь, А.К.Быков,
В.М.Волков, И.Ф.Голямин, А.А.Долгих, Л.С.Долгих,
В.С.Исаков, В.Ф.Кротов, Л.ПЛечицкий, А.С.Маклаков,
технологические процессы, средства
технологического оснащения и оказали техническую
помощь своим участием при освоении изготовления
этих узлов. Ввод в эксплуатацию цеха 103 обеспечил
замкнутый цикл изготовления ДСЕ и двигателей
в целом на одном предприятии с минимальной вто-
ричной кооперацией. В этот период большую помощь
в организации производства, разработке технологи-
ческих процессов и выпуске НТД оказали специали-
сты Техномаша (НИИТМ).
При концентрации в одном цехе большой номенкла-
туры работ и исполнителей насущной необходимостью
вставал вопрос о создании бригад. Были созданы бри-
гады по сборке ЭЖК, головок, двигателей. Наиболее
плодотворной оказалось создание бригады по изготов-
лению головок под руководством Ю.С.Распопова. Дело
в том, что, в отличие от других, эта бригада была
«сквозной» и работала на конечный результат. Если
ранее механическая обработка деталей форсунки и их
холодные проливки выполнялись в разных цехах, то те-
перь эти работы выполнялись исполнителями одной
бригады. Появилась оперативная обратная связь,
значительно сократился производственный цикл, а
самое главное, увеличился процент выхода годных ДСЕ
форсунок.
В 1974 г. были начаты непилотируемые ЛКИ, а с
1979 г. - пилотируемые полеты КА 11Ф732 «Союз-Т» с
двигателями 11Д428А.
В связи с переводом ведущего конструктора Ф.А.Ка-
занкина на разработку новых двигателей, в 1977 г. обя-
занности ведущего конструктора по двигателю 11Д428А
возложили на ведущего конструктора САИванова, кото-
рый внес существенный вклад в развитие всех модифи-
каций двигателей 11Д428А для пилотируемых программ
СССР и России.
237
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Ю.С.Распопов
САИванов
ЖРДМТ11Д428А-10
Работы по модерниза-
ции двигателя 11Д428А за-
ключались во внедрении
подтвержденного на двига-
теле 11Д428М способа орга-
низации рабочего процесса
в камере сгорания. Двига-
телю был присвоен индекс
11Д428А-10. В 1978 г. была
завершена автономная от-
работка двигателя.
Окончательный вариант
ЖРДМТ 11Д428А-10, по
сравнению с двигателем
11Д428А предыдущей спе-
цификации, обладал сле-
дующими преимуществами:
-	отсутствием ограниче-
ний по режимам включений;
-	улучшенными динами-
ческими параметрами (время выхода на режим сокра-
тилось на 20 мс, время спада тяги - на 25 мс);
-	значительно меньшей температурой цилиндриче-
ской части камеры сгорания;
-	отсутствием коксообразования (осаждения твер-
дых продуктов сгорания) на стенках камеры сгорания
и центробежных форсунках.
Межведомственные испытания были начаты в авгу-
сте 1978 г. и завершены в сентябре того же года. В про-
цессе МВИ было подтверждено наличие запасов по
ресурсу двигателя: суммарное время работы составило
15000 с, при количестве включений 450000 без потери
работоспособности двигателя. Межведомственной ко-
миссией было дано заключение о возможности товар-
ных поставок двигателей 11Д428А-10.
ЖРДМТ 11Д428А-10 характеризуется широкой
полетной историей, которая началась в составе пи-
лотируемого корабля «Союз Т-4» (7К-СТ № ЮЛ),
ставшего последним кораблем, совершившим полет
к станции «Салют-6», и затем успешно продолжа-
лась вплоть до 1998 г. на кораблях «Союз Т-5» -
«Союз Т-15».
Существенный вклад в разработку двигателя
11Д428А-10 внесли Ю.З.Андреев, Н.С.Балакина,
М.С.Булатов, А.М.Бергун, М.А.Вейгнер, В.М.Волков,
В.И.Герман, И.Ф.Голямин, Ю.И.Дудин, В.М.Дуплов,
Е.И.Ермолович, С.П.Жиров, САИванов, В.С.Исаков,
А.В.Клушин, В.Б.Коновалов, В.Ф.Колумбин, Р.Х.Кутуев,
Е.В.Леденева, Л.ПЛечицкий, В.Н.Мартынов, А.С.Мак-
лаков, Г.П.Маклакова, ГАМирошников, В.А.Муркин,
В.И.Пауксон, АГ.Пичугин, Ф.Г.Разжигаева, В.Д.Разоре-
нов, В.В.Рыбин, Е.П.Соловьев, Л.И.Старкова, С.Г.Старо-
стин, В.Ф.Таланцев, Л.В.Чумак, С.А.Шаламов,
Л.В.Шевелева, Т.В.Шпаковская.
В1977 г. на орбиту была выведена ДОС-5 («Салют-6»),
укомплектованная 32 двигателями 11Д428А. Двигатель
продемонстрировал безотказность работы и высокую
живучесть, которая подтверждается, например, опера-
цией спуска с орбиты 7 февраля 1991 г. станции
«Салют-7», когда в нештатных условиях по команде с
Земли двигатели 11Д428А на остатках топлива отрабо-
тали тормозной импульс, обеспечивший ее спуск в ма-
лонаселенную зону.
В1978 г. по рекомендациям межведомственной ко-
миссии были начаты работы по увеличению ресурса
двигателя. По ТЗ филиала НИИТП завод «Прибор» раз-
работал новый СДК (СДТ-1,2) с ресурсом 300000 включе-
ний. В 1980 г. проводилась его автономная
отработка. Испытания СДТ-1,2 в 1981 г. в составе
ЖРДМТ, выполненные в ПО «Красноярский машино-
строительный завод», дали удовлетворительные ре-
зультаты.
Учитывая положительный опыт эксплуатации
двигателей 11Д428, 11Д428А, 11Д428А-10 и их ана-
логов, обеспечивших надежную герметичность и вы-
сокий удельный импульс тяги при работе в
импульсном (основном) режиме, было принято ре-
шение поручить нашему институту разработку дви-
гателей тягой 40, 20 и 1,36 кгс для КА пилотируемой
программы. Двигателям были присвоены индексы
11Д458,11Д459 и 17Д58. Разработка была начата в
1976 г. Ведущим конструктором был назначен
Ф.А.Казанкин. В отличие от двигателя 11Д428А, на
двигатели были установлены клапаны РТ200.00 и
РТ200.00-01 собственной разработки, в составе дви-
гателей отсутствовал СДК, а контроль их работы осу-
ществлялся по наличию напряжения на контактах
клапанов в вилке электрического соединителя. В ос-
новном двигатели 11Д458 и 11Д459 были подобны
двигателю 11Д428А-10. Смесительная головка была
адаптирована под установленную ТЗ тягу двигателей.
В 1978 г. в связи с переходом ФАКазанкина на
должность начальника КБ ведущим конструктором на-
значили Ю.Г.Головкина, который внес существенный
вклад в завершение отработки этих двигателей и раз-
работку последующих их модификаций.
238
Глава 4
Ю.Г.Головкин
В1978 г. были завершены
ЗДИ и поставлен первый лет-
ный комплект двигателей
11Д458, а в 1979 г. завершены
ЗДИ и поставлен первый лет-
ный комплект двигателя
11Д459. В дальнейшем двига-
тели 11Д458 были установ-
лены на модулях
дооснащения «Квант», «При-
рода», «Спектр», орбитальной
станции «Мир» и модуле
«Заря» МКС.
При разработке двигателя 17Д58 основное внима-
ние было сосредоточено на поиске схемы смесеобра-
зования. В результате поиска была выбрана схема
смесеобразования, которая состояла из чередующихся
струй окислителя и горючего, падающих на стенку ка-
меры сгорания. Струи после падения на стенку двига-
лись в направлении сопла в виде чередующихся пелен
окислителя и горючего, которые взаимодействовали
между собой в граничной зоне.
Учитывая сжатые сроки работ, ЗДИ были выпол-
нены в два этапа. Первый этап в обеспечение первых
летных КА завершен в 1979 г. Второй этап в соответ-
ствие требованиям ТЗ в полном объеме был завершен
в 1980 г. с подтвержденным запасом по ресурсу в 2,7.
В 1979 г. от КБ «Салют» филиалу было выдано ТЗ
на двигатель тягой 1,36 кгс для орбитальных модулей,
в т.ч. модулей дооснащения «Квант», «Природа»,
«Спектр», «Кристалл», пилотируемой орбитальной
станции «Мир» и модуля «Заря» МКС. Двигателю был
присвоен индекс 17Д58Э. Разработка двигателя была
начата в 1979 г. и завершена в 1987 г.
Схема смесеобразования ЖРДМТ 17Д58Э была за-
имствована у двигателя 17Д58. В отличие от двигателя
17Д58, в рабочем процессе двигателя 17Д58Э суще-
ственную роль играют регенеративное и емкостное
охлаждение. Для перераспределения избыточного теп-
лового потока из неохлаждаемой зоны камеры сгора-
ния в коллектор горючего установили тепловой мост в
виде разрезного цилиндра из меди.
Управление подачей компонентов топлива в камеру
сгорания осуществлялось миниатюрными электрокла-
панами 12РТ.200.00, специально разработанными для
двигателя 17Д58Э. Одним из основных разработчиков
этого клапана был В.М.Перфильев, завершающая от-
работка клапана осуществлялась Ю.З.Андреевым.
Для трактов горючего и окислителя были разрабо-
таны соответствующие узлы настройки расходов со
стабилизирующе-пусковыми устройствами. Разработ-
кой конструкции узлов настройки и внедрением их в
производство занимался Л.В.Крылов. Двигатель
17Д58Э - это первый в практике космического двига-
телестроения ЖРДМТ со стабилизированными тяго-
выми и расходными характеристиками в широком
диапазоне входных давлений.
Оптимизацией конструкции двигателя и организа-
цией его экспериментальной отработки занимался и ру-
ководил М.С.Булатов. В 1974 г. начальником филиала
был назначен А.МЛапшин, талантливый организатор с
волевым характером, владеющий глубокими техниче-
скими знаниями. Он внес большой вклад в развитие
филиала и города. В период его руководства шли ин-
тенсивные работы по строительству испытательного
комплекса 201 для испытания двигателей тягой до
300 т, работающих на криогенных компонентах топлива -
кислороде и водороде.
ЖРДМТ 11Д458
ЖРДМТ 11Д459
239
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
В.М.Перфильев
Л.В.Крылов
М.С.Булатов
А.М.Лапшин.
С 1974 по 1988 г.-
директор филиала
По ходу создания задачи комплекса уточнялись и
окончательно определились в 1976 г. в рамках про-
граммы «Энергия» - «Буран» - огневые испытания кис-
лородно-водородного ЖРД РД-0120 разработки КБХА
(г. Воронеж). Руководителем комплекса на этапе про-
ектирования и строительно-монтажных работ являлся
Г.Е.Бикулев. Ведущие специалисты и руководители по
созданию основных систем и сооружений Ю.М.Акосте-
лов, Ю.Т.Балакин, В.П.Белобородов, ЮАБешенев,
ААБочаров, В.И.Бочаров, НАБусыгин, Н.Н.Волков,
БАВолынченко, АТ.Воронцов, НАГалаков, Н.В.Глебов,
Л.В.Голованова, В.П.Головачев, НАГоров, Н.В.Дворяни-
нов, В.Г.Евсеев, А.В.Замураев, Н.П.Иванищев, С АКомлев,
ЕАКочусов, В.Н.Кузнецов, О.Н.Кузнецов, Е.К.Кулевский,
Ю.Н.Лапаухов, В.ИЛовков, Ю.В.Масленников, ВАМахо-
рин, В.М.Михайлин, П.Г.Наумов, В.М.Никифоров, В.В.Ов-
сянников, ШАСабитов, В.Д.Серов, ВАПанухин,
Ю.П.Пузанов, А.П.Пузанов, А.В.Тимофеев, Г.В.Ульянов,
В.Н.Шестанов, ВАШилков, Л.Ю.Яшнов.
С1978 г. начались пусконаладочные работы, кото-
рые были завершены в конце 1979 г. приемом жид-
кого водорода в системы хранилищ и холодными
испытаниями криогенных систем стенда 201. Общее
руководство завершением работ, включая прием жид-
кого водорода, осуществлялось лично руководителем
предприятия А.М.Лапшиным, а также В.И.Синченко и
АТГоловиным (в 1978-1979 гг. - заместитель руко-
водителя по криогенной технике). Непосредственно
работами на криогенных хранилищах руководили
В.П.Головачев, А.И.Шеронов. Основные операторы
при первом приеме жидкого водорода - Ю.И.Наро-
дицкий, В.А.Атряхин, А.Н.Сабаев, Н.В.Третьяков.
Обеспечение аналитиче-
ского контроля состава в
полостях ПГС осуществля-
лось криогенно-аналитиче-
ской лабораторией под
руководством В.К.Михайлова.
Ведущие специалисты и руко-
водители лаборатории -
Л.В.Голованова, ЛАСмир-
нова, С.Л.Яшнова, Т.Д.Во-
ротилова, Т.А.Самсонова,
Л.Н.Фатыхова.
Г.Е.Бикулев
А.Т.Головин
В.И.Синченко
ВАСмирнов
Р.Х.Кутуев
ВАМуркин
С.П.Жиров
240
Глава 4
ЖРДМТ 17Д16
К моменту начала испытаний ЖРД РД-0120 техно-
логической группой комплекса под руководством
ЕАКочусова был выпущен минимально необходимый
комплект технологической документации.
В области ЖРДМТ в 1978 г. по ТЗ РКК «Энергия»
нгната разработка двигателя 17Д16 тягой 20 кгс на га-
зообразном кислороде и синтетическом керосине (син-
тин). Двигатель предназначался для точной ориентации
орбитального корабля «Буран». Конструкцию двигателя
создавали ВАСмирнов и Р.Х.Кутуев, а эксперименталь-
ную отработку, проводившуюся на стендах внешних ор-
ганизаций, обеспечивали С.ГЕЖиров и ВАМуркин.
Для подачи газообразного окислителя с давлением
до 60 кгс/см2 в НИИМаш был разработан специальный
электроклапан 6РТ.200.00-03, до настоящего времени
не имеющий отечественных и зарубежных аналогов:
-	при расходе по воздуху 55 г/с с давлением на входе
20 кгс/см2 перепад давления на ЭК - не более 2,5 кгс/см2;
-	масса клапана - 0,16 кг;
-	токопотребление - менее 0,2 А.
В целом период с 1958 по 1980 г. можно охаракте-
ризовать как время становления института в качестве ве-
дущей организации в области разработки, исследования
и производства жидкостных ракетных двигателей малой
тяги. Многое в этот период было сделано впервые, не
только на предприятии, но и в космической отрасли:
-	впервые в отечественном космическом двигателе-
строении разработан электрожидкостный клапан с
уплотнением запорного органа фторопласт по металлу,
что позволило более чем в 5 раз снизить его массу с
обеспечением требуемого быстродействия и надежной
герметичности при высоком на тот период времени ре-
сурсе в 40000 включений;
-	реализована схема смесеобразования, обеспечи-
вающая указанный в ТЗ удельный импульс тяги при
приемлемом тепловом состоянии камеры сгорания из
нержавеющей стали 12Х18Н10Т при длительности не-
прерывной огневой работы до 400 с;
-	реализована смесительная головка с мини-
мальными заклапанными объемами, что обес-
печило высокую приемистость двигателей, малое
последействие и в 1,5 раза выше существующих на
тот период отечественных аналогов удельный им-
пульс тяги при малых (от 0,03 до 0,5 с) длительно-
стях работы двигателя (основных режимах работы
двигателей малой тяги);
-	разработан надежный миниатюрный сигнализатор
работы двигателя.
В этот период созданы двигатели 11Д428,11Д428А,
11Д428А-10, 11Д428М, 11Д446, 11Д445, 11Д456,
11Д457,11Д458,11Д459,17Д58. Для ДУ космических
аппаратов серии «Космос» поставлялись и успешно
эксплуатировались двигатели 11Д428М, 11Д446,
11Д445,17Д51. Построен и в 1980 г. сдан в эксплуата-
цию испытательный комплекс 201 для испытаний кис-
лородно-водородных двигателей РД-0120.
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
ЮЛМакареАиь,
'И.Р.Кдц
ПАО «НПО «Искра»
КБ МАШИНОСТРОЕНИЯ - ПО «ИСКРА»
(Г. ПЕРМЬ).
РАЗРАБОТКА РДТТ ДЛЯ РАКЕТ РТ-2П (8К98П),
Р-31 (ЗМ17), Р-39 (ЗМ65) ПОД
РУКОВОДСТВОМ Л.Н.ЛАВРОВА
Все дальнейшие успехи КБмаш (позднее НПО
«Искра») тесно связаны с именем Льва Николаевича
Лаврова. Став преемником М.Ю.Цирульникова в 1968 г.
на посту главного конструктора КБмаш, он позднее,
в 1987 г., был назначен генеральным конструктором и
генеральным директором НПО «Искра».
Льва Николаевича Лаврова по праву считают осно-
вателем пермской научной школы по исследованию кон-
струкций ракетных двигателей на твердом топливе и
средств для их наземной отработки. Под его руковод-
ством КБмаш начинает упорно работать над созданием
РДТТ, которые не уступали бы по своим техническим ха-
рактеристикам лучшим мировым образцам.
Под техническим руководством Л.НЛаврова впервые
в мировой практике были созданы маршевые двигатели
с раздвижными соплами, которые обеспечивали плот-
ную компоновку ракет и значительное повышение энер-
гетической эффективности ракетных комплексов. На
1970-1980 гг. пришелся расцвет НПО «Искра». Коллек-
тивом предприятия были созданы четыре поколения
РДТТ - более 20 твердотопливных двигателей различ-
ного назначения для ракетных и ракетно-космических
программ Советского Союза. Все они по своим техниче-
ским и эксплуатационным характеристикам были на
уровне лучших мировых образцов. В их числе следует
В.П.Макеев и Л. Н.Лавров
конструктора Л.Н.Лаврова. Организаторский и конструк-
торский талант Льва Николаевича высоко ценили глав-
ные конструкторы ракетных систем и комплексов
М.К.Янгель, В.Н.Челомей, В.Ф.Уткин, В.П.Макеев, авто-
ритет которых в отрасли был непререкаем.
В.Х.Догужиев - Герой Социалистического Труда, ми-
нистр общего машиностроения СССР (с 1987 по 1989 г.),
заместитель председателя Совета Министров СССР
(с 1989 по 1991 г.) - так вспоминал впоследствии: «Я с
удовлетворением должен сказать, что Лев Николаевич
выдержал такое, какое, может быть, не каждый смог бы
выдержать, и создал коллектив, которым можно гор-
диться».
По своей сути Лев Николаевич Лавров был жестким
авторитарным руководителем. Во главе угла у него все-
гда стояли интересы государства. Он, безусловно, был
Профессионалом с большой буквы, не щадящим ни сил,
ни здоровья во имя дела.
Последние годы жизни Льва Николаевича Лав-
рова пришлись на начало «лихих» 1990-х. Будучи
отметить двигатели для совершенно уни-
кальных ракетных комплексов «Тайфун» и
«Молодец», комплекс специальных РДТТ
для ракетно-космической системы «Энер-
гия - Буран».
Для отработки двигателей с соплами
высоких степеней расширения пермские
«искровцы» совместно со специализиро-
ванными институтами отрасли создали уни-
кальные газодинамические трубы,
обеспечившие весь комплекс испытаний и
экспериментов без дорогостоящих баро-
стендов, какими пользуются американские
фирмы.
Успешной работе коллектива НПО
«Искра» в значительной степени способ-
ствовал и личный авторитет генерального
Слева направо: Старцев, В.Х.Догужиев, Л.НЛавров, Рухадзе, ?,
В.И.Гапаненко
242
Глава 4
Основные технические решения
•	Корпус из высокопрочной стали типа СП (обечайки из СП-28Ш с а. ~1в0 кгс/мм2.
шпангоуты и фланцы из СП-ЗОШ с а, ~160 кгс/мм2) с клиновыми соединениями для
крепления отъемных стальных днищ;
*	4 разрезных управляющих сопла ( „,,=165 мм, а»4) в цапфенных подвесах
обеспечивающих качание каадого сопла в одной плоскости до 5 градусов;
•	Заряд из топлива Т9-БК-4/Б1 разработки НИИ-9 (АНИИХТ сейчас ФНПЦ «Алтай»),
прочно скрепленный с корпусом, с центральным круглым каналом, четырьмя
длинными и четырьмя короткими щелями в сопловой части
Маршевый РДТТ 15Д23П первой ступени МБР 8К98П
патриотом и страны, и
отрасли, и дела, кото-
рому он служил, Лавров
очень тяжело переживал
все гримасы так назы-
ваемой перестройки,
когда государство бро-
сило на произвол судьбы
элиту отечественной про-
мышленности и науки.
При этом думал не о себе,
а о том, как сохранить
коллектив предприятия,
чем заполнить портфель
заказов при стреми-
тельно падающем госза-
казе.
Основные характеристики
маршевого РДТТ 15Д23П
Длина - 9000 мм.
Диаметр корпуса -1840 мм.
Давление в камере сгора-
ния-47 кгс/см2.
Максимальная тяга -1046 кН.
Удельный импульс тяги (на земле) - 264 с.
Время работы - 75 с.
Масса конструкции - 3220 кг.
Масса топлива - 30800 кг.
Температурный диапазон применения - от +5 до +25 °C.
Основные характеристики маршевого РДТТ 15Д94
Длина - 4085 мм.
Диаметр корпуса -1060 мм.
Давление в камере сгорания - 40 кгс/см2.
Средняя тяга - 20,5 тс.
Удельный импульс тяги (пустотный) - 279 с.
Время работы - 48 с.
Масса конструкции - 382 кг.
Масса топлива - 3600 кг.
Температурный диапазон применения - от +5 до +25 °C.
После принятия РТ-2 на вооружение в КБ «Арсе-
нал» при научно-методическом руководстве со сто-
роны ОКБ-1 начались работы по созданию ракеты
РТ-2П. Были разработаны специальные средства, ис-
ключавшие несанкционированный запуск двигателей
на старте, и увеличены гарантийные сроки хранения
РДТТ, что позволило существенно продлить сроки ее
эксплуатации.
В состав ракеты РТ-2П вошли двигатель первой
ступени 15Д23П и двигатель третьей ступени 15Д94
разработки КБмаш. Первый испытательный пуск ра-
кеты РТ-2П состоялся 16
января 1970 г. на полигоне
Плесецк. В 1979 г. были
проведены пуск модифи-
цированной ракеты РТ-2П
и 100-й пуск ракеты РТ-2,
из которых 83 пуска были
успешными. Всего же за
Основные технические решения
Маршевый РДТТ 15Д94 третьей ступени МБР 8К98П
•	Корпус из высокопрочной стали типа СП (СП-28 - обечаики СП-33 - шпангоуты
фланцы и днища) со стеклолластиковой кольцевой подмоткой на цилиндрической части;
•	4 разрезных управляющих сопла ( =95.8 мм. i»4.8) в цапфенных подвесах (угол
качания до 2.5 );
•	Зарядиз топлива Т9-БК-4 Б1 НИИ-9 (АНИИХТ сейчас ФНПЦ «Алтай») четыре передние
щели заряда расположены в плоскостях стабилизации и обеспечивают возможность
включения узлов отсечки тяги через 15 с после начала работы РДТТ.
•	Двигатель выключается в два этапа посредством последовательного срабатывания
двух лар отсечек тяги после подачи предварительной и главной команд
243
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
период отработки и регулярных отстрелов было осу-
ществлено 142 учебно-боевых пуска ракет на проме-
жуточные и полные дальности. Последний из них
состоялся 29 января 1987 г.
Начиная с декабря 1989 г., после 15-летнего срока
эксплуатации оборудования, все комплексы были посте-
пенно сняты с боевого дежурства: ракеты РТ-2П выгру-
жены из пусковых шахт, арсеналов и отправлены на
утилизацию. Два последних ракетных комплекса, осна-
щенных РТ-2П, прекратили свое существование в сере-
дине 1994 г. Следует отметить, что позднее был
зафиксирован уникальный случай: в одном городе на-
ходилось сразу три памятника одной ракете.
В результате упорной конкурентной борьбы со
сторонниками оснащения подводных лодок жид-
костными ракетами КБ «Арсенал» получило задание
на разработку комплекса Д-11 с твердотопливной
ракетой Р-31 (ЗМ17). КБмаш получило задание на
создание двигательной установки второй ступени
ракеты Р-31 - ЗД18, а также порохового аккумуля-
тора давления ЗЛ17. Разработка проводилась пред-
приятием п/я А-1504 (КБмаш) на основании Поста-
новления ЦК КПСС и Совета Министров СССР №
374-117 от 10 июня 1971 г. «О создании ракетных
комплексов Д-11 и Д5У», приказа МОМ № 192 от 30
июня 1971 г. и в соответствии с техническим зада-
нием предприятия М-5373 (ЦНИИМАШ).
Стремясь максимально сохранить в конструкции
ракеты удачные конструкторские решения, реализо-
ванные в составе ракеты РТ-2, незадолго до этого
сданной на вооружение, разработчики Р-31 предло-
жили для использования в качестве исполнительных
органов управления полетом ракеты на второй сту-
пени одно разрезное управляющее сопло (по каналам
тангажа и рыскания) и два малогабаритных РДТТ (по
каналу крена).
Кооперацией, ведущими участниками которой стали
КБмаш (разработчик двигателя и корпуса), КТБ (разра-
ботчик органопластиковой оболочки корпуса) и НИИ-9
(разработчик топлива и заряда), был создан твердотоп-
ливный ракетный двигатель с органопластиковым кор-
пусом типа «кокон» и скрепленным зарядом, с
утопленным в камеру соплом. Практика отечественного
ракетостроения такого еще не знала.
Создание и отработка заряда второй ступени ракеты
Р-31 положили начало новому современному поколению
зарядов в высокодеформативных органопластиковых
корпусах типа «кокон», а также пониманию теснейшей
взаимосвязи характеристик заряда и корпуса. По суще-
ству, созданный в КБмаш двигатель стал прообразом
всех современных отечественных твердотопливных дви-
гателей.
У проходной НПО «Искра»
В музее Мотовилихинского
завода
На территории Пермского военного
института РВСН
244
Глава 4
Совместные испыта-
ния РСМ-45 с наземного
стенда 21-го ГЦМП в Не-
ноксе и подводной
лодки проекта 667АМ
(К-140) проводились в
1976-1979 гг.
В заключении, датиро-
ванном 14 сентября 1979 г.,
комплексу Д-11 давалась
следующая характери-
стика: «Принятие ком-
плекса РО Д-11 с ракетой
Р-31, оснащенной моно-
Маршевый РДТТ второй ступени ЗД18 БРПЛ Р-31 (ЗМ17)
Малогабаритный РДТТ БРПЛ Р-31
По сравнению с топливами на основе БК, которые
были использованы для ракеты РТ-2П, составы топлива
для ракеты Р-31 были оптимизированы по содержанию
окислителя, алюминия, связующего, а также по степени
его пластификации, что позволило повысить удельный
импульс тяги и плотность топлива. В целом положи-
тельные результаты работ, выполненных при создании
двигательной установки второй ступени Р-31, оконча-
тельно подтвердили приоритетность и перспективность
использования цельномотанных «коконов» в ракетной
блочной головной частью,
на вооружение ВМФ поз-
волит расширить боевые
возможности ракетных подводных крейсеров
стратегического назначения проекта 667А,
продолжить накопление опыта эксплуатации
твердотопливных баллистических ракет с
целью его использования при дальнейшем
проектировании перспективных ракетных
комплексов».
После ЛКИ в 1980 г. ракета Р-31 (РСМ-45)
была принята на вооружение только одного
корабля проекта 667АМ. Всего промышлен-
ность изготовила 36 ракет, из которых 20
были израсходованы в процессе проведения
различных испытаний и практических
стрельб.
Своего рода монополистом в деле ракет-
ного вооружения подводных лодок было ми-
асское СКБ-385 (позже КБМ), возглавляемое
Виктором Петровичем Макеевым. При этом
упор делался на жидкостные баллистические
ракеты, в создании которых были достигнуты
выдающиеся результаты. Однако с каждым
днем следовать избранному направлению
В.П.Макееву становилось все труднее: нахо-
дившийся буквально перед глазами опыт
«Поларисов», «Посейдонов» и только еще на-
чинавших разрабатываться «Трайдентов», да
и первые результаты, полученные «Арсеналом», КБмаш
и их смежниками в создании комплекса Д-11, недву-
смысленно говорили о том, что твердотопливные ракеты
для подводных лодок - не случайный виток эволюции,
а наиболее рациональное решение.
На этом фоне в июне 1971 г. миасскому КБМ было
поручено проектирование твердотопливной ракеты Р-39
(ЗМ65) с межконтинентальной дальностью для воору-
жения подводных лодок нового поколения. 16 сентября
1973 г. было выпущено постановление руководства
технике.
страны № 692-222 о создании ракетного комплекса
245
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Маршевый РДТТ ЗД18 второй ступени БРПЛ Р-31
(ЗМ17). Корпус из композиционного материала типа
«кокон». Разрезное управляющее сопло в карданном
подвесе. Заряд из топлива Т9-БК-8 разработки НИИ-9
(АНИИХТ, ФНПЦ «Алтай»), прочно скрепленный с корпу-
сом, с центральным круглым каналом и щелями в со-
пловой части. Основные характеристики:
-	длина - 3000 мм;
-	диаметр корпуса - 1540 мм;
- давление в камере сгорания - 30 кгс/смг;
- время работы - 74 с;
- масса топлива - 6200 кг;
- температурный диапазон применения - от +5 до +25 °C
Д-19 системы «Тайфун» в составе тяжелого ракетного
подводного крейсера (проект 941), вооруженного двад-
цатью твердотопливными ракетами Р-39.
Создание двигателей второй и третьей ступени ра-
кеты Р-39 было поручено КБмаш. Сложность этой задачи
определялась рядом существенных обстоятельств:
-	наличием жестких габаритных ограничений, что
требовало обеспечения максимально высокой плотности
компоновки и обусловило поиск и реализацию наиболее
совершенных конструкций всех важнейших подсистем
РДТТ (корпуса, соплового блока, заряда);
-	максимально высокими требованиями к уровню
энергомассовых характеристик;
-	необходимостью полной герметизации двигателей
от попадания в них морской воды, предстартового над-
дува воздухом внутренних полостей двигателей с целью
компенсации действующих на наружную поверхность
корпуса внешних гидродинамических нагрузок во время
старта ракеты.
Практически каждая новая задача, которая ставилась
перед КБмаш, требовала поиска и реализации новых
подходов. Непрерывно открывались многочисленные
НИР: конструкторские, технологические, материаловед-
ческие. К работам подключались научные и исследова-
тельские институты отрасли, академические и вузовские
структуры. Результаты этих работ позволили решить
многие принципиально новые для отрасли, порой ис-
ключительно сложные научно-технические проблемы
твердотопливного двигателестроения.
Процесс проектирования любых твердотопливных
двигателей всегда состоит в преодолении огромного ко-
личества противоречий, поскольку здесь сталкиваются
предъявляемые требования по достижению максималь-
ной величины удельного импульса тяги, максимальному
коэффициенту объемного заполнения корпуса камеры
сгорания твердым топливом при минимальной массе кон-
струкции и удовлетворении требований к внутрибалли-
стическим характеристикам и габаритам. Все это
определяет необходимость поиска оптимального вари-
анта конструктивной схемы двигателя, позволяющей мак-
симально удовлетворить основным требованиям по
габаритам и энергетическим характеристикам, миними-
зировать возникающие при ее реализации недостатки.
В результате выполнения проектно-конструкторских
работ и проведения комплекса экспериментов в КБмаш
были разработаны принципиально новые конструк-
тивно-компоновочные схемы твердотопливных двигате-
лей, позволяющие реализовать основные преимущества
РДТТ и определивших оптимальное сочетание их габа-
Пороховой аккумулятор давления ЗЛ17 ракеты Р-31:1- верхний полукорпус; 2 - пиропатрон; 3 - крышка:
4 - воспламенитель; 5 - регулируемый упор; 6 - сопловая заглушка с ловителем; 7 - шпоночное соединение:
8 - бронированный по торцам многоканальный заряд; 9 - нижний полукорпус
246
Глава 4
ритных и энергомассовых характеристик при макси-
мальной реализации свойств новых конструкционных,
эрозионностойких и теплозащитных материалов, смесе-
вых твердых топлив. Реализация таких конструктивно-
компоновочных схем твердотопливных двигателей
верхних ступеней БРПЛ позволила в условиях жестких
габаритных ограничений существенно уменьшить длину
ракеты. При этом коэффициент массового совершен-
ства двигателей составил 0,081-0,084.
Этот этап в развитии и совершенствовании твердо-
топливных двигателей также характеризовался перехо-
дом на моноблочные односопловые конструкции.
Применение неразъемных пластиковых цельномотанных
корпусов типа «кокон» позволило уменьшить пассивную
массу двигателя и значительно увеличить коэффициент
объемного заполнения камеры сгорания. Наряду с этим
переход к односопловым блокам также позволил при-
ступить к поиску способов увеличения их степени рас-
ширения.
Для РДТТ БРПЛ, ввиду существующих ограничений
по длине двигателя и диаметру выходного сечения
сопла, вызванных необходимостью создания ракет в
«жестких» габаритах, конструирование сопел с высо-
кими степенями расширения существенно усложнялось,
требуя от конструкторов проведения поиска и исследо-
ваний новых конструкций сопловых блоков.
Решением, которое находилось практически на по-
верхности, стало частичное «утапливание» (до половины
от общей длины сопла) в корпус двигателя сопловых
блоков. Это позволяло увеличить степень расширения
сопла от 4,0 до 5,5. Однако дальнейшее «утапливание»
сопла в камеру сгорания приводило к резкому возрас-
танию потерь удельного импульса тяги, уменьшению за-
пасов топлива и ухудшению массовых характеристик
сопла и двигателя в целом.
Гораздо менее очевидным решением в те годы явля-
лось применение раздвижного сопла - сопла с жесткими
выдвигаемыми телескопическими насадками (растру-
бами). Все понимали, что предлагать ракетчикам новую
такого рода конструкцию без подтверждения ее работо-
способности при испытаниях на экспериментальном на-
турном РДТТ просто недопустимо. Возникла идея
«горячей самораздвижки» раструба с помощью исте-
кающей из сопла струи газа, воздействующей на скреп-
ленный с раструбом направляющий цилиндр, который
разгружал раструб от силы тяги во время движения и
сбрасывался после фиксации.
На начальных этапах поисков выяснилось, что оп-
тимальной конструкцией сопла является комбинация
из утопленного и раздвигаемого сопла. В сложенном
(исходном) положении выдвигаемый телескопический
насадок или насадки сопла должны были размещаться
у заднего днища двигателя и раскрываться во время
его работы после снятия фиксации исходного положе-
ния, образуя в выдвинутом (рабочем) положении с не-
подвижной частью сопла единый газодинамический
тракт. Такая конструкция сопла РДТТ с изменяемой гео-
метрией обеспечивала возможность реализации высо-
кой степени его расширения, выполнение требований
по повышению энергетических характеристик с одно-
временным выполнением габаритных ограничений на
двигатель.
Первое огневое испытание раздвижного телескопи-
ческого сопла на опытной установке ОП-260 с использо-
ванием РДТТ третьей ступени ракеты 8К98 прошло
успешно, что дало основание для оформления автор-
ского свидетельства № 70800 от 20 декабря 1971 г. Ис-
пытание сопла с телескопическим складываемым
раструбом проводилось на базе штатного двигателя
15Д94 со стационарным соплом, которое предусматри-
вало проверку работоспособности газового тракта сопла
с замером параметров и проведения скоростной кино-
съемки, позволяющих обеспечить качественную и коли-
чественную оценку динамических процессов при
стыковке раструба.
В результате в кратчайшие сроки были разработаны
двигатели односопловой схемы (начало отработки РДТТ
второй ступени - конец 1975 г., разработка двигателя
третьей ступени началась несколько позднее, в оконча-
тельном варианте под индексом ЗД68 - с 1979 г.). Оба
двигателя были с корпусами типа «кокон» из органопла-
стика и соплами, включающими выдвигаемые насадки.
Первое огневое испытание раздвижного сопла было
проведено КБмаш уже в 1971 г. Двигатели (ЗД66 и
ЗД68), были первыми в истории РДТТ с выдвигаемыми
насадками сопел, прошедшими летные испытания в со-
ставе крупногабаритных двигателей.
Анализ энергомассового совершенства сопловых
блоков с раздвижными раструбами со степенями рас-
ширения до 7-10 показал, что значительно возросшие
габариты и масса раструбов, изготавливаемых из имев-
шихся в то время стекло- и углепластиков, заметно сни-
жают эффективность «раздвижки», несмотря на
значительный прирост удельного импульса тяги.
Таким образом, вопрос создания раздвижных сопло-
вых насадков столкнулся с противоречием, преодолеть
которое можно было только тем, что такие насадки
должны были получаться тонкими и легкими. Решение
было найдено в создании новых углерод-углеродных ма-
териалов.
Появившиеся в этот период первые разработки угле-
род-углеродных материалов с их уникальными свой-
ствами побудили начать работы по техническим
заданиям КБмаш, в материаловедческих институтах НИИ
«Графит», ВНИИВпроект, ЦНИИМВ, УФ ЦНИИМВ, ИПМ
АН УССР и других по созданию специальных структур уг-
лерод-углеродных материалов для получения сверхлег-
ких раструбов.
247
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
В инициативном порядке, с одобрения Льва Николае-
вича Лаврова, с помощью специалистов Минобщемаша
А.И.Полякова, Н.М.Воробьева, Э.А.Вербина сформули-
ровали комплексные задачи по НИР и сроки исполнения
в проект Решения ВПК № 169. Были открыты тематиче-
ские карточки НИР «Раструб», неукоснительно выпол-
нявшиеся в заданные сроки в период с 1978 по 1986 гг.
Создание сопел больших степеней расширения остро
поставило вопрос относительно их наземной стендовой
отработки. У американцев для этих целей были специ-
альные баростенды, стоимость которых была фантасти-
ческой.
Подтверждение работоспособности сверхлегких тон-
костенных раструбов при огневой стендовой отработке
в земных условиях требовало реализации безотрывного
режима истечения по всему сопловому тракту большой
степени расширения. С этой целью в тесном творческом
содружестве со специалистами НИИТП были рассчитаны
геометрические и газодинамические характеристики
Опытный двигатель, оснащенный соплом с
телескопическим складываемым раструбом,
перед огневыми испытаниями
Двигатель ЗД66 на постоянно действующей выставке
НПО «Искра»
диффузорных установок, в которых за счет эжектирую-
щих свойств истекающего из сопла потока продуктов
сгорания в процессе огневого стендового испытания
давление вокруг сопла понижалось до 0,1-0,2 кгс/см2,
что надежно обеспечивало безотрывный режим истече-
ния из полноразмерных сопел.
20 мая 1983 г. комплекс Д-19 с ракетой Р-39 был
принят на вооружение. Принятие ракеты Р-39 на воору-
жение означало, что, среди прочего, в условиях десяти-
летнего отставания от США в развертывании работ по
крупногабаритным РДТТ отечественные разработки, вы-
полненные в период с середины 1960-х до середины
1980-х гг., решили сотни научно-технических проблем,
совершили революционный прорыв в развитии отрасли
ракетной техники. К середине 1980-х гг. отечественные
маршевые РДТТ не уступали по эффективности анало-
гичным американским двигателям.
За разработку двигателей для перспективных твер-
дотопливных ракет высокими правительственными на-
градами отмечены М.И.Соколовский, О.С.Думин,
Б.Г.Мозеров, В.М.Дементьев, Б.Н.Соколов, ВАМарци-
нечко, А.С.Малафеев, П.П.Кощеев, А.И.Мерзликин,
Р.Г.Тарасов, Б.К.Глушков, ГАЗыков, Л.Н.Поляков,
Ю.П.Ермаков, Ю.Н.Щербаков, Н.Н.Мерзликина, НЛ.По-
ломских, МАЛанкова, ИАТолокнов, Ю.К.Мокин,
ААДавыдов, А.И.Ершов, В.В.Лукьянов и другие.
Глава 5
Развитие отечественного ракетно-космического
двигателестроения. 1980-е гг.
АО «НПО Энергомаш имени академика В.П.Глушко»
АО КБХА
ПАО «РКК «Энергия» им. С.П.Королева»
КБ «Южное»
ФГУП «НИИМаш»
АО «Корпорация «МИТ»
ПАО «НПО «Искра»
КБ «Южное»
и
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
КФ.Тахмашш,
АО «НПО ЭНЕРГОМАШ ИМЕНИ АКАДЕМИКА
В.П.ГЛУШКО»
Деятельность В.П.Радовского
Виталий Петрович Радовский родился 11 мая 1920 г.
в г. Улан-Удэ. После окончания средней школы в Сева-
стополе поступил в Московский авиационный институт.
Когда началась Великая Отечественная война, он посту-
пил на ускоренные курсы авиатехников, после обучения
на которых в 1942 г. ждал направления на фронт. Но
по постановлению правительства вернулся в институт,
который был эвакуирован в Алма-Ату. После окончания
МАИ в 1943 г. он был направлен на работу в Химки на
завод № 456 в отдел главного технолога. С тех пор вся
его трудовая деятельность была связана с Энергома-
шем.
В июле 1946 г. В.П.Радовский был командирован в
Германию для изучения немецкой ракетной техники и,
вернувшись в Химки в феврале 1947 г., стал заниматься
вопросами проектирования ЖРД. В начале 1959 г. Радов-
ский был назначен начальником создававшегося объ-
единенного конструкторского отдела, в который вошли
все конструкторские бригады ОКБ.
В1961 г. Виталий Петрович стал заместителем глав-
ного конструктора академика В.П.Глушко, а в 1974 г. - его
преемником на посту главного конструктора и начальника
предприятия. Под его руководством велись разработки
двигателей РД-253 для первой ступени PH «Протон»,
РД-251 и РД-252 для ракетного комплекса Р-36 и его мо-
дификаций. Он внес большой творческий вклад в разра-
ботку двигателей РД-264 и РД-268 для жидкостных ра-
кетных комплексов последнего поколения.
Полнее всего талант руководителя и конструктора
проявился у В.П.Радовского при разработке двигателей
РД-171 и РД-170 для первой ступени PH «Зенит» и «Энер-
гия». В напряженной обстановке были успешно решены
сложнейшие вопросы создания самого мощного в мире
ЖРД. Двигатель РД-170 был отработан также и на мно-
гократный ресурс.
В марте 1991 г. В.П.Ра-
довский ушел на пенсию,
t	поскольку трудные годы до-
водки двигателей, посто-
янное нервное напряжение
отрицательно сказались на
его здоровье.
В.П.Радовский - один из
ведущих специалистов в
| области отечественного
жидкостного ракетного дви-
В.П.Радовский гателестроения, член-кор-
респондент АН СССР, Герой Социалистического Труда,
лауреат Ленинской и Государственной премий. Он автор
научных работ по проблемам создания и дальнейшего
развития двигательных систем ракетно-космических
комплексов. В.П.Радовский награжден орденами Ле-
нина и «Знак Почета», двумя орденами Трудового Крас-
ного Знамени.
Скончался В.П.Радовский 13 сентября 2001 г., по-
хоронен на Машкинском кладбище на аллее знатных
людей г. Химки.
Разработка ЖРД РД-274для ракеты Р-36М2
Стратегические ракеты нового поколения - ракеты тя-
желого класса Р-36М (15А14) с двигателем РД-264
(15Д119) и среднего класса МР-УР-100 (15А15) с двига-
телем РД-268 (15Д168) - в декабре 1975 г. были приняты
на вооружение. Однако для создания паритета с ракетно-
ядерной триадой США требовалось дальнейшее совер-
шенствование боевых характеристик стратегических
ракет. И в августе 1976 г. вышло правительственное по-
становление о разработке ракет с улучшенными тактико-
техническими характеристиками. Улучшение в основном
касалось боевого оснащения, усовершенствования и по-
вышения надежности систем управления и повышения
прицельной точности. Имеющиеся характеристики дви-
гателей РД-264 (15Д119) и РД-268 (15Д168) полностью
удовлетворяли требованиям новых ракет, получивших
обозначение 15А18 (УТТХ) и 15А16 (УПХ).
Система противоракетной обороны (ПРО) США
предусматривала, кроме опережающего удара по ме-
стам базирования баллистических ракет, также их пе-
рехват на активном участке траектории полета, т.е. во
время работы двигателей. Основным средством ПРО
являлось воздействие на летящие ракеты поражающих
факторов ядерного взрыва. Советская сторона должна
была искать адекватный военно-технический ответ. КБ
«Южное», руководимое академиком В.Ф.Уткиным, вы-
двинуло предложение о разработке новой ракеты,
обладающей повышенной живучестью в условиях воз-
действия ядерного взрыва. Это предлагалось сделать
путем модернизации БРК15А18, т.к. по подписанному
в 1979 г. международному договору между СССР и
США разработка новых стратегических ракет тяжелого
класса была запрещена, допускалась только модерни-
зация ракет, уже имеющихся на вооружении.
Предложение КБ «Южное» принять участие в модер-
низации двигателя РД-264 в части обеспечения его стой-
кости при воздействии ПФЯВ повышенного уровня по-
ступило в КБ Энергомаш в первой половине 1980 г. В
связи с занятостью основных конструкторских отделов ра-
ботами по доводке двигателей РД-170/171 и РД-120 для
PH «Энергия» и «Зенит», а также учитывая, что работы по
обеспечению радиационной стойкости двигателей РД-264
250
Глава 5
ЖРД РД-274
и РД-268 проводились работниками серийного отдела,
модернизация двигателя РД-264 была поручена серий-
ному конструкторскому отделу, а техническим руководи-
телем разработки был назначен заместитель главного кон-
структора КБ Энергомаш В.Ф.Рахманин.
В декабре 1980 г. были выпущены технические
предложения, которые предусматривали обеспечение
повышенной защищенности двигателя двумя путями:
повышение тяговооруженности для ускоренного про-
хождения зон возможного поражения в период работы
двигателя и повышение стойкости двигателя за счет
применения эффективных мер пассивной защиты.
В ноябре 1981 г. КБ «Южное» выдало техническое за-
дание на разработку модернизированного двигателя, по-
лучившего обозначение РД-274 (15Д285) (состоит из че-
тырех двигательных блоков 15Д286). В марте 1982 г. был
выпущен эскизный проект, в котором было показано, что
оптимальным вариантом модернизации двигателя
РД-264 (15Д119) является увеличение тяги базового дви-
гателя на 10 % путем повышения давления в камере с
210 до 230 атм. В этом случае конструкция двигателя под-
вергается минимальным изменениям: сохраняются су-
ществующие габаритные размеры, масса двигателя уве-
личивается в пределах 1 %; для изготовления двигателя
РД-274 используется та же производственная база (ПО
«Южмашзавод»), где изготавливался двигатель-прототип
РД-264, что позволяет применять существующую осна-
стку, оборудование и отработанные технологические про-
цессы; высокая степень унификации двигательного
блока 15Д286 с прототипом 15Д117 позволяет с целью
сокращения количества доводочных испытаний макси-
мально использовать статистику стендовых испытаний
прототипа на форсированных режимах, идентичных ре-
жимам работы двигательного блока 15Д286.
По обеспечению стойкости двигателя к ПФЯВ были
намечены перечни расчетно-теоретических и экспери-
ментальных работ и определены смежные предприя-
тия, участвующие в проведении работ.
9 августа 1983 г. вышло постановление прави-
тельства о разработке новой ракеты тяжелого
класса Р-36М2 (15А18М). В этом постановлении КБ
Энергомаш поручалась разработка двигателя первой
ступени РД-274 (15Д285) с агрегатами 15Л852 и
15Л853 для горячего наддува баков компонентов
топлива. Рабочий комплект конструкторской доку-
ментации на двигатель РД-274 был выпущен в тече-
ние 1983-1984 гг. Основную работу по его выпуску
выполнили работники серийного отдела В.А.Щерба-
ков, В.С.Червяков, К.И.Флягин, А.С.Шекоян, Н.Н.Ев-
стафьев, А.И.Титков под руководством начальника
отдела А.М.Харитонова. В связи с увеличением тяги
двигателя путем повышения давления в камере в
конструкторскую документацию были внесены из-
менения по упрочнению конструкции ряда деталей.
Одновременно с модернизацией двигателя с целью
улучшения массовых характеристик двигательной
установки была проведена оптимизация системы го-
рячего наддува баков, что позволило снизить массу
ДУ почти на 140 кг. Основные работы по реализа-
ции требований оптимизации системы горячего
наддува были выполнены В.А.Щербаковым и
В.П.Корнелюком.
В июне 1984 г. была выпущена комплексная про-
грамма экспериментальной отработки двигателя. По-
скольку режим работы двигателя РД-274 был доста-
точно полно проверен в процессе отработки его
прототипов РД-264 и РД-268, в КПЭО предусматрива-
лось проведение 27 экспериментально-проверочных
испытаний. В число этих испытаний входила проверка
работы двигателя при предельно допустимом газона-
сыщении компонентов топлива, а также исследования
устойчивости рабочего процесса в камере при подаче
в зону горения искусственного импульса давления и
проверки работоспособности агрегатов при попадании
в двигатель посторонних, включая алюминиевые, ча-
стиц из баков ракеты.
Такие испытания были проведены в 1984-1985 гг.
и подтвердили работоспособность и соответствие ха-
рактеристик двигателя требованиям технического за-
дания. В то же время обнаружилось, что диапазона ра-
боты автомата разгрузки осевой силы ТНА не хватает
при проведении испытаний по программам КВИ и СПИ
(за пределами режимов работы двигателя в составе
ракеты 15А18М), и это приводит к разрушению опор-
ного подшипника. В устранении этого дефекта работ-
никам серийного отдела активную помощь оказали на-
чальник отдела ТНА А.М.Кашкаров и начальник
расчетного отдела И.А.Клепиков, которые ранее явля-
лись ведущими работниками по разработке двигате-
лей РД-264 и РД-268. После устранения этого дефекта
замечаний к работоспособности и характеристикам
двигателя не было.
251
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Действенную помощь в конструкторском сопровож-
дении изготовления и проведении огневых испытаний на
Южмашзаводе оказал коллектив конструкторов КБ
«Южное» под руководством главного конструктора дви-
гательного КБ-4 А.В.Климова и его заместителя М.Д.На-
зарова. Много сил в организацию этих работ вложил
И.П.Малашенко - ведущий конструктор по производству
на Южмашзаводе двигателей разработки КБ Энергомаш.
Параллельно с традиционной стендовой отработкой
характеристик и работоспособности двигателя проводи-
лись работы по обеспечению его стойкости к воздей-
ствию ПФЯВ. Эта новая область требований вызвала не-
обходимость проведения всесторонних исследований с
целью изучения эффектов, возникающих в материалах
и системах двигателя, компонентах топлива, и, соответ-
ственно, разработки эффективных защитных мер для
обеспечения заданной надежности работы двигателей.
Отработка стойкости двигателей РД-274 к ПФЯВ за-
данного уровня проводилась двумя путями: расчетно-
теоретическим анализом стойкости материалов, при
этом использовались результаты исследований НИИТП,
ЦНИИМАШ, ГИПХ, НИФТИ им. Карпова в области радиа-
ционной стойкости, и проводимыми по техническим за-
даниям КБ Энергомаш экспериментальными проверками
стойкости некоторых материалов и эффективности раз-
работанных защитных мер при моделировании воздей-
ствия отдельных факторов ядерного взрыва в Обнинском
филиале института химической физики АН СССР и в ВВА
им. проф. Н.Е.Жуковского.
Кроме автономного определения стойкости мате-
риалов, работоспособность и функционирование дви-
гателя проверялись при стендовых огневых испытаниях
с имитацией воздействия ПФЯФ, моделируемых допол-
нительными нагрузками на конструкцию и рабочие про-
цессы в агрегатах двигателя. В результате проведения
комплекса расчетно-теоретических и экспериментальных
работ в конструкцию двигателя был внедрен ряд защитных
мероприятий для обеспечения работоспособности двига-
теля при воздействии на него ПФЯВ повышенного уровня.
Основная работа по обеспечению стойкости двига-
теля была выполнена В.Ф.Рахманиным, А.Н.Аксено-
вым, Ю.А.Симошиным при участии В.М.Бурова. Кон-
сультативную помощь в проведении
расчетно-экспериментальных работ оказывали сотруд-
ники НИИТП Л.Ф.Фролов и Н.М.Арсентьев, а также со-
трудник ЦНИИМАШ Л.М.Мороз.
В результате проведенных работ впервые в практике
отечественного ракетного двигателестроения был от-
работан ЖРД, обладающий стойкостью к комплексному
воздействию ПФЯВ повышенного уровня в условиях на-
несения наземного, воздушного или высотного ядерного
взрыва. К достоинствам двигателя РД-274 следует также
отнести его гарантийный срок эксплуатации -16 лет с
момента изготовления, что 1,5-2 раза превышает ана-
логичные сроки для ракетных двигателей предыдущих
разработок.
Экспериментальные работы по формированию штат-
ной конструкции двигателя РД-274 были завершены в мае
1985 г., в июле-августе того же года было проведено 6 за-
вершающих доводочных испытаний, а в период с декабря
1985 г. по февраль 1986 г. - 4 стендовых испытания по
программе МВК с выпуском технического отчета, подво-
дящего итоги наземной отработки двигателя. МВК дала
положительную оценку отработке двигателя РД-274 и
определила его пригодность для проведения ЛКИ.
ЛКИ двигателя РД-274 в составе ракеты Р-36М2
(15А18М) проводились с марта 1986 г. по апрель 1988 г.
За это время было запущено 19 ракет, при этом замеча-
ний к работе двигателя, требующих дополнительной от-
работки, не было. В то же время на первом пуске, из-
за ошибки производственного характера в системе
управления, двигатель РД-274 после минометного
старта не запустился, ракета упала в ствол шахты, и в
результате шахта была разрушена.
При проведении последующих летных и государст-
венных испытаний ракетный комплекс Р-36М2 (15А18М)
продемонстрировал высокую надежность, что послу-
жило основанием для принятия 11 августа 1988 г. пра-
вительственного постановления о согласовании МВК до-
кументации по ракетным системам и ракете в целом.
МВК по двигателю РД-274 и агрегатам наддува
15Л852 и 15Л853 работала в КБ Энергомаш в январе
1989 г. Она определила пригодность конструкторской
документации к ведению серийного производства и
приняла решение о ее согласовании.
Серийное изготовление двигателей РД-274 на ЮМЗ
велось до 1992 г. Качество отработки конструкции и со-
вершенство технологии изготовления обеспечили вы-
сокую надежность поставляемых двигателей. За соз-
дание двигателей РД-274 повышенной стойкости при
воздействии ПФЯВ основные участники разработки по-
лучили государственные награды, возглавлявший раз-
работку двигателя В.Ф.Рахманин был удостоен Госу-
дарственной премии СССР.
По истечении гарантийных сроков двигателей РД-274
проводятся работы по продлению сроков их техниче-
ской пригодности. И в настоящее время двигатели РД-274
находятся в эксплуатации в составе ракетных комплек-
сов Р-36М2 (15А18М).
Разработка ЖРД РД-170 для первой
ступени PH «Энергия», РД-171 и РД-120
для первой и второй ступеней PH «Зенит»
К началу 1970-х гг. в КБ Энергомаш был создан
определенный задел по разработке, изготовлению,
испытанию различных модельных установок на ком-
понентах топлива жидкий кислород с керосином.
252
Глава 5
В основном это были проектные проработки, которые
были направлены на создание двигателя с тягой более
500 тс и велись они в плане НИР.
В конце 1973 г. В.П.Глушко провел совещание (по су-
ществу- научно-технический совет расширенного состава)
по вопросу окончательного выбора конструктивного
облика мощного двигателя тягой более 500 тс. Были пред-
ложены два варианта двигателя: с одной камерой сгорания
и с четырьмя камерами сгорания. После многодневного
обсуждения был выбран вариант конструкции двигателя с
четырьмя камерами сгорания, т.к. в этом случае можно
было проводить автономные испытания основных наибо-
лее трудоемких в изготовлении и доводке агрегатов дви-
гателя на базе материальной части двигателей предыду-
щей разработки тягой 100 тс на АТ и НДМГ. Эти двигатели
необходимо было доработать путем замены материалов
на такие, которые сделали бы возможной работу на жид-
ком кислороде и керосине.
Однако техническое задание на разработку этого
двигателя было получено несколько позже, в начале
1976 г. Предыдущие три года ушли на эксперименталь-
ное обоснование реальности создания задуманного
двигателя.
В мае 1974 г. произошли события, определившие
дальнейшее развитие космического ракетостроения.
Ракетная фирма, которой многие годы руководил
С.П.Королев, была преобразована в НПО «Энергия». Ге-
неральным конструктором и директором НПО «Энер-
гия» был назначен академик В.П.Глушко.
Была начата новая разработка целого ряда ракет-
носителей, обеспечивающих большой круг задач как
военного, так и мирного назначения. Общее руковод-
ство разработкой указанного ряда ракет-носителей
было возложено на НПО «Энергия», а конкретно - на
его руководителя академика В.П.Глушко, на него же
возлагалась ответственность за разработку многоразо-
вой ракетно-космической системы «Энергия - Буран».
Разработка PH «Зенит» была поручена конструктор-
скому бюро «Южное» во главе с генеральным кон-
структором В.Ф.Уткиным.
Необходимо было создать двигатель, в значитель-
ной степени универсальный, для мощной ракеты-носи-
теля «Энергия», для ракетно-космической системы
«Энергия - Буран», для ракеты-носителя «Зенит». При-
чем первая ступень PH «Зенит» представляет собой бо-
ковой блок ракеты «Энергия». Все эти носители
должны были использовать будущий мощный двига-
тель на своих первых ступенях.
В первом квартале 1976 г. НПО «Энергия» (в феврале)
и КБ «Южное» (в марте) выдали технические задания на
разработку двигателей для первых ступеней ракет «Энер-
гия» и «Зенит». Тяга двигателя - 740 тс на земле, компо-
ненты топлива - жидкий кислород с керосином. Двига-
тель должен быть многоразового использования и
ремонтнопригодным, должен позволить повторные ис-
пользования без переборки. Эти и другие неназванные
технические требования существенно превышают харак-
теристики разработанных ранее двигателей.
Разработка двигателей РД-170/171 велась под не-
посредственным руководством главного конструктора
В.П.Радовского, научное руководство осуществлял
ЖРД РД-170
Двигательная установка ракетно-космической
системы «Энергия - Буран»
253
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
В.П.Глушко. Ведущим конструктором разработки дви-
гателей РД-170, РД-171 был назначен начальник голов-
ного двигательного отдела М.Р.Гнесин. Вместе с ним
работали ведущие специалисты НАПетушков, И.А.Кле-
пиков, Ф.Ю.Челькис, В.М.Дмитриев, Б.Д.Розанов и др.
Конструкции агрегатов разрабатывали А.Д.Вебер,
С.Д.Каменский, В.В.Федоров, А.П.Аджян, Г.А.Вельт,
М.И.Прожига, В.Т.Минаев, А.П.Павлов, В.Ф.Толкачев,
В.А.Бабкин, В.В.Кириллов, И.И.Хренов, В.П.Полушин,
М.М.Макаров, Е.М.Матвеев, Р.И.Петренко и др.
На базе материальной части стотонных двигателей на
AT-НДМГ удалось создать модельные двигатели для от-
работки процессов в камере и газогенераторе разраба-
тываемого двигателя. Вся эта работа была проделана в
срок чуть более полугода. Так, для отработки камеры раз-
рабатываемого двигателя был создан модельный двига-
тель 2УКС, который позволял развивать тягу, равную 80 %
от тяги камеры разрабатываемого двигателя. На этих мо-
дельных двигателях было проведено 68 огневых стендо-
вых испытаний и решены основные вопросы по отра-
ботке камеры натурного двигателя. Также был создан
модельный двигатель для отработки газогенератора. На
этом модельном двигателе было проведено 132 испыта-
ния с достижением 80 % режима разрабатываемого дви-
гателя. Для автономной отработки турбонасосного агре-
гата в целом была создана модельная установка на
основе уже натурной материальной части; это практиче-
ски натурный двигатель, но без камер сгорания, вместо
которых были поставлены сопротивления. Эта установка
была создана после автономной отработки практически
всех видов агрегатов двигателя. Было проведено 32 ог-
невых испытания этой модельной установки, которые по-
казали, что решение проблем по созданию ТНА с мощ-
ностью турбины более 250000 л.с. - задача крайне
сложная и что основными проблемами будут обеспече-
ние работоспособности агрегата в части устранения воз-
горания турбины и повышенной виброактивности. Ра-
боты по автономной доводке горячих агрегатов двигателя
заняли три года и завершились в 1979 г.
Двигатель РД-170/171 представляет собой сложную
конструкцию. В центре на оси двигателя расположен ТНА,
включающий турбину и два насоса: окислителя и го-
рючего. Рабочим телом турбины являются газообразные
продукты сгорания (окислительный газ) части расхода
горючего с полным расходом жидкого кислорода, полу-
ченные в двух одинаковых газогенераторах. Газ с давле-
нием 600 атм и температурой 500 еС поступает в турбину,
а затем направляется через специальные газоводы в ка-
меры сгорания. В состав ТНА включена вторая ступень
насоса горючего, которая обеспечивает подачу части го-
рючего в газогенераторы с повышенным до 800 атм дав-
лением. После первой ступени насоса горючего керосин
идет на охлаждение камер сгорания, а затем в смеситель-
ные головки, где смешивается и сгорает с окислительным
газом при давлении 250 атм и температуре около 3500 °C.
Управление вектором тяги осуществляется за счет откло-
нения каждой камеры на угол до 8°. Для обеспечения воз-
можности поворота камер потребовалось создание спе-
циального гибкого элемента-узла качания. Узел качания
представляет паяно-сварную конструкцию, в которой по-
ворот достигается за счет деформации гибкого элемента,
которым является многослойный бронированный сна-
ружи стальной сильфон. Входная и выходная части узла
качания снаружи связаны карданным узлом, оси кото-
рого являются осями качания камеры. Для обеспечения
бескавитационной работы насосов при относительно низ-
ких давлениях в баках ракеты в состав двигателя
включены бустерные насосы окислителя и горючего, ко-
торые установлены непосредственно на входе в двига-
тель и состоят из шнекового насоса и турбины.
25 августа 1980 г. состоялся первый пуск двигателя,
характеристики которого превышали все ранее достиг-
нутые как в отечественном, так и в зарубежном ракет-
ном двигателестроении. Дела поначалу шли плохо.
Средняя продолжительность первых десяти испытаний
была 10,2 с, из них два испытания были аварийными.
Из первых двадцати испытаний пять были аварийными,
из первых пятидесяти - десять.
Ломается в основном турбонасосный агрегат: то воз-
горание в газовом тракте турбины, то другие поломки из-
за большой виброактивности этого агрегата. Принимается
решение проводить пуски на пониженном щадящем ре-
жиме работы. 9 июня 1981 г. наконец состоялось первое
успешное полноресурсное испытание двигателя (150 с) на
режиме с тягой 700 т. По внешнему осмотру никаких су-
щественных замечаний к двигателю обнаружено не было,
и буквально за два дня двигатель был разобран, вся ма-
териальная часть была направлена в цеха-изготовители
для подробной дефектации. Поскольку наибольшее число
дефектов по предыдущим испытаниям обнаруживалось
в ТНА, основной интерес представляла материальная
часть турбонасосного агрегата. Приехал министр общего
машиностроения Сергей Александрович Афанасьев. Он
внимательно осмотрел всю материальную часть и задум-
чиво произнес: «Если бы не увидел своими глазами, то не
поверил бы».
По результатам этого пуска было принято решение
готовиться к наземным испытаниям первой ступени ра-
кеты-носителя «Зенит», при этом для надежности
предполагалось проводить это испытание на щадящем
режиме. Такое решение мало чем помогало разработке
двигателя, но позволяло руководству министерства
подтянуть работы по другим системам.
Наконец, 26 июня 1982 г. было проведено испытание
двигателя в составе ступени. К этому времени было про-
ведено 50 стендовых испытаний на 26 двигателях с сум-
марной наработкой 3106 с, максимальное время работы
одного двигателя достигло 690 с, а число включений -12.
254
Глава 5
Однако ОСИ закончились аварийно: разрушение двигателя
и уникального (и единственного) стенда для наземной от-
работки первых ступеней мощных ракет. Работы по соз-
данию предельно важных на тот период времени ракетно-
космических комплексов резко замедлились.
Дальнейшие работы по двигателю проводились под
эгидой межведомственной комиссии, в которую вошли
специалисты институтов Минобщемаша и Минавиа-
прома. Председателем комиссии был назначен дирек-
тор НИИТП В.Я.Лихушин, в ее состав входили выдаю-
щиеся деятели двигателестроения академики
В.П.Глушко. А.М.Люлька, НД.Кузнецов, В.С.Авдуевский
и многие другие известные ученые и специалисты.
Второе испытание первой ступени PH «Зенит» со-
стоялось на стенде в НИИ Химмаш только 1 декабря
1984 г., т.е. потребовалось примерно два с половиной
года на восстановление стенда для испытания сту-
пени ракеты и дальнейшее совершенствование дви-
гателя. В этот период проведены сотни огневых испы-
таний двигателя, доводочные завершающие испытания
всех узлов и агрегатов, решены сотни вопросов, касаю-
щихся отработки узлов и агрегатов двигателя и двига-
теля в целом. Весь коллектив Энергомаша работал в
течение многих месяцев не только по одиннадцать
часов ежедневно, но и без выходных.
Смежников у Энергомаша при разработке РД-170 (171)
было десятки сотен. Наибольший вклад внесли научно-
исследовательские институты: НИИТП, ЦНИИМАШ,
НИИТМ и др. Всех не перечислить. Но о двух смежниках
необходимо упомянуть. Одно из них - Производствен-
ное объединение «Полет», которое было ориентиро-
вано на серийное производство двигателя РД-170 (171).
Для решения поставленных задач там было создано
большое производство, включая огневой стенд для
проведения контрольно-технологических испытаний.
Отметим еще самарский завод «Металлист», на кото-
ром почти с самого начала разработки и доводки дви-
гателя РД-170 (171) изготавливались камеры сгорания
этого двигателя. К слову сказать, этот завод был опре-
делен как серийный для изготовления камер сгорания
двигателя для второй ступени ракеты «Зенит» (также
разработки нашего объединения). Без смежников не
было бы двигателя РД-170 (171), впрочем, как и лю-
бого другого. Так что кооперация неизбежна.
Следующее испытание двигателя в составе ступени
ракеты было осуществлено в третьей декаде декабря
1984 г. Оно прошло также удачно. И следующий этап
работы - это ЛКИ.
Итак, с начала 1973 г. до начала 1985 г. прошла
целая эпоха создания мощного ЖРД, не имеющего ана-
логов в отечественном и зарубежном ракетном двига-
телестроении. Были проведены все необходимые на-
земные испытания, включая испытания в составе
первой ступени PH «Зенит». Двигатель, прошедший не-
обходимые контрольно-технологические испытания,
поставлен головному разработчику для установки на
Южном машиностроительном заводе на PH «Зенит»
для проведения первого летно-конструкторского испы-
тания. Как всегда, там есть представители и нашего
объединения - это работники службы летных испыта-
ний и вообще летных пусков. Функция службы (отдела)
летных испытаний, которая отвечает за двигатель,
после того как он покидает пределы нашего предприя-
тия, крайне ответственная. Первое летное испытание
PH «Зенит» было проведено 13 апреля 1985 г. Энерго-
маш с ведущими специалистами представлял главный
конструктор предприятия В.П.Радовский. Пуск прошел
практически без замечаний. В декабре 1987 г. комплекс
«Зенит» был принят специальной Государственной ко-
миссией в эксплуатацию. С этого момента начались
штатные запуски этой ракеты. Нельзя не упомянуть о
двух авариях по вине двигателя. Однако компетентная
комиссия установила причину аварии - они носили тех-
нологический характер; принятые меры гарантировано
устраняли повторение дефекта, поэтому эти аварии не
повлияли на требуемую надежность двигателя.
С1974 по 1987 г. был создан уникальный ракетный
двигатель для PH «Зенит», а затем и для PH «Энергия»,
в то же время и далее двигатель был отработан на мно-
горазовый ресурс.
Двигатель РД-170 с самого начала разрабатывался
для многоразового полетного использования (по ТЗ на
РД-170-десятикратное) в составе PH «Энергия». В этом
плане основные определяющие агрегаты и магистрали
выполнены с разъемными (фланцевыми) соединениями,
конструкция которых (на уровень давлений до 700 атм)
потребовала специальной разработки. В ходе отработки
двигателя РД-170 один из доводочных экземпляров
двигателя прошел 20 огневых испытаний на номиналь-
ный полетный цикл работы без съема двигателя со
стенда. В 1990 г. двигатели РД-170 выдержали межве-
домственные испытания на четырехкратное полетное ис-
пользование, а в 1992 г. - на десятикратное. К сожале-
нию, в полете многократное использование двигателя
проверено не было: успешно выполнены два пуска
PH «Энергия», в ходе которых без замечаний отра-
ботали 8 двигателей РД-170.
За создание двигателей РД-170 и РД-171 ведущий
конструктор разработки доктор технических наук
М.Р.Гнесин, главный инженер опытного завода доктор
технических наук Г.ГДеркач и начальник отдела летных
испытаний Д.Е.Астахов были удостоены Ленинской пре-
мии. Большая группа работников КБ, опытного завода и
испытателей получила государственные награды.
После завершения межведомственных испытаний
В.П.Глушко инициировал разработку более совершенной
конструкции двигателя, которая по сравнению с двига-
телем РД-170 (171) обеспечивала более высокую тягу
255
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
ЖРД РД-171
Двигательная установка первой ступени РН «Зенит»
(форсирование на 5 %), в ней должны быть реализованы
мероприятия по снижению динамической напряженно-
сти работы агрегатов подачи, а также дальнейшему по-
вышению живучести и надежности. Соответствующая
конструкторская документация была разработана, и дви-
гатель в конечном итоге получил название РД-173. До
1996 г. было изготовлено 28 двигателей, которые про-
шли разноплановую отработку. На 6 двигателях усовер-
шенствованной конструкции наработано 5500 с, причем
на одном из них наработка составила 1590 с.
В двигателях РД-173 использовалась более совер-
шенная конструкция агрегатов подачи, в первую очередь
основного ТНА: насоса горючего, насоса окислителя,
проточной части турбины. В результате снизилась дина-
мическая нагруженность ТНА и смежных агрегатов. В
частности, уменьшение потребного напора насоса окис-
лителя позволило реализовать форсированный режим
при оборотах ТНА, соответствующих оборотам режима
100 % тяги двигателя РД170. Серьезной переделке под-
верглась система регулирования двигателя РД-170.
Упрощение этой системы (исключены два сложных сле-
дящих привода, регулятор командных давлений, мерное
устройство, трубопроводы), безусловно, увеличило на-
дежность двигателя, снизило его массу на 200 кг. В кон-
струкцию двигателя была внедрена конструкция силь-
фонов узла качания из никелевого сплава, что также
повысило надежность двигателя.
Решения, полученные при отработке двигателя
РД-173, были полностью использованы при разработке
двигателя РД-180.
Заказы на изготовление двигателей РД-171 прекра-
тились в 1995 г. С 1995 г. НПО Энергомаш поставляло
двигатели РД-171 для программы «Морской старт», ко-
торые дорабатывались из двигателей РД-170, ранее из-
готовленных для первых ступеней РН «Энергия». Данные
двигатели создали задел для реализации программы до
2004 г. Для дальнейшего развития программы необходи-
мым стало возобновление производства двигателей
в НПО Энергомаш. Учитывая накопленный опыт отра-
ботки двигателей РД-173 и РД-180, в которых внедрены
решения, проверенные достаточным объемом отработки,
направленные на повышение надежности и обеспечение
форсирования на 5 %, НПО Энергомаш вышло с предло-
жением о производстве двигателя на базе РД-173 для
программы «Морской старт». Данное предложение было
поддержано головным разработчиком РН «Зенит» ГКБ
«Южное» и одобрено заказчиком. Модернизированный
двигатель получил обозначение РД-171М. НПО Энергомаш
развернуло производство первой партии данных двигате-
лей. Сертификационные испытания двигателя РД-171М и
поставка первых товарных двигателей РД-171М были вы-
полнены в 2004 г. Первый товарный двигатель РД-171М
поставлен на Украину 25 марта 2004 г. после проведения
КТИ продолжительностью 140 с. Сертификация двига-
ЖРДРД-171М
256
Глава 5
теля завершена 5 июля 2004 г.: на сертификацион-
ном двигателе проведено 8 испытаний продолжи-
тельностью 1093,6 с, причем последнее испытание
(сверх плана) - на режиме 105 %. Изготовление
двигателей РД-171М осуществлялось до 2014 г. на
НПО Энергомаш.
Что касается двигателя второй ступени PH
«Зенит», то вначале в качестве его разработчиков
рассматривались и другие двигательные КБ, на-
пример, КБ А.Д.Конопатова из Воронежа. Но
предпочтение было отдано НПО Энергомаш, по-
тому что необходимо было начинать разработку
как можно скорее, чтобы успеть использовать
опыт этих работ для большого двигателя. Нема-
ловажную роль сыграло то обстоятельство, что
в НПО Энергомаш имелся к тому времени совсем
близкий по параметрам (по тяге и уровням дав-
лений) экспериментальный прототип кисло-
родно-керосинового двигателя на основе серий-
ного ЖРД на высококипящих компонентах и возможно
было оперативнее, чем где бы то ни было, использо-
вать производственное и стендовое оборудование, а
также, на первое время, ряд узлов и агрегатов для на-
чала работ в сжатые сроки.
Крупногабаритный двигатель второй ступени РД-120
не предусматривалось делать качающимся, уж очень
велика была степень расширения сопла (по давлениям
газа - около 1200), тем более что при однокамерном
двигателе все равно оставалась необходимость решить
вопрос о выборе средств для управления полетом сту-
пени по крену. Поэтому было признано целесообраз-
ным кроме основного маршевого двигателя установить
на ступень еще автономный четырехкамерный (тягой
по 3 тс каждая) рулевой двигатель, с одним ТНА, по
схеме с дожиганием. Разработку рулевого двигателя
взяло на себя КБ «Южное».
Остановимся на некоторых основных особенностях
создания двигателя РД-120 - маршевого двигателя вто-
рой ступени PH «Зенит» и всех его модификаций. Спе-
циалистом, ответственным за разработку этого двига-
теля, в НПО Энергомаш был ведущий конструктор
В.К.Чванов, который в дальнейшем стал главным кон-
структором этого двигателя, а затем и первым замести-
телем генерального директора, главным конструктором
предприятия. Разработка схемы двигателя выполнялась
А.Д.Дароном, В.ИАрхангельским, И.КЛевицким,
А.Д.Грошевым, ВАПрохоровым и др. Конструкция дви-
гателя была разработана ведущими специалистами
предприятия В АИвановым, ВАПохлебкиным, Ю.А.Вла-
димировым, А.И.Беловым, С.Г.Коноваловым и др.
Непосредственная разработка двигателя началась с
1976 г. По настоянию Глушко особо жесткие требования
были предъявлены к надежности, что оговорено было
тремя условиями: нижняя граница математической оценки
ЖРДРД-120	ЖРДРД-120К
надежности товарного двигателя должна быть не ниже
0,992; каждый экземпляр двигателя должен проходить ре-
сурсное контрольно-технологическое огневое испытание
с последующей отправкой в товар без переборки; гаран-
тированный ресурс двигателя должен быть не менее 5 ра-
бочих ресурсов сверх штатного. Такие требования были
беспрецедентны для двигателя одноразового использо-
вания при однократном включении в полете.
Двигатель РД-120 с самого начала закладывался на
тягу 85 тс. Удельный импульс тяги был ограничен степе-
нью расширения сопла камеры, а именно: давление газов
в камере определялось прочностными возможностями
использовавшихся прототипов агрегатов подачи компо-
нентов топлива, а диаметр среза сопла лимитировался
имевшимися в отрасли печами для пайки. Был достигнут
уровень удельного импульса тяги в пустоте 350 с.
Схема с дожиганием была принята с избытком
окислителя. Наиболее плотная компоновка была до-
стигнута за счет соединения отдельных агрегатов в
подсборки, например, сварной блок камеры, газоге-
нератора и турбины, что одновременно избавило от
громоздких и малонадежных соединений, при этом
оси ТНА и камеры параллельны; пневмоблок, состоя-
щий из баллонов, ресивера с рабочими газами и агре-
гатов автоматики. Крепление двигателя к ступени осу-
ществляется с помощью восьмилучевого силового
конуса, передающего тягу двигателя ступени PH.
Одновальный ТНА состоит из одноступенчатой тур-
бины, одноступенчатого кислородного насоса и двухсту-
пенчатого насоса керосина. После первой ступени часть
керосина подается на охлаждение камеры, а затем -
в смесительную головку; после второй ступени другая
часть керосина подается в газогенератор. Турбина с на-
сосом окислителя на одной части вала; турбина распо-
ложена консольно. Воспламенение компонентов топлива
257
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
в генераторе и камере обеспечивается с по-
мощью пускового горючего. Двигатель ре-
гулируется по двум каналам: по тяге и по
соотношению компонентов.
Наиболее сложной частью доводки дви-
гателя РД-120 явилась отработка оптималь-
ных условий его запуска. При последующей
стендовой отработке двигателя РД-120, ко-
торая была в основном проведена в Примор-
ском филиале НПО Энергомаш, были вы-
явлены и ликвидированы все
конструкторские и технологические недора-
ботки, отработаны все эксплуатационные
требования. После успешного проведения
Огневые испытания ЖРД РД-120 на стенде в США. 1995 г.
доводки двигатель получил путевку на ис-
пытания совместно со ступенью ракеты.
Со всеми доработками двигатель про-
шел достаточно убедительный объем стен-
довых и летных испытаний и в результате
показал себя одним из наиболее надеж-
ных в отечественной ракетной технике.
Изготовление экспериментальных дви-
гателей РД-120 проводилось на опытном
заводе Энергомаш с начала отработки до
конца 1982 г. Затем производство было
передано в ПО «Южмашзавод» (г. Днепро-
петровск). Полноразмерные камеры про-
изводились на самарском предприятии
ОАО «Металлист-Самара».
Летно-конструкторские испытания дви-
гателя РД-120 в составе PH «Зенит» на-
чались 13 апреля 1985 г. и закончились 28 августа
1987 г.
В конце 1990-х гг. начались работы по разработке мо-
дернизированного варианта двигателя РД-120. Тяга дви-
гателя была форсирована до 93 тс; 4 двигателя прошли
28 огневых испытаний с наработкой 8135 с. Первый пуск
PH «Зенит» с форсированным двигателем РД-120 ус-
пешно выполнен по программе «Морской старт» 10 июня
2003 г., с тех пор на всех пусках PH «Зенит» исполь-
зуются модернизированные двигатели РД-120.
К сожалению, в 2014 г. практически завершилось
использование PH «Зенит» с двигателями РД-171М и
РД-120. Соответственно прекратилось изготовление
двигателей РД-171М на НПО Энергомаш. Но остается
надежда, что новые модификации этих двигателей в
будущем могут быть востребованы для создания сверх-
тяжелых космических PH нашей страны.
В середине 1990-х гг. также был выполнен большой
объем работ по разработке двигателя РД-120К - зем-
ной модификации двигателя РД-120 с коротким со-
плом. Он предназначался для перспективных PH ма-
лого и среднего класса. Успешно проведено два
огневых испытания экспериментального двигателя. В
одном из вариантов - это однокамерный двигатель с
двумя (или четырьмя) рулевыми камерами, в другом -
с качанием основной камеры. Однако из-за отсутствия
реального заказчика работы были приостановлены.
С двигателем РД-120 связан еще один важный этап
деятельности НПО Энергомаш. В 1995 г. этот россий-
ский двигатель впервые прошел демонстрационные ог-
невые испытания в США на стенде компании Пратт-
Уитни (Флорида). Была экспериментально
подтверждена возможность работы российского дви-
гателя на американском керосине, установлены проч-
ные рабочие контакты между американскими и россий-
скими специалистами, продемонстрированы высокие
параметры и характеристики российского ЖРД, что во
многом способствовало последующей победе проекта
разработки двигателя РД-180 для американской модер-
низированной PH «Атлас».
Фактически можно сказать, что в ходе разработки
двигателей РД-170/171 и РД-120 было создана основа
для нового поколения кислородно-керосиновых двига-
телей (РД-170, РД-171, РД-120, РД-180, РД-171М, РД-191,
РД-181 и др.), которые работали, работают и в будущем
будут надежно работать в составе космических ракет-но-
258
Глава 5
А.А.Кджикмн.
ЖРД АО КБХА
ЖРД РД-0243
В1977 г. КБХА начало работы с новым головным раз-
работчиком - СКБ В.П.Макеева - по двигательному блоку
РД-0243, состоящему из основного двигателя РД-0244 и
рулевого РД-0245 для первой ступени ракеты РСМ-54 «Си-
нева». Разработка двигателя велась на основании поста-
новления ЦК КПСС и Совета Министров СССР № 43-16 от
9 января 1979 г. и приказа МОМ № 36 от 25 января 1979 г.
Для достижения предельных технических характе-
ристик двигательного блока были реализованы пре-
дельно высокое давление в камере сгорания основного
двигателя РД-0244 (не достигнутое нигде в мире), за-
мкнутая схема рулевого двигателя РД-0245, размеще-
ние («утопление») двигателей в баке горючего для
уменьшения габаритов ракеты.
Тщательная конструкторская, технологическая и
экспериментальная отработка двигателя позволила
уверенно провести летные испытания, внедрить его в
серийное производство и сдать в эксплуатацию. По
своим энергомассовым характеристикам ЖРД РД-0243
является наиболее совершенным из всех существую-
щих двигателей такого класса, а ракета определена как
«шедевр морского ракетостроения» (журнал Osterreic-
hishe Militarishe Zeittschrift, 2001 г., № 4).
Изготовление двигателей на стадии доводочных ис-
пытаний и первых товарных поставок было возложено
на опытное производство КБХА в кооперации с ВМЗ,
который поставлял камеру сгорания и ТНА для двига-
теля РД-0244.
В целях ускорения доводочных работ было решено
проводить первые огневые испытания на эксперимен-
тальных двигателях, включающих агрегаты двигателей
РД-0244, РД-0245 и других двигателей, изготавливае-
мых серийно.
Первый экспериментальный рулевой блок был ис-
пытан 18 апреля 1980 г., а основной блок - в декабре
того же года. В конце отработки, с марта 1982 г., и на
стадии ЛКИ к изготовлению двигателей подключился
Красноярский машиностроительный завод.
Для имитации штатных условий запуска рулевого дви-
гателя была спроектирована специальная установка, а для
запуска основного двигателя - подвижная заглушка, дрос-
селирующая продукты сгорания, выходящие из камеры.
После 37 пусков, завершившихся в 1984 г., постанов-
лением ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 7 февраля
1986 г. двигатели РД-0243 переданы в эксплуатацию в
составе ракеты РСМ-54 «Синева», а сам комплекс принят
на вооружение для ракетных подводных крейсеров стра-
тегического назначения проекта 667 БДРМ.
Товарные поставки производились КБХА и КМЗ
Разработка двигателя проведена под руководством
главного конструктора темы В.П.Козелкова и ведущего
конструктора темы В.А. Ежова.
ЖРД РД-0255
Очередной разработкой, выполненной в КБХА по за-
данию ОКБ генерального конструктора В.Ф.Уткина,
явился двигательный блок РД-0255 для второй ступени
МБР РС-20В «Воевода», разрабатываемый на основа-
нии постановления ЦК КПСС и Совета Министров СССР
от 9 августа 1983 г., приказов МОМ № 337 от 26 августа
1983 г. и № 72 от 14 февраля 1984 г.
С целью сокращения сроков создания двигателя,
сохранения преемственности в производстве и эксплуа-
тации в качестве прототипа был использован двигатель
РД-0228. Разрабатываемый двигатель отличался от
прототипа форсированием тяги на 11 % и размеще-
нием в баке горючего, что значительно улучшило габа-
ритные и массовые характеристики второй ступени ра-
кеты. Двигатель РД-0255, как и его прототип, работает
на топливе амил + гептил и состоит из основного дви-
гателя РД-0256 и рулевого двигателя РД-0257.
Функциональное назначение агрегатов и систем дви-
гателя РД-0255 то же, что и у прототипа, однако конструк-
тивное исполнение имеет особенности, связанные с раз-
мещением основного блока в баке горючего.
В связи с форсированием тяги «горячие» элементы
двигателя изготовлены из материала, имеющего луч-
шие прочностные характеристики, который, однако, по-
требовал технологической отработки.
При доводочных испытаниях время работы двига-
теля первоначальной сборки, как правило, превышало
рабочий ресурс, чтобы на каждом испытании можно
было решать большее количество функциональных
задач, предусмотренных комплексным планом экспе-
риментальной отработки. Запуск отработан в широком
диапазоне изменения внешних факторов. Рулевой дви-
гатель прошел доводочные испытания практически без
замечаний. Проведенный объем доводочных испыта-
ний, своевременное выявление и устранение дефектов
позволили провести испытания в составе изделия го-
ловного разработчика без замечаний.
Изготовление двигателей производилось на ВМЗ
с 1985 г.
Стендовая отработка двигателя РД-0255 проводи-
лась на материальной части КБХА и ВМЗ. Товарные по-
ставки производились ВМЗ.
Разработка двигателей РД-0228 и РД-0255 про-
водилась под руководством ведущего конструктора
Я.И.Гершковича (1969-1985 гг.), двигателя РД-0255 -
В.П.Пилипенко (1986-1991 гг.), Ю.Н.Сверчкова - с
1992 г.
259
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
15.4.	Соколов, Д.Ъ.бутрин
НАЗЕМНАЯ ОТРАБОТКА ДВИГАТЕЛЕЙ, СОЗДАННЫХ
ОКБ-1 - ЦКБЭМ - НПО «ЭНЕРГИЯ» -
РКК «ЭНЕРГИЯ» ИМ. С.П.КОРОЛЕВА
Система охлаждения жидкого кислорода
до 58 К (~215°С). 1980-1992 гг.
Для штатной работы блока ОДУ ОК «Буран» пред-
усматривалось использование жидкого кислорода тем-
пературой (65+5) К. Поэтому встал вопрос об охлажде-
нии кислорода в промышленных масштабах,
обеспечивающих как отработку двигателей и системы
ОДУ на испытательных стендах, так и заправку изделий
на стартовой позиции.
Для охлаждения кислорода известным способом
прямой откачки его паров потребовалась бы разра-
ботка, изготовление и отладка в сжатые сроки специ-
альных вакуумных насосов, безопасных при работе с
парами.
Необходим был новый способ охлаждения, эффек-
тивный и не требующий длительных сроков создания
и отработки, с очисткой кислорода от С02 и N20, кото-
рые присутствуют в нем в твердом состоянии, во избе-
жание засорения внутрибаковых устройств.
Государственным институтом азотной промышлен-
ности и Уральским вагоностроительным заводом был
рекомендован способ охлаждения жидкого кислорода
до любой температуры (вплоть до 57 К) в теплообмен-
нике посредством откачки паров нового незамерзаю-
щего хладагента - смеси жидких азота и кислорода
(бинарной смеси) - до остаточного давления, соответ-
ствующего заданной температуре (использование
жидкого азота в качестве хладагента исключалось
ввиду его замерзания при температуре 63 К). Для
этого предполагалась использовать адсорбционный
фильтр, обычные серийные «масляные» вакуумные
насосы типа ВВН и НВЗ, причем при максимальных
разрежениях (около 10 мм рт. ст. для Т = 57 К хлада-
гента), а в качестве теплообменников - имеющиеся
криогенные вагоны-теплообменники 11Г186 после их
доработки.
В связи с принятием этого решения УВЗ заключил
договор с Приморским филиалом НПО «Энергия» на
разработку конструкторской документации и создание
двух экземпляров систем и приступил к выполнению.
Системе охлаждения кислорода в теплообменнике по-
средством откачки паров хладагента был присвоен ин-
декс. Однако вскоре работы были приостановлены. По-
водом для этого послужило принятие в 1981 г.
межведомственным координационным советом реше-
ния о создании системы охлаждения кислорода
(17Г23), использующей винил, применяемый на стар-
товой позиции для других целей. В декабре 1982 г.
межведомственный координационный совет поручил
УВЗ возобновить изготовление предлагаемой ранее
системы и поставить ее в НПО «Энергия» уже в 1983 г.
В апреле этого года обязанности ведущего по системе
разработки УВЗ на экспериментальной базе НПО
«Энергия» были возложены на заместителя начальника
отдела ГААндреева.
Материальная часть системы была изготовлена
и поставлена в НПО «Энергия» в конце 1983 г. На ис-
пытательной станции предприятия была разрабо-
тана стендовая конструкторская документация (на-
чальник лаборатории - А.С.Волков), построены
помещения для вакуумных насосов ВВН2-500 и НВЗ-500
и для пультовой управления системой, изготовлены
и смонтированы коммуникации, соединяющие стен-
довые хранилища криогенных компонентов и бата-
реи баллонов сжатых газов с системой. С учетом ре-
комендации разработчиков разработана стендовая
технология процессов заправки и охлаждения кис-
лорода (В.И.Корольков, А.Ал.Морозов, Г.А.Андреев,
Х.А.Кухтиев, А.С.Федотов, А.А.Афонин), разрабо-
таны и смонтированы системы силового электропи-
тания вакуумных насосов (В.Н.Кожин, В.В.Огурцов),
управления агрегатами пневмогидросистемы и из-
мерений параметров (А.Ан.Морозов, Н.Н.Алимуш-
кин).
В творческом сотрудничестве с ГИАП (М.Г.Остронов)
были проведены пусконаладочные работы. 19-20 апреля
1984 г. осуществлен первый непрерывный цикл за-
правки и захолаживания кислорода, подтверждающий
правильность принятого способа охлаждения и рабо-
тоспособность оборудования.
Интенсивная эксплуатация системы началась в 1985 г.
и продолжалась до 1992 г., когда испытания по теме
«Буран» были практически прекращены. За этот период
было охлаждено 4360 т жидкого кислорода до темпе-
ратур 58-56 К.
Специалисты подразделения не прекращали по-
исков путей совершенствования технологического про-
цесса с целью сокращения его продолжительности и
повышения безопасности и надежности эксплуатации
оборудования. В результате анализа и рекомендаций
сотрудников ГИАП были предложены и проведены сле-
дующие основные мероприятия:
-	найден оптимальный исходный состав смеси -
хладагента;
-	улучшена технология дозаправки хладагента в
процессе его испарения;
-	совмещены процессы заправки кислорода и его
охлаждения;
-	интенсифицирован процесс теплопередачи при
охлаждении.
260
Глава 5
ков «ДМ» любой модификации в зави-
Железнодорожный агрегат-заправщик 675200 системы глубокого
охлаждения кислорода (транспортный 8Г-513 идее вертикальные
емкости-хранилища криогенных компонентов объемом 60 м3
каждая, сооружение «2К»)
симости от полетного задания мог
применяться как нафтил, так и син-
тин. В соответствии с этим в протоколе
результатов контрольного испытания
должны были указываться основные
характеристики двигателя, приведен-
ные к номинальным условиям, при ра-
боте на обоих компонентах, в то время
как приемосдаточные испытания дви-
гателей 11Д58М, согласно требова-
ниям конструкторской документации,
должны проводиться только на РГ-1.
Разумеется, поправки характери-
стик можно получить, набрав стати-
стические данные по испытаниям дви-
Все эти мероприятия были оформлены как изобре-
тения, защищены авторские свидетельства.
В процессе эксплуатации системы было внесено
28 изменений в пневмогидравлическую схему, согла-
сованных с разработчиком, оформлено 15 рацпредло-
жений. Первоначально агрегат-теплообменник с охлаж-
денным кислородом транспортировался от насосной
станции к стенду тягачом или тепловозом. Впослед-
ствии в целях экономии времени и сохранности матча-
сти была смонтирована временная магистраль подачи
кислорода от системы охлаждения к стендам, заме-
ненная позднее на стационарную, изготовленную в
НИИкриогенмаш.
В результате всех проведенных мероприятий и до-
работок пневмогидросистемы продолжительность не-
прерывного цикла заправки и охлаждения 40 т жидкого
кислорода была сокращена с 83 до 45 ч, т.е. при-
мерно на 46 %. С 1984 по 1992 г. ни одно испытание
не было сорвано из-за отсутствия охлажденного кис-
лорода. В этом немалая заслуга ГААндреева, А.С.Вол-
кова, Ю.Н.Васильева, В.И.Королькова, А.Ал.Морозова,
В.В.Педоса, А.С.Федотова и других сотрудников экспе-
риментально-испытательного отделения.
Сравнительные испытания ЖРД на
различных углеводородных горючих.
1974-2008 гг.
В истории создания и совершенствования кисло-
родно-углеводородных ЖРД в РКК «Энергия» неодно-
кратно возникала необходимость сравнения энергети-
ческих характеристик серийных двигателей,
работающих на различных видах горючих компонентов
топлива. Впервые это потребовалось после применения
синтетического углеводородного горючего (синтин) на
двигателе 11Д58М, где основным топливом было го-
рючее РГ-1. С тех пор при эксплуатации разгонных бло-
гателя сначала на одном, а потом и на
другом горючем. Однако этот путь требует значитель-
ных затрат ресурсов и времени. Кроме того, для опре-
деления основных характеристик «высотных» двига-
телей в земных условиях требуется большое
количество измеряемых параметров, подвергаемых
влиянию внешних факторов. Невозможность обес-
печения стабильности значений этих параметров при
каждом испытании увеличивает погрешность изме-
рений.
С учетом этих соображений можно утверждать, что
наиболее точные результаты для сравнения характери-
стик двигателя можно получить в процессе одного ис-
пытания, не изменяя внешних факторов, но изменив
вид горючего.
Основным достоинством созданной в ОКБ-1 пнев-
могидравлической схемы подачи горючего является
возможность варьирования подачи разных его видов
непосредственно в процессе испытания. Это достига-
ется тем, что к магистрали подачи горючего в двигатель
через отсечные клапаны подсоединяются две незави-
симые друг от друга системы подачи, каждая со своими
емкостями, арматурой, средствами заправки и автома-
тического наддува. Управление режимами наддува,
синхронизацией срабатывания отсечных клапанов при
переходе с одной системы на другую осуществляет
ЭВМ по заданной программе.
Методика проведения сравнительных испытаний
включает три этапа. Первый этап - запуск и работа на
РГ-1. Этап длится не менее 80 с и включает время, не-
обходимое для стабилизации параметров на номи-
нальном режиме, и интервал времени, необходимый
для определения характеристик. После этого про-
исходит программное переключение подачи горючего
с РГ-1 на синтин. Продолжительность второго этапа
складывается из времени, необходимого на поступ-
ление в двигатель «чистого» синтина, и времени
определения характеристик. При этом двигатель пе-
261
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
реводится на номинальный для синтина режим ра-
боты давления в камере сгорания по Рк и соотноше-
нию компонентов топлива Кт.
На третьем этапе происходит обратное переключе-
ние питания двигателя на РГ-1 и соответствующее из-
менение режима. Продолжительность этапа, по тем же
причинам, составляет 60 с, после чего двигатель вы-
ключается. Третий этап необходим для подтверждения
достоверности характеристик, полученных при работе
на синтине, путем сравнения значений, получаемых на
РГ-1 в начале и конце испытания.
Сравнение характеристик двигателя 11Д58М при
работе на РГ-1 и синтине проводилось еще в 1970-е гг.
В результате было получено среднее значение по-
правки для пересчетов характеристик, применяемое
в расчетах до настоящего времени. Справедливость
поправки подтверждена результатами многих успеш-
ных запусков РБ «ДМ» на синтине, проведенных в
этот период времени. Аналогичная методика успешно
применялась впоследствии при вынужденном пере-
ходе с горючего РГ-1 на Т-6 в 2000 г. из-за проблем
с сырьевыми источниками.
В марте 2005 г. проводилась оценка энергетиче-
ских характеристик синтина от партии с просрочен-
ными гарантийными сроками хранения, позднее ис-
пользованного при летной эксплуатации блока
«ДМ». Эта же методика применялась при обратном
переходе с Т-6 на РГ-1, изготовленный из нового
сырья в начале 2008 г. Результаты многих лет под-
тверждают, что методика сравнительного анализа
может успешно применяться для любых углеводо-
родных горючих.
Наиболее активными участниками процесса соз-
дания и отработки методики были Т.Н.Баранов,
А.С.Волков, В.Ф.Галкина, В.П.Григорьев, В.В.Карпов,
ФАКоробко, ААКолгушкин, А.Ф.Кузнецов, А.Ал.Мо-
розов, А.Ан.Морозов, Ю.А.Паздников, В.В.Платонов,
И.Д.Попков, Н.М.Синицын, Ю.В.Хохлов и др.
Технология промывки тракта горючего
двигателя 11Д58М при его приемосдаточных
испытаниях. 1969-1970 гг.
После огневых контрольных испытаний серийных
двигателей, предназначенных для комплектации ра-
кетных блоков, предстояло провести комплекс работ
по освобождению внутренних полостей от остатков
компонентов и конденсата, а также другие мероприя-
тия, обеспечивающие сохранение работоспособности
и надежности двигателя в течение всего срока гаран-
тийной эксплуатации.
Ранее в мировой практике, а также при создании
первых двигателей, разработанных в ОКБ-1, это до-
стигалось путем практически полной разборки дви-
гателя и последующей очистки и обезжиривания
агрегатов, узлов и деталей. После повторной сборки
в соответствии с КД проводился необходимый
объем проверок и электропневмоиспытаний. Однако
полного подтверждения работоспособности и на-
дежности двигателя в целом не гарантировалось.
Поэтому еще в конце 1960-х гг., уже после начала
поставок серийных двигателей 11Д58, в ОКБ-1 была
разработана и внедрена методика обработки тракта
горючего непосредственно в ходе испытания, на за-
ключительном его этапе. Это позволило отказаться
от переборки двигателя после приемосдаточных ис-
пытаний и тем самым в значительной мере повысить
его надежность при летной эксплуатации.
В основу методики положено применение бен-
зина. Он используется в качестве технологического
горючего, обеспечивающего стабильную работу дви-
гателя, и одновременно, являясь отличным раствори-
телем, надежно удаляет основной и пусковой компо-
ненты из его внутренних полостей.
Комплекс мероприятий, проводимых на двигателе
после ПСИ для реализации беспереборочной техно-
логии его подготовки к монтажу на РБ, включал
также термовакуумную сушку, снятие нагара с огне-
вых стенок камеры сгорания и сопла, а также необхо-
димые контрольные операции. Рассмотрим лишь те
вопросы, которые были связаны с методикой про-
мывки тракта горючего двигателя 11Д58М при испы-
таниях на комплексном стенде.
Более 40 лет с момента разработки этой методики
в пневмогидравлическую схему подачи бензина к
двигателю вносились необходимые изменения по
мере накопления опыта эксплуатации, полученного
при испытаниях двигателей 11Д58,11Д58М и 17Д12.
В настоящее время технология применяется не
только при ПСИ двигателя 11Д58М всех модифика-
ций, но и для экспериментальных изделий, если про-
граммой испытаний предусмотрена их переборка или
дефектация.
Система подачи бензина включает в свой состав
емкость объемом 3 м3 с необходимой арматурой и
автономной системой наддува. Через отсечной кла-
пан система подключена к магистрали подачи го-
рючего в непосредственной близости от входа в
двигатель. Перед отсечным клапаном установлен
клапан дренирования магистрали бензина для пол-
ного удаления газового объема из-под отсечного
клапана при заливке магистрали перед испытанием.
В результате многочисленных экспериментов было
определено: продолжительность работы на бензине
для гарантии качества удаления горючего РГ-1 из
тракта двигателя должна составлять не менее 40 с.
В соответствии с этим требованием, после выполне-
ния основных задач испытания в заранее установ-
262
Глава 5
ленное время привод РКС устанавливается в нулевое
положение. РСК переводится в положение полного
открытия для обеспечения максимального расхода
горючего в камеру сгорания и, соответственно, ми-
нимального соотношения компонентов. Одновре-
менно с этим открывается отсечной клапан системы
бензина, в которой заранее поддерживается требуе-
мое давление. С интервалом 0,5 с закрывается отсеч-
ной клапан системы подачи РГ-1, и двигатель пере-
ходит на питание бензином. Через 40 с двигатель
выключается.
В таком варианте система была введена в эксплуа-
тацию. Однако уже в начале эксплуатации проявились
недостатки. Так, входящий в состав двигателя регу-
лятор, обеспечивающий стабильность давления в ка-
мере, при работе на бензине на некоторых экземпля-
рах двигателей не поддерживал давления на входе в
газогенератор. В результате снижался режим и про-
исходило преждевременное выключение двигателя
из-за срабатывания сигнализатора давления в камере
сгорания. Для устранения этого недостатка стендовая
система была усовершенствована: имевшееся обору-
дование дополнили автономной системой подпитки
бензином газогенератора. В состав системы была
включена емкость объемом 16 л с необходимой ар-
матурой, автономной системой наддува, аппарату-
рой для контроля уровня заправки и давления и от-
сечным клапаном системы, подключенным к
трубопроводу - имитатору «штатной» магистрали
промывки-продувки БМЗ. После внедрения емкости
подпитки в технологии работ произошли соответ-
ствующие изменения. Заправка емкости подпитки
стала продолжением операции по заливке основной
магистрали бензина через клапан дренирования, ко-
торый был соединен с трубопроводом заправки ем-
кости подпитки. Для визуального контроля заправки
на магистрали перелива емкости подпитки был уста-
новлен сигнализатор уровня. Процесс заправки пре-
кращался после срабатывания сигнализатора закры-
тием клапана дренирования основной магистрали
бензина. Перед запуском двигателя давление в ем-
кости подпитки поднималось до заданного уровня
(155±3) кгс/см2 с помощью управляющей ЭВМ. Ем-
кость подпитки подключалась к магистрали питания
газогенератора открытием отсечного клапана си-
стемы подпитки одновременно с открытием стендо-
вого клапана бензина. После этого бензин поступал
в газогенератор через БМЗ и клапан по линии по-
дачи пускового горючего.
Разработчиками технологии обработки тракта го-
рючего в ходе испытаний были ГАБиркжов, М.М.Викто-
ров, Н.В.Голованов, ДИ.Косинов, Э.В.Овечко-Филиппов,
ЮАПаздников, ЕАПортянко, Ю.К.Семенов, В.А.Синя-
вин, Е.Н.Самарин и др.
РАЗРАБОТКИ КБ-4 КБЮ ПО ЖИДКОСТНЫМ
РАКЕТНЫМ ДВИГАТЕЛЯМ И БОРТОВЫМ
ИСТОЧНИКАМ МОЩНОСТИ ДЛЯ МБР И PH
В 1980-Е ГГ ЖРД РД-866 ДЛЯ СТУПЕНИ
РАЗВЕДЕНИЯ МБР РТ 23 УТТХ (15Ж60,15Ж61),
ЖРД РД-869 ДЛЯ СТУПЕНИ РАЗВЕДЕНИЯ МБР
Р-36М УТТХ, Р-36М2 (15А18М), РУЛЕВОЙ ЖРД
РД-8 ДЛЯ ВТОРОЙ СТУПЕНИ PH «ЗЕНИТ»,
БИМ-729 РУЛЕВОГО АГРЕГАТА ЖРД ПЕРВОЙ
СТУПЕНИ PH «ЗЕНИТ», БИМ РУЛЕВЫХ
АГРЕГАТОВ РДТТ ПЕРВЫХ СТУПЕНЕЙ МБР
15Ж52,15Ж61 И 15Ж60.
ДЕЯТЕЛЬНОСТЬ ГЛАВНОГО КОНСТРУКТОРА
А.А.КЛИМОВА
КБ-4 разработало в 1980-е гг. ЖРД РД866 для сту-
пени разведения МБР РТ 23 УТТХ (15Ж60,15Ж61) и
ЖРД РД-869 для ступени разведения МБР Р-36М УТТХ,
Р-36М2 (15А18М). В этот период был создан рулевой
ЖРД РД-8 на низкокипящих компонентах топлива для
второй ступени PH «Зенит». Был создан бортовой ис-
точник мощности БИМ-729 рулевого агрегата ЖРД пер-
вой ступени PH «Зенит» и бортовые источники мощно-
сти для рулевых агрегатов РДТТ первых ступеней МБР
15Ж52,15Ж61 и 15Ж60.
Разработка ЖРД
Постановлением правительства 17 марта 1976 г. КБ
«Южное» и кооперации предприятий было поручено
создание универсального космического ракетного ком-
плекса «Зенит». В состав ракетного комплекса входит
двухступенчатая ракета-носитель среднего класса
«Зенит-2» 11К77 на нетоксичных низкокипящих ком-
понентах топлива.
Для второй ступени ракеты «Зенит-2» 11К77 КБ-4
была поручена разработка рулевого двигателя РД-8
(11Д513). Разработка двигателя проводилась под руко-
Двигатель РД-8 для PH «Зенит»
263
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
А.В.Климов
водством главного конструк-
тора КБ-4 И.И.Иванова. После
его назначения главным кон-
структором по двигателям
(ЖРД и РДП) и зам. главного
(генерального) конструктора
КБ «Южное» в 1979 г. глав-
ным конструктором КБ-4 был
назначен Александр Викторо-
вич Климов. Под руковод-
ством А.В.Климова была про-
ведена отработка двигателя
11Д513, разработаны и отработаны ряд ЖРД и бортовых
источников мощности, приведенных ниже.
А.В.Климов (1929-2009 гг.) родился в п. Арти
Свердловской обл. Окончил Казанский авиационный
институт. Более полувека (в 1954-2009 гг.) работал в
КБ «Южное»: прошел путь от инженера до начальника
отдела камер ЖРД, которым руководил с 1960 по 1979 г.
С 1979 по 1994 гг. - главный конструктор КБ-4 КБ
«Южное». В 1994-2009 гг. - главный научный сотруд-
ник КБ-4. Д.т.н., профессор. Награжден орденами Ле-
нина и «Знак Почета» (дважды)
Рулевой двигатель второй ступени PH 11К77
(«Зенит-2») предназначен для создания тяги и управ-
ления полетом второй ступени ракеты «Зенит» по всем
каналам стабилизации. Двигатель четырехкамерный,
однорежимный, однократного включения, с турбона-
сосной системой подачи компонентов топлива, выпол-
нен по схеме с дожиганием генераторного газа.
Позднее, в 2003 г., двигатель был модифицирован
для обеспечения повторного запуска в полете и оста-
нова по выработке любого из компонентов топлива.
Модификация проведена под руководством главного
конструктора КБ-4 Владимира Николаевича Шнякина,
сменившего в этой должности А.В.Климова в 1994 г.
Большой вклад в разработку и отработку двигателя
внесли ААКоваленко и В.Н.Коваленко.
Рабочее тело турбины ТНА - окислительный газ.
Раскрутка ротора ТНА при запуске производится пнев-
мостартером, работающим на пусковую турбину. Гелий
А.Н.Коваленко	В.Н.Коваленко
для раскрутки пусковой турбины поступает из специ-
ального баллона. Особенностью организации запуска
двигателя является наличие только одной ампулы с
пусковым горючим, из которой оно через специальную
систему трубопроводов, оснащенную переключающим
клапаном, поступает в газогенератор и пусковые фор-
сунки камер двигателя.
Управление элементами автоматики двигателя осу-
ществляется гелием с помощью электропневмоклапа-
нов. Гелий для управления поступает из автономного
баллона. Двигатель обеспечивает поддержание задан-
ной тяги и регулирование соотношения секундных рас-
ходов компонентов топлива.
В двигателе установлены сигнализатор давления си-
стемы безопасности носителя, который выдает команду
на аварийное выключение при падении давления в камере
двигателя ниже заданного. Конструкция двигателя позво-
ляет проводить многократные испытания на стенде. На
сборку ракеты каждый двигатель поступает после прове-
дения огневого контрольно-технологического испытания
без последующей переборки.
Основные достоинства:
-	рулевой двигатель, работающий по схеме с дожи-
ганием генераторного газа, что обеспечивает достиже-
ние высокого удельного импульса тяги двигателя;
-	высокая надежность двигателя (по точечной оценке
вероятности безотказной работы не менее 0,995);
-	большой ресурс работы (более 4000 с);
-	возможность выключения двигателя в случае вы-
работки любого из компонентов топлива.
Основные характеристики двигателя РД-8
Применение - рулевой двигатель второй ступени PH
«Зенит».
Годы разработки -1976-1985 гг.
Компоненты топлива:
-	окислитель - жидкий кислород;
- горючее - керосин.
Тяга двигателя в пустоте - 8000 кгс.
Удельный импульс тяги двигателя в пустоте -
342 кгс«с/кг.
Масса двигателя - 380 кг.
Абсолютное давление газов в камерах сгорания -
78 кгс/см2.
Абсолютное давление газов на срезах сопел камер
двигателя - 0,05 кгс/см2.
Соотношение компонентов топлива - 2,4.
Угол отклонения камер двигателя - ±33 °.
Время работы-1100 с.
Двигатель монтируется в отсеке второй ступени PH
«Зенит-2» и состоит из четырех поворотных камер двига-
теля с узлами подвода компонентов топлива, ТНА, газоге-
нератора, бустерного насосного агрегата окислителя, теп-
264
Глава 5
лообменника, блока зажигания, пневмоблока раскрутки
турбины ТНА, пневмоблока управления, СПД СУРТ, основ-
ных магистралей «О» и «Г», магистрали подвода пускового
горючего к камерам двигателя и газогенератору, агрегатов
автоматики и теплозащиты. Узлы и агрегаты двигателя
крепятся к отсеку второй ступени РН «Зенит-2».
Важной особенностью двигателя является впервые
в нашей практике введенный контроль качества изго-
товления двигателя методом огневых контрольно-тех-
нологических испытаний с последующей установкой в
ступень (без переборки). В двигателе РД8 необходимо
удалить после КТИ жидкий керосин из трактов го-
рючего камер двигателя, ТНА и узлов автоматики. Для
решения этой проблемы специалистами ГП «КБ
«Южное» и ГП «ПО «ЮМЗ» разработан термовакуум-
ный метод обработки трактов двигателя после огневых
испытаний, получивший название ТОБР.
Для ступени разведения МБР РТ 23 УТТХ (15Ж60,
15Ж61) КБ-4 под руководством главного конструктора
А.В.Климова разработало ЖРД РД-866 (15Д264). Боль-
шой вклад в разработку и отработку двигателя внесли
В.Г.Курейчик, А.И.Животов.
Двигатель РД-866
Двигатель установлен в головном отсеке ракеты и
предназначен для:
-	питания горючим рулевого агрегата, используе-
мого для управления полетом ракеты в конце работы
первой и при полете второй и третьей ступеней;
-	создания управляющих усилий по крену в полете
третьей ступени;
-	создания (на участке разведения космических ап-
паратов) тяги и управляющих усилий, различных по ве-
личине и направлению;
-	питания горючим гидроприводов качания камеры
двигателя большой тяги на участке разведения косми-
ческих аппаратов.
Двигатель многофункциональный, нерегулируемый,
без дожигания генераторного газа, с многократным
включением ЖРД БТ и ЖРД МТ. Двигатель работает по
комбинированной схеме (вытеснительная и насосная по-
дачи компонентов топлива к
потребителям).
Двигатель содержит:
-	централизованный ис-
точник питания, состоящий
из двух турбонасосных
агрегатов с газогенерато-
рами и двух питателей;
-	однокамерный ЖРД БТ;
-	16 ЖРД МТ.
Особенностью функ-
ционирования двигателя
В.Г.Курейчик
является периодическое
включение турбонасосных агрегатов при опорожне-
нии соответствующего питателя до заданного уровня.
Запуск двигателя обеспечивается подачей гелия в
предварительно заправленные питатели.
Основные характеристики двигателя РД-866
Применение - двигатель ступени разведения МБР
РТ 23 УТТХ.
Годы разработки -1979-1983 гг.
Компоненты топлива:
-	окислитель - АТ;
-	горючее - НДМГ.
Тяга двигателя в пустоте - от -94,4 до +513,5 кгс.
Удельный среднеинтегральный импульс тяги двига-
теля большой тяги в пустоте - 305,5 кгс«с/кг.
Удельный импульс тяги в пустоте:
-	камеры двигателя большой тяги - 323,1 кгс«с/кг;
-	ЖРД МТ в непрерывном режиме - 245 кгс«с/кг;
-	ЖРД МТ в импульсном режиме с частотой 10 Гц-
176 кгс»с/кг.
Масса двигателя -125,4 кг.
Абсолютное давление газов в камере сгорания:
-	двигателя большой тяги - 41,5 кгс/см2;
-	ЖРД МТ-5,67 кгс/см2.
Абсолютное давление газов на срезе сопла камеры:
- двигателя большой тяги - 0,024 кгс/см2;
-	ЖРД МТ-0,007 кгс/см2.
Среднеинтегральное соотношение компонентов
топлива при работе:
-	двигателя большой тяги - 2,03;
-	камеры двигателя большой тяги - 2,3;
-	ЖРД МТ-1,85.
Угол отклонения камеры ЖРД БТ - ±28,5 °.
Максимальное время работы двигателя от команды
на срабатывание входных пироклапанов -1700 с.
Максимальное суммарное время работы:
-	двигателя большой тяги - 330 с;
-	ЖРД МТ-1200 с.
Максимальное количество включений:
-	двигателя большой тяги -14;
-	ЖРД МТ-10000.
Двигатель РД-866
265
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Компоновка двигателя предусматривает возмож-
ность качания камеры в карданном подвесе с отклоне-
нием оси камеры в двух взаимно перпендикулярных
плоскостях. На двигателе установлен гидропривод для
качания камеры.
Компоненты топлива подводятся к камере через
гибкие шланги. Камера двигателя РД-866 является мо-
дифицированной камерой двигателя РД-864. Камера
многократного включения работает на одном режиме.
Модификация камеры прежде всего касалась мест
крепления в связи с отличиями в установке этих камер
в двигатели. Второй причиной модификации камеры
было улучшение энергомассовых характеристик. С этой
целью в камере двигателя РД-866:
-	уменьшена толщина стенки соплового насадка с
1,5 до 1,0 мм;
-	уменьшена толщина внутренней стенки и уве-
личена скорость горючего в тракте регенеративного
охлаждения в районе критического сечения для повы-
шения эффективности регенеративного охлаждения
корпуса камеры;
-	оптимизированы расходы компонентов топлива
через пояса завес внутреннего охлаждения корпуса ка-
меры и увеличен коэффициент соотношения компо-
нентов топлива.
Кроме того, учитывая работу камеры с многократ-
ными включениями, по тракту окислителя на входе в
смесительную головку установлен перекрывной кла-
пан. В результате этих мероприятий была уменьшена
масса камеры двигателя и увеличен удельный импульс
тяги камеры в пустоте на 9,1 кгс с/кг в сравнении с
удельным импульсом тяги камеры РД-864 на основном
режиме.
В соответствии с требованиями Технического задания,
камера двигателя сохраняет энергетические характери-
стики при наличии до 3 % масла РМ в горючем и работо-
способна при наличии до 6 % масла РМ в горючем.
Турбонасосный агрегат окислителя состоит из насоса
окислителя, газовой турбины. Турбина и насос окисли-
теля расположены консольно. Турбонасосный агрегат го-
рючего состоит из газовой турбины и насоса горючего.
Турбина и насос горючего расположены консольно. Тур-
бонасосные агрегаты рабо-
тают в циклическом режиме-
360 включений в течение
штатного времени работы
двигателя
времени
ниями от 1,2 до 23 с.
Для обеспечения жест-
ких временных характери-
стик выхода двигателя на
режим запуск производится
при заполненных насосах.
А.И.Животов
с интервалами
между включе-
Время выхода на режим насосов составляет 0,25-0,5 с.
Чтобы выполнить эти весьма жесткие требования, не-
обходимо было сократить до минимума массы пакетов
роторов. С этой целью были приняты весьма высокие
обороты роторов турбин 60000 и 70000 об./мин.
Для насосно-вытеснительной системы топливопо-
дачи двигателя РД-866 были разработаны два агрегата
многократного действия - питатели окислителя и го-
рючего, которые позволяли осуществлять многократ-
ные включения блока большой тяги, питание компо-
нентами топлива двигателей малой тяги и
одновременно осуществлять питание гидроприводов
системы управления ракеты по каналам тангажа и рыс-
кания. Эти агрегаты осуществляли автоматическое
включение раздельных турбонасосных агрегатов окис-
лителя и горючего. Турбонасосы осуществляли доза-
правку рабочих полостей питателей компонентами топ-
лива, когда поршни питателей достигали позиций
опорожненного состояния и выключались, когда пита-
тели были заправлены.
Для ступени разведения МБР Р-36М2 (15А18М) КБ-4
разработало ЖРД РД-869 (15Д300). Двигатель предна-
значен для создания тяги и управления по всем кана-
лам стабилизации при полете ступени разведения.
Большой вклад в разработку и отработку двигателя
внесли В.И.Конох и Р.А.Винокуров.
Двигатель РД-869
Двигатель - четырехкамерный, двухрежимный, од-
нократного включения, с турбонасосной системой по-
дачи самовоспламеняющихся компонентов топлива, вы-
полнен по схеме без дожигания генераторного газа.
Рабочее тело турбины ТНА - газ, вырабатываемый в га-
зогенераторе при сгорании основных компонентов топ-
лива. Раскрутка ротора ТНА при запуске осуществляется
пиростартером, работающим на основную турбину.
При запуске двигатель выходит на основной режим
ОР. Переключение двигателя с основного режима на
дросселированный ДР и обратно осуществляется по
команде от системы управления. Постоянство режима ра-
боты двигателя на ОР и ДР обеспечивает система под-
держания давления СПД.
Двигатель РД-869
266
Глава 5
В.И.Конох
В двигателе предусмот-
рен отбор горючего на пита-
ние рулевых машин, качаю-
щих камеры двигателя.
Двигатель прекращает ра-
боту с режима ДР по выра-
ботке одного из компонен-
тов топлива.
Одна из конструктивных
особенностей двигателя -
при транспортировке и по-
лете ракеты камеры двига-
теля расположены внутри
отсека. После отделения ступени разведения от ракеты
специальные механизмы выводят камеры двигателя за
наружный контур отсека. Положение камер двигателя
закрепляют пневмофиксаторы.
Основные характеристики двигателя РД-869
Применение - ступень разведения МБР Р-36М2.
Годы разработки -1983-1985 гг.
Компоненты топлива:
-	окислитель-АТ;
-	горючее - НДМГ.
Тяга двигателя в пустоте (вдоль оси сопел камер
двигателя):
-	на основном режиме - 2087 кгс;
-	на дросселированном режиме - 875 кгс.
Удельный импульс тяги двигателя в пустоте:
-	на основном режиме - 313 кгс*с/кг;
-	на дросселированном режиме - 302,3 кгс«с/кг.
Масса двигателя -196 кг.
Абсолютное давление газов в камерах сгорания:
-	на основном режиме - 41,8 кгс/см2;
-	на дросселированном режиме -17,3 кгс/см2.
Абсолютное давление газов на срезе сопел камер
двигателя:
-	на основном режиме - 0,023 кгс/см2;
-	на дросселированном режиме - 0,009 кгс/см2.
Соотношение компонентов топлива на основном и
дросселированном режимах -1,8.
Количество переключений с режима на режим - 50.
У	гол отклонения камер двигателя - ±55 °.
Время работы - 700 с.
Двигатель РД-869 разработан на базе двигателя
РД-864. Выполнение требований, предъявляемых к
двигателю РД-869 и направленных в основном на по-
лучение более высоких энергомассовых характеристик,
увеличение времени работы и количества переключе-
ний с режима на режим, не привело к изменению
схемно-конструктивных решений, заложенных в дви-
гателе РД-864. Это обеспечило высокий уровень уни-
фикации двигателя РД-869.
Компоновка двигателя и
крепление узлов, агрегатов и
трубопроводов выполнены так
же, как в двигателе РД-864.
Камера двигателя РД-869 яв-
ляется модифицированной
камерой двигателя РД864. Ра-
ботает на двух режимах:
основном ОР и глубокого
дросселирования РГД
(в 2,45 раза). С этой целью в
камере двигателя РД-869:
-	уменьшена толщина
стенки соплового насадка с
Р.А.Винокуров
1,5 до 1,0 мм. Кольцо на
срезе сопла исключено, вместо него для достижения
требуемой жесткости введена отбортовка оболочки
насадка на срезе сопла;
-	уменьшена толщина внутренней стенки и увеличена
скорость горючего в тракте регенеративного охлаждения
в районе критического сечения для повышения эффек-
тивности регенеративного охлаждения корпуса камеры.
С учетом оптимизации тракта регенеративного
охлаждения оптимизированы расходы компонентов
топлива через пояса завес внутреннего охлаждения
корпуса камеры. В результате этих мероприятий была
уменьшена масса камеры двигателя на 1 кг (11 %) и
увеличен удельный импульс тяги камеры в пустоте на
ОР на 5,5 кгс«с/кг и на ДР на 7 кгс«с/кг.
Благодаря оригинальным новаторским схемным и
конструктивным решениям, реализованным в этой ка-
мере, ее высокому совершенству и прекрасным харак-
теристикам, камера двигателя РД-869 стала базовой
для последующих модификаций, в частности, для ка-
меры двигателя VG143 управляющего модуля четвер-
той ступени европейской PH «Вега», разработанного по
заказу фирмы «Авио» (Италия).
Восстановительный жидкостный газогенератор
практически полностью заимствован с двигателя
РД858. Турбонасосный агрегат полностью заимствован
с двигателя РД-864.
Разработка бортового источника мощности
БИМ-729для рулевого агрегата ЖРД
первой ступени PH «Зенит». Разработка
бортового источника мощности БИМ-172
для рулевого агрегата РДТТпервой ступени
МБР 15Ж52,15Ж61 и бортового источника
мощности БИМ-869 для рулевого агрегата
РДТТ первой ступени МБР 15Ж60
Бортовой источник мощности БИМ-729 предназна-
чен для питания рабочей жидкостью (маслом РМ) гид-
роприводов рулевого агрегата маршевого ЖРД первой
ступени PH «Зенит».
267
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Бортовой источник мощности БИМ-729
БИМ выполнен с насосной системой подачи масла
в систему гидроприводов. Он состоит из двух функцио-
нальных агрегатов: газогидравлического и гидравличе-
ского.
Бортовой источник мощности БИМ-729
АГГ предназначен для питания маслом гидропри-
водов при приемо-сдаточных и регламентных испы-
таниях рулевого агрегата, а также для удержания
камер сгорания ЖРД в нулевом положении перед за-
пуском маршевого двигателя первой ступени РН
«Зенит». АГ предназначен для питания маслом гид-
роприводов маршевого ЖРД первой ступени РН при
полете.
Рабочее тело турбины АГГ - сжатый газ, АГ - горю-
чее, отбираемое после насоса маршевого двигателя.
Компенсацию температурных изменений объема масла
в системе гидроприводов обеспечивает мультиплика-
тор. Перепад давлений масла на гидроприводах обес-
печивает в заданных пределах система регулирования
БИМ.
Большой вклад в разработку и отработку БИМ-729
внес Л.Ф.Ивченко.
Основные характеристики БИМ-729
Применение - рулевой агрегат маршевого ЖРД пер-
вой ступени РН «Зенит».
Годы разработки -1980-1981 гг.
Рабочая жидкость - масло РМ.
Перепад давлений масла на гидроприводах -
155±15 кгс/см2.
Абсолютное давление масла на входе в насос -
2-7 кгс/см2.
Расход масла на гидро-
приводы:
-	агрегата газогидравли-
ческого -16-80 л/мин;
-	агрегата гидравличе-
ского-16-94 л/мин.
Время работы:
-нагелие-12с;
-	на керосине-160 с.
Температура масла при
работе АГГ-5-110 °C.
Масса БИМ-101 кг.
Л.Ф.Ивченко
В гидросистеме БИМ имеется теплообменник, в ко-
тором тепло от масла передается горючему, сливае-
мому после турбины БИМ на вход в насос двигателя.
Таким образом, работа гидравлического агрегата не
ограничена по времени, в то время как работа газогид-
равлического агрегата ограничивается предельно до-
пустимой температурой масла.
В состав бортового источника мощности входят два
турбонасосных агрегата - с газовым и гидравлическим
приводами.
Турбонасосный агрегат с газовым приводом состоит
из насоса с вихревым колесом и газовой турбины, обес-
печивает наземные технологические прокрутки, уста-
новку в нулевое положение рулей и работает -1,5 с от
начала пуска двигателя. За это время выходит на режим
гидравлический агрегат. В качестве рабочего тела тур-
бины используется азот.
Турбонасосный агрегат с гидравлическим приводом
состоит из насоса, гидравлической турбины и работает
в полете постоянно в течение всей работы ступени.
В отсутствии потребления на рулевые машинки агрегат
не отключается, а работает по закольцованной схеме.
В качестве рабочего тела турбины используется топ-
ливо ТГ-1.
Бортовой источник мощности БИМ-172
Бортовой источник мощности БИМ-172 предназна-
чен для питания рабочей жидкостью (маслом РМ) гид-
роприводов рулевого агрегата РДТТ первой ступени
МБР 15Ж52,15Ж61.
Большой вклад в разра-
ботку и отработку БИМ-172
внес П.Н.Волков.
БИМ разработан на
базе БИМ-65. Насосный
агрегат и пороховой газо-
генератор практически
полностью заимствованы с
БИМ-65. В схему БИМ-172
была введена пусковая ка-
П.Н.Волков
мера с быстрогорящим по-
268
Глава 5
Бортовой источник мощности БИМ-172
роховым зарядом для кратковременной подачи на тур-
бину газа высокой температуры (до 2500 °C) с целью
разогрева диска турбины и ускоренного выхода на
режим.
На БИМ-172 поддержание перепада давлений на РМ
осуществлялось регулятором, заимствованным с БИМ-65.
Основные характеристики БИМ-172
Применение - рулевой агрегат РДТТ первой ступени
МБР 15Ж52 и 15Ж61.
Годы разработки -1979-1980 гг.
Рабочая жидкость - масло РМ.
Перепад давлений масла на гидроприводах -
120-150 кгс/см2.
Абсолютное давление масла на входе в насос -
2,3-8 кгс/см2.
Расход масла на гидроприводы -10-30 л/мин.
Время выхода на режим -1,2 с.
Время работы:
-	при температуре 10 °C - 85 с.
-	при температуре 25 °C - 77 с.
Температура масла - 5-110 °C.
Масса БИМ - 50 кг.
БИМ выполнен с вытеснительной системой подачи
масла в гидроприводы. В нем применены стальные баки
с разделительными стальными мембранами, заправлен-
ные маслом, и пневмоблоки с гелием высокого давления.
После срабатывания пироклапанов пневмоблоков
гелий высокого давления обеспечивает наддув баков и
подачу масла в систему гидроприводов. БИМ работает
до полного вытеснения масла из баков.
Бортовой источник мощ-
ности БИМ-869
Бортовой источник
мощности БИМ-869 пред-
назначен для питания рабо-
чей жидкостью (маслом
РМ) гидроприводов руле-
вого агрегата первой сту-
пени МБР 15Ж60.
Большой вклад в разра-
ботку и отработку БИМ-869
внес Ю.В.Силкин.
Ю.В.Силкин
Основные характеристики БИМ-869
Годы разработки -1983-1984 гг.
Рабочая жидкость - масло РМ.
Статическое давление масла на выходе из БИМ -
120-150 кгс/см2
Расход масла на гидроприводы - 3-270 л/мин.
Суммарное количество вытесняемого масла - 36 л.
Время работы:
-	при температуре О °C - 64 с;
-	при температуре 25 °C - 49 с.
Время выхода на режим - 0,7 с.
Температура масла - 5-110 °C.
Масса БИМ - 226 кг.
Бортовой источник мощности БИМ-869
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
С.А.Ъум)сш1с£
ДВИГАТЕЛИ ДЛЯ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ
ТЕХНИКИ ФГУП «НИИМАШ». 1980-1992 гг.
В 1981 г. филиалу был присвоен статус самостоя-
тельного НИИ Машиностроения - как головного в обла-
сти разработки и изготовления ЖРДМТ для КА различ-
ного назначения, а также научно-экспериментального
комплекса для испытаний кислородно-водородных
ЖРД тягой до 300 т для средств выведения. В этом,
безусловно, большая заслуга А.М.Лапшина. В период
его руководства велась полномасштабная перестройка
производственно-испытательной базы, строительство
новых корпусов по производству и испытаниям ракет-
ных двигателей малой и большой тяги до 300 т, для ра-
кеты-носителя «Энергия». Развернулось строительство
жилья и объектов соцкультбыта: стадиона, плаватель-
ного бассейна, магазинов, кафе, ресторана, гостиницы,
АТС и т.д. Развернулась кардинальная модернизация
испытательной станции 101 в обеспечение проведения
испытаний в полном объеме НИОКР и товарных поста-
вок двигателей малой тяги и двигательных установок
на их основе.
Первое испытание ЖРД РД-0120 (холодная про-
ливка «азот-азот») проведено 19 января 1980 г. Ответ-
ственный руководитель работ - А.А.Яковлев, ведущий
инженер - А.Н.Соловьев, дублер ведущего - В.Н.Ше-
станов, оператор пульта - Н.Г.Шилов. Первое огневое
испытание ЖРД РД-0120 состоялось в конце июля 1980 г.
К концу 1980 г. основной объем огневых испытаний
ЖРД РД-0120 проводился на стенде 201. Одновременно
продолжался ввод в эксплуатацию систем и оборудо-
вания комплекса, отработка технологии подготовки и
проведения испытаний. Формированием, отработкой и
внедрением в эксплуатацию одной из основных систем
комплекса - системы управления и контроля - зани-
мался Л.Ю.Яшнов. В 1980 г. было проведено 23 испы-
тания, из них 15 - огневых.
Активное участие в подготовке и первом этапе ис-
пытаний приняли специалисты НИИХМ, ГИПХ, ГИАП,
НПО «Криогенмаш» (г. Балашиха) и КБХА. Значитель-
ная часть специалистов комплекса 201 прошла стажи-
ровку в НИИХМ.
В начале 1981 г. было принято решение о создании
в Нижней Салде второго комплекса для огневых испы-
таний кислородно-водородных ЖРД большой тяги -
комплекса 301 (приказ министра общего машинострое-
ния № 55 от 12 февраля 1981 г.). Руководство созда-
нием комплекса было поручено В.И.Синченко. Основ-
ные руководители и специалисты в период создания
комплекса 301 - В.А.Антонов, С.В.Ануфриев, Д АБоло-
тин, А.С.Васичков, С.М.Галич, О.Г.Дегтярев, С.В.Евсеев,
А.А.Иванов, А.Г.Иванов, В.В.Калинин, А.С.Колобаев,
С.А.Колобов, С.А.Комлев, С.М.Лобанов, А.В.Минкин,
М.Ф.Никулин, Д.М.Саенко, В.И.Соколов, Ан.В.Тимо-
феев, Ал.В.Тимофеев, А.В.Трубин, В.Г.Хрущев,
Н.Г.Шилов. При создании комплекса 301 максимально ис-
пользовался опыт эксплуатации комплекса 201. Подав-
ляющее большинство персонала комплекса 301 про-
шло стажировку в составе подразделений
действующего комплекса 201. Технологическим секто-
ром объединенного комплекса к моменту начала ком-
плексных испытаний систем стенда 301 был выпущен
полный комплект технологической документации.
Комплекс 301 решил ряд задач отработки ЖРД
РД-0120, которые не могли быть реализованы на ком-
плексе 201 (испытания длительностью единичного
включения до 1200 с, испытания с отклонением вектора
тяги на предельные углы - до ±11 °). Он мог обеспечить
необходимый темп испытаний, а также возможность про-
должения программы в случае выхода из строя стенда 201
или другой части комплекса при возможной нештатной си-
туации. В1986 г. в хранилище комплекса 301 был принят
жидкий водород, а в конце июля 1987 г. на стенде 301 про-
ведено первое огневое испытание ЖРД РД-0120. Ответ-
ственный руководитель работ - В.И.Синченко, ведущий
инженер - САКолобов, дублер ведущего - А.С.Васичков,
оператор пульта - Н.Г.Шилов.
После пуска в эксплуатацию комплекса 301 испытания
ЖРД РД-0120 проходили одновременно на обоих стендах,
эксплуатация комплексов производилась одним подраз-
делением - научно-испытательным комплексом 201, ру-
ководителем которого с 1986 по 1992 г. был В.И.Синченко.
Активная эксплуатация комплек-
сов 201 и 301 продолжалась до
конца 1990 г. Отдельные испыта-
ния продолжались в 1991-1994 гг.
Последнее в НИИМаш огневое ис-
пытание ЖРД РД-0120 проведено
13 января 1994 г. на стенде 201.
Всего на комплексах 201 и 301 с
1980 по 1994 гг. проведено 518 ис-
пытаний ЖРД РД-0120. С 1995 г.
стенды комплексов 201 и 301 за-
Л.Ю.Яшнов консервированы и в перспективе
270
Глава 5
ЖРДМТ11Д428А-12
могут быть восстанов-
лены для отработки
маршевых двигателей
ракет и разгонных бло-
ков на кислородно-во-
дородном топливе и
других экологически
безопасных видах топ-
лива, таких как кисло-
род-керосин и кисло-
род-метан.
В 1981 г. для ДОС
«Салют-7», стартовав-
шей в 1982 г., постав-
лена партия из 32 двига-
телей 11Д428А, которые
успешно отработали на
орбите 9 лет-до 1991 г.
К станциям «Салют-6» и
«Салют-7» было запу-
щено 15 пилотируемых
и 1 непилотируемый
космический корабль
11Ф732 («Союз-Т»).
20 февраля 1986 г. РН «Протон» вывела на орбиту
базовый блок станции «Мир», в составе объединенной
двигательной установки которого были 32 двигателя
ориентации 11Д428А-10 по каналам тангажа, рыскания
и крена. Двигатели успешно эксплуатировались в со-
ставе базового блока комплекса «Мир» в течение всего
срока существования - до 23 марта 2001 г.
Для «Мира» был создан модернизированный ко-
рабль «Союз-ТМ». В составе ДУ этого корабля, стар-
товавшего к станции «Мир» в беспилотном режиме
21 мая 1986 г., работали двигатели 11Д428А-10.
26 ноября 1989 г. был запущен модуль «Квант-2»
орбитального комплекса «Мир» с двигателями 11Д458
и17Д58Э.
В1982 г. провели испытания, подтвердившие возмож-
ность модернизации двигателя 11Д428А-10, в т.ч. в части
одновременной замены ЭЖК11 Д428.200.00-04 на новый
клапан РТ.200.00, созданный в НИИМаш по заданию Ми-
нистерства общего машиностроения, и СДК РТ.300.00 на
СДТ-1,2. Так появился двигатель 11Д428А-12.
Курирование работ по разработке СДТ-1.2, после-
дующему изготовлению СДТ-1.2 и ЭК РТ.200 на за-
воде «Прибор» осуществлялось на протяжении мно-
гих лет Л.А.Потабачным с правами главного
конструктора НИИМаш.
Эксплуатация двигателя 11Д428А-12 началась
в 1989 г. в составе транспортного корабля «Про-
гресс М», запущенного 23 августа к базовому модулю
комплекса «Мир», и продолжалась до «Прогресса М-38»
(1998 г.).
Г.М.Мифтахов	Л.ПЛечицкий
26 ноября 1989 г. к комплексу «Мир» стартовал модуль
«Квант-2», а 31 мая 1990 г. - модуль «Кристалл». Двига-
тельные установки этих модулей имели в своем составе по
20 двигателей 11Д458 и по 16 двигателей 17Д58Э.
В 1987 г. были завершены МВИ двигателя 17Д16 в
обеспечение полета ОК «Буран» № 1 Л. На этом корабле
были установлены 8 таких двигателей и 38 ЭК
6РТ.200.00-03 для подачи горючего в составе двигателя
17Д15 разработки РКК «Энергия» тягой 400 кгс.
В1988 г. ОК «Буран» № 1Л успешно выполнил про-
грамму полета.
В разработку двигателя 17Д16 существенный вклад
внесли А.В.Безбородов, О.В.Бусыгин, Л.ПЛечицкий,
В.В.Сергеев, Ю.И.Фарафонов и многие другие. Основ-
ным разработчиком клапана 6РТ.200.00 являлся
Г.М.Мифтахов.
Двигатель 17Д16—это первый в практике космиче-
ского двигателестроения серийный двухкомпонентный
двигатель малой тяги, работающий на экологически
безопасном топливе.
В начале 1980-х гг. коллективом института была раз-
работана первая двигательная установка. В рамках этой
работы был создан научно-технический задел по проекти-
рованию и производству всей элементной базы ДУ (бако-
вые системы, системы заправки, системы запуска ДУ и
наддува топливных баков). Двигательная установка ус-
пешно прошла полный цикл испытаний, включая летные.
Одним из основных разработчиков двухкомпонент-
ного топливного бака, где были заложены технические
решения, на базе которых в настоящее время разраба-
тываются современные и перспективные конструкции,
- был ААКараваев. Особенностью бака является жест-
кая разделительная диафрагма переменной толщины.
Идеология и расчетная модель диафрагм была пред-
ложена д.т.н. В.Н.Ефремовым. Специальное объемное
расположение этих диафрагм позволило разработать
двухкомпонентный бак с исключительно малыми объе-
мами газовых полостей. А.А.Караваевым совместно с
П.Ю.Ганичевым и другими конструкторами и руководи-
телями была разработана КД на сборку системы.
В.Ф.Дмитриев был одним из основных разработчиков
системы запуска, которая исключала наличие высокого
271
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
давления в ПГС ДУ в период хранения. Это важное преиму-
щество специалистами КБ было реализовано впервые в
подобных системах. С АКозуб, Б.Ю.Ганичев вместе с не-
большой группой (2-3 человека) держали в руках весь
комплекс технических вопросов при освоении конструкции
заводом-изготовителем. ЮАБешенев разработал про-
граммы испытаний ДУ во внешних организациях, позднее
- в НИК-101 института (после создания собственного
стенда). АНБоронин возглавлял группу сборки в процессе
освоения конструкции в НИИМаш и на заводе-изготови-
теле. О.Б.Тимирязев был ведущим конструктором, а
САБулдашев обеспечивал расчетно-аналитическое и ме-
тодическое обеспечение разработки (в т.ч. математическое
моделирование работы двигателей). В разработке двига-
тельной установки активное участие принимали ААДол-
гих, ФАКазанкин, В.В.Сергеев, АН.Косткж, ВАПилюгин,
Е.И.Ермолович, Л.В.Салич, Г.К.Завгородний, М.В.Панов,
М.Ю.Хусаинов, Ю.И.Фарафонов и многие другие.
В 1980-е гг. были начаты научно-исследовательские
работы по повышению эффективности ЖРДМТ за счет
использования жаропрочных и жаростойких сплавов для
камеры сгорания и сопла. Преимущество было отдано жа-
ропрочному сплаву Н65В2МЦ с жаростойким покрытием
из дисилицида молибдена. Результаты испытаний 1990 г.
экспериментального двигателя тягой 40 кгс свидетель-
ствовали о возможности увеличения удельного импульса
тяги на 25-30 с.
В1988 г. на должность директора НИИМаш был из-
бран БАНекрасов. Период
его работы руководителем
института характеризуется
поиском новых, нетрадицион-
ных путей развития двигате-
лей и двигательных установок
на их основе.
В части ЖРДМТ и ДУ на их
основе были сформированы
интегральные принципы их
разработки. В результате
этого изготовлены и испы-
таны экспериментальные образцы двигателей и ДУ для
малых космических аппаратов со следующими характе-
ристиками: двигатели с отношением тяги к массе > 1000,
с минимальным временем работы менее 0,005 с и ДУ,
имеющая сухую массу менее 4 кг, при заправке топлива
более 10 кг. В этот период руководство проектирова-
нием вел С.А.Булдашев.
В итоге в 1980-е гг. коллективом института соз-
даны первые газовые двигатели малой тяги МД5 и
МД08 и первый в мире серийный двигатель малой
тяги 17Д16 на экологически безопасном топливе. За-
вершена разработка двигателей 11Д428А-12,17Д58Э.
Продолжались плановое производство, испытания и
поставка двигателей для широкого спектра космиче-
ских аппаратов.
Разработана первая двигательная установка и создан
научно-технический задел по проектированию и про-
изводству всей элементной базы ДУ. Двигательная уста-
новка прошла полный цикл испытаний, включая летные.
Были проведены научно-исследовательские работы по
разработке и внедрению жаропрочных и жаростойких
сплавов для камеры сгорания и сопла с целью повыше-
ния эффективности ЖРДМТ, позволившие в 1990-е гг.
создать новое поколение двигателей.
В это же время на комплексе 201 проведен полный
цикл огневых испытаний кислородно-водородного дви-
гателя РД-0120 для ракеты-носителя комплекса «Энер-
гия - Буран».
А.А.Караваев
В.Ф.Дмитриев
САКозуб
П.Ю.Ганичев	А.Н.Боронин	САБулдашев.	БА.Некрасов.
С 2014 г. - главный	В 1988-2004 гг. -
конструктор НИИМаш
директор НИИМаш
272
Глава 5
АО «Корпорация «МИТ»
ИСТОРИЯ РАЗВИТИЯ ТВЕРДОТОПЛИВНЫХ
ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВОК В МИТ В1960-1985 гг.
Предисловие
В статье содержится краткий исторический обзор
развития крупногабаритных РДТТ в МИТ и отмечено
влияние этих работ на становление отечественного
твердотопливного двигателестроения. Приведены ос-
новные характеристики и краткое описание конструк-
ций маршевых РДТТ, РДТТ для головных частей, дви-
гателей специального назначения и твердотопливных
газогенераторов, разработанных в Московском инсти-
туте теплотехники под научным руководством дирек-
тора - Главного конструктора, дважды Героя Социали-
стического Труда, лауреата Ленинской премии,
заслуженного изобретателя РСФСР, академика А.Д.На-
дирадзе в 1960-1985 гг.
Основной объем проектных и экспериментальных
работ по созданию двигателей и твердотопливных га-
зогенераторов выполнен под руководством первого за-
местителя директора - Главного конструктора, Героя
Социалистического Труда, лауреата Ленинской и Госу-
дарственной премий, заслуженного изобретателя
РСФСР, д.т.н. Б.НЛагутина и заместителей Главного
конструктора (в разные годы) АЛЛившица, Ю.Д.Ново-
дворского, З.Ю.Бродского, П.С.Курскова, ВАСолоно-
уца; начальников отделов В.В.Гужкова, А.Н.Калинина,
Е.ЯЛавлова, ААНарышкина, А.Ю.Бергера, В.Б.Корни-
ловича, Б.Я.Малкина, Н.А.Судакова, А.Л.Цылова,
В.И.Челнокова, Ю.С.Виниченко, ОАХалкевича,
В.Н.Кроткова, Ю.И.Облогина, И.В.Карташевского,
О.А.Лобанова, В.Т.Вакуличева, В.И.Гребенкина.
Введение
Начало научно-исследовательских и проектно-кон-
структорских работ в МИТ по крупногабаритным РДТТ
относится к 1958-1960 гг. В этот период были сфор-
мированы основные направления развития РДТТ управ-
ляемых ракет для наземного базирования: в первую
очередь - оперативно-тактического назначения, затем
- средней дальности действия и стратегические (МБР).
Проведенный комплекс расчетно-теоретических, про-
ектно-конструкторских и экспериментальных работ в
1960-1961 гг. завершился созданием и отработкой ДУ
9Д12 для ракеты 9М71. Успешные летные испытания
ракеты 9М71 явились практическим началом становле-
ния нового направления развития ракетной техники. К
характерным чертам этого периода относится широкий
охват различных направлений развития РДТТ. Прово-
дились проектно-конструкторские разработки и экспе-
риментальные исследования способов управления век-
тором тяги, силовых конструкций корпуса и элементов
соплового аппарата из неметаллических композицион-
ных материалов, форм зарядов ТРТ, различных марок
теплозащитных и эрозионных материалов. Результаты
этих работ легли в основу научно-технического задела
и обоснования выбора эффективных и рациональных
решений для первых и последующих поколений отече-
ственных крупногабаритных РДТТ.
Первая двигательная установка для ракеты 9М71
(1959-1961 гг.) - связка из четырех двигателей с вклад-
ными зарядами ТРТ - содержит технические решения,
которые впоследствии стали типовыми для многих раз-
работок РДТТ. К основным из них следует отнести из-
готовление корпуса двигателя из неметаллического
композиционного материала; формирование соплового
тракта из различных теплоэрозионно-стойких материа-
лов; применение газодинамических органов управле-
ния (кольцевой газовый руль); применение устройства
отсечки тяги - сопел реверса на переднем дне корпуса,
вскрываемых детонирующими удлиненными зарядами.
Однако ДУ 9Д12 серийно не изготавливалась в
связи с прекращением работ по изделию 9М71, но в пе-
риод ее отработки были заложены основы методики по
агрегатной отработке основных узлов РДТТ с воспроиз-
ведением условий боевого использования, созданы мо-
273
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
дельные установки и опытные РДТТ для эксперимен-
тального опробования новых топлив, материалов, спо-
собов управления вектором тяги и др. Особого внима-
ния заслуживает опыт отработки натурных узлов РДТТ,
прежде всего газодинамических органов управления на
стендах с жидкостными газогенераторами, обеспечи-
вающих замер тяговых характеристик и боковых управ-
ляющих усилий. Эти испытания проводились на стен-
дах в организации, руководимой в те годы
А.М.Исаевым, в последующие годы - на аналогичных
стендах теплотехнической станции «ВМЗ». Технико-
экономическая эффективность и целесообразность ис-
пользования методики отработки и большинства уста-
новок сохраняются и в настоящее время.
Накопленный опыт отработки ДУ 9Д12 позволил КБ
института за короткий период 1960-1965 гг. создать и
запустить в серийное производство двигатели 9Д111 и
9Д112 для ракеты 9М76. В этих двигателях впервые
были применены крупногабаритные вкладные моно-
блочные заряды с гладким каналом из высокоэнерге-
тического смесевого ТРТ.
Корпус двигателя состоит из цилиндрической обе-
чайки, изготавливаемой методом спиральной намотки
стеклоткани, и металлических днищ из высокопрочной
стали, штифто-болтовое соединение которых стало
впоследствии типовым в отечественных РДТТ.
В качестве ОУ на четырехсопловом блоке двигателя
применены стеклопластиковые кольцевые газовые
рули, рабочая поверхность которых облицована ли-
стами из молибденового сплава так же, как и сверхзву-
ковая часть сопла. В критическом сечении сопла впер-
вые применен вольфрамовый псевдосплав ВНДС-1 с
подложкой из плотного графита, что также стало типо-
вым решением для последующих поколений РДТТ.
В двигателе 9Д112 впервые было применено
устройство отсечки тяги в виде «окон», расположенных
на цилиндрической обечайке металлического дна и
вскрываемых замкнутой системой детонирующих удли-
ненных зарядов кумулятивного типа. Аналогичные УОТ
в дальнейшем получили распространение в изделиях
отрасли. В эти же годы в МИТ проводились исследова-
ния принципиально новых конструкций основных узлов
РДТТ. К наиболее значимым следует отнести заверше-
ние в 1963 г. исследований, разработки конструкции
разрезных управляющих сопел при проведении
восьми ОСИ на базе натурных двигателей 9Д111 и
9Д112. В связи с тем, что предполагавшаяся модерни-
зация двигателей 9Д111 и 9Д112 была отменена, внед-
рение РУС не было осуществлено.
Многие идеи, проектно-конструкторские и техноло-
гические решения, заложенные в двигателях 9Д111 и
9Д112, а также результаты научно-исследовательских
работ, относящихся к тому периоду, были широко ис-
пользованы при создании нового поколения крупнога-
баритных маршевых РДТТ трех ступеней МБР, начало
разработки которых относится к 1964 г. (двигатели
2МЗС, 2М31,2М32,2МЗД), а начало проведения ОСИ -
к 1966 г. Впоследствии с целью увеличения боевой эф-
фективности ракеты было принято решение об уве-
личении тяговооруженности двигателей, что привело к
созданию двигателей 15Д66,15Д67 и 15Д68.
При создании двигателей 2М31 и 2М32 в качестве
ОУ отрабатывалось и одновременно исследовалось два
варианта конструкции - впрыск фреона и вдув горячего
газа в сверхзвуковую часть сопла. Натурная конструк-
ция соплового блока для двигателя 2М32 с впрыском
фреона в сопло была всесторонне исследована и экс-
периментально проверена на ЖГГ теплотехнической
станции АО «ВМЗ».
Вдув горячего газа - продуктов сгорания ТРТ - в
сверхзвуковую часть сопла и запитка им тангенциаль-
ных сопел креновых устройств стали основным направ-
лением развития ОУ высотных ступеней для нескольких
поколений РДТТ, разработанных в МИТ.
В двигателях 2МЗС, 2М31, 2М32, а затем в 15Д66,
15Д67 и 15Д68 были впервые применены прочно скреп-
ленные с корпусом заряды из высокоэнергетических сме-
севых ТРТ. Характерной особенностью конструкции за-
ряда является наличие двух его частей, меньшая из
которых скреплена с металлическим передним дном, а
большая - моноблок с гладким центральным каналом -
со стеклопластиковой трубой. Стеклопластиковые
трубы впервые были созданы методом ППН с проч-
ностью 100 кгс/мм2. Впервые в отечественных РДТТ на
этих двигателях были применены центральные сопла, ча-
стично утопленные в камеру сгорания, в конструкции ко-
торых начали широко использоваться теплоэрозионно-
стойкие пластмассы. В двигателе 15Д66 были применены
комбинированные ОУ - газовые рули, расположенные у
среза сопла, спаренные с аэродинамическими рулями ре-
шетчатого типа.
В двигателях 15Д67 и 15Д68 впервые в практике дви-
гателестроения была применена система управления век-
тором тяги посредством несимметричного вдува горячего
газа в сверхзвуковую часть сопла. В системе вдува был
использован твердотопливный газогенератор - источник
однофазного и низкотемпературного (до 2500 °C) ра-
бочего тела, размещенный внутри основного двигателя
и имеющий с ним газовую связь. При проектировании и
отработке таких ОУ были решены следующие задачи:
-	выбор местоположения узла вдува на сверхзвуко-
вой части сопла и узла наклона оси сопла вдува к оси
основного сопла;
-	определение площади и формы проходного сече-
ния сопла вдува;
-	определение зависимости боковой управляющей
силы и изменение тяги основного сопла от расхода вто-
ричного газа при вдуве;
274
Глава 5
-	определение конструктивных и функциональных
особенностей узлов и агрегатов управляющего СБ (ре-
гуляторы расхода газов).
Наиболее глубоко были экспериментально иссле-
дованы изменения боковой и осевой составляющих
тяги при малых расходах вдуваемого газа (не более
1 %), т.к. эта область имеет важное практическое значе-
ние для ОУ верхних ступеней МБР.
Логическим завершением проводимых в МИТ ис-
следований по совершенствованию ОУ высотных сту-
пеней с вдувом горячего газа в сопло явилось создание
двигателя 15Д253 для нового изделия 15Ж58. Из этой
области двигателя, расположенной над утопленной
частью сопла, низкотемпературные продукты сгорания
ТРТ по газоходам подводятся к регуляторам расхода
ОУ, а избыток этого газа в виде пограничного слоя вы-
водится через основное сопло, обеспечивая одновре-
менно тепловую защиту элементов соплового тракта.
В двигателях 15Д253 и 15Д252 применена принци-
пиально новая конструкция корпуса типа «кокон» из
композиционного материала на основе органоволокна
(с удельной прочностью 60-80 км) с прочно скреплен-
ным зарядом ТРТ, выполненным в виде моноблока с
гладким каналом и поперечной кольцевой проточкой
типа «зонтик». Создание этих двигателей было началом
нового поколения РДТТ, обладающих высокими пока-
зателями энергобаллистической эффективности.
В1976 г. в МИТ были завершены научно-исследо-
вательские работы по созданию и отработке конструк-
тивной схемы поворотного управляющего сопла с эла-
стичным шарниром. Успешные испытания натурного
ПУС и результаты исследовательских работ позволили
разработать на его базе двигатель 15Д328 с ПУС. Дви-
гатель 15Д328 является наиболее совершенным РДТТ
отечественного двигателестроения, определившим
перспективу дальнейшего развития маршевых РДТТ
для ракет различного назначения.
В 1964 г. в МИТ начались разработки принципи-
ально новых управляющих РДТТ для головных частей,
в дальнейшем используемых и для разведения элемен-
тов боевого оснащения РГЧ. Особенностями предъ-
являемых к ним требований явились большие времен-
ные интервалы работы, необходимость однократного
или многократного реверсирования тяги, высокий уро-
вень относительных управляющих усилий, жесткие
массогабаритные ограничения.
Первыми были разработаны ДУ ГЧ 2МЗД, 15Д69 и
15Д69А, которые обеспечивали отход ГЧ после разде-
ления от последней ступени носителя и доведение
функционала до расчетного значения.
Разработка второго поколения (1969-1985 гг.) ДУ
ГЧ 15Д69П, 15Д234 и 15Д276 была связана с необхо-
димостью обеспечить однократный реверс тяги и пере-
вод ДУ ГЧ из «тянущей» схемы в «толкающую». Созда-
ние в 1981-1985 гг. двигателя 15Д275 с многократным
реверсом тяги обеспечило повышение точности разве-
дения.
Наряду с маршевыми РДТТ и ДУ ГЧ в МИТ выпол-
нены разработки большого числа твердотопливных
газогенераторов для рулевых приводов и малогаба-
ритных РДТТ специального назначения, а именно:
-	для торможения ступеней ракет;
-	для отделения и увода обтекателя ГЧ, в т.ч. для
сброса створок головного обтекателя космического ко-
рабля «Союз»;
-	для отстрела ББ;
-	для закрутки ББ.
При создании твердотопливных газогенераторов
для РП и малогабаритных РДТТ специального назначе-
ния впервые был решен комплекс конструкторских
задач, основными из которых являются:
-	для ГГ РП - очистка продуктов сгорания ТРТ от
конденсированной фазы при помощи специальных
фильтров; обеспечение форсированного выхода на
режим для компенсации теплопотерь на начальном
участке работы;
-	для РДТТ специального назначения - создание из-
делий с малым временем работы (0,06-0,3 с), имеющих
стабильные характеристики при перегрузках до 150;
обеспечение малых разбросов суммарного импульса
тяги (1-3 %); оптимизация задиафрагменного объема,
обеспечивающего стабильность характеристик РДТТ с
наклонными и кососрезанными соплами; создание ис-
пытательных стендов и методик для определения внут-
рибаллистических и энергетических характеристик
РДТТ с малым временем работы.
Испытательным стендам принадлежит решающая
роль в определении, подтверждении параметров и ра-
ботоспособности РДТТ в целом. В связи с этим наи-
больший интерес представляют стенды с эжекторными
установками и баростенды для имитации высотных
условий, разработка которых проводилась в отделе 35
отделения 3 под руководством В.Т.Вакуличева. Теоре-
тические и экспериментальные исследования эжектор-
ных установок, которые проведены в МИТ с участием
А.А.Шишкова, легли в основу методики отработки вы-
сотных РДТТ в земных условиях.
Все разработки отделения 3 МИТ по твердотоплив-
ной тематике осуществлены в опытном производстве
МИТ, на Воткинском заводе, руководимом В.Г.Садов-
никовым, и испытательной базе института «Геодезия»
в сотрудничестве с рядом смежных организаций, от-
раслевых и академических институтов. Особо значи-
тельный вклад внесен в разработку РДТТ научно-про-
изводственными объединениями Минмаша,
руководимыми генеральным директором - главным
конструктором Б.П.Жуковым (создание крупногабарит-
ных зарядов СТТ и корпусов из композиционных мате-
275
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
риалов, зарядов для ДУ ГЧ и двигателей специального
назначения) и генеральным директором Л.Н.Козловым
(создание зарядов ТТ для ГГ), а также предприятием,
руководимым директором - главным конструктором
В.Д.Протасовым (создание органопластиковых корпу-
сов типа «кокон» для крупногабаритных РДТТ).
Осуществлению разработок основных узлов
РДТТ способствовала также лабораторно-экспери-
ментальная база отделения 12 МИТ под руковод-
ством В.В.Гришина, где проводились модельные ис-
следования различных типов ОУ, агрегатные
испытания натурных конструкций, среди которых
особое место занимает отработка натурных
устройств отсечки тяги РДТТ, в т.ч. на корпусе типа
«кокон» из композиционного материала.
За 1959-1985 гг. были разработаны и отработаны
перечисленные ниже двигательные установки, двига-
тели специального назначения и твердотопливные га-
зогенераторы для рулевых приводов ракетных ком-
плексов «Темп», «Темп-С», «Темп-2С», «Пионер»,
«Скорость», «Курьер», «Тополь» и др. Было разрабо-
тано стендовое оборудование для испытаний РДТТ.
Маршевые ДУ РДТТ
1.	Двигательная установка 9Д12.
2.	Двигательная установка 9Д111.
3.	Двигательная установка 15Д66.
4.	Двигательная установка 15Д251.
5.	Двигательная установка 15Д327.
6.	Двигательная установка 15Д313 ДУ РДТТ вторых -
третьих ступеней.
7.	Двигательная установка 9Д112.
8.	Двигательная установка 15Д67.
9.	Двигательная установка 15Д205.
10.	Двигательная установка 15Д252.
11.	Двигательная установка 15Д328.
12.	Двигательная установка 15Д314.
13.	Двигательная установка 15Д68.
14.	Двигательная установка 15Д253.
15.	Двигательная установка 15Д315.
Двигательные установки головных частей
1.	Двигатель 15Д69А.
2.	Двигатель 15Д69П.
3.	Двигатель 15Д234.
4.	Двигатель 15Д276.
5.	Двигатель 15Д275.
Двигатели специального назначения
1.	Тормозные двигатели.
2.	Двигатели сброса элементов космических объ-
ектов.
3.	Двигатель стабилизации 15Д281.
4.	Двигатели сброса и увода обтекателя.
5.	Креновый двигатель ЭД3550.
Двигатели закрутки
1.	Двигатель закрутки 15Д163.
2.	Двигатель закрутки 15Д257.
3.	Двигатель закрутки 15Д277.
Твердотопливные газогенераторы РП
1.	Газогенератор 15Б34.
2.	Газогенератор 15Б129.
3.	Газогенератор 15Б151.
4.	Газогенератор 15X591.
Стендовое оборудование для испытания РДТТ
1.	Горизонтальный стенд для испытания ДУ РДТТ
маршевых ступеней в высотных условиях.
2.	Вертикальный стенд для испытания ДУ РДТТ мар-
шевых ступеней в высотных условиях.
3.	Баростендовая установка для испытания ДУ РДТТ
маршевых ступеней в высотных условиях.
Маршевые ДУ РДТТ
Двигательная установка 9Д12
Двигательная установка 9Д12 - первая в СССР
твердотопливная ДУ. Разработка ДУ 9Д12 проведена
в 1959-1960 гг. Она использована в оперативно-так-
тической ракете 9М71 наземного базирования с по-
движным стартом. Двигательная установка прошла
полный цикл конструкторских, доводочных и летных
испытаний (17 пусков).
ДУ 9Д12 выполнена в виде связки из четырех еди-
ничных РДТТ, снаряженных вкладными зарядами бал-
листитного твердого топлива.
Работа ДУ 9Д12 осуществлялась последователь-
ным включением в качестве первой и второй ступе-
ней двух пар диаметрально установленных единич-
ных двигателей, связанных между собой
газодинамическим дренажом.
Выбор схемы ДУ обусловлен отсутствием в те
годы промышленной базы для изготовления круп-
ногабаритных зарядов (диаметром более 600 мм).
Управление полетом осуществлялось кольцевыми
газовыми рулями (дефлекторами), установленными
на четырех соплах каждой пары единичных двига-
телей.
276
Глава 5
Двигательная установка 9Д12 в разрезе: 1 - газоход: 2 - воспламенительные устройства; 3 - узлы реверса;
4 - вкладной заряд; 5 - корпус ДУ; 6 - стабилизаторы; 7 - сопловой блок; 8-дефлекторы
Вид Б
ВидА: 1 - тормозные двигатели
зарядов;
На ДУ 9Д12 проведена отработка кон-
струкций основных узлов, агрегатов, отрабо-
тан ряд качественно новых технологических
процессов, проведен подбор материалов,
опробовано стендовое оборудование. Так, на
ДУ 9Д12 отработаны следующие узлы:
-	кольцевой газовый руль;
-	конструкция и материалы соплового
тракта;
-	стеклопластиковые трубы в корпусах;
-	узлы отсечки и реверса тяги с ис-
пользованием детонирующих удлиненных
Двигательная установка 9Д111:1 - соединительная рама; 2 - заряд смесевого топлива; 3 - корпус;
4 - сопловой блок; 5 - кольцевые рули; 6 - решетчатые стабилизаторы; 7 - воспламенитель
ВидА
Вид Б
-	передние донья и сопловые крышки
из высокопрочной стали;
-	решетчатые стабилизаторы и узлы их
раскрытия.
Серийное изготовление ДУ не проводи-
лось из-за прекращения работ в 1962 г. Отра-
ботка ДУ 9Д12 явилась научно-техническим
заделом для создания ДУ 9Д111 и 9Д112.
Двигательная установка 9Д111
Двигательная установка 9Д111 ис-
пользована в качестве первой ступени
277
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Полное время работы - 48 с.
Максимальное давление в КС - 47 кгс/см2.
Степень расширения сопла - 2,7.
Тип ОУ по тангажу и рысканию - кольцевой газовый
руль.
Максимальное относительное управляющее усилие
в каналах тангажа и рыскания -17,5 %.
Масса снаряженной ДУ РДТТ-4178 кг.
Масса топлива - 3400 кг.
Масса конструкции - 719 кг.
Коэффициент весового совершенства двигателя -
0,208.
Двигатель 15Д66
двухступенчатой баллистической ракеты на твердом
топливе 9М76 оперативно-тактического назначения,
наземного базирования с подвижным стартом. Раз-
работка и отработка ДУ 9Д111 проведена в 1962—
1965 гг. в полном объеме и включала полный цикл
конструкторских, доводочных и летных испытаний.
Одним из основных достоинств ДУ 9Д111 и 9Д112
является унификация их наиболее слож-
Двигательные установки головных частей
Двигатель 15Д69А
Комплект из четырех двигателей 15Д69А входит
в ДУ ГЧ ракеты подвижного комплекса наземного ба-
зирования и предназначен для разведения элементов
боевого оснащения. Управление вектором тяги обес-
печивается поворотом двигателя вокруг его продоль-
ных в отработке и трудоемких узлов. Дру-
гим важным достоинством ДУ9Д111 яв-
ляется использование технического
задела, накопленного в процессе работ с
ДУ 9Д12. В результате в ДУ 9Д111 внед-
рены в сжатые сроки:
-	крупногабаритный вкладной заряд;
-	стеклопластиковый цилиндрический
корпус, соединенный с передним дном и
сопловой крышкой из высокопрочной
стали с помощью штифто-болтового со-
единения;
-	четырехсопловой блок с кольцевыми
газовыми рулями;
-	решетчатые раскрываемые в полете
стабилизаторы;
-	сопловой тракт, выполненный из
разнородных эрозионно-стойких мате-
риалов.
Работы, проведенные с двигательной
установкой 9Д111, позволили подготовить
коллектив МИТ и его смежные организа-
ции к решению задач дальнейшего разви-
тия в СССР двигателестроения на твердом
топливе. Двигательная установка 9Д111
была принята на вооружение Советской
Армии в 1965 г.
Основные характеристики ДУ 9Д111
Назначение - первая ступень.
Топливо основного заряда - смесевое.
Удельный импульс тяги - 237,5 кгос/кг.
Двигатель 15Д69А: 1 - узел крепления заряда: 2 - камера:
3 - заряд; 4 - крышка сопловая: 5 - сопловой блок;
6 - воспламенитель: 7 - пиропатрон УДП2-3
278
Глава 5
ной оси на угол ±45 °. Запуск двигателя осуществ-
ляется пиропатроном УДП 2-3 и воспламенителем
15Х138А.
В конструкции применены следующие материалы:
-	сталь СП-33 - силовая оболочка корпуса;
-	ТЗП типа Р-864 - внутреннее ТЗП корпуса;
Двигатель состоит из теплоизолированной камеры
с вкладным зарядом ТРТ торцевого горения, сопловой
крышки, соплового блока и воспламенителя. Двигатель
установлен в агрегатном отсеке в подшипниковых
узлах. В конструкции двигателя применены следующие
материалы:
-	сталь СП-33 - силовая оболочка камеры;
-	ТЗП типа 51-2058 - внутреннее ТЗП камеры;
-	сплав АМг-6 - узел крепления заряда;
-	сплав ВНДС-1 - сопловой вкладыш;
-	сплав ВНДС-1 - раструб;
-	пресс-материал П-5-2 - воротник.
Разработка двигателя начата в 1969 г. Двигатель про-
шел полный цикл наземных испытаний и пять летных ис-
пытаний. В дальнейшем заменен двигателем
15Д69П.
Основные характеристики двигателя 15Д69А
Максимальная пустотная тяга -125 кгс.
Максимальная тяга на режиме доводки -
75 кгс.
Степень расширения сопла-5,15.
Предельные разбросы тяги на всех режимах -
±13%.
Температурный диапазон боевого применения -
5-35 °C.
Масса двигателя - 32,1 кг.
Двигатель 15Д69П
Двигатель 15Д69П
Комплект из четырех двигателей 15Д69П вхо-
дит в ДУ ГН ракеты подвижного комплекса назем-
Расположение двигателей в двигательном отсеке
ного базирования и предназначен для разведения
элементов боевого оснащения. Двигатели устанав-
ливаются в агрегатном отсеке по схеме «X» в под-
шипниковых узлах.
Управление вектором тяги обеспечивается по-
воротом двигателя вокруг его продольной оси на
угол ±45 °. В процессе работы производится одно-
кратный одновременный реверс тяги всех двига-
телей, изменяющий схему полета из толкающей в
тянущую.
Двигатель 15Д69П состоит из крышки с иглой
механизма реверса, камеры, вкладного заряда
торцевого горения, узла крепления заряда.
Крышка имеет два противоположно направленных
сопловых блока, состоящих из вкладыша и рас-
труба. Реверс тяги обеспечивается за счет переме-
щения заглушки из одного крайнего положения в
другое, при этом работавшее сопло запирается на-
конечником, а ранее закрытое заглушкой сопло от-
крывается.
Двигатель 15Д69П в разрезе: 1 - раструб сопла;
2 - вкладыш сопла; 3 - наконечник механизма реверса;
4 - игла механизма реверса; 5 - крышка; 6 - камера;
7 - заряд; 8 - узел крепления заряда; 9 - заглушка реверса
279
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
-	сплав АМг-6 - узел крепления заряда;
-	сплав В-13Г - вкладыши;
-	сплав ВНДС-1 - раструбы;
-	сплав В-13Г - наконечник механизма реверса;
-	пресс-материал П-5-2 - воротники.
С 1975 по 1980 г. двигатель изготавливался се-
рийно.
Основные характеристики двигателя 15Д69П
Максимальная пустотная тяга -137 кгс.
Максимальная тяга на режиме доводки - 74 кгс.
Степень расширения сопла - 5.
Разбросы тяги на всех режимах - ±13 %.
Температурный диапазон боевого применения - 5-35 °C.
Масса двигателя - 35,74 кг.
Двигатели специального назначения
Основные характеристики тормозных, креновых и других двигателей
ТОРМОЗНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
Двигатель 15Д330
280
Глава 5
Табл. 1
Сравнительные характеристики тормозных двигателей
Индекс двигателя	Максимальная тяга по напр х, кгс	Масса двигателя, кг	Температурный диапазон применения °(
9Д112	10000*	18,8	от 40 до +50
15Д72	3000**	4,2	от 0 до +40
15Д78	9500**	8,8	от 0 до +40
15Д116	10500**	11,0	от 0 до +40
15Д249	12000**	10,40	от 0 до +40
15Д255	4000**	4,20	от 0 до +40
15Д318	5300*	3,10	от +5 до +35
15Д329	114000**	10,40	от 0 до +40
15Д330	1300**	2,80	от+10 до+30
Здесь и далее:
* параметры в пустотных условиях
“ параметры в земных условиях
ДВИГАТЕЛИ СБРОСА ЭЛЕМЕНТОВ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ
Двигатель ПД2-ЗК-А
Двигатель 11Д834
Табл. 2
Сравнительные характеристики двигателей сброса элементов космических объектов
Индекс двигателя	Максималь 1Я тяга по напр. х, кгс	Масса двигателя кг	Температурный диапазон применения г
ПД1-2Д-А	4000*	10,5	от 0 до +40
ПД-2-ЗК-А	5500*	31,5	от +5 до +40
11Д834	4800*	12,8	от -40 до +50
Двигатель стабилизации
Двигатель стабилизации 15Д281 имеет массу 2,5 кг,
температурный диапазон горения - от 0 до +40 °C.
Двигатель 15Д281
281
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
ДВИГАТЕЛИ СБРОСА И УВОДА ОБТЕКАТЕЛЯ РАКЕТЫ
Двигатель 15Д320
Табл. 3
Сравнительные характеристики двигателей сброса и увода
обтекателя ракеты
Индекс двигателя	Масса двигателя кг	Температурный диапазон применения
15Д281	2,50	от 0 до +40
15Д320	2,50	от+10 до+30
15ДЗЗЗ	2,53	от +10 до +30
Двигатель 15ДЗЗЗ
КРЕНОВОЙ ДВИГАТЕЛЬ
0/20
Двигатель ЭД3550
Табл. 4
Сравнительные характеристики креновых двигателей
Индекс двигателя	Максимальная тяга по напр. х, кгс	Масса двигателя кг	Температурный диапазон применения С
Г	15Д281	-	2,50	от 0 до +40
ЭД3550	10; 5,6**	5,3	от +5 до +35
Двигатели сброса элементов космических объектов
Двигатель ПД1-2Д-А разработан в 1963 г. и приме-
нялся при запусках космических объектов «Полет»,
«Электрон», «Восход», «Восход-2».
Двигатель ПД2-ЗК-А разработан в 1965 г. и приме-
нялся в качестве двигателя сброса створок головного
обтекателя в случае аварийной ситуации при запусках
космических объектов «Восход», «Восход-2».
Двигатель 11Д834 разработан в 1970 г., приме-
няется для сброса головного обтекателя при запусках
космических кораблей «Союз», «Союз-T», «Прогресс»;
в 1975 г. использовался при реализации программы
ЭПАС («Союз - Аполлон»),
Несущая оболочка корпусов двигателей ПД1-2Д-А,
ПД2-ЗК-А, 11Д834 выполнена из конструкционной
стали ЗОХГСА. Заряд состоит из 37 цилиндрических од-
282
Глава 5
Двигатель 11Д8346:1 -датчик давления;
2 - пиропатрон УДПЗ-З; 3 - дно;
4 - воспламенитель; 5 - заряд; 6 - камера;
7 - диафрагма; 8 - раструб
Стендовое оборудование для
испытания РДТТ
Двигатель ПД1-2Д-А: 1 - пиропатрон ДП1-3; 2-дно;
3 - держатель; 4 - воспламенитель; 5 - камера; 6 - заряд;
7-диафрагма; 8 - крышка сопловая
Горизонтальный стенд для испытаний ДУ
РДТТ маршевых ступеней в высотных усло-
виях
Горизонтальный стенд для испытаний
ДУ 15Д67,15Д68,15Д205,15Д252,15Д253,
15Д314 позволяет проводить отработку
двигательных установок в высотных усло-
виях с замером силы тяги. Разряжение в
зоне сопловой части ДУ (в барокамере СБ)
рэ = 0,18-0,35 кгс/см2 обеспечивает диффу-
зор. Соединение диффузора с ДУ выпол-
нено по проточной схеме с применением
плавающей обоймы, исключающей силовое
взаимодействие ДУ и диффузора. Диффу-
ноканальных шашек, свободно вложенных в камеру
сгорания. Навеска воспламенителя размещена в алю-
миниевом футляре.
зор имеет комбинированную систему охлаждения с
расходом воды в рубашку охлаждения и в пояса
впрыска.
Гэризонтальный стенд для испытаний ДУ РДТТ маршевых ступеней в высотных условиях'
1 - датчик типа «СВ»; 2 - датчик типа « ТПА»; 3 - поддон; 4 - блокировочный хомут; 5 - ДУ;
6 - барокамера СБ с плавающей обоймой; 7 - пояса впрыска; 8 - рубашка охлаждения;
9 - диффузор; 10 - стапель диффузора; 11 - ограничитель осевых перемещений диффузора:
12 - подвижная платформа стенда; 13 - рама стенда с направляющими
283
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Вертикальный стенд для испытаний ДУ РДТТ маршевых ступеней
Предельная погрешность измерения силы тяги ДУ со-
в высотных условиях: 1 -устройство подвесное; 2 - верхний
измерительный пояс; 3 - силовая ферма стенда; 4 - нижний
измерительный пояс; 5 - барокамера СБ с плавающей обоймой на
гидростатических опорах; 6-диффузор; 7 - канал для отвода газов;
8 - пневмогидроаккумулятор; 9 - трубопроводы подачи рабочей
жидкости в гидростатические опоры; 10-ДУ;
11 - гидростатическая опора ДУ
вой части ДУ (в барокамере СБ) Рэ = 0,25-0,35 кгс/см2
обеспечивает диффузор. Соединение диффузора с ДУ
выполнено по проточной схеме с использованием пла-
вающей обоймы; ДУ и плавающая обойма устанавли-
ваются на гидростатических опорах, что исключает сило-
вое взаимодействие ДУ и стенда. Диффузор имеет
комбинированную систему охлаждения с расходом воды
в рубашку охлаждения и в пояса впрыска.
Предельная погрешность измерения управляющей
силы ДУ - не более ±1,8 %. Предельная погрешность
измерения управляющей силы управляющей силы - не
более 0,02 %.
Баростендовая установка для испытаний ДУ РДТТ
маршевых ступеней в высотных условиях
Баростендовая установка для испытания ДУ
15Д253,15Д328,15Д314,15Д315 позволяет проводить
отработку ДУ в высотных условиях с замером силы тяги.
Остаточное давление в барокамере Рэ = 0,05-0,08 кгс/см2
обеспечивается предварительным вакуумированием.
Общий вакуумированный объем - 20000 м3. В про-
цессе испытания снаряжение в барокамере Р = 0,08—
0,15 кгс/см2 поддерживается за счет работы диффу-
зора. В конце работы ДУ давление продуктов сгорания
в газоприемной шахте не превышает 0,35 кгс/см2. Уста-
ставляет не более ±1,8 %. Погрешность, вносимая стен-
дом в измеряемую величину силы тяги, - не более 0,1 %.
Вертикальный стенд для испытаний ДУ РДТТ мар-
шевых ступеней в высотных условиях
Вертикальный стенд для испытания ДУ типа 15Д253
позволяет проводить отработку ДУ в высотных условиях
с замером управляющих сил. Разряжение в зоне сопло-
новка имеет комплексную систему охлаждения: диф-
фузора с автономным впрыском с расходом воды и га-
зоприемной шахты для охлаждения продуктов
сгорания до температуры не более 50 °C.
Предельная погрешность измерения силы тяги ДУ со-
ставляет не более ±1,8 %. Погрешность, вносимая стен-
дом в измеряемую величину силы тяги, - не более 0,1 %.
Баростендовая установка для испытаний ДУ РДТТ маршевых ступеней в высотных условиях:
1 - силовая упорная рама; 2-датчик типа «СВ»; 3-датчик типа «ТПА»; 4 - поддон; 5 -ДУ;
6 - барокамера; 7 - подвижная опора; 8 - пояса впрыска; 9 - рубашка охлаждения; 10-диффузор;
11 - манжета-компенсатор; 12 - холодильник; 13 - газоприемная шахта; 14 - стапель диффузора
284
Глава 5
Л1:Н.Схж^ло£ск.11а, Ю\Л.Макдре&ц1,
ПАО «НПО «Искра»
ЗАВЕРШЕНИЕ ОТРАБОТКИ РДТТ ДЛЯ РАКЕТ
ЗМ65,15Ж44,15Ж52. РАЗРАБОТКА РДП ДЛЯ
РАКЕТ 15Ж60,15Ж61. НАЧАЛО РАБОТ ПО
КОМПЛЕКСУ «БАРК» (БРПЛ ЗМ91). ДВИГАТЕЛИ
ДЛЯ РН «ЭНЕРГИЯ». ОСНОВНЫЕ ДОСТИЖЕНИЯ
НПО «ИСКРА» ПОД РУКОВОДСТВОМ
Л.Н.ЛАВРОВА
Фактически на протяжении нескольких десятилетий
гонка ракетно-ядерных вооружений способствовала
поддержанию мира. При этом одним из наиболее эф-
фективных ее инструментов стали боевые железнодо-
рожные ракетные комплексы.
В ноябре 1966 г. в КБЮ (бывшее ОКБ-586) под руко-
водством главного конструктора Михаила Кузьмича Ян-
геля был разработан эскизный проект ракетного ком-
плекса с твердотопливной МБР РТ-21 (15Ж41).
Сотрудничество с КБ «Южное» началось именно с этого
«изделия», когда по решению Михаила Кузьмича НПО
«Искра» было подключено к разработке двигателей верх-
них ступеней разрабатываемых КБ «Южное» (КБЮ) твер-
дотопливных ракет. Янгель пошел на это, несмотря на на-
личие в структуре КБЮ своего специализированного
двигательного Конструкторского бюро (КБ-5).
В 1965-1969 гг. разработаны РДТТ 15Д60 и 15Д61
для ракеты 15Ж41. Были созданы для отработки про-
грессивных технических решений и прошли испытания
Члены междуведомственного координационного технического совета по твердотопливным ракетным двигате-
лям, созданного решением ВПК. Сидят слева направо: генеральный конструктор НПО «Искра» Л.НЛавров, на-
чальник отдела ВПК К.Г.Осадчиев, генеральный конструктор МИТ А.Д.Надирадзе, генеральный конструктор КБ
«Южное» В.Ф.Уткин, генеральный конструктор КБ машиностроения В.П.Макеев, генеральный конструктор ЛНПО
«Союз» Б.П.Жуков, начальник ГУРВО генерал-полковник Ю.А.Пичугин. Стоят слева направо: заместитель гене-
рального директора ЛНПО «Союз» В.В.Венгерский, заместитель генерального конструктора КБ «Южное» М.И.Га-
лась, заместитель главного конструктора НПО АП М.С.Хитрик, ?, директор ЦНИИмаш ЮАМозжорин, директор и
главный конструктор ЦНИИСМ ВДЛротасов, первый заместитель генерального конструктора КБ «Южное»
Б.И.Губанов, главный конструктор КБ-5 В.И.Кукушкин (КБ «Южное»), заместитель генерального конструктора КБ
«Южное» ЮАСметанин, ГД.Хороль (КБ «Южное»),
Фотография представлена ГП «КБЮ»
285
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Совещание по вопросам развития твердотопливных ракетных двигателей.
1982 г., г. Пермь. Сидят слева направо: Л.Н.Лавров (КБ машиностроения),
В.Ф.Уткин (КБ «Южное»), Л.Н.Козлов (НИИПМ), ЮАСметанин (КБ
«Южное»), Стоят слева направо: О.С.Думин (КБ машиностроения),
Б.Г.Мозеров (КБ машиностроения), К.И.Муравякин (отдел оборонной
промышленности Пермского обкома КПСС), АА.Макаров (КБ «Южное»)
Схема двигателя 15Д61 третьей
ступени ракеты РТ-21 (15Ж41).
Диаметр - 1347 мм, масса
топлива-2,23 т
Двигатель 15Д60 второй ступени ракеты
РТ-21 (15Ж41). Диаметр-1600 мм,
масса топлива -11,2т
экспериментальные установки, в т.ч. с корпусами из ти-
тановых сплавов ВТ-14, ВТ-3-1.
Двигатели базировались на применении прочно-
скрепленных с корпусом зарядов из смесевого топлива
разработки Алтайского НИИ хими-
ческих технологий. При проработ-
ках ракеты был проведен анализ
различных типов органов управле-
ния вектором тяги. У КБмаш был
опыт создания 8К98. Но здесь, в
отличие от 8К98, решения были
другие: шаровой корпус из титано-
вого сплава и вращающиеся
управляющие сопла. У таких сопел
один из самых ответственных -
подшипниковый узел. Для него
были разработаны нестандартные
упорно-радиальные подшипники
и, что совсем уже удивительно,
было получено разрешение от ин-
ститута подшипниковой промыш-
ленности. Эти подшипники и сей-
час есть в выпускаемом в России
каталоге. Отработка опытных
сопел проводилась на двигателе
третьей ступени ракеты 8К98.
Наработки по комплексу впо-
следствии были использованы
при создании в КБЮ нового ком-
плекса с более тяжелой твердо-
топливной МБР РТ-22 (15Ж43).
Здесь специалистами НПО «Искра» были предложены
РУСы (разрезные управляющие сопла). В1969-1972 гг.
разработаны РДТТ 15Д123 и 15Д124 для ракеты 15Ж43.
В марте 1973 г. КБ «Южное» (главный конструктор -
В.Ф.Уткин) заказчиком были выданы требования на раз-
работку технического предложения по комплексу РТ-23 с
новой ракетой 15Ж44. С этого момента начинается разра-
ботка комплекса, превратившегося к концу 1980-х гг. в из-
вестный РК с МБР РТ-23УТТХ «Молодец» (SS-24 Scalpel).
В1976 г. КБ машиностроения в соответствии с по-
становлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР №
483-166 от 23 июня 1976 г. приступило к разработке и
созданию унифицированного маршевого двигателя
третьей ступени (15Д208) для ракет 15Ж44 и 15Ж52 по
ТЗ КБ «Южное».
В1978-1979 гг. была разработана конструкция со-
плового блока с двумя насадками (Da/dKp = 10), при
этом раздвижку предусматривалось осуществлять до
запуска двигателя автономным, в частности, пружин-
ным пластинчатым приводом.
Повышение уровня энергетических характеристик
предполагалось обеспечивать, кроме прочего, за счет
применения ряда новых решений по маршевым ДУ:
-	использования смесевого топлива типа «ОПАЛ»;
-	применения корпусов типа «кокон» из высоко-
прочного органопластика для изготовления корпусов
двигателей;
286
Глава 5
Двигатель 15Д208 третьей ступени ракеты РТ-23
года состоялся первый пуск из пускового модуля
БЖРК. В процессе летных испытаний в составе ракеты
15Ж52 на двух из них двигатель 15Д208 впервые в
стране был укомплектован сопловым блоком с выдви-
гаемым раструбом из углерод-углеродного компози-
ционного материала (КУП-ВМ-ПУ).
Тогда же параллельно с испытаниями комплексов
РТ-23 были развернуты работы по улучшению их ха-
рактеристик - созданию комплексов РТ-23УТТХ.
9 августа 1983 г., после утверждения эскизного про-
екта и целой серии бурных обсуждений, был согла-
сован проект постановления правительства страны
№ 768-247 о создании комплекса РТ-23УТТХ с единой
ракетой и стремя видами базирования: железнодорож-
ным, грунтовым и стационарным. Тема получила на-
именование «Молодец».
27 февраля 1985 г. состоялся первый пуск ракеты
РТ-23УТТХ (15Ж61) из железнодорожного модуля. Он
прошел успешно. Но через два месяца во время вто-
рого пуска произошла авария из-за разрушения двига-
теля первой ступени 15Д289, созданного в КБ
«Южное». КБ «Южное» решили вернуться к отработан-
ному двигателю 15Д206, который использовался в ра-
кетах 15Ж44 и 15Ж52, однако имел несколько меньшие
энергетические характеристики. В свою очередь, для
компенсации потерь в энергетике ракеты всем разра-
ботчикам систем и агрегатов ракеты было предложено
срочно провести необходимые работы по снижению
массы агрегатов.
Из воспоминаний Михаила Ивановича Соколов-
ского:
«При подготовке к пуску БЖРК РТ-23УТТХ после
продолжительного перерыва мне довелось сообщить
на Совете главных конструкторов у В.Ф.Уткина, что
третья ступень ракеты получилась на 22 кг легче, чем
по Техническому заданию. Услышав это, Владимир
Федорович поднялся с места, подошел ко мне,
обнял и сказал всем присутствующим: «Вот так надо
работать!».
-	внедрения сопловых блоков, «утопленных» в
камеры сгорания двигателей.
1 июня 1979 г. вышло новое постановление пра-
вительства № 514-175, которым была поставлена за-
дача создания не только шахтного комплекса с ра-
кетой 15Ж44, но и боевого железнодорожного
комплекса РТ-23 с трехступенчатой ракетой 15Ж52,
максимально унифицированной с 15Ж44, а также
установлен срок начала летных испытаний -1 квар-
тал 1982 г.
Созданный для РТ-23 твердотопливный двига-
тель 15Д208 третьей ступени ракеты стал очередным
существенным достижением НПО «Искра».
В конце декабря 1983 г. поезд с первой ракетой
15Ж52 ушел в Плесецк, где 18 января следующего
М.И.Соколовский у раздвинутого сопла двигателя 15Д291
третьей ступени ракеты РТ-23УТТХ
287
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Маршевые двигатели ракеты Р-39УТТХ (ЗМ91) комплекса «Барк»
Двигатель 15Д291, энергомассовое совершенство
которого остается непревзойденным до сих пор, был
сдан в серийное производство в 1989 г.
В ноябре 1989 г. БЖРК РТ-23УГГХ с ракетой 15Ж61
был принят на вооружение, к этому времени часть этих
комплексов уже находилась на боевом дежурстве.
К 1999 г. было развернуто три ракетные дивизии, во-
оруженных БЖРК и МБР РТ-23УТТХ (в Костромской и
Пермской областях, в Красноярском крае), в каждой из
которых было по четыре ракетных полка (всего 12 со-
ставов БЖРК, по 3 пусковых установки в каждом). Увы,
политика распорядилась так, что уже через несколько
лет первые ракетные поезда на российской земле на-
чали становиться историей...
Крупномасштабная экспериментальная отработка
перспективных схем зарядов с горящими торцами на-
чалась еще в 1980 г. при активной поддержке Я.Ф.Сав-
ченко и Л.Н.Лаврова на модельном двигателе с массой
заряда около 6 т. Было проведено свыше 100 стендо-
вых испытаний РДТТ маршевых ступеней и их крупно-
масштабных моделей.
С 1986 г. НПО «Искра» во исполнение Постанов-
ления ЦК КПСС и Совета Министров СССР Ns 320-98
от 11 марта 1986 г. и приказа министра общего маши-
ностроения № 440 от 4 апреля 1986 г. «О создании ра-
кетного комплекса стратегического назначения Д-19 с
улучшенными тактико-техническими характеристи-
ками» проводилась ОКР по созданию ДУ первой -
третьей ступеней ракеты ЗМ91 (тема «Барк»).
С1986 г. началась работа над двигательными установ-
ками, которые явились наиболее совершенными отече-
ственными РДТТ. Здесь уже НПО «Искра» разрабатывало
Представители кооперации по созданию двигателей ракеты ЗМ91 комплекса
«Барк». Первый ряд; третий слева - Г.В.Сакович (НПО «Алтай»), далее -
И.И.Величко (КБМ, г. Миасс), М.И.Соколовский (НПО «Искра», г. Пермь),
В.И.Марьяш (НПО «Алтай»), Второй ряд: четвертый слева - А.С.Жарков
(ФНПЦ «Алтай»)
все три ступени, при этом:
-	на всех ступенях стояли
управляющие сопла на эла-
стичных опорных шарнирах
(ЭОШ, первое испытание под-
веса в НПО «Искра» -1983 г.);
-	на второй и третьей сту-
пенях сопла имели по два вы-
двигаемых насадка и насадки
изготавливались уже из УУКМ
(применение такого сопла на
третьей ступени дало выигрыш
в энергетике на уровне 11 с);
-	на второй и третьей ступе-
нях применены корпуса с удли-
ненными узлами стыка, которые
формировались одновременно с
намоткой корпуса, что позво-
лило оптимизировать массовые
параметры ступеней за счет
уменьшения числа стыков.
В содружестве с АНИИХТ
были отработаны:
288
Глава 5
Отделение сдвоенных блоков (параблоков) первой
ступени ракеты-носителя «Энергия»
-	принципиально новые схемы зарядов с частично го-
рящими открытыми торцами на всех ступенях, что поз-
волило отказаться от сложной оснастки для заполнения
Моноблок первой ступени перед посадкой
и упростить процесс разборки готового заряда,
-	заряд с «глухим» каналом на третьей ступени с
коэффициентом объемного заполнения
топливом камеры сгорания 0,98.
За создание комплексов 15Ж60 и
15Ж61 генеральному конструктору и гене-
ральному директору НПО «Искра» Л.НЛав-
рову присуждена Ленинская премия.
К правительственным наградам пред-
ставлены более 100 сотрудников пред-
приятия, в т.ч. М.И.Соколовский, В.3.Ка-
римов, Н.Н.Мерзликина, В.М.Сотников,
В.Г.Мельничук, Ю.К.Мокин, П.И.Трутнев,
В.Г.Ткачев, А.И.Ершов, В.ИЛядов,
Г.Ф.Кислицын, Ю.И.Кустов, Л.И.Сырни-
ков, Б.В.Перевалов.
Двигатели для «Энергии-
Бурана»
В феврале 1976 г. НПО «Искра» было
подключено к выполнению одной из
самых грандиозных ракетно-космических
программ СССР - созданию многоразо-
вой космической системы. Эти работы
Моноблок первой ступени (блок «А») после посадки
были развернуты после выхода постанов-
289
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
пения ЦК КПСС и Совета Министров СССР № 132-51 от
17 февраля 1976 г. Кооперация основных соисполните-
лей была утверждена решением Комиссии Президиума
Совета Министров СССР по военно-промышленным во-
просам Ns 349 от 18 декабря 1976 г.
Проектом «Энергия - Буран» предусматривалось
многократное применение блоков первой ступени.
Многократность сразу же сказывалась на структуре
блока, на исполнении пневмогидравлической схемы,
системе управления, на повышении требований к дви-
гателю этого блока. Анализ возможных вариантов спа-
сения ракетных блоков первой ступени привел к при-
менению парашютной системы и нескольких типов
твердотопливных ракетных двигателей.
Примерно на 135-й секунде полета должно было
происходить отделение сдвоенных блоков (парабло-
ков). При этом ракета-носитель находилась на высоте
порядка 50 км, а скорость ее движения - более 1800 м/с.
На 150-165-й секундах должно было происходить раз-
деление блоков и их разведение на высоте 65-70 км
при скорости 1760-1720 м/с.
Перед входом в плотные слои атмосферы на высоте
порядка 80 км при скорости движения 1650 м/с должна
была включаться система ориентации. С этой целью
блок оснащался системой управления и газореактив-
ной ориентации, направлявшей его в атмосферу носо-
вой частью, имеющей соответствующую теплозащиту.
Блок должен был входить в плотные слои атмосферы
со скоростью 1780 м/с, предварительно задействовав
тормозной парашют.
С 285-й по 450-ю секунды происходит движение с
тормозным парашютом и снижение до высоты по-
рядка 5 км. На этом участке скорость снижения
должна была уменьшиться до 70 м/с, после чего дол-
жен был вводиться в действие основной многокуполь-
ный парашют. На высоте 30-50 м по команде системы
управления, следившей за высотой, должны были
включаться двигатели мягкой посадки. Приземление
блоков «Энергии» должно было происходить через
11-12 мин после старта ракеты-носителя.
Двигатель 17Д75 отделения и увода параблоков
РКК «Энергия - Буран»
Масса конструкции - 56,5 кг, время работы -1,0 с.
Двигатель 17Д75
Двигатель 17Д76 разделения параблоков на блоки
«А» РКК «Энергия - Буран»
Масса конструкции - 54 кг, время работы -1,0 с,
конструктивно подобен двигателю 17Д75.
Двигатель 17Д76
Двигатели системы мягкой посадки блока «А» РКК
«Энергия - Буран»
Основной двигатель 17Д78
Длина двигателя - 3,0 м.
Максимальный диаметр корпуса - 0,43 м.
Масса конструкции 192 кг.
Время работы-1,6 с.
Табл. 1
Разновидности и функциональное назначение 58 разработанных в НПО «Искра»
твердотопливных двигателей составе ракеты-носителя «Энергия»
Кол-во двигателе*	Индекс двигателя	Назначение
22	17Д75	Двигатель отделения и увода параблоков
8	17Д76	Двигатель разделения параблоков на моноблоки
8	17Д78	Основной двигатель мягкой посадки блока «А»
8	17Д79	Корректирующий двигатель мягкой посадки блока «А»
4	17Д713	Дополнительный двигатель мягкой посадки блока «А» (вертикальной тяги)
8	17Д714	Дополнительный двигатель мягкой посадки блока «А» (горизонтальной тяги)
290
Глава 5
Двигатель 17Д78
Корректирующий двигатель 17Д79
Длина двигателя - 3,0 м.
Максимальный диаметр корпуса - 0,43 м.
Масса конструкции -188 кг.
Время работы - 4,0 с.
Двигатель вертикальной тяги 17Д713
Длина двигателя - 2,7 м.
Максимальный диаметр корпуса - 0,27 м.
Масса конструкции -108 кг.
Время работы-1,0 с.
Двигатель 17Д713
Двигатель горизонтальной тяги 17Д714
Длина двигателя -1,55 м.
Максимальный диаметр корпуса - 0,43 м.
Масса конструкции -145,3 кг.
Время работы - 3,1 с.
Задание было почетным и чрезвычайно ответ-
ственным, особенно в части двигателей сброса: они
должны работать в непосредственной близости ко-
Л.Н.Лавров, М.В.Иванов (ПЗХО) с работниками НПО «Искра», награжденными за участие в работах по созданию
ракетно-космической системы «Энергия - Буран»
291
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
рабля с космонавтами. Поэтому на первом месте
были надежность и безопасность.
При создании комплекса твердотопливных дви-
гателей для «Энергии - Бурана» мы по сути дела
впервые столкнулись с тем, что объект, на котором
они будут размещены, - пилотируемый. Поэтому
уже на первом совещании, относящемся к этой ра-
боте, Лев Николаевич Лавров сказал: «У нас в ТЗ на
эту разработку задана надежность в шесть девяток.
Так вот, имейте в виду, никаких девяток, только еди-
ница!»
Поэтому отработка этих двигателей проводилась по
самым жестким программам, с учетом всех режимов
эксплуатации и полета. Например, с двигателем отде-
ления параблоков было проведено более 200 испыта-
ний. Большое количество испытаний было проведено
по исключению каких-либо воздействий от наших дви-
гателей на ОК «Буран», по изменению направления
действия их струй. Целая серия работ была посвящена
выяснению параметров вылета заглушки. Со всеми ва-
риантами двигателей были проведены запредельные
испытания, когда проверялась их работоспособность
без установки уплотнений.
15 мая 1987 г. «Энергия» была готова к старту. Из
динамиков начало доноситься:«... готовность 9 минут...
готовность 8 минут... готовность 7 минут, включились
вспомогательные агрегаты питания блоков 10А-40А, го-
товность 6 минут..., готовность 4 минуты, протяжка
два...» Пуск! Теперь начался отсчет времени нового кос-
мического прорыва, в котором вот-вот должны были
сыграть свою роль те самые 58 двигателей из перм-
ского НПО «Искра».
«...131-я секунда-начинается перевод двигателей
блоков «А» на режим конечной ступени...
144-я секунда - есть команда на выключение дви-
гателей блоков 10А и ЗОА.
Через 0,15 секунд - есть команда на выключение
двигателей блоков 20А и 40А.
145,9-я секунда - «есть отделение параблоков».
Итак, событие, ради которого несколько лет рабо-
тали сотни «искровцев», свершилось!
Через полгода, в декабре 1987 г. начались работы по
подготовке к старту следующей ракеты «Энергия», кото-
рой предстояло вывести на космическую орбиту много-
разовый космический корабль «Буран». В июне - сен-
тябре 1988 г. проводились завершающие работы с
кораблем и контрольные проверки ракеты. В сентябре на
PH «Энергия» были установлены твердотопливные дви-
гатели увода блоков «А» и все пиротехнические средства.
Старт был намечен на 6 ч московского времени
15 ноября 1988 г.
Государственная комиссия, рассмотрев все мате-
риалы подготовки и осуществления первого полета
«Бурана», дала высокую оценку проведенным испыта-
ниям. Однако «Энергии» и «Бурану» так и не суждено
было стать основой советской космонавтики. Более
того, они больше так и не стартовали в космос.
Остались невостребованными и отработанные до
надежности в «единицу» созданные на «Искре» твер-
дотопливные двигатели, которые, как намечалось
планами создания этого уникального ракетно-косми-
ческого комплекса, должны были обеспечивать мяг-
кую посадку отработавших блоков, начиная с деся-
того пуска...
292
Глава 5
'ВЯ.Енотс£, 'K.t4.£laM>Kv£-C£iipi<jc£cKiuL
РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ И УСТАНОВКИ
НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ РАЗРАБОТКИ КБЮ
Твердотопливные ракетные двигатели и энергети-
ческие установки широко применяются на современ-
ных баллистических ракетах и носителях. Начало их
внедрения можно отнести к 1950-м гг., когда СССР и
США-основные страны, противоборствовавшие тогда
в холодной войне, - развернули интенсивную деятель-
ность по развитию твердотопливных ракетных техно-
логий в интересах повышения эффективности своих
вооружений.
В Советском Союзе в целях развития твердотоплив-
ного направления в ракетостроении было выпущено
специальное правительственное постановление о про-
ведении промышленностью и научными организа-
циями в 1959-1965 гг. работ по созданию высококало-
рийных твердых ракетных топлив и освоению их
промышленного производства. Конечной целью этого
и последующих государственных решений было созда-
ние стратегических твердотопливных ракет, не усту-
пающих по своим характеристикам американским об-
разцам.
Днепропетровский ракетно-космический центр
(КБЮ и ЮМЗ), являвшийся к 1959 г. одной из голов-
ных организаций Союза по направлению жидкостных
стратегических ракет, принял активное участие также
в становлении и развитии твердотопливного двигате-
лестроения страны. Это направление стало для него
одним из основных до 1990-х гг. В период становле-
ния направления в 1960-е гг. был образован в составе
Центра промышленный куст по производству и испы-
таниям двигателей (г. Павлоград). В составе куста об-
разовалось на базе существовавшего СКБ-10 ГКОТ ар-
тиллерийского полигона специализированное
конструкторское, производственное и испытательное
директор ПМЗ
начальник СКБ-10 и
филиала 2 ОКБ-586
подразделение по РДТТ -
филиал 2 ОКБ-586 (КБЮ),
директором которого был
назначен С.Д.Бадоев.
В 1965 г. филиал был
преобразован в Павлоград-
ский механический завод
(первый директор
В.М.Шкуренко). Павлоград-
ский промышленный куст
был специализирован со-
вместно с кооперацией на
производстве маршевых
двигателей большой тяги,
управляющих двигателей
для разведения блоков
РГЧ, специальных малога-
баритных двигателей раз-
личного назначения, поро-
В.И.Кукушкин.
В 1966-1993 гг.-
главный конструктор КБ
бюро ракетных двигателей
на твердом топливе в КБ
«Южное». Д.т.н. Лауреат
Ленинской премии
ховых аккумуляторов давления для минометного старта
ракет и разделения деления ступеней, а также на сборке
твердотопливных ракет.
В самом КБЮ к 1966 г. было образовано конструк-
торское бюро по твердотопливному двигателестроению
- КБ-5 (главный конструктор - В.И.Кукушкин) - на базе
проектного отдела по разработке ракет на твердом топ-
ливе (начальник - М.БДвинин), других проектных под-
разделений по двигателям и конструкторских подразде-
лений из Павлограда.
Большую организующую роль в формировании Пав-
лоградского производственного куста сыграли руково-
дители ЮМЗ, КБЮ-Л.В.Смирнов, А.М.Макаров, М.К.Ян-
гель, В.Ф.Уткин - и павлоградских производств -
С.Д.Бадоев, В.М.Шкуренко, ВАШиманский.
Первой твердотопливной темой КБЮ была научно-
исследовательская работа по оценке возможности соз-
дания мобильного грунтового боевого ракетного ком-
плекса с межконтинентальной твердотопливной
ракетой весом 25 т.
Исследования по теме были выполнены КБЮ со-
вместно со смежными организациями (НИИ-6, ГИПХ,
НИИ-130, НИИ-125, НИИ-9, ВИАМ, ВИЛС, НИИ-13, НИИ
РП, НИИГрафит и др. (наименования 1962 г.)). Любе-
рецкое ПО «Союз» (НИИ-125, директор - Б.П.Жуков) и
НПО «Алтай» (НИИ-9, г. Бийск, директор - Я.Ф.Сав-
ченко) стали постоянными партнерами КБЮ.
В ходе НИР определилось, что создание 25-тонной
твердотопливной МБР на базе освоенных в то время
твердых топлив и материалов недостижимо. В этой
связи в 1963 г. задачи исследований были переориен-
тированы на создание двухступенчатой МБР РТ-2П
(8К99) с комбинированной энергетикой маршевых дви-
гателей: первая ступень - с твердотопливным двигате-
лем 15Д15, вторая - с жидкостным.
293
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Двигатель 15Д15 стал первой и доведенной до за-
вершения твердотопливной разработкой КБЮ. ОКР по
двигателю 15Д15 сыграла важную роль в становлении
твердотопливного направления в КБЮ, хотя по разным
причинам разработки ракеты РТ-20П и ракетного ком-
плекса были прекращены.
Последующие усилия КБЮ сосредоточились на
маршевых двигателях для межконтинентальных,
полностью твердотопливных трехступенчатых ракет.
В 1966-1974 гг. были выпущены семь проектов РДТТ
для ракет легкого класса РТ-21 (15Ж41) массой 36 т и
РТ-22 (15Ж43) массой 70 т. Разработки сопровожда-
лись научно-техническими и экспериментальными ис-
следованиями по созданию высокоэффективных твердых
топлив, материалов и по разработке перспективных кон-
структорских решений.
На основе результатов исследований был создан
маршевый двигатель 15Д122 с массой заряда 40 т для
первой ступени ракеты РТ-22. Двигатель прошел огне-
вые стендовые испытания. Хотя работы по теме 15Ж43
были прекращены в интересах выполнения новых
задач, богатый научно-технический задел, полученный
по двигателю 15Д122, в дальнейшем был полностью
использован при выполнении новых разработок с по-
вышенными требованиями Заказчика к твердотоплив-
ным ракетам. Так, КБЮ и кооперации было поручено
перейти к созданию двигателей для вновь создаваемых
твердотопливных ракет РТ-23 массой до 100 т (ракеты
15Ж44 и 15Ж52 соответственно стационарного и же-
лезнодорожного базирования).
С некоторым опережением был создан в 1973-
1980-х гг. с использованием наработок по двигателю
15Д122 самый крупный для того времени серийный
маршевый двигатель ЗД65 массой заряда 48 т и тягой
205 тс для первой ступени баллистической ракеты
морского базирования ЗМ65 разработки КБ В.П.Ма-
кеева.
Вслед за этим кооперацией КБЮ были созданы пер-
вые штатные маршевые двигатели - 15Д206 на базе
ЗД65 для первой и 15Д207 для второй ступеней опыт-
ных ракет РТ-23. (ДУ третьей ступени создавались по
техническому заданию КБЮ в КБ ПО «Искра» (г. Пермь)
и ЛНПО «Союз» (г. Люберцы Московской области)).
К 1980-м гг. кооперация КБЮ накопила научно-тех-
нический потенциал, уже достаточный для создания се-
рийных твердотопливных энергоустановок для ракет-
ных войск. Вершиной творческой деятельности КБЮ и
кооперации в 1980-е гг. стали штатные маршевые дви-
гатели вновь созданных усовершенствованных МБР
РТ-23УТТХ, принятых на вооружение РВСН: двигатель
15Д305 для первой и 15Д290,15Д339 для вторых сту-
пеней. Параллельно с маршевыми двигателями в Дне-
провском центре создавались твердотопливные энер-
гоустановки специального назначения.
В КБЮ и отрасли планировалось дальнейшее раз-
витие твердотопливной тематики и, в частности, уже
был создан и установлен на первом летном образце
перспективной ракеты МБР РТ-2ПМ легкого класса со-
вместной разработки с Московским институтом тепло-
техники маршевый двигатель 15Д365 первой ступени.
Однако с 1991 г. Днепропетровский ракетный центр
прекратил работы по стратегическим твердотопливным
ракетам и их двигателям.
Маршевые ракетные двигатели
Двигатель 15Д15 первой ступени ракеты РТ-20П
Двигательная установка 15Д15 включала в себя
стальной разъемный корпус из высокопрочной стали,
вкладной твердотопливный заряд (разработчик-ЛНПО
«Союз»), блок из четырех поворотных управляющих
сопел и пороховой ракетный двигатель конечного ре-
жима малой тяги, установленный на ее переднем
днище. Управление полетом ракеты по каналам тан-
гажа, рыскания и крена осуществлялось поворотами
сопел (в одной плоскости каждое).
Уплотнение зазора между подвижной и стационар-
ной частями поворотного управляющего сопла было
выполнено в виде блока из двух резинотканевых диа-
фрагм. Стойкость раструбов при периферийном воз-
действии на них газовой струи, обусловленной четы-
рехсопловой компоновкой, была обеспечена
выполнением их стенок с несимметричной толщиной и
применением теплозащиты из углеметаллопластика
разработки ИМП АН УССР.
Двигатель малой тяги запускался после завершения
горения основного заряда. Продукты сгорания посту-
пали в камеру основного двигателя и затем, истекая
через его сопла, создавали длительный конечный
режим малой тяги, необходимый для разделения сту-
пеней ракеты. Использование двигателя малой тяги об-
условлено тем, что в то время еще не были созданы для
маршевого двигателя твердотопливные заряды с про-
граммированным спадом тяги.
Двигатель 15Д15 явился первой завершенной твер-
дотопливной разработкой КБЮ. За 1965-1969 гг. он
прошел всестороннюю наземную отработку и ЛКИ в со-
ставе ракеты (104 ОСИ и 12 ЛКИ). Его конструкция была
готова к серийному производству.
Параллельно с ОКР двигателя 15Д15 продолжались
экспериментальные исследования на опытных двига-
телях и моделях по поиску перспективных топлив, ма-
териалов и технических решений.
Было испытано несколько десятков опытных дви-
гателей (в т.ч. малогабаритных) с различными моди-
фикациями твердых топлив. С помощью специально
созданных модельных двигателей ПГ-1 и ПГ-2 была
проведена сравнительная оценка энергетических харак-
294
Глава 5
Слева направо: В.И.Кукушкин, ?, А.М.Макаров, В.М.Шкуренко,
В.П.Макеев, В.В.Венгерский
теристик различных смесевых твердых топлив. Модели,
благодаря своей простоте и надежности, находили при-
менение и в дальнейших перспективных исследованиях.
Также были созданы и использованы в эксперимен-
тальных исследованиях опытные двигатели 0К5-195 и
0К5-195Ж, подобные двигателю 15Д15 по запасу топ-
лива, секундному расходу продуктов сгорания и давле-
нию в камере сгорания. Двигатели тоже имели металли-
ческие корпуса, но, в отличие от прототипа, оснащались
прочно скрепленными с корпусом зарядами.
Были проведены огневые стендовые испытания
опытного двигателя 0К5-195 в вариантах с четырьмя по-
воротными управляющими соплами (1968 г.), с централь-
ным поворотным управляющим соплом в кардановом
подвесе (1968 г.), с центральным соплом и системой
вдува горячего газа (1970 г.). Также опытным путем была
проверена работоспособность корпуса двигателя со стек-
лопластиковой цилиндрической частью и металличе-
скими днищами, изготовленного в ЛНПО «Союз».
Таким образом, ОКР позволила наряду с созданием
двигательной установки 15Д15 накопить научно-техни-
ческий задел для разворачивания дальнейших иссле-
дований по следующим первоочередным направле-
ниям:
-	разработка композиционных материалов для кор-
пусов РДТТ;
пуса). В связи с прекращением разработки ра-
кеты РТ-22 (15Ж43) работы по двигателю
15Д122 были переведены в разряд перспек-
тивных экспериментальных исследований.
Были проведены широкие исследования
опытных конструкций, созданных ранее на
базе двигателя 15Д15, и модельных установок
с различными вариантами компоновки сопел,
способов управления вектором тяги, форм за-
ряда и с разными конструкционными, тепло-
защитными и эрозионностойкими материа-
лами.
Было установлено, что механические под-
вески центральных поворотных сопел крупно-
габаритных маршевых РДТТ на сосредоточен-
ных опорах (карданная подвеска)
неприемлемы из-за их низкой жесткости.
Было определено, что поворотная подвеска
двигателя должна иметь равномерное круговое распре-
деление осевой нагрузки. Конструкцию центрального
поворотного сопла с эластичным опорным шарниром
удалось реализовать впоследствии на маршевом РДТТ
ракеты 15Ж60.
А для двигателя 15Д122 и ближайшей перспективы
был выбран способ управления вектором тяги с помо-
щью безгазоходного вдува продуктов сгорания в цент-
ральное стационарное сопло. Для этого на сопло были
установлены восемь клапанов вращательного типа, по-
парно расположенных в плоскостях стабилизации, с
помощью которых обеспечивалось управление поле-
том ракеты по каналам тангажа, рыскания и крена. На
двигателе были отработаны следующие прогрессивные
решения:
-	стеклопластиковая цилиндрическая часть корпуса
диаметром более 2 м, изготовленная методом про-
дольно-поперечной намотки;
-	моноблочный прочно скрепленный с корпусом заряд
из топлива на основе бутилового каучука массой ~40 т;
-	центральный односопловой блок с системой
управления вектором тяги путем безгазоходного вдува
горячего камерного газа в утопленную сверхзвуковую
часть сопла;
-	создание прочно скрепленных с корпусом смесе-
вых зарядов из высокоэффективных топлив;
-	создание центральных управляющих сопел на кар-
данном или эластично-опорном шарнире;
-	разработка новых органов управления ракетой.
Двигатель 15Д122 первой ступени ракеты РТ-22
Двигатель 15Д122 разработан в кооперации с НПО
«Алтай» (разработчик топлива и заряда) и ЛНПО
«Союз» (разработчик стеклопластиковой трубы кор-
Двигатель 15Д122 первой ступени ракеты РТ-22
295
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
-	программированный спад тяги за счет звездооб-
разной формы заряда.
Опыт работ по двигателю 15Д122 способствовал ка-
чественной разработке новых технических решений для
перспективных двигателей. Так, в последующем, начи-
ная с маршевых двигателей ЗД65 и 15Д206, стали ис-
пользоваться технологии цельной намотки корпуса
(типа «кокон») и были внедрены более эффективные
клапаны вдува штокового типа.
Двигатель ЗД65 ракеты ЗМ65 морского базирова-
ния
Двигатель ЗД65 предназначен для первой ступени
серийной морской ракеты ЗМ65 со стартом из надвод-
ного и подводного положений. Он был создан в 1973—
1982 гг. с заимствованием опыта работ по двигателю
15Д122.
Корпус двигателя разработан КТБ (ЦНИИСМ,
г. Хотьково Московской области; главный конструктор-
В.Д.Протасов), твердое топливо и заряд - НПО «Алтай»
(генеральный директор - Я.Ф.Савченко).
Цельномотанная силовая оболочка (типа «кокон»)
корпуса изготавливалась первоначально из стеклово-
локна, а затем, после освоения новых материалов, - из
высокопрочного органоволокна. Закладные элементы
корпуса и крышка переднего люка изготовлены из вы-
сокопрочного титанового сплава ВТЗ-1. В обеспечение
изготовления корпусов в 1970-е гг. заводы-изготови-
тели были оснащены вновь созданными отечествен-
ными намоточными станками с программным управле-
нием.
Заряд двигателя выполнен из высокоэнергетиче-
ского эластичного смесевого твердого топлива на ос-
нове бутилового каучука. Заряд прочно скреплялся с
корпусом двигателя в процессе заливки. Заряд имел
внутренний канал звездообразной формы с пятью
лучами в обеспечение создания требуемых значений
расходно-тяговой характеристики начального участка
работы двигателя и программированного спада тяги
Н.С.Голубенко.	А.С.Кириченко.
В 1993-2002 гг. - С 2012 г. - главный
главный конструктор конструктор КБ-5
КБ-5
Намотка раструба
перед разделением ступеней. Заряд изготавливался на
Бийском химическом комбинате. Пресс-оснастка для
заряда была изготовлена на ПО «ЮМЗ» по проекту НПО
«Алтай».
На двигателе ЗД65 применено утопленное в корпус
центральное стационарное сопло с системой управле-
ния вектором тяги. Система работает на принципе без-
газоходного вдува в сверхзвуковую часть сопла го-
рячего камерного газа через восемь управляемых
клапанов штокового типа и обеспечивает высокие ди-
намические характеристики управления вектором тяги
при сложном и быстротечном старте ракеты ЗМ65 из
надводного и подводного положений. Движение кла-
панов обеспечивали гидравлические рулевые машинки,
работавшие от бортового источника мощности с поро-
ховым газогенератором.
В процессе разработки двигателя был также рас-
смотрен вариант конструкции с центральным поворот-
ным управляющим соплом, обеспечивающим управле-
ние по тангажу и рысканию, и с автономным
пороховым ракетным двигателем для управления по
«крену». Однако вариант оказался неприемлемым из-
за жестких габаритных ограничений на размещение
двигателей крена.
Отработка технологий изготовления деталей сопло-
вого блока и методов контроля проводились на павло-
градской производственной базе. В обеспечение этого
огневой стенд был оснащен специализированной ма-
шиной МД-9 для сбора, обработки и представления ин-
формации, а также двумя многоканальными телемет-
рическими цифровыми системами «Трал-К2Н».
Был разработан новый управляющий комплекс на
основе серийных ЭВМ типа «Электроника-100» вместо
аналоговой системы управления гидроприводами, ис-
пользовавшейся при отработке двигателя 15Д122.
Был также создан универсальный стапель, обеспечи-
вавший в процессе ОСИ одновременное измерение
тяги и управляющих усилий, в т.ч. момента крена. На
стенде была внедрена сквозная метрологическая ат-
тестация системы измерения тяги (стапель + двига-
тель + аппаратура измерения и обработки информа-
296
Глава 5
Имитатор ЗД65Б
Слева направо: Г.В.Сакович (НПО «Алтай»), Ю.А.Сметанин
(КБ «Южное»), Я.Ф.Савченко (НПО «Алтай»), В.Ф.Уткин
(КБ «Южное»), В.И.Кукушкин (КБ «Южное»)
ции), что существенно повысило точность определе-
ния характеристик РДТТ.
Были введены в строй две камеры термостатирова-
ния с диапазоном рабочих температур от -50 до +50 °C
Двигатель ЗД65 БРПЛ Р-39 (ЗМ65)
комплекса Д-19
и с объемом, достаточным для размещения крупнога-
баритных РДТТ.
Теоретические и экспериментальные исследования,
проведенные на модернизированном и вновь созданном
оборудовании, позволили определить с высокой досто-
верностью основные параметры системы вдува горячего
газа и динамические параметры системы управления век-
тором тяги, найти конструкторские решения по надежно-
сти и термической стойкости клапанной группы.
В двигательной установке ЗД65 были применены
конструкторские решения, соответствующие специ-
фике ракеты морского базирования:
-	предстартовый наддув воздухом внутренней полости
двигателя и межступенных отсеков для компенсации
внешних гидродинамических и пусковых нагрузок при ми-
нометном старте ракеты из подводного положения;
твердого топлива. Бросковые испытания имитатора
в составе макета ракеты были проведены с экспери-
ментального стенда из надводного и подводного по-
ложений.
При испытаниях двигателя ЗД65Б выполнялся пред-
стартовый наддув его внутренней полости по штатной
схеме. Огневая стендовая отработка собственно РДТТ
ЗД65 была начата в феврале 1977 г. На летные испы-
тания он был поставлен в октябре 1979 г.
Отработка двигателя ЗД65 включила в себя 61 ог-
невое стендовое испытание в Павлограде и 35 совмест-
ных летных испытаний в составе ракеты ЗМ65. Летные
испытания ракеты с двигателем ЗД65 успешно завер-
шились в 1982 г., и он был принят в эксплуатацию в со-
ставе морского ракетного комплекса.
-	пластиковая разрушаемая заглушка сопла, что
обеспечивало надежное закрытие люка шахтной пус-
ковой установки после старта ракеты;
-	полная герметизация двигательной установки для
предотвращения попадания в нее морской воды.
Для отработки подводного старта ракеты ЗМ65 был
подготовлен ее макет, оснащенный имитатором ЗД65Б
маршевого двигателя. Имитатор представлял собой
твердотопливный двигатель со штатным сопловым
блоком, массой заряда, равной -0,14 массы РДТТ ЗД65
и штатными расходно-тяговыми характеристиками на-
чального участка работы.
Имитатор ЗД65Б имел металлический корпус, за-
имствованный с опытного двигателя ОК5-349, и
прочно скрепленный с корпусом заряд из штатного
В.П.Макеев и Б.П.Жуков
297
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Маршевые двигатели ракет РТ-23 и РТ-23 УТТХ
К середине 1970-х гг. в Днепропетровском ракетном
центре уже сосредоточился достаточно высокий на-
учно-технический потенциал и развилась мощная про-
изводственно-испытательная база по твердотопливным
ракетам и двигателям. Сложилась и возглавляемая
КБЮ устойчивая и высокопрофессиональная коопера-
ция разработчиков и изготовителей твердотопливной
техники, в т.ч. эффективных твердых топлив. Открылись
широкие возможности для создания эффективных се-
рийных образцов твердотопливных межконтинентальных
ракет.
Вершиной творчества КБЮ стали маршевые двига-
тели первой и второй ступеней штатных ракет РТ-23 УГГХ
(с улучшенными ТТХ), состоявших на вооружении:
Двигатель 15Д206
Сборка соплового блока
Двигатель первой ступени 15Д305для ракеты 15Ж60
-	двигатели 15Д206 и 15Д290 для ракеты подвиж-
ного железнодорожного базирования (15Ж61);
-	двигатели 15Д305 и 15Д339 для ракеты шахтного
базирования (15Ж60), стойкой к поражающим факто-
рам ядерного взрыва.
Маршевые двигатели для первых ступеней ракет
Двигатель 15Д206 тягой 212,45 тс был разработан
на базе двигателя ЗД65 морской ракеты с форсирова-
нием его расходно-тяговых характеристик. В работах
сохранилась прежняя кооперация разработчиков кор-
пуса и заряда твердого топлива: соответственно КТБ
(г. Хотьково) и НПО «Алтай».
Благодаря достигнутой высокой стабильности про-
изводственных процессов впервые был снижен коэф-
фициент безопасности при расчетах прочности на внут-
реннее давление с величины 1,3 до 1,2, что позволило
увеличить давление в камере сгорания и форсировать
тягу.
В1979-1989 гг. проведено 79 испытаний двигателя
15Д206, в т.ч. 48 огневых стендовых и 31 совместное
летное испытание в составе ракет РТ-23 и РТ 23УТТХ.
Основные усилия кооперации были сосредоточены
на разработке двигателя первой ступени 15Д305 тягой
310 тс для ракеты 15Ж60, стойкой к ядерным воздей-
ствиям.
На двигателе были применены топливо с повышен-
ными энергетическими характеристиками на основе ок-
тогена (разработчик - НПО «Алтай»), заряд с каналом
усовершенствованной звездообразной формы, прочно
скрепленный с органопластиковым корпусом типа
«кокон», и центральное поворотное сопло на эластич-
ном опорном шарнире. Также были форсированы рас-
ходно-тяговые характеристики за счет существенного
повышения внутрикамерного давления до величины
порядка 100 кг/см2.
В составе двигательной установки впервые в прак-
тике был применен корпус, созданный и изготовленный
КБ «Южное» без привлечения традиционных смежни-
Поворотная часть сопла с ЭОШ
298
Глава 5
Слева направо: В.И.Кукушкин, президент АН УССР Б.Е.Патон,
президент АН СССР Г.И.Марчук, В. Ф. Уткин
ков - ЦНИИСМ и Л НПО «Союз». Прочност-
ные испытания изготовленных корпусов
подтвердили правильность выбранного
КБЮ направления проектирования. Была
обеспечена стойкость двигателя к поражаю-
щим факторам ядерного взрыва путем на-
несения на его наружную поверхность спе-
циального покрытия ТЭМС. С помощью
гибкого донного экрана были защищены и
другие элементы двигателя.
Центральное поворотное управляющее
сопло на эластичном опорном шарнире,
примененное в двигателе, обеспечивало
управляющие усилия величиной до 12 % от
осевой тяги, которые требовались для парирования
действия ударной волны ядерного взрыва на ракету в
полете.
Вкладыш критического сечения сопла изготавливался
из эрозионно-стойкого углерод-углеродного материала
объемного плетения КИМФ-МБ, которым заменили пер-
воначально применявшийся менее надежный пластинча-
тый углерод-углеродный композиционный материал
УПА-3.
Отработка двигателя была проведена в объеме 35 ог-
невых стендовых испытаний и 16 совместных летных
испытаний в составе ракеты 15Ж60.
Внедрение прогрессивных конструкторских реше-
ний, высокоэнергетического топлива ОПАЛ, эффектив-
ных материалов, несмотря на форсирование давления
в камере сгорания и затраты на обеспечение стойкости,
позволило создать двигатель с высоким уровнем энер-
гомассового совершенства.
Двигатель 15Д305 - самый мощный в отечествен-
ном твердотопливном ракетостроении - стал крупным
достижением КБ «Южное» и кооперации, обеспечив-
шим успешное создание МБР 15Ж60.
Маршевые двигатели для вторых ступеней ракет
Конструктивный облик двигателей вторых ступеней
ракет РТ-23 и РТ-23 УТТХ существенным образом опре-
делился принятым способом управления полетом ракеты
на участках их работы - путем отклонений головного от-
сека, а также ограничениями на габаритные размеры по
условиям размещения ракет в пусковой установке. Соот-
ветственно, двигатели были разработаны с раздвижным
стационарным соплом и без органов управления.
Первый двигатель вторых ступеней 15Д207 был
создан применительно к ракетам 15Ж44 и 15Ж52. Дви-
гатель отличали следующие технические решения по
корпусу:
-	органопластиковый корпус типа «кокон», прочно
скрепленный с корпусом заряда твердого топлива;
-	вкладыш критического сечения из углерод-угле-
родного композиционного материала УПА;
-	эффективные теплозащитные и эрозионностой-
кие материалы.
Топливо, заряд и пластиковый корпус двигателя
разработаны НПО «Союз». Заряд новой формы типа
«зонтик» (гладкий цилиндроконический канал с на-
клонной кольцевой проточкой) и новая рецептура
смесевого твердого топлива с октогеном обес-
печили двигателю высокие значения энергетических
характеристик и коэффициента объемного заполне-
ния камеры сгорания топливом.
В ходе работ был проведен сравнительный анализ
двух возможных схем раскладки раструба в полете: вы-
движение раструба после разделения ступеней ракеты
и запуска двигателя («горячая» схема) и раскладка рас-
труба до запуска двигателя («холодная» схема). Была
выбрана «холодная» схема раскладки с помощью спе-
циальных газогидравлических устройств, т.к. при «го-
рячей» схеме не обеспечивалась требуемая стабиль-
ность сил, действующих на раструб при его
выдвижении.
Для стендовых испытаний двигателей вторых сту-
пеней, имеющих высотные сопла, была разработана и
создана газодинамическая труба.
Отработка двигателя 15Д207 проведена в объеме
51 натурного испытания (31 огневое стендовое и 17 лет-
ных в составе ракеты).
В 1983 г. работы по ракетам 15Ж44 и 15Ж52
были прекращены, и КБЮ с кооперацией перешли к
разработкам новых двигателей для МБР с улучшен-
ными ТТХ и повышенным уровнем стойкости к по-
ражающим факторам ядерного взрыва (15Ж61 и
15Ж60).
Для ракеты 15Ж61 был создан двигатель 15Д290
с использованием основных технических решений по
двигателю 15Д207 в части формы заряда, схем кор-
пуса и соплового блока. Существенным его отличием
было высокоэнергетическое смесевое топливо
«Старт» разработки ЛНПО «Союз» на основе нового
окислителя, которое дало увеличение удельного им-
пульса РДТТ на 2-3 %.
299
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
В силу меньшей плотности «Старта» по сравне-
нию с топливом ОПАЛ вес ракеты уменьшился до
уровня, необходимого для соблюдения междуна-
родного соглашения по ограничению ее стартового
веса. Проведено 28 натурных испытаний двигателя -
14 стендовых и 14 летных в составе ракеты 15Ж61.
Сборка сопла
Маршевый РДТТ 15Д339 ракеты 15Ж60 конструк-
тивно подобен двигателю 15Д290. Отличием является
наличие многофункционального покрытия для его за-
щиты от воздействий пылевых образований наземного
ядерного взрыва и излучений высотного ядерного
взрыва. Покрытие выполнено на основе двухсостав-
ного материала (ТТП-БС и ЭПТ), создан-
ного КБЮ на основе результатов исследо-
ваний ЦНИИмаш и ЦНИИМВ.
Телескопический раструб сопла двига-
теля 15Д339 располагал повышенной эро-
зионной стойкостью и меньшим весом по
сравнению с раструбом двигателя 15Д290
за счет применения углерод-углеродного
композиционного материала марки КУП-
ВМ-ПУ совместной разработки КБ
«Южное», НИИГрафит и ДНИИТМ. Умень-
шение веса раструба позволило компенси-
ровать весовые затраты на обеспечение
стойкости.
Отработка двигателя была успешно про-
ведена в процессе 27 огневых и 13 летных ис-
пытаний. Серийное изготовление маршевых
двигателей первой и второй ступеней ракет
15Ж61 и 15Ж60 было начато в 1988 г.
Схема раскладки раструба
Маршевый двигатель 15Д365 для пер-
вой ступени ракеты РТ-2ПМ2
В 1980-е гг. КБЮ совместно с Москов-
ским институтом теплотехники проводило
разработку универсальной межконтинен-
тальной баллистической твердотопливной
ракеты РТ-2ПМ2. В1989 г. КБЮ совместно
с ЛНПО «Союз» создали твердотопливный
двигатель 15Д365 первой ступени. Марше-
вые двигатели верхних ступеней разраба-
тывались в МИТ.
Двигатель включал в себя органопла-
стиковый корпус типа «кокон», заряд твер-
Двигатель 15Д290для ракеты 15Ж61
Испытание маршевого двигателя в газодинамической
трубе
300
Глава 5
дого топлива на основе октогена, прочно скрепленный
с корпусом, и поворотное сопло на эластичном опор-
ном шарнире для управления по каналам тангажа и
рыскания. Конструкция двигателя выполнена стойкой
к воздействиям поражающих факторов ядерного
взрыва.
Твердотопливный заряд имел форму моноблока с
цилиндроконическим каналом и десятью щелями в
районе переднего днища.
До того, как в 1991 г. все работы КБЮ по этому
двигателю были прекращены, кооперация провела
четыре огневых стендовых испытаний двигателя. На
Павлоградском механическом заводе была собрана
и подготовлена к отправке на полигон первая лет-
ная ракета. Позднее вся документация и материаль-
ная часть по ракете были переданы Российской Фе-
дерации.
Основные результаты деятельности КБЮ по мар-
шевым твердотопливным двигателям
Результаты деятельности КБЮ в области твердотоп-
ливного двигателестроения характеризуют следующие
Табл.1
Основные характеристики маршевых двигателей разработки КБЮ
Характеристики	Двигатели первых ст, пеней					Двигатели вторых ci упенеи		
		ЗД65	15Д20	15Д30:	15Д365	15Д20	Д2-И	
Ракета	8К99	ЗМ65	15Ж44 15Ж52 15Ж61	15Ж60	РТ-2ПМ2	15Ж44 15Ж52	15Ж61	15Ж60
Разработчик заряда	ЛНПО «Союз»	НПО «Алтай»	НПО «Алтай»	НПО «Алтай»	ЛНПО «Союз»	ЛНПО «Союз»	ЛНПО «Союз»	ЛНПО «Союз»
Разработчик корпуса	КБ «Южное»	КБТ, Хотьково	КБТ, Хотьково	КБ «Южное»	ЛНПО «Союз»	ЛНПО «Союз»	ЛНПО «Союз»	ЛНПО «Союз»
Сборочное предприятие	Павлоградский механический завод							
Тяга на Земле, тс	61,9	182,7	215,0	283,46	131,21	-	-	-
Тяга в пустоте, тс	71,0	205,8	238,0	310,8	144,3	144,0	145,7	147,3
Удельный импульс тяги на Земле, тс	231,0	243,0	242,5	255,4	257,3	-	-	-
Удельный импульс тяги в пустоте, тс	265,0	274,0	272,2	280,0	283,0	291,2	297,5	296,6
Масса заряда твердого топлива, т	17,2+0,120 (ПРДКС)	48,1	48,1	47,85	25,4	31,0	29,9	29,9
Масса снаряженного двигателя, т	20,04	52,68	52,45	51,57	27,55	33,2	32,0	32,05
Время работы, с	65,0+17 (ПРДКС)	76,0	66,4	51,67	56,04	65,6	63,5	62,6
Номинальное давление в ка- мере сгорания, кгс/см2	52,0	65,1	70,0	97,0	104,2	64,5	64,6	64,6
Марка смесевого твердого топлива	ПЭКА18Д	Т-9БК-8Э		ОПАЛ	ОПАЛ	ОПАЛ	СТАРТ	СТАРТ
Диаметр корпуса, м	1,6	2,43	2,43	2,415	1,81	2,4	2,4	2,424
Диаметр критического сечение сопла, мм	162	479	500	476	308	396	396	396
Материал вкладыша критиче- ского сечения сопла	Вольфрамовые сплавы ВНДС, АВМГ		Углерод-углеродный материал					
Способ управления вектором тяги	4 поворот- ных сопла	Вдув газа	Вдув газа	Центральное поворотное сопло		Стационарное сопло. Управление качанием головной части		
301
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
достижения в наращивании характеристик созданных
маршевых ракетных двигателей (по сравнению с пер-
выми разработками):
-	запас топлива увеличен примерно в 3 раза;
-	секундный расход повышен примерно в 4 раза;
-	внутрикамерное давление возросло в 2 раза;
-	коэффициент массового совершенства увеличен
примерно в 2 раза (несмотря на повышение камерного
давления и весовые затраты на повышение стойкости
к ядерному взрыву);
-	удельный импульс тяги повышен примерно на 10 %.
Управляющие двигательные установки на
твердом топливе РГЧ
В КБЮ были созданы несколько типов управляю-
щих твердотопливных двигателей, использованных
для управления полетом РГЧ и построения боевых
порядков из отделяемых элементов. Двигатели при-
менялись на первых многоэлементных разделяю-
щихся головных частях КБЮ (ракеты 15А15, 15А16
и 15А14).
Двигатели обеспечивали управляемый полет и про-
странственное маневрирование РГЧ на траектории в
течение 150-300 секунд с разведением элементов по
«толкающей» схеме. Для обеспечения столь длитель-
ного времени работы были созданы заряды из низко-
температурного смесевого твердого топлива в форме
моноблоков торцевого горения (разработчик - НПО
«Алтай»).
Корпус двигателей изготавливался из высокопроч-
ной стали СП-28, а его теплозащитное покрытие - из
эластичной резины РД-18 и жидкозаливной компози-
ции типа РФТЭ-А. Сохранение работоспособности за-
Типовая конструкция двигателя РГЧ «толкающей»
схемы с системой рулевых приводов
ряда во всем диапазоне эксплуатационных условий
обеспечивалось продольными и кольцевыми раскреп-
ляющими манжетами.
Управление вектором тяги двигателя обеспечива-
лось системой из четырех маломоментных вращаю-
щихся сопел с углом поворота до 70 °. Уплотнение
зоны газового тракта сопел было выполнено из туго-
плавких материалов.
Для ракет 15А15 и 15А16 были созданы двигатели
15Д171 и 15Д171-02, идентичные по своим характери-
стикам и конструкции. Единственным различием были
сменные вкладыши критического сечения на двигателе
15Д171-02, которые подбирались для каждого образца
в зависимости от скорости горения его топлива. Это су-
щественно снизило разбросы тяги и потери на управ-
ление. Был также проработан совместно с ЛНПО
«Союз» вариант двигателя 15Д171-01 с вкладным за-
рядом из низкотемпературного топлива ЛТС-2КФ, но
он не нашел применения.
Табл. 2
Характеристики двигателей разведения головных частей разработки КБЮ
Двигатель	15Д171	15Д161	15Д221
Ракета	15А15,15А16	15А14	15А14
Диаметр корпуса (макс/мин)	0,418	0,8/0,543	0,8/0,616
Масса заряда, т	0,137	0,720	1,068
Масса снаряженного РДТТ, т	0,200	0,940	1,343
Тяга в пустоте, кгс	242,4	693,9	877,7
Суммарный импульс тяги в пустоте, тс	30,3	165,0	243,1
Время работы, с	125,0	237,8	277,0
Удельный импульс тяги в пустоте, с	232,0	229,0	234,5
Максимальное давление в камере сгорания, кгс/см2	54,0	52,5	55,0
Управляющее усилие от осевой тяги, %	~45		
Топливо	Смесевое низкотемпературное Т-9БКН-9К		
302
Глава 5
Для РГЧ ракет 15А14 были созданы по тем же тех-
нологиям двигатели 15Д161 и 15Д221.
Стендовые испытания двигателей разведения были
проведены на специально созданных стендах, имити-
рующих высотные условия с помощью эжекторов и ва-
куумных насосов. Измерение параметров двигателя
при огневых испытаниях проводились с помощью спе-
циально созданного ленточного стапеля с учетом вра-
щения сопел на угол до 70 °.
Основные характеристики двигателей были под-
тверждены огневыми стендовыми и летными испыта-
ниями в следующих объемах:
-	двигатель 15Д171 -100 и 25;
-	двигатель 15Д171 -02 - 30 и 20;
-	двигатель 15Д161 -108 и 40;
-	двигатель 15Д221 - 83 и 4.
Двигатели 15Д171,15Д171-02,15Д161,15Д221 со-
стояли в эксплуатации в течение 1975-1994 гг.
Малогабаритные двигатели, аккумуляторы
давления
Твердотопливные двигатели (покупные порохо-
вые двигатели) КБЮ применило впервые в своей
практике на ракете 8К65 для ее торможения после
отделения головной части. В дальнейшем малогаба-
ритные РДТТ и энергоустановки разного функцио-
нального назначения разрабатывались в КБЮ и
нашли широкое применение на его ракетах. Для
этого в составе КБ-5 было образовано подразделе-
ние, которое с привлечением смежных организаций
создало:
-	двигатели разделения ступеней ракет 15А14,
15А15 и др.,
-	двигатели для выброса и разгона ложных целей;
-	двигатели для отделения и увода обтекателя и
стартового поддона;
-	двигатели для закрутки боевых блоков;
-	пороховые аккумуляторы давления для миномет-
С.Н.Грехов.
Первый начальник
отдела специальных
РДТТ и ПАД
ного старта ракет, разделе-
ния ступеней и наддува обте-
кателя.
Всего было разработано
и сдано в серийное про-
изводство более 80 энерго-
установок.
Особое значение среди
разработок приобрели поро-
ховые аккумуляторы давления
с расходными характеристи-
ками большой прогрессивно-
сти и рабочим давлением до
400 кг/см2, обеспечившие
реализацию минометного
старта тяжелых жидкостных и твердотопливных ракет
из транспортно-пускового контейнера.
Для ракет 15Ж60,15Ж61 были созданы, помимо
стартовых, ПАДы 15Д213, 15Д243 для минометного
разделения ступеней и 15Д307 для наддува наконеч-
ника обтекателя головной части. Корпус ПАДов изго-
тавливался из высокопрочной стали СП-28. Они распо-
лагали зарядом из смесевого топлива новой формы в
виде цилиндрического бронированного многоканаль-
ного моноблока.
В целом КБ «Южное» в тесном сотрудничестве со
смежными организациями ЛНПО «Союз», ДФ НИИТМ
и с постоянными партнерами ЮМЗ и ПМЗ было соз-
дано семейство ПАДов из шести типоразмеров с широ-
ким диапазоном параметров.
Основные характеристики стартовых ПАД
Топливо - смесевое и баллиститное.
Масса топливного заряда -1,3-120 кг.
Время работы - 0,4-4,5 с.
Температура продуктов сгорания -1600-3000 К.
Максимальное рабочее давление -150-400 кг/см2.
Прогрессивность расходной характеристики (отно-
шение максимального расхода к минимальному) -
2-8.
Диаметр - 200-810 мм.
Длина - 320-800 мм.
Большая номенклатура малогабаритных РДТТ была
создана для выброса легких ложных целей, разгона тя-
желой ложной цели (двигатель 15Д152) и выброса ди-
полей (двигатели 15Д215,15Д297).
Для РДТТ выброса были разработаны заряды ори-
гинальной формы, работоспособные при перегрузках
до 150 g и способные создавать дозированный импульс
тяги с высокой точностью. Шашки зарядов изготавли-
вались со специальным несущим каркасом из негорю-
чей пластмассы, чем исключалось их нестабильное
Стартовый пороховой аккумулятор давления
15У76 для ракет 15А14,15А18, 15А18М
303
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
разрушение в конце горения, свойственное обычным
многошашечным зарядам из баллиститного топлива.
Все двигатели воспламеняются со стороны сопла.
Двигатели выброса выполнены по единой кон-
структивной схеме и объединены по диаметру в че-
тыре группы. Семейство двигателей обеспечивало
практически любое значение импульса тяга в диа-
пазоне 5-300 кгс путем изменения соотношения
инертных и топливных шашек. Разгонные двигатели
тяжелой ложной цели имели заряд, обеспечивав-
ший в процессе работы 20-кратное возрастание
тяги. Семейство двигателей «выброса» состоит из
25 образцов.
Основные характеристики двигателей «выброса»
Топливо - смесевое.
Тяга в пустоте - 200-6300 кгс.
Максимальное время работы - 0,17 с.
Масса двигателя -1,15-7,49 кг.
Диаметр - 82-128 мм.
Длина-177-282 мм.
Основные характеристики двигателя 15Д293
Топливо - баллиститное.
Импульс тяги в пустоте по оси ракеты - 5700 кгсс.
Максимальная тяга в пустоте - 5000 кгс.
Время работы -1,1-1,6 с.
Импульс тяги в пустоте перпендикулярно оси ра-
кеты - 200 кгсс.
Максимальная тяга - 250 кгс.
Время работы - 0,9-1,1 с.
Масса - 67 кг.
Диаметр - 290 мм.
Длина-1080 мм.
Двигатель 15Д271 для отделения обтекателя
Созданы малогабаритные
РДТТ для отделения и увода
элементов р(стартовый поддон,
обтекатель головной части),
двигатели торможения ступе-
ней, заклона ракеты после
старта, а также ПАД для над-
дува наконечника обтекателя
головной части и подачи газа в
гидроцилиндры, раздвигающие
сопла маршевых ДУ и др.
Характерными представи-
телями этого класса являются
двигатель 15Д271 отделения
обтекателя с кососрезанным
соплом и двигатель 15Д293 от-
деления и увода обтекателя го-
ловной части ракеты 15А18М с
нетрадиционной двухкамерной
конструкцией и пятью соплами.
Двигатель 15Д293для
увода обтекателя МБР
15А18М
Двигатель 15Д293 создает после запуска последо-
вательно тягу в продольном, а затем в поперечном на-
правлениях ракеты.
Глава 6
Развитие современного российского ракетно-
космического двигателестроения. 1992-2017 гг.
АО «НПО Энергомаш имени академика В.П.Глушко»
КБхиммаш имени А.М.Исаева
АО КБХА
ПАО «РКК «Энергия» им. С.П.Королева»
ФГУП «НИИМаш»
АО «Турбонасос»
ПАО НПО «Искра»
АО «Корпорация «ВНИИЭМ»
ОКБ «Факел»
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
'В.Ф.'Рахманин, 1*>.С.Сд1)ак££
АО «НПО ЭНЕРГОМАШ ИМЕНИ
АКАДЕМИКА В.П.ГЛУШКО»
Деятельность Б.И. Каторгина
Б.И.Каторгин
Борис Иванович Каторгин
родился 13 октября 1934 г. в
г. Солнечногорске Москов-
ской области. В 1958 г. с от-
личием окончил Московское
высшее техническое учи-
лище им. Н.Э.Баумана и
был направлен на работу в
ОКБ-456. На предприятии
работал в следующих долж-
ностях: инженер, ведущий
конструктор, начальник бри-
гады, заместитель началь-
ника отдела, заместитель главного конструктора по на-
учной работе, генеральный директор и главный
конструктор, генеральный директор и генеральный
конструктор.
Его работа связана с научными исследованиями
и конструированием в области жидкостных ракетных
двигателей, различных энергоустановок, в т.ч. ЯРД.
В начале 1970-х гг. Б.И.Каторгин возглавил на пред-
приятии новое научно-техническое направление - раз-
работку мощных сверхзвуковых непрерывных химиче-
ских лазеров.
В марте 1991 г. он назначается генеральным дирек-
тором (до 2005 г.) и главным (с января 1992 г. - генераль-
ным) конструктором (до 2008 г.) НПО Энергомаш. Под
его руководством предприятие сумело выжить в слож-
нейших экономических условиях и не потерять свой ин-
теллектуальный и производственный потенциал. Оно
приступило к активным действиям по выходу на между-
народный рынок, что привело в 1992 г. к заключению со-
глашения о совместном маркетинге и лицензировании
двигателей НПО Энергомаш на мировом рынке с амери-
канской фирмой «Пратт энд Уитни». Под руковод-
ством Б.И.Каторгина НПО Энергомаш удалось побе-
дить в конкурсе на разработку и поставку двигателей
для американских ракет-носителей «Атлас III» и «Атлас V»,
в результате чего был разработан ЖРД РД-180. В настоя-
щее время продолжается серийная поставка российских
ракетных двигателей РД-180 для американских космиче-
ских ракет-носителей семейства «Атлас».
Под руководством Каторгина началась разработка дви-
гателя РД-191 для семейства PH «Ангара», провели усо-
вершенствования двигателей РД-171, РД-120, РД-253,
РД-107 и РД-108 для PH «Зенит», «Протон» и «Союз», ис-
пытывали трехкомпонентный двухрежимный двигатель.
С1969 г. Б.И.Каторгин вел педагогическую деятель-
ность в МВТУ (МГТУ) им. Н.Э.Баумана и в филиале
МАИ. Борис Иванович - академик РАН (с 2003 г.), про-
фессор, академик РАЕН, РАКЦ, Международной акаде-
мии информатизации, член Американского института
аэронавтики и астронавтики. С1989 по 1991 г. был на-
родным депутатом СССР.
Б.И.Каторгин - лауреат Государственной премии
РФ, премии Правительства России, премии им.
ФАЦандера РАН, Международной премии «Глобальная
энергия». Заслуженный деятель науки РФ. Он автор
более 300 научных трудов, среди которых 180 автор-
ских свидетельств и патентов. Имеет правительствен-
ные награды - ордена «Знак Почета» и «За заслуги
перед Отечеством» III ст.
Разработка ЖРД РД-180 для PH «Атлас»
Двигатели РД-170/171 были последней разработкой
НПО Энергомаш, выполненной по госзаказу. С 1990—
1992 гг. бюджетное финансирование работ НПО Энер-
гомаш было прекращено. С1990 г. предприятие начало
активную деятельность по поиску партнеров на между-
народном рынке. При поддержке и одобрении Прави-
тельства РФ были установлены контакты с фирмами
Франции, Англии и США, в результате чего в НПО Энер-
гомаш был создан мощный кислородно-керосиновый
ЖРД РД-180 для американского семейства PH «Атлас»,
а условиями заключенных контрактов обеспечивается
изготовление и поставка товарных двигателей на дли-
тельную перспективу.
Основой модернизации семейства PH «Атлас» яви-
лась замена на первой ступени двигателя МА-5А разра-
ботки Rocketdyne на двигатель РД-180 разработки НПО
Энергомаш. Значительно более высокий удельный им-
пульс (на 40 с больше в пустоте) РД-180 по сравнению с
МА-5А, возможность глубокого дросселирования россий-
ского двигателя и совершенство его конструкции позво-
лили существенно увеличить энергетические возможно-
сти PH всего семейства, повысить их эксплуатационные
качества, уменьшить стоимость пуска. Решение о выборе
двигателя РД-180 было принято по результатам конкурса,
устроенного компанией Локхид-Мартин в 1995 г. В кон-
курсе кроме РД-180 участвовал кислородно-керосиновый
двигатель MA-5D фирмы Rocketdyne и российский дви-
гатель НК-33 НПП «Труд» из Самары.
Победа РД-180 в конкурентной борьбе в значитель-
ной мере определилась за счет следующих основных
характеристик:
1. Удельный импульс. Достижение высокого им-
пульса было обеспечено за счет высокого уровня дав-
ления в камере сгорания, а также за счет совершенства
системы смесеобразования топлива в форсуночной го-
ловке камеры.
306
Глава 6
2. Широкий диапазон изменения тяги - от 100 до 47 %.
Эта характеристика обеспечила возможность исполь-
зования двигателя РД-180 для всего семейства РН
«Атлас». В процессе отработки двигателя РД-180 про-
демонстрирована возможность длительной (>300 с)
устойчивой работы на режиме 40 %-й тяги.
Разработка двигателя РД-180 в целом была прове-
дена двигательным отделом (главный конструктор -
Ф.Ю.Челькис, заместитель главного конструктора, на-
чальник отдела - В.И.Семенов, ведущие специалисты -
В.М.Евграфов, И.Б.Давыдов, Ю.Ю.Иванов, А.В.Мали-
нин, Б.Д.Розанов, ЕАЗубин, А.В.Крутиков, А.АЛюрин,
И.Г.Стороженко, В.В.Черноусов и др.). Оригинальные
конструкции агрегатов двигателя были разработаны от-
делами огневых агрегатов (начальник отдела -
А.А.Васин, ведущие специалисты - С.Д.Каменский,
В.В.Федоров, В.Ю.Богушев, А.И.Колесников и др.),
агрегатов подачи (начальник отдела - А.М.Кашкаров,
ведущие специалисты - К.П.Хапланов, Г.Г.Ляпунов,
В.М.Кухарев и др.), агрегатов автоматики (начальник
отдела - Б.М.Громыко, ведущие специалисты -
И.И.Хренов, В.М.Кириллов, В.П.Бабкин и др.), агрегатов
общей сборки (начальник отдела - М.И.Осокин, веду-
щие специалисты - В.Г.Полушин, В.П.Соловьев и др.).
В процессе экспериментальных работ и доводочных
огневых испытаний новых экспериментальных двига-
телей удалось добиться и продемонстрировать прин-
ципиальную возможность обеспечения устойчивости
работы газогенератора и камеры в широком диапазоне
изменения расхода топлива и внешних условий работы
двигателя при новых схемных решениях. Впервые на
двигателе РД-180, обеспечивающем возможность из-
менения тяги в диапазоне от 100 до 40 %, используется
система регулирования основных параметров двига-
теля в широком диапазоне напрямую от системы
управления РН. Такая система прошла полный цикл ис-
пытаний в составе двигателя. Испытаниями подтвер-
ждена высокая точность регулирования, соответствую-
щая требованиям со стороны РН. Использование усо-
вершенствованной системы регулирования позволило
заметно упростить конструкцию двигателя, уменьшить
трудоемкость изготовления и уменьшить вес.
Одним из важных направлений в совершенствова-
нии параметров и характеристик современных ЖРД яв-
ляется увеличение коэффициента полезного действия
агрегатов системы подачи и увеличение ресурса их ра-
боты. Увеличение КПД агрегатов подачи обеспечивает
возможность снижения температуры окислительного
газа на турбине, что повышает запасы работоспособ-
ности двигателя, либо такое снижение температуры
может быть использовано для форсирования двига-
теля по тяге. В этом плане на двигателе РД-180 впервые
внедрены щелевые притирающиеся уплотнения на тур-
бине основного ТНА и в насосе окислителя. Выбранная
конструкция уплотнений для двигателя РД-180 прошла
полный цикл испытаний в составе двигателя, включая
многократные испытания с неоднократными перебор-
ками. Использование щелевых уплотнений в турбине
и насосе окислителя позволило увеличить их КПД на
4-5 %, что обеспечило не только возможность форси-
рования двигателя по тяге, но и увеличить запасы ра-
ботоспособности, несмотря на уменьшенную вдвое по
сравнению с прототипом размерность.
С целью увеличения запасов по длительности работы
ТНА двигателя РД-180 изменена конструкция одного из
наиболее нагруженных элементов насоса - направляю-
щего аппарата насосов окислителя и горючего. Если пред-
шествующая и общепринятая конструкция этого элемента
насоса имела прямоугольный в поперечном сечении канал
для протока жидкости (т.е. направляющий аппарат пред-
ставлял собой ряд лопаток), то в новой конструкции по-
перечное сечение канала представляет собой окружность.
Использование такого решения впервые практически
сняло вопрос о возможности появления трещин усталост-
Схема ЖРД РД-180
ЖРДРД-180
307
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
ного характера в этом элементе конструкции насосов при
многократных испытаниях двигателя.
В насосе окислителя с турбиной реализовано более
совершенное решение по установке радиального и ра-
диально-упорного подшипников, позволяющее более
точно (с учетом силовых и термических деформаций
корпусных элементов) контролировать осевое положе-
ние вала датчиками, устанавливаемыми в полости
между насосами окислителя и горючего. Данный конт-
роль является важным элементом в разработанной си-
стеме аварийной защиты двигателя.
Используемая для РД-180 методика сдачи товарных
двигателей является экономически оптимальной и эф-
фективной, вызывает доверие у покупателей и страхо-
вых фирм.
В процессе проведения работ по созданию РД-180
были найдены более оптимальные, чем на двигателе
РД-171, решения по ряду агрегатов, эффективность их ре-
шений была подтверждена как при автономных испыта-
ниях агрегатов, так и при огневых испытаниях двигателя.
На двигателе РД-180 используется, в отличие от га-
зогенератора двигателя РД-170, полностью сварная
конструкция газогенератора, где применяется фланце-
вое крепление форсуночной головки к корпусу. Новое
решение по газогенератору позволило уменьшить тру-
доемкость его изготовления и снизить его вес на 75 кг.
Для двигателя РД-180 найдено компоновочное ре-
шение, обеспечивающее, с одной стороны, надежную
защиту агрегатов управления (электропневмоклапаны)
от повреждения при работах внутри хвостового отсека
ступени PH, а также защиту от воздействия морского
климата, с другой, максимально благоприятные усло-
вия при работах по подготовке к пуску с точки зрения
доступа к интерфейсам об-
служивающих систем.
Впервые в состав двига-
теля введен разделительный
клапан горючего, устанавли-
ваемый на входе в бустер-
ный насос горючего, что
позволяет проводить запол-
нение горючим полостей
двигателя непосредственно
перед запуском. Тем самым
обеспечивается, при необхо-
димости, длительная сто-
янка PH в заправленном со-
стоянии без воздействия
горючего на элементы кон-
струкции двигателя.
Для РД-180 используется
усовершенствованная мето-
дика сдачи товарных двигате-
лей. В целом для двигателя
используется только один вид контроля - сплошной,
путем проведения огневых приемо-сдаточных испыта-
ний. Однако найдены решения, исключающие, в отличие
от прототипа, необходимость частичной разборки и
сборки двигателя. Также найдены решения, обеспечи-
вающие возможность испытания двигателя в полной
комплектации, включая все элементы системы качания.
Наиболее важным и общим свойством перечислен-
ных выше новых решений является их востребован-
ность и готовность для использования в последующих
разработках НПО Энергомаш.
Двигатель РД-180 представляет собой двухкамер-
ный ЖРД с вертикально расположенным ТНА. Основ-
ным силовым элементом двигателя является рама с
блоком газоводов, крепящимся к раме двигателя с по-
мощью траверс. Рама - сварная пространственная кон-
струкция, обеспечивающая стыковку двигателя с сило-
вым элементом PH. Блок газоводов включает в себя
выхлопной коллектор турбины и два газовода с узлами
качания камер. К узлам качания стыкуются камеры, а к
выхлопному коллектору турбины - ТНА с газогенера-
тором. ТНА включает в себя турбину, насос окислителя
и двухступенчатый насос горючего. К выходному
фланцу насоса окислителя стыкуется клапан, обеспечи-
вающий подачу окислителя в газогенератор. От насоса
горючего первой ступени горючее по трубопроводам
подводится к камерам, а от насоса второй ступени - к
регулятору горючего и далее к корпусу ампулы и кла-
пану, управляющему подачей горючего в газогенера-
тор. Перед входами в основные насосы ТНА установ-
лены бустерные насосы окислителя и горючего.
Магистрали, соединяющие неподвижные агрегаты с ка-
чающимися камерами, имеют в своем составе гибкие
Огневые испытания ЖРД РД-180
308
Глава 6
элементы, расположенные в зоне узлов качания. Под-
вод пускового горючего к газогенератору и камерам
осуществляется по трубопроводам от корпусов пуско-
вых ампул, в которые устанавливаются заправленные
пусковые ампулы. Подача пускового горючего в камеры
и газогенератор производится его выдавливанием из
ампул основным горючим, подаваемым от пускового
бачка, крепящегося специальным кронштейном к бу-
стерному насосу горючего. Составные части пневмоси-
стемы двигателя (блок баллонов и блок автоматики), а
также составные части гидросистемы (блок гидропита-
ния) конструктивно объединены в единый агрегат -
пневмогидроблок, закрепленный на раме двигателя. В
составе двигателя имеется теплообменник, обеспечи-
вающий подогрев гелия, поступающего на наддув бака
окислителя ракеты. Конструкция агрегатов двигателя и
его компоновка в хвостовом отсеке PH обеспечивают
минимальную трудоемкость стыковки двигательных и
ракетных систем на заводе-изготовителе PH и хороший
доступ к интерфейсу обслуживающих систем при под-
готовке PH к пуску.
Процесс отработки и сертификации двигателя РД-180
во многих важных аспектах имел определенные особен-
ности и выходил за рамки предшествующего опыта.
Впервые в практике НПО Энергомаш заказчиком разра-
ботки двигателя выступало не отечественное государст-
венное ведомство, а частная иностранная фирма.
Создание двигателя новой и столь значительной
размерности осуществлено в сжатые сроки, а отра-
ботка - на малом количестве материальной части.
Подписав 14 июля 1996 г. контракт на полномасштаб-
ную разработку двигателя, НПО Энергомаш провело пер-
вое огневое испытание прототипа двигателя 14 ноября
того же года, а первое огневое испытание штатного дви-
гателя -14 апреля 1997 г. В течение 1997-1998 гг. ус-
пешно была проведена серия испытаний двигателя в со-
ставе ступени PH в космическом центре им. Маршалла
(США). В апреле 1999 г. завершена сертификация двига-
теля для PH «Атлас III», а с января 1999 г. начата поставка
товарных двигателей. 24 мая 2000 г. проведен первый за-
пуск PH «Атлас III». В августе 2001 г. была завершена сер-
тификация двигателя для PH «Атлас V» среднего и тяже-
лого класса; параллельно с проведением сертификации
начата поставка товарных двигателей для PH «Атлас V».
Первый пуск PH «Атлас V» был выполнен в августе
2002 г. В итоге проведенных работ создан универсальный
двигатель РД-180, который без каких-либо доработок или
изменений конструкции может использоваться для любой
PH семейства «Атлас».
Опыт разработки двигателя РД-180 свидетельствует о
лидерстве России в области технологии мощных кисло-
родно-керосиновых двигателей однократного использо-
вания с высокими удельными параметрами и высокими
эксплуатационными характеристиками. Это позволяет
ЖРД РД-180 в сборочном цехе
НПО Энергомаш создать ЖРД практически любой размер-
ности в минимальные сроки (3-3,5 года) с отработкой на
малом числе экземпляров (10-15 двигателей).
Успешная разработка двигателя РД-180 и заключение
контрактов на поставку товарных экземпляров продемон-
стрировали на практике возможность и выгодность осу-
ществления коммерческих проектов по созданию конку-
рентоспособных средств выведения с участием
российских предприятий. Опыт взаимодействия с ино-
странными партнерами в этой новой и достаточно чув-
ствительной для государственных интересов области дея-
тельности является исключительно важным.
Работа НПО Энергомаш с привлечением всей не-
обходимой кооперации российских предприятий по
созданию, изготовлению и продаже двигателя РД-180,
обеспечив приток валютных поступлений в страну, дала
возможность успешно продвинуться в решении целого
ряда проблемных вопросов.
Работами по двигателю РД-180 удалось на 75-80 %
загрузить уникальную стендовую базу НПО Энергомаш,
начать и завершить восстановление разрушенного в ре-
зультате аварии 1993 г. одного из имеющихся огневых
стендов, провести оснащение стендов современным обо-
рудованием для регистрации, обработки и анализа пара-
метров испытанных двигателей, оборудованием системы
аварийной защиты, пожаро- и взрывопредупреждения.
Мощный кислородно-керосиновый двигатель РД-180
отработан и сертифицирован для полетов в широком
диапазоне режимов и условий работы. Уровень техни-
ческого совершенства двигателя РД-180 (по удельному
импульсу тяги, удельной массе и др.) превосходит все
известные российские и зарубежные аналоги. Создание
двигателя позволило подтвердить на практике значи-
тельным числом огневых испытаний ряд новых техни-
ческих решений, обеспечивающих дальнейшее совер-
шенствование технологии кислородно-керосиновых
ЖРД. Реализация этих решений на РД-180 открывает
возможность их использования в других разработках
НПО Энергомаш.
309
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
К сентябрю 2017 г. успешно выполнено 78 пусков
американских РН семейства «Атлас» с использова-
нием российских ЖРД РД-180. В США поставлено
около 100 товарных двигателей РД-180.
Сохранение и дальнейшее наращивание научно-тех-
нического и технологического потенциала НПО Энерго-
маш с использованием внебюджетных средств, полу-
чаемых от российско-американского сотрудничества по
созданию двигателя РД-180, следует рассматривать как
важное условие, обеспечивающее развитие отечествен-
ной ракетно-космической отрасли.
Разработка трехкомпонентного
двухрежимного маршевого ЖРД РД-701
Работы по трехкомпонентному многорежимному дви-
гателю были начаты НПО Энергомаш в 1988 г. по инициа-
тиве генерального конструктора НПО «Молния» Г.Е.Ло-
зино-Лозинского, который выступил с предложением по
созданию многоцелевой авиационно-космической си-
стемы. Предлагаемая система включала одноступенча-
тый крылатый носитель многоразового использования,
запуск которого предполагалось осуществлять с само-
лета. Указанное обстоятельство требовало существенной
минимизации габаритных и массовых характеристик но-
сителя (и, следовательно, двигателя) при обеспечении
его высокой экономичности (удельного импульса). Про-
веденные предварительные проработки определили це-
лесообразность использования маршевого трехкомпо-
нентного двухрежимного двигателя, работающего на
компонентах топлива жидкий кислород + жидкий водо-
род + керосин. Такой двигатель позволял на начальном
этапе выведения (первый режим) использовать плотное
топливо кислород+керосин с добавкой водорода, обес-
печивающее существенное повышение удельного им-
пульса, а на заключительном участке выведения (по-
требная тяга на котором существенно ниже) - топливо
кислород + водород (второй режим), имеющее макси-
мальную энергетическую эффективность (удельный
импульс). Таким образом, реализация в рамках единой
конструкции двух режимов работы двигателя позво-
ляла оптимизировать массово-габаритные характери-
стики орбитального самолета.
При выборе технического облика маршевого двига-
теля для орбитального самолета НПО Энергомаш опи-
ралось на опыт разработки самых мощных в мире ЖРД
РД-171 и РД-170 для РН «Зенит» и РН «Энергия» соот-
ветственно. Указанные двигатели, использующие в ка-
честве топлива жидкий кислород + керосин, были вы-
полнены по «окислительной» схеме. Именно этот
фактор во многом определил выбор «окислительной»
схемы для трехкомпонентного двигателя, хотя в ходе
работ подробно рассматривались все возможные ва-
рианты (схемы) его выполнения.
Первый этап работ по трехкомпонентному двига-
телю (которому был присвоен индекс РД-701) завер-
шился выпуском в 1988 г. технических предложений,
определяющих его облик и конструктивную схему. Ука-
занный этап проходил под техническим руководством
начальника двигательного отдела, ведущего конструк-
тора по двигателю Михаила Рувимовича Гнесина. Его
энергия и энтузиазм способствовали полной мобили-
зации коллектива КБ на решение сложнейшей задачи,
требующей абсолютно новых подходов к проектирова-
нию и разработке двигателя.
В рамках технического проекта были рассмотрены
и решены целый ряд проблемных вопросов, опреде-
ляющих технический облик двигателя. В частности,
было определено, что заданная в техническом задании
тяга маршевой двигательной установки орбитального
самолета 400 тс будет реализована в двух автономных
модулях (с индексом РД-704) с тягой по 200 тс в каж-
дом; одним из важнейших вопросов являлся выбор
конструктивной схемы трехкомпонентной камеры дви-
гателя. В итоге впервые для трехкомпонентного двига-
теля было предложено использовать камеру, смеси-
тельные головки которых обеспечивали горение трех
компонентов в общем объеме камеры с последующим
переходом на двухкомпонентный режим. В качестве
охладителя камеры использовался водород; анализ ма-
тематической модели двигателя, определяющей функ-
ционирование его элементов, позволил выбрать опти-
мальную для рассматриваемого двигателя схему
системы подачи. Было определено, что указанная си-
стема должна включать автономный высокооборотный
турбонасосный агрегат для подачи водорода и авто-
номный ТНА для подачи кислорода и керосина. Было
определено также, что два модуля двигательной уста-
новки будут иметь общие бустерные насосы по линии
каждого компонента; в качестве рабочего тела турбин
ТНА будет использоваться окислительный газ, выраба-
тываемый в двух газогенераторах, каждый из которых
«обслуживает» свой ТНА. При этом на первом трехком-
понентном режиме в качестве горючего в обоих газо-
генераторах используется керосин, а на втором двух-
компонентном режиме - водород. Для подачи водорода
в газогенераторы на втором режиме применен допол-
нительный насос с гидротурбиной, приводимой расхо-
дом водорода, поступающего далее в камеру. Была вы-
брана система химического зажигания с
использованием пускового горючего ПГ-2.
Эскизный проект маршевого трехкомпонентного
двигателя для орбитального самолета системы МАКС
был разработан в 1990 г. В рамках эскизного проекта
были разработаны конструкции всех элементов двига-
теля, произведена его общая компоновка. В процессе
эскизного проектирования были оптимизированы внут-
ренние параметры двигателя, определяющие нагрузки
310
Глава 6
ЖРДРД-701
на его агрегаты, а также его характеристики, опреде-
ляющие эффективность функционирования в составе
орбитального самолета.
Конструкция двигателя разрабатывалась двигатель-
ным отделом (главный конструктор - Ф.Ю.Челькис, за-
меститель главного конструктора, начальник отдела -
В.И.Семенов, ведущие специалисты - В.М.Евграфов,
Ю.Ю.Иванов, А.В.Малинин, Б.Д.Розанов, ЕАЗубин,
А.В.Крутиков, ААТюрин, И.Г.Стороженко, В.В. Черноусов,
ААЧибисов и др.). При разработке компоновки двига-
теля проявился яркий талант ведущего компоновщика
В.М.Дмитриева. Оригинальные конструкции агрегатов
двигателя были разработаны следующими отделами: ог-
невых агрегатов (начальник отдела- ААВасин, ведущие
специалисты - С.Д.Каменский, В.В.Федоров, В.Ю.Богу-
шев, А.И.Колесников и др.), агрегатов подачи (начальник
отдела - А.М.Кашкаров, ведущие специалисты -
М.И.Прожига, К.П.Хапланов, Г.Г.Ляпунов, В.М.Кухарев и
др.), агрегатов автоматики (начальник отдела - А.П.Пав-
лов, ведущие специалисты - И.И.Хренов, В.М.Кириллов,
Б.М.Громыко, В.П.Бабкин и др.), агрегатов общей сборки
(начальник отдела - М.И.Осокин, ведущие специалисты -
В.Г.Полушин, В.П.Соловьев и др.).
Итак, был спроектирован трехкомпонентный двух-
режимный жидкостный ракетный двигатель с дожига-
нием, система регулирования которого обеспечивает
регулирование тяги и соотношения компонентов в ка-
мере, а управление вектором тяги осуществляется по-
воротом камеры в любом направлении на 8 °, причем
двигатель выполнял и дополнительные функции: по-
догрев гелия в теплообменнике для наддува бака окис-
лителя и питание горючим системы рулевых приводов.
Номинальная тяга одного модуля на трехкомпонентном
режиме составляла 162/204 тс, на двухкомпонентном
режиме - 81 тс при удельном импульсе 330/416 с и 461
с соответственно.
Была выпущена конструкторская документация на
двигатель, изготовлен полномасштабный макет двига-
теля, а также макет для установки в хвостовой отсек
орбитального самолета.
В1993 г. по техническому заданию КБ «Салют» был
разработан эскизный проект трехкомпонентного двига-
теля (индекс РД-705) применительно ко второй ступени
PH «Ангара». За основу такого двигателя был взят модуль
трехкомпонентного двигателя (с тягой на номинальном
трехкомпонентном режиме 204 тс), спроектированного
для системы МАКС. В целом предложенный в эскизном
проекте вариант трехкомпонентного двигателя для PH
«Ангара» основывался на существующих технологиях,
его реализация представлялась вполне реальной. Однако,
исходя из потребных сроков разработки и располагаемых
объемов финансирования, для PH «Ангара» был выбран
двухкомпонентный двигатель традиционной схемы.
В НПО Энергомаш была проведена разработка экспе-
риментального трехкомпонентного двигателя и впервые
в мире проведены на стенде в НИИ Химмаш огневые ис-
пытания (9 августа 1994 г.). Экспериментальный трехком-
понентный двухрежимный двигатель имел тягу -6,5 тс на
первом режиме и ~3 тс - на втором. Камера двигателя
имеет смесительную головку с 19 смесительными эле-
ментами (форсунками), геометрические размеры кото-
рых соответствовали размерам аналогичных элементов
в смесительных головках камеры двигателя РД-704.
Основными задачами испытаний экспериментального
трехкомпонентного двухрежимного двигателя являлись
экспериментальное подтверждение работоспособности
разработанных вариантов смесительной головки камеры,
в которой обеспечивалось смешение и горение трех ком-
понентов, определение эффективности процесса сжига-
ния трехкомпонентного топлива (О2 + РГ-1 + Н2), реали-
зация перехода с первого на второй режим с
последующей работой на втором режиме.
311
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Экспериментальный трехкомпонентный
реактивный двигатель
В ходе испытаний экспериментального трехкомпо-
нентного двухрежимного двигателя получены следующие
результаты: выбраны работоспособные смесительные
элементы для полноразмерной камеры; определен коэф-
фициент полноты сгорания на трехкомпонентном (пер-
вый режим) и двухкомпонентном (второй режим) режи-
мах; выявлены особенности работы камеры на
переходных режимах запуска, останова, а также при пе-
реходах с первого режима на второй.
Газообразный водород и керосин подводились в сме-
сительную головку камеры непосредственно от стенда.
Окислительный газ вырабатывался в трехфорсуночном
газогенераторе, в смесительную головку которого под-
водились керосин через пусковое устройство и жидкий
кислород непосредственно от стенда. Регенеративное
охлаждение камеры и газогенератора осуществлялось
дистиллированной водой, подводимой непосред-
ственно от стенда и возвращаемой на стенд. В кон-
струкции камеры предусмотрена возможность измене-
ния ее конфигурации путем замены составляющих
элементов.
Проведено около 50 огневых испытаний экспери-
ментальных трехкомпонентных двигателей на стенде
НИИ Химмаш (руководитель работ - С.К.Дыменко),
оперативное руководство испытаний проводилось бри-
гадой НПО Энергомаш (руководитель - И.Г.Сторо-
женко). В анализе и обработке результатов испытаний
принимали участие и специалисты ИЦ им. М.В.Кел-
дыша (под руководством И.ГЛозино-Лозинской).
Результаты испытаний подтвердили возможность
реализации высокоэффективного процесса горения
трехкомпонентного топлива с достижением коэффици-
ента полноты сгорания топлива до показателей, близких
к значениям для кислородно-водородного топлива. В
диапазоне значений массовой доли водорода в топливе
от 4,5 до 6,7 % по данным проведенных огневых испыта-
ний значение этого коэффициента составляло 0,999.
Работы по трехкомпонентному двигателю в НПО
Энергомаш в настоящее время ведутся в плане теоре-
тических исследований различных вариантов схем си-
стемы подачи, оптимизации конструктивной схемы ка-
меры, а также отдельных агрегатов.
В итоге можно констатировать, что задел, создан-
ный в НПО Энергомаш по трехкомпонентному двига-
телю, позволяет произвести его разработку в доста-
точно короткие сроки.
Деятельность В.К. Чванова
В.К.Чванов родился 20 апреля 1936 г. В 1959 г. он
окончил Куйбышевский авиационный институт по
специальности «Авиационные двигатели»; работал
инженером-расчетчиком на заводе им. М.В.Фрунзе
в Куйбышеве и Приволжском филиале КБЭМ, где
стал ведущим конструктором.
В 1966 г. он был переведен на работу в Химки
в КБЭМ на должность ведущего конструктора. В1973 г.
был назначен начальником двигательного отдела, а с
1993 г. являлся первым заместителем генерального ди-
ректора и генерального конструктора НПО Энергомаш;
с 2008 г. - первый заместитель генерального дирек-
тора, главный конструктор, с 2017 г. - советник гене-
рального директора.
Владимир Константинович принимал участие в соз-
дании всех модификаций двигателей первой и второй
ступеней ракеты типа Р-7, двигателя для ракеты Р-9,
экспериментальных двигателей, использующих новые
компоненты топлива (перекись водорода, пентаборан
и др.), двигателя РД-270 по схеме «газ - газ», двигателя
РД-120 для PH «Зенит». При его руководстве в КБ раз-
работаны конструкции двигателей РД-180 и РД-191,
проведены модернизации ЖРД РД-171М и РД-120,
в кратчайшие сроки выполнена разработка ЖРД РД-181.
Он возглавлял проведение всех перспективных разра-
боток предприятия.
В.К.Чванов активно занимается научной и препода-
вательской деятельностью, является автором учеб-
ника для вузов по математическому моделированию
процессов в ЖРД. Он автор более 150 научных работ
и 23 изобретений, доктор технических наук, профессор
и заведующий кафедрой «Теории жидкостных ракет-
ных двигателей» в МАИ. Яв-
ляется членом Ученых сове-
тов МАИ и НПО Энергомаш по
присуждению ученых степе-
ней, членом Экспертного со-
вета ВАК. Имеет широкие
международные контакты с
зарубежными учеными и спе-
циалистами в ракетно-косми-
ческой области.
За участие в работах по
созданию высокоэффектив-
ных ЖРД В.К.Чванов награж-
В. К. Чванов
312
Глава 6
ден рядом государственных наград, в т.ч. орденом
«Знак Почета», ему присуждены Государственные пре-
мии СССР и РФ, премия Правительства РФ; присвоены
звания заслуженного деятеля науки РФ и заслуженного
испытателя космической техники.
Разработка ЖРД РД-191 для семейства
РН «Ангара»
Разработка двигателя РД-180, проведенная в сжа-
тые сроки, позволила НПО Энергомаш развернуть раз-
работку для РН «Ангара» однокамерного ЖРД РД-191
на компонентах кислород + керосин с тягой на номи-
нальном режиме на земле 196 тс, в пустоте - 212,6 тс.
Разработка двигателя РД-191 началась в конце 1998 г.
Этот двигатель с дожиганием окислительного газа
предназначен для семейства отечественных РН «Ан-
гара». Этот однокамерный кислородно-керосиновый
двигатель, создаваемый также на основе конструкции
узлов и элементов двигателей РД-170/171, является
маршевым двигателем для унифицированного ракет-
ного модуля первой ступени.
Двигатель выполнен по схеме с дожиганием окис-
лительного генераторного газа и заимствует от прото-
типов камеру и ряд агрегатов автоматики. Остальные
агрегаты и технические решения уникальны для РД-
191. Он отличается способностью глубокого дроссели-
рования (до 27 % от номинальной тяги), уникальной
для маршевых двигателей первой ступени. В составе
двигателя имеется теплообменник, обеспечивающий
подогрев гелия, поступающего на наддув бака окисли-
теля и горючего ракеты.
Конструкция двигателя разрабатывалась двигатель-
ным отделом 728 (начальник отдела - В.И.Семенов, ве-
дущие специалисты-А АТюрин, Б.Д.Розанов, Э.П.Гав-
риленко, А.В.Малинин, В.М.Евграфов, И.Г.Стороженко,
Б.И.Алексеев, В.В.Черноусов, А.В.Крутиков и др.). Ори-
гинальные конструкции агрегатов двигателя были раз-
работаны отделами огневых агрегатов (начальник от-
дела - ААВасин, ведущие специалисты -
С.Д.Каменский, В.В.Федоров, В.Ю.Богушев, А.И.Колес-
ников и др.), агрегатов подачи (начальник отдела -
А.М.Кашкаров, ведущие специалисты - К.П.Хапланов,
Г.ГЛяпунов, В.М.Кухарев, В.П.Васильков и др.), агрега-
тов автоматики (начальник отдела - И.А.Михалев, ве-
дущие специалисты - И.И.Хренов, В.М.Кириллов,
В.П.Бабкин и др.), общей сборки (начальник отдела -
М.И.Осокин, ведущие специалисты - В.Г.Полушин,
В.П.Соловьев и др.).
Созданная трехмерная модель двигателя РД-191 в си-
стеме Pro/ENGINEER позволила значительную часть ком-
поновочных операций выполнить до начала макетирова-
ния. Использование такого трехмерного моделирования
позволило уменьшить сроки разработки и выявить
ЖРД РД-191	ЖРД РД-191 на стенде
ошибки конструкции на ранней стадии проектирования.
В течение 1999 г. была выпущена конструкторская
документация, в 2000 г. начата автономная отработка
агрегатов двигателя РД-191, завершена подготовка
производства. В мае 2001 г. собран первый доводочный
двигатель РД-191. Первое огневое испытание двигателя
Огневые испытания ЖРД РД-191
313
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
РД-191 проведено в июле 2001 г.
Результаты уже первых огневых
испытаний подтвердили основ-
ные параметры двигателя, зало-
женные в ТЗ.
Отработка двигателя про-
изводилась в соответствии с
согласованной «Программой
экспериментальной отра-
ботки», которая предусматри-
вает ее завершение на 10 эк-
земплярах двигателя.
Программа отработки двига-
теля РД-191 составлена с уче-
том опыта, полученного при от-
работке двигателя РД-180 как
по числу планируемых двигате-
лей для отработки и сертификации, так и по програм-
мам испытаний и алгоритму отработки. Основной
принцип такой программы - малое количество двига-
телей и большая наработка на каждом экземпляре с
максимальным количеством измерений.
По состоянию на август 2015 г. по программе дви-
Макет многоразового космического корабля «Байкал» с ЖРД РД-191
гателя РД-191 проведено 168 огневых испытаний с на-
работкой 38127 с. Максимальная наработка на одном
двигателе составила 3635 с.
30 июля 2009 г. в НИЦ РКП было успешно проведено
первое огневое испытание универсального ракетного мо-
дуля УРМ-1 с ЖРД РД-191 в рамках программы создания
PH «Ангара». Двигатель отработал в соответ-
ствии с циклограммой около 233 с, выйдя на
режим 100 % номинальной тяги (196 тс), а
затем был дросселирован до 37,6 % (73,7 тс).
Затем осенью 2009 г. было успешно прове-
дено еще два огневых испытания этого же
двигателя в составе УРМ-1 в НИЦ РКП в Пере-
свете с дросселированием до 27 % номиналь-
ной тяги. Наработка на этих трех испытаниях
составила 758,1 с.
25 августа 2009 г. состоялся пуск первой
южнокорейской PH КСЛВ-1 («Наро»). В со-
ставе первой ступени российского производ-
ства этой PH успешно отработал двигатель
РД-151 - аналог ЖРД РД-191 разработки
и производства НПО Энергомаш. В 2010 и
Двигательная установка PH «Ангара»
ЖРД РД-151 (РД-191) в составе южнокорейской
PH «Наро»
314
Глава 6
2014 гг. были выполнены второй и третий пуск этой PH.
Замечаний к работе двигателей первой ступени разра-
ботки и производства НПО Энергомаш в этих пусках не
имелось. Наработка в трех пусках на PH КСЛВ-1 составила
607,4 с.
Вследствие проблем с финансированием работ, су-
щественно замедлившими ход разработки и окончатель-
ной сертификации двигателя, только 17 мая 2011 г. был
подписан акт межведомственной комиссии об успешном
завершении разработки ЖРД РД-191 для семейства PH
«Ангара», открывающий путь к серийному производству
двигателя. И только еще через три года - 9 июля 2014 г.
- был выполнен первый пуск PH «Ангара 1.2ПП» с РД-
191, а 23 декабря 2014 г. выполнен первый пуск PH «Ан-
гара 5» с пятью РД-191. Двигатели РД-191 в этих первых
двух полетах наработали 1416,5 с.
Испытания в составе ступени, работа двигателя при
пусках PH КСЛВ-1 и PH «Ангара» стали подтвержде-
нием конструкторских возможностей КБ, сохранности
традиций школы Глушко, технологических и производ-
ственных возможностей предприятия, способности на
собственной испытательной базе проводить уникаль-
ные испытания двигателей в процессе их разработки,
доводки и сертификации.
В настоящее время перед предприятием стоит за-
дача обеспечить проведение летно-конструкторских ис-
пытаний PH семейства «Ангара» двигателями РД-191.
Разработка ЖРД РД-181 для PH «Антарес»
Ярким примером максимально быстрого создания
двигателя для перспективной PH является история соз-
дания двигателя РД-181. В конце 2014 г. ОАО «НПО
Энергомаш» заключило контракт с компанией Orbital
Sciences Corporation (затем Орбитал АТК) на поставку в
США двигателей РД-181 производства НПО Энергомаш.
Двигатель РД-181 в инициативном порядке был раз-
работан специально для использования на модернизи-
рованной PH «Антарес», его использование позволит
доставлять грузы на МКС и низкие орбиты значительно
большей первоначально предполагаемой полезной на-
грузки. Два ЖРД РД-181 составляют двигательную
установку первой ступени PH «Антарес». В производ-
стве РД-181 используются современные материалы,
новые технические и конструкторские решения. РД-181 -
это модификация двигателя РД-191, обеспечившего ус-
пешные первые пуски PH семейства «Ангара» в июле
и декабре 2014 г. с космодрома Плесецк, но учитываю-
щий особенности интерфейсов PH «Антарес».
Максимальный (номинальный) уровень тяги двига-
теля у Земли -196 тс, минимальный (у Земли) - 64 тс.
Номинальная тяга в пустоте - 212,6 тс. Удельный им-
пульс, земн./пуст. - 311,2/337,4 с. Давление в камере
сгорания - 262,6 атм. Двигатель обеспечивает возмож-
ность питания системы рулевых приводов PH горючим.
Электросистема двигателя разделена на три группы:
система телеметрических измерений (для оценки функ-
ционирования двигателя в полете); система аварийной
защиты (для автоматического контроля функциониро-
вания систем двигателя при подготовке к запуску и в
ходе запуска); система управления. Двигатель имеет в
своем составе агрегат наддува (два теплообменника),
обеспечивающий возможность подогрева гелия (азота)
для наддува баков PH.
Контракт и приложения к нему заключены на поставку
двигателей и конструкторское сопровождение проекта -
огневые испытания, инсталляция двигателей, летная под-
готовка и пр., что дает НПО Энергомаш дополнительную
возможность развиваться, модернизировать оборудова-
ние и мотивировать трудовой коллектив к разработке и
реализации новых перспективных проектов. Свой вклад в
заключение контракта внесли начальник управления ВЭД
Д.В.Чванов и директор проекта ЮАФедякин.
Непосредственная разработка этого ЖРД велась под
руководством заместителя главного конструктора по
ЖРД В.И.Семенова, в работе участвовали первый заме-
ститель главного конструктора П.СЛевочкин, начальник
отдела ЖРД С.В.Гусев, начальник отдела агрегатов ЖРД
Е.Н.Ромасенко, начальник центра САСкибин, начальник
отдела В.В.Ткач и другие специалисты КБ. В производстве
работы возглавляли заместитель исполнительного ди-
ректора по производству В.Г.Вороновский, начальник
сборочного цеха А.Е.Ларин, начальники цехов Е.П.Пету-
хов, В.В.Чарыков, С.С.Кузюро, начальники подразделений
А.Б.Аминов и Е.В.Воронежский. Испытатели вели свои
работы под руководством заместителя главного кон-
структора, начальника испытательного комплекса
В.Н.Худякова, главного инженера НИК Н.П.Ушкова,
В.И.Черных, В.М.Ноянова, В.Ф.Коновалова и др.
В очень короткие сроки была выпущена конструктор-
ская документация, проведена подготовка производства,
агрегаты сертификационного двигателя РД-181 прошли
автономные испытания, изготовлен двигатель, на котором
уже в апреле-мае 2015 г. успешно проведены сертифика-
ционные испытания. В процессе испытаний подтверждено
соответствие характеристик и надежности двигателя тре-
бованиям Заказчика. В июне 2015 г. в США поставлены
первые товарные двигатели.
На август 2015 г. проведено 10 огневых испытаний
двигателя РД-181 с общей наработкой 2072,1 с, вклю-
чая сертификационные испытания (7 огневых испыта-
ний на одном двигателе) с наработкой 1642 с.
В 2015 г. в США поставлены четыре товарных двига-
теля. Контрактом предусмотрены поставки двигателей
РД-181 в США до 2019 г., а далее имеются последующие
контрактные опции. Первый пуск модернизированной
PH «Антарес» с двигателями РД-181 осуществлен в ок-
тябре 2016 г.
315
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
‘И.А.Смирнов
РАБОТЫ КБХИММАШ ИМЕНИ А.М.ИСАЕВА
ПОСЛЕ 1992 г.
Космос бесповоротно вошел в нашу жизнь благо-
даря таланту и самоотверженному труду наших совре-
менников; замыслы и дела превратили их в людей не-
обыкновенных. Среди них А.М.Исаев, С.П.Королев,
М.В.Келдыш, В.П.Макеев, Г.Н.Бабакин, САЛавочкин,
В.П.Глушко, В.П.Мишин, В.П.Бармин, ЮАПилюгин,
Б.Е.Черток и многие другие. Эти люди делали историю
нашей страны, они остаются в этой истории, потому что
велики их заслуги в создании ракетно-космической тех-
ники и становлении мощи нашего государства.
В.Н.Богомолов
(1919-1997 гг.).
С 1971 по 1985 г. -
главный конструктор
КБ химического
машиностроения
Н.ИЛеонтьев.
С 1985 по 2001 г. -
генеральный конструктор -
генеральный директор
КБхиммаш им. А.М.Исаева.
Лауреат Ленинской
премии, премии Совета
Министров СССР
Достойное место в ряду этих людей занимает
В.Н.Богомолов, который с 1959 г. был назначен первым
заместителем начальника и главного конструктора
А.М.Исаева. С 1971 г. ему пришлось принять на себя
всю ответственность по всем направлениям деятельно-
сти КБХМ. Его заслуги в области ракетной техники ши-
роко известны специалистам. В.Н.Богомолов - продол-
жатель традиций А.М.Исаева. Под руководством
В.Н.Богомолова создано более 50 ЖРД, которые нашли
применение во всех областях ракетной техники. С1985 г.
КБХМ возглавляли генеральный директор - гене-
ральный конструктор Н.ИЛеонтьев, генеральный ди-
ректор - генеральный конструктор Е.П.Селезнев, ге-
неральный директор ВАПетрик. Под их
руководством в КБХМ созданы уникальные двига-
тели для современных разгонных блоков «Фрегат» и
«Бриз-М» космических ракет.
В настоящее время директором КБХМ назначен
И.Г.Панин, генеральным конструктором назначен
ИАСмирнов, которые продолжают руководить разра-
боткой и изготовлением ЖРД и ДУ различного назначе-
ния, занимаются делом, которое для А.М.Исаева было
основой смыслом жизни.
Конструкторское бюро химического машинострое-
ния им. А.М.Исаева за прошедшие годы стремилось со-
хранить свои позиции в области ЖРД-строения. Так, в
пилотируемой космонавтике двигатели разработки
КБХМ полностью выполнили все поставленные задачи.
Начиная с «Союза ТМ-14» по «Союз ТМ-29» ЖРД и ДУ
замечаний не имели. Орбитальный комплекс «Мир»
«сняли» с орбиты с ювелирной точностью. Операция
по затоплению, которую до России никто не осуществ-
лял, была проведена успешно. Хотя и прискорбно, но
гибель состарившегося «Мира» стала триумфом рос-
сийской космонавтики.
ВАПетрик.
С 2006 по 2012 г,-
ИАСмирнов.
С 2007 г. - генеральный
конструктор «КБхиммаш
.им. А.М.Исаева»
Е.П.Селезнев.
С 2001 по 2006 г. -
генеральный конструктор -
генеральный директор
ФГУП «КБхиммаш им.
А.М.Исаева». Член-корр.
РАКЦ
заместитель генерального
директора ФГУП «ГКНПЦ
им. М.В.Хруничева» -
генеральный директор
«КБхиммаш им.
А.М.Исаева»
И.Г.Панин.
С 2012 г. - заместитель
генерального директора
ФГУП «ГКНПЦ им.
М. В.Хруничева» -
директор
«КБхиммаш им.
А.М.Исаева»
316
Глава 6
Автоматический космический аппарат «Фобос» с ЖРД С592
ЖРДС5.92
В настоящее время успешно работают двигатели на
Международной космической станции. Впервые в штат-
ных условиях эксплуатации заменили устаревшие дви-
гатели 11Д427М на С5.142 на «Союзе ТМ-23» в фев-
рале 1996 г. (11Ф732 № 72). Вместо графитовой
камеры сгорания в двигателе 11Д427М (из боросили-
цированного графита) в двигателе С5.142 была приме-
нена камера сгорания из ниобиевого сплава с тугоплав-
ким покрытием, которая в составе двигателей 20А6 и
С5.222 ранее впервые была применена в России. Дви-
гатель коррекции 19А6 термокаталитического разложе-
ния гидразина тягой 2,5 кгс впервые был применен на
космическом аппарате «Купон» разработки НПО им.
С.АЛавочкина по заказу Центробанка (пуск состоялся
18 ноября 1998 г.). Двигатели С5.221 каталитического
разложения гидразина тягой 5 кгс, ранее успешно
использовавшиеся вместе с двигателем С5.216 тягой
1 кгс в составе космических аппаратов «Фобос-1» и
«Фобос-2», нашли свое применение в разгонном блоке
«Фрегат» разработки НПО им. САЛавочкина. Пуск пер-
вого «Фрегата» состоялся в феврале 1999 г. В составе
объекта «Экран М» разработки НПО ПМ, пуск которого
состоялся в 1992 г., впервые использовались двигатели
255У.208 тягой 0,5 кгс с термокаталитическим разло-
жением гидразина. В системе ГЛОНАСС используется
корректирующий двигатель термокаталитического раз-
ложения гидразина С5.217.
Двухкомпонентный двигатель С5.222 тягой 2,5 кг,
работающий на АТ и НДМГ, с ниобиевой камерой сго-
рания с тугоплавким покрытием используется с 7 июня
1997 г. для ориентации и стабилизации космических
аппаратов типа «Араке».
По техническому заданию РКК «Энергия» для Меж-
дународной космической станции разработан и прошел
отработку двигатель С5.144 с самыми высокими энер-
гетическими и ресурсными характеристиками в России.
Так, по своему значению удельный импульс превысил
300 с. В состав разгонного блока «Фрегат» входит мар-
шевый двигатель С5.92 тягой 2000 кгс и 12 двигателей
малой тяги С5.221 тягой 5 кгс. С 9 февраля 1999 г. про-
водились запуски «Союз У» с блоками выведения
«Икар» (50 КС) № 1Л и четырьмя спутниками связи Glo-
balstar в рамках совместного российско-французского
предприятия Starsem. БВ «Икар» разработан и изготов-
лен в Государственном научно-производственном ра-
кетно-космическом центре «ЦСКБ-Прогресс» (г. Са-
мара) на базе приборно-агрегатного отсека КА
«Комета». Надежность прототипа блока была успешно
продемонстрирована в космосе более 30 раз. Двига-
тельная установка, состоящая из маршевого блока
17Д61 и 16 микродвигателей управления, включается
в полете более 30 раз, что позволяет использовать блок
для развертывания многоспутниковых систем на орби-
тах с различными параметрами.
Надо также отметить работы по созданию кисло-
родно-водородного двигателя, которые были начаты
в 1960-е гг. (двигатель 11Д56) для РКК «Энергия».
Дальнейшим развитием этих работ явилось созда-
ние КВД-1 для разгонного блока 12КРБ, созданного
в ГКНПЦ им. М.В.Хруничева. Двигатель КВД-1 предна-
значен для использования в качестве разгонного блока
на ракете-носителе ЖСЛВ (Индия). Создание этого кис-
лородно-водородного двигателя является выдаю-
щимся достижением ракетной техники.
18 апреля 2001 г. успешно стартовала индийская
ракета-носитель ЖСЛВ с разгонным кислородно-водо-
родным блоком 12КРБ, на котором был применен дви-
гатель КВД-1 разработки КБ Химмаш им. АМ.Исаева.
В мае 2003 г. двигатель КВД-1 в составе индийской PH
ЖСЛВ также успешно выполнил полетную программу.
317
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
К настоящему времени осуществлено 4 успешных за-
пуска ЖСЛВ с КВД-1, спутники выводились на геоста-
ционарные орбиты. Подготовка к последующим запус-
кам продолжается. В КБХМ проведены работы по
модернизации КВД-1 в обеспечение существенного
снижения массы двигателя, повышения энергетических
характеристик. Работы нашли отражение в эскизных
проектах по двигателям тягой 7,5; 10,5 т.е.
Начиная с 1990 г. в КБ Химмаш стали возникать на-
учно-технические отношения с зарубежными фирмами,
которые используют ЖРД в своих разработках. Тогда же с
целью обеспечения прав на промышленную собственность
к участию во внешнеэкономических сделках предприятия
был привлечен патентно-лицензионный отдел, которым с
1974 по 1999 г. руководил ЮАРодионов. В связи с разви-
тием деловых отношений с иностранными фирмами, в
КБХМ на базе патентно-лицензионного отдела был создан
отдел внешнеэкономической деятельности, которым с
2003 до 2016 г. руководил ААСтеблевский. ОВЭД являлся
основным самостоятельным структурным подразделе-
нием филиала ГКНПЦ им. М.В.Хруничева по организации
и осуществлению внешнеэкономической деятельности и
внутрифирменного экспертного контроля, обеспечению
научно-технической информацией, защите прав на про-
мышленную собственность, координации и анализу на-
учно-исследовательских и опытно-конструкторских работ
филиала. В функции ОВЭД входили:
-	установление и поддержание связей с деловыми
партнерами с соблюдением действующих российских
и международных правил и обязательств;
-	прием иностранных делегаций, подготовка и ве-
дение переговоров;
-	подготовка, оформление, согласование и подпи-
сание контрактов;
-	обеспечение выполнения контрактных обяза-
тельств;
-	таможенное оформление и обеспечение экс-
портно-импортных поставок;
-	другие функции, связанные с задачами ОВЭД.
С участием ОВЭД осуществлена поставка двигателя
КВД-1 для индийской ракеты-носителя ЖСЛВ и другие
экспортные поставки.
В настоящее время в КБХМ проводятся теорети-
ческие и экспериментальные исследования, с фран-
цузскими, американскими и другими иностранными
специалистами разрабатываются проекты по созда-
нию двигателя, работающего на компонентах топлива
жидкий кислород и сжиженный природный газ
(метан).
Одно из наиболее крупных подразделений КБХМ -
Научно-исследовательский отдел стандартизации и ка-
чества. Многофункциональное подразделение, объеди-
нившее отдел стандартизации и отдел технической до-
кументации с архивами конструкторской документации,
бюро изготовления подлинников и копий технической
документации предприятия. В отделе работают кон-
структорские группы: группа конструкторской уни-
фикации и группа консервации и укупорки, группа
нормативно-технической документации с фондом НТД
в количестве более 11 тыс. документов и типография.
Отдел технической документации основан в 1959 г.,
с этого времени по 1977 г. отдел возглавляла А.И.Де-
нисова, с 1977 по 2003 г. - Б.ПЛомако.
Отдел стандартизации как самостоятельное подраз-
деление основан в 1959 г. С1959 по 1967 г. отдел воз-
главлял В.Э.Барышников, с 1967 по 2001 г. - И.Я.Нови-
ков, с 2001 по 2003 г. - Ф.Д.Горанов.
После объединения отделов научно-исследователь-
ским отделом № 412 (стандартизации и качества) с
2003 г. руководит Ф.Д.Горанов.
Большой вклад в развитие стандартизации, унифи-
кации и консервации изделий внесли А.И.Денисова,
К.К.Ковалевский, А.А.Корнеева, Т.П.Лапина, Б.П.Ло-
мако, В.В.Лобанова, Ф.Л.0лешко, ВАРыбаков, Л.Е.Руб-
цова, С.Т.Торбенкова, ИА.Тихомирова, В.П.Чмир.
Можно отметить, что для ракетно-космической тех-
ники в КБХМ было создано более 150 различных ЖРД,
ДУ и ЖРДМТ, которые внесли весомый вклад практи-
чески во все направления использования ракетной и
космической техники: в авиацию, ракеты-носители су-
хопутного и морского базирования, космические аппа-
раты. Более 100 ЖРД, ЖРДУ и ЖРДМТ, созданных за
это время, были сданы в серию и эксплуатировались,
более 40 из них эксплуатируются в настоящее время.
Качественно изменилась конструкция двигателей и
их назначение. Сегодня современный ЖРД представ-
ляет собой сложнейшую техническую систему, которая
обеспечивает не только необходимый тяговый и удель-
ный импульсы, но и дросселирование тяги (многоре-
жимность), управление вектором тяги, управляемый
запуск, работу и останов двигателя в определенном
временном интервале, обеспечивает функционирова-
ние многих агрегатов ракеты.
Двигатели разгонных блоков ракет
Двигатель является основным агрегатом, который
определяет качество изделия, куда он установлен, и
обеспечивает тактико-технические параметры изделия.
Для ракеты это максимальная масса выводимого на за-
данные орбиты Земли или планет Солнечной системы
полезного груза при минимальной стоимости. Поэтому
от ЖРД требуется высокая точность поддержания ос-
новных параметров, максимальный удельный импульс
при минимальной массе двигателя и большом ресурсе
работы. Данные требования должны выполняться с вы-
сочайшей надежностью, т.к. неудачный запуск ракеты
влечет огромные материальные убытки для России.
318
Глава 6
Создание современного двигателя - это длитель-
ный процесс. В нем участвует большое количество со-
трудников, которые проектируют агрегаты и двигатель,
изготавливают детали и сборки на станках, испытывают
детали, сборки, агрегаты и двигатель на специальных
гидравлических и пневматических стендах. На отдель-
ных сборках и двигателях проводят огневые испытания.
Большое количество служащих создают условия для
эффективной работы подразделений. Вопросы плани-
рования и финансирования в настоящее время нахо-
дятся в числе приоритетных.
Изложить в книге полный объем деятельности дви-
гательной фирмы представляет значительные трудно-
сти, поэтому в настоящей книге излагаются результаты
работ только отдельных подразделений по созданию
семейства двигателей для разгонных бло-
ков современных ракет и показаны трудно-
сти, которые возникают при выполнении
высоких тактико-технических требований
ракетных фирм, предъявляемых к совре-
менному двигателю.
Назначение разгонных блоков ракет тя-
желого класса «Протон-М» и среднего
класса «Союз-2» состоит в том, чтобы с
высокой точностью выводить объекты на
заданные орбиты Земли и планет Солнеч-
ной системы.
От параметров двигателей РБ зависит
масса полезного груза, что в условиях конку-
рентной борьбы на рынке услуг становится
приоритетной задачей. Победить в конкурент-
ной борьбе можно, но только создав разгон-
ные блоки нового поколения и двигатели для
Двигатель С5.92.0-0 создан с двумя режимами тяги,
включение которых проводится по командам от си-
стемы управления ракетой. Двигатель С5.92.0-01 -
двухрежимный с увеличенным удельным импульсом
тяги. Двигатель 14Д30.0-01 имеет повышенный удель-
ный импульс тяги по причине применения радиа-
ционно-охлаждаемого насадка с суммарным временем
работы 3200 с, а также возможностью останова без на-
рушения целостности конструкции по израсходованию
одного из компонентов топлива.
Как показал анализ отечественной и зарубежной на-
учно-технической и патентной информации, двигатели
разгонных блоков, разработанные в КБ Химмаш, не
имеют аналогов в отечественном и зарубежном двига-
телестроении.
них, имеющих минимальную массу при тре-
буемом импульсе тяги, величина которого из-
меняется в зависимости от траектории полета
объектов. Научно-технические исследования
показали, что оптимальная тяга двигателей
таких разгонных блоков должна составлять
-2000 кг при длительности работы до 3200 с
и количества включений в космосе до 20. Дви-
гатели должны обладать высокой надеж-
ностью (безотказностью в работе).
В рамках работ по созданию двигателей
РБ нового поколения на высококипящих
компонентах топлива АТИН и НДМГ в КБХМ
был проведен большой объем научно-иссле-
довательских, конструкторских работ, огне-
вых испытаний двигателей. В результате этих
поисков было создано семейство двигателей
С5.92.0-0,14Д30.0-0 и их модификации, ко-
торые применены в разгонных блоках нового
поколения «Фрегат», «Бриз-М» для ракет-
носителей «Союз», «Союз-2», «Протон-М».
Разгонный блок «Бриз-М» с ЖРД 14Д30.0-0
319
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Создание двигателей для нового поколения раз-
гонных блоков потребовало ряда новых научно-тех-
нических исследований и конструкторских работ.
Проведены исследования и разработка новых кон-
структивных решений:
-	камеры сгорания для качественного повышения
длительности работы с высокой экономичностью, ре-
шение проблемы многократного запуска и останова
в условиях космического пространства;
-	турбонасосной системы подачи компонентов
топлива, характеризующейся высокими всасывающи-
мися способностями насосов, работоспособностью
ходовой части, герметизацией полостей окислителя
и горючего в паузах между включениями в процессе
длительной работы;
-	динамически устойчивых двигательных систем
регулирования основных параметров двигателя -
тяги и соотношения компонентов топлива с обеспече-
нием высокой точности при минимальных гидравли-
ческих сопротивлениях магистралей питания камеры
сгорания в целях повышения экономичности двига-
теля;
-	системы подачи газа для вращения турбины из
газогенератора, работающего на высококипящих
компонентах топлива при соотношении компонентов
топлива К-0,2, и обеспечения длительной работы га-
зогенератора без осаждения продуктов сгорания на
внутренней стенке рабочего сопла турбины;
-	системы останова двигателя по полному израс-
ходованию одного из компонентов топлива;
-	конструкций агрегатов автоматики для много-
кратного включения двигателя;
-	системы запуска двигателя при низких давле-
ниях компонентов топлива на входе в двигатель
(4-5 атм);
-	конструктивных решений, обеспечивающих
двухрежимность работы двигателя при глубоком
дросселировании тяги с 2000 до 1400 кг;
-	технологического процесса очистки двигателя от
компонентов топлива после контрольно-технологиче-
ских испытаний без разборки двигателя, работаю-
щего на высококипящих компонентах топлива;
-	конструктивных схем управления вектором тяги
двигателя.
Здесь подведены итоги научно-технических ис-
следований и опытно-конструкторских работ КБХМ
по созданию жидкостных ракетных двигателей для
нового поколения разгонных блоков ракетно-косми-
ческих комплексов.
Основной объем научно-исследовательских и
опытно-конструкторских работ выполнен с 1980 по
2017 г. в соответствии с постановлениями директив-
ных органов страны и требованиями технических за-
даний ракетных конструкторских бюро:
-	на двигатель С5.92.0-0 и С5.92.0-01 (постанов-
ление ЦК КПСС и Совета Министров СССР № 379-115
от 8 мая 1980 г.; приказ министра № 164 от 27 июня
1980 г.);
-	на двигатель 14Д30.0-0 и 14Д30.0-01 (Постанов-
ление Правительства РФ № 1282 от 11 декабря 1993 г.
«О государственной поддержке и обеспечении косми-
ческой деятельности в РФ»).
Научно-технические исследования
в обеспечение разработок ЖРД для
разгонных блоков ракет
Исследование и разработка камер сгорания
Назначение камеры сгорания состоит в том, чтобы
создавать необходимую тягу двигателя. В связи с вы-
сокими требованиями по энергомассовым характери-
стикам двигателей С5.92 и 14Д30 были проведены на-
учно-теоретические исследования по оптимизации
параметров камеры сгорания с целью получения ми-
нимальной массы конструкции, высокой экономич-
ности, длительной работы, многоразовости включе-
ний с учетом характеристик существующих
материалов, покрытий и охлаждающих свойств ком-
понентов топлива.
Камера сгорания представляет собой паяно-свар-
ную конструкцию и состоит из блока камеры, блока
сопла и головки. На внутренних стенках камеры сго-
рания выполнены спиральные фрезерованные ка-
налы, образующие тракт охлаждения. Блок сопла со-
Камеры сгорания ЖРД КБХМ
320
Глава 6
держит внутреннюю и наружную оболочки, на внут-
ренней стенке выполнены фрезерованные каналы,
расположенные по образующей стенке и выполняю-
щие роль тракта охлаждения камеры окислителем. В
головке установлены форсунки. На внутреннем
днище монтирована антипульсационная перегородка,
которая является изобретением. В камере обеспечи-
вается обогащение пристеночного слоя продуктов
сгорания горючим. Подогрев горючего в тракте
охлаждения составляет максимальную величину. В
камере сгорания для создания высокой экономично-
сти разработан ряд оригинальных конструктивных ре-
шений: для выравнивания теплового потока по длине
камеры, для улучшения процесса смесеобразования
в головке камеры сгорания размещено большое ко-
личество мелких форсунок; завеса камеры сгорания
выполнена с минимальной неравномерностью ком-
понентов в пристеночном слое. Важным параметром
для камеры сгорания являются удельные показатели:
R_ Ркр. Рк
G2,
где:
Fkp - критическое сечение камеры сгорания, см;
Рк - давление в камере сгорания, кгс/см2;
G2 - суммарный расход компонентов топлива,
кг/с.
Для камеры сгорания двигателей разгонных бло-
ков удельный комплекс давления в камере сгорания
составляет 177 единиц, что подтверждает их высокое
совершенство. Камера сгорания при тяге 2000 кг
имеет массу 17,5 кг.
Основные проблемы, которые пришлось решать
при отработке камеры сгорания:
-	получение высоких энергетических характери-
стик при длительной работе;
-	охлаждение КС;
-	стабильность гидравлических характеристик при
длительной работе.
Для обеспечения ресурса работы камеры сгора-
ния в составе двигателя 14Д30.0-01, имеющего мак-
симальное время работы, проведены эксперимен-
тальные исследования, включая огневые испытания
камер на ресурс. Проведены также металлографиче-
ские исследования покрытия на камерах после испы-
таний. Иногда отмечались сколы покрытия при дли-
тельной работе камеры сгорания. Исходя из этого,
проведены следующие исследования:
-	замена покрытия более стойким;
-	уменьшение длины радиальных ребер антипуль-
сационной перегородки на головке камеры;
-	повышение равномерности распыла форсунок
периферийного ряда;
-	обогащение пристеночного слоя камеры горю-
чим;
-	установка экрана на головке камеры для созда-
ния завесы из паров горючего;
-	замена широко применяющегося хрома на спе-
циальный.
Огневые испытания камеры сгорания подтвер-
дили, что специальное покрытие хрома на внутренней
стенке и уменьшение неравномерности распыла
окислителя в пристеночном слое дают требуемый ре-
сурс работы камеры на стенде по суммарному вре-
мени работы 5000-6000 с и по количеству включений
10-12, при уменьшении времени работы до 1350 с ко-
личество включений увеличивается до 25.
При дальнейшем испытании камеры в составе
двигателя было выявлено самопроизвольное изме-
нение величины соотношения расходов компонентов
топлива, что явилось следствием изменения гидрав-
лического сопротивления тракта регенеративного
охлаждения камеры, связанное с образованием про-
дуктов разложения горючего. Эти процессы харак-
терны для камер с высокими энергетическими харак-
теристиками, сравнительно небольшой тяги (малой
величины расхода компонентов топлива на регенера-
тивное охлаждение), высокой степенью расширения
(большой площадью регенеративного охлаждения) и
большим ресурсом работы (>1000 с).
С целью исключения указанного недостатка
уменьшено сопротивление гидравлического тракта
горючего, уменьшена неравномерность распределе-
ния окислителя в пристеночном слое. На основании
проведенных исследований был введен контроль
охлаждающих способностей компонентов топлива
в процессе поставки и хранения.
В целях дальнейшего улучшения характеристик раз-
гонных блоков «Бриз-М» и «Фрегат» состоялись иссле-
дования по увеличению удельного импульса камеры сго-
рания для двигателей 14Д30.0-01 и С5.92.0-01, для чего
в камере сгорания был спроектирован радиационно-
охлаждаемый насадок сопла из особой стали. Для оценки
величины приращения удельного импульса тяги в пустоте
выполнены расчеты насадков различных профилей. Сте-
пень расширения и профиль насадка сопла оптимизиро-
вались с целью обеспечения максимального удельного
импульса тяги камеры в пустоте с учетом потерь из-за
рассеяния, трения, химической неравновесное™ и нерав-
номерности. В результате оптимизации максимальное
приращение удельного импульса тяги камеры в пустоте
с радиационно-охлаждаемым насадком сопла относи-
тельно камеры со штатным соплом составляет 2,6 с.
На основании проведенных исследований и новых
конструктивных решений были созданы камеры сго-
рания (с удельным импульсом 330-334,4 с при вре-
мени работы 5000-6000 с и с возможностью включе-
ния в космосе 10 раз), не имеющие аналогов в
российском и зарубежном двигателестроении.
321
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
С 1948 по 1972 г. отдел возглавлял Л.А.Пчелин, с
1972 по 1990 г. - Л.В.Васильев, с 1990 по 2005 г. -
Г.Н.Кличановский, с 2005 г. отделом руководит
Э.А.Исаев.
Исследование и разработка турбонасосных агре-
гатов
Агрегат турбонасосный предназначен для повы-
шения давления компонентов топлива и подачи их в
камеру сгорания, газогенератор, а также для привода
бустерных насосов в двигателях 14Д30.0-0 и
14Д30.0-01.
Давление компонентов топлива повышается шне-
коцентробежными насосами окислителя и горючего.
Колеса насосов приводятся во вращение одноступен-
чатой активной сверхзвуковой турбиной с парциальным
подводом газа. Турбина работает на продуктах сгора-
ния компонентов в газогенераторе. Запуск турбины
осуществляется подачей газогенераторного газа через
пусковое и рабочее сопло. Турбонасосный агрегат дви-
гателя С5.92 консольного типа. Во время работы ТНА
разобщение полостей насосов окислителя и горючего
осуществляется при помощи гидродинамических
уплотнений. При пуске и останове, в паузах между
включениями разделение полостей окислителя и го-
рючего осуществляется щелевыми уплотнениями раз-
делительного узла. Четыре полости этого агрегата дре-
нируются в наружное пространство через наконечники.
Мощность турбины ТНА - 272 л.с, масса - 8,5 кг.
Для улучшения массовых характеристик разгон-
ного блока «Бриз-М» проведены научно-исследова-
тельские работы по минимизации давления на входе
в двигатели 14Д30.0-0 и 14Д30.0-01. На основании
проведенных расчетов оптимальным решением стала
установка на входе в основные насосы бустерных
агрегатов по линии окислителя и горючего с высо-
кими газовсасывающими способностями. В то же
время велись исследовательские работы по испыта-
нию бустерных агрегатов на водовоздушной смеси с
содержанием газовой фазы до 25 0% по объему от
расхода жидкости.
В результате проведенных исследований и кон-
курсных работ созданы бустерные агрегаты, предна-
значенные для повышения давления компонентов на
входе в основные насосы с целью обеспечения их
бескавитационной работы во всем диапазоне вход-
ных давлений и газосодержания в компонентах топ-
лива до 20 % по линии окислителя и 15 % по линии
горючего по объему от расхода компонентов. Мини-
мальное абсолютное давление на входе в бустеры по
линии окислителя составляет 3 кгс/см2, по линии го-
рючего - 1,3 кгс/см2, что дало возможность снизить
давление на входе в двигатели примерно на 1 кгс/см2
по линии окислителя и примерно на 1,5 кгс/см2 по
линии горючего (по сравнению с двигателем без бу-
стерных агрегатов).
Основные проблемы, которые пришлось решать
при отработке ТНА:
-	работоспособность ходовой части и насосов при
многократном включении ТНА;
-	получение требуемых основных энергетических
характеристик при насыщении компонентов топлива
газовыми включениями;
-	герметизация полостей окислителя и горючего в пау-
зах между включениями в процессе длительной работы.
Для получения энергетических характеристик и
обеспечения ресурса по числу включений и суммар-
ному времени работы проведены следующие иссле-
довательские работы:
-	испытания по определению газовсасывающей
способности насосов;
-	сравнительные испытания опорно-упорных под-
шипников;
-	ресурсные испытания - автономные (на специ-
альной установке) и в составе двигателя.
На основании этих исследований турбонасосный
агрегат претерпел ряд изменений, направленных на
увеличение надежности работы и ресурса:
-	введены устройства у подшипников с целью ста-
билизации потока охлаждающей жидкости;
-	облегчен диск ротора с целью уменьшения мо-
мента инерции и теплоемкости;
-	введен перепуск над шарикоподшипником с
целью уменьшения перепада давления на сепараторе;
-	введено устройство для сепарирования раство-
ренного газа;
-	введен контроль за монтажными перекосами при
установке ТНА в двигатель;
-	увеличен запас прочности рабочих колес го-
рючего и окислителя.
Указанные изменения обеспечили требуемый ре-
сурс работы и количество включений при необходи-
мом коэффициенте надежности. Созданная конструк-
ция ТНА при массе 8,5 кг имеет ресурс работы более
12000 с, количество включений 10 и высокую газо-
всасывающую способность, что является новым до-
стижением в ракетном двигателестроении.
С 1958 по 1979 г. отдел возглавлял А.В.Флеров, с
1979 по 2005 г. - В.И.Поляков, с 2005 г. отделом ру-
ководил М.И.Позняк. С 2016 г. отделом руководит
А.И.Каширин.
Исследование и разработка системы регулирова-
ния двигателей
Двигатели С5.92 и 14Д30 содержат следующие си-
стемы регулирования основных параметров:
-	систему регулирования тяги двигателя; назначе-
ние ее состоит в том, чтобы поддержать тягу двига-
322
Глава 6
теля за счет регулирования давления перед камерой
сгорания;
-	систему регулирования объемного соотношения
компонентов топлива двигателя; назначение ее со-
стоит в том, чтобы поддержать постоянным объемное
соотношение компонентов топлива в двигателе и
обеспечить минимальные гарантийные запасы топ-
лива, заправленного в баки ракеты;
-	систему регулирования объемного соотношения
компонентов топлива в газогенераторе, предназна-
ченного для того, чтобы, поддерживая постоянным
соотношением компонентов, обеспечить заданную
температуру газа на входе в ТНА при работе двига-
теля, а также не допустить повышения температуры
по израсходованию одного из компонентов топлива
ракеты.
В связи с необходимостью для систем регулиро-
вания двигателей разгонных блоков иметь минималь-
ную массу при высокой точности регулирования,
были разработаны новые методологические основы
и средства для проектирования более совершенных
систем регулирования в следующих направлениях:
-	создание двигательных систем регулирования
тяги и соотношения компонентов топлива, имеющих
меньшую массу по сравнению с известными ракет-
ными системами с регулятором кажущейся скорости
и регулятором соотношения компонентов топлива;
-	создание двигательной системы регулирования
соотношения компонентов топлива, поднастраивае-
мой по реальным фактическим параметрам двига-
теля в процессе проведения огневых контрольно-тех-
нологических испытаний, с целью получения высокой
точности;
-	совмещение нескольких функций в системе ре-
гулирования соотношения компонентов топлива в га-
зогенераторе в целях экономии массы систем.
Основные проблемы, которые пришлось решать
при создании систем регулирования:
-	динамическая устойчивость системы регулиро-
вания при высоких энергетических характеристиках
двигателя, заданных условиях выхода двигателя на
режим и длительной работе;
-	получение высокой точности регулирования тяги
и соотношения компонентов топлива.
Широко распространенная в двигателях КБХМ си-
стема регулирования тяги с регулятором непрямого
действия, состоящим из золотника и серводросселя,
в условиях работы двигателей разгонных блоков
была динамически неустойчива ни при каких кон-
структивно-возможных изменениях параметров регу-
лятора в двигателях типа С5.92.0-0. Это объяснялось
малыми гидравлическими сопротивлениями линии
питания компонентом топлива газогенератора и
сравнительно большой инерционностью ротора ТНА.
В гидравлической лаборатории КБХМ были прове-
дены испытания с моделированием динамических
процессов агрегатов: газогенератора, ТНА, регуля-
тора. В результате этих работ была создана конструк-
ция гидравлического регулятора, состоящего из зо-
лотника и гидроредуктора, разработана новая
система регулирования тяги двигателя, что является
изобретением. Новая система регулирования прошла
полный цикл отработки в двигателях С5.92.0-0,
С5.92.0-01, 14Д30.0-0 и 14Д30.0-01 с положитель-
ными результатами.
Система регулирования тяги двигателя
В целях получения высокой экономичности дви-
гателя система регулирования выполнена таким об-
разом, что поддерживается постоянным давление го-
рючего перед камерой сгорания, а воздействие на
систему осуществляется путем изменения гидравли-
ческого сопротивления линии питания горючим газо-
генератора. В этом случае на линии питания ка-
меры сгорания не устанавливается регулятор с
гидравлическим сопротивлением и, следовательно,
не затрачивается лишняя мощность для привода тур-
бины ТНА, в результате чего повышена экономич-
ность двигателя. Регулятор конструктивно выполнен
из двух узлов: гидроредуктора, автоматически под-
держивающего давление перед газогенератором, и
золотника давления. Регулируемым параметром для
золотника служит давление перед камерой сгорания.
Этот сигнал воспринимает золотник и через гидроци-
линдр воздействует на изменение настройки гидро-
редуктора.
При отклонении регулируемого давления от дав-
ления настройки золотника в системе регулирования
идут процессы на изменение настройки гидроредук-
тора и уменьшение отклонения. Система регулирова-
ния давления перед камерой сгорания обеспечивает
поддержание давления в диапазоне ±3 %.
Система регулирования соотношения компонен-
тов топлива двигателей
Соотношение компонентов топлива поддержива-
ется за счет равенства давления по линии горючего и
окислителя перед камерой сгорания. Для этой цели
на линии горючего установлена труба Вентури с гид-
равлическим сопротивлением между входом и узким
сечением 20 кгс/ см2 и суммарным сопротивлением
3 кгс/см2, а на линии окислителя - стабилизатор дав-
ления, поддерживающий давление перед камерой
сгорания равным давлению в узком сечении Вентури.
Восстановленный напор после Вентури используется
для преодоления сопротивления рубашки охлажде-
ния камеры, что позволяет улучшить экономичность
двигателя.
323
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Для обеспечения в двигателях 14Д30.0-0 и
14Д30.0-01 поддержания соотношения компонентов
топлива в диапазоне не более ±2 % система регули-
рования поднастраивается в процессе КТИ по реаль-
ным параметрам двигателя. С этой целью по линии
горючего камеры сгорания установлен дроссель с
электроприводом. В стендовые магистрали на входе
в двигатель устанавливаются турбинные датчики рас-
ходов для определения величин расходов. Сигнал с
турбинных датчиков расхода подается в стендовую
систему управления, которая выдает команду на вра-
щение электропривода, если замеренное соотноше-
ние компонентов топлива отличается от заданного.
При вращении электропривода дросселем изме-
няется гидравлическое сопротивление линии питания
камеры компонентом топлива до тех пор, пока соот-
ношение компонентов топлива в двигателе не станет
равным заданному. Гидравлическое сопротивление
изменяется в пределах 2-10 кгс/см2. После проведе-
ния поднастройки вал дросселя стопорится, а элек-
тропривод снимается с дросселя в целях экономии
массы двигателя. Дальнейшее поддержание соотно-
шения компонентов топлива осуществляется двига-
тельной системой автоматически.
Система регулирования соотношения компонен-
те- топлива газогенератора
В целях получения высоких удельных параметров
двигателя температура газа в газогенераторе выбрана
предельной для материалов, применяемых в двига-
теле, - 820-860 °C.
Для обеспечения небольших отклонений темпера-
туры от заданной спроектирована система регулиро-
вания соотношения компонентов топлива в газогене-
раторе, где обеспечивается поддержание постоянным
равенства давлений перед газогенератором по линии
питания окислителем и горючим. Для этой цели на
линии окислителя установлен стабилизатор давления
прямого действия.
Стабилизатор давления выполнен быстродей-
ствующим, т.к. система регулирования выполняет
вторую функцию - предохраняет газовый тракт от по-
вышения температуры при прекращении поступления
в двигатель одного из компонентов топлива из баков
ракеты по израсходованию его.
Все агрегаты регулирования настраиваются на мо-
дельном газе (воздухе) вместо компонента топлива
или воде, чем достигается сокращение цикла изго-
товления, снижение стоимости изготовления и повы-
шение надежности работы (является изобретением).
Поддержание соотношения компонентов топлива
обеспечивается в диапазоне ±2 %.
Система регулирования повышает надежность
функционирования двигателей, т.к. отклонения пара-
метров агрегатов, входящих в состав двигателей, свя-
занные с их изготовлением и эксплуатацией, а также
различие свойств топлива не снижают точности под-
держания тяги и соотношения компонентов топлива,
сверх указанных в требованиях ракетных фирм. От-
клонения параметров режима работы, вызываемые
соответствующими отклонениями условий, находятся
путем решения системы уравнений двигателя.
На основании проведенных исследований и кон-
структорских работ были созданы новые двигатель-
ные системы регулирования тяги и соотношения ком-
понентов топлива. Созданная система регулирования
тяги с регулятором, состоящим из гидроредуктора и
золотника, не имеет аналогов в отечественном и за-
рубежном двигателестроении. Созданная двигатель-
ная система регулирования соотношения компонен-
тов топлива двигателя, поднастраиваемая при КТИ по
реальным параметрам двигателя и обеспечивающая
поддержание соотношение компонентов топлива в
диапазоне не более ±2 % при длительной работе дви-
гателя (до 3200 с), не имеет аналогов в отечествен-
ном и зарубежном двигателестроении.
Система регулирования соотношения компонен-
тов топлива газогенератора обеспечивает необходи-
мую температуру газа при работе двигателя, предо-
храняет камеру сгорания газогенератора и газовый
тракт от повышения температуры при прекращении
поступления в двигатель одного из компонентов
топлива.
Исследование и разработка агрегатов автоматики
для многократного включения и останова двигателя
Назначение агрегатов автоматики и различных
конструкций клапанов состоит в том, чтобы обеспе-
чить подачу компонентов топлива в двигатель, ка-
меру сгорания, ТНА, газогенератор при запуске и от-
сечку компонентов при останове двигателя;
обеспечить дренирование необходимых полостей
двигателя в паузах между включениями и при оста-
нове; обеспечить переключение сопел ТНА и пере-
ключение подачи компонентов топлива в газогенера-
тор с входных магистралей ТНА на напорные. Все эти
функции выполняют разработанные клапаны.
Управление агрегатами автоматики на переходных
режимах работы двигателя (Пуск, Останов, Переход
с одного режима на другой для двигателя С5.92.0-0
и С5.92.0-01) обеспечивается электроклапанами, по-
дающими давление газа в управляющие полости кла-
панов или стравливающие этот газ.
Особенностью всех разработанных клапанов яв-
ляется их многоразовость срабатывания, что требо-
вало разработки новых конструктивных схем, новых
узлов уплотнения компонентов топлива и газа, повы-
шенного ресурса поршневых пар и мембран. В ре-
324
Глава 6
зультате исследований были созданы оригинальные
пары «клапан - форсунка», «клапан - седло», формы
разделительных мембран, условия для охлаждения
газового клапана.
Конструкция «клапана - форсунки» признана
изобретением. С 1960 по 1971 г. отдел возглавлял
Н.И.Новиков, с 1971 по 2007 г. отделом руководил
Ю.И.Васютин. С 2007 г. отделом № 420 руководит
В.Н.Горин.
Исследование и разработка системы подачи газа
для вращения турбины
Система подачи газа служит для выработки ра-
бочего тела и подачи его на турбину. Система подачи
газа на турбину состоит из газогенератора, газового
клапана, газовода и сопел турбины. В связи с мини-
мальными размерами объема в разгонных блоках для
размещения двигателя и, как следствие, плотной ком-
поновки агрегатов в двигателе, газовый тракт имеет
резкие повороты и ограниченную длину для разме-
щения газогенератора. Это вызвало дополнительные
трудности при создании газогенератора, которые вы-
явились в процессе отработки.
Основные проблемы, которые пришлось решать
при отработке системы:
-	пульсации давления в газогенераторе;
-	осаждение продуктов сгорания газогенератора
в рабочем сопле ТНА.
При отработке системы подачи газа в двигателе
были отмечены пульсации давления. Максимальный
уровень пульсации и виброперегрузок реализовался
на частотах 1750-1789 Гц. Виброперегрузки, замерен-
ные на агрегатах: газогенератор - 38-104 д, гидроре-
дуктор - 49-73 д. Они приводили к разрушению от-
дельных элементов конструкции двигателей.
Анализ распределения уровней пульсаций по жид-
костным и газовым магистралям и уровней вибропере-
грузок по элементам конструкции двигателя показал,
что источником колебаний с частотой 1750-1780 Гц яв-
ляется неустойчивость рабочего процесса в газогене-
раторе. Для исключения высокочастотной неустойчи-
вости газогенератор был доработан без изменения его
размеров, что является важным. Доработка заключа-
лась в установке в пучности пульсаций скорости газа
на выходе из газовой полости газогенератора перфо-
рированного патрубка («стакана»), обеспечивающего,
как показали исследования, повышение устойчивости
рабочих процессов в газогенераторе.
Результаты испытаний подтвердили правильность
мероприятий по доработке газогенератора. Анализ
результатов измерений показал, что в спектрах пуль-
саций и перегрузок по всем параметрам практически
отсутствуют колебания на частотах, превышающих
1 кГц (их уровень - менее 0,15 кгс/см2).
При испытании двигателя С5.92.0-0, в котором га-
зогенератор работает на высококипящих компонентах
при соотношении К~0,2, при длительной работе про-
исходило осаждение продуктов сгорания на рабочем
сопле, что приводило к недопустимому снижению ре-
жима работы двигателя. Исследования показали, что
процесс осаждения продуктов сгорания идет интен-
сивно с ростом температуры. На основании проведен-
ных исследований конструкция была изменена (яв-
ляется изобретением).
На основании проведенных научно-исследова-
тельских и конструкторских работ был создан газо-
генератор без высокочастотной неустойчивости при
длительной работе.
Исслед >ание и разработка системы останова
двигателя по полному израсходованию одного из
компонентов топлива
Запуск и останов ЖРД - это сложный переходный
процесс, связанный с началом работы его основных
агрегатов (камеры сгорания, газогенератора, ТНА)
или с прекращением их работы. При протекании этих
процессов, вследствие высоких механических и теп-
ловых нагрузок на агрегаты, возможно возникнове-
ние аварийных ситуаций с разрушением элементов
конструкции. В связи с этим проектированию и отра-
ботке двигателей, особенно двигателей многократ-
ного включения, вопросам обеспечения надежного
запуска и останова уделяют особое внимание. При от-
работке двигателей С5.92.0-0 и 14Д30.0-0 вопросы
надежности запуска и останова были решены, и ра-
ботоспособность двигателей на этих переходных про-
цессах была подтверждена положительными резуль-
татами как стендовых, так и летных испытаний.
Обычно запуск и останов двигателя осуществ-
ляется по командам от системы управления ракетой.
Для современных разгонных блоков с целью улучше-
ния основных характеристик ракеты за счет более
полного использования компонентов топлива, за-
правляемых в топливные баки, для создания полез-
ного импульса тяги стали выдвигать требования без-
аварийного останова двигателя по выработке одного
из компонентов топлива.
Проведенными в КБХМ исследованиями установ-
лено, что для двигателей «открытой энергетической
схемы» с восстановительным газогенератором, к ко-
торым относятся двигатели новых разгонных блоков,
останов по выработке одного из компонентов топлива
может быть обеспечен оригинальным способом. Для
обеспечения целостности газогенератора и элементов
газового тракта турбины достаточно организовать
штатный останов по команде от сигнализатора дав-
ления, настроенного на заданное, ниже номинального
значения давления за насосом.
325
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Стабилизатор давления прямого действия, установ-
ленный на линии подачи окислителя в газогенератор с
учетом динамических качеств (быстродействие), в со-
стоянии обеспечить поддержание соотношения расхо-
дов компонентов топлива через газогенератор, близ-
кого к номинальному при переходных процессах, тем
самым исключить возможность образования сквоз-
ных прогаров газогенератора и корпуса турбины с
выходом высокотемпературного генераторного газа
в отсек размещения двигателя.
На основании проведенных научно-исследова-
тельских и конструкторских работ был решен вопрос
останова двигателя по израсходованию одного из
компонентов топлива, посредством оригинальной си-
стемы управления и регулирования.
Исследование и разработка конструктивных ре-
шений, обеспечивающих двухрежимностъ работы
двигателя при глубоком дросселировании тяги
Двигатель С5.92.0-0 представляет собой ЖРД
многоразового включения с турбонасосной системой
подачи, обеспечивающий два режима тяги: режим БТ
(большой тяги) и режим МТ (малой тяги). Основные
проблемы, которые пришлось решать при отработке
агрегатов двигателя:
-	динамическая устойчивость системы регулиро-
вания тяги на режимах БТ и МТ;
-	работоспособность ТНА;
-	работоспособность КС;
-	температурное воздействие на агрегаты после
останова двигателя.
Экспериментальные исследования показали, что
система регулирования тяги с регулятором, состоя-
щим из золотника и серводросселя, неустойчива, что
проявилось в регулярных колебаниях параметров
двигателя. В результате проведенных работ схема
двигателя и регулятор тяги были изменены. Был соз-
дан новый регулятор тяги, состоящий из золотника и
гидроредуктора, в результате чего была обеспечена
динамическая устойчивость работы двигателя на ре-
жимах БТ и МТ. Золотник и гидроредуктор имеют два
режима настройки, переключение осуществляется по
командам от системы управления ракетой.
Были проведены исследования по определению
работоспособности насосов при длительной работе в
части оценки начала кавитации насосов окислителя и
горючего. Разработаны конструктивные меры по из-
менению ходовой части ТНА.
Для исследования работоспособности камеры сго-
рания снималась амплитудно-частотная характеристика
процесса в камере сгорания. Для исследования работы
агрегатов, имеющих фторопластовые уплотнения, фик-
сировалось время достижения максимальных темпера-
тур конструкции относительно момента останова дви-
гателя. На основании проведенных исследований были
созданы оригинальные агрегаты для двигателя много-
кратного включения, глубокого дросселирования тяги
и длительного времени работы.
Исследование и разработка системы запуска дви-
гателя с газовым клапаном
Особенностью двигателей разгонных блоков яв-
ляется многоразовость включения при использова-
нии высококипящих самовоспламеняющихся компо-
нентов топлива. Особенности двигателей этого класса
выдвинули требование обеспечения многократного
запуска без существенных ухудшений энергомассо-
вых характеристик двигателя за счет устройств рас-
крутки ротора ТНА.
В связи с малой пропускной способностью сопел
турбины запуск двигателей, выполненных по «откры-
той схеме», без дополнительных стартовых источни-
ков энергии и устройств, таких как пороховой стар-
тер, пневматические насосы, пусковые емкости с
топливом, находящиеся под высоким давлением, не
обеспечивают требуемую скорость выхода двигателя
на номинальный режим.
Масса агрегатов, перечисленных систем запуска
в двигателях многократного включения, весьма ве-
лика. Например, масса системы запуска с пневмати-
ческими насосами достигает величины ~20 % от
массы двигателя. Поэтому были проведены исследо-
вания по разработке новой системы запуска, имею-
щей меньшую массу.
На основании проведенных исследований создана
система запуска с газовым клапаном. Система имеет две
особенности: выполнены дополнительные трубопро-
воды питания, непосредственно соединяющие входы в
насосы с газогенератором, т.е. минуя насосы, для умень-
шения сопротивления магистралей. До появления дав-
ления на выходе из насосов, превышающих давление на
входе в насос, ротор турбины раскручивается продук-
тами сгорания компонентов топлива, поступающими в
газогенератор под действием давления в баках ракеты
Переключение питания газогенератора с линии подвода
компонентов топлива со входа в насосы на питание из
насосов производится клапанами. Для ускорения рас-
крутки -для увеличения располагаемого момента «тро-
гания» и увеличения мощности турбины в пусковой пе-
риод за счет увеличения расхода газа через турбину -
турбина ТНА выполнена с двумя соплами: пусковым и
рабочим. При запуске двигателя работают два сопла, а
при достижении определенного давления газовым кла-
паном прекращается подача газа на пусковое сопло.
Расчетно-экспериментальными исследованиями
была определена необходимая площадь проходного
сечения пускового сопла, обеспечивающая заданное
время выхода двигателя на режим. Суммарная
326
Глава 6
масса газового клапана и клапанов переключения
питания газогенератора компонентами топлива состав-
ляет 4,1 кг, что значительно меньше других систем мно-
горазового запуска двигателя.
Созданная оригинальная система запуска с газовым
клапаном не требует для запуска дополнительных источ-
ников энергии на борту ракеты и повышает располагае-
мый крутящий момент турбины в период запуска путем
изменения площади сопел турбины газовым клапаном.
Исследования и разработка технологического про-
цесса очистки двигателя после КТИ от остатков ком-
понентов топлива
Контрольно-технологическое испытание (огневое
КТИ) является важным элементом обеспечения каче-
ства и надежности работы двигателя. В процессе КТИ
производится поднастройка двигателя на требуемое по
ТЗ соотношение расходов компонентов топлива, про-
веряются его работоспособность и соответствие пара-
метров требованиям конструкторской документации.
По окончании КТИ двигатель должен пройти
очистку. Для этого в КБХМ разработан технологический
процесс очистки для удаления остатков компонентов
топлива из полостей двигателя без его разборки.
Очистка изделия на стенде
Для внедрения способа контроля полностью со-
бранного двигателя без его переборки разработана кон-
струкция двигателя, обеспечивающая возможность
удаления остатков компонентов после КТИ. Разрабо-
тана технология эжектирования внутренних полостей
двигателя с их промывкой и без промывки.
Термовакуумная очистка
Изделия в процессе очистки подвергаются нагреву
и вакуумированию внутренних полостей. Качество и до-
статочность очистки по данной технологии неодно-
кратно проверялись в двигателях 11Д417,11 Д425(А),
С5.61, С5.92 и 14Д30 в составе разгонных блоков
«Бриз-М» и «Фрегат». Разработанные в КБХМ техпро-
цессы очистки двигателей после КТИ не имеют анало-
гов в ракетном двигателестроении.
Исследование и разработка конструктивных схем
управления вектором тяги двигателя
В двигателе 14Д30.0-0 вектор тяги изменяется за
счет углового перемещения камеры сгорания в кардан-
ном подвесе, закрепленном в критическом сечении ка-
меры сгорания.
В двигателе С5.92.0-01 из условий компоновки сту-
пени ракеты и небольшого расстояния между центром
масс ракеты и центром приложения силы от камеры, соз-
дания управляющих усилий по каналам тангажа и рыс-
кания путем углового перемещения камеры сгорания
конструктивно осуществить не удалось, поэтому была
разработана новая методологическая основа и средства
по управлению вектором тяги ЖРД При уменьшении рас-
стояния между центром масс ракеты и центром прило-
жения силы от камеры сгорания для управления ступе-
нью увеличивается потребное угловое перемещение
камеры сгорания, что ухудшает энергетические характе-
ристики ступени, поэтому была разработана конструкция
плоскопараллельного перемещения камеры сгорания на
платформе в двух взаимно перпендикулярных плоско-
стях относительно центра масс ракеты. Разработанная
конструкция является новым достижением в ракетном
двигателестроении и признана изобретением.
Результаты научно-технических исследований
При создании двигателей для разгонных блоков но-
вого поколения пройден большой путь. Он характеризу-
ется новыми оригинальными решениями в развитии
устойчивости рабочего процесса в газогенераторе, но-
выми конструктивными решениями в камерах сгорания,
ТНА, системах регулирования и автоматики, системе за-
пуска двигателя и управления вектором тяги, разработкой
технологического процесса огневого технологического ис-
пытания двигателя и очистки внутренних полостей двига-
теля от остатков компонента топлива без его разборки.
Главными научно-техническими достижениями дви-
гателей разгонных блоков являются их высокие энер-
гомассовые характеристики при длительности работы
в космосе до 3200 секунд с многократным включением
и высокой надежностью. Обеспечение этих функций
двигателей потребовало разработки и реализации
множества сложных технических проблем, проведе-
ния целого комплекса научно-технических исследова-
ний. В двигателе С5.92.0-0 внедрено 31 изобретение КБХМ,
в двигателе 14Д30.0-0 внедрено 30 изобретений КБХМ.
В качестве главного результата научно-технических
исследований следует назвать обеспечение технических
возможностей для успешного проведения опытно-кон-
структорских работ по созданию жидкостных ракетных
двигателей для разгонных блоков нового поколения.
За свою историю коллективом КБ было создано
более 130 различных ЖРД, ДУ и ЖРД МТ для серий-
ного производства, чем внесен весомый вклад практи-
чески во все направления использования ракетной тех-
ники: в авиационное вооружение, в ракеты-носители
наземного, надводного и подводного морского базиро-
вания, в зенитные, авиационные и метеорологические
ракеты, в космические аппараты для исследования
ближнего и дальнего космоса, в пилотируемые косми-
ческие корабли и станции. ЖРД, ЖРДУ и ЖРДМТ были
сданы в производство на серийных предприятиях РФ и
для эксплуатации. Из них более 40 наименований экс-
плуатируются в настоящее время.
327
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
А.А.Камикмн,
ЖРД АО КБХА
В.С.Рачук
С 1993 по 2015 г. КБХА
возглавлял генеральный ди-
ректор - генеральный кон-
структор Владимир Сергеевич
Рачук - доктор технических
наук, профессор, лауреат Го-
сударственной премии и пре-
мии Правительства РФ, заслу-
женный конструктор РФ.
В.С.Рачук награжден орденом
«За заслуги перед Отече-
ством» IV и III ст. Является По-
четным гражданином г. Воро-
нежа и Воронежской обл.
Работая в КБХА с 1964 г., В.С.Рачук прошел путь от
техника-конструктора до руководителя предприятия.
Участвовал в создании ЖРД для РН У Р-200 и мощной
УР-500 «Протон» генерального конструктора В.Н:Чело-
мея, первого в стране ядерного ракетного двигателя,
руководил разработкой самого мощного в стране кис-
лородно-водородного ЖРД РД-0120 для космической
РН «Энергия» генерального конструктора В.П.Глушко.
Под руководством В.С.Рачука в КБХА в постсоветский
период были созданы новые высокоэффективные двига-
тели для космических ракет «Союз-2.1 б», «Союз-СТБ»,
«Ангара», «Союз-2-1в», кислородно-водородные и кис-
лородно-метановые двигатели для перспективных ра-
кетно-космических систем, а также другие работы.
Двигатель 14Д23
В январе 1993 г. по ТЗ Государственного научно-
«Союз». Предпочтение было отдано двигателю 14Д23.
Двигатель представляет собой четырехкамерный, не ре-
гулируемый по давлению в камере ЖРД тягой в пустоте
30 тс, выполненный по схеме с дожиганием окислитель-
ного генераторного газа в камерах. Двигатель работает
на компонентах топлива жидкий кислород, керосин.
Двигатель не только создает тягу, но и изменяет со-
отношение компонентов с целью одновременной вы-
работки топлива в баках РН, являясь исполнительным
органом СУ РН, управляет курсом ракеты-носителя в
полете, обеспечивает подогрев рабочего тела для над-
дува топливных баков носителя.
Номинальный удельный импульс тяги в пустоте -
359 с, что значительно выше того же параметра (326 с)
двигателя-прототипа РД-0110 и является рекордным
показателем среди всех кислородно-керосиновых дви-
гателей в мире. Продолжительность работы двигателя
на основном режиме - 300 с.
Компоновка двигателя выполнена таким образом,
что двигатель вписывается в габариты отсека блока
«И» РН «Союз», причем координаты стыков входа «О»
и «Г» и координаты привалочной плоскости стыка рамы
ЖРД 14Д23
производственного ракетно-космиче-
ского центра «ЦСКБ-Прогресс» (ныне
РКЦ «Прогресс») и контракту с Россий-
ским космическим агентством были на-
чаты работы по двигателю 14Д23,
предназначенному для использования
в качестве маршевого на третьей ступени
модернизированной РН «Союз-2», вы-
водящей на более высокие орбиты ис-
кусственных спутников Земли, чем
«Союз», пилотируемые и непилоти-
руемые объекты большей массы с
полигона Байконур или объекты той
же массы с российского полигона
Плесецк.
Началу работ по теме предшествовал
анализ вариантов модернизации двига-
тельной установки блока «И» РН
Огневые испытания ЖРД 14Д23
328
Глава 6
выполнены аналогично стыковочным координатам дви-
гателя-прототипа РД-О11О.
Управление курсом PH по тангажу, рысканию и
крену обеспечивается отклонением каждой из камер в
одной плоскости на угол ±3°30' гидравлическими ру-
левыми машинами. РМ приводятся в действие отбирае-
мым за насосом ТНА горючим по команде от СУ PH.
Управление агрегатами автоматики и привод БТНА
производится газообразным азотом. Двигатель имеет
конечную ступень тяги, равную 50-60% Рном, длитель-
ностью 0,5 с для снижения импульса последействия до
приемлемой величины и предотвращения заброса тем-
пературы в газогенераторе.
В систему запуска двигателя входят две ампулы
пускового горючего и регулятор, обеспечивающий ав-
томатическое поддержание расхода пускового го-
рючего в газогенератор в процессе запуска двигателя.
Двигатель оснащен ресивером, заполненным азотом
высокого давления, обеспечивающим срабатывание
элементов автоматики и продувку газогенератора и
камер при останове. Наддув баков PH производится ге-
лием, подаваемым с борта PH и подогреваемым в теп-
лообменниках двигателя.
Характерной особенностью двигателя, как и прото-
типа РД-0110, является запуск без предварительного
захолаживания конструкции и полостей криогенного
компонента-жидкого кислорода, что особенно важно
для модификаций двигателя с многоразовым включе-
нием. Это существенно упрощает конструкцию уплот-
нений в одновальном ТНА и не требует установки стоя-
ночных уплотнений в агрегатах подачи, дренирований,
продолжительных продувок и т.п.
Наличие экспериментальных и производственных
баз, большого опыта отработки двигателей позволило
предприятию в достаточно короткий срок изготовить
несколько двигателей в штатной комплектации и про-
вести их успешные испытания с подтверждением соот-
ветствия основных параметров ТЗ.
Сокращение финансирования в 1998 г. суще-
ственно затянуло доводочные испытания двигателя.
Однако в 2006 г. состоялись его первые летные испы-
тания в составе PH «Союз-2.1 б». К концу 2015 г. осу-
ществлено 28 полетов PH «Союз-2.1 б», «Союз-СТБ» и
«Союз-2.1 в» с ЖРД 14Д23.
Руководство работами по созданию ЖРД осуществ-
ляли В.П.Козелков, В.М.Бородин, В.Д.Горохов, А.Г.Плис,
И.И.Фукс, В.В.Гурин.
Двигатель РД0124А
По договору с КБ «Салют» Государственного кон-
структорского научно-производственного центра им.
М.В.Хруничева в 1998 г. КБХА разработало технический
проект двигателя РД-0124А (главный конструктор -
В.Д.Горохов) для се-
мейства космических
PH «Ангара», предна-
значенных для выведе-
ния полезной нагрузки
на орбиты искусствен-
ных спутников Земли.
В основу разра-
ботки положено техни-
ческое задание КБ
«Салют». Двигатель
РД0124А разработан на
базе ЖРД 14Д23, имеет
ряд конструктивных от-
личий в части отбора
горючего на управление
отклонением КС, обес-
печения наддува баков,
а также отличается уве-
ЖРДРД0124А
личенным временем ра-
боты в полете. Наземная отработка двигателя РД0124А
завершена успешным проведением МВИ.
В 2014 г. состоялись два успешных летных испыта-
ния легкой PH «Ангара 1.2-ПП» и тяжелой «Ангара-5»
СЖРДРД0124А.
Двигатель РД0125А
ЖРД РД0125А разработки КБХА является логичным
продолжением работ по совершенствованию двига-
тельных установок для PH семейства «Ангара».
Выбор двигателя РД0124А с четырьмя камерами по
схеме с дожиганием окислительного генераторного
газа в качестве базового варианта ЖРД для PH «Ан-
гара» был обусловлен как рядом схемно-конструктив-
ных требований для двигателя и PH, так и наличием
технологического обо-
рудования на момент
разработки.
При разработке и
доводке четырехкамер-
ного двигателя РД0124А
появилась потребность
в дальнейшем его со-
вершенствовании, при-
чем принятая в КБХА
при разработке многих
перспективных двигате-
лей схема управления
вектором тяги с исполь-
зованием принудитель-
ного качания только ка-
меры, как и для
двигателя РД0124А, соз-
ЖРД0125А
329
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
дает ряд преимуществ для PH в целом (уменьшение
массы РМ) и позволяет решить ряд компоновочных про-
блем. В частности, стало возможным крепление ТНА, ГГ
и других агрегатов за раму двигателя, что уменьшило их
динамическое воздействие друг на друга, как это про-
исходит при качании всего двигателя.
Основное преимущество заключается в том, что
конструкция однокамерного двигателя РД0125А дает
возможность упростить решение проблем его охлаж-
дения и высокой надежности, в т.ч. сопла камеры, осо-
бенно при работе на длительном режиме конечной сту-
пени тяги, снизить трудоемкость изготовления, что
позволит уменьшить его стоимость и увеличить годо-
вую программу изготовления двигателей.
Для однокамерного двигателя РД0125А исчезает
проблема исключения или уменьшения разнотяговости
каждой из четырех камер (как в двигателе РД0124А)
из-за нестабильности гидравлических характеристик
газоводов от общего ТНА к головкам камер, снижается
масса двигателя за счет снижения массы камеры (ре-
зультат решения задачи минимизации периметра обо-
лочек при переходе от нескольких камер к одной) и
снижения масс магистралей подвода окислительного
газа и горючего. При качании только камеры возможно
поблочное изготовление двигателя, как и РД0124А.
Таким образом, замена четырехкамерного двига-
теля РД0124А на однокамерный вариант РД0125А с
аналогичными характеристиками позволит решить ряд
технических и экономических проблем. Был рассмот-
рен вариант однокамерного двигателя РД0125Адля PH
«Ангара-1.2» без выдвижного неохлаждаемого насадка
с «холодным» разделением ступеней тягой 30 тс,
удельным импульсом тяги 353 кгс«с/кг, с сохранением
продольного габарита PH.
В числе наиболее важных особенностей следует от-
метить неизменность радиальных координат размеще-
ния входов «О» и «Г», возможность управления PH по
тангажу и рысканию за счет качания в кардане только
одной камеры, сохранение прежних осевых габаритов
ступеней PH.
Табл. 1
Сравнение параметров четырехкамерного двигателя РД0124А
и предлагаемого однокамерного РД0125А
Параметры	РД0124А	РД0125А
Тяга, кН (тс)	300 (30)	300 (30)
Удельный импульс тяги в пустоте, кгс*с/кг	359	353
Максимальная высота двигателя, м	1575	1965
Масса, кг	550	480
На основании выполненных в КБХА компоновочных
работ по двигателю РД0125А, обоснования приемле-
мой экономичности с одной камерой вместо четырех,
намеченных головным разработчиком областей приме-
нения его в PH, задела в КБХА по разработке большин-
ства агрегатов двигателя РД0124А, используемых в
двигателе РД0125А, снижающего на 30 % стоимость
разработки, можно сделать вывод о перспективности
двигателя, экономической целесообразности его раз-
работки и изготовления в КБХА и применения.
Двигатели РД0146 и РД0146Д
Для повышения возможностей PH тяжелого класса
по выведению космических аппаратов в широком диа-
пазоне орбит в КБХА выполнен большой объем по раз-
работке перспективных кислородно-водородных ЖРД.
КБХА, имея многолетний опыт отработки кисло-
родно-водородного ЖРД РД-0120, а также развитую
производственную, экспериментальную и испытатель-
ную базы, активно участвует в разработке двигателя
для кислородно-водородных разгонных блоков под
различные задачи, определенные разработчиками пер-
спективных PH.
В 1997 г. по ТЗ ГКНПЦ им. М.В.Хруничева для пер-
спективных вариантов PH «Протон» и «Ангара» начата
разработка двигателя РД0146 тягой 10 тс с высотным
соплом. Двигатель впервые в России спроектирован по
безгенераторной схеме с обеспечением многократного
запуска в полете, с выдвижным неохлаждаемым сопло-
вым насадком и управлением вектором тяги в двух
плоскостях.
Для обеспечения высоких энергетических парамет-
ров двигателя впервые в практике КБХА выбрана схема
с раздельными ТНА. При этом для обеспечения повы-
шенного КПД насоса «Г», уменьшения его габаритов и
массы выбрана высокая скорость вращения ротора -
123000 об./мин. Двигатель имеет следующие характе-
ристики: тяга в пустоте -10 тс, удельный импульс тяги
в пустоте - 463 с.
По неохлаждаемой части
сопла и выдвижному насадку
проводятся совместные работы
с ФГУП «Институт термохимии»
и ПАО «НПО «Искра» (г. Пермь).
Макет двигателя РД-0146 де-
монстрировался на выставке
«Аэрокосмос 2000». В начале
2001 г. в соответствии с согла-
шением один из экземпляров
РД-0146 отправлен в Пратт-
Уитни. Работоспособность дви-
гателя подтверждена наземными
стендовыми испытаниями. Про-
330
Глава 6
Огневые испытания ЖРД РД-0146
ЖРД РД-0146
ЖРД0146Д
ведено более 40 ис-
пытаний с суммар-
ной наработкой
свыше 2000 с.
С 2008 г. КБХА за-
нимается созданием
кислородно-водо-
родного маршевого
двигателя РД0146Д
для использования в
разгонном блоке тя-
желого класса для
PH «Ангара-А5». Осо-
бенностью двигателя
РД0146Д является
исполнение выход-
ной части сверхзву-
Огневые испытания ЖРД 0146Д
кового сопла в виде сдвижного насадка радиационного
охлаждения из углерод-углеродного композиционного
материала. ЖРД РД0146Д обладает возможностью
многократного включения в ходе полета и имеет сле-
дующие характеристики: тяга в пустоте - 7,5 тс, удель-
ный импульс тяги - 470 с.
В рамках создания ЖРД семейства РД0146 прове-
дены огневые испытания двигателя РД0146ДМ на топ-
ливе жидкий кислород - сжиженный природный газ,
огневые испытания двигателя РД0146 с лазерным под-
жигом компонентов топлива, а также огневые испыта-
ния двигателя РД0146Д в штатных условиях вакуума.
В разное время работами по созданию двигателя
семейства РД-0146 занимались главный конструктор
В.Д.Горохов, главный конструктор Н.Е.Титков, ведущий
конструктор темы И.В.Липлявый, ведущий конструктор
темы Ю.А.Мартыненко. В настоящее время работами
руководит С.Д.Лобов.
Двигатель РД-0750
В 1993-1998 гг. в КБХА был проведен большой
объем проектных, расчетно-исследовательских и экс-
периментальных работ по созданию трехкомпонент-
ного двигателя РД-0750 на базе двигателя РД-0120. Ос-
нованием для ведения работ по созданию
трехкомпонентных двигателей явились исследования и
рекомендации зарубежных и российских НИИ, которые
показали экономическую целесообразность примене-
ния на перспективных PH (особенно одноступенчатых)
двухрежимных трехкомпонентных двигателей. Кроме
того, по первоначальному варианту PH «Ангара» на
первой ступени использовался трехкомпонентный дви-
гатель. Такой же двигатель предполагалось установить
331
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
ЖРДРД-0750
на многоразовой авиа-
ционно-космической си-
стеме, проектируемой КБ
«Молния» Г.Е.Лозино-Ло-
зинского. Проявила инте-
рес к двигателю и фирма
«Аэроджет» (США).
Двигатель на первом ре-
жиме работает на кислороде
и керосине с небольшой до-
бавкой водорода в газогене-
ратор с тягой 204 тс и удель-
ным импульсом тяги 417 с;
на втором режиме - на кис-
лороде и водороде с тягой
80 тс и удельным импуль-
сом тяги 453 с.
Отличием двигателя РД-0750 от базового РД-0120
было наличие трехкомпонентного газогенератора и до-
полнительного керосинового насоса ТНА. Основные,
самые сложные агрегаты, кислородно-водородный
ТНА и камера, оставались без изменения.
В результате проведенных работ впервые в мировой
практике создания ЖРД был разработан трехкомпонент-
Гиперзвуковой
прямоточный
воздушно-
реактивный
двигатель 58Л
ный двухрежимный газогене-
ратор (ведущий конструктор -
ВАТуртушов), который про-
шел цикл автономных стен-
довых испытаний в КБХА, а
также в составе двигателя-
демонстратора РД-0750Д в
НИИХИММАШ.
ГПВРД
В 1994-1998 гг. КБХА со-
вместно с ЦИАМ им. П.И.Бара-
нова разработало эксперимен-
тальный осесимметричный
гиперзвуковой прямоточный
воздушно-реактивный двига-
тель 58Л: тяга двигателя в
пустоте - 300 кгс, удельный
импульс тяги - 2000 с., дав-
ление в КС - 5 кгс/см2, время
работы -100 с (ведущие кон-
структоры - И.ВЛиплявый,
ЮАМартыненко). ГПВРД
предназначен для исследова-
ния рабочих процессов горе-
ния водородного топлива в
условиях полета при скоро-
стях 3-6,5 М и высотах от 20
до 35 км.
Двигатель работает на жидком водороде, кото-
рый проходит через тракт охлаждения камеры сго-
рания и затем попадает в зоны горения. Камера сго-
рания кольцевая, трехзонная. В первой зоне
сгорание водорода происходит в дозвуковом потоке
воздуха, в двух других - в сверхзвуковом. Двигатель
полностью спроектирован и изготовлен в КБХА, при
этом были реализованы оригинальные конструктор-
ско-технологические решения. В 1998 г. ГПВРД ус-
пешно прошел летные испытания в составе уста-
новки «Игла». Двигатель был включен при скорости
полета ЗМ, в конце полета скорость достигла 6.47М.
Впервые в мире сгорание водорода в камере про-
исходило в сверхзвуковом потоке. Двигатель пол-
ностью и без замечаний отработал по программе ис-
пытаний.
Двигатель РД-0126
В1995 г. на внебюджетные средства была начата
научно-исследовательская работа по созданию
впервые в СССР и РФ безгенераторных кислородно-
водородных ЖРД для перспективных верхних ступе-
ней РН, разгонных блоков и межорбитальных бук-
сиров, определившая облик двигателя, его
характеристики и закончившаяся выпуском техниче-
ского предложения.
На основании проведенных работ РКК «Энергия» вы-
дало ТЗ на разработку двигателя, которому был присвоен
индекс РД-0126 (главные конструкторы - В.ДГорохов,
Н.Е.Титков, ведущий конструктор-И.ВЛиплявый). Вари-
ант двигателя РД-0126Э имеет принципиально новую
конструкцию камеры, которая выполнена кольцевой со
щелевым критическим сечением и тарельчатым соплом.
Тяга двигателя в пустоте - 4 тс, удельный импульс тяги -
470 с., давление в КС - 73 кгс/см2.
Такой двигатель имеет ряд преимуществ по сравне-
нию с ЖРД обычной традиционной схемы:
-	более высокое значение удельного импульса тяги
в пустоте при одинаковой длине;
-	меньшая масса при одинаковых значениях удель-
ного импульса тяги;
-	возможность получения высокой температуры го-
рючего в тракте охлаждения, что позволяет использо-
вать его в качестве рабочего тела для вращения тур-
бины ТНА;
-	возможность проведения испытаний высотных
двигателей в земных условиях без газодинамической
трубы.
В 1998 г. впервые испытан стендовый двигатель с
такой камерой. Испытаниями подтверждено безотрыв-
ное истечение продуктов сгорания из высотного та-
рельчатого сопла в земных условиях, что существенно
упрощает отработку двигателя. Полученные показатели
332
Глава 6
Огневые испытания ЖРД РД-0126
ЖРДРД-0126
экономичности соответствуют расчетным. Рабочий
процесс устойчивый, материальная часть в удовлетво-
рительном состоянии.
Двигатель РД-0155
В1996-1998 гг. КБХА в инициативном порядке про-
водит ряд расчетно-исследовательских и эксперимен-
тальных работ по определению возможности перевода
серийных двигателей с компонентов топлива амил +
гептил на экологически чистые: жидкий кислород, ке-
росин. Исследования проводились на двигателях-де-
монстраторах, базовыми для которых являются двига-
тели РД-0256 и РД-0244, а также на экспериментальном
двигателе РД-0155, изготовленном Красноярским ма-
шиностроительным заводом из узлов и агрегатов се-
рийных двигателей КБХА.
Двигатели прошли огневые испытания, которые по-
казали, что замена компонентов топлива не только воз-
можна, но и повышает экономические и энергетические
характеристики базового двигателя.
Двигатель 14Д24
В марте 2010 г. в соответствии с техническим заданием
ФГУП «ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс» в КБХА был разработан
эскизный проект четырехкамерного кислородно-кероси-
нового рулевого ЖРД 14Д24 (главный конструктор -
В.Д.Горохов) для первой ступени PH легкого класса
«Союз-2.1 в». Большинство агрегатов рулевого двигателя
ЖРД РД-0155
ЖРД 14Д24
333
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Огневое испытание ЖРД 14Д24
были заимствованы без изменения или с несуществен-
ными изменениями с прототипа РД-0110-одного из наи-
более отработанных серийных двигателей.
Основными отличиями ЖРД 14Д24 от двигателя
РД-0110 стали следующие:
-	изменена конструкция камер, которые разнесены
вокруг маршевого двигателя по периферийным зонам
силового кольца хвостового отсека блока PH;
-	введены узлы подвеса и гибкие элементы для
качания камер в одной плоскости на углы ±45 °;
-	введены разделительные клапаны окислителя и
горючего на входах в двигатель;
-	введены теплообменники нагрева гелия, смеси-
тель для наддува баков блока PH;
-	изменена циклограмма запуска двигателя;
-	исключены требования по регулированию тяги и
соотношению компонентов топлива.
Двигатель обеспечивает управление полетом PH по
каналам тангажа, рыскания и крена за счет отклонения
всех четырех камер на угол не менее +45 ° от нулевого
положения, наддув бака «О» за счет подогрева гелия в
теплообменнике и наддув бака «Г» смесью генератор-
ного газа и гелия после смесителя двигателя, создает
дополнительную тягу ДУ первой ступени PH 23,5 тс.
Создание и отработка двигателя были проведены в
сжатые сроки - за 3 года, завершившись успешным
проведением межведомственных испытаний в 2013 г.
28 декабря 2013 г. успешно состоялось первое летное
испытание PH «Союз-2.1 в», в составе которой ЖРД
14Д24 в связке с маршевым ЖРД НК-33 на первой сту-
пени обеспечили полет и управление ракеты на началь-
ном участке траектории.
Двигатель РД-0162
В 2012 г. в КБХА по ТЗ от ГКНПЦ им. М.В.Хруничева
разработан эскизный проект жидкостного кислородно-
метанового двигателя РД0162 (главный конструктор -
А.Ф.Ефимочкин, ведущий конструктор - С.А.Швец)
более дешевого и экономичного при мно-
горазовой эксплуатации, чем керосиновый.
Он предназначен для многократного ис-
пользования в перспективной многоразо-
вой ракетно-космической системе.
Двигатель содержит низкотемператур-
ный двухконтурный газотурбинный тракт с
двумя турбинами (окислительный газоге-
нераторный контур и восстановительный
безгенераторный контур). Рабочий процесс
в камере сгорания организован по типу
«газ - газ».
С целью минимизации рисков при созда-
нии в КБХА двигателя РД0162 при выборе
принципиальной схемы и основных внутрен-
них параметров в основу был положен принцип умерен-
ного уровня термомеханической (прочностной) напря-
женности основных деталей и исключения (по
возможности) проблемных вопросов (например, сажеоб-
разования в турбинном тракте при использовании вос-
становительного газа; опасности возгорания конструк-
тивных элементов турбины, работающей на
окислительном газе; разрушения лопаток турбин от по-
тери прочности при малоцикловом нагружении; разру-
шения паяных оболочек камеры от чрезмерного стати-
ческого давления горючего в охлаждающем тракте).
Приоритетами данного двигателя являются повышен-
ная надежность и безопасность использования, эколо-
гичность, а также низкая стоимость создания и экс-
плуатации, что является определяющим для двигателя
проекта МРКС. В штатном варианте выбрано давление
в камере сгорания 175 кгс/см2 и разработана новая
принципиальная схема двигателя с дожиганием.
ЖРД 0162
334
Глава 6
Особенностью нового схемного решения является
использование на валу ТНА двух турбин, одна из кото-
рых работает на газе с избытком кислорода, а вторая -
на газифицированном в охлаждающем тракте горючем -
метане. Данная схема, относящаяся к классу схем с до-
жиганием по типу «газ - газ», позволяет реализовать
необходимую мощность на валу ТНА при низких тем-
пературах газов перед турбинами 588 К (315 °C). Это
создает хорошие предпосылки для достижения требуе-
мой долговечности турбин и одновременно позволяет
свести к минимуму для окислительного газового тракта
опасность возгорания элементов конструкции, по-
скольку температура газа значительно ниже порога
поджига даже простой конструкционной стали. Двига-
тель РД0162 может рассматриваться применительно к
использованию в составе перспективной МРКС и рас-
считан на 50,100 и большее количество полетов. От-
сутствие продуктов сгорания по линии восстановитель-
ного газа турбины полностью исключает проблемы,
связанные с образованием сажи.
Наличие избыточного запаса суммарной мощности
двух турбин на валу ТНА позволяет уверенно реализо-
вывать форсированные режимы двигателя (вплоть до
35 %) без превышения допустимого уровня температур
газов перед турбинами. Последнее в сочетании с эф-
фективной системой аварийной защиты обеспечивает
возможность реализации логики «горячего» резерви-
рования тяги и, как следствие, выполнение полной про-
граммы полета PH даже при отказе одного из четырех
двигателей первой ступени.
Работы КБХА в интересах зарубежных
заказчиков
ванию двигателей на основе использования результа-
тов проведенных на двигателе РД-0120 дополнитель-
ных огневых испытаний.
С 2002 по 2005 г. КБХА сотрудничало с фирмой
Snecma Moteurs в области создания европейского
многоразового ЖРД в рамках международной про-
граммы «Волга». КБХА выполнило разработку кон-
цепции кислородно-метанового двигателя для мно-
горазового ускорителя будущей европейской
пилотируемой транспортной системы, уделив особое
внимание обеспечению высокой надежности и без-
опасности двигателя, низкой стоимости создания и
технического обслуживания в процессе многократ-
ного использования, а также высоким техническим
характеристикам. В 2005 г. фаза предварительных
исследований была завершена.
С фирмой Aerojet КБХА сотрудничало в 1993-1999 гг.
в части маркетинга двигателя РД-0120 и его модификаций
в перспективных американских программах RLV, Х-33,
включая разработку двигателя с глубоким дросселирова-
нием на базе двигателя РД-0120. В 1995-1996 гг. прове-
дены работы по исследованию характеристик и процессов
трехкомпонентного варианта двигателя РД-0120.
С Rocketdyne КБХА вело работы с 1996 г. по концеп-
ции кислородно-керосинового стартового двигателя,
по разработке паяно-фрезерованного сопла для двига-
теля SSME, по жидкостным возвращаемым бустерным
двигателям и др.
С1994 г. КБХА сотрудничает в области разработки
кислородно-водородных ЖРД для верхних ступеней с
компанией Pratt-Whitney-отделением корпорации Uni-
ted Technology (ныне Pratt-Whitney Rocketdyne). КБХА
выполнило ряд разработок кислородно-водородных
КБХА с 1992 г. ведет сотрудничество с ведущими
зарубежными аэрокосмическими фирмами: Aerojet,
Rocketdyne, Pratt-Whitney (США), SEP (Франция), EADS
(Германия), Avio (Италия), Volvo Aero (Швеция) и др. С
фирмой SEP (ныне Snecma Moteurs) были выполнены
исследования по оптимизации схемы и параметров
кислородно-водородных двигателей, а также работы
по программе «Рекорд» по компьютерному моделиро-
Агрегаты ЖРД КБХА для зарубежных заказчиков
ЖРД LM-10 MIRA для итальянской фирмы Avio
335
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Огневое испытание ЖРД LM-10 MIRA
двигателей перспективных РН, на базе которых был
разработан ЖРД РД-0146. В 2003 г. двигатель РД-0146
был поставлен в США для огневых испытаний. Затем
последовал ряд разработок и поставок турбонасосных
агрегатов для кислородно-водородных ЖРД безгене-
раторной схемы, создаваемых Pratt-Whitney (для де-
монстрационного двигателя CCAUSE, для перспектив-
ного двигателя RL60). В 2004-2008 гг. разработан и
поставлен одновальный турбонасосный агрегат для за-
мены существующего ТНА двигателя RL10, используе-
мого на ряде РН США, и начаты его автономные испы-
тания. В 2007-2008 гг. разработаны, изготовлены и
поставлены кислородно-водородные и кислородно-ме-
тановая камеры для демонстрационных испытаний.
В 2004 г. КБХА заключило с итальянской фирмой Avio
соглашение, целью которого является создание совмест-
ного кислородно-метанового двигателя для верхней сту-
пени ракеты-носителя «Лира» - модернизированного ва-
рианта европейской ракеты-носителя «Вега». Прототипом
разрабатываемого двигателя стал кислородно-водородный
двигатель РД-0146. К настоящему времени двигатель, со-
держащий компоненты разработки и изготовления фирмы
Avio, успешно прошел стендовые огневые испытания.
Производство ракетных двигателей
в АО КБХА
Создание в КБХА современных высокоэффектив-
ных ЖРД на протяжении десятков лет обеспечивается
хорошо развитой производственной базой, которая в
начале освоения предприятием ЖРД зародилась как
опытное производство, но приобрела в советские годы
значительные масштабы.
Изготовление ЖРД тягой до 50 т, а
также необходимые лабораторные ис-
следования, связанные с дефектацией и
доводкой этих двигателей, произво-
дятся на заводе ракетных двигателей
КБХА и включают замкнутую технологи-
ческую цепочку от исходного материала
до товарного двигателя или другой про-
дукции.
Завод ракетных двигателей осу-
ществляет изготовление, сборку и конт-
роль, в т.ч. холодные испытания агрега-
тов. За прошедшие годы ЗРД КБХА
изготовил сотни ЖРД для наземной экс-
периментальной отработки, а также то-
варных поставок головным заказчикам.
Практически все двигатели разработки
КБХА для целей наземной отработки из-
готавливались на собственной производ-
ственной базе перед передачей на серий-
ные заводы страны.
Кроме того, по ряду двигателей существенная
производственная нагрузка ложилась именно на
ЗРД КБХА. В частности, ЖРД РД-0105, разработан-
ный на предприятии в конце 1950-х гг. для РН
«Луна» ОКБ-1 С.П.Королева, изготавливался в 1959-
1960 гг. в производстве КБХА (общее количество из-
готовленных двигателей -13). ЖРД РД-0109, разра-
ботанный для РН «Восток», также изготавливался в
производстве КБХА, а позже на Воронежском меха-
ническом заводе (общее количество изготовленных
двигателей -150).
С 1966 по 1971 г. КБХА выступало единственным
изготовителем ЖРД РД-0225, предназначенного для
орбитальных станций «Салют» («Алмаз»), Общее коли-
чество изготовленных двигателей -128. С1972 по 1974 г.
производство КБХА также изготовило около 700 эк-
земпляров ЖРД РД-0237 для третьей ступени ракеты
РС-18. Это количество двигателей стало значительным
в общем объеме ЖРД РД-0237, изготовленных также
на серийных заводах страны.
В постсоветский период ЗРД КБХА обеспечивало и
продолжает обеспечивать изготовление доводочных и
товарных двигателей 14Д23 и РД0124А для космиче-
ских РН «Союз-2.16», «Союз-СТБ», «Союз-2.1 в», «Ан-
гара». Превратившись из опытного производства в со-
временный завод по серийному изготовлению ЖРД,
ЗРД КБХА обеспечивает в наступившем XXI веке товар-
ные поставки двигателей, которые в совокупности еже-
годно способствуют выполнению значительного
объема космических пусков России: с 2006 по 2015 г.
двигатели производства КБХА обеспечили в общей
сложности свыше 30 пусков вышеперечисленных
ракет-носителей.
336
Глава 6
Р.Л.СокомЬ А.1М>1/трин
НАЗЕМНАЯ ОТРАБОТКА ДВИГАТЕЛЕЙ, СОЗДАН-
НЫХ ОКБ-1 - ЦКБЭМ - НПО «ЭНЕРГИЯ» -
РКК «ЭНЕРГИЯ» ИМ. С.П.КОРОЛЕВА
Холодный стендовый блок. 1998-2008 гг.
В процессе создания разгонных блоков, отдельных
ступеней ракет-носителей и других крупных космиче-
ских объектов обязательным является этап наземной
отработки. В практике ОКБ-1, НПО «Энергия» эти ра-
боты выполнялись на внешней специализированной
экспериментальной базе - НИИХИММАШ.
В новых организационных и экономических усло-
виях при создании модификаций РБ типа ДМ, в т.ч.
блока ДМ-SL, ДМ-SLB, РКК «Энергия» была вынуждена
отказаться от испытаний стендового блока на внешней
экспериментальной базе. Было решено создать в экс-
периментально-испытательном отделении предприятия
на основе одного из базовых модулей РБ постоянно
действующий универсальный холодный стендовый
блок и рабочее место для его испытаний. В1998 г. про-
шли первые испытания.
Благодаря условиям, созданным в эксперимен-
тально-испытательном подразделении, ХСБ находился
в постоянной готовности, оперативно вносились изме-
нения в пневмогидравлические стендовые системы, си-
стемы управления и измерения при появлении новых
программ.
На холодном стендовом блоке был выполнен ши-
рокий спектр работ. Отрабатывалась технология за-
правки бака «О» переохлажденным кислородом, опре-
делялись оптимальные его параметры, в т.ч.
температурный режим кислорода при заправке и хра-
нении заправленного бака. На режимах заправки бака
«О» кислородом уточнялось температурное состояние
агрегатов блока, а также проверялась эффективность
захолаживания кислородных магистралей двигателя
для повышения надежности его запуска. Были полу-
чены данные о теплопритоках к заправленному в бак
«О» кислороду.
Собственная экспериментальная база позволяла
подтверждать летную программу выработки топлива из
баков блока при многократном запуске маршевого дви-
гателя РБ, а также работоспособность пневмогидроси-
стем блока при нештатных режимах работы. Впервые
появилась возможность уточнять объем гидравличе-
ских остатков незабора в баках, в т.ч. при различных
углах отклонения продольной оси ХСБ от вертикали.
Были получены опытные данные о функционирова-
нии погруженных бортовых гелиевых баллонов в не-
штатных условиях их работы, а также о длительном и
многократном функционировании пневмоавтоматики
всех элементов пневмогидросистем, бустерных турбо-
насосных агрегатов при их испытаниях в условиях, мак-
симально приближенных к штатным.
Создание ХСБ позволяло дать оценку влиянию
окружающей среды на тепловое состояние компонен-
тов топлива и агрегатов.
При длительном хранении блока тепловое состоя-
ние газовой подушки бака «О», заправленного пере-
охлажденным кислородом, содержание пара и гелия в
ней могут изменяться. Результаты испытаний на ХСБ
позволяли получить представление о состоянии га-
зовой подушки. Кроме того, определялось содержа-
ние гелия или газообразного азота под гермочехлом
(ГЧ СНОВ) при различных режимах хранения и за-
правки бака «О» кислородом.
Состав холодного стендового блока
В состав пневмогидравлической схемы ХСБ вхо-
дили все основные штатные элементы базового мо-
дуля. Вносимые изменения были направлены на обес-
печение возможности многократного нагружения
элементов блока и получение необходимого для ана-
лиза объема информации.
В состав холодного стендового блока входили:
-	штатные баки «О» и «Г», допускающие многократ-
ную заправку и слив компонентов (бак «О» - жидкие
кислород или азот, бак «Г» - углеводородное горючее
или вода), а также многоцикловые нагружения штат-
ным давлением;
-	штатные бортовые погруженные баллоны, рас-
положенные внутри бака «О» и имеющие средство
для зарядки и сброса гелия высокого давления (до
220 кгс/см2) с помощью стендовых систем;
-	экранно-вакуумная теплоизоляция, гермочехол с
системой наддува и очистки;
-	средства поддержания в баке окислителя задан-
ного давления;
-	пневмогидравлические средства подачи компо-
нентов топлива в двигатель блока, которые задейство-
ваны в штатном блоке, с заменой пироклапанов на
электропневмоклапаны;
-	имитатор маршевого двигателя 11Д58М.0000-0,
состоящий из штатных блоков подачи окислителя и го-
рючего и других штатных элементов, позволяющих
сливать компоненты из баков через работающие БПО
иБПГ;
-	для соединения пневмогидравлических, измери-
тельных и электрических стендовых систем с анало-
гичными системами блока на нем расположено более
50 специальных стыков «борт - стенд», а по периметру -
специальные люки для доступа к отдельным системам
внутри блока;
-	средства контроля уровня заправки бака «О» с ис-
пользованием специальной аппаратуры;
337
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
-	датчики средств измерений и визуального конт-
роля бортовых параметров (СБН, СВК);
-	средства для отбора проб состава газа и жидкости
из отдельных точек бака «О» и гермочехла ХСБ.
Холодный стендовый блок 314ГК размещался в спе-
циально оборудованном отапливаемом помещении со
средствами пожаротушения, специальной связи, теле-
наблюдения, а также со средствами обнаружения опас-
ных концентраций азота в атмосфере помещения. Блок
был смонтирован в вертикальном положении на спе-
циально изготовленной технологической подставке.
При необходимости технологическая подставка, кабели
системы управления и измерения обеспечивали воз-
можность отклонения ХСБ от вертикальной оси на 3 °.
Все испытания ХСБ, связанные с заправкой и сли-
вом компонентов, всегда проводились в автоматиче-
ском режиме в соответствии с заданными по про-
грамме алгоритмами. Циклограммы, которые
разрабатывали в экспериментальном отделении на
каждое испытание, обеспечивали в определенной
последовательности совместную работу элементов
электропневмогидросистем ХСБ и стенда.
В состав стендового командно-измерительного
комплекса входили системы:
-	управления на базе ЭВМ М400;
-	измерения и регистрации на базе комплекса
ВЛ-1033-03;
-	ручного управления;
-	аварийной защиты;
-	обработки измерительной информации на базе
ВЛ-1033-03 и ПЭВМ «Пентиум» (информация в графи-
ческом и табличном виде);
-	коммутации, которая обеспечивала прием и обра-
ботку следующих параметров:
•	давлений - 32;
•	температур - 40;
•	частотных - 5;
•	ручных каналов управления - 40;
•	каналов управления в автоматическом режиме -40.
Основные результаты проведенных испытаний
Определена зависимость тепловых потоков к жид-
кому кислороду в баке от состава газа в полости гер-
мочехла СНОВ и тепловой изоляции для штатной под-
готовки РБ к пуску. Определено, как изменяются
тепловые потоки в результате замены гелия на азот при
продувке гермочехла в течение длительной (до 6 ч) сто-
янки заправленного бака.
Для первых летных РБ ДМ-SL в составе РКН
«Зенит-ЗЭЬ» отработана оптимальная технология за-
правки бака с подачей переохлажденного кислорода в
нижнюю часть бака (в отличие от заправки сверху
блока «ДМ» с PH «Протон») и барботирование его ге-
лием на конечной стадии заправки.
Агрегатный стенд АС-15. Холодный стендовый блок
для проведения наземной отработки средств заправки
компонентов топлив разгонных блоков типа ДМ-SL
В обеспечение программы выведения РБ ДМ-SL с
КА «Гэлакси-XI» проводились испытания ХСБ со сливом
кислорода с помощью БПО. Результаты подтвердили
работоспособность маршевой ДУ разгонного блока
ДМ-SL при штатном функционировании ее пневмогид-
равлической системы подач. Проведены также испыта-
ния с имитацией нештатных ситуаций.
В обеспечение программы выведения РБ ДМ-SL с КА
«Директ» на ХСБ была отработана новая «уплотненная»
циклограмма заправки бака «О»: сокращалось время сто-
янки заправленного изделия и вводилось предваритель-
ное захолаживание БПО. Кроме того, была подтверждена
работоспособность пневмогидравлических систем штат-
ного изделия при имитации нештатной ситуации при от-
сутствии гелия на наддув бака «О».
По теме «Наземный старт» на начальном этапе за-
правки отрабатывались параметры и режимы захола-
живания заправочно-сливной магистрали второй сту-
пени РКН «Зенит-SSL» и части трубопроводов
наземной системы на тепловом имитаторе этих магист-
ралей. Отработана технология последующей заправки
РБ с получением минимальной температуры пере-
охлажденного кислорода в баке.
При заправке бака «О» через тепловой имитатор на
ХСБ были продолжены испытания с целью отработки
режимов функционирования пневмогидравлических
систем РБ ДМ-SLB в широком диапазоне их работы,
в т.ч. в нештатных ситуациях.
Для уточнения методики расчета гидравлических
остатков топлива в баке горючего для различных мо-
дификаций блока «ДМ» на ХСБ провели серию испы-
таний с разными расходами через работающий БПГ при
разных углах наклона бака к горизонту. Результаты экс-
плуатации ХСБ в течение 10 лет (с 1998 по 2008 г.) под-
твердили экономическую целесообразность и эффек-
тивность его функционирования. Предприятие
338
Глава 6
располагало надежной, легко управляемой базой, поз-
воляющей оперативно выполнять экспериментальные
проверки и принимать обоснованные решения по всем
техническим вопросам, возникающим при формирова-
нии летных программ РБ ДМ, ДМ-SL, ДМ-SLB в усло-
виях, максимально приближенных к условиям полета.
За время эксплуатации было проведено 63 испытания:
в 1998-2000 гг. - 21; в 2000-2006 гг. испытания не про-
водились, блок был законсервирован; в 2006-2008 гг. -
42 испытания.
В создании постоянно действующего холодного
стендового блока 314ГК и испытаниях наиболее актив-
ное участие принимали Н.Ю.Баннов, А.И.Белых,
А.В.Бутрин, Л.Л.Богданов, ААБорисенко, Ю.Н.Ва-
сильев, С.В.Воробьев, В.А.Гленбоцкий, В.С.Голубев,
А.М.Егоров, В.А.Кованько, В.И.Корольков, В.Г.Корытов,
Л.И.Кравцов, В.Е.Краснобаев, Л.Э.Кудрявцева, Б.Г.Ку-
ликов, А.Ан.Морозов, А.И.Мельников, В.В.Педос,
Ю.Д.Пикулев, В.Н.Сарычев, Н.Н.Тупицын, Е.Н.Туманин,
В.И.Федоров, А.С.Федотов, О.В.Шматко, Л.И.Ширяев,
С.П.Щеглова, Ю.В.Яфошкин и др.
Отработка на ХСБ технологии заправки
разгонного блока ДМ-SL переохлажденным
кислородом с получением минимальной
его температуры. 1998-2008 гг.
В процессе создания комплекса «Морской старт»
необходимо было выбрать и отработать технологию за-
правки бака окислителя РБ ДМ-SL переохлажденным
кислородом с получением минимальной температуры.
Из-за невозможности, ввиду ограниченных запасов
кислорода на стартовой платформе, осуществить тер-
мостатирование жидкого кисло-
рода в баке РБ после его за-
правки, а также вследствие
конструктивных особенностей
сопряжения трубопровода за-
правки РБ с заправочно-сливной
магистралью второй ступени РН
«Зенит-28» возникла необходи-
мость разработки технологии,
позволяющей обеспечить темпе-
ратуру жидкого кислорода на мо-
мент старта РКН «Зенит-ЗБЕ» не
выше температурного диапазона,
отработанного при летной экс-
плуатации РБ типа «ДМ» в со-
ставе РН «Протон».
Учитывая, что заправка по-
дачей переохлажденного кисло-
рода в верхнюю часть бака
через коллектор термостатиро-
вания, как это осуществляется
при работах на РН «Протон», но без последующего
термостатирования, приводит к повышенному про-
греву всей массы кислорода, был принят вариант за-
правки подачей кислорода в нижнюю часть бака. В
этом случае за счет уменьшения внешнего теплопри-
тока к баку (при постепенном заполнении бака снизу)
и сброса тепла из бака с испаренным кислородом су-
щественно уменьшается прогрев кислорода к мо-
менту окончания заправки. По результатам расчетов
ожидаемое понижение температуры кислорода в
баке, по сравнению с вариантом заправки подачей
кислорода через коллектор термостатирования,
может составить 1,5-2 °C.
При таком способе заправки верхние слои жидкого
кислорода будут значительно перегреты относительно
среднемассовой температуры жидкости в баке. Чтобы
исключить попадание в маршевый двигатель кисло-
рода с недопустимо высокой температурой, было ре-
шено на заключительной стадии заправки проводить
осреднение температуры жидкости по высоте за счет
барботирования ее газообразным гелием.
Основными задачами отработки технологии были:
-	уточнение технологии заправки бака переохлаж-
денным кислородом;
-	определение значения прогрева кислорода в мо-
мент окончания заправки при подаче в нижнюю часть
бака переохлажденного до минус 197+1 °C кислорода
в диапазоне расходов, реализуемых на изделии;
-	выбор близких к оптимальным расходов гелия и
времени барботирования кислорода на заключитель-
ном этапе заправки;
-	получение экспериментальных данных о функцио-
нировании средств поддержания избыточного давле-
термостат
Схема заправки бака «О» РБ ДМ-SL: а - реализованная (с подачей кислорода
в верхнюю часть бака); б - предлагаемая (с подачей в нижнюю часть бака)
339
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
ния в условиях заправки бака и подачи гелия на барбо-
тирование кислорода;
-	получение данных о температурном режиме кис-
лорода в процессе заправки и последующего штатного
времени стоянки заправленного бака, а также в усло-
виях увеличенного времени стоянки при задержке
пуска РКН.
Для решения этих задач ХСБ был оснащен 19 дат-
чиками температуры жидкости и газа, расположен-
ными по высоте на оси бака. Это позволило с приемле-
мой точностью определять поля температуры
кислорода к моменту окончания заправки и в процессе
стоянки заправленного бака.
Было проведено 12 заправок. Часть их была совме-
щена с последующими работами по сливу кислорода с
помощью блока подачи окислителя в подтверждение
работоспособности маршевой ДУ РБ ДМ-SL при штат-
ном и нештатном функционировании ее ПГСП.
В результате первого цикла заправок бака окисли-
теля была подтверждена эффективность новой техно-
логии в части снижения конечного значения темпера-
туры кислорода и барботирования жидкости на
заключительном этапе заправки с целью выравнивания
поля температуры по высоте бака. При последующей
отработке технологии были введены следующие изме-
нения в режимы и технологию работ:
1.	Предварительное охлаждение верхнего днища в
начале заправки (кратковременной (примерно 90 с) по-
дачей кислорода в верхнюю часть бака).
2.	В конце заправки, после достижения уровня си-
стемы контроля заправки «Предварительный 2», по-
дача кислорода в верхнюю часть бака через коллектор
термостатирования.
Это обеспечивало накопление необходимого коли-
чества охлажденного газообразного гелия в баке за
счет доохлаждения верхнего днища, охлаждения газа
в газовом объеме бака и охлаждения вдуваемого в бак
при работе СПИД гелия. Поскольку во время подачи
кислорода в верхнюю часть бака продолжалась его по-
дача и в нижнюю часть, а также подавался гелий на
барботирование, то тепло, вносимое гелием СПИД, и
тепло доохлаждения верхнего днища бака осреднялись
в основном объеме жидкости.
3.	В процессе проведения комплексных испытаний
РБ ДМ-SL № 1ТЛ на стартовой платформе выяснилось,
что наземная система заправки кислородом выдает на
заправку расход, превышающий предусмотренный. Это
сдвинуло вправо начало заправки и потребовало вве-
дения в технологию работ предварительной (примерно
за час до заправки) подачи на нижнее днище бака около
70 кг кислорода для обеспечения требуемого перед за-
пуском МД температурного режима бустерного турбо-
насосного агрегата окислителя БПО. Предложенные из-
менения также прошли отработку на ХСБ.
Основные результаты испытаний
Предварительная, за час до заправки, подача в бак
порции кислорода -70 кг обеспечивала устойчивое
охлаждение БТНАО БПО за счет наличия жидкого кис-
лорода на нижнем днище во время часовой стоянки
бака. Это позволило в момент первого включения МД
достигать температуры более низкой, чем максимально
допустимая (-50 °C).
Значение среднемассового прогрева кислорода от-
носительно его температуры на входе в бак в момент
окончания заправки зависит от расхода заправки. При рас-
ходе примерно 180 л/мин прогрев не превышал 1,75 °C,
при расходе примерно 300 л/мин достигал 2,1 °C. Уве-
личение расхода привело к изменению среднемассовой
температуры жидкости в баке за счет более интенсив-
ного перемешивания верхнего слоя жидкости и осред-
нения, вследствие этого - большего количества тепла
в объеме жидкости. Уменьшилось количество открытий
ДКО до начала барботирования и соответственно
уменьшилось количество тепла, удаляемого из бака с
испаренным кислородом. Однако полученный прогрев
кислорода, равный 2,1 °C, примерно на 1,5 °C меньше
прогрева при варианте заправки с подачей кислорода
в верхнюю часть через коллектор термостатирова-
ния. Это преимущество обеспечило необходимый
диапазон температуры кислорода при работе мар-
шевого двигателя в процессе выполнения программ
полета РБ.
В процессе заправки, до начала барботирования,
поле температуры в жидкости неравномерно по высоте
бака. Барботирование эффективно перемешивает жид-
кость и осредняет ее температуру. К моменту оконча-
ния заправки в баке наблюдается практически ровное
температурное поле. Исключение составляет объем
жидкости, равный 0,5 м3, находящийся в нижней части
бака в зоне перегородок ВБУ, где температура жидко-
сти ниже на 0,4-0,7 °C.
По результатам анализа полей температуры кисло-
рода по высоте установлено, что датчики температуры
СКП изделия ТБ01 и ТБО2 хорошо отражают средне-
массовую температуру кислорода в момент окончания
заправки.
Исследовалось влияние на осреднение температуры
жидкости в баке расхода гелия на барботирование в диа-
пазоне от 0,4 до 1,6 г/с. Был принят расход на барботи-
рование 0,9 г/с. Время включения барботирования - при
достижении в баке уровня жидкости по СКЗ «Предва-
рительный».
В процессе стоянки заправленного бака продол-
жался прогрев кислорода за счет внешнего теплопри-
тока, и в верхней части жидкости образовывалось тем-
пературное расслоение. Для штатного времени стоянки
заправленного бака прогретый верхний слой составлял
не более 5 % объема жидкости в баке. Из-за этого фак-
340
Глава 6
тора в условиях штатного времени стоянки заправлен-
ного бака ошибка в определении среднемассовой тем-
пературы кислорода по параметрам ТБО1 и ТБО2 на мо-
мент КП не превышала 0,15 °C.
Определено возможное количество растворенного
в кислороде гелия за время проведения заправки и сто-
янки заправленного бака. Результаты химического ана-
лиза сливаемого из бака кислорода показали содержа-
ние менее 2,9 г растворенного гелия в 1 м3 жидкого
кислорода при температуре -187 °C и давлении раство-
ренного гелия менее 0,32 кгс/см2.
В целом проведенные на холодном стендовом
блоке испытания позволили усовершенствовать и от-
работать технологию заправки РБ ДМ-SL переохлаж-
денным кислородом с обеспечением минимального
значения его температуры к концу заправки. Получены
необходимые данные об изменении параметров жид-
кости и газа в баке в процессе заправки и в период его
стоянки в заправленном состоянии. Результаты после-
дующих летных испытаний РБ подтвердили принятые
решения. Проведение работ в условиях ЭИО позволило
оперативно решать вопросы, возникающие в процессе
отработки. Кроме того, значительно уменьшалась стои-
мость работ по сравнению с отработкой технологии за-
правки в НИИХИМАШ.
В отличие от технологии заправки РБ ДМ-SL за-
правка бака окислителя РБ ДМ-SLB осуществляется до
заправки ракеты-носителя, по еще не охлажденному
концевому участку наземной системы заправки
(11Г742) и заправочно-сливной магистрали окислителя
блока второй ступени ракеты-носителя (ЗСМ 02 РН).
Испаренный в теплых трубопроводах кислород сбра-
сывался в бак окислителя (с последующим удалением
пара в атмосферу).
Чтобы предупредить недопустимый рост давления
в баке окислителя при захолаживании трубопроводов
и минимизировать прогрев кислорода в баке при за-
правке, была разработана технология охлаждения
трубопроводов и несколько изменена, по сравнению
с РБ ДМ-SL, технология заправки бака окислителя.
Технология захолаживания трубопроводов с после-
дующим переходом к заправке бака применялась
впервые, поэтому для подтверждения принятых ре-
шений и увеличения надежности проведения ком-
плексных испытаний РБ ДМ-SLB № 1ТЛ в составе РКН
«3eHHT-3SLB» необходимо было провести тщатель-
ную отработку и уточнение технологии заправочных
работ.
Было решено отрабатывать технологию на ХСБ,
подсоединив к стенду специально созданный тепловой
имитатор трубопроводов концевого участка системы
11Г742 и ЗСМ 02 РН (далее трубопроводы заправки).
Основными задачами отработки данной технологии
на ХСБ были:
-	подтверждение и уточнение режимов захолажи-
вания трубопроводов заправки, уточнение временных
характеристик процесса захолаживания конструкции
трубопроводов для принятых расходов кислорода,
определение значений параметров начала перехода на
большой расход заправки;
-	получение данных об изменении давления в тру-
бопроводах и в баке «О» в процессе захолаживания
трубопроводов и заправки бака;
-	уточнение выбранной технологии;
-	подтверждение эффективности принятой техно-
логии заправки бака;
-	получение данных о температурном режиме кис-
лорода в тепловом имитаторе и в баке «О»;
-	подтверждение эффективности принятого ре-
жима барботирования кислорода гелием после окон-
чания заправки.
Штатной технологией предусматривалось пооче-
редное захолаживание трубопровода КУ: сначала части
его от места врезки в него трубопровода подачи из си-
стемы заправки жидким кислородом РБ жидкого пере-
охлажденного кислорода до блока клапанов наземной
системы заправки, через которые осуществляется за-
правка бака «О» второй ступени РН, затем - противо-
положного участка КУ системы до автостыка с ракетой-
носителем и заправочно-сливной магистралью
окислителя РН.
Опережающее захолаживание первой части участка
позволяло осуществить на ХСБ автономную отработку
захолаживания трубопроводов КУ системы 11Г742, от
места врезки в него трубопровода СЗЖК РБ до авто-
стыка с РН, и захолаживания ЗСМ 02 PH. С учетом
этого фактора были выбраны параметры теплового
имитатора и технология его захолаживания.
Тепловой имитатор, как и штатные трубопроводы
заправки, выполнялся из стальных трубопроводов и
гибких шлангов в вакуумном исполнении. Было прак-
тически соблюдено равенство суммарной внутренней
поверхности имитатора и штатных трубопроводов, а
также внутреннего объема имитатора и штатных трубо-
проводов. Однако суммарная охлаждаемая кислоро-
дом масса трубопроводов теплового имитатора при-
мерно в 2 раза превышала суммарную охлаждаемую
массу штатных трубопроводов, что объяснялось боль-
шей толщиной стенки трубопроводов имитатора (2 мм
вместо 1 мм). Это превышение допускалось, поскольку
его учитывали при пересчете полученных опытных дан-
ных применительно к штатным трубопроводам.
Из-за различия в массе суммарное избыточное теп-
лосодержание конструкции теплового имитатора при
одинаковых начальных температурах примерно в 2 раза
превышало суммарное избыточное теплосодержание
штатных трубопроводов. В этих условиях для получе-
ния близких к натурным расходов испаренного кисло-
341
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
рода в бак модельный расход кислорода на захолажива-
ние теплового имитатора должен быть соответственно
в 2 раза меньше, чем на штатное изделие.
Испытания проводились в весеннее время при на-
чальной температуре конструкции и окружающей
среды от +5 до +20 °C, когда суммарное избыточное
теплосодержание конструкции имитатора примерно
в 1,6 раза превышало максимально возможное тепло-
содержание штатных трубопроводов заправки в летнее
время. Чтобы обеспечить на изделии запас по режимам
захолаживания трубопроводов, получить данные о мак-
симально возможных значениях давления и обеспечить
непревышение допустимых давлений в штатных трубо-
проводах и в баке «О», захолаживание имитатора осу-
ществлялось при расходах, близких к штатным, т.е.
превышающих модельные.
На изделии в процессе захолаживания трубопрово-
дов заправки был предусмотрен поделив части кисло-
рода в магистральный трубопровод наземной системы
заправки PH. На ХСБ поделив отсутствовал, поэтому
в процессе испытаний на захолаживание поступал
практически двойной расход. Соответственно в бак по-
ступал двойной расход испаренного кислорода.
Принятая к отработке на ХСБ штатная технология
захолаживания трубопроводов и последующей за-
правки бака «О» предусматривала поэтапное увеличе-
ние расхода кислорода из СЗЖК РБ: 40,80 и 120 л/мин.
После заполнения трубопроводов жидким кислородом
начиналась заправка бака расходом 300-450 л/мин.
В отличие от РБ ДМ-SL, в бак «О» РБ ДМ-SLB кис-
лород подавался только на нижнее днище. Чтобы по-
лучить минимальную температуру кислорода в баке к
моменту окончания заправки, барботирование кисло-
рода гелием принято было проводить после окончания
заправки.
С целью исключения ситуаций, при которых про-
исходит чрезмерное повышение давления в трубопро-
водах имитатора и в баке «О», в процессе выполнения
работ осуществлялось поэтапное приближение к штат-
ной технологии захолаживания с постепенным, от ис-
пытания к испытанию, увеличением расхода кислорода.
Было проведено четыре испытания. Первое - с
расходом кислорода приблизительно 40 л/мин, вто-
рое - с расходами 40 и 80 л/мин. Уже в процессе
третьего и четвертого испытаний началось штатное
поэтапное увеличение расхода: 40, 80 и 120 л/мин: а
после заполнения трубопроводов - заправка бака с
расходом приблизительно 350 л/мин до получения
«Номинального» уровня кислорода в баке. По окон-
чании проводилось барботирование кислорода газо-
образным гелием. Во время четвертого испытания
была сделана двухчасовая стоянка, имитирующая
штатную стоянку заправленного бака с возможной
задержкой пуска на 40 мин.
Результаты отработки технологии
захолаживания трубопроводов и
технологии заправки бака « О»
Избыточное давление в трубопроводах теплового
имитатора на всех режимах захолаживания не превы-
шало 4,5 кгс/см2, т.е. было ниже принятых максималь-
ных значений давлений в трубопроводах КУ системы
11Г742 и в ЗСМ 02 PH. Требуемые значения поддержи-
вались средствами поддержания избыточного давле-
ния бака «О». При реализации повышенных давлений
в тепловом имитаторе отмечался продолжительный
сброс паров кислорода через ДКО.
Так как в условиях штатного изделия интенсивность
испарения кислорода меньше, чем при захолаживании
теплового имитатора, то на изделии продолжитель-
ность сброса испаренного кислорода должна быть
меньше. В дальнейшем это подтвердилось результа-
тами комплексных испытаний РБ ДМ-SLB № 1ТЛ на СК
«Зенит-М». Продолжительность захолаживания тепло-
вого имитатора для принятого ступенчатого перехода
на расходы 40,80,120 л/мин составила 16-18 мин.
По результатам отработки принято на изделии окон-
чание захолаживания трубопроводов заправки и пере-
ход на заправку с расходом 300-450 л/мин осуществ-
лять по показанию датчика температуры ТЗО на входе
в бак <-180 °C.
Проведенные испытания подтвердили принятые ре-
жимы захолаживания трубопроводов КУ системы
11Г742 и ЗСМ 02 PH и показали возможность, при не-
обходимости, увеличения расхода кислорода на на-
чальном этапе захолаживания с 40 до 80 л/мин. К окон-
чанию заправки значение среднемассового прогрева
кислорода относительно его температуры на входе в
бак составляло 1,3-1,4 °C. Это меньше, чем при за-
правке по технологии, принятой на РБ ДМ-SL.
В соответствии с опытом отработки барботирования
кислорода применительно к РБ ДМ-SL расход гелия на
барботирование кислорода в баке РБ ДМ-SLB прини-
мался равным 0,9 г/с. Гелий эффективно перемеши-
вал кислород, осреднял температуру жидкости после
окончания заправки за 250-280 с. После стоянки за-
правленного бака в течение 1 ч 40 мин температурное
расслоение кислорода в баке устранялось примерно
за 300 с. Это время барботирования и было принято
для изделия.
Полученные результаты испытаний по отработке
технологии захолаживания концевого участка наземной
системы заправки и заправочно-сливной магистрали
окислителя PH на их тепловом имитаторе и последую-
щей заправки бака подтвердили принятые решения,
позволили определить резервы возможного расшире-
ния диапазона расходов кислорода на захолаживание,
подтвердили надежность технологических операций и
342
Глава 6
обеспечили успешное проведение комплексных ис-
пытаний блока РБ ДМ-SLB № 1ТЛ в составе РКН
«Зенит-ЗБЬБ» на стартовом комплексе.
Наличие ХСБ и изготовление теплового имитатора
средствами и силами ЭИО, а также наличие всех не-
обходимых для проведения работ систем позволило с
меньшими затратами, чем в условиях НИИХИММАШ,
отработать технологию заправочных работ РБ ДМ-SLB.
Кроме того, появилась возможность оперативно ре-
шать возникающие вопросы при небольшом объеме
испытаний, получать надежные результаты.
Основные результаты работ
по автоматизации испытаний в ОКБ-1
Впервые в отрасли в 1958 г. по инициативе
М.В.Мельникова были начаты работы по автомати-
зации процессов при стендовых испытаниях ЖРД.
В 1969 г. главный инженер 3 ГУ МОМ провел на ис-
пытательной станции ОКБ-1 специальное совещание
представителей испытательных баз отрасли по внед-
рению опыта автоматизации испытаний ЖРД на базе
применения ЭВМ.
Созданный в ОКБ-1 кибернетический командно-из-
мерительный комплекс «Курс» позволил автоматизи-
ровать все этапы технологического процесса испыта-
ний, в 80 раз повысить производительность труда при
дешифровке материалов измерений, в 4 раза увели-
чить пропускную способность испытательной станции,
сохранить значительное количество испытываемых из-
делий. С 1974 по 2009 г. с использованием комплекса
выполнено более 8000 испытаний двигателей С1.5400,
11Д58,11ДЗЗ, 11Д58М.
В настоящее время на испытательной станции введена
в эксплуатацию новая система управления на современной
элементной базе, гарантирующей надежную работу си-
стемы в условиях огневого стенда испытаний ЖРД.
Все работы по комплексу «Курс» проводились под
руководством А.Ан.Морозова. Активное участие в ра-
ботах принимали В.И.Берман, Л.Л.Богданов, Е.А.Бого-
любова, Е.П.Голубев, В.Е.Гридин, Б.П.Зимин, В.П.Ионов,
А.Ф.Кузнецов, Ф.А.Коробко, В.А.Макасеев, А.Л.Мамаев,
С.М.Митрофанов, Н.И.Нейдер, Ю.Д.Попов, О.В.Поте-
каев, Ю.И.Приказчиков, Л.З.Сагайдак, Н.М.Серднов,
И.В.Сергиенко, ЮАСубботин, А.В.Черномаз, В.И.Чур-
кин, А.С.Шелемин, В.Г.Юмашев.
Ветераны сборки двигателей в зале трудовой славы. Слева направо, сидят: Ю.Н.Васильев, Б.А.Соколов,
Н.Г.Тараскин, Т.В.Крюкова, М.И.Мельников, А.И.Коломиец, Е.А.Боголюбова, ПАЕршов, В.П.Григорьев. Стоят:
ГАБирюков, В.Г.Борздыко, Ю.К.Семенов, ААл.Морозов, Г.Ф.Соколовский, Н.И.Наседкин, В.Г.Захаров,
Н.И.Жанберов, С.Г.Ударов, И.И.Райков, В.С.Овчинников, А.Ан.Морозов, И.Т.Умрихин, Н.М.Синицын,
В.М.Протопопов, С.В.Романов, НАСиулин, Г.Я.Александров, ВЛ.Крутов. 1965 г.
343
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
С. 4. Е>1]м)аше£
ДВИГАТЕЛИ ДЛЯ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ
ТЕХНИКИ ФГУП «НИИМАШ». 1992-2016 гг
С1992 г. начинается новый период развития космо-
навтики. В 1990-е гг. НИИМаш поставляет двигатели
для модулей «Спектр» и «Природа» комплекса «Мир»
(по 20 двигателей 11Д458 и по 16 - 17Д58Э). 20 ноября
1998 г. стартует ФГБ МКС «Заря» с ДУ, имеющей в
своем составе 24 двигателя 11Д458 и 16 двигателей
17Д58Э. Продолжались поставки двигателей 11Д428А-10
и 11Д428А-12 для пилотируемой программы России,
всего 968 экземпляров.
ЖРДМТ 11Д428А-10 служил в составе автоматиче-
ских транспортных кораблей «Прогресс М-36» - «Про-
гресс М-38» (с 5 октября 1997 г. по 16 мая 1998 г.), вы-
носных двигательных установок станции «Мир» ВДУ-1
(с 11 сентября 1992 г. по 11 апреля 1998 г.) и ВДУ-2
(с 22 апреля 1998 г. по 23 марта 2001 г.). В 2013 г. он
продолжал использоваться в астрофизической обсер-
ватории «Гамма» (с 11 июля 1990 г.) и в служебном мо-
дуле «Звезда» Международной космической станции
(с 12 июля 2000 г.). В 1990-1996 гг. на орбиту вывели
и остальные модули «Мира»: «Кристалл», «Спектр» и
«Природа».
Двигатели 17Д58Э эксплуатировались и эксплуати-
руются в разгонном блоке «Бриз» и спутнике связи
«Молния».
Новым направлением было проведение инициатив-
ных НИР в обеспечение создания электроракетного
двигателя на базе физических процессов, выявленных
в Институте электрофизики Уральского отделения РАН
членом-корреспондентом РАН Ю.Н.Вершининым.
ДУ на основе ЭДРД
Ю.Н.Вершинин
В результате обсуждения
возможностей нового явле-
ния оформлена заявка и
выдан патент на изобрете-
ние, где Б.А.Некрасов и
Ю.Н.Вершинин являются со-
авторами способа создания
реактивной тяги ЭРД на ос-
нове электродетонационного
типа разряда, а в итоге на-
учно-исследовательских и
экспериментальных работ
сформирован облик ДУ с
двигателями такого типа.
Особой заслугой Б.А.Некрасова является то, что
в 1990-е гг., в период кардинальной перестройки эко-
номической и финансовой системы страны, ему уда-
лось сохранить институт и создать условия для:
-	разработки и внедрения в институте технологии
изготовления жаропрочных камер сгорания с жаро-
стойким покрытием, на базе которой были созданы
двигатели нового поколения;
-	разработки блока хранения ксенона для ЭРД пер-
спективных космических аппаратов;
-	разработки клапана высокого давления с мяг-
ким уплотнением 14Ц71 с рабочим давлением до
350 кгс/см2.
В первой половине 1990-х гг. в НИИМаш были про-
ведены работы по освоению технологии изготовления
камер сгорания и жаропрочных сопел из ниобиевого
сплава Н65В2МЦ с жаростойким покрытием MoSi2, что
позволило повысить рабочую температуру камер сго-
рания двигателей до уровня 1400 °C.
В 1994 г. в НИИМаш был организован промышлен-
ный участок для нанесения жаростойкого покрытия, ко-
торое наносилось в два этапа. Первоначально на уста-
новке по нанесению молибдена в вакуумной камере
путем плазменно-конденсатного испарения молибдено-
вого катода на стенке камеры осаждается молибденовый
подслой. Затем на другой установке осуществляется си-
лицирование в вакууме в мелкодисперсном порошке
кремния. Установка по нанесению молибдена была
спроектирована и изготовлена институтом технической
механики НАН Украины (г. Днепропетровск) под руковод-
ством к.т.н. В.И.Лисиченко по техническому заданию
НИИМаш. Установка силицирования спроектирована и
изготовлена в НИИ «Гермес» (г. Златоуст Челябинской
области) под руководством начальника группы Ю.Д.Нос-
кова. Она учитывает опыт создания и эксплуатации ана-
логичного оборудования в ХФТИ и на заводе «Южмаш»
(г. Днепропетровск), отличается высокой производитель-
ностью и надежностью. Существенный вклад в создание
и внедрение технологии внесли САИванов, А.И.Разжи-
гаев, ВАСавельева, Ю.П.Смирнов, В.С.Телешенко.
344
Глава 6
Эффективность отработанной и внедренной тех-
нологии подтверждена стендовыми и летными испы-
таниями двигателей, а также их эксплуатацией в со-
ставе МКС, КА «Союз» и «Прогресс».
Первые двигатели с использованием новой тех-
нологии были разработаны на базе двигателя
11Д428А-10 и имели две модификации: 11Д428А-14
и 11Д428А-16. Они отличались стыковочными раз-
мерами трубопроводов с двигательной установкой
КК. Двигатель 11Д428А-16 стал самым массовым в
истории космонавтики.
При внедрении жаростойкой камеры сгорания
были проведены работы по адаптации форсуночных
элементов к новой геометрии камеры сгорания. Ос-
новная нагрузка по организации и разработке КД,
также внедрению ее в производство легла на А.В.Па-
нова.
В 1998 г. результатами ресурсных огневых испы-
таний после ускоренных коррозионных испытаний
была подтверждена сохраняемость материалов и ра-
ботоспособность обоих вариантов ЖРДМТ в течение
18 лет, в т.ч. 15,5 года в контакте с компонентами ра-
кетного топлива (в течение срока активного суще-
ствования КА). Работы по подтверждению гарантий-
ных сроков и сроков активного существования были
организованы и проводились под техническим руко-
водством Т.Р.Волковой.
12 июля 2000 г. ракета-носитель «Протон» вы-
вела служебный модуль МКС «Звезда» на орбиту.
В составе объединенной двигательной установки ра-
ботают двигатели ориентации 11Д428А-14. 26 июля
в автоматическом режиме произошла стыковка
«Звезды» с МКС.
6 августа «Прогресс
М1-3» отправился
впервые к МКС,
затем началось ее
обживание: первая
основная экспедиция
была доставлена на
борт 31 октября на
ЖРДМТ11Д428А-16
Ю.П.Смирнов
корабле «Союз ТМ-31», где также эксплуатировались
ЖРДМТ11Д428А-14.
1 февраля 2000 г. к станции «Мир» полетел ав-
томатический корабль очередной модификации
«Прогресс М1-1», двигательная установка которого
была оснащена двигателями 11Д428А-16. Новый ко-
рабль мог доставлять на станцию вдвое больше топ-
лива. Только использование корабля такого типа
(«Прогресс М1-5») позволило решить проблему
схода с орбиты 140-тонного орбитального комплекса
«Мир». Рамки использования ЖРДМТ 11Д428А-16
были расширены запуском КК «Союз ТМ-33» 21 ок-
тября 2001 г.
Жизнедеятельность МКС обеспечивается систе-
матическими полетами к станции грузовых и пило-
тируемых кораблей, оснащенных двигателями
11Д428А-16. Кроме того, двигатели 11Д428А-16 осу-
ществляют функцию периодической коррекции ра-
бочей орбиты МКС.
Безотказность эксплуатации двигателей обес-
печивается высоким уровнем достигнутых в про-
цессе экспериментальной отработки показателей на-
дежности. Планирование отработки и последующее
уточнение достигнутых показателей надежности по
результатам эксплуатации проводит В.А.Юкин. Уро-
вень вероятности безотказной работы двигателя
11Д428А-16 составляет 0,9985 при доверительной
вероятности 0,8; это подтверждено эксплуатацией
без замечаний более 2970 экземпляров двигателей
данного наименования.
Существенный вклад в разработку двигателей
11Д428А-14, 11Д428А-16 внесли Р.М.Абдуллин,
Ю.З. Андреев, В.С.Антропов, Т.К.Белоглазова,
В.М.Волков, О.И.Голямин, Л.С.Гребенюк, Г.А.Долгих,
В.П.Дудинов, С.П.Жиров, В.П.Иванов, С.А.Иванов,
В.С.Исаков, И.Б.Киселева, В.Н.Кормин, В.П.Коробщи-
ков, В.П.Либанов, Б.М.Максимов, В.А.Муркин,
А.В.Панов, В.В.Пичугин, Л.А.Потабачный, В.А.Пуни-
чев, А.И.Разжигаев, Ф.Г.Разжигаева, Н.Г.Ракипова,
Л.М.Рудных, Л.П.Томоровщенко, Ю.М.Чернов,
А.А.Шихов, Ю.С.Шишкин, В.Н.Школьников.
А.В.Панов
345
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
В.А. Юки н
Г. А. Белых
Модуль РСУ
В.И.Пауксон
Б.Н.Юдин
В.С.Телешенко
Под руководством глав-
ных инженеров ГАБелых
(1974-1978 гг.), В.И.Па-
уксона (1978-1984 гг.) и
А.И.Разжигаева (с 1984 г.) в
институте был организован
замкнутый цикл производ-
ства и испытаний двигате-
лей малой тяги и ДУ на их
основе. При этом был разра-
ботан и внедрен весь ком-
плекс технологий их изго-
товления, в т.ч. уникальных,
таких как:
-	электроалмазное нарезание каналов в шнеках
форсунок;
-	механическая обработка и сварка тонкостенных
деталей;
-	выполнение в различных деталях, в т.ч. из не-
ржавеющей стали, отверстий малого диаметра (до
0,08 мм) и глубиной до 6 мм;
-	высадка трубопроводов и ротационная вытяжка
сопел ЖРДМТ;
-	электронно-лучевая сварка сопел из Н 5В2МЦ с пе-
реходником из 12Х18Н10Т (по кооперации с комбинатом
«Электрохимприбор», г. Лесной Свердловской обл.);
-	высокотемпературная (свыше 1000 °C) пайка де-
талей смесительной головки двигателей.
Существенный вклад в разработку и внедрение
этих технологий под руководством главных техноло-
гов Б.Н.Юдина (1968-1975 гг.), В.М.Волкова (1975-
2004 гг.), В.С.Телешенко (2004-2012 гг.) внесли
П.П.Боровик, В.Ф.Василенко, Т.А.Винокурова,
Т.Р.Волкова, М.Ю.Гаврилов, Н.И.Гонцова, В.В.Драгун-
ских, А.И.Дудин, В.С.Исаков, В.Я.Кизяков, Н.И.Муха-
медзянова, А.В.Перминов, Ю.В.Платонов, В.Н.Пруд-
ников, О.М.Романов, В.С.Рогатюк, В.А.Сабитова,
В.Ф.Таланцев, Л.П.Терешина, Ю.И.Фарафонов,
А.М.Чумичев, М.А.Яковлев.
На рубеже 1980-1990-х гг. в институте был про-
веден комплекс научно-ис-
следовательских и опытно-
конструкторских работ по
формированию принципов
схемно-функциональной и
конструкторской интегра-
ции на уровне узлов, агре-
гатов и ДУ в целом.
С приходом нового ди-
ректора Б.А.Некрасова и
при его активной под-
держке в КБ интенсифици-
руются и активно разви-
Г.К.Завгородний
А.Ю.Кайгородцев
К.П.Кулябин
346
Глава 6
ваются поисковые НИР по созданию двигателей и ДУ
нового поколения. Весь комплекс исследований, раз-
работки и испытаний возглавил Ф.А.Казанкин.
В этот период Ф.А.Казанкин совместно с А.А.Дол-
гих и В.П.Кульбякиным на базе безроторного насоса
сформировали систему подачи топлива ДУ, обес-
печивающую поддержание постоянного давления на
входе в двигатели без потребления энергии от внеш-
них источников.
В создании ДУ участвовали Г.К.Завгородний,
К.П.Кулябин, В.М.Гранкин, М.Н.Шангареев - это в
части разработки двигателей с отношением тяги к
массе от 1000 до 1500 кгс/кг и блока наддува для
системы подачи топлива ДУ. В дальнейшем работы
по блоку наддува проводили В.П.Кулыгин и А.В.Без-
бородов.
Разработкой КД на ДУ с двигателями нового по-
коления и блока наддува занимались С.А.Козуб,
А.Ю.Кайгородцев, А.В.Ярыгин. Конструкция моно-
блока двигательной установки разработана А.Ю.Кай-
городцевым. Работами по конструированию ДУ и
агрегатов руководил С.А.Булдашев.
Эта небольшая группа сделала невозможное: за
короткий промежуток времени (примерно 3 года)
они нашли принципиально новые для отечественного
двигателестроения решения: миниатюрный ЭК
18РТ200 с временем открытия и закрытия на уровне
0,0015 с, экспериментальные двигатели, обеспечи-
вающие импульсы тяги при длительности команды
0,003-0,005 с, а также высокопрочные композитные
топливные баки высокого давления и малой массы,
включающие в себя тонкостенный герметичный лей-
нер и высокопрочную силовую композиционную
оболочку.
Сформирован облик высокодинамичной ДУ
сверхмалой массы (сухая масса ДУ, имеющей в
своем составе двигатель тягой 60 кгс и четыре дви-
гателя тягой 1 кгс, составляет 4 кг; масса компонен-
тов топлива - более 10 кг), разработана КД, изготов-
лены и испытаны все агрегаты и демонстрационный
образец ДУ. При этом был проведен очень большой
комплекс исследований. Все это удалось благодаря
тому, что практически каждый из состава группы не
только разрабатывал конструкции, но и своими ру-
ками собирал их, за исключением баков высокого
давления, которые в связи с отсутствием собствен-
ного производства были изготовлены в кооперации
с УНИИКМ, г. Пермь (силовая оболочка).
В целом результаты, научно-технический задел
по ДУ и двигателям используется в перспективных
проектах.
В конце 1990-х гг. остро встал вопрос о разра-
ботке двигателя тягой 40 кгс с удельным импульсом
тяги 300 ед. для разгонного блока «Бриз-М». Для ре-
А.В.Перминов
А.И.Дудин
шения задачи в сжатые сроки (7 месяцев) были про-
ведены экспериментальные исследования по поиску
оптимальных параметров организации рабочего про-
цесса в камере. Наиболее эффективные решения
были получены в результате работ, проведенных
Ф.А.Казанкиным, Ю.А.Бешеневым, Р.Х.Кутуевым,
П.Б.Мезениным, заместитель начальника цеха 103
А.М.Чумичевым, начальником управления по органи-
зации и управлению производством Л.В.Саличем, ко-
торый, будучи начальником цеха 103, взял на себя
руководство изготовлением экспериментальных дви-
гателей и выполнение наиболее ответственных опе-
раций сборки смесительных головок. Одновременно
была разработана технология, по которой изготов-
лены сопла с геометрической степенью расширения
100 методом ротационной вытяжки из жаропрочного
ниобиевого сплава с жаростойким молибденосили-
цидным покрытием. Основная заслуга в этом при-
надлежит А.И.Дудину и А.В.Перминову.
Двигатель 11Д458М был разработан с удельным
импульсом тяги 300-305 ед. с обеспечением посто-
янства тяги и расходных характеристик при измене-
нии в широком диапазоне давления компонентов
топлива на входе в двигатель.
Поисковые работы по оптимизации рабочего про-
цесса в камере, конструкции смесителей и геометрии
камеры сгорания, проведенные Ф.А.Казанкиным,
Ю.А.Бешеневым и Е.В.Семкиным, позволяют довести
экономичность двигателей этого класса до 305-313 с.
Работы выполнены в сжатые сроки по предложенной
специалистами КБ методике, которая позволяет вы-
бирать геометрические параметры и конструкцию
форсунок, геометрию камеры сгорания, а также оп-
тимизировать рабочий процесс в камере сгорания
всего на трех-четырех экспериментальных экземпля-
рах двигателя. Это обеспечивает сокращение в 5-7 раз
количества опытных двигателей и затраты на отра-
ботку их конструкции. Кроме того, методика позво-
ляет обеспечить практически максимальный удель-
ный импульс тяги для применяемых материалов
стенки камеры сгорания.
347
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
ЖРДМТ 11Д458М
На рубеже XX и XXI вв. в связи с потерей техно-
логии изготовления применявшейся ДУ, оказалась
под угрозой прекращения своего существования
одна из группировок спутников связи. Для ее под-
держания необходимо было запустить несколько
спутников. Институт предложил ДУ на основе своих
традиционных технологий. Головная организация ре-
шилась на этот шаг и практически в течение года
двигательная установка 11Д414НС была разрабо-
тана, осуществлены первые поставки для летной экс-
плуатации.
Реализация задачи стала возможной благодаря
конструктивному взаимодействию всех работников
и руководителей КБ и института, задействованных в
этой важнейшей работе. В полной мере решили свои
задачи проектант-конструктор А.Ю.Кайгородцев,
конструктор П.Б.Мезенин, начальник сектора Р.Х.Ку-
что исключило влияние ко-
лебаний температуры на ра-
ботоспособность баков и
всей ДУ. Начальник отдела
С.П.Жиров и его замести-
тель В.А.Муркин обес-
печили отработку заправки
ДУ топливом и газом над-
дува в эксплуатирующей
организации. Заместитель
начальника отдела 071 А.Н.Боронин и начальник от-
дела 201 комплекса В.Б.Яхнин в крайне сжатые
сроки организовали изготовление и сборку опытных
и летных узлов, агрегатов и ДУ в целом. Все эти ра-
туев, начальник группы Е.ВЛеденева, ставшая одним
из основных разработчиков систем, в т.ч. баллонов
высокого давления, И.Б.Киселева, возглавившая раз-
работку электрики, БКС, электрической схемы, элек-
троклапанов, А.В.Безбородов, разработавший кла-
паны запуска ДУ, фильтр тонкой очистки. Главный
специалист Ю.А.Бешенев провел расчетно-аналити-
ческие работы по оптимальному использованию
компонентов топлива и газа наддува; Т.Р.Волкова с
минимальными издержками подтвердила установ-
ленные сроки активного существования. Ю.С.Архи-
пов в кратчайшие сроки разработал конструкцию
компенсатора теплового расширения компонентов
топлива и обеспечил его отработку и изготовление,
БХК
348
Глава 6
А.С.Карпенко
А. А.Долгих.
С2005 г. -директор
НИИМаш
Н.М.Таран
боты велись под непосред-
ственным контролем ди-
ректора института Б.А.Не-
красова.
В этот же период от НПО
ПМ им. М.Ф.Решетнева
(г. Железногорск) поступил
заказ на разработку блока
хранения ксенона для
электроракетной двига-
тельной установки. Осо-
бенность создания БХК -
применение только отече-
ственных, в т.ч. компози-
ционных, материалов. В про-
цессе разработки достигнут высокий уровень
массового совершенства: масса БХК в незаправленном
состоянии -15,4 кг, в т.ч. масса баллона - 9,5 кг при
заправке 71 кг ксенона.
С 2009 г. БХК изготавливается и поставляется
В 2005 г. директором института был назначен
А.А.Долгих. Основные усилия в его деятельности на-
правлены на дальнейшее развитие института. Его за-
местители А.С.Карпенко и Н.М.Таран с группой веду-
щих специалистов разрабатывают комплексную
программу технического перевооружения производ-
ственной и испытательной базы, осуществляют ее
поэтапно.
А.А.Долгих был одним из инициаторов под-
ключения института к реализации программы
«Фобос - Грунт». Особенность этого нового заказа
состояла в том, что институту впервые предложили
участвовать в программах исследования дальнего
космоса, и, кроме того, требования к массе ДУ были
жесткими. Практически все работы были выполнены
на собственной производственно-испытательной
базе. Схемы самой ДУ и всей ее элементной базы -
новые. Разработка топливных баков, баллонов вы-
сокого давления, системы редуцирования, модерни-
зация конструкции товарных двигателей 11Д428А-16 и
МД-08 (варианты «Ф») проводились при возрастаю-
ДУ ВА по программе «Фобос - Грунт»
потребителю для различных КА, ведутся работы по
совершенствованию его массовых характеристик.
Эта работа уникальна, ее продолжение позволит рас-
ширить возможности по обеспечению космической
отрасли двигательными установками нового поколе-
ния. Особый вклад в разработку этого направления
вложили Ю.С.Архипов, А.И.Дудин (особенно в части
создания технологии раскатки особо тонких (-0,5 мм)
лейнеров, что является особо
важным для обеспечения массо-
вых характеристик бака), А.Н.Ер-
маков и ААШеронов.
За период 2011-2015 гг.
поставлены 43 блока хране-
ния ксенона для спутни-
ков AMOS-5, Telkom-3,
«Ямал-ЗООК», «Экспресс-АМ5»,
«Экспресс-АМб», Kazsat-З и
др. По состоянию на декабрь
2015 г. в летной эксплуатации
находятся 27 экземпляров.
Б.М.Максимов
ЖРДМТ 11Д428АФ
Газовый РДМТ МД08-02
349
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Л.М.Рудных
Л.В.Салич
В.С.Антропов
щей загрузке института плановыми поставками дви-
гателей. Проверка тяговых характеристик газовых
ракетных двигателей проводилась на новом тягоиз-
мерительном устройстве разработки Б.М.Макси-
мова.
Дополнительно институту предложили разработку
двигателей и блоков двигателей тягой 39 и 5,5 кгс с вы-
сокой экономичностью (304 и 290 ед. соответ-
ственно), а также двигателей тягой 1,3 кгс на базе
17Д58Э. Блоки двигателей предназначались для ДУ
перелетного модуля. Для совершенствования массо-
вых характеристик ДУ давление компонентов топ-
лива на входе в двигатели было снижено с тради-
ционных 15 до 12 кгс/см2, в связи с чем
И.Б.Киселева
Л.С.Гребенюк
ужесточились требования к организации рабочего
процесса в камерах сгорания.
Основная нагрузка при разработке двигателей
тягой 39 кгс (11Д458Ф) и 5,5 кгс (11Д457Ф) легла
на Ф.А.Казанкина, Ю.А.Бешенева и Е.В.Семкина, а
также А.В.Безбородова (в части стабилизатора рас-
хода), И.Б.Киселеву (в части электрооборудования),
В.А.Муркина и В.С.Антропова (в части сопровожде-
ния, испытаний и анализа их результатов). Замести-
тель начальника цеха 103 А.М.Чумичев и начальник
управления производством Л.В.Салич обеспечили
изготовление опытных образцов и участвовали в
создании технологии изготовления двигателей и
блоков двигателей. 101-й испытательный комплекс
под руководством начальника комплекса Л.М.Руд-
ных обеспечил практически бесперебойный темп ис-
пытаний, несмотря на непрерывную плотную за-
грузку испытаниями товарных двигателей и другими
темами.
Под руководством опытных высококвалифициро-
ванных ветеранов Ю.А.Бешенева, Е.В.Леденевой,
Ю.С.Архипова, Л.С.Гребенюк и И.Б.Киселевой свое
слово сказали молодые специалисты. Инженеры-
конструкторы А.А.Шеронов и А.Н.Ермаков - одни из
основных разработчиков баков, баллонов высокого
давления и сборки ДУ. Техники Т.И.Веникова и
Е.Д.Карташова, учась на последних курсах института,
самостоятельно разработали электрические схемы
ДУ и двигателей. Т.И.Веникова была одним из основ-
ных разработчиков сборочного и габаритного черте-
жей и ТУ на сборку двигателя 11Д457Ф. Она же со-
вместно с Е.Д.Карташовой оформляла результаты
огневых испытаний двигателей. В дальнейшем
Т.И.Веникова обеспечила решение всех вопросов по
ДУ ВА в процессе входного контроля в НПО им.
С.А.Лавочкина и монтажу ДУ ВА в КА в качестве пол-
номочного представителя института.
К этой теме подключились также ведущие спе-
циалисты КБ Ю.З.Андреев, И.Б.Киселева и Л.С.Гре-
бенюк, обеспечившие конструкторское сопровожде-
ние изготовления всей номенклатуры ЖРДМТ,
поставлявшихся для летной эксплуатации.
В ДУ была внедрена безредукторная система
наддува на базе быстродействующих клапанов вы-
сокого давления 14Ц71. Для отработки этой си-
стемы необходимо было разработать схему и алго-
ритм управления клапанами. Эту задачу решил и
реализовал Г.В.Ульянов; разработав алгоритм и
схему управления, он самостоятельно провел весь
комплекс экспериментальной отработки системы
наддува.
В 2009 г. по заказу ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс»
был разработан четырехкамерный корректирующе-
тормозной двигатель малой тяги МВСК83. В состав
350
Глава 6
КТД входят 4 ЖРДМТ 11Д428А-24 (дальнейшая мо-
дернизация двигателя 11Д428А-16).
С 2012 г. начата разработка нового двигателя
тягой 25 кгс (МВСК 02) по заказу РКК «Энергия» для
перспективной пилотируемой транспортной си-
стемы. Планка требований к двигателю поднята
в очередной раз: поставлена задача создать ЖРДМТ
с удельным импульсом тяги 307 с и обеспечением
постоянства тяги и расходных характеристик при из-
менении давления компонентов топлива на входе
в двигатель в широком диапазоне.
Институт располагает необходимым научным,
конструкторским, производственным и испытатель-
ным потенциалом, обеспечивающим создание дви-
гателей малой тяги на самовоспламеняющихся и на
экологически безопасных топливах «кислород - во-
дород», «кислород - метан», «кислород - керосин»,
«кислород - спирт» и т.п., а также двигательных
установок на их основе в обеспечение космических
программ различного назначения.
Для оценки технического уровня ЖРДМТ разра-
ботки НИИМаш проведена серия сравнительных ис-
пытаний на зарубежной топливной композиции
«M0N -г ММГ». Первые испытания были проведены
в середине 1990-х гг. на стендах фирмы «Аэроджет»
(США): двигатель 11Д458 поставочного исполнения
со стальной камерой сгорания продемонстрировал
свою работоспособность, удельный импульс тяги со-
ставил 291 с. В 2010-е гг. испытания на собственной
стендовой базе двигателя 11Д458М показали воз-
можность достижения удельного импульса тяги 318 с,
что соответствует лучшим зарубежным образцам.
В НИИМаш продолжаются работы по созданию
двигателей на экологически безопасных топливах.
В результате экспериментальных исследований,
выполненных в НИИМаш в 1970-1990-е гг. и начале
XXI в. накоплен значительный научно-технический
задел по организации рабочего процесса в камерах
РДМТ на экологически безопасных компонентах топ-
лива, таких как кислород газообразный + керосин
(РДМТ 17Д16 тягой 20 кгс, 1986 г.), кислород газо-
образный + этанол (РДМТ 17Д16М тягой 25 кгс, 2010 г.),
кислород газообразный + водород газообразный
(РДМТ КВ-16 тягой 10 кгс, 2013 г.), кислород газо-
образный + метан (РДМТ КВМ тягой 10 кгс, 2015 г.).
С 1992 по 2016 г. в НИИМаш созданы двигатели
11Д428А-14, 11Д428А-16, 11Д428АФ-16, 11Д458М,
11Д458Ф, 11Д457Ф, МД08-02, МВСК83 (четырехка-
мерный корректирующее-тормозной двигатель на
основе ЖРДМТ), ДУ ВА по программе «Фобос -
Грунт», ДУ 11Д414НС для спутников связи «Молния»,
блок хранения ксенона, бак рабочего тела МВСК84
для хранения и подачи гидразина, созданы опытные
образцы двигателя МВСК02 для перспективного пи-
лотируемого транспортного корабля, создан опыт-
ный образец двигателя МВСК14 на экологически
безопасных компонентах топлива для двигательной
установки реактивной системы управления перспек-
тивного кислородно-углеводородного разгонного
блока.
ЖРДМТ 11Д457Ф
КТДМВСК83
ЖРДМТ МВСК 02
351
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Ъ&Ндмайлаба
АО «Турбонасос»
РАЗРАБОТКА ТНА ДЛЯ ЖРД
АО «Турбонасос» - современное научно-производ-
ственное предприятие, входит в состав Госкорпорации
«Роскосмос» (100 % акций). В состав предприятия входят
проектно-конструкторский и производственно-экспери-
ментальный комплексы.
За АО «Турбонасос» закреплены разработка, изготов-
ление, испытания и сервис насосов, турбин и энергети-
ческих систем для ракетно-космической отрасли, а также
для таких базовых отраслей национальной экономики
РФ, как добыча, транспорт и переработка нефти и газа,
энергетика, черная и цветная металлургия, производство
минеральных удобрений.
Создание спецтехники и проведение НИОКР по зака-
зам Роскосмоса - одно из основных направлений разви-
тия предприятия. Большим практическим достижением
АО «Турбонасос» явилось создание турбонасосного агре-
гата подачи керосина и жидкого кислорода для жидкост-
ного ракетного двигателя РД-0124 третьей ступени новой
ракеты-носителя среднего класса «Союз-2» и турбона-
сосного агрегата подачи жидкого водорода для нового
жидкостного ракетного двигателя РД-0146.
АО «Турбонасос» имеет успешный 25-летний опыт
разработки различного импортозамещающего промыш-
ленного оборудования. По заказам ПАО «ГМК «Нориль-
ский никель», ПАО «Транснефть», ПАО «Лукойл», ПАО
«НК «Роснефть», ПАО «Газпром», ПАО «НЛМК», ПАО
«Северсталь», ОАО «Стойленский ГОК», ПАО «ППГХО»,
АО «Минудобрения» и других предприятий были разра-
ботаны химические, нефтяные, многофазные, шламовые
электронасосные агрегаты, автоматизированные много-
фазные насосные станции, гидроциклоны, автоматизи-
рованные насос-гидроциклонные установки, газовые
эжекторы, запорно-регулирующая арматура и другое
оборудование.
В настоящее время АО «Турбонасос» по госконтрак-
там с Роскосмосом проводит работы по НИОКР в рамках
Федеральной целевой программы. Целью работ является
создание новых технологий для последующего внедре-
ния их на предприятиях ракетно-космической отрасли.
Например, создание технологии изготовления рабочих
колес турбин ЖРД, выполненных по окислительной
схеме, и исключение возможности их возгорания как
фактора, относящегося к категории катастрофических.
Новая технология изготовления рабочих колес турбин
ЖРД объединит самые современные методы и техноло-
гии формирования высоконагруженных деталей сложной
пространственной конфигурации, а также технологии
создания защитных барьерных покрытий, обладающих
высокой жаростойкостью,
прочностью и адгезией. Рабо-
чие колеса турбин, изготов-
ленные по новой технологии,
будут проходить жесткие те-
стовые испытания на специ-
альной установке («огневом»
стенде) в условиях более на-
пряженных, чем в составе
штатных ЖРД.
Руководителем предприя-
тия является Сергей Георгие-
вич Валюхов.
При участии С.Г.Валюхова
был создан ряд ЖРД для
ракет-носителей РД-0242
(стартовая разгонная ступень
С.Г.Валюхов.
Гэнеральный директор,
генеральный конструк-
тор АО «Турбонасос»
ракеты морского базирования), РД-0243 (боевая ракета
морского базирования РСМ-54), РД-0255 (вторая ступень
боевой ракеты РС-20), РД-0120 (кислород-водородный
маршевый двигатель второй ступени ракеты-носителя
«Энергия» универсального ракетно-космического ком-
плекса «Энергия - Буран»),
В1985 г. С.Г.Валюхов был назначен начальником от-
дела 116 - основного и самого многочисленного кон-
структорско-расчетного отдела КБ Химавтоматики. В пе-
риод его руководства была выполнена отработка ТНА
ЖРД РД-0120 на ресурс и обеспечено два запуска РН
«Энергия». Осуществлено конструкторское сопровожде-
ние серийного изготовления ТНА ЖРД двигателей на за-
водах г. Воронеж, Пермь и Красноярск.
С 1989 по 1992 г. отмечалось резкое снижение фи-
нансирования работ по космической тематике. С.Г.Валю-
хов понимал, что состояние недофинансирования от-
расли не может продолжаться вечно, не может быть
великой и богатой страны без крепкой обороны и косми-
ческих технологий. Творческим коллективом ведущих и
главных специалистов КБХА в содружестве со специали-
стами НПО «Энергия», ЦНИИМАШ, НИИХИММАШ был
выполнен ряд прорывных разработок на уровне эскизных
проектов в области создания принципиально новых
ракет-носителей на топливе «кислород - водород». Пер-
вая разработка являлась тяжелой РН на водородном топ-
ливе с тягой ЖРДУ более 2000 т. Особенностью проекта
являлась возвращаемая двигательная установка. Носи-
тель по конструктивной схеме был существенно проще
знаменитой ракеты «Энергия», однако степень его совер-
шенства, в части относительной полезной нагрузки, пре-
высила показатели самой совершенной на тот период ра-
кетной системы «Энергия - Буран». Инициаторами этих
работ от КБХА выступили С.Г.Валюхов и В.Н.Веселов.
Вторая работа относилась к направлению создания
многоразовых авиационно-космических систем. Коллек-
тив специалистов КБХА при непосредственном участии
352
Глава 6
С.Г.Валюхова выполнил разработку эскизного проекта
ЖРДУ линейной схемы с плоским, несимметричным со-
плом, интегрированным с планером космического само-
лета. Результаты этих проработок показали, что водород-
ные двигательные установки являются прямыми
конкурентами ЖРД трехкомпонентной схемы примени-
тельно к маршевым двигательным установкам. Таким об-
разом, позиции маршевых трехкомпонентных схем ЖРД
были серьезно потеснены, а позиции водородных двига-
телей серьезно усилены.
Следует отметить, что в рамках этих работ впервые
рассматривалось создание т.н. морского старта, что в
дальнейшем нашло свою практическую реализацию в
рамках международного проекта.
24 ноября 1992 г. в целях повышения эффективности
деятельности предприятия в современных условиях хо-
зяйствования, повышения заинтересованности подраз-
делений в результатах своего труда, увеличения объемов
и качества выпускаемой продукции, повышения жизнен-
ного уровня работников приказом № 446 руководителя
КБ Химавтоматики А.Д.Конопатова был создан Научно-
производственный комплекс «Турбонасос». Руководите-
лем комплекса был назначен С.Г.Валюхов. Серьезным ис-
пытанием на прочность для всех служб нового
предприятия «Турбонасос» (ныне АО «Турбонасос») яви-
лось освоение выпуска ТНА ЖРД РД-0124 (для третьей
ступени ракеты-носителя «Союз-2») и ТНА горючего для
ЖРД РД-0146 (для КВРБ перспективных вариантов ракет-
носителей «Протон» и «Ангара»). По заказу Минобороны
России С.Г.Валюхов обеспечил своевременную разра-
ботку турбокомпрессора-детандера для системы очистки
воздуха, герметизированных объектов бронетанковой
техники, а также вакуумных и герметичных электрона-
сосных агрегатов для систем кораблей и судов ВМФ.
Умело используя опыт, накопленный при проектиро-
вании и создании турбонасосных агрегатов и узлов жид-
костно-ракетных двигателей, специалисты АО «Турбона-
сос» под техническим руководством С.Г.Валюхова смогли
реализовать сложные технологические задачи и проекты
в области разработки импортозамещающего насосного
и энергетического оборудования для базовых отраслей
экономики России.
Химические электронасосные агрегаты типа ХГН и
ХВН успешно заменяют продукцию фирм Friatec-Rhein-
hutte и KSB; переносные герметичные шламовые элек-
тронасосные агрегаты типа ППН смогли потеснить обо-
рудование, выпускаемое фирмой ITT-Flygt, нефтяные
вертикальные электронасосные агрегаты типа НВН до-
стойно конкурируют с изделиями фирмы Worthington.
Электронасосные агрегаты типа МВН послужили базисом
для разработки и производства модульных автоматизи-
рованных многофазных насосных станций производи-
тельностью от 60 до 500 м3/ч взамен многофазных стан-
ций фирм Leistrits и Вогпептапп.
На базе шламовых электронасосных агрегатов типа
ПГН и гидроциклонов типа ГЦ разработаны и серийно из-
готавливаются автоматизированные системы гидроци-
клонной классификации суспензий руд черных и цветных
металлов производительностью от 50 до 2000 м3/ч, кото-
рые на рынке соперничают с насос-гидроциклонными
установками фирмы Engineering Dobersek.
Объектом особой гордости достижений С.Г.Валюхова
как генерального конструктора может служить создание
в 2010 г. при его непосредственном участии первого оте-
чественного магистрального нефтяного насоса МНН7500,
за который предприятие в 2011 г. получило Националь-
ную премию в области насосного оборудования «Живой
поток» в номинации «Новинка года». Серийное производ-
ство агрегатов на базе насоса МНН7500 позволило пред-
приятию достичь высоких технико-экономических пока-
зателей. В результате в 2011 г. «Турбонасос» стал
победителем проводимого Российским союзом промыш-
ленников и предпринимателей Всероссийского конкурса
«Лучшее российское предприятие. Динамика, эффектив-
ность, ответственность - 2011» в номинации «За устой-
чивую динамику развития организации».
Полномасштабные испытания насоса МНН7500 со
сменными роторами проводились на новом испытательном
сертификационном стенде, специально созданном на пред-
приятии для проведения гидравлических испытаний насо-
сов большой производительности мощностью до 10 МВт.
Этот уникальный объект не имеет аналогов в России.
Творческий потенциал С.Г.Валюхова как конструктора
также воплощен в исследованиях, посвященных разра-
ботке научно-технических основ расчета, проектирова-
ния, изготовления и испытаний лопаточных агрегатов и
энергетических систем в ракетной технике и базовых от-
раслях промышленности, методикам работы с результа-
тами интеллектуальной деятельности. Эти исследования
явились основой его докторской диссертационной ра-
боты. В 2003 г. под его руководством в Воронежском го-
сударственном техническом университете создана ка-
федра нефтегазового оборудования и транспортировки,
а в 2011 г. усилиями С.Г.Валюхова и специалистов ка-
Стенд гидравлических испытаний СГИ 10000
353
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
федры открыта аспирантура по специальности «Гидрав-
лические машины и гидропневмоагрегаты». В 2008 г.
С.Г.Валюхову присвоено звание «Почетный работник
высшего профессионального образования Российской
Федерации», с 2011 г. он действительный член Россий-
ской инженерной академии. За создание новых образцов
техники для нужд оборонного комплекса и народного хо-
зяйства в рамках импортозамещения в 2017 г. С.Г.Валю-
хову присвоено звание «Заслуженный конструктор РФ».
Начиная с 2001 г., раз в два года, на базе предприятия
«Турбонасос» под председательством С.Г.Валюхова про-
водятся международные научно-технические конферен-
ции «СИНТ». В 2017 г. состоялся уже девятый по счету
форум, участниками которого стали ведущие ученые и
специалисты в области насосного оборудования из
11 стран мира. С декабря 2011 г. по инициативе С.Г.Ва-
люхова издается специализированный научно-техниче-
ский журнал «Насосы. Турбины. Системы».
ТНА для ЖРД
Турбонасосный агрегат к двигателю РД-0124
В январе 1993 г. по ТЗ Государственного научно-про-
изводственного ракетно-космического центра «ЦСКБ-
Прогресс» по контракту Росавиакосмосом были начаты
работы по двигателю РД-0124, предназначенному для ис-
пользования в качестве маршевого на третьей ступени
модернизированной PH «Союз-2», выводящей на более
высокие орбиты искусственных спутников Земли, чем
«Союз», пилотируемые и непилотируемые объекты боль-
шей массы с полигона Байконур или объекты той же
массы с российского полигона Плесецк. Началу работ по
ТНА для ЖРД РД-0124
теме предшествовал ана-
лиз вариантов модерни-
зации двигательной уста-
новки блока «И» PH
«Союз». Предпочтение
было отдано двигателю
РД-0124, который пред-
ставляет собой четырех-
камерный двигатель,
работающий на компо-
нентах топлива жидкий
кислород, керосин (Т-1,
Т-1 с, РГ-1).
ТНА предназначен
для подачи керосина и
жидкого кислорода в га-
зогенератор и камеру
двигателя. Он состоит из
насосов окислителя и го-
рючего, скомпонован-
ного в одном блоке с
ЖРД РД-0124
турбиной. В обоих насосах ТНА имеется автоматическое
устройство для разгрузки ротора от осевых сил. Для
предотвращения контакта компонентов насосы разде-
лены промежуточной полостью и системой уплотнений
по валу с основным и промежуточным дренажом.
Турбонасосный агрегат к двигателю РД-0146
Для повышения возможностей PH тяжелого класса
по выведению космических аппаратов в широком диапа-
зоне орбит производится модернизация существующих
разгонных блоков. Основное направление - применение
для двигателей топлива «кислород - водород».
Имея многолетний опыт отработки кислородно-водо-
родного ЖРД РД-0120, а также развитую производствен-
ную, экспериментальную и испытательную базы, АО
«Турбонасос» активно участвовал в разработке двигателя
для кислородно-водородных разгонных блоков под раз-
личные задачи, определенные разработчиками перспек-
тивных PH. Начало проектирования двигателей для КВРБ
относится к 1989 г. Это ЖРД Р095, РД-0131, РД-0132.
В 1997 г. по техническому заданию ГКНПЦ им.
М.В.Хруничева для
перспективных вариан-
тов PH «Протон», «Ан-
гара» начата разра-
ботка двигателя тягой
10 тс с высотным со-
плом.
Двигатель впервые
в России спроектиро-
ван по безгенератор-
ной схеме с обеспече-
нием многократного
запуска в полете, с вы-
движным неохлаждае-
мым сопловым насад-
ком и управлением
вектором тяги в двух
плоскостях.

ТНА «Г» для ЖРД РД-0146
354
Глава 6
Для обеспечения высоких энергетических параметров
двигателя была выбрана схема с раздельными ТНА. При
этом для обеспечения повышенного КПД насоса «Г»,
уменьшения его габаритов и массы выбрана высокая ско-
рость вращения ротора -130000 об/мин.
ТНА горючего предназначен для подачи жидкого во-
дорода высокого давления к агрегатам двигателя и со-
стоит из осевой двухступенчатой турбины и двухступен-
чатого шнекоцентробежного насоса. Насос водорода
скомпонован с турбиной в одном узле. Рабочим телом
турбины является газообразный водород.
Исходные предпосылки развития
стендовой базы для задач КВТК
В настоящее время АО «Турбонасос» в рамках Феде-
ральной целевой программы «Развитие ОПК РФ 2020»
ведет работы по созданию промышленной технологии
№ 1.2.1.79 изготовления узлов турбин турбонасосных
агрегатов, стойких к возгоранию в окислительном газе
(ОКР «Окислитель»),
Создана технология нанесения защитных нанострук-
турированных покрытий на проточные части турбин ТНА
ЖРД, работающих в окислительной, высокотемператур-
ной среде:
1.	Спроектирована, изготовлена и введена в эксплуа-
тацию установка УНЗП400 (диаметр рабочей камеры -
400 мм) по нанесению наноструктурированного покрытия
системы на основе оксида циркония, стабилизированного
оксидом иттрия ZrO2-Y2O3. Единственный применяемый
в настоящее время керамический материал для создания
теплозащитных покрытий.
2.	Проведен комплекс экспериментальных работ на
образцах и рабочих узлах турбин по исследованию режи-
мов нанесения покрытия, исследованию его свойств (тол-
щина, структура, сплошность, термостойкость, проч-
ность, адгезия с основой и др.). Полученные
технологические результаты позволили применить дан-
ное покрытие на лопатках и бандаже рабочего колеса тур-
бины (РКТ) двигателя РД0124.
3.	Создана наземная установка УИВТ600 (стендовый
комплекс «Окислитель») для исследования и конструк-
торской отработки турбин ЖРД в среде окислительного
газа. Установка обеспечивает следующие параметры ис-
пытания РКТ ЖРД:
-	давление в газогенераторе - 0-65 Мпа;
-	давление в имитаторе ТНА высокого давления -
0-65 Мпа;
-	температура в газогенераторе - 0-850 °C;
-	температура в имитаторе высокого давления -
0-850 °C;
-	давление насоса высокого давления воды - 0-50 МПа;
-	давление на выходе из насоса высокого давления
керосина-0-70 МПа;
-	давление насоса высокого давления жидкого кис-
лорода-0-70 МПа;
-	обороты ротора РКТ:
•	привод генераторным газом - 0 90000 об./мин;
•	привод от главного электропривода-0-40000 об/мин;
-	расход жидкого кислорода высокого давления -
0,5-2 кг/с;
-	расход керосина высокого давления - 0,02-0,1 кг/с;
-	обороты вала главного электропривода -
0-3000 об./мин;
-	мощность главного привода - 2 МВт.
Состав установки УИВТ600
Стендовый комплекс «Окислитель» создан по мо-
дульному принципу, что позволяет возводить, при не-
обходимости модернизировать и наращивать дополни-
тельными системами. Второй основополагающий
принцип, который определил облик и затраты на соз-
дание стендового комплекса, состоит в организации ис-
пытаний по схеме «с колес». На стендовом комплексе
не предполагается хранение компонентов топлива. Все
компоненты поступают на стенд непосредственно
перед испытанием со станции выработки и хранения
компонентов, которая расположена в непосредствен-
ной близости (3-4 км) от испытательного комплекса
УИВТ600. Транспортировка компонентов к испытатель-
ному комплексу УИВТ600 может выполняться в ТРЖК
предприятия - хранилища с последующей заправкой
емкостей (танк-контейнеров) стенда. Также возможна
заправка танк-контейнеров стенда на предприятии-хра-
нилище с последующей их транспортировкой на стен-
довый комплекс УИВТ600.
Стендовый комплекс УИВТ600 состоит из следующих
основных блоков и модулей:
-	модуль огневой;
-	модуль окислителя;
-	модуль балластировочной воды;
-	модуль управления;
-	модуль энергопривода (ТПЧ);
-	блок-модуль энергетический;
-	танк-контейнер воды;
-	танк-контейнер кислорода.
Все модули и блоки установлены на фундаменты. Осо-
бое внимание уделено фундаменту модуля огневого, в ко-
тором установлен высокооборотный агрегат мощностью
2 мВт. Масса фундамента составляет более 100 т, он обо-
рудован заливной рамой основания, в которую раскреп-
ляются анкерные болты. На раме фундамента установлены
рамы строительной части модуля огневого и высокообо-
ротного энергоагрегата. Весь этот пакет насквозь стянут
анкерными болтами. Испытания привода энергоагрегата
мощностью 2 мВт на режиме полных оборотов
(3000 об/мин) подтвердил надежность силового раскреп-
ления энергоблока. Вибрации опор не превышали 2-3 мм/с.
355
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
г ак.Ошеб
ПАО НПО «Искра»
РАБОТЫ ПО ИЗДЕЛИЯМ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ
ТЕХНИКИ ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ,
ДОСТИГНУТЫЕ
ПОД РУКОВОДСТВОМ ГЕНЕРАЛЬНОГО
КОНСТРУКТОРА м.и.соколовского
Научно-производственное объединение «Искра» яв-
ляется признанным лидером в области российского
твердотопливного двигателестроения. Исследованием
и разработкой ракетных двигателей твердого топлива
НПО «Искра» занимается более 60 лет. Среди наиболее
важных научно-технических достижений в этой обла-
сти, определяющих приоритет предприятия, являются:
-	маршевые РДТТ с высоким коэффициентом энер-
гомассового совершенства;
-	высокоэффективные корпуса двигателей из ком-
позиционных материалов;
-	раздвижные поворотные управляющие сопла с
одним или несколькими выдвигаемыми насадками;
-	серия высоконадежных РДТТ специального на-
значения, стартово-разгонные двигательные установки
крылатых ракет;
-	сопловые насадки из углерод-углеродных компо-
зиционных материалов для жидкостных ракетных дви-
гателей разгонных блоков ракет-носителей.
В 1994 г. НПО «Искра» в качестве генерального кон-
структора и генерального директора возглавил Михаил
Иванович Соколовский. В самые трудные для страны и
предприятия годы он, благодаря потрясающим усилиям,
системному поиску вариантов удержания предприятия в
обойме реально действующих, благодаря своей коммуни-
кабельности, сумел сохранить предприятие и его научный
и интеллектуальный потенциал. Предприятие и его руко-
водитель, несмотря на трудности, искали возможности
расширения сотрудничества с российскими фирмами -
создателями оборонной техники.
С 1990-х гг. по настоящее время под руководством
М.И.Соколовского НПО «Искра» создан целый ряд пер-
спективных изделий, предназначенных для оснащения
РВСН, ВМФ, ракетно-космической отрасли, военно-кос-
мических сил, средств выведения. Разработки НПО
«Искра» характеризуются высокими техническими и
эксплуатационными параметрами, высокой степенью
надежности и не уступают лучшим мировым образцам.
Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров
СССР с конца 1980-х гг. велась разработка ракеты
Р-39УТТХ (тема «Барк»), предназначенной для воору-
жения подводных лодок проекта 941. В 1992 г. был за-
вершен полный цикл наземных испытаний составных
частей ракеты Р-39УТТХ. Усовершенствованный ком-
плекс разрабатывался в Миассе, в Государственном ра-
кетном центре им. академика В.П.Макеева под руковод-
ством генерального конструктора И.И.Величко.
Двигатели трех маршевых ступеней ракеты Р-39УТТХ
разрабатывались в пермском НПО «Искра».
Для новых двигателей ракеты Р-39УТТХ требова-
лось достижение более высокого энергетического по-
тенциала по сравнению с создававшимися в те годы
двигателями ракет наземного базирования (почти на
20-25 %) для выполнения той же боевой задачи по
дальности стрельбы и массе полезной нагрузки. Это
было связано с имевшимися ограничениями по габа-
ритам ракеты, повышенными требованиями к ее без-
опасности и надежности, особенно при запуске и на-
чале работы маршевого двигателя первой ступени,
условиями старта ракеты из подводного положения.
Требуемое повышение энергомассового совершен-
ства разрабатываемых двигателей в условиях жестких
габаритных ограничений могло быть достигнуто не
только за счет применения твердых топлив повышен-
ной энергетики, но и оптимизацией конструктивно-ком-
поновочных схем двигателей (корпуса типа «кокон» из
композиционных материалов с удлиненными узлами
стыка, утопленная в камеру дозвуковая часть сопла,
раздвижные сопла двигателей второй и третьей ступе-
ней и др.). Наряду с этим одним из очевидных способов
М. И. Соколовский на Байконуре
356
Глава 6
повышения их энерговооруженности являлось уве-
личение количества топлива в заданном объеме двига-
теля без ухудшения его внутрибаллистических и энер-
гетических характеристик, надежности, безопасности
эксплуатации, т.е. обеспечение максимально достижи-
мого коэффициента объемного заполнения камеры
сгорания топливом.
При разработке ракеты Р-39УТТХ, наряду с исполь-
зованием для второй и третьей ступеней высокоэнер-
гетического топлива, содержащего гидрид алюминия,
повышением рабочего давления в камерах сгорания,
увеличением степени расширения сопел, были спроек-
тированы новые конструктивные схемы зарядов с ча-
стично горящими торцами у днищ корпусов маршевых
РДТТ.
Конструкции зарядов были выполнены в виде каналь-
ных моноблоков, на которых вместо традиционных ком-
пенсаторов в виде продольных или поперечных щелей
использовалась часть открытой поверхности, прилегаю-
щей к переднему днищу корпуса для первой и второй сту-
пеней и к заднему днищу для третьей ступени.
Несмотря на внешнюю простоту подобного под-
хода, при разработке элементов корпуса, заряда и тех-
нологической оснастки требовалось решить ряд слож-
ных конструкторских и технологических проблем для
того, чтобы одновременно обеспечить:
-	герметизацию заманжетной полости корпуса при
формовании заряда, т.е. обеспечить непопадание топ-
лива в зазор между днищем корпуса и укороченной
манжетой;
-	одновременное вакуумирование внутреннего
объема корпуса и заманжетной полости при формова-
нии заряда;
-	оптимальные толщины теплозащитного покрытия
днища в зоне открытого торца и еще целый ряд специ-
фических требований.
Эту работу НПО «Искра» выполнило совместно с
ФНПЦ «Алтай», возглавляемым генеральным директо-
ром Г.В.Саковичем.
Характерной особенностью отработки твердотоп-
ливных маршевых двигателей ракеты Р-39УТТХ также
стала разработка, развитие и широкое практическое
применение методологии предельных, запредельных,
ресурсных и форсированных прочностных испытаний
зарядов и двигателей.
Методологический акцент был сделан на проведе-
нии предельных, ресурсных и форсированных проч-
ностных испытаний РДТТ, которые оснащались инди-
видуальными средствами измерения перемещений,
напряжений и деформаций.
Работы по созданию корпуса типа «кокон» для пер-
вой ступени были выполнены НПО «Искра» совместно
с еще одним традиционным смежником - ЦНИИСМ
(г. Хотьково Московской области). В процессе этой ра-
Корпус двигателя первой ступени
ракеты Р-39УТТХ (ЗМ91)
боты совместно с разработчиками ракеты была впер-
вые решена задача размещения кабельной сети
в стенке мотаного корпуса.
В корпусе двигателя первой ступени ракеты, в от-
личие от Р-39, для достижения требуемых характери-
стик были использованы новые, более эффективные
композиционные материалы на основе органических
волокон типа «Армос» и органостеклотканей для несу-
щих элементов конструкции, а также новые эласто-
меры для внутренней теплозащиты корпусов. Исполь-
зование материалов с повышенной удельной
прочностью позволило вдвое увеличить уровни давле-
ний и тем самым уменьшить габариты и массу сопло-
вых блоков, достичь более высокой степени расшире-
ния и более высокого удельного импульса тяги.
Для обеспечения высокой плотности компоновки
сопловые блоки верхних ступеней были выполнены
раздвижными, с двумя выдвигаемыми насадками с
применением углерод-углеродных композиционных
материалов. Для всех двигателей маршевых ступеней
применялись поворотные управляющие сопла на эла-
стичном опорном шарнире, для отклонения которых
использовались газогидравлические рулевые приводы.
Корпус двигателя третьей ступени, выполненный
близким к сферическому, получил среди разработчи-
ков название «чечевица» и фактически состоял только
из переднего и заднего днища, которые были выпол-
нены непрерывной намоткой нитей органопластика.
Размещенный в нем заряд имел небольшой глухой
канал и задний горящий торец. Раскрытие и воспламе-
нение торца обеспечивалось после запуска двигателя
деформированием корпуса и заряда за счет полного
скрепления передней полусферы корпуса с зарядом. В
результате для этого двигателя достигнут наивысший
в отечественной и зарубежной практике коэффициент
объемного заполнения двигателя топливом -0,98.
Благодаря предложенной для двигателя первой сту-
пени конструкции заряда, запас прочности по дефор-
мациям на канале оказался достаточным, чтобы гаран-
357
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Двигатель третьей ступени ракеты Р-39УТТХ (ЗМ91)
тировать вероятность безотказной работы заряда
в первые пять секунд его работы не ниже 0,99999. Это
позволило обеспечить повышенную безопасность для
носителя при старте ракеты.
К 1992 г. из-за утраты уникального производства,
производившего один из компонентов твердого топ-
лива для ДУ второй и третьей ступеней, топливо при-
шлось заменить на менее эффективное. Это привело к
уменьшению энергетики ракеты и, соответственно,
массы ее боевой нагрузки.
Летные испытания пусками ракет Р-19УТТХ с на-
земного стенда были начаты в 1993 г. При первом
пуске, состоявшемся в ноябре 1993 г., произошел
преждевременный запуск двигателя отделения амор-
тизационной ракетной системы, после чего по команде
на отделение и снятие жесткой связи амортизационная
система не отделилась, и ракета продолжила полет с
дополнительной массой около 5 т. Двигатели первой и
второй ступеней отработали в штатном режиме. В про-
цессе разделения второй и третьей ступеней обтекатель
ракеты вместе с амортизационной системой отделился,
а после запуска маршевой ДУ третьей ступени ракета
догнала и столкнулась с отделившимися от нее обтека-
телем и амортизационной системой. Анализ информа-
ции по первому пуску определил две вероятные при-
чины преждевременного запуска двигателя отделения
амортизационной системы.
При втором пуске в декабре 1994 г. из-за значитель-
ных виброударных нагрузок при запуске двигателя пер-
вой ступени вышла из строя гироплатформа. Анализ
результатов испытаний показал, что такое явление на
отечественных твердотопливных двигателях было об-
наружено впервые. Аналогичное явление, но меньшей
интенсивности, было обнаружено при создании ракеты
«Трайдент-2» (США). Выработанные решения по ис-
ключению обнаруженного явления были подтверждены
успешными огневыми испытаниями двигателя, а также
отсутствием его при третьем пуске ракеты.
Выполнение доработок и неустойчивое финансиро-
вание привели к трехгодичному перерыву между вто-
рым и третьим пусками и сказались на поддержании
технологической дисциплины. Тогда же был поставлен
вопрос о сокращении объема летных испытаний в ин-
тересах завершения работы в установленные сроки.
После неудачного третьего пуска (через 4,3 с после
старта ракета взорвалась, причина - не были установ-
лены молибденовые вкладыши в системе наддува
объема между ракетой и амортизационной системой)
была создана государственная комиссия, которая под-
твердила, что ракета не соответствует тому облику из-
делия, который должен быть. К концу 1997 г. на Зла-
тоустовском машиностроительном заводе находилась
полностью укомплектованная ракета Р-39УУТХ № 4, ко-
торая после устранения всех замечаний должна была
быть отправлена на полигон в 1998 г. Для следующих
пяти ракет на заводах имелся задел составных частей
от 70 до 90 %. После 2000 г. следовало провести пуски
пяти ракет с переоборудованной лодки проекта 941 У.
Следует отметить, что научно-технический уровень
созданных НПО «Искра» (в кооперации с КБМ им. акаде-
мика В.П.Макеева, ФНПЦ «Алтай» и другими) двигателей
первой, второй, третьей ступеней ракеты Р-39УГГХ не усту-
пал, а во многом превосходил лучшие зарубежные ана-
логи. По оценкам российских специалистов, сопоставление
уровня энергомассового совершенства американских мор-
ских баллистических ракет с ракетой Р-39УТТХ, опреде-
ляемого величиной забрасываемой массы на дальность
10000 км (в килограммах), отнесенной к стартовой массе
ракеты (в тоннах), дает следующие величины: Р-39УПХ -
37,7; «Трайдент-1» - 34,7; «Трайдент-2» - 37,2.
В марте 1992 г. было принято решение о начале раз-
работки новой, полностью российской ракеты «Тополь-М»,
которая должна была стать основой перспективной
группировки РВСН. Требовалось разработать универ-
сальную по отношению к видам базирования ракету,
которая имела бы:
-	одинаково высокие боевые качества как в составе
стационарного шахтного комплекса, так и в составе по-
движного грунтового комплекса на базе самоходной
пусковой установки;
-	высочайшую точность стрельбы и возможность
длительного боевого дежурства в различных боевых
готовностях;
-	высокий уровень стойкости к воздействию пора-
жающих факторов ядерного взрыва в полете.
Головным разработчиком ракеты стал Московский
институт теплотехники. Для того, чтобы максимально со-
кратить время и необходимые финансовые затраты,
новый ракетный комплекс было предложено создавать с
максимальным использованием предыдущих наработок.
358
Глава 6
По результатам командировки специалистов МИТа,
прибывших в НПО «Искра» с целью решения вопроса
об объеме участия «Искры» в работах по созданию
новой перспективной ракеты «Тополь-М», учитывая на-
работанный опыт, производственные возможности
предприятия по изготовлению корпусов и сопел, было
принято решение по подключению «Искры» к разра-
ботке поворотного управляющего сопла двигателя пер-
вой ступени.
Это был первый опыт работы НПО «Искра» с МИТ,
который перерос в длительное и плодотворное сотруд-
ничество, благодаря взаимному уважению и доверию,
сложившимися между генеральными конструкторами
и специалистами предприятий. В этой работе случались
и победы, и поражения, но они всегда были общими.
НПО «Искра» очень ответственно подошло к рабо-
там по реализации проекта «Тополь-М» в новой для
себя кооперации предприятий. Работы по созданию по-
воротного управляющего сопла начались в мае 1992 г.,
а уже в октябре 1992 г. было проведено первое успеш-
ное огневое испытание поворотного управляющего
сопла в составе двигателя первой ступени.
20 декабря 1994 г. МБР «Тополь-М» шахтного ва-
рианта стартовала с полигона Плесецк и успешно до-
стигла цели базирования. 27 сентября 2000 г. состоялся
первый испытательный пуск унифицированной МБР
«Тополь-М» с мобильной пусковой установки.
Ракетный комплекс шахтного варианта базирования
«Тополь-М» находится на вооружении с 2000 г., по-
движный грунтовый ракетный комплекс «Тополь-М» -
с 2004 г. Планируется, что МБР «Тополь-М» будут нести
боевое дежурство вплоть до 2040 г.
Одной из причин прекращения работ по созданию
таких ракет, как Р-39УТТХ, было то, что время крупно-
габаритных (до 100 т) ракет и подводных лодок безвоз-
вратно прошло.
В1998 г. было принято решение о проведении НИР
по созданию новой российской баллистической ракеты
массой 26-32 т. Этой ракетой и стала «Булава». Голов-
ным исполнителем ракеты стало АО «Корпорация
«МИТ». Началу развертывания работ по теме «Булава»
предшествовало проведение конкурсных мероприятий
по выбору конструктивно-компоновочных схем раз-
движных поворотных управляющих сопел двигателей
верхних ступеней ракеты. НПО «Искра» были прове-
дены конструкторские проработки и анализ возможных
схем раздвижных сопел, основные расчеты, рассмот-
рены вопросы изготовления, организации производ-
ственной и испытательной базы.
Совместным с МИТ решением НПО «Искра» была
поручена разработка двигателя первой ступени и раз-
движных насадков поворотных управляющих сопел ра-
кеты «Булава».
Была определена кооперация российских предприя-
тий-соисполнителей по разработке некоторых элемен-
тов двигателей, которая позволила решить задачи
в установленные сроки, сохранить различные школы
проектирования изделия, сложившиеся на тот момент
времени, оптимально использовать производственные
мощности предприятий.
Ракета «Булава-30» - это чисто российская разра-
ботка, вторая в области создания стратегических во-
оружений после «Тополя-М» и созданного на его ос-
нове «Ярса».
К моменту развертывания работ по
ракете «Булава» НПО «Искра» была за-
вершена наземная отработка двигателей
трех ступеней изделия «Барк», что дало
предприятию бесценный опыт в области
создания РДТТ и раздвижных сопел,
стало определяющим фактором участия
НПО «Искра» в создании ракеты «Бу-
лава». Кроме того, в немалой степени
этому способствовало успешное взаимо-
действие НПО «Искра» и МИТ при созда-
нии поворотного управляющего сопла
двигателя первой ступени ракеты «То-
поль-М».
Составные части ракеты, разработан-
ные НПО «Искра», прошли полный
объем наземной отработки и практиче-
ски без изменений конструкции вышли
на этап летных испытаний. Наземная от-
работка включала в себя автономные и
Генеральный конструктор академик Ю.С.Соломонов в музее НПО
«Искра» осматривает сопло ракеты «Тополь-М»
огневые испытания. Следует отметить,
что, в отличие от ранее созданных изде-
359
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Головная часть PH «Зенит-381_Б» с установленным насадком
РБ в МИК космодрома Байконур
Углерод-углеродный насадок
двигателя 11Д58М
Первое летное испытание
лий, вся наземная
отработка прове-
дена на ограничен-
ном объеме матери-
альной части.
ракеты состоялось
27 сентября 2005 г. С 2005 по 2015 г. произведен запуск
более 20 ракет (в т.ч. 2 пуска залповых). В 2012 г. при-
нято решение о начале серийного производства.
С 1999 г. начались работы по практическому внед-
рению насадков из УУКМ в ЖРД. С этого момента на-
чался отсчет времени практического использования
композиционных материалов в таких теплонапряжен-
ных агрегатах, как сопла ЖРД. Проведение НПО
«Искра» расчетно-теоретических, проектно-конструк-
торских, исследовательских и экспериментальных
работ позволило в течение 2000-2002 гг. завершить
в полном объеме отработку стационарного углерод-уг-
леродного насадка радиационного охлаждения. Резуль-
таты проведенной отработки позволили дать положи-
тельное заключение о возможности применения
подобного насадка на двигателе 11Д58М разработки
РКК «Энергия» им. С.П.Королева.
В 2002 г. НПО «Искра» поставило первый углерод-
углеродный насадок для установки на разгонный блок
DM-SL ракеты-носителя «Зенит-SL» по программе
«Морской старт».
10 июня 2003 г. в Тихом океане с морской плат-
формы «Одиссей» ракетой-носителем «Зенит-ЗЗЬ» и
разгонным блоком DM-SL был выведен на орбиту спут-
ник связи Thuraya-D2. Двигатель 11Д58М с углерод-уг-
леродным насадком радиационного охлаждения разра-
ботки НПО «Искра» обеспечил в соответствии с
программой полета двукратное включение с общим
временем работы 700 с. Применение этого насадка поз-
волило значительно увеличить степень расширения
сопла, что дало возможность увеличить массу полез-
ного груза более чем на 80 кг.
Всего был осуществлен 21 успешный пуск ракеты
«Зенит-ЗЗЬ» с разгонным блоком DM-SL, двигатель
11Д58М которого был оснащен углерод-углеродным
насадком радиационного охлаждения разработки НПО
«Искра» (16 - в рамках темы «Морской старт», 5 -
в рамках темы «Наземный старт»).
Сегодня НПО «Искра», благодаря своему богатей-
шему опыту, наработанному за 60-летний период ус-
пешной деятельности в области твердотопливного дви-
гателестроения, проводит работы по тематике таких
признанных лидеров ракетно-космической отрасли, как
Корпорация «МИТ», ВПК «НПО машиностроения», ОКБ
«Новатор», ФГУП КБМ, ГРЦ им. академика В.П.Ма-
кеева», КБХА и др.
Занимаясь созданием традиционных элементов
комплексов «Тополь-М», «Булава» и многих других
перспективных изделий, НПО
«Искра» работает над созда-
нием неохлаждаемых сопло-
вых насадков для двигателей
ракетного комплекса «Ан-
гара» тяжелого класса, осу-
ществляет целый ряд на-
учно-исследовательских и
опытно-конструкторских
работ.
ПОД РУКОВОДСТВОМ М.И.СО-
КОЛОВСКОГО в НПО «Искра»
освоен ряд новых направле-
ний деятельности. Это разра-
В.Б.Шатров.
Гэнеральный директор
ПАО «НПО «Искра»
360
Глава 6
Неохлаждаемый сопловой насадок из УУКМ
для двигателя РД0146
ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
Увеличение удельного импульса тяги, с	22
Масса конструкции, кг	100
Габариты насадка:
максимальный диаметр, мм	1850
длина неподвижного насадка,	мм	745
длина выдвигаемого насадка,	мм	1415
Ход выдвигаемого насадка, мм________________1350
Время выдвижения насадка, с___________________10
Конструктивная толщина насадков:_________________
неподвижного, мм 5,0
выдвигаемого, мм	2,8...4
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ РЕШЕНИЯ
•	Материал насадка - УУКМ Траурис"
*	Механизм выдвижения насадка - зубчато-реечные
направляющие с жестким синхронизирующим колесом;
*	Привод механизма выдвижения - электромеханический;
•	Узлы фиксации и герметизации из УУКМ;
*	Силовые элементы механизма выдвижения насадка
из высокомодульного углепластика
ботка и изготовление газоперекачивающих агрегатов и
электростанций на базе газотурбинных технологий, ком-
прессорной техники, оборудования для нефтедобываю-
щих и нефтеперерабатывающих отраслей. На сегодня ос-
нову парка газоперекачивающих агрегатов «Газпрома»
составляют агрегаты разработки НПО «Искра». Успешная
работа в этом направлении также способствовала миро-
вому признанию и авторитету НПО.
Труд многих работников НПО «Искра» отмечен го-
сударственными наградами и званиями: звание Героя
Социалистического Труда присвоено Л.Н.Лаврову; лау-
реатами Ленинской премии стали Л.НЛавров (1991 г.),
С.Ф.Сигаев (1984 г.), М.И.Соколовский (1984 г.),
А.С.Малафеев (1989 г.); Государственной премии СССР
удостоены В.И.Гапаненко, Б.К.Глушков, О.С.Думин,
Г.А.Зыков, М.В.Иванов, В.А.Ильин, Л.Н.Лавров, А.С.Ма-
лафеев, ВАМарцинечко, А.И.Мерзликин, Б.Г.Мозеров,
Л.Н.Поляков, ИАПрагер, И.А.Толокнов, М.Ю.Цируль-
ников, Ю.Н.Щербаков; Государственной премии РФ -
В.В.Варин; премии Правительства РФ удостоены
Г.Ф.Кислицин, В.Г.Мельничук, Ю.Л.Саков, М.И.Соко-
ловский. Звание «Заслуженный деятель науки и тех-
ники РФ» на предприятии носит М.И.Соколовский; «За-
служенный конструктор РФ» - Л.НЛавров,
Л.И.Селянский, В.М.Сотников, Ю.Н.Щербаков,
Ю.Л.Саков, В.И.Гапаненко, ЮЛ.Макаревич, М.В.Седу-
сов, Г.Г.Скакун, Л.Н.Карлюк, Г.А.Зыков, Ю.М.Лужков,
И.П.Чудинов, С.И.Бурдюгов, Г.М.Кравченко, САБонда-
ренко, С.В.Мохова, В.З.Каримов; «Заслуженный изоб-
ретатель РСФСР и РФ» - О.С.Думин, В.И.Зарицкий,
НЛ.Поломских; «Заслуженный машиностроитель РФ»
- С.Ф.Сигаев, М.Г.Виноградов, В.Г.Мельничук, А.С.Са-
тановский, В.Н.Яковлев, В.М.Дудырев, ВАСеребренни-
ков, А.М.Воронов, В.АЛепеляев, Л.А.Сырчиков,
В.П.Аликин, В.В.Варин, АЛ.Волков, В.А.Марцинечко,
Н.В.Дудик, А.С.Малафеев, ВАБабин, В.Г.Батыршин,
В.Д.Верхоланцев, А.ВЛепешкин, В.В.Новиков, В.Б.Шат-
ров, А.Н.Губанов, В.Н.Каменев, А.А.Овчинников,
В.М.Шиляев, В.Г.Ткачев, НАРазгулин, ААФролов,
В.А.Бакусов, С.И.Иванов, В.А.Корелин; «Заслуженный
технолог РФ» - В.ВЛукьянов, ГАШайдурова, Б.Н.Гор-
деев; «Заслуженный химик РФ» - Ю.Г.Лузенин; «За-
служенный экономист РФ» - Ю.И.Отделенный; «Заслу-
женный энергетик РФ» - А.В.Кочетов, Н.Г.Алеев;
«Заслуженный работник ракетно-космической про-
мышленности РФ» - Н.И.Круглов.
Конечно, успех в любом деле определяют люди. И
если они понимают свои задачи и возможности, уве-
рены, что их идеи, их труд будут использованы, то все
получится. Важно, чтобы они чувствовали, что попали
на предприятие, где нужны, что они востребованы, что
все их творческие мысли получают поддержку, что их
судьба и жизнь небезразличны для руководителей и
коллег по работе. Вот основной залог успеха, который
сопровождал коллектив НПО «Искра» все годы его ис-
тории и должен сопровождать его и в дальнейшем.
361
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
ЛЛЛакриденка,
А. К,Хромой, %ЛХа)н£нка
РАЗРАБОТКА ЭЛЕКТРОРАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ,
СОЗДАВАЕМЫХ ВО ВНИИЭМ
АО «Корпорация «ВНИИЭМ» - многопрофильная
организация, ведущая свою историю с 1941 г. К настоя-
щему времени ВНИИЭМ является одним из ведущих
предприятий Роскосмоса в области создания космиче-
ских средств дистанционного зондирования Земли,
гидрометеорологии и научного назначения, основным
разработчиком и изготовителем в России специализи-
рованного электрооборудования для морского флота,
электрооборудования для АЭС...
С самого начала своей космической деятельности
предприятие ведет работы по созданию космических
комплексов и систем, включающие весь спектр работ,
начиная от создания наземных автоматизированных ап-
паратно-программных комплексов испытаний КА, не-
обходимого наземно-технологического оборудования,
отдельных приборов научного и служебного назначе-
ния, включая двигательные установки, до создания
космического аппарата, его интеграции в космический
комплекс с обеспечением запуска и последующей экс-
плуатации.
Импульсные плазменные двигатели
По инициативе академика АТ.Иосифьяна - первого
директора ВНИИ Электромеханики (в настоящее время
АО «Корпорация «ВНИИЭМ») - в 1958 г. была создана
группа из трех сотрудников для исследования и разра-
ботки электроракетных двигателей. Эта группа в 1959 г.
перебазировалась в г. Истра Московской области, во
вновь создаваемый филиал ВНИИЭМ, где на ее базе
был образован отдел электроракетных двигателей, чис-
ленность сотрудников которого через два года достигла
120 человек (совместно с лабораторией электроники и
макетной мастерской).
В тематике отдела имелись следующие поисковые
направления:
-	импульсные электрогидравлические и электроэро-
зионные двигатели;
-	стационарные двигатели со скрещенными полями;
-	электродуговые двигатели.
Основное внимание было сосредоточено на эро-
зионном направлении, в результате чего первая в Со-
ветском Союзе и в мире электроракетная двигательная
установка с импульсными плазменными двигателями
была разработана и изготовлена в рекордно сжатые
сроки (около одного года) и сдана заказчику в 1962 г.
Основные разработчики - Б.А.Осадин, Ю.Ф.Тайнов и
Ю.П.Рылов.
ЭРДУ (блок «Д») представляла моноблок, состоя-
щий из следующих элементов:
-	трехэлектродный коаксиальный ИПД;
-	блок конденсаторов ЭФ-800-300;
-	преобразователь;
-	блок поджига;
-	командно-временное устройство.
Элементы ЭРДУ имели следующие характеристики:
-	конденсаторы работали с частотой 0,3-0,5 Гц с ре-
сурсом до 104 разрядов;
-	преобразователь постоянного тока, повышающий
напряжение с 14 до 290 В, работал на частоте 700 Гц
при КПД зарядки конденсаторов 35 %, при потребляе-
мой мощности 300 Вт и имел массу 3,5 кг;
-	схема блока поджига была построена на импульс-
ном трансформаторе, коммутируемом вакуумным искро-
вом реле ВИР-13; амплитуда поджигающего напряжения
составляла 20 кВ при времени нарастания 0,5 мкс;
-	центральный электрод-анод был выполнен из алю-
миния диаметром 4 мм, а наружный катод из олова -
диаметром 20 мм. Тяга ИПД с энергией в разделе 200 Дж
составляла 3-3,5 мН при выбрасываемой массе 0,3-
0,4 мг/с, частоте повторения импульсов 0,5 Гц и тяго-
вом КПД 12 %.
Электроракетная двигательная установка
с импульсными плазменными двигателями
362
Глава 6
ЭРДУ с такими ИПД имела следующие характери-
стики:
-	энергопотребление - не более 300 Вт;
-	цена тяги - 90-100 в7мн ;
-	удельный импульс ~104 н/кг.с;
-	тяговый КПД -4 %;
-	полный импульс тяги -140 Нс;
-	масса-11,5 кг.
ЭРДУ с ИПД предназначалась для электротехниче-
ской лаборатории ИСЗ «Омега-3», ее работа была ори-
гинальным способом проверена совместно с борто-
выми системами ИСЗ.
На установленную на спутник ЭРДУ пристыковыва-
лась диэлектрическая (стеклянная) вакуумная камера,
которая через резиновый шланг подсоединялась к
пульту автономных испытаний. При давлении в камере
около 0,1 мм рт.ст. включалась ЭРДУ и приемо-пере-
дающие радиосистемы ИСЗ.
По качеству принимаемой телеметрической инфор-
мации и по уровню «сигнал - шум» при прохождении
радиокоманд было сделано заключение, что работа
ИПД практически не влияет на радиосистемы спутника.
Командно-временное устройство позволяло авто-
номно отключать ЭРДУ через 11 мин после включения
в случае непрохождения команд из-за возможной плаз-
менной экранировки бортовых антенн. Тяга ИПД
должна измеряться по изменению скорости вращения
моховика, установленного по оси крена ИСЗ и извест-
ному плечу установки ИПД.
К сожалению, ожидаемый запуск ИСЗ «Омега-3» с
установленной на нем ЭРДУ не состоялся, поскольку
создание экспериментальных ИСЗ «Омега» было пре-
кращено в связи с ускоренной разработкой нового кос-
мического аппарата «Метеор».
Следующий этап разработки импульсных плазмен-
ных двигателей и ЭРДУ на их основе в АО «Корпорация
«ВНИИЭМ» приходится уже на настоящее время - при
создании космического комплекса «Ионозонд», пред-
назначенного для мониторинга геофизической обста-
новки верхней атмосферы, ионосферы, магнитосферы
и изучения солнечной активности. Для космических ап-
паратов «Ионосфера», входящих в состав указанного
космического комплекса, создавалась корректирующая
двигательная установка на базе абляционного импульс-
ного плазменного двигателя АИПД-95 (разработчики -
АО «НИИЭМ» совместно с НИИ ПМЭ МАИ).
Основные разработчики -АНЛазарев, САЖданов
и Н.Н.Антропов.
Относительно небольшой суммарный импульс тяги
(26 кНс), необходимый для поддержания фазового
сдвига между двумя КА, позволял применить для этой
цели КДУ на базе АИПД-95. Достоинствами КДУ с АИПД
являются простота в конструктивном исполнении, за-
метные преимущества в динамике и управлении. Они
выполнены в виде моноблока, в них отсутствует блок
хранения и подачи рабочего тепла с соответствующей
арматурой (клапаны, редуктора, жиклеры и т.д.). Кроме
того, данные КДУ не требуют специальных мероприя-
тий по подготовке к работе, а номинальный тяговый
режим устанавливается практически сразу после по-
дачи команды на включение двигателя.
Основные характеристики КДУ на базе АИПД-95
Суммарный импульс тяги (с учетом резервирования
ускорительного канала) - 52 кНс.
Тяга двигателя - 3,6 мН.
Удельный импульс тяги -1400 с.
Энергопотребление -175 Вт.
Время набора тяги до номинального значения от
момента подачи команды на включение КДУ -1,0 с.
Полная масса (с рабочим телом и элементами креп-
ления) -19 кг.
Конструктивная конфигурация - моноблок вместе
сСПУ.
Доля затраченного времени на проведение коррек-
ции от 8 лет САС - 3,0-5,0 %.
Недостатком КДУ с АИПД является относительно
малая тяга, что сказывается на увеличении времени
проведения корректирующих маневров. Однако в
целом для КА «Ионосфера» со сроком активного суще-
Корректирующая двигательная установка
КА «Ионосфера» на базе АИПД-95
Компоновка КА «Ионосфера»
363
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
ствования 8 лет затраченное время на проведение кор-
рекции по расчетным оценкам невелико, не должно
превышать 3-5 % от времени пребывания КА на ор-
бите, что является вполне приемлемым.
Конструктивной особенностью КДУ с АИПД яв-
ляется полное резервирование. Это обстоятельство, а
также применение цифровой системы ориентации,
обеспечивающей развороты КА, и наличие привода
солнечной батареи позволяют обойтись установкой
только одного двигательного блока КДУ (по оси X), а
коррекция в противоположном направлении может
быть обеспечена разворотом КА на 180 °.
Электронагревные двигатели
Перед ВНИИЭМ в начале 1970-х гг. для решения
задач коррекции орбиты КА «Метеор» и «Ресурс-01»,
состоящих в синхронизации полос обзора поверхности
Земли аппаратурой дистанционного зондирования,
была поставлена задача создания ЭРДУ с более низким,
чем у плазменных двигателей, энергопотреблением. В
результате созданные в филиале ВНИИЭМ для этих
задач ЭРДУ с электронагревными двигателями, исполь-
зовавшие аммиак в качестве рабочего тела, успешно
работали в системах коррекции орбиты КА серии «Ме-
теор-2», «Метеор-3» и «Ресурс-01» в 1981 и 1991 гг.
Кроме того, указанные ЭНД были успешно применены
в системе коррекции и разгрузки бортового комплекса
управления первого отечественного геостационарного
гидрометеорологического КА «Электро» (ГОМС) разра-
ботки ВНИИЭМ, запуск которого был осуществлен с
космодрома Байконур 31 октября 1994 г.
Электронагревные двигатели имеют принципиально
одно из самых низких значений цены тяги - порядка
1-3,5 Вт/мН. В этих двигателях рабочее тело в газооб-
разном состоянии при помощи электронагрева разла-
гается и нагревается до высоких
температур, а затем истекает
через сверхзвуковое сопло, созда-
вая тягу. По сравнению с плазмен-
ными ЭРД, этот двигатель прост,
физические процессы в нем прин-
ципиально ясны.
Рабочим телом ЭНД могут слу-
жить вещества, во-первых, с вы-
сокой плотностью и, во-вторых,
разлагающиеся при повышенных
температурах только на газооб-
разные вещества с малым сред-
ним молекулярным весом. Такими
веществами могут быть аммиак
(NH3), гидразин (N2N4) и др. Пре-
имущество аммиака перед гидра-
зином - в его относительной
взрывобезопасности, низкой температуре замерзания
и т.п.; недостаток - в эндотермичности реакции разло-
жения, что повышает цену тяги.
В ЭНД использовались нагреватели из карбида
кремния SiC в виде трубки с наружным диаметром 8 мм
и внутренним 3,5 мм. Высокое электросопротивление
SiC сочетается с хорошей теплопроводностью, обес-
печивающей равнотемпературное поле нагревателя;
малая темпоемкость создает условия быстрого выхода
на номинальный режим; высокая пористость при
малом размере пор способствует хорошей теплопере-
даче стенка - газ; высокая прочность позволяет вести
механическую обработку алмазным инструментом. По-
ложительным качеством нагревателей SiC является их
сквозная (поперек трубки) пористость, которая исполь-
зовалась для продувания аммиака и объема тепла не-
посредственно в объеме нагревателя.
Основные разработчики ЭНД - Г.А.Аватинян,
Ю.П.Рылов, В.П.Чиков, И.А.Перков.
В состав ЭРДУ с ЭНД входят электронагревные дви-
гатели, система подачи и хранения рабочего тела-ам-
миака и блок управления двигателями.
В состав бортового комплекса управления КА
«Электро» № 1 входила система коррекции и разгрузки
на базе ЭРДУ, которая являлась совокупностью испол-
нительных органов в виде электронагревных двигате-
лей ЭНД-15 в количестве 16 штук, предназначенных для
управления положением (коррекцией) КА на орбите и
его движением относительно центра масс. СКР в целом
обеспечивала:
-	сброс начального кинетического момента, полу-
ченного КА после отделения от ракеты-носителя (успо-
коение);
-	перевод в заданный экваториальный рабочий диа-
пазон (76±0,5)° ВД и дальнейшую стабилизацию в этом
диапазоне;
Электронагревный двигатель с прямым нагревом р.т.: 1 - электрод;
2 - регулятор расхода р.т.; 3 - датчик температуры; 4 - пористый нагреватель;
5 - изолятор; 6 - внешняя камера; 7 - внутренняя камера; 8 - сопло
364
Глава 6
Табл.1
Характеристики ЭРДУ с аммиачными ЭНД
Характеристики		Наименование ЭРДУ и КА				
		Система 177 «Метеор - Природа»	Система 277 «Метеор - Природа»	Система 67, «Метеор-3»	Система 677М «Ресурс-01»	Система 477 «Электро*
Параметры орбиты	Высота, км	650	650	1200	650	36000
	Наклонение, град.	98	98	82	98	0
Начало летных испытаний, год (продолжительность)		1981 (1)	1983 (1)	1985 (5)	1985 (2)	1994 (4)
Суммарный импульс тяги, кНс		23	66	60	90	130
Удельный импульс, Нс/кг		2300	2500	2700	2700	2700
Тяга, Н	Коррекция	0,15	0,15	0,15	0,15	0,15
	Ориентация					0,15
Цена тяги, Вт/мН		3	3	3	3	3
Масса ЭРДУ, кг		60	70	58	80	120
Масса рабочего тела		10	20	20	30	50
Масса КА, кг		1500	1500	1800	1800	2400
-	периодический сброс кинетического момента КА,
накапливаемого двигателями-моховиками в процессе
орбитального полета КА (разгрузка).
В состав СКР входили:
-	общий блок хранения и подготовки рабочего тела
(аммиака);
-	двигательные блоки коррекции (две пары по оси ±Х);
-	двигательные блоки успокоения и разгрузки
(шесть пар двигателей по трем осям КА).
Тяга одного двигателя - 0,15 Н, полный импульс
тяги СКР -130 кНс, масса -120 кг.
После выведения КА на геостационарную орбиту
(промежуточную точку 90,53° ВД) был осуществлен
перевод аппарата с помощью СКР в точку «стоя-
ния» (76±0,5)° ВД. В дальнейшем, с помощью регу-
лярных коррекций, КА «Электро» Ns 1 постоянно
удерживался в рабочем интервале долгот около за-
данной точки «стояния» на геостационарной ор-
бите. В течение всего срока активного существова-
ния, при необходимости - с помощью СКР,
производилась разгрузка двигателей-маховиков си-
стемы КА «Электро» № 1.
КА «Электро» № 1
ЭРДУ с ЭНД-15: а - ДБ
коррекции: б-ДБ успокоения и разгрузки
365
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Конструктивная схема электродугового двигателя: 1 -двигатель;
2 - катод; 3 - изолятор; 4 - сопло (анод)
Для перспективных КА был разработан двигатель с
нагревом рабочего тела в дуге. В таких двигателях ра-
бочим телом мог быть аммиак и гидразин.
Основными параметрами аммиачного двигателя
электродугового двигателя являлись следующие пока-
затели:
-	энергопотребление - 790-870 Вт (из них 640-710 Вт
уходило на создание электрической дуги);
-	секундный расход р.т. - 33-42 г/с;
-	тяга-0,17-0,2 Н;
-	удельный импульс - 4500-5200 Нс/кг.
Стационарные плазменные двигатели
В 1980-е гг. ВНИИЭМ совместно с ОКБ «Факел»
(г. Калининград) участвовал в создании корректирую-
щей двигательной установки с ксеноновыми стацио-
нарными плазменными двигателями в части разра-
ботки системы питания и управления двигателями.
КДУ 17М824 предназначалась для КА «Ресурс-0»,
входящего в космическую систему исследования при-
родных ресурсов Земли.
Основные характеристики КДУ 17М824
Тяга двигателя - (0,03 ± 0,0015) Н.
Цена тяги двигателя -13 в7мн.
Удельный импульс -1,2*10 4Н7кг.
Тяговый КПД - 0,4.
Число включений - 3,5*103.
Суммарный импульс тяги -12*104 НС.
Полная масса установки - 70 кг.
При создании СПУ ВНИИЭМ разработал следующие
методы повышения эффективности работы ЭРДУ с
СПД в системах управления КА
ИПРЗ:
1. Оптимальный, с точки зре-
ния повышения надежности и
числа включений, «смешанный»
способ питания катода-компен-
сатора стабилизированным
током, а затем стабилизирован-
ным напряжением, позволяю-
щий, по сравнению с принятым
способом питания стабилизиро-
ванным напряжением, умень-
шить максимальные значения
мощности и тока более чем в 1,6 и 2,3 раза соответ-
ственно и одновременно снизить скорость нараста-
ния температуры в 1,4 раза. Аппаратная реализация
указанного способа сводилась к простому введению
в источник питания КК дополнительного контура
управления по току нагрузки.
2.	Способ определения момента готовности СПД к
пуску непосредственно по величине тока эмиссии с ка-
тода-компенсатора, позволяющий улучшить пусковые
характеристики ЭРДУ за счет уменьшения вероятности
перегрева и недогрева КК (защищен авторским свиде-
тельством).
3.	Способ улучшения динамических характеристик
ЭРДУ за счет стабилизации тяги СПД путем стабилиза-
ции тока и напряжения источника питания анода. Ука-
занный способ стабилизации тяги с точностью не хуже
5 % реализован при создании ЭРДУ 17М824 космиче-
ского аппарата «Ресурс-0».
4.	Контроль и диагностика неисправностей ЭРДУ
путем дополнительного диагностирования характера
отклонений методом проб (отключений и повторных
включений двигателя), а также по времени суще-
ствования отключений. Необходимость дополни-
тельного диагностирования вызвана наличием ано-
мальных переходных режимов в СПД и различной
длительностью переходных процессов в блоках
ЭРДУ.
5.	Повышение надежности и эффективности СПУ за
счет использования программируемых постоянных за-
поминающих устройств и оптимизации структуры ре-
зервирования путем оптимального размещения восста-
навливающих элементов.
Ответственными исполнителями по указанным
выше работам являлись В.П.Ходненко и Л.Т.Свиридов.
366
Глава 6
4Н.Кестереякп
ОКБ «Факел», г. Калининград
РАЗРАБОТКА ЭЛЕКТРОРАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
В конце Второй мировой войны в Германии были
построены три подводные лодки, оснащенные парога-
зовыми турбинными установками, работающими на пе-
рекиси водорода, что снимало ограничения по дально-
сти плавания в подводном состоянии. Идея применения
перекиси водорода в морском деле заинтересовала
отечественных разработчиков, но они пошли другим
путем: решили конвертировать серийный дизель путем
использования в рабочем процессе кислорода, полу-
чаемого при разложении этого окислителя. В такой
схеме в одном двигателе было как бы две машины: в
надводном положении дизель должен был работать по
традиционной схеме, а под водой - на дизтопливе и пе-
рекиси водорода. Кроме того, разлагая перекись,
можно получать кислород, необходимый для жизне-
обеспечения экипажа.
К практической реализации проекта приступили
в 1947 г., но возникли технические трудности: через не-
сколько часов работы двигатели взрывались, с чем ра-
зобраться инженеры не смогли. Для научной под-
держки проекта в 1952 г. была создана Лаборатория
двигателей Академии наук СССР, которую возглавил
академик Б.С.Стечкин. Лаборатория находилась
в Москве по улице Краснопролетарской, в двухстах
метрах от станции метро Новослободская. После не-
скольких экспериментов, закончившихся взрывами,
Б.С.Стечкину предложили поискать место для испыта-
тельной базы подальше от столицы. Так в декабре 1955 г.
появилось Калининградское отделение Лаборатории
двигателей АН СССР (ныне ОКБ «Факел»), руководите-
лем которой стал ИЛ.Варшавский. Для новой органи-
зации был выделен корпус 51 и несколько помещений
на территории Прибалтийского судостроительного за-
вода «Янтарь».
Начали с доработки и испытаний дизеля. Продук-
тами разложения перекиси являются кислород и пары
воды, которые вымывали смазку из поршневой группы
дизеля, что проводило к прорыву кислорода в картер
и взрыву масляных паров. Проблему решила специ-
альная более водостойкая смазка и принудительная
вентиляция картера.
И.Л.Варшавский был ученым широкого кругозора и
генерировал множество идей, часть из которых полу-
чила развитие и успешно реализована. Так, им было
предложено применить щелочные металлы в реактив-
ных двигателях торпед. Лабораторные модели движи-
телей, использующих в качестве топлива литий, были
изготовлены и испытаны. Так появилась принципиаль-
ная схема нового типа двигателя, которая позже была
реализована другими организациями в ракете-торпеде
«Шквал» с непревзойденными скоростными характе-
ристиками - 200 узлов. На предприятии же остались
большие запасы лития, которые ждали своего часа.
С появлением первых атомных подводных лодок
применение перекиси водорода в морском деле утра-
чивало актуальность, и нужно было искать новую
область приложения усилий творческого коллектива.
В это время интересы научной общественности фоку-
сируются на атомной энергетике и космонавтике.
В стране активно начинаются исследования по тер-
моядерным реакциям. Попытались внести свой вклад
в это дело и в Калининграде. Для термоядерного
синтеза необходимо поднять температуру плазмы до
100 миллионов градусов. Еще не были ясны пути ре-
шения этой проблемы. Плотную плазму можно было
367
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
получить в дуге электрического разряда, а повысить ее
температуру - путем магнитного сжатия или механиче-
ского ограничения зоны дуги. Последний вариант по-
пытались реализовать в дуге Гердиена. Вода, истекаю-
щая из центробежной форсунки, формировала
конические поверхности. С двух сторон вводились
угольные электроды, между которыми зажигалась
дуга, которая была ограничена водяными поверхно-
стями. Конечно, требуемые параметры достигнуты не
были, но на предприятии начались работы по плазмен-
ной тематике.
В начале 1959 г. была сформирована группа по соз-
данию микромодельных плазменных генераторов и
электроракетных двигателей, которые можно было бы
применить в космической технике. Перед тем как
строить настоящий стенд, построили миниатюрную
установку. Чтобы визуально наблюдать за процессами,
вакуумную камеру сделали из стеклянной колбы боль-
шой радиогенераторной лампы, у которой срезали цо-
коль и притерли посадочную поверхность. Через рези-
новую прокладку колбу установили на плоское
основание, в котором сделали отверстия для вакууми-
рования и токоподводов. Для откачки использовали
школьный форвакуумный насос. При всей простоте
микростенд обеспечивал удобство наблюдения за ис-
следуемыми процессами, позволял выполнять фото-
съемку и спектроскопию.
Для первых моделей плазменных генераторов ис-
пользовали небольшие электронные лампы, у которых
срезалась верхняя часть стеклянных баллонов. Пере-
вернутые стаканы ламповых анодов заполняли литие-
выми шашками, которые выполняли функцию катода.
В качестве высокотемпературного изоляционного ма-
териала использовали шамотный кирпич, из которого
вытачивали шайбы. В центральное отверстие шайбы
устанавливали анод. Шайбу с соплом устанавливали на
срез стеклянного баллона. В качестве нагревателей и
токоподводов использовали детали тех же радиоламп,
так как высокотемпературные металлы были в боль-
шом дефиците. Источник плазмы готов!
После расплавления лития с помощью электромаг-
нитного привода поджигной электрод касался катода,
инициируя разряд. Дальше электрическая дуга горела
между катодом и анодом в парах лития. Истекающая
из сопла струя литиевой плазмы имела характерный
розовый цвет. Подвешенный кусочек фольги откло-
нялся - значит, источник плазмы создавал тягу. Для
точных измерений тяги приспособили механизм ампер-
метра, к стрелке которого прикрепили лепесток из
фольги. Измерительное устройство протарировали с
помощью гирек-разновесов. Расход лития оцени-
вался путем взвешивания литиевого катода до и
после завершения эксперимента. Зная подведенную
мощность, можно было рассчитать коэффициент по-
лезного действия, удельный импульс тяги и скорость
истечения струи.
Б.С.Стечкин оценил простоту стенда и конструкции
электротермического двигателя, изготовленных из под-
ручных материалов, а также находчивость молодых
экспериментаторов О.И.Андреева, М.Д.Киселева,
Г.М.Такторовой, А.Д.Терентьева и А.В.Шлемина.
В том же году в «Комсомольской правде» была
опубликована статья астронома И.С.Шкловского о за-
гадочных спутниках Марса, которые могли иметь ис-
кусственное происхождение и нести следы ранних ци-
вилизаций. Целью публикации было привлечение
интереса читателей к астрономии и космонавтике. Глав-
ный конструктор С.П.Королев всерьез заинтересовался
гипотезой об искусственном происхождении спутников
и начал вынашивать идею полета к Красной планете на
пилотируемом космическом корабле с атомной энер-
гетической установкой и электрическими ракетными
двигателями. Вот только никто не знал, как должны вы-
глядеть такие двигатели.
С.П.Королев не мог не привлечь к перспективной
работе своего научного руководителя Б.С.Стечкина, с
которым вместе находились в Казанской «шараге»
при авиазаводе № 16, где в военные годы первый был
рядовым инженером, а второй - начальником лабо-
ратории. Сообщение о том, что в Калининграде сде-
лали макет электротермического двигателя и даже
измерили тягу, стало поворотным моментом в исто-
рии предприятия.
В 1961 г. головная организация приобрела статус
Института двигателей, была передана в ведение Госу-
дарственного комитета по использованию атомной
энергии и переключилась на космическую тематику.
Институт двигателей сконцентрировал свои усилия на
создании ядерной энергетической установки, а кали-
нинградский филиал - на отработке 500-килловатного
магнитоплазменного двигателя, заказчиком которого
было ОКБ-1 (ныне РКК «Энергия»). Для отработки и ис-
следований по новой тематике было построено девять
вакуумных стендов. В дальнейшем предприятие не-
однократно меняло свое наименование, ведомственную
подчиненность и руководителей, но неизменно сохра-
няло космическую направленность.
Электродуговые двигатели
В начале 1960-х гг. стало набирать темпы соревно-
вание между СССР и США по освоению космического
пространства. Первое совещание на высоком уровне,
где была поставлена задача подготовки полета к Марсу,
состоялось в феврале 1960 г. В1961 г. Калининград по-
сетил заместитель главного конструктора ОКБ-1 по
двигателям М.В.Мельников, который изложил концеп-
цию пилотируемого полета к Красной планете. Тради-
368
Глава 6
Руководители предприятия
И Л.Варшавский.
В1955-1961 гг. - начальник
Калининградского отделения
лаборатории двигателей АН СССР,
заместитель главного
конструктора
А.И.Картава.
В1961-1962 гг. - начальник
Отделения института двигателей
АН СССР
И.Н.Филин.
В1962-1965 гг. - начальник
предприятия п/я 3740, заместитель
главного конструктора
С.А. Баканов.
В1965-1967 гг. - начальник
филиала Института двигателей,
заместитель главного конструктора
Р.К.Снарский.
В1968-1971 гг. - начальник и
заместитель главного конструктора
филиала ОКБ «Заря». В1971-
1980 гг. - начальник и главный
конструктор ОКБ «Факел».
М.И.Шаламов.
В 1980-1989 гг. -директор и
главный конструктор ОКБ «Факел»
А.С.Бобер.
В 1989-1996 гг. -директор и
главный конструктор ОКБ
«Факел»
В.М.Мурашко.
В1997-2012 гг. -директор -
генеральный конструктор ОКБ
«Факел»; с 2012 г. - генеральный
конструктор
М.В.Коркунов.
С 2012 г. -директор ОКБ
«Факел»
369
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
ционные ЖРД для этого не годились, т.к. на околозем-
ную орбиту требовалось бы вывести и состыковать
свыше 1000 т различного оборудования. Только в слу-
чае использования эффективных электроракетных
двигателей пилотируемый комплекс приобретал разум-
ные масштабы. В качестве силовой энергетической
установки предполагалось использовать ядерный ре-
актор мощностью 7 МВт. Так как мощность единичного
ЭРД должна быть около 500 кВт, остановились на схеме
магнитоплазменного двигателя. Лучшим рабочим
телом для такого типа двигателя являлся литий, кото-
рый остался на предприятии от морской тематики.
МПД представляет собой коаксиальное устройство,
по оси которого расположен катод, через который по-
давался парообразный литий, и расширяющееся к
срезу сопло, служащее анодом. Его принцип действия
основан на том, что протекающий между электродами
ток создает собственное магнитное поле, которое,
взаимодействуя с электрическим полем, ускоряет
плазму. Поначалу электроды двигателя изготавливали
из молибдена и вольфрама.
Испытания моделей МПД выполнялись на стенде с
десятиметровой вакуумной камерой диаметром пол-
тора метра, стенки которой охлаждались водой. Элек-
тропитание выполнялось от аккумуляторных батарей
большой емкости, снятых с подводных лодок, по кабе-
лям большого сечения.
При питающем напряжении 28-40 В разрядный ток
превышал 15000 А. При столь высокой токовой нагрузке
в условиях ограниченного теплоотвода плавился самый
тугоплавкий металл. Поначалу наработка двигателей
была настолько мала, что не возникало необходимости в
создании системы управления. Двигатель сгорал еще до
того, как появилась необходимость в его выключении.
При испытаниях было замечено, что разрядный ток
замыкается преимущественно на торцевые части ка-
тода и анода, а протяженный ускорительный канал
практически не участвует в рабочем процессе. Когда от
разрядного канала отсекли неработающую часть, раз-
ряд вынесли за срез канала, в результате чего снизи-
лось тепловыделение в конструкции и возрос коэффи-
циент полезного действия. Чтобы решить тепловую
проблему, мощность двигателя пришлось снизить до
100 кВт, что привело к уменьшению разрядного тока,
магнитного поля и эффективности рабочего процесса.
После введения в конструкцию дополнительной ка-
тушки намагничивания двигатель стали называть тор-
цевым. Подметив, что из нагретого состояния запуск
происходил лучше, в катоде встроили нагреватель.
После того как анод стали изготавливать из графита,
проблема ресурса двигателя была решена.
Руководство работами по МПД было возложено на
В.С.Кемова. Отработкой двигателей занимались инженеры
М.Д.Киселев, РАЛиберман, Т.К.Мерзлякова, механик
АНГельфонд и электрик В АБундин. Диагностику исте-
кающей плазменной струи выполнял С.С.Кудрявцев.
После того как наработка двигателей перевалила за
несколько десятков часов, стала сказываться низкая
чистота рабочего тела. Специализированный участок
под руководством К.С.Петрова выполнял дополнитель-
ную очистку лития от примесей.
Для подачи в катод жидкого лития был изготовлен
специальный жидкометаллический контур, в который
входили электромагнитный насос и разработанный
А.В.Шлеминым расходомер, принцип действия кото-
рого был основан на магнитогидродинамическом эф-
фекте. Это уже была полноценная двигательная уста-
новка, которая могла включать и выключать двигатель,
регулировать режим его работы. Основные технические
проблемы были решены. Наработка отдельных образ-
цов двигателей превысила 200 ч. Конечно, для марси-
анской программы этого было недостаточно, но пути
дальнейшего совершенствования системы были видны.
Проблема была в другом. При существующем
уровне технике вывести на орбиту атомный реактор
большой мощности было невозможно. Двигатель же
Магнитоплазменный двигатель
Электродуговой двигатель «Микрон»
370
Глава 6
оказался слишком мощным, чтобы его можно было ис-
пользовать в космической технике.
Приобретенный опыт был использован для разра-
ботки электродугового двигателя «Микрон» мощ-
ностью 2-3 кВт, работающего на литии. Дуга зажига-
лась между вольфрамовым катодом и анодом,
выполняющим функцию сопла. Для стабилизации раз-
ряда в двигатель было встроено балластное сопротив-
ление из нержавеющей трубки. Электропитание двига-
теля выполнялось напряжением 27 В постоянного тока.
Непосредственно к двигателю был подключен бак с ли-
тием, подача которого регулировалась температурой
емкости с использованием капиллярного забора.
Изделие имело законченный товарный вид и высо-
кую степень отработки. Ресурс двигателя достигал не-
сколько сотен часов. Однако из-за неготовности атом-
ного реактора мощностью 30 кВт, который должен был
обеспечивать электроэнергией дуговой двигатель, раз-
работка осталась невостребованной.
На этом разработка ЭРД, использующих в качестве
рабочего тела жидкие металлы, была прекращена. На
смену им предприятие уже разрабатывало другие типы
двигателей.
Импульсный плазменный двигатель
В 1929 г. В.П.Глушко теоретически и эксперимен-
тально доказал реализуемость ЭРД, использующих в
качестве рабочего тела твердые и жидкие проводники,
взрываемые электрическим током. Процесс носил ха-
рактер электровзрыва, а двигатели могли работать от
конденсаторной батареи только в импульсном режиме.
Отсюда и название - импульсный плазменный двига-
тель. Разработка принципиальной схемы ИПД и началь-
ная стадия исследований была выполнена сотрудни-
ками Института атомной энергии (ныне Курчатовский
центр) А.М.Андиановым и В.А.Храбровым. Для новых
КА ИАЭ изготовило серию таких двигателей. ИПД был
первым ЭРД, который был применен в космическом по-
лете на КА «Зонд-2», запуск которого состоялся 30 но-
ября 1964 г. в сторону Марса.
В 1963 г. калининградскому предприятию от ОКБ-1
поступил заказ на ИПД для программы 4МВ: под таким
шифром шли автоматические станции для полета к
Марсу и Венере. Это положило начало плодотворному
сотрудничеству с ИАЭ, который стал осуществлять на-
учное руководство по всей ионно-плазменной тематике.
Общее руководство проектом было возложено на
К.Н.Козубского. Конструкторскую проработку первых
моделей ИПД выполнили Б.Е.Диденко, В.П.Брызгалин
и Г.И.Казаков. Для получения максимальной силы тяги
потребовались рабочие тела с большим молекулярным
весом. Исследовав десятки различных веществ,
Б.Ф.Тринчук и Е.Д.Герасименко остановили свой выбор
на йодистом свинце и йодистом висмуте, из которых
была изготовлена шашка. По мере работы двигателя про-
исходил износ шашки рабочего тела, что вызывало су-
щественное изменение параметров разряда. Оригиналь-
ный механизм выдвижения устранил этот недостаток.
В качестве накопителя энергии потребовался высоко-
вольтный конденсатор, который допускал бы работу в ре-
жиме короткого замыкания и имел минимальную индук-
тивность. Таких конденсаторов в стране не было. А когда
промышленность отказалась заниматься разработкой
штучных изделий, предприятию пришлось осваивать из-
готовление собственного металлобумажного конденса-
тора. Конденсатор, разработанный А.Д.Терентьевым, по-
лучился надежным и успешно выдерживал 5 млн
разрядов при напряжении 1 кВ. Для инициирования раз-
ряда в двигателе С.П.Сердобинцев предложил трехэлек-
тродную свечу, к которой потребовался специальный
блок поджига с выходным напряжением 30 кВ.
Собственно ИПД имел общий конденсатор и два уско-
рительных канала, направленных в противоположные
стороны, каждый из которых имел свою поджигную
свечу; в работу включался тот канал, на свечу которого
подавалось поджигное напряжение. Когда указанное обо-
рудование собрали в общем корпусе с хорошей межблоч-
ной теплоизоляцией, получилась компактная ЭРДУ, ко-
торой присвоили наименование «Глобус».
ИПД прошел полный цикл наземной отработки и
был принят представителем заказчика. Летом 1968 г.
была выполнена попытка запуска экспериментального
геодезического КА «Сфера» разработки НПО «При-
кладная механика» (ныне ОАО ИСС), в системе ориен-
тации которого стояли ИПД. Из-за отказа второй сту-
пени ракетоносителя спутник не вышел на орбиту.
Долгое время перспективное изделие оставалось не-
востребованным. В 1974 г. для исследования свойств
магнитосферы по программе «Ариэль» на высоту 150 км
было выполнено два баллистических запуска, в кото-
рых ИПД успешно отработали.
Импульсный плазменный двигатель
371
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Стационарные плазменные двигатели
В конце 1950-х гг. сотрудник ИАЭ А.В.Жаринов
предложил схему создания электрического разряда
в радиальном магнитном поле, которая была прове-
рена в ускорителе с анодным слоем, имеющим раз-
рядный канал с коаксиальными металлическими
стенками.
В1962 г. ученый ИАЭ А.И.Морозов теоретически об-
основал идею создания ускорителя, отличительной
особенностью которого являлся диэлектрический раз-
рядный канал, реализующий протяженную зону уско-
рения. Ускорители по указанным выше схемам изна-
чально были предназначены для создания плазмы в
установках для термоядерного синтеза, но рассматри-
валась возможность их применения в качестве двига-
телей КА.
На очередной КА «Метеор» не успевали изгото-
вить полезную нагрузку массой около 40 кг, которая
должна была быть заменена свинцом или другим по-
лезным оборудованием. В мае 1969 г. состоялась ис-
торическая встреча академиков А.П.Александрова и
А.Г.Иосифьяна с участием представителей Калинин-
града, на которой было принято решение о разра-
ботке и изготовлении демонстрационной электрора-
кетной двигательной установки на базе источника
плазмы А.И.Морозова. На все отводилось два года. К
этому времени в ИАЭ по ускорителю, позже получив-
шему название «стационарный плазменный двига-
тель», уже имелся значительный научно-технический
задел. Так, наработка лабораторной модели двига-
теля Р-60 была доведена до 120 ч.
СПД-70
СПД-140
СПД-100
М-50
СПД-50
На предприятии начались работы по подготовке
высоковакуумного стенда и проектированию ЭРДУ
«Эол-1». Анодный блок двигателя М-60 был пол-
ностью изготовлен по рекомендациям А.И.Морозова.
Его магнитная система содержала внутреннюю и на-
ружную катушки намагничивания, которые создавали
между полюсами, охватывающими диэлектрический
канал, радиальное магнитное поле. Эффективный
катод-компенсатор для двигателя разработал Б.А.Ар-
хипов. Стартовый разогрев катода выполнялся нагре-
вателем, через который пропускался ток в 17 А.
Чтобы уменьшить потери в подводящих проводах,
пришлось изготовить выносной блок питания вакуум-
ного исполнения. Систему электропитания и управ-
ления тоже пришлось делать своими руками, т.к. в
отведенные сроки подключить кооперацию к разра-
ботке было невозможно. К тому же требования к си-
стеме постоянно менялись по мере отработки СПД.
Много проблем было с системой хранения и подачи
ксенона. Нужно было обеспечить не только требуе-
мый расход газа в катод и анодный блок двигателя,
но и обеспечить механическую прочность блоков в
условиях жестких лимитов по массе. При мощности
400 Вт и напряжении разряда 160 В двигатель разви-
вал тягу 0,2 Н. На стендах, возглавляемых Г.А.Кома-
ровым, научились не только с высокой точностью из-
мерять силу тяги, но и отклонение вектора тяги от
продольной оси двигателя.
Запуск КА «Метеор-10» с ЭРДУ «Эол-1» состоялся
29 декабря 1971 г., а первое включение двигателя -
14 февраля 1972 г. СПД успешно отработал в космосе
170 ч - до полного израсходования ксенона. Для ЭРДУ
«Эол-2» выполнили доработку дви-
гателя М-60 и изготовили новую си-
стему подачи. Все оборудование
было смонтировано в моноблок.
При ресурсных испытаниях
двигателя было обнаружено, что
по мере распыления стенок раз-
рядной камеры и магнитных по-
люсов растет тяга двигателя. Так
372
Глава 6
двигатель подсказал экспериментаторам, что пора
переходить к «тонким» полюсам. Введение в кон-
струкцию магнитных экранов (автор данного пред-
ложения - В.И.Козлов) не только повысило интег-
ральные параметры двигателя, но и существенно
увеличило ресурс. Указанные усовершенствования
были внедрены в двигатель М-50, который был уже
полностью собственной разработкой предприятия. В
этом двигателе катушки намагничивания были
включены в цепь разряда, что не только исключило
дополнительные источники электропитания, но обес-
печивало автоматическое создание требуемого маг-
нитного поля.
С повышением мощности бортовой энергетики КА
возникла потребность во все более мощных СПД с по-
вышенным ресурсом. Начало этих работ было поло-
жено главным конструктором В.М.Мурашко, который
еще в 1988 г. отработал двигатель мощностью 25 кВт.
Удовлетворяя потребности практической космонавтики,
ОКБ «Факел» разрабатывало и разрабатывает все
более совершенные двигатели меньшей мощности
СПД-50, СПД-70, СПД-1ОО, СПД-140.
Двигатели производства ОКБ «Факел» успешно
применялись в составе двигательных блоков и двига-
тельных установок КА «Метеор», «Гейзер», «Альтаир»,
«Плазма-А», «Галс», «Экспресс», «Ямал», «Экспресс-А»,
«Канопус-В», «Экспресс-AM» и др. Более 100 двигате-
лей СПД-100 использовалось на 42 зарубежных косми-
ческих аппаратах.
Термокаталитические двигатели
После отделения от разгонного блока КА может не-
упорядоченно вращаться. Первым делом надо остано-
вить вращение, выполнить успокоение и ориентацию
КА на Солнце и Землю. После этого раскроются сол-
нечные батареи и появится номинальная бортовая
мощность. До этого все системы работают от аккуму-
ляторных батарей.
Для подготовки системы ориентации и стабилиза-
ции к работе отводился час и не более 100 Вт мощ-
ности. Исходя из этого требования, на один двигатель
с тягой 1 Н выделялось не более 7 Вт. Причем двига-
тель должен быть в постоянной готовности к работе
в течение всего срока активного существования с тем,
чтобы своевременно выполнять «разгрузку» махови-
ков, обеспечивающих точную ориентацию КА. Для
этого двигатель должен был обеспечивать до 80000
кратковременных включений. За три года нужно
было не только создать двигатель, но и двигательную
установку. Никто в отрасли не знал, как подступиться
к этой задаче. Хотя разработка микроЖРД была не по
профилю предприятия, ОКБ «Факел» взялся за это
перспективное направление. Следует отметить, что у
предприятия уже был опыт разработки электротер-
мического двигателя на аммиаке, имелся задел по
конструкционным материалам, были апробированы
отдельные технические решения.
К разработке нового двигателя предприятие присту-
пило в 1976 г. под общим руководством заместителя
главного конструктора НАМасленникова. Ведущим
конструктором по теме был назначен Е.И.Гапоненко,
экспериментальная отработка изделий была поручена
лаборатории под руководством Л.П.Тимкина. Остано-
вились на термокаталитическом двигателе, работаю-
щем на монотопливе, т.к. двухкомпонентная схема
ЖРД была нереализуема. В качестве унитарного топ-
лива было решено использовать гидразин, который при
нагреве разлагается с выделением большого количе-
ства тепла. Поэтому для запуска двигателя достаточно
было выполнить разогрев двигателя и подать топливо
с требуемым расходом.
Табл.1
Характеристики двигателей
Марка двигателя	Номинальная мощность, кВт	Н . (ряжение разряда В	Тяга мН	Максимальна*  аработка при наземной отработке, ч	Дата первого применения	Общее количество в эксплуатации шт
М-60	0,40	160	20	200	29.12.1971	6
М-50	0,32	180	25	200	05.04.1977	4
СПД-70	0,70	300	40	3100	18.05.1982	128
СПД-100	1,35	300	82	9000	20.01.1994	404
СПД-50	0,22	185	14	1200	22.07.2012	6
СПД-140	4,5/3,0	300	290/190	14050	01.06.2017	5
373
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Разработкой двигателя, которому был присвоен индекс
К10, занимались конструкторы Б.Д.Диденко и Г.И.Казаков,
а экспериментальной отработкой - А.П.Беляков, Ю.С.За-
рубецкий, О.И.Ковальчук, А.И.Корякин. Им пришлось ре-
шить множество технических проблем. Из-за недостаточ-
ной чистоты топлива закупоривалась капиллярная трубка
подачи. Кроме того, необходимо было исключить ее пере-
грев, чтобы избежать закипания топлива. Отдельной зада-
чей было подавление низкочастотных колебаний, без этого
невозможно было стабилизировать тягу двигателя. Кон-
струкция К10 в составе двигательного блока не выдержи-
вала вибрационных нагрузок. При жестком закреплении
увеличивалась прочность, но одновременно возрастал теп-
лоотвод, в результате чего не достигались необходимые
рабочие температуры. К тому же, из-за коробления кон-
струкции, изменялось выше допустимого направление
вектора тяги. Поэтому потребовалось найти компромисс-
ное решение, чтобы минимизировать вредное влияние
каждого из указанных факторов. И это было сделано.
Сложность экспериментальной отработки еще заключа-
лась в том, что предприятие не располагало собственной
стендовой базой для огневых испытаний и каждую модель
приходилось отвозить в Ленинград, Пермь или Красно-
ярск, где с участием наших специалистов были построены
огневые стенды. Результаты каждого испытания анализи-
исправные каналы. Первый образец такой системы имел
малые габариты и вес и настолько приглянулся заказчику,
что он предложил вписать его в приборный отсек КА, при-
чем на создание летного варианта давался год. С этой за-
дачей ОКБ «Факел» успешно справилось.
Первый запуск КА с гидразиновой двигательной
установкой состоялся в 1982 г. Двигатель К10 ока-
зался настолько удачным, что в модернизированном
виде используется до настоящего времени. В общей
сложности в космосе было применено около 3500
двигателей этого типа, и все они функционировали
безотказно.
Для коррекции орбит КА потребовался более мощный
двигатель этого типа. Двигатель ТК-500М с номинальной
тягой 5 Н был отработан и начал использоваться на КА раз-
личного назначения с 2003 г. В общей сложности 114 дви-
гателей ТК-500М безотказно отработало в космосе.
Термокаталитические двигатели разработки ОКБ
«Факел» успешно использовались в составе двига-
тельных блоков и двигательных установок КА системы
ГЛОНАСС, ГЛОНАСС-М, ГЛОНАСС-К, «Галс», «Гейзер»,
«Альтаир», «Экспресс», SESAT, «Экспресс-А»,
«Экспресс-AM», «Луч», «Луч-5», «Меридиан», «Ямал-401»,
«Ямал-ЗООК» «Спектр-Р», «Электро-Л» и др.
ровались, выявлялись слабые места конструкции и вводи-
лись корректирующие действия, пока двигатель К10 не до-
стиг технического совершенства.
Применительно к двигательной установке КА «Гло-
насс» потребовалось гарантировать разницу тяг пар
двигателей более чем на 5 %. В.Н.Виноградов и
Н.М.Вертаков селективной сборкой не только обес-
печили выполнение этого требования, но и разработали
уникальную методику контроля этого параметра.
Для обеспечения постоянства тяги необходимо
Двигательный блок для КА «Глонасс»
было стабилизировать давление гидразина на входе в
двигатель. Для этого был создан пре-
цизионный стабилизатор давления.
Потребовалась автономная отработка
бака, клапанов и другой арматуры, а
также двигательной установки в
целом, с чем успешно справились
М.Ю.Альтшулер, Л.Д.Лебедев,
Ю.П.Мосалев, А.Н.Нестеренко,
В.С.Самарин.
Параллельно под руководством
В.В.Семенова для квалификации двига-
тельной установки разрабатывалась
стендовая система электропитания и
управления. Схемные решения, предло-
женные ЮЛ.Бородавкиным, А.С.Невзо-
ровым и В.В.Соколовым, предусматри-
вали резервирование, дублирование
команд и автоматический переход на
Термокаталитический двигатель
К10
Термокаталитический двигатель
ТК-500М
Глава 7
ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша»
Головное научно-исследовательское предприятие отрасли
по ракетно-космическим двигательным установкам

История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша»
ГОЛОВНОЕ НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКОЕ
ПРЕДПРИЯТИЕ ОТРАСЛИ ПО РАКЕТНО-
КОСМИЧЕСКИМ ДВИГАТЕЛЬНЫМ УСТАНОВКАМ*
Чертов, >4.'Гафаров
1944-1965 гг. Работы НИИ-1 по ракетным
двигателям в системе авиационной
промышленности
В результате проведенной в 1944 г. очередной ре-
организации Реактивного научно-исследовательского
института и создания на его базе НИИ-1 был сделан
первый шаг на пути превращения его в головное на-
учно-исследовательское предприятие сначала по ракет-
ным, а потом и космическим двигательным установкам.
В НИИ-1 на начальном этапе его деятельности на
первый план вышли работы по жидкостным ракетным
двигателям для авиации. Первым практическим шагом
на пути применения ЖРД в авиации стала разработка в
РНИИ - НИИ-3 ракетоплана РП-318-1 конструкции
С.П.Королева, который совершил пилотируемые по-
леты в 1940 г. 15 мая 1942 г. начались летные испыта-
ния истребителя-перехватчика БИ-1, сконструирован-
ного А.Я.Березняком и А.М.Исаевым в ОКБ
В.Ф.Болховитинова и снабженного также разработан-
ным в РНИИ - НИИ-3 ЖРД. Наряду с ЖРД в НИИ-1
предусматривалась разработка и других типов реактив-
ных двигателей для авиации, в т.ч. прямоточных воз-
душно-реактивных и турбореактивных двигателей.
Как уже отмечалось, 29 мая 1944 г. начальником
НИИ-1 был назначен руководивший до этого НИИ ВВС
генерал-майор П.И.Федоров. В числе главных забот но-
вого руководителя стали скорейшее структурирование
и организация исследовательского ядра института. При
этом научно-исследовательским работам предстояло
придать приоритетный характер. В этой связи замести-
телем начальника по научной работе назначили извест-
ного уже в ту пору ученого-газодинамика Г.НАбрамо-
вича, возглавлявшего до этого в ЦАГИ созданный там
по его инициативе в 1943 г. реактивный отдел.
Коллектив этого отдела, включая крупного аэроди-
намика КАУшакова, также в основном перешел в НИИ-1.
В институт были направлены и известные к тому вре-
мени ученые из других отраслей промышленности:
АП.Ваничев, ЛА.Вулис, АА.Гухман, Г.Ф.Кнорре, а
также Г.И.Петров, работавший в ЦАГИ, но не в составе
его реактивного отдела. Вместе с оставшимися в инсти-
туте специалистами РНИИ - НИИ-3 (В.ААртемьев,
Л.С.Душкин, В.С.Зуев, ЮАПобедоносцев, М.К.Тихонра-
вов, Н.Г.Чернышев, Л.Э.Шварц, Е.С.Щетинков) они со-
ставили серьезную силу, способную решать большие
исследовательские задачи.
Как уже отмечалось, февральским постановлением
ГКО институту в качестве производственной и авиакон-
структорской базы был придан филиал № 1 - завод № 293
в г. Химки Московской области, где самолетное конструк-
торское бюро возглавлял известный авиаконструктор
В.Ф.Болховитинов. Он был назначен в дополнение к преж-
ней должности первым заместителем начальника НИИ-1.
Вместе с В.Ф.Болховитиновым и химкинским филиалом
в институт пришли талантливые специалисты: А.Я.Берез-
няк, К.Д.Бушуев, А.М.Исаев, М.В.Мельников, В.П.Мишин,
Б.А.Соколов, Б.Е.Черток - будущие ведущие создатели
отечественной ракетно-космической техники. Еще до ре-
организации в институт из других предприятий пришли
НАПилюгин, В.С.Будник и ЛАВоскресенский.
Как уже отмечалось, кроме авиационного КБ
В.Ф.Болховитинова, в НИИ-1 были переведены КБ по
прямоточным ВРД М.М.Бондарюка (из НИИ ГВФ), по
газотурбинным двигателям А.МЛюльки (из ЦИАМ), КБ
по реактивным снарядам В.П.Голикова (из ЛИИ). Той
же весной 1944 г. в институте были образованы три
двигательных КБ ЖРД во главе с В.П.Глушко, А.М.Исае-
вым и Л.С.Душкиным.
Важнейшей задачей реорганизации являлось созда-
ние специализированных лабораторной, эксперимен-
тальной, производственной баз, необходимых для вы-
полнения систематической исследовательской работы.
Первоначально предполагалось, что исследования
в НИИ-1 будут вестись исключительно в обеспечение
разработок ЖРД и ВРД для авиации. Однако сложив-
шиеся традиции РНИИ - НИИ-3 и потребности получив-
шего вскоре бурное развитие ракетостроения стимули-
ровали развитие исследований в максимально широком
плане - применительно ко всем областям создания и ис-
пользования реактивных и ракетных двигателей.
27 декабря 1944 г. приказом Наркомавиапрома во
Владыкине был образован филиал № 2 НИИ-1. Туда пе-
редавались все работы института по реактивному воору-
жению: наземному, авиационному и морскому. Началь-
ником филиала № 2 назначили ЮАПобедоносцева. Это
событие окончательно закрепило за институтом двига-
тельный профиль, освободив его от некогда главных
работ по реактивному вооружению. 29 мая 1946 г. фи-
лиал № 2 НИИ-1 постановлением правительства был пе-
редан в образованное на базе Наркомата боеприпасов
Министерство сельскохозяйственного машиностроения
и стал там основой мощного коллектива, известного
ныне как Московский институт теплотехники.
Во второй половине 1945 г. началось более широ-
кое изучение достижений немецкой ракетной техники.
В Германию прибыли сотрудники НИИ-1 К.Д.Бушуев,
Л.А.Воскресенский, АМ.Исаев, В.П.Мишин, НАПилю-
‘Материалы данной главы подготовлены творческим коллективом сотрудников ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша». Точка зрения авторов не всегда
совпадает с позицией руководства предприятия.
376
Глава 7
Советские специалисты-ракетчики в Германии. Слева направо сидят:
НАПилюгин*, И.Б.Бровко, А.Г.Мрыкин, ВАБакулин, Ю.А.Победоносцев*,
С.П.Королев*, В.С.Будник*. Стоят: ?, В.И.Харчев, ЛАВоскресенский*,
С.Г.Чижиков, В.П.Мишин* (* отмечены сотрудники НИИ-1)
гин, Ю.А.Победоносцев, Б.Е.Черток, а также В.П.Бар-
мин, В.П.Глушко, В.И.Кузнецов, М.С.Рязанский и др.
8 сентября 1945 г. к ним присоединился С.П.Королев.
13 мая 1946 г. вышло Постановление Совета Ми-
нистров СССР «Вопросы реактивного вооружения».
Оно ознаменовало начало создания современной ра-
кетно-космической промышленности нашей страны.
В соответствии с этим постановлением головным ми-
нистерством по разработке и производству реактивных
снарядов с жидкостными двигателями определялось
Министерство вооружения. В число основных мини-
стерств по смежным производствам вошло Мини-
стерство авиационной промышленности. Ему было по-
ручено снабжать разрабатываемые ракеты маршевыми
двигателями (ОКБ-456 В.П.Глушко). На НИИ-1 возлага-
лись научно-исследовательские работы в обеспечение
создания ЖРД для ракет. Однако главное место в ра-
боте НИИ-1 в тот период заняли исследования и
опытно-конструкторские разработки в области двига-
телей для реактивной авиации, прежде всего ЖРД.
В том же 1946 г. произошел ряд событий, оказав-
ших значительное влияние на деятельность института.
30 марта 1946 г. приказом министра из института было
выведено на самостоятельную базу ОКБ А.М.Люльки.
Новому ОКБ совместно с институтом поручались до-
водка и сдача в серийное производство первого совет-
ского турбореактивного двигателя ТР-1 (С-18) ориги-
нальной схемы, первые испытания которого были
проведены в НИИ-1 еще в 1944 г.
24 мая 1946 г., как отмечалось выше, в Минсель-
хозмаш был передан филиал № 2 со всей тематикой
реактивного вооружения. В деятельности института на-
ступил длительный перерыв в работах по РДТТ.
7 июня 1946 г. приказом МАП от института был от-
делен филиал Ns 1 в Химках и на его основе организо-
ван опытный завод № 293 во главе с
М.Р.Бисноватом. Впоследствии
здесь было создано ракетное КБ
«Факел», которое возглавил извест-
ный конструктор П.Д.Грушин.
В этих условиях институт выпол-
нял в 1946 г. срочные и объемные
работы. Так, А.М.Исаеву предстояло
согласно приказу министра «спроек-
тировать и построить... ЖРД У-1250
с химическим зажиганием», причем
не позднее, чем через три месяца на-
чать заводские испытания этого
двигателя. Л.С.Душкину тем же при-
казом было поручено «обеспечить
сборку, испытания и поставку двух
двигателей РД-2М-ЗВ главному кон-
структору А.И.Микояну для уста-
новки на опытный самолет», и тоже
в кратчайший срок, измеряемый де-
сятью неделями.
Следует, однако, отметить, что вывод филиала № 1
из состава НИИ-1 ознаменовал собой фактическое пре-
кращение в институте работ по реактивным самолетам и
сосредоточение его на работах по реактивным двигате-
лям для авиации и ракет.
2 декабря 1946 г. новым начальником НИИ-1 был
назначен молодой (35 лет), только что избранный (но-
ябрь 1946 г.) академиком АН СССР М.В.Келдыш.
К тому времени он был уже известным ученым,
крупным теоретиком и практиком, завоевавшим широ-
кий авторитет своими работами в теоретической и при-
кладной математике, а также в области механики авиа-
ционных конструкций. Параллельно с работой в ЦАГИ,
где он трудился с 1931 г. и являлся в 1946 г. начальни-
ком отдела динамической прочности самолетов,
М.В.Келдыш создал в июле 1944 г. в Математическом
институте АН СССР отдел механики, выросший впо-
следствии (1953 г.) в Отделение прикладной матема-
тики, а затем (1966 г.) - в Институт прикладной мате-
матики, руководителем которого М.В.Келдыш
оставался до конца жизни.
Уже 14 декабря 1946 г. М.В.Келдыш формирует ос-
новные принципы деятель-
ности института, которые
явились основой его долго-
срочной исследовательской
программы. В проекте при-
каза министра, написанном
в тот день М.В.Келдышем
лично, он изложил следую-
щие положения:
«I. В целях обеспечения
работ по авиационным реак-
тивным двигателям считать
Научно-исследовательский М.В.Келдыш
377
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
институт № 1 головным институтом по жидкостным ра-
кетным двигателям и воздушно-реактивным беском-
прессорным* двигателям.
1.	Установить следующие основные направления
научно-исследовательской работы НИИ-1:
-	исследование рабочего процесса жидкостных ре-
активных двигателей;
-	исследование рабочего процесса воздушно-реак-
тивных двигателей;
-	испытания на стендах и в полете экспериментальных
образцов и разработка рекомендаций по проектированию
и улучшению жидкостных реактивных двигателей, бес-
компрессорных воздушно-реактивных двигателей и от-
дельных элементов турбокомпрессорных воздушно-ре-
активных двигателей (камера сгорания и др.);
-	исследование свойств различных топлив и окис-
лителей для реактивных двигателей и изыскание новых
видов горючих смесей;
-	исследование прочности реактивных двигателей».
27 декабря 1946 г. М.В.Келдыш провел большое со-
вещание по вопросам строительства испытательных
стендов ЖРД с приглашением специалистов Гипроавиа-
прома и Управления капитального строительства мини-
стерства. Имелось в виду строительство четырех стен-
дов для испытаний ЖРД различной размерности и на
различных компонентах, стендов для испытаний ТНА,
парогенераторов, кислородного завода, завода нестан-
дартного оборудования.
Вокруг М.В.Келдыша как признанного научного ли-
дера постепенно складывается группа талантливых, про-
дуктивно работающих ученых. Кроме упоминавшихся
А.П.Ваничева, В.С.Зуева, Г.И.Петрова, Д.А.Франк-Каме-
нецкого, Е.С.Щетинкова, в этот круг вошли В.С.Авду-
евский, Н ААккерман, СЛ.Вишневецкий, В.М.Пшеничнов,
вернувшийся в институт Б.В.Раушенбах и др.
В 1947-1948 гг. окончательно оформились основ-
ные направления исследовательских работ института
как ведущей научно-исследовательской организации
по реактивному двигателестроению, проблемам газо-
вой динамики и теплообмена, тепловым режимам ле-
тательных аппаратов. Уже в эти годы ведущими уче-
ными института Г.И.Петровым, Л.И.Седовым,
Г.Н.Абрамовичем, А.П.Ваничевым, Е.С.Щетинковым и
другими были проведены фундаментальные, но имею-
щие непосредственное прикладное значение научные
исследования в области термодинамики, аэрогазоди-
намики, теории горения, теплообмена, теории устойчи-
вости рабочих процессов в двигателях. Этим были за-
ложены основы методов проектирования, испытаний и
отработки ЖРД и ПВРД, а также решения проблемы
тепловой защиты летательных аппаратов.
В 1946-1948 гг. добились успехов и двигательные
КБ института. В1947 г. успешно прошли летные испы-
тания реактивного самолета, созданного в ОКБ
М.Р.Бисновата (бывшем филиале НИИ-1 ),с двигательной
установкой У-400-100, разработанной в институте в от-
деле А.М.Исаева. Завершилась доводка ЖРД с турбона-
сосной системой подачи РД-2М и РД-2МЗВ конструкции
Л.С.Душкина. Их летные испытания осуществлялись в
1947-1948 гг. на самолете-перехватчике И-270 конструк-
ции А.И.Микояна. Проведены летные испытания ПВРД-430
конструкции М.М.Бондарюка на экспериментальном
истребителе «138», созданном в ОКБ САЛавочкина.
В конце 1940-х гг. под руководством М.М.Бонда-
рюка были созданы ПВРД для запускавшихся с само-
лета-носителя Ту-4 самолетов-мишеней Ла-17, серий-
ное производство которых (500-600 ед. в год)
продолжалось почти 40 лет.
Успехи, достигнутые в первые послевоенные годы
в разработке газотурбинных авиадвигателей, сделали
использование ЖРД и ПВРД в авиации неперспектив-
ным, а время беспилотной крылатой техники еще не
пришло. Все это привело институт к глубокому темати-
ческому кризису. Организационным последствием его
стало постановление Совета Министров СССР от 12 июня
1948 г. об объединении «в связи с сокращением ассиг-
нований на опытные работы по плану на 1948 г.» НИИ-1
на правах филиала с ЦИАМ.
В августе того же 1948 г. М.В.Келдыш сложил с
себя обязанности начальника института, но приобрел
статус научного руководителя филиала ЦИАМ, и в этом
новом качестве его влияние на ход научных исследова-
ний стало еще более весомым.
Научные интересы М.В.Келдыша и руководимых
им коллективов в конце 1940-х гг. все более переме-
щаются в область беспилотной реактивной техники.
В том же 1948 г. М.В.Келдыша как крупного матема-
тика и механика приглашают для консультаций
в НИИ-88, где тогда завершалась подготовка к лет-
ным испытаниям первой советской баллистической
ракеты Р-1. Там он знакомится с С.П.Королевым, с
той поры начинается их творческая совместная ра-
бота и рожденная взаимной симпатией многолетняя
человеческая дружба.
Одним из первых совместных действий С.П.Коро-
лева и М.В.Келдыша стала разработка, а затем и реа-
лизация программы исследований с помощью ракет
верхних слоев атмосферы в научных и оборонных
целях. 30 декабря 1949 г. по этому поводу было издано
постановление правительства. Так М.В.Келдыш и руко-
водимые им коллективы вплотную подошли к решению
проблем ракет и космоса.
Основы сформулированной им для НИИ-1 еще в
1946 г. фундаментальной программы остались при
этом незыблемыми. Разработка научных основ созда-
ния ЖРД и ПВРД, исследование свойств имеющихся
топлив и изыскание их новых типов, изучение проблем
прочности двигателей - все это, не пригодившееся для
* То есть прямоточным (этот термин установился позднее). - Прим. ред.
378
Глава 7
реактивной авиации, должно теперь пойти на пользу
ракетно-космической технике. В полную мощность и с
высокой эффективностью работают исследователь-
ские лаборатории, экспериментальные стенды, опыт-
ное производство.
К1952 г. становится ясно, что произведенное в 1948 г.
механическое объединение ЦИАМ и НИИ-1 было ошиб-
кой. Непосредственным поводом для исправления оши-
бочного решения стала необходимость дальнейшего раз-
вития в стране ОКБ по ракетному двигателестроению.
В Постановлении Совета Министров СССР от 10 марта
1952 г. «О мероприятиях по созданию жидкостных реак-
тивных двигателей и двигательных установок к управляе-
мым ракетам-снарядам» содержались следующие пункты:
«5. Реорганизовать филиал Центрального инсти-
тута авиационного моторостроения в Научно-исследо-
вательский институт реактивных двигателей (НИИ-1)
для управляемых ракет, создав к 20 марта 1952 г. при
этом институте Опытно-конструкторское бюро (ОКБ-1)
по жидкостным реактивным двигателям.
6. Утвердить главным конструктором ОКБ-1 НИИ-1
Министерства авиационной промышленности т. Душ-
кина Л.С., а его заместителями тт. Полярного А.И. и
Берглезова В.Ф.»
Таким образом, НИИ реактивной авиации, как назы-
вался институт до 1948 г., стал теперь НИИ реактивных
двигателей для управляемых ракет. Так осуществленный
под руководством М.В.Келдыша переход НИИ-1 от авиа-
ционной к ракетной тематике был закреплен де-юре.
В 1954 г. вышли два исторических постановления
Правительства СССР по разработке в КБ С.П.Коро-
лева межконтинентальной баллистической ракеты
Р-7, а в конструкторских бюро САЛавочкина и
В.М.Мясищева - межконтинентальных крылатых ракет
«Буря» и «Буран». Маршевые ЖРД для ракеты Р-7
было поручено разработать КБ В.П.Глушко, маршевые
СПВРД для крылатых ракет «Буря» и «Буран» - КБ
М.М.Бондарюка, ЖРД для разгонных блоков «Бури» -
КБ А.М.Исаева, а для разгонных блоков «Бурана» - КБ
В.П.Глушко.
При разработке ракеты Р-7 на НИИ-1 было возло-
жено три комплекса задач:
-	обеспечение устойчивости процесса в кислородных
ЖРД (руководители-А.П.Ваничев, В.В.Пшеничнов);
-	исследования по газовой динамике, теплообмену
и теплозащите головных частей (руководитель -
Г.И.Петров);
-	разработка методов измерения пульсаций давле-
ния и аппаратуры для этих измерений (руководитель -
КАРазин).
Коллектив института успешно выполнил государст-
венное задание и внес значительный вклад в создание
первой в мире межконтинентальной баллистической ра-
кеты Р-7 и мощной ракеты-носителя, модификации ко-
торой эксплуатируются и в настоящее время. В частности,
исследования, проведенные в лаборатории ЖРД в отделе
М.В.Мельникова, показали высокую (для того времени)
экономичность кислород-керосиновых ЖРД, возмож-
ность эффективного охлаждения камеры сгорания таких
двигателей и устойчивость их рабочего процесса, что яви-
лось научным фундаментом для разработок в ОКБ-456
главного конструктора В.П.Глушко первых мощных четы-
рехкамерных ЖРД РД107 и РД108 для первой и второй
ступеней МБР Р-7. До этого в двигателях баллистических
ракет Р-1, Р-2 и Р-5 использовался в качестве горючего
этиловый спирт. Большой вклад в решение проблемы
обеспечения продольной устойчивости ракеты при рабо-
тающих двигателях внесли сотрудники НИИ-1 под руко-
водством М.С.Натанзона.
Постановлением правительства о создании межкон-
тинентальных крылатых ракет на НИИ-1 и персонально
на М.В.Келдыша возлагалась координация всех на-
учных исследований в обеспечение создания таких
ракет. Научными руководителями по отдельным на-
правлениям этих исследований стали сотрудники НИИ-1
Г.И.Петров, А.П.Ваничев, В.М.Иевлев, В.Я.Лихушин,
Е.С.Щетинков, В.С.Зуев, И.Ф.Шебеко, Б.В.Раушенбах,
Д.Е.Охоцимский, К.П.Осминин.
Для выполнения работ по крылатым ракетам был
создан ряд новых подразделений и развернуто строи-
тельство уникальной стендовой базы. В короткий
срок были спроектированы и совместно с филиалом
ЦИАМ и КБ М.М.Бондарюка построены стенды для
испытания натурных СПВРД на присоединенном воз-
духопроводе и стенд для тепловых испытаний кор-
пуса ракеты с топливными баками и работающим
прямоточным двигателем. Много сил и энергии соз-
данию этой базы отдали возглавивший институт в 1955 г.
В.Я.Лихушин, а также Ю.А.Трескин, А.А.Лещев,
Н.И.Помогин, М.Б.Бейтельмахер.
В1954 г. по инициативе М.В.Келдыша была создана
лаборатория 6 для решения вопросов динамики полета
и определения перспектив развития крылатых ракет.
Лабораторию возглавил К.П.Осминин, отделы лабора-
тории - А.С.Будник, Д.Е.Охоцимский, Б.В.Раушенбах.
Уже в первые годы деятельность этой лаборатории
вышла за рамки исследований по крылатым ракетам:
были развернуты работы по исследованию перспектив
и эффективности применения двигательных и энерге-
тических установок для широкого класса летательных
аппаратов. Результаты этих работ использовались при
определении перспективных направлений развития ра-
кетного двигателестроения.
Летно-конструкторские испытания МКР «Буря»,
проведенные в 1957-1959 гг., подтвердили заданные
тактико-технические данные как отдельных систем, так
и ракетного комплекса в целом. Научное руководство
работами по созданию «Бури» и активное участие в них
стало яркой страницей в деятельности НИИ-1.
При рассмотрении перспективы увеличения скоро-
сти маршевого полета крылатой ракеты Е.С.Щетинко-
вым был изобретен гиперзвуковой ПВРД (авторское
379
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
свидетельство № 47815 от 16 апреля 1957 г.), с кото-
рым связывают будущее космонавтики.
В развитии ракетной техники значительную роль сыг-
рали работы института по обоснованию схемы ЖРД с до-
жиганием генераторного газа (замкнутая схема). В лабо-
ратории А.П.Ваничева еще в 1959 г. А.Н.Аггеевым,
Б.Ф.Гликманом, Н.В.Шутовым, И.В.Меркуловым, Е.Г.Ла-
риным и другими были проведены комплексные испыта-
ния модельного ЖРД с дожиганием генераторного газа,
подтвердившие работоспособность двигателя такой
схемы, возможность достижения высокого давления в ка-
мере сгорания и, в результате, существенного повышения
удельного импульса тяги. Эти исследования положили на-
чало широкому развитию работ по созданию ЖРД за-
мкнутых схем во всех отечественных двигательных КБ.
Работы института по ЖРД малой тяги, проведенные
Н.В.Шутовым, Ю.Г.Ивановым, Б.Ф.Смирновым и другими,
позволили существенно улучшить основные параметры
таких двигателей и внедрить их типоразмерный ряд.
С целью расширения экспериментальных исследова-
ний по ЖРД в 1958 г. был организован крупный филиал
института в г. Нижняя Салда, в котором в короткий срок
под руководством его первого директора М.Г.Миронова
были созданы комплекс стендов, энергетических объ-
ектов и опытное производство. По мере накопления опыта
совместных работ с КБ в филиале были развернуты са-
мостоятельные опытно-конструкторские разработки двух-
компонентных ЖРДМТ. Энтузиазм и настойчивость кол-
лектива позволили быстро создать двигатели (главный
конструктор - Е.Г.Ларин), которые успешно эксплуатиро-
вались в составе ДУ орбитальных станций «Салют» и
«Мир», широко применяются на современных отечествен-
ных космических аппаратах. В конце 1970-х гг. под руко-
водством А.М.Лапшина был создан самый мощный в
нашей стране стендовый комплекс по отработке кисло-
родно-водородных ЖРД. С1981 г. этот филиал стал са-
мостоятельным институтом - НИИ машиностроения.
В 1956-1958 гг. на базе фундаментальных работ
В.М.Иевлева оформились новые направления исследо-
ваний в институте: по ядерным и электрическим дви-
гателям и ядерным энергетическим установкам. Ком-
плексный анализ различных схем ЯРД, проведенный
В.М.Иевлевым и его сотрудниками, показал перспек-
тивность и принципиальную осуществимость двух ос-
новных схем ЯРД: с твердофазным (схема А) и газо-
фазным (схема В) реакторами. Эти результаты оказали
большое влияние на расширение и развитие исследо-
вательских и проектно-конструкторских работ по ядер-
ным двигателям в Институте атомной энергии, Физико-
энергетическом институте, НИИТВЭЛ, в ОКБ
В.П.Глушко, в ОКБ А.Д.Конопатова и ряде других инсти-
тутов и КБ. Начиная с 1958 г. по инициативе М.В. Кел-
дыша, С.П.Королева и И.В.Курчатова работы по ЯРД ве-
лись широкой кооперацией институтов и КБ.
Одновременно с работами по ЯРД по инициативе
В.М.Иевлева в институте начали развиваться исследо-
вания по ЭРД. В начале 1960-х гг. эти работы, прово-
дившиеся под руководством А.А.Поротникова, офор-
мились в одно из важнейших направлений деятельно-
сти института.
Принятое в СССР в 1962 г. решение о создании ядер-
ных энергетических установок для использования их на
околоземных спутниках с большой остротой поставило
вопрос обеспечения радиационной безопасности на всех
этапах их эксплуатации, после прекращения их функцио-
нирования, а также при возможных аварийных ситуа-
циях. Работы по созданию ЯЭУ велись в ОКБ-670 (глав-
ный конструктор - М.М.Бондарюк) и в ОКБ-ЗОО (главный
конструктор - С.К.Туманский), а по созданию спутника с
этими ЯЭУ - в ОКБ-52 (главный конструктор - В.Н.Чело-
мей). В1963 г. на НИИ-1 была возложена роль головной
организации по решению проблемы обеспечения радиа-
ционной безопасности спутников с ЯЭУ на всех этапах их
эксплуатации. Уже в начале 1964 г. под руководством на-
чальника института В.Я.Лихушина большой группой со-
трудников (А.А.Еременко, НААнфимов, А.М.Расновский,
Е.П.Кузьмин, Ю.М.Еськов и др.) был выполнен комплекс-
ный анализ возможных методов ОРБ. Проведенными в
1964-1965 гг. ААГафаровым под руководством А АЕре-
менко расчетами была теоретически обоснована возмож-
ность диспергирования активной зоны реактора ЯЭУ до
частиц безопасного размера - около 100 мкм. Пред-
стояло подтвердить этот основополагающий результат
экспериментально и разработать соответствующие реко-
мендации для конструкторов ЯЭУ.
Подводя основные итоги деятельности НИИ-1 -
Центра Келдыша в 1944-1965 гг., следует прежде всего
отметить, что этот период был насыщен крупными со-
бытиями в развитии отечественной ракетной и косми-
ческой техники. В эти годы был создан ракетно-ядер-
ный щит страны, запущены первые ИСЗ и осуществлен
первый в мире полет человека в космос. Началась эра
систематического изучения околоземного и дальнего
космоса при помощи автоматических и пилотируемых
космических аппаратов.
В формировании и развитии тематических научно-
исследовательских работ НИИ-1 после реорганизации
в 1944 г. можно условно выделить два периода. Период
1944-1950 гг. характеризуется завершением первого
этапа создания энергетической и экспериментальной
базы и началом развития систематических эксперимен-
тальных исследований в области реактивных двигате-
лей различных схем.
Во втором периоде (1950-1965 гг.) основные темати-
ческие подразделения достигли творческой зрелости и
стали ведущей силой, в результате чего институт приобрел
авторитет в ОКБ как научно-исследовательская организа-
ция, внесшая существенный вклад в решение научных и
прикладных задач по ЖРД и СПВРД, в обеспечение раз-
работок мощных двигателей для МБР Р-7 и МКР «Буря»,
в создание этих ракет и первых отечественных автомати-
ческих и пилотируемых космических аппаратов.
380
Глава 7
1965-1991 гг. НИИТП - головной двигатель-
ный институт ракетно-космической отрасли
В1965-1991 гг. основные работы по ракетным и ра-
кетно-космическим комплексам оборонного, народно-
хозяйственного и научного назначения в нашей стране
были сосредоточены в специализированном Мини-
стерстве общего машиностроения, что в значительной
мере способствовало обеспечению качественно нового
уровня разработок ракетного оружия и ракетно-косми-
ческих комплексов. В этот период институт становится
головной научно-исследовательской организацией по
проблемам ракетного двигателестроения и получает
наименование НИИ тепловых процессов - НИИТП. Ин-
ститут выполнял научно-исследовательские работы,
направленные на создание высокосовершенных ЖРД,
РДТТ, СПВРД, освоение новых высокоэффективных
топлив, создание новых высокоэффективных бортовых
энергетических установок, ядерных энергодвигатель-
ных комплексов и ряда специальных систем.
В этот период усилия института по созданию ЖРД
были направлены в первую очередь на научное обес-
печение проблемы создания ЖРД с высокими энерго-
массовыми характеристиками и высокой надежностью.
Переход в конце 1950-х гг. к ЖРД замкнутой схемы,
предложенной и обоснованной в институте, выдвинул
в последующие годы ряд новых проблем, связанных с
организацией смесеобразования и обеспечением
устойчивости системы регулирования, которые в про-
цессе совместных работ с КБ были успешно решены.
В 1965 г. началась эксплуатация тяжелой ракеты-
носителя «Протон». Институт принимал активное уча-
стие в решении газодинамических и тепловых проблем
для этой РН как на этапе создания, так и на этапе лет-
ных испытаний. В частности, благодаря выдвинутым и
обоснованным группой сотрудников под руководством
М.С.Натанзона техническим предложениям была ре-
шена сложная проблема устранения высокочастотных
колебаний давления в камерах двигателей второй и
третьей ступеней. В институте была создана и испытана
шестикамерная модель РН «Протон» на натурных ком-
понентах (азотный тетраоксид + несимметричный ди-
метилгидразин) для определения пульсаций и статиче-
ского донного давления, а также тепловых потоков
в кормовой части ракеты.
В1964-1973 гг. в институте был выполнен большой
объем исследований в обеспечение создания сверхтя-
желой ракеты-носителя Н-1 для лунной программы. Со-
трудники института принимали активное участие в ре-
шении проблем, связанных с созданием надежных
окислительных двухкомпонентных газогенераторов,
обеспечением надежной работы турбины в горячем
окислительном кислородном генераторном газе, обес-
печением устойчивой работы, охлаждения и экономич-
ности газожидкостных камер сгорания мощных кисло-
родно-керосиновых ЖРД, разработанных для первой
ступени Н-1 в ОКБ главного конструктора Н.Д.Кузнецова.
Большое внимание было уделено проблемам газодина-
мики и теплообмена в кормовой части ракеты при работе
30 двигателей первой ступени Н-1. Результаты исследо-
ваний НИИТП позволили предсказать с необходимой
точностью характеристики нестационарных газодинами-
ческих процессов в донной области Н-1, которые были
подтверждены при летных испытаниях ракеты.
Работы по динамике ЖРД и продольной устойчивости
ракет для боевых ракетных комплексов позволили ре-
шить такие сложные задачи, как запуск ЖРД под водой,
запуск в условиях минометного старта, а также обеспе-
чить устойчивость системы «двигатель - ракета». За
большой вклад в создание высокосовершенных боевых
ракетных комплексов наземного (РС-16, -18, -20) и мор-
ского (РСМ-25, -40, -50) базирования НИИТП указом Пре-
зидиума Верховного Совета СССР от 17 февраля 1975 г.
был награжден орденом Трудового Красного Знамени.
Значительным этапом в развитии отечественной ра-
кетно-космической техники стало создание ракет-но-
сителей нового поколения «Зенит» и «Энергия» на эко-
логически чистых компонентах топлива и многоразовой
космической системы «Энергия - Буран». Для этого были
необходимы новые, более мощные по сравнению с ранее
освоенными двигатели. Создание в КБ В.П.Радовского
мощного жидкостного двигателя РД-170 на компонентах
кислород + керосин (тяга на Земле - 740 тс, в пустоте -
806 тс) и в КБ А.Д.Конопатова жидкостного двигателя
РД-0120 на компонентах кислород 4 водород явилось
новым словом в ракетной технике. Значительным шагом
вперед стала также разработка в НПО «Энергия» в ком-
плексе Б.А.Соколова уникальной объединенной двига-
тельной установки орбитального корабля «Буран». Начи-
ная с 1975 г. на решении проблем отработки двигателей
РД-170, РД-0120 и ОДУ были сосредоточены значитель-
ные силы института. Среди этих проблем первостепен-
ным было обеспечение работоспособности и ресурса
мощных высоконапряженных систем подачи криогенных
компонентов маршевых двигателей и стойкости к возго-
ранию элементов газового тракта двигателей в окисли-
тельной среде при высоких, ранее не исследованных па-
раметрах процесса. При разработке агрегатов двигателя
потребовалось комплексное совместное решение газоди-
намических, прочностных, материаловедческих и техноло-
гических вопросов, что привело к тесному сотрудничеству
НИИТП с ЦНИИМВ, НИИТМ, НПО измерительной техники.
Многоплановые исследования НИИТП в значитель-
ной мере способствовали успешному завершению раз-
работок ЖРД РД-170, РД-0120, ОДУ ракет-носителей
«Зенит» и «Энергия» и МКС «Энергия - Буран».
Необходимость улучшения технических и стоимост-
ных характеристик двигателей для боевых ракетных ком-
плексов и ракетно-космических систем, а также обес-
печения многократного использования ЖРД в составе
381
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
МКС потребовали совершенствования методов отработки
и контроля надежности создаваемых двигателей. Над ре-
шением этих проблем успешно работали отделы, руко-
водимые Л АЩербо и ВАИвановым. Совместно с КБ и
НИИ отрасли была разработана нормативно-техническая
документация, определяющая порядок отработки и конт-
роля качества ЖРД. Разработанные методические мате-
риалы послужили базой для создания основополагаю-
щих отраслевых и государственных стандартов по
обеспечению контроля надежности ЖРД. Активное уча-
стие в этих работах принимали А.И.Бессонов, А.И.Пасту-
хов и Л.Г.Катков. В настоящее время работы по надежно-
сти ракетно-космических двигательных установок в
Центре Келдыша возглавляет А.И.Пастухов.
Одним из важнейших направлений деятельности
института в 1970-1980 гг. являлись научные исследо-
вания и проектно-конструкторские разработки в обес-
печение создания ракетных двигателей твердого топ-
лива с высоким уровнем габаритно-массового и
энергетического совершенства для БРК с твердотоп-
ливными ракетами. При этом институту было поручено
не только проведение собственных НИОКР, но также
формирование и контроль работы всех предприятий
МОМ по данному направлению. Деятельность инсти-
тута по РДТТ осуществлялась в тесном творческом со-
дружестве с КБ В.П.Макеева, В.Ф.Уткина, ПАТюрина,
Л.Н.Лаврова, А.Д.Надирадзе и с организациями-разра-
ботчиками смесевых твердых ракетных топлив и топ-
ливных зарядов и была подчинена задаче создания
новых БРК наземного и морского базирования. Интен-
сивное развитие научно-методической базы отрасли
обеспечило чрезвычайно быстрое развитие РДТТ-
строения и достижение самых передовых характери-
стик для этих двигателей. В частности, выполнение
комплексных НИОКР совместно с ведущими КБ от-
расли обеспечило менее чем за 20 лет увеличение
удельного импульса тяги на 25-30 % (причем более по-
ловины этого прироста получено благодаря проектно-
конструкторским решениям) и позволило в 2-3 раза
увеличить массовое совершенство двигателей. В на-
стоящее время по уровню технического совершенства
отечественные РДТТ не уступают лучшим зарубежным
аналогам, а в ряде случаев превосходят их.
Сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный
двигатель для КР «Яхонт»
В 1978 г. в институте были возобновлены работы
по ПВРД для крылатых ракет. В связи с этим было соз-
дано специализированное КБ с экспериментальной и
стендовой базой под руководством главного конструк-
тора И.Б.Леванова. В1983 г. этим КБ разработан эскиз-
ный проект, а к 1991 г. завершена отработка сверхзву-
кового прямоточного двигателя оригинальной схемы
для крылатой ракеты комплекса «Яхонт», который в на-
стоящее время находится в эксплуатации.
Как отмечалось ранее, во второй половине 1950-х гг.
в институте были начаты работы по ядерным ракетным
двигателям. Расчетные и экспериментальные работы, вы-
полненные при определяющей роли НИИТП и в значи-
тельной части на его экспериментальной базе, создали к
1965 г. необходимые предпосылки для перехода к опытно-
конструкторским работам по созданию ЯРД схемы А в
КБХА (главный конструктор - А.Д.Конопатов). В ходе со-
вместных работ с этим КБ (с использованием результатов
работ на разработанном в НИИТП реакторе ИР-100) был
создан стендовый прототип малоразмерного ЯРД тягой
36 кН, который начиная с 1978 г. прошел цикл успешных
испытаний на специализированной стендовой базе.
В институте был выполнен большой комплекс тео-
ретических и экспериментальных исследований
в обеспечение разработки ЯРД схемы В. Была обосно-
вана и разработана в ходе работ по ЯРД схемы В схема
реактора с застойной зоной газообразного деляще-
гося вещества, позволяющая избавиться от сложных
заборных устройств. Значительным результатом ис-
следований такого ЯРД явилась разработка схем вы-
сокоэкономичных энергетических установок специ-
ального назначения.
Ядерный ракетный двигатель РД-0410
382
Глава 7
А.С.Коротеев.
С 1988 г. -директор
НИИТП, затем -
директор и генеральный
директор Центра
Келдыша. С 2016 г. -
научный руководитель
Центра Келдыша
На основе разработанной
ААЕременко, ААГафаро-
вым и А.В.Косовым про-
граммы во второй половине
1960-х гг. в институте начи-
нает создаваться уникальная
экспериментальная база для
исследования методов и
средств обеспечения радиа-
ционной безопасности при
использовании ядерной
энергетики в космосе. Иссле-
дования, проведенные в ос-
новном на натурных образцах
конструкции с заменой
урана-235 на уран-238, под-
твердили результаты теоре-
тических расчетов о возмож-
ности аэродинамического
диспергирования ЯЭУ с топли-
вом на основе сплава урана с молибденом до безопасных
уровней. Разработанные по результатам исследований в
НИИТП рекомендации были внедрены НПО «Красная
Звезда» в конструкцию ЯЭУ БЭС-5, что обеспечило ее
безопасность при аварийном возвращении на Землю*.
В процессе проведения исследований по ядерным
и электрическим ракетным двигателям и ядерным
энергоустановкам был создан большой научно-техни-
ческий задел для разработки высокоэффективных
ядерных энергодвигательных установок для перспек-
тивных космических систем, выявлен целый ряд важ-
ных областей их использования. В работах по опреде-
лению рациональных областей применения ЯРД, ЭРД и
ЯЭДУ приняли активное участие совместно с коллекти-
вом отделения 3 сотрудники отдела 20 А.С.Будник,
Ю.М.Еськов, В.А.Исаев, И.Г.Пульхрова, В.Н.Акимов,
М.Н.Ватель и др.
В эти же годы сотрудники отдела 20 А.С.Будник,
Е.П.Кузьмин, В.Н.Акимов, Ю.М.Еськов, В.А.Исаев,
ЕАГосударев, Н.И.Архангельский совместно со специа-
листами отделения 3, отделения 4, отдела 120 НИИТП,
а также КБ «Салют» и НПО «Энергия» вели широкие
комплексные исследования по специальным програм-
мам, руководителем которых являлся А.С.Коротеев.
Эти исследования выполнялись в тесном взаимодей-
ствии с ЦНИИмаш, КБмаш (г. Миасс) и с институтами за-
казчика. Работы по этим программам были направлены
на изыскание способов и средств противодействия мно-
гоэшелонированной системе ПРО, которая разрабатыва-
лась в США по программе «Стратегическая оборонная
инициатива». Научный задел, полученный в результате
исследований по этим программам, не потерял актуаль-
ности и в настоящее время.
Таким образом, в 1965-1991 гг. НИИТП, выполняя
головную роль научно-исследовательской организации
отрасли по проблемам ракетного двигателестроения,
вместе с двигательными и ракетными ОКБ, входив-
шими в систему Минобщемаша, являлся непосред-
ственным участником работ по созданию боевых ракет-
ных комплексов, ракет-носителей и космических
систем различного назначения. Вместе с тем в инсти-
туте проводились широкие теоретические и приклад-
ные исследования по перспективным направлениям
развития ракетных двигателей и космических энерге-
тических установок.
Д.М.Ъ$срт(£, 'К.Н.Дк:имо&,
1992-2017 гг. Центр Келдыша - головное
научно-исследовательское предприятие
Роскосмоса по ракетно-космическому
двигателестроению
После распада СССР для управления космической
деятельностью в 1992 г. было учреждено Российское
космическое агентство - РКА, которое в 1999 г. было
преобразовано в Российское авиационно-космическое
агентство - Росавиакосмос - с соответствующим рас-
ширением сферы деятельности. В 2004 г. Росавиакос-
мос был реорганизован в Федеральное космическое
агентство - Роскосмос, которое в 2016 г. преобразуется
в Государственную корпорацию по космической дея-
тельности «Роскосмос».
НИИТП был одним из четырех институтов, на ос-
нове которых было создано Российское космическое
агентство. В РКА, так же как и в Минобщемаше, инсти-
тут стал головной организацией по ракетно-космиче-
ским двигателям и энергетическим установкам и
вплоть до настоящего времени сохраняет эту роль в от-
расли. По ходатайству коллектива института в 1993 г.
НИИТП присваивается имя М.В.Келдыша, а в 1995 г. ин-
ститут получил наименование Исследовательский
центр имени М.В.Келдыша (сокращенно - Центр Кел-
дыша). В 2008 г. предприятию присвоен статус Госу-
дарственного научного центра Российской Федерации.
Вскоре после образования Российское космическое
агентство разработало основные принципы космиче-
ской деятельности России, исходя из которых вплоть
до настоящего времени формируются федеральные
космические программы:
-	сохранение за Россией статуса ведущей космиче-
ской державы;
-	приоритетное развитие космических комплексов,
обеспечивающих наибольшую экономическую отдачу в
отраслях народного хозяйства;
'Более подробно об этих работах изложено в книге «Развитие отечественной ракетно-космической науки и техники. Том 3. История развития
отечественных автоматических космических аппаратов». - М.: Издательский дом «Столичная энциклопедия». 2015.
383
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
-	обеспечение конкурентоспособности перспектив-
ных национальных средств РКТ на мировом космиче-
ском рынке и их совместимости с аналогичными зару-
бежными средствами в части эксплуатационных
свойств и характеристик;
-	возможно более широкое использование косми-
ческих комплексов и систем оборонного назначения
для решения народно-хозяйственных, научных и других
задач;
-	развитие коммерческих программ, широкое ис-
пользование космических технологий в народном хо-
зяйстве.
Деятельность Центра Келдыша как головной на-
учно-исследовательской организации Роскосмоса по
двигателям и энергетическим установкам строится в
полном соответствии с изложенными принципами и на-
правлена в первую очередь на разработку стратегии
развития ракетно-космического двигателе- и энерго-
строения, что обеспечивается современной структурой
Центра и его научно-техническим коллективом.
Центр Келдыша осуществляет обоснование пер-
спектив развития ракетно-космического энергодвига-
телестроения, участвует в разработке концепций основ-
ных направлений космической деятельности на
среднесрочную и долгосрочную перспективу, проектов
федеральных программ, проводит мониторинг состоя-
ния работ и мероприятий по закрепленному направле-
нию, выполняет функции научно-технического сопро-
вождения и государственного эксперта на всех этапах
создания ракетных двигателей - от эскизного проекти-
рования до определения достаточности наземной от-
работки и возможности допуска к летной эксплуатации
В рамках Федеральной космической программы Рос-
сии и Федеральной целевой программы «Развитие обо-
ронно-промышленного комплекса Российской Федера-
ции» Центр Келдыша выполняет функции головного
исполнителя ряда НИОКР.
Важная роль государственного научного центра в
такой наукоемкой подотрасли, какой является ракетно-
космическое энергодвигателестроение, определяется
непрерывным усложнением задач, решаемых ракетно-
космической техникой, необходимостью постоянного
ее совершенствования на базе опережающего научно-
технического задела, координации и интеграции усилий
организаций отрасли по созданию высокоэффектив-
ных ракетных двигателей и энергетических установок
ракетно-космических комплексов, обеспечивающих
укрепление и развитие ракетно-космического потен-
циала России.
Научная и научно-техническая деятельность ГНЦ
ФГУП «Центр Келдыша» осуществляется в обеспечение
реализации приоритетных направлений развития науки,
технологии и техники Российской Федерации и соот-
ветствующих критических технологий (Указы Прези-
дента Российской Федерации ПР-843 от 21 мая 2006 г.,
№ 899 от 7 июля 2011 г.). Практически все исследова-
ния и разработки, выполняемые Центром по космиче-
ским направлениям, а также в интересах социально-эко-
номической сферы, имеют инновационный характер.
В результате научно-производственной деятельно-
сти ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша» создаются прорывные
технологии и инновационные продукты, ориентирован-
ные на достижение стратегических национальных прио-
ритетов Российской Федерации в области фундамен-
тальной и прикладной науки, обеспечения обороны и
безопасности страны, экономического роста и повыше-
ния качества жизни. Двигательные и энергетические
установки ракетно-космических комплексов относятся
к одним из наиболее трудоемких, сложных в отработке
и изготовлении системам РКТ. Уровень их энергомас-
сового совершенства, ресурс активного функциониро-
вания, надежность, технико-экономические показатели
во многом определяют функциональные возможности
и технико-экономическую эффективность ракетно-кос-
мических комплексов в целом. Характерными особен-
ностями создания этих ДУ и ЗУ являются весьма дли-
тельные сроки разработки и отработки новых
образцов - не менее 5-7 лет при наличии достаточного
научно-технического задела. Именно поэтому необхо-
димо создавать опережающий научно-технический
задел по двигательным и энергетическим установкам
ракетно-космической техники. Только при таком усло-
вии могут своевременно разрабатываться и созда-
ваться комплексы и системы, не уступающие по своим
основным показателям зарубежным аналогам, конку-
рентоспособные на мировом рынке космических услуг.
В связи с этим в Центре Келдыша ведутся системати-
ческие исследования перспективных схем, новых топлив,
рациональных параметров ракетно-космических двига-
тельных и двигательно-энергетических установок; на ос-
нове этих исследований и подобных работ, проводимых
в НИИ и КБ отрасли, формируются программы научно-ис-
следовательских, экспериментальных и опытно-конструк-
торских работ. Эти программы составляются с учетом ос-
новных направлений развития РКГ как в близкой, так и в
более отдаленной перспективе, широко обсуждаются на
специализированных научно-технических советах по
ЖРД, РДТТ, ЭРД и космической энергетике, членами ко-
торых являются авторитетные специалисты не только
Центра Келдыша, но и других организаций и предприятий
отрасли.
К настоящему времени сложился ряд областей эф-
фективного использования средств РКТ при решении
социально-экономических, научно-исследовательских
и оборонных задач: глобальные коммуникационные,
информационные и навигационные системы, космиче-
ские комплексы для изучения природных ресурсов и
экологического мониторинга и т.п. В ближайшей пер-
спективе потребуется существенное повышение про-
изводительности и эффективности всех этих систем, а
также обеспечение их экологической безопасности на
всех этапах эксплуатации.
384
Глава 7
Применительно к двигательным и энергетическим
установкам эти требования определяют необходимость
проведения научно-исследовательских и эксперимен-
тальных работ по таким направлениям, как:
-	увеличение ресурса безотказной работы ДУ и ЭУ;
-	увеличение энергетической вооруженности ДУ и
ЭУ, повышение уровня их энергомассового совершен-
ства и технико-экономических показателей;
-	использование в составе ДУ и ЭУ малотоксичных
и экологически безопасных компонентов топлива и ра-
бочих тел.
Проведенные в Центре Келдыша исследования по-
казывают, что в ближайшей перспективе в российской
РКТ должны получить применение кислород-водород-
ные и кислород-метановые ЖРД.
Анализ эффективности применения электроракет-
ных двигателей в составе ДУ межорбитальных транс-
портных средств выявил целесообразность использо-
вания таких двигателей в комбинации с ЖРД, что
позволяет (при весьма высокой баллистической эф-
фективности) значительно сократить длительность
межорбитального перелета с низких исходных орбит
на высокоэнергетические целевые орбиты (геостацио-
нарную, геосинхронные и т.д.).
В обозримой перспективе должны получить распро-
странение воздушно-космические системы, которые
могут использоваться как для решения оборонных
задач, так и для оперативного транспортно-техниче-
ского обслуживания околоземных космических систем
социально-экономического, коммерческого и научного
назначения. В связи с этим в настоящее время ведутся
НИЭР по комбинированным ДУ, использующим на
значительном участке работы воздух, в т.ч. сжиженный
в процессе полета.
В составе перспективных средств межорбитальной
транспортировки помимо высокоэффективных и на-
дежных ЖРД и ЭРД в сочетании с солнечными ЭУ
должны применяться ЭРД в сочетании с ядерными
энергетическими установками.
В связи с тем, что значительная часть финансирова-
ния отечественной ракетно-космической отрасли в на-
стоящее время обеспечивается за счет средств от меж-
дународной коммерческой деятельности и прежде всего
за счет использования отечественных ракет-носителей,
поддержание высокой надежности этих ракет-носителей
является одной из важнейших задач Роскосмоса. Как сле-
дует из практики, до 60 % аварий средств выведения свя-
зано с отказами в их двигательных установках. Поэтому
научно-техническое сопровождение и совершенствова-
ние находящихся в эксплуатации двигателей (и энерго-
установок) является одним из важнейших направлений
деятельности Центра Келдыша. В том, что ракеты «Союз»
и «Протон» имеют авторитет самых надежных носителей
в мире, немалая заслуга специалистов Центра Келдыша.
Научно-техническое сопровождение работ КБ от-
расли, решение проблемных вопросов обеспечения ка-
чества модернизируемых и вновь создаваемых ракет-
ных двигателей является одним из важнейших направ-
лений деятельности ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша».
В общем комплексе работ с КБ в области ракетного
двигателестроения в последнее десятилетие можно вы-
делить следующие работы:
-	решение проблемы эрозионного воздействия вы-
сокотемпературного восстановительного газа на мате-
риал поверхности газовода ЖРД 14Д30 разгонного
блока «Бриз-М»;
-	выяснение причин нештатной работы и разработка
мероприятий по обеспечению качества изготовления и
надежности рулевого ЖРД РД-0214 третьей ступени PH
«Протон-М»;
-	оптимизация и внедрение схемы охлаждения камеры
сгорания, новой смесительной головки ЖРД 14Д23
(РД-0124) верхних ступеней PH «Союз-2» и «Ангара-А5»;
-	по ЖРД РД-191 для нижних ступеней PH «Ангара-
А5» выполнен анализ результатов испытаний двига-
теля, выявлены причины его аномальной работы в ряде
испытаний и разработаны рекомендации по их устра-
нению (определение запасов на охлаждение огневого
днища камеры и ВЧ-устойчивости, исследование дина-
мики ротора и деформаций корпуса ТНА и др.);
-	разработка рекомендаций по повышению эконо-
мичности высокоперепадных турбин бустерных ТНА
кислородно-водородного двигателя РД 0146, обеспечи-
вающих снижение массы ТНА и повышение техноло-
гичности в изготовлении;
-	выполнены исследования рабочих процессов и
проведены огневые испытания камеры сгорания дви-
гателя 11Д58М для разгонного блока «ДМ-03» второго
этапа, подтвердившие возможность существенного (на
200 м/с) прироста удельного импульса тяги;
-	разработаны новые технологии изготовления и при-
менения сопел и сопловых насадков (в т.ч. раздвижных)
из неметаллических композиционных материалов для
ЖРД создаваемых PH и РБ нового поколения, проведен-
ные огневые испытания подтвердили работоспособность
сопел в требуемом диапазоне температур;
-	разработана принципиально новая система «ла-
зерного зажигания» несамовоспламеняющихся компо-
нентов топлива (кислород с керосином, водородом или
метаном), проведены экспериментальные исследова-
ния на натурных двигателях (кислородно-керосиновый
ЖРД 14Д21 для PH «Союз», кислородно-водородный
ЖРД РД-0146Д для РБ КВТК для PH «Ангара-А5»), под-
твердившие эффективность лазерного устройства.
Значительное место в деятельности Центра Келдыша
занимают работы в области ракетного двигателестроения
в интересах обороны и безопасности страны. В рамках
Федеральной целевой программы «Развитие оборонно-
промышленного комплекса Российской Федерации на
2011-2020 гг.» выполняются несколько перспективных
тем, направленных на разработку высокоэнергетических
топлив для твердотопливных двигателей нового поколе-
385
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
ния, исследования процессов высокоскоростного горения
в прямоточных воздушно-реактивных двигателях для пер-
спективных гиперзвуковых летательных аппаратов. Спе-
циалисты Центра принимали активное участие в создании
БРК нового поколения с РДТТ «Булава».
Новые условия деятельности в ракетно-космической
отрасли привели к решению о переходе Центра от на-
учно-технического сопровождения разработок двигате-
лей и энергоустановок в КБ к проведению собственных
разработок по ряду направлений ракетно-космического
двигателе- и энергостроения. На сегодняшний день наи-
большие успехи достигнуты в области электроракет-
ных двигателей. В 2002 г. на борту КА «Экспресс-А4»
полетел первый холловский двигатель разработки
Центра. В 2014 г. запущен новый отечественный спутник
с холловским ЭРД Центра Келдыша. В настоящее время
целая серия холловских ЭРД разработки Центра гото-
вится к запуску на отечественных и зарубежных КА.
Среди разрабатываемых в Центре ионных ЭРД двигатель
мощностью 35 кВт - рекордной в мире.
Начиная с 1980-х гг. Центр Келдыша принимает дея-
тельное участие в проведении НИР по бортовой энерге-
тике КА. Непосредственно участвуя в исследованиях по
бортовой энергетике и осуществляя научное руководство
соответствующих НИР, выполняемых в рамках Федераль-
ной космической программы России и программы воору-
жений МО организациями-соисполнителями, Центр Кел-
дыша проводит исследования, направленные на
совершенствование удельных энергомассовых характе-
ристик и на поиск новых типов и разновидностей борто-
вых источников, преобразователей и накопителей элек-
трической энергии.
Работы, проводимые в Центре Келдыша по перспек-
тивным космическим ядерным энергетическим и энер-
годвигательным установкам, нацелены на создание опе-
режающего научно-технического задела, который
позволит решать перспективные космические задачи, в
т.ч. в рамках международного сотрудничества по иссле-
дованию и освоению Луны и Марса. Решением Комис-
сии при Президенте Российской Федерации по модер-
низации и технологическому развитию экономики
России № 5 от 28 октября 2009 г. утвержден проект
«Создание транспортно-энергетического модуля на ос-
нове ядерной энергодвигательной установки мегаватт-
ного класса». Данный инновационный проект ориенти-
рован на формирование энергодвигательной основы для
создания космических средств высокой энерговоору-
женности в интересах науки, социально-экономической
сферы и обеспечения безопасности. В реализации про-
екта участвуют ведущие предприятия Роскосмоса и Гос-
корпорации «Росатом». Центр Келдыша определен от-
ветственным за создание ядерной энергодвигательной
установки и координацию работ по проекту в целом. Ра-
боты по созданию ядерной реакторной установки от ГК
«Росатом» возглавляет ОАО «НИКИЭТ». В настоящее
время ведутся наземные автономные испытания основ-
ных частей установки. Завершение работ с подготовкой
к летным испытаниям планируется на 2018 г.
В обеспечение работ по приоритетному направлению
развития науки, технологий и техники в Российской Фе-
дерации «Индустрия наносистем» ГНЦ ФГУП «Центр Кел-
дыша» постановлением Правительства РФ № 498 от 2 ав-
густа 2007 г. определен головным предприятием
Роскосмоса по направлению «Функциональные нанома-
териалы для космической техники». В ГНЦ ФГУП «Центр
Келдыша» создан отраслевой Центр коллективного поль-
зования по работам в области нанотехнологий, оснащен-
ный высокотехнологичным диагностическим оборудова-
нием для проведения электронной и зондовой
микроскопии, рентгеновской фотоэлектронной спектро-
метрии, дифрактометрии, спектрофотометрии, микро-
анализа. За последние годы выполнен комплекс иссле-
дований и разработок в области нанотехнологий для РКТ.
Более подробное изложение истории и современ-
ного состояния работ в Центре Келдыша по отдельным
направлениям ракетно-космического двигателестрое-
ния дано в следующем разделе данной главы.
О высоком научно-техническом уровне разработок
Центра Келдыша, руководимого в настоящее время
В.В.Кошлаковым, свидетельствуют широкие междуна-
родные связи со всеми ведущими ракетно-космиче-
скими центрами и предприятиями мира (заместитель
генерального директора по безопасности и междуна-
родному сотрудничеству - ААКленчев). В последний
период вектор этих связей приобретает все более вы-
раженную направленность на Восток. В успехи этой
деятельности значительный вклад вносит Отдел меж-
ААКленчев
А.В.Митрофанов
386
Глава 7
дународного сотрудничества и научно-технической ин-
формации (ПАБеседина, О.С.Тверская, М.В.Долгушина
и др.). Вопросы защиты информации при осуществле-
нии Центром Келдыша международного научно-техни-
ческого сотрудничества являются приоритетными в
деятельности Отдела безопасности и экспортного конт-
роля (А.В.Митрофанов, И.В.Гуменная, И.А.Петина и
др.), а также комиссии экспортного контроля предприя-
тия (председатель комиссии - А.М.Губертов).
Подводя основные итоги деятельности Центра Кел-
дыша с начала 1990-х гг. по настоящее время, можно
констатировать, что проводимый комплекс мероприя-
тий по перестройке тематической деятельности в рам-
ках выполнения роли головной организации отрасли по
ракетным двигателям и космическим энергоустанов-
кам, по налаживанию в подразделениях Центра работ
по конверсионной тематике и по развертыванию работ
в рамках космической тематики по контрактам с зару-
бежными агентствами и фирмами позволяет выпол-
нять на высоком научно-техническом уровне работы,
регламентированные государственным заказом, а
также вести поисковые исследования перспективных
направлений совершенствования ракетно-космических
двигателей и энергетических установок.
С.'ВЛоаиоё-, ИЛ.Лорино-Лорин-
cjcosl, Ъ.А.Сш)лгро^, Ъ.Ф.Слесарей,
C.'l.'Pcfyofi, Л1Л1.СаЛ)роно£)
Ю.МЛоло&ин. ФЛлЛстино^,
А. В. Ко'юно^
1944-2015 гг. Развитие работ по
ракетно-космическому двигателестроению
от НИИ-1 до Центра Келдыша
Жидкостные ракетные двигатели
Отдел ракет на жидком топливе стал одним из ос-
новных тематических подразделений при организации
РНИИ в 1933 г. В отделе велись работы по двум направ-
лениям (две бригады): азотнокислотные ЖРД (руково-
дитель- В.П.Глушко) и кислородно-спиртовые (или ке-
росиновые) ЖРД (руководитель-Л.С.Душкин).
После реорганизации института в 1944 г. была соз-
дана научная лаборатория по жидкостным ракетным
двигателям. Первым руководителем лаборатории стал
Г.Ф.Кнорре, его сменил Л.А.Вулис.
Прикладная наука по разработке ЖРД вышла на каче-
ственно новый уровень после принятия в 1946 г. истори-
ческого постановления «Вопросы реактивного вооруже-
ния». При этом формирование фундаментального
научного задела на основе теоретических и эксперимен-
тальных исследований на создаваемой параллельно экс-
периментальной базе шло практически одновременно с
конструкторскими разработками новых образцов ЖРД и
их промышленным освоением.
А.П.Ваничев
Г.П.Калмыков
Инициирование М.В.Кел-
дышем, возглавившим инсти-
тут в 1946 г., широких фунда-
ментальных исследований -
основы прикладной науки по
разработке ЖРД - позволило
обосновать реальность созда-
ния ЖРД с необходимым
уровнем энергетических ха-	х
рактеристик для новых ра-
кетно-космических систем.
В 1948 г. руководителем на-	С.В.Мосолов
учной лаборатории по жид-
костным ракетным двигателям становится АЛВаничев.
Под руководством АЛВаничева (1948-1987 гг.), Г.П.Кал-
мыкова (1987-2007 гг.), С.В.Мосолова (с 2007 г.) лабора-
тория, а затем отделение ЖРД успешно решает задачу соз-
дания научных основ проектирования, испытаний,
отработки и эксплуатации ЖРД.
Результатами системных разработок явились обоб-
щения в виде руководств для конструкторов (1970-
1990 гг.) и разработка в 2000-2015 гг. отраслевых ме-
тодик, каталогов по результатам обобщения
конкретных результатов испытаний ЖРД.
Исследование процессов в камере сгорания ЖРД
Широкими исследованиями термодинамических
свойств топлив, продуктов сгорания коллектив лаборато-
рии АЛВаничева в 1950-1960 гг. показал, что процессы
преобразования топлива в камере сгорания ЖРД близки
к равновесным. Это позволило с приемлемой точностью
определять располагаемый уровень энергетических и рас-
ходных характеристик камеры сгорания и агрегатов ЖРД.
В современных программах термодинамических расчетов
используются принципы, разработанные АЛВаничевым
в 1952 г. В освоении методов термодинамических расче-
тов и проведении этих расчетов для отрасли ракетного
двигателестроения значительная заслуга принадлежит
З.Е.Меньшиковой и Е.М.Исаченковой.
Исследования смесеобразования и рабочего про-
цесса в камерах сгорания проводилось в лаборатории
А.П.Ваничева с 1950-х гг. при участии В.М.Иевлева,
В.В.Пшеничнова, Г.М.Попова, БАСоколова, МЛМау-
рера, К.И.Светушкина.
387
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Схематизация двухкомпонентных газожидкостных смесительных элементов на топливе жидкий кислород +
керосин: а - крупный газожидкостный осесимметричный смесительный элемент: б - крупный газожидкостный
осесимметричный смесительный элемент внутреннего смешения; в - малорасходный эффективный
газожидкостный осесимметричный смесительный элемент внутреннего смешения; г - струйно-струйный
газожидкостный смесительный элемент
Газожидкостные смесительные элементы на топливе жидкий кислород + водород: а - крупный газожидкостный
струйно-струйный смесительный элемент (коаксиальный); б - малорасходные газожидкостные смесительные
элементы
В соответствии с этапом развития ЖРД в 1950-1960 гг.
изучались двухкомпонентные центробежные смеситель-
ные элементы и однокомпонентные центробежные фор-
сунки (для жидких горючего и окислителя), в т.ч. исполь-
зуемые в настоящее время в компоновке смесительных
головок ЖРД 14Д21 (14Д22) РН «Союз-2».
Развитие в 1960-1970 гг. ЖРД замкнутой схемы с
дожиганием окислительного генераторного газа (топ-
ливо AT i НДМГ или 02 + керосин) и восстановитель-
ного генераторного газа (топливо 02 + Н2) расширило
номенклатуру исследуемых смесительных элементов.
В камерах сгорания ЖРД с дожиганием генератор-
ного газа, где один из компонентов топлива жидкий, а
второй - генераторный газ или газообразный компо-
нент топлива, применяются двухкомпонентные смеси-
тельные элементы. Для КС на топливе кислород - ке-
388
Глава 7
росин ЖРД с дожиганием окислительного газа различ-
ными КБ используется струйно-центробежный тип
двухкомпонентного СЭ (КС семейства РД171М, КС РД191,
КС 14Д23, КС НК-33).
В щелевой смесительной головке КС ЖРД 11Д58М
разработки РКК «Энергия» используется струйно-струй-
ный тип смесеобразования, преимуществом которого счи-
тается более однородное распределение окислительного
генераторного газа по окружности (азимутальное) и по
радиусу СГ камеры, благодаря организации течения по-
тока генераторного газа в концентрических щелях СГ и
реализации взаимодействия пересекающихся с потоком
окислительного генераторного газа струй горючего, ха-
рактеризуемого как малым окружным шагом, определяе-
мым расстоянием между отверстиями горючего на внут-
ренней и внешней поверхностях щели СГ, так и малым
радиальным шагом между щелями СГ.
В водородно-кислородных КС используются коак-
сиальные, струйно-струйные СЭ и центробежно-цент-
робежные СЭ. Исследования смесеобразования мо-
дельных кислородно-водородных КС применительно к
разработкам камеры ЖРД РД-0120 (КБХА) проведены
в 1970-1980 гг. с участием специалистов Центра Кел-
дыша под руководством Г.П.Калмыкова.
Методика определения параметров неоднородного
по составу потока продуктов сгорания в базовых сече-
ниях камеры, увязанных с конструктивной схемой КС
ЖРД, особенностями конструкции СГ и СЭ, парамет-
рами завесного охлаждения огневой стенки КС, разра-
батывалась К.И.Светушкиным по результатам доводки
камер сгорания РД171, РД0120 с участием В.Я.Перевер-
зева и Л.Ф.Фролова (1980-1990 гг.).
Для систематизации характеристик совершенства
камер сгорания ЖРД разного назначения и размерно-
сти, на разных компонентах топлива, с разной системой
смесеобразования, методически важной являлась раз-
работка (1980-1990 гг.) схемы структуры неоднород-
ного по составу потока продуктов сгорания в критиче-
ском сечении камеры сгорания (К.И.Светушкин,
В.Я.Переверзев, Л.Ф.Фролов).
В соответствии с разработанной схематизацией
структуры неоднородного потока продуктов сгорания
введены и используются понятия: крупномасштабная
неоднородность состава продуктов сгорания, неодно-
родность состава малого масштаба по сечению камеры
в критическом сечении.
Методика оценки параметров неоднородностей по-
тока по параметрам (конструктивным и расходным) ка-
меры и соответствия структуры потока продуктов сго-
рания экспериментальным значениям коэффициента
камеры разрабатывалась по результатам доводки
камер сгорания РД-171, РД-0120 (К.И.Светушкин,
Л.Ф.Фролов) для PH «Энергия».
Построение многослойной структуры неоднород-
ного потока продуктов сгорания позволяло определять
соответствующие этой структуре значения характери-
стической скорости, отличающиеся от теоретических
значений. Результаты работ по количественным оцен-
кам параметров неоднородного потока продуктов сго-
рания по сечению КС позволили проводить количе-
ственную оценку совершенства элементов камеры
сгорания в целом, основных элементов КС и совершен-
ства двухкомпонентных СЭ СГ КС по изменению коэф-
фициента камеры (К.И.Светушкин), что, как показала
практика, важно на этапе доводки камер ЖРД. Разра-
ботанная методика оценки совершенства элементов ка-
меры сгорания использовалась при отработке смеси-
тельной головки ЖРД 14Д23 (2000-е гг.).
Модернизация камеры ЖРД 11Д58МФ разработки
РКК «Энергия» (2005-2015 гг.) для перспективного раз-
гонного блока на топливе кислород - керосин, охлаж-
даемой кислородом, с щелевой СГ проводится в ходе
автономных испытаний на стенде Центра Келдыша. По
результатам экспериментов реализовано значение
коэффициента камеры ЖРД на топливе кислород + ке-
росин, большее 0.99, что характеризует высокую сте-
пень организации рабочего процесса и совершенство
структуры потока продуктов сгорания в критическом
сечении камеры сгорания (И.ГЛозино-Лозинская,
Н.Б.Пономарев, Д.Ф.Слесарев, Д.А.Сидлеров).
В настоящее время совершенство рабочего процесса
камер сгорания ЖРД с дожиганием генераторного газа на
кислороде + керосин определяется значением коэффи-
циента камеры, равным 0,962-0,964 с учетом завесного
охлаждения, неравномерности распределения компонен-
тов по элементам СГ, совершенства СЭ.
Совершенство кислородно-водородных камер ЖРД
КБХА характеризуется коэффициентом камеры на
уровне 0,980-0,995, что определяется термодинамиче-
скими свойствами продуктов сгорания кислородно-во-
дородного топлива и лучшими теплофизическими
свойствами водорода как охладителя.
На стенде 4-5 отделения ЖРД Центра Келдыша
была проведена автономная отработка вариантов ка-
меры сгорания многофункционального жидкостного
ракетного двигателя ПАО «РКК «Энергия» ЖРД
11Д58МФ на О2 + РГ-1 с использованием жидкого кис-
лорода для охлаждения огневой стенки камеры сгора-
ния без колец внутреннего завесного охлаждения.
Экспериментально на режимах по давлению, близ-
ких к номинальным, выполнены следующие работы:
-	подтверждены надежность и безопасность ис-
пользования жидкого кислорода для охлаждения огне-
вой стенки камеры сгорания ЖРД 11Д58МФ без колец
завесного охлаждения горючим при соотношении рас-
ходов компонентов топлива и охладителя 0,7-1,3;
-	определены высокие характеристики экономич-
ности на двух экземплярах камер сгорания; экспери-
ментальное значение коэффициента камеры превы-
шает значение 0,99;
-	показана высокая эффективность использования
жидкого кислорода для охлаждения огневой стенки ка-
389
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Состояние огневой стенки варианта камеры
сгорания 11Д58МФ после испытания
ном топливе определяется процентным содержанием
водорода в топливе и, с увеличением его массовой
доли в топливе, энергетический оптимум смещается в
область больших массовых долей кислорода (Г.К.Ко-
ровин, И.Г.Лозино-Лозинская, Г.К.Ручкин).
Методы численного моделирования детальной
структуры рабочего процесса в камерах сгорания и га-
зогенераторах ЖРД
В ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша» с 1980-х гг. ве-
дется разработка физико-математических моделей,
численных методов и компьютерных программ для
расчетного моделирования двухфазных турбулент-
ных течений с горением в камерах сгорания и газоге-
нераторах ЖРД. Данные работы были начаты К.И.Све-
меры сгорания с натурным от-
резком сверхзвуковой части
сопла при охлаждении по
схеме «противоток».
В разное время руководите-
лями и ведущими исполните-
лями исследований рабочего
процесса в камерах ЖРД были
В.М.Иевлев, В.В.Пшеничнов,
Г.П.Попов, В.В.Арсентьев,
М.Л.Маурер, К.И.Светушкин,
Г.К.Коровин, Г.К.Ручкин,
Н.В.Осколков, И.ГЛозино-Ло-
зинская, В.Я.Переверзев,
Л АЯнчилин, ДАСидлеров.
В Центре Келдыша при уча-
стии КБ отрасли в 2014 г. был
разработан «Каталог современ-
ных способов организации ра-
бочего процесса в камерах сго-
рания ЖРД» с систематизацией
конструктивных параметров
СЭ, СГ и камеры и создаваемых
ими неоднородностей потока
продуктов сгорания масштаба
смесительного элемента и
крупного масштаба, а также ха-
рактеристиками совершенства
рабочего процесса.
Представляют интерес раз-
работки, связанные с оценкой
эффективности трехкомпо-
нентного топлива: жидкий кис-
лород -г водород + керосин
(1980-1990 гг.). Результатами
исследований установлено,что
камера сгорания ЖРД кон-
структивно оптимальна для
сжигания трехкомпонентного
топлива, а оптимальный режим
работы КС на трехкомпонент-
т,к
600 900 1200 1500 1800 2100 2400 2700 3000 3300
Проекции линий тока (а) и поле температур (б) в последовательных поперечных
сечениях в модельной семифорсуночной камере сгорания кислородно-
керосинового двигателя
390
Глава 7
тушкиным, В.В.Лиховайдо, С.И.Смирновым и продол-
жены Д.А.Сидлеровым.
Численное моделирование процессов в камерах сго-
рания жидкостных ракетных двигателей является слож-
ной проблемой, объединяющей в себе задачи простран-
ственной газодинамики, турбулентности, горения, а также
взаимообмена импульсом, массой и энергией между га-
зовой фазой и каплями распыленного топлива. Современ-
ная математическая модель включает уравнения типа
Навье-Стокса в осесимметричной и трехмерной поста-
новке, двухфазную модификацию k-E-модели турбулент-
ности, а также модель горения, учитывающую процессы
размыва турбулентных вихрей и химическую кинетику
брутто-реакции горючего с окислителем. Расчет движе-
ния, прогрева, испарения и дробления капель жидкого го-
рючего и окислителя проводится в подходе Лагранжа ме-
тодом дискретных капель. При этом учитывается
взаимообмен массой, импульсом и энергией между фа-
зами газа и капель с учетом особенностей турбулентного
течения. Уравнения в частных производных для газовой
фазы дискретизируются методом контрольного объема и
численно решаются алгоритмом типа SIMPLER, а обык-
новенные дифференциальные уравнения для дискретной
(капельной) фазы интегрируются методом Рунге-Кутта.
Программный комплекс применяется для численного мо-
делирования детальной структуры рабочего процесса
в модельных и натурных камерах сгорания, имеющих сме-
сительные элементы разнообразных типов и работающих
на различных компонентах топлива. Достоверность ре-
зультатов численного моделирования подтверждена со-
поставлениями с экспериментальными данными для мо-
дельных и натурных камер.
Разработанный метод численного моделирования ис-
пользовался на этапах предварительной проработки и до-
водки камер сгорания ряда ЖРД. Проведены исследова-
ния рабочего процесса в СЭ камеры двигателей РД171М,
РД191, уточнения картины течения горючего на выходе
из СЭ и теплового состояния огневого днища камер сго-
рания на различных режимах работы двигателей.
Выполнены серии расчетов рабочего процесса в ка-
мере сгорания двигателей РД-0124А и 14Д23 при варь-
ировании режимных и конструктивных параметров
форсунок, которые, в частности, использовались для
оценки теплового состояния стенки камеры и величин
характеристической скорости и удельного импульса на
этапе доводки двигателей.
Исследования особенностей процессов течения и
горения топлива проведены применительно к газоге-
нератору двигателя 14Д14М.
Результаты расчетных исследований использовались
в Центре Келдыша, НПО «Энергомаш», КБХА, РКК «Энер-
гия», других исследовательских и проектных организациях
при проведении работ по детализации рабочего процесса
в камерах сгорания ЖРД, повышению удельного импульса
тяги и обеспечению надежной защиты огневых стенок.
Численное моделирование перемешивания компонен-
тов топлива на начальном участке камеры сгорания ЖРД
Одним из современных направлений изучения изме-
нения картины распределения компонентов топлива на
начальном участке камеры сгорания является трехмерное
численное моделирование «холодного» (без учета горе-
ния) взаимодействия компонентов топлива, заменяющее
широко распространенное в 1970-е гг. экспериментальное
моделирование этих сложных процессов.

б)
Линии тока газовой фазы и выборочные траектории капель (а) и поле температур (б) в элементе ядра
потока камеры сгорания кислородно-метанового двигателя
391
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Фото смесительной головки камеры сгорания после огневого
испытания (а) и поля концентраций керосина на огневой стенке (б)
Достоверность получаемых результатов подтвер-
ждается сопоставлением расчетных полей концентра-
ции керосина со следами на стенках камеры от горения
керосина, вытекающего из отверстий на внутренней по-
верхности периферийной щели смесительной головки
камеры сгорания двигателя 11Д58МФ.
Поля гидравлических и термодинамических пара-
метров во всем исследуемом объеме моделируемых
смесительных головок и камер сгорания, позволяющие
судить о трехмерной структуре потока компонентов
топлива на начальном участке перемешивания, пред-
ставлены ниже (Д.В.Исаков).
Развитие современного программного обеспечения и
вычислительных средств позволяет на этапе окончатель-
ной доводки камеры сгорания двигателя 11Д58МФ ре-
шать сложную гидравлическую задачу перемешивания
компонентов топлива на начальном участке камеры при-
менительно ко всему объему смесительной головки.
Теплообмен в камере сгорания ЖРД
На начальном этапе развития ракетно-космической
техники, включая первые послевоенные годы, ЖРД имели
весьма скромные (относительно современного уровня) па-
раметры. В этот период для прогнозирования теплового
состояния, в т.ч. для расчета теплоотдачи от продуктов сго-
рания, использовались эмпирические критериальные за-
висимости, полученные на основании теории подобия
(ААГухман). Дальнейшее развитие ЖРД, связанное с
усложнением конструкции, увеличением давления в ка-
мере и повышением степени расширения газов в сверх-
звуковой части сопла, потребовало совершенствования
теории теплообмена и развития методов
расчета теплоотдачи от химически реаги-
рующего высокотемпературного потока
продуктов сгорания, теплоотдачи в сверх-
звуковой части сопла, теплоотдачи в охла-
дитель в условиях больших температурных
напоров и т.д. Эти проблемы в течение
1950-х гг. успешно решались в лаборато-
рии ЖРД специалистами организованного
в 1948 г. отдела теплообмена во главе с
В.М.Иевлевым. Так, в НИИ-1 Л.Е.Калихман
1 создал метод расчета теплоотдачи от сжи-
0 9 маемого турбулентного потока газа, осно-
08 ванный на решении интегральных уравне-
0/7 ний пограничного слоя с использованием
06 полуэмпирической алгебраической мо-
0 5 дели турбулентности Л.Прандтля. Разви-
0 4 тием и дополнением этого подхода явился
0 3 разработанный непосредственно В.М.Иев-
0 2 левым метод расчета теплоотдачи от тур-
01 булентного химически реагирующего вы-
0 сокотемпературного и высокоскоростного
газового потока. Эффективность этого ме-
тода была подтверждена эксперименталь-
ными исследованиями как на специальных
калориметрических камерах сгорания, так
и на модельных соплах с большой степенью расширения.
Особо стоит отметить цикл экспериментальных
работ В.Я.Лихушина, посвященный изучению тепло-
обмена в сверхзвуковых соплах с числом Маха на срезе
вплоть до Ма = 8. В.М.Иевлев и Л.Ф.Фролов разрабо-
тали метод расчета эффективности внутреннего
охлаждения камеры при наличии вблизи огневой по-
верхности стенки пристеночного слоя с пониженной
температурой газа. В.М.Иевлев и В.Н.Богин предло-
жили приближенный метод расчета теплоотдачи в
охладитель в условиях больших температурных напо-
ров, а Л.Ф.Фролов разработал более точный метод рас-
чета локальной теплоотдачи в охладитель при сверх-
критических давлениях, учитывающий влияние
изменения свойств охладителя по поперечному сече-
нию канала охлаждения. Кроме того, Л.Ф.Фролов про-
вел расчетно-теоретические и экспериментальные ис-
следования переноса теплоты излучением и на этой
основе разработал метод расчета лучистых тепловых
потоков в камерах сгорания и соплах. Термодинамиче-
ские свойства продуктов сгорания изучала АЛ.Серпио-
нова. Внедрение в конструкцию камеры оребренных
охлаждающих трактов позволило существенно повы-
сить теплоотдачу в охладитель: для расчета тепло-
отдачи в таких трактах Центром Келдыша был предло-
жен коэффициент оребрения и формула для его
определения. Перечисленные разработки неоднократно
подтвердили свою эффективность, во многом опреде-
лив высокое качество отечественных ЖРД. Большин-
ство из этих методов и по сей день используется в оте-
392
Глава 7
явственных конструкторских бюро, занимающихся про-
ектированием и созданием камер ЖРД.
В 1960-е гг. внедрение новых технических решений,
таких как схема ЖРД с дожиганием генераторного газа
в камере, открыло возможности для создания высоко-
эффективных двигателей с давлением в камере свыше
10 МПа. Рост давления в камере привел к ухудшению
условий охлаждения огневой стенки. Однако возрос-
ший, вследствие роста давления, тепловой поток от
продуктов сгорания делал эффективным использова-
ние в таких двигателях тонких низкотеплопроводных
покрытий для защиты огневой стенки камеры. В конце
1960-х и начале 1970-х гг. Центром Келдыша (И.С.Ха-
митов, А.П.Филичкин) совместно с предприятием
«Композит» были разработаны, испытаны и внедрены
такие теплозащитные покрытия на основе оксида цир-
кония. Эти керамические и металлокерамические по-
крытия до сих пор успешно применяются в ЖРД, на-
пример, на камерах всех маршевых двигателей РН
«Протон» и на двигателях специального назначения.
Внедрение схемы с дожиганием генераторного газа
также потребовало совершенствования внутреннего
охлаждения, изучением которого с 1950-х гг. в Центре
Келдыша занимались В.Я.Бородачев и Л.Ф.Фролов.
Внутреннее завесное охлаждение камеры сгорания
в виде отдельных кольцевых поясов тангенциальной
подачи горючего на стенку было предложено Л.Ф.Фро-
ловым. Он разработал метод расчета эффективности
такого охлаждения. Рекомендации по профилирова-
нию дозвуковой части сопла, направленные на повы-
шение надежности завесного охлаждения, были разра-
ботаны и внедрены Л.Ф.Фроловым, С.Я.Веялисом,
С.П.Линенко. Правильно организованное завесное
охлаждение оказалось весьма удачным способом улуч-
шения теплового состояния стенки при минимальных
потерях в удельном импульсе тяги. Поэтому, если
в 1950-е гг. завесное охлаждение применялось эпизо-
дически, то с конца 1960-х гг. по настоящее время прак-
тически все отечественные маршевые двигатели с вы-
соким давлением в камере оснащаются завесным
охлаждением (кроме кислородно-водородных).
Также в этот период В.С.Авдуевский разработал ин-
тегральный метод расчета параметров пограничного
слоя, конвективной теплоотдачи от продуктов сгорания
к стенке сопла и трения в камере ЖРД, использовав-
шийся в программе Л.Ф.Кузьминой, Г.З.Никулина не
только для расчета охлаждения камеры, но и для рас-
чета потерь удельного импульса тяги из-за трения.
В 1980-е гг. эта программа была усовершенствована
Н.Б.Пономаревым путем итерационного учета толщины
вытеснения пограничного слоя и дополнена разрабо-
танной им программой расчета наружного проточного
охлаждения, соответственно температуры огневой по-
верхности стенки с таким охлаждением. С помощью
этого варианта программы Н.Б.Пономарев в 1990-е гг.
спроектировал успешно реализованный и прошедший
испытания в натурном изделии тракт наружного про-
точного охлаждения разработанного в Центре Келдыша
двухрежимного ЖРД, работающего на режиме истече-
ния подогретого водорода и на режиме горения кисло-
родно-водородного топлива.
В 1970-1980 гг. в Центре Келдыша продолжалось
совершенствование методов расчета охлаждения ка-
меры. На основе собственных оригинальных разрабо-
ток Л.Ф.Фролов создал уточненный метод расчета за-
весного охлаждения. Все накопленные знания по
теплообмену в камере ЖРД были обобщены и по ре-
зультатам этой работы в 1970-е гг. были выпущены
«Руководство для конструкторов» и два отраслевых
стандарта. В этот же период сотрудники Центра Кел-
дыша, прежде всего Л.Ф.Фролов, принимали активное
участие в создании системы охлаждения камер двига-
телей РД-170 первой ступени и РД-0120 второй ступени
МКС «Энергия - Буран».
Одновременно с этими работами в Центре Келдыша
не прекращались и экспериментальные работы по из-
учению свойств охладителей и наружного проточного
охлаждения камеры. Востребованность этих работ
была вызвана освоением все новых перспективных
компонентов топлива, таких как водород и метан, внед-
рением интенсификаторов теплообмена в трактах
охлаждения и повышенным вниманием к термоста-
бильности углеродосодержащих топлив в условиях все
более высоких (по мере совершенствования ЖРД) теп-
ловых потоков и температур охлаждаемых поверхно-
стей. Так, Т.И.Ярощук предложила критерий оценки
термической стабильности гептила, позволивший уточ-
нить требования к компоненту и исключить возмож-
ность возникновения аварий, аналогичных двум не-
удачным пускам РН «Протон» с модернизированными
двигателями второй и третьей ступени в 1980-е гг.
В.И.Шляхов исследовал охлаждающие свойства во-
дорода, в т.ч. при наличии интенсификаторов тепло-
обмена в каналах охлаждения. Результаты этой работы
были использованы при создании ЖРД РД-0120 для
второй ступени МКС «Энергия - Буран». Также
В.И.Шляхов, одним из первых в мире, начал исследо-
вания охлаждающих свойств криогенного, жидкого и
газообразного метана.
В 1990-е гг. и по настоящее время основным на-
правлением развития ракетно-космической техники
становится дальнейшее повышение надежности уже
эксплуатирующихся РН и улучшение их характеристик.
В ракетном двигателестроении развитие в этом направ-
лении выразилось, во-первых, в улучшении характери-
стик существующих ЖРД, а во-вторых, в создании
новых двигателей с улучшенными характеристиками.
В середине 1990-х гг. сотрудник нашего предприятия
АЛ.Воинов разработал дифференциальный метод и
программу расчета турбулентного пограничного слоя,
позволившие не только корректно определять пара-
метры пограничного слоя при резких продольных из-
393
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
менениях температуры и контура стенки, но также рас-
считывать пристеночный слой, начинающийся в камере
сгорания либо от места вдува газа в расширяющуюся
часть сопла, с учетом его перемешивания с ядром по-
тока. При этом одновременно с расчетом пограничного
слоя может рассчитываться температура радиационно
охлаждаемой стенки сопла, а также, по программе
Н.Б.Пономарева, температура регенеративно охлаждае-
мой части сопла и нагрев охладителя в тракте охлаж-
дения. С использованием этой программы Н.Б.Понома-
рев и А.Л.Воинов в середине 1990-х гг. по договору с
французским CNES спрофилировали сопло кисло-
родно-водородного ЖРД Vulcain-2 для PH Ariane-5 с
вдувом генераторного газа в расширяющуюся, радиа-
ционно охлаждаемую часть сопла и определили темпе-
ратуру стенки сопла на этом участке, а в конце 1990-х гг.
спрофилировали металлический радиационно охлаж-
даемый сопловой насадок и определили его темпера-
туру для ЖРД С5.92 (С5.98,14Д30) для РБ «Бриз» и
«Фрегат», а также спрофилировали НРО из УУКМ и
определили его температуру для 11Д58М с увеличен-
ной длиной сопла для РБ «ДМ» на PH «Зенит-281_»,
«Зенит-ЗЭЬ».
В качестве примера работ первого направления
можно указать на внедрение новой смесительной го-
ловки для камер двигателей первой и второй ступеней
PH «Союз». Внедрение этой смесительной головки по-
высило экономичность камер, однако при этом стали
появляться прогары огневой стенки. Центр Келдыша
принял активное участие в разработке мероприятий по
улучшению теплового состояния огневой стенки
(А.М.Губертов, А.П.Филичкин, Д.Ф.Слесарев) и после
внедрения этих мероприятий камера по сей день не
имеет замечаний по охлаждению.
Специалисты Центра Келдыша (А.М.Губертов,
Д.Ф.Слесарев) внесли существенный вклад в создание и
доводку системы охлаждения камеры новых двигателей
14Д23 и РД-0124А. Так, в частности, совместно с КБХА
(г. Воронеж), с учетом влияния на удельный импульс
тяги, оцениваемого Н.Б.Пономаревым и А.Л.Воиновым,
были обоснованы и внедрены мероприятия по переходу
на горючее РГ-1, по оптимизации внутреннего охлажде-
ния, по совершенствованию схемы подачи охладителя в
камеру и по оптимизации геометрических характеристик
каналов охлаждения и поясов завес. Двигатели 14Д23 и
РД-0124А в настоящее время успешно эксплуатируются
в составе PH «Союз-2» и «Ангара».
Как уже отмечалось, характерной особенностью
ЖРД, создаваемых в последнее время, являются повы-
шенные требования к их ресурсу. Так, например, в ходе
отработки двигателя 14Д23 требовалось подтвердить
работоспособность этого двигателя в течение не менее
чем 1350 с. Ресурс двигателей разгонных блоков дол-
жен быть еще выше и может достигать нескольких
тысяч секунд. При отработке двигателей со столь дли-
тельным ресурсом весьма остро встал вопрос о про-
гнозировании интенсивности образования низкотепло-
проводных осадков в тракте охлаждения. Такие осадки
являются продуктом химических превращений охлади-
теля вследствие контакта с горячей охлаждаемой по-
верхностью. При длительной работе двигателя эти от-
ложения накапливаются в значительных количествах,
затрудняя охлаждение огневой стенки, и могут стать
причиной возникновения прогара.
Центр Келдыша (А.М.Губертов, Д.Ф.Слесарев) со-
вместно с КБХА разработал инженерную методику про-
гнозирования толщины таких отложений. Эта методика
была использована в процессе доводки системы
охлаждения камер ЖРД 14Д23 и РД-0124А.
Центр Келдыша, идя в ногу со временем, при ана-
лизе теплового состояния конструкции камеры активно
использует результаты математического моделирова-
ния процессов теплопередачи и гидрогазодинамиче-
ских процессов. Отдельным перспективным направле-
нием таких работ, позволяющим существенно снизить
затраты времени и охватить большее количество рас-
четных вариантов, является сочетание новых методов
математического моделирования с традиционными,
проверенными временем методами тепловых расчетов.
Например, для учета в тепловых расчетах по камере
14Д23 особенностей рабочего процесса был доработан
метод расчета завесного охлаждения.
Также в последнее время, в соответствии с за-
дачами, поставленными Федеральной космической
программой до 2015 г., много внимания было уделено
изучению метана (и природного газа с высоким содер-
жанием метана) сточки зрения обеспечения надежного
охлаждения камеры экологически чистых перспектив-
ных кислородно-метановых ЖРД многократного ис-
пользования (Д.Ф.Слесарев).
В ходе этих расчетно-экспериментальных работ
была продемонстрирована эффективность использо-
вания метана как охладителя для камеры ЖРД. Также
были проведены уникальные измерения температур ог-
невой стенки в условиях оребренного тракта модель-
ного ЖРД, была выявлена возможность образования
осадка в каналах охлаждения, найдены причины этого
явления и предложены рекомендации по его устране-
нию. Результаты этих работ были использованы при
создании кислородно-метанового двигателя-демон-
стратора С5.86 разработки КБХМ (г. Королев).
В настоящее время в Центре Келдыша активно ве-
дутся работы по изучению охлаждения кислородом ка-
меры сгорания ЖРД. В ходе этих работ, проводящихся
применительно к вновь создаваемому РКК «Энергия»
ЖРД 11Д58МФ, уточняются распределение теплового
потока по длине камеры, особенности теплоотдачи к
кислороду, включая и окисление конструкционных ма-
териалов тракта охлаждения.
Специалисты Центра Келдыша постоянно поддер-
живают контакт с предприятиями отрасли, оперативно
решая вопросы, связанные с охлаждением, возникаю-
394
Глава 7
щие в ходе создания новых двигателей и эксплуатации
существующих.
Все эти работы направлены на повышение надеж-
ности существующих ЖРД и на создание новых пер-
спективных двигателей с высокими характеристиками.
Лазерное зажигание в ракетных двигателях
Открытие оптического пробоя в 1963 г. положило на-
чало широкому кругу исследовательских работ, посвя-
щенных как изучению фундаментальных основ этого яв-
ления, так и возможности прикладного использования
лазерной искры в технике. Спектроскопические исследо-
вания показывают, что температура плазмы, возникаю-
щей в результате инициации лазерного пробоя, достигает
105 К, что представляет интерес, в частности, для воспла-
менения топливных смесей. На сегодняшний день в Рос-
сии и за рубежом ведутся работы по созданию системы
лазерного зажигания для использования в автомобиль-
ной промышленности, авиации, а также в ракетно-кос-
мической технике.
Применение лазерного зажигания для запуска ра-
кетных двигателей, работающих на несамовоспламе-
няющихся компонентах топлива, имеет ряд преиму-
ществ перед традиционными способами. Среди них
можно в первую очередь отметить возможность выбора
зоны инициации горения в широких геометрических пре-
делах без изменения конструкции камеры сгорания или
запального устройства. Этот безэлектродный способ об-
разования плазменного сгустка не ограничен по методу
локализации и обеспечивает высокие импульсные мощ-
ности порядка 2 МВт и выше, что гарантирует возникно-
вение оптического пробоя. Также лазерное зажигание
позволяет работать с расширенным, по сравнению с
электроискровым способом, диапазоном давлений и кон-
центраций топливной смеси, обеспечивая более высокие
рабочие характеристики разрабатываемых ракетных дви-
гателей. Современное развитие лазерной техники уже
сейчас позволяет добиться снижения массогабаритных
характеристик лазерных систем зажигания по сравнению
с электроискровыми. Кроме того, стоит отметить воз-
можность многоразовых включений таких систем, что
обуславливает их преимущество по сравнению с хими-
ческим и пиротехническим способами. Все вышепере-
численное определяет интерес к лазерному зажиганию
как в России, так и за рубежом.
Работы по лазерному зажи-
ганию в Центре Келдыша были
начаты в 2002 г. в ходе совмест-
ных проектов с КБХА (г. Воро-
неж). Инициаторами этих работ
были начальник отделения
Центра Келдыша Анатолий Ва-
сильевич Иванов и главный кон-
структор КБХА Виталий Юрь-
евич Гутерман. Сначала
исследования проводились на
стенде СДС Центра Келдыша с
вводом излучения крупногабаритных исследователь-
ских твердотельных лазеров ИОФ РАН (Н.В.Плетнев) и
ЦНИИМАШ (В.С.Беляев) через сапфировое окно в фор-
камеру стенда для зажигания в ней воздушно-этаноло-
вого топлива, но устойчивое зажигание не было полу-
чено. Затем перешли на использование малогабаритного
импульсного иттербиевого волоконного лазера с диод-
ной накачкой YLP-1/100/20, серийно выпускаемого фир-
мой «ИРЭ-Полюс» (г. Фрязино) для маркировки. В вы-
бранном наилучшем варианте излучение этого лазера
через световод подводилось к разработанным КБХА за-
пальникам, работающим на топливе кислород + углево-
дородное жидкое горючее (этанол, керосин, РГ-1) и на
топливе кислород + водород, к разработанному
Н.В.Плетневым, Г.А.Моталиным, Н.Б.Пономаревым
устройству, которое позволяло осуществлять многократ-
ное зажигание топливной смеси в этих запальниках и
выдерживало давление в камере сгорания 10 МПа. Од-
нако используемый лазер был недостаточно малогаба-
ритным.
Дальнейшие исследования лазерного зажигания
проводились С.Г.Ребровым и А.Н.Голиковым по сле-
дующим направлениям:
-	лазерное зажигание запальных устройств различ-
ной конструкции;
-	лазерное зажигание в двигателях малой тяги, ра-
ботающих на различных топливных парах;
-	лазерное зажигание в модельных и натурных ка-
мерах сгорания.
В качестве источников зажигания были выбраны ла-
зеры отечественного производства, которые по своим
массогабаритным характеристикам сравнимы с систе-
мами электроискрового воспламенения. Указанные
выше работы выполнялись в Центра Келдыша при ве-
дущей роли С.Г.Реброва, А.Н.Голикова, ВАГолубева.
Лазерное зажигание запальных устройств. Боль-
шой цикл экспериментальных исследований с запаль-
ными устройствами позволил разработать универсаль-
ную конструкцию лазерного запального устройства,
позволяющую работать со следующими топливными
парами: кислород-водород, кислород-метан, кисло-
род - этанол и кислород - керосин. Для каждой из пе-
речисленных топливных пар были отработаны режимы
Лазерное запальное устройство при работе на компонентах кислород -
водород на стенде 5СТ-04 Центра Келдыша: 1 - запальное устройство;
2 - лазер; 3 - стенка вакуумной камеры; 4 - вакуумная камера; 5 - факел
395
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
надежного зажигания в широком диапазоне изменения
параметров подачи компонентов.
Полученный опыт по лазерному зажиганию описан-
ного выше запального устройства позволил перейти к
работам, направленным на создание системы лазер-
ного воспламенения запального устройства ЖРД
РД0146. На стендовой базе Центра Келдыша совместно
с КБХА был проведен этап его автономной отработки в
условиях вакуума. Испытания показали надежное ла-
зерное воспламенение, как при номинальном режиме
работы запального устройства (суммарный расход ком-
понентов Ge = 7 г/с, коэффициент избытка окислителя
в канале запального устройства а= 5,2), так и в широ-
ком диапазоне варьирования параметров подачи ком-
понентов (суммарный расход компонентов 6^= 3-9 г/с,
коэффициент избытка окислителя в канале запального
устройства а= 3,5-12). При выборе конструктивной
схемы ПЗУ использовались результаты численных рас-
четов, позволившие выявить характер течения компо-
нентов в канале запального устройства и в области фо-
кусировки лазерного излучения.
Проведенные модельные испытания позволили
провести испытания лазерного зажигания на кисло-
родно-водородном двигателе РД0146Д. Так, 30 ноября
2011 г. впервые в мире был осуществлен запуск штат-
ного РД0146Д с лазерной системой зажигания с после-
дующим выходом его на номинальный режим. В ходе
огневых испытаний использовался экспериментальный
вариант ЛСЗ, состоящей из лазерной свечи с малога-
баритным лазером, установленной в запальнике ка-
меры, блока питания и кабелей.
Лазерное зажигание в двигателях малой тяги. По
результатам цикла исследований в Центре Келдыша
была разработана принципиально новая конструкция
ракетного двигателя малой тяги с лазерным зажига-
нием. Существенным отличием этого двигателя яв-
ляется отсутствие предкамеры. Отказ от предкамеры
позволил не только существенно упростить конструк-
цию и снизить массогабаритные параметры двигателя,
но и повысить его рабочие характеристики, т.к. необхо-
димость подачи отдельной части компонентов в предка-
меру с низкой полнотой сгорания топлива приводит к
уменьшению полноты сгорания топлива за рабочий им-
пульс и, следовательно, к снижению удельного импульса
тяги. Разработанная конструкция была успешно испытана
на компонентах кислород - этанол, кислород - керосин,
кислород - водород, кислород - метан.
При отработке лазерного зажигания на РДМТ с целью
минимизации системы зажигания использовался специ-
ально разработанный микрочип-лазер с диодной накачкой.
Несмотря на малые размеры микрочип-лазеров (диаметр
активного элемента - 3 мм, длина - 5 мм), их выходное
излучение может достигать высоких интенсивностей
(2 МВт и выше), что обеспечивает гарантированное вос-
пламенение смесей в широких диапазонах параметров.
Лазерное зажигание на модельных и натурных ка-
мерах сгорания. Наиболее перспективным способом
использования лазерного зажигания в ракетной тех-
нике является прямое лазерное зажигание в камерах
ракетных двигателей. При данном способе зажигания
отпадает необходимость в использовании запального
устройства, что позволяет значительно упростить кон-
струкцию двигателя и снизить его массогабаритные ха-
рактеристики. Это достигается в первую очередь за
счет устранения из конструкции отдельных линий по-
дачи компонентов топлива в запальное устройство.
Прямое лазерное зажигание позволяет воспламенять
топливную смесь непосредственно в камере в момент на-
чала поступления компонентов. При этом возможны два
способа ввода лазерной энергии в камеру сгорания: при
боковой и осевой стыковках лазера к камере. При боко-
вой установке лазера фокусировка лазерной энергии и,
соответственно, инициация искры оптического пробоя
может быть обеспечена либо в объеме рабочей среды,
либо у противоположной стенки КС. При осевой уста-
новке лазера, как было получено в ходе испытаний, из-
лучение фокусируется только в объеме рабочей смеси.
При работе на модельных установках было полу-
чено надежное воспламенение топлива для следующих
схем смесеобразования:
-	для топлив кислород - водород, кислород - метан
в ходе работ на стендовой базе Центра Келдыша:
•	на модельной КС со смесительной головкой с со-
осно-струйной схемой смесеобразования, состоящей
из 24 отверстий подачи горючего и 3 отверстий окис-
лителя; в ходе испытаний использовались и боковой, и
осевой способы установки лазера;
•	на модельной КС со смесительной головкой с
центробежно-центробежной форсункой; в ходе испы-
таний использовался только боковой ввод излучения;
•	на модельной КС со смесительной головкой с
6 струйно-струйными форсунками; в ходе испытаний
использовались и боковой, и осевой способы уста-
новки лазера;
Пуск РДМТ с лазерным зажиганием на компонентах кислород - этанол:
1 - сопло; 2 - камера сгорания, 3 - установочный фланец;
4 - смесительная головка; 5 - лазер
- для топлив кислород - эта-
нол, кислород - керосин:
• на стендовой базе Центра
Келдыша на топливе кислород -
этанол в КС с форсуночной голов-
кой, содержащей 6 соосно-струй-
ных форсунок; в ходе испытаний
использовались и боковой, и осе-
вой способы установки лазера;
396
Глава 7
•	на стендовой базе Центра Келдыша на топливе
жидкий кислород-этанол, жидкий кислород-керосин
в КС с форсуночной головкой с 4 однокомпонентными
форсунками, моделирующими смешение компонентов
в пристеночной области рулевой камеры сгорания дви-
гателя 14Д21; в ходе испытаний использовался боко-
вой ввод излучения;
•	на стендовой базе Центра Келдыша на топливе
жидкий кислород - этанол, жидкий кислород - керосин
в КС с форсуночной головкой с одной центробежно-
центробежной форсункой; в ходе испытаний использо-
вался боковой ввод излучения;
•	на стендовой базе АО «НПО Энергомаш» на топ-
ливе жидкий кислород - керосин на модельном газо-
генераторе с форсуночной головкой с одной двухком-
понентной штатной форсункой газогенератора
двигателя РД171М; в ходе испытаний использовался
боковой ввод излучения;
•	на стендовой базе АО «НПО Энергомаш» на топ-
ливе жидкий кислород - керосин на модельной уста-
новке с 19-форсуночной смесительной головкой, мо-
делирующей смесеобразование в рулевой камере
двигателя 14Д21; в ходе испытаний использовался бо-
ковой ввод излучения.
В ходе проведенных испытаний было установлено,
что устойчивое воспламенение компонентов кислород-
водород, кислород - метан достигается как при фоку-
сировке излучения у противоположной стенки КС при
боковом вводе излучения, так и при фокусировке в
объеме топливной среды на расстоянии до 10 мм от
внутренней поверхности камеры. Для топлив кислород-
этанол, кислород - керосин при использовании как га-
зообразного, так и жидкого окислителя испытания по-
казали, что для обеспечения надежного воспламенения
необходимо фокусировать лазерное излучение в
объеме рабочей среды при удалении области фокуси-
ровки от внутренней стенки КС, со стороны которой
вводится излучение в камеру, на расстояние не более
10-15 мм, в зависимости от использующейся схемы
смесеобразования. По результатам испытаний были
выбраны оптимальные зоны фокусировки для каждой
из рассмотренных схем смесеобразования, а также
определены циклограммы подачи компонентов.
Испытания прямого лазерного зажигания натурных
КС проводились в ходе совместных работ специалистов
ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша» и АО «НПО Энергомаш»
на рулевой и основных камерах двигателя
14Д21(14Д22) первой ступени ракеты-носителя
«Союз». Испытания на рулевой камере Д166-000 дви-
гателя 14Д21 (14Д22) проводились на стенде № 4 АО
«НПО Энергомаш», а испытания лазерного зажигания
основной камеры Д194-000 проходили на испытатель-
ном комплексе ОП «Винтай» ПАО «Кузнецов». По ре-
зультатам испытаний было получено надежное зажи-
гание в рулевой КС, а также одновременное зажигание
двух основных камер двигателя 14Д21 (14Д22) с помо-
Пуск двигателя 14Д22 PH «Союз» на стендовой
базе ПАО «Кузнецов» в августе 2015 г.
щью лазерных зажигательных устройств, установлен-
ных непосредственно на камеру сгорания. В составе
данных ПЗУ использовались следующие типы лазеров:
лазер СПЛ-ПН/30 с встроенной в корпус излучателя си-
стемой диодной накачки, микрочип-лазер МЧЛ-15М с
накачкой, передаваемой по оптическому волокну от
удаленно расположенного блока лазерных диодов.
Проведенный к настоящему времени комплекс
работ позволяет перейти к следующим направлениям
внедрения лазерного зажигания: двигатели первой,
второй и третьей ступеней PH «Союз», перспективные
кислород-водородные двигатели разгонных блоков,
включая двигатели малой тяги, перспективные кисло-
родно-метановые двигатели, мощные двигатели и га-
зогенераторы разработки НПО «Энергомаш».
Обеспечение устойчивости процесса горения
Явление неустойчивости процесса горения, полу-
чившее в отечественной литературе название «вибра-
ционное горение», - одна из сложных проблем, с кото-
рыми столкнулось двигателестроение уже при
создании первых ЖРД. Как правило, вибрационное го-
рение приводит к разрушению ракетного двигателя, что
и послужило причиной интенсивного исследования не-
устойчивости горения и разработки способов его устра-
нения. Пионерами разработки теории неустойчивости
горения в нашей стране явились сотрудники Центра
Келдыша М.С.Натанзон, К.И.Артамонов, Н.А.Аккерман.
В 1949 г., аппроксимируя дельта-функцией зависи-
мость скорости горения топлива от времени его пребы-
вания в камере и вводя в рассмотрение механизм воз-
никновения колебаний расхода компонентов топлива
397
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
через форсунки под воздействием колебаний давления,
М.С.Натанзон сформулировал условия возникновения
низкочастотных колебаний. К.И.Артамонов развил тео-
рию низкочастотных колебаний, учтя волновые явления
в трубопроводах, подводящих компоненты топлива в ка-
меру сгорания. НААккерман показал акустическую при-
роду возникновения высокочастотных колебаний.
Согласно теории неустойчивого горения в агрегатах
ЖРД, увеличению запасов устойчивости способствует:
-	растягивание зоны горения по длине камеры сго-
рания за счет введения «классности» смесительных
элементов или дальнобойности форсунок;
-	изменение расходонапряженности и коэффициента
избытка окислителя по диаметру камеры сгорания;
-	уменьшение диаметра и длины камеры сгорания.
Перечисленные мероприятия и сформулированные
теоретические положения были использованы при соз-
дании двигателей для МБР Р-7 и ракет-носителей, соз-
данных на ее основе, в частности PH «Союз». В сере-
дине 1950-х гг. В.М.Иевлев научно обосновал
качественную картину протекания процесса горения в
камерах сгорания ЖРД. В 1980-х гг. М.С.Натанзон и
З.С.Лапина впервые построили применительно к одно-
мерным течениям границы возникновения высокоча-
стотных продольных колебаний для камер сгорания с
дожиганием генераторного газа и равномерным рас-
пределением компонентов топлива по сечению камеры.
В настоящее время в Центре Келдыша развитие рас-
четно-теоретических работ по неустойчивости процесса
горения продолжается с использованием систем урав-
нений, достаточно полно учитывающих движение газо-
капельной среды. В частности, учитываются вихревые
движения, перемешивание и все фазы подготовки про-
цесса горения и непосредственно процесс горения в ка-
налах форсунок, у огневого днища смесительной го-
ловки и по длине камеры сгорания. Расчет рабочего
процесса в камере сгорания проводится с помощью
разработанного в Центре Келдыша метода численного
моделирования трехмерных турбулентных течений с го-
рением. Комплекс программ дает возможность прово-
дить расчеты детальной структуры и интегральных па-
раметров рабочего процесса в многофорсуночных
камерах сгорания с различными схемами расположе-
ния смесительных элементов.
Впервые в практике ЖРД представилась возмож-
ность использовать для оценки характеристик устойчи-
вости расчетные зависимости скорости сгорания ком-
понентов топлива от времени пребывания компонентов
топлива в камере сгорания ip(t).
Использование зависимостей скорости горения, а
также представления о механизме внутрикамерной не-
устойчивости и амплитудно-фазовых частотных харак-
теристиках камер сгорания позволяют вычислить по-
требный динамический коэффициент усиления зоны
рабочего процесса «п», при котором в камере устанав-
ливается режим автоколебаний. В частности, расчеты
показали, что для двигателей 11Д512 и РД170 этот
коэффициент равен 0.46 и 0.8 соответственно. Это ука-
зывает на то, что процесс горения в камере двигателя
11Д512 обладает наименьшей степенью устойчивости
и требует усиленных средств защиты от высокочастот-
ных колебаний. Такой вывод согласуется с практикой
эксплуатации указанных двигателей.
Для обеспечения ВЧ-устойчивости камеры сгорания
ЖРД используются следующие способы:
-	экспериментальная отработка схемы смесеобра-
зования с учетом экономичности и устойчивости;
-	разработка специальных устройств, рассеиваю-
щих акустическую энергию и (или) предохраняющих
начальную зону рабочего процесса от различного рода
возмущений.
Такими устройствами являются металлические не-
охлаждаемые перегородки различной конфигурации,
а также металлические перфорированные перегородки
повышенной эффективности, которая достигается
путем использования оптимальных для различных мод
колебаний степеней перфорации; перегородки, обра-
зованные выступающими форсунками; акустические
поглотители.
Для ЖРД, выполненных по замкнутой схеме с до-
жиганием генераторного газа, появились дополнитель-
ные способы устранения ВЧ-колебаний, связанные с
Зависимости скорости сгорания доли топлива
в элементе ядра потока от времени пребывания
компонентов в камере сгорания для двигателей
11Д512, РД170 и 14Д23
398
Глава 7
Влияние изменения технологии изготовления камер
сгорания на расположение границ ВЧ-устойчивости
возможностью использовать гидравлическое сопро-
тивление решеток, жиклеров для увеличения демпфи-
рования акустических колебаний в газоводах генерато-
ров, поскольку акустическое сопротивление таких
устройств пропорционально их гидравлическому со-
противлению. К ним относятся:
-	выбор оптимальной длины газового канала фор-
сунок смесительной головки, по которым подводится
генераторный газ («настроенные форсунки»), и уста-
новка на их входе специальных жиклеров;
-	установка в трактах подвода генераторного газа к
турбине перепадных, а в специальных конструкциях, на-
пример, на двигателе РД170, - бесперепадных решеток
(перегородок) для устранения продольных мод акусти-
ческих колебаний газового тракта (Е.В.Лебединский).
В случае возникновения ВЧ-колебаний при запуске
двигателя используются дроссели различного вида,
позволяющие сократить время выхода двигателя на но-
минальный режим или изменить соотношение компо-
нентов топлива в момент выхода двигателя на этот
режим, а также различные акустические устройства, ко-
торые действуют только в момент запуска двигателя и
сгорают после его выхода на номинальный режим.
Перечисленные выше способы обеспечения
ВЧ-устойчивости используются на всех двигателях для
ракет-носителей «Союз», «Протон», «Зенит» в различ-
ном виде и объеме.
В настоящее время в Центре Келдыша применяется
способ отработки ВЧ-устойчивости в модельных условиях
вибрационного горения и для отработки акустических
устройств, и для сравнения характеристик ВЧ-устойчиво-
сти процесса горения в камере при использовании раз-
личных смесительных головок. Модельные условия ха-
рактеризуются работой камеры сгорания по схеме «газ-
газ». Эти компоненты близки к натурным компонентам по
характеристике динамического воздействия пульсаций
давления на колебательную составляющую тепло-массо-
выделения, которое является определяющей обратной
связью колебательной системы.
В Центре Келдыша проводятся также исследования
на натурных камерах сгорания, что позволяет доста-
точно хорошо воспроизвести процесс распространения
акустических колебаний в объеме камеры сгорания.
Высокочастотная устойчивость процессов горения в
камерах сгорания с различными смесительными голов-
ками сравнивается по расположению границ устойчиво-
сти, определенных экспериментально в координатах Т-а
(Т - температура продуктов сгорания, а- коэффициент
избытка окислителя). Данный способ позволяет при ми-
нимальных затратах исследовать закономерности и осо-
бенности возникновения и развития высокочастотных ко-
лебаний давления, а также разработать эффективные
меры по устранению неустойчивости рабочего процесса.
В исследованиях по устойчивости процесса горения
принимали участие З.С.Лапина, И.В.Меркулов, Р.Н.Косты-
лева, Ю.Л.Беренс, О.М.Меньшикова. В разработке спосо-
бов устранения ВЧ-колебаний принимали участие сотруд-
ники Центра Келдыша Е.В.Лебединский, В.А.Богданов,
Ю.И.Писаревич, ЮЛ.Беренс, И.ГЛозино-Лозинская.
Работы по газогенераторам ЖРД
В1954 г. по инициативе АЛВаничева и В.М.Иевлева
были начаты исследования жидкостных газогенерато-
ров ЖРД. В1957 г. в ходе подготовки к разработке ЖРД
с дожиганием генераторного газа были развернуты ис-
следования окислительных кислородных газогенерато-
ров и разработан точный метод термодинамического
расчета параметров генераторного газа, учитывающий
влияние давления на термодинамические свойства
компонентов генераторного газа.
Создание в 1959 г. в ОКБ-1 (РКК «Энергия») первого
летного двигателя замкнутой схемы 11 ДЗЗ сопровожда-
лось интенсивной разработкой отечественной промыш-
ленностью ЖРД с дожиганием генераторного газа, широ-
ким применением генераторного газа для наддува баков
ракет, переходом на новые компоненты топлива, что сти-
мулировало дальнейшее расширение и углубление про-
водимых в Центре Келдыша исследований газогенерато-
ров, особенно кислородных и азотнотетраоксидных
окислительных, а также восстановительных, в которых в
качестве горючего использовались несимметричный ди-
метилгидразин, РГ-1, водород и циклин. Эти исследова-
ния проводились для обеспечения создания основных га-
зогенераторов двигателей, а также для газогенераторов
наддува. Для окислительных азотнотетраоксидных и вос-
становительных диметилгидразиновых газогенераторов
399
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
двигателей был разработан метод термодинамического
расчета, учитывающий кинетику основных реакций тер-
мического разложения избыточного компонента топлива.
Результаты проведенных в Центре Келдыша иссле-
дований двухкомпонентных газогенераторов в боль-
шой степени способствовали созданию в КБ весьма со-
вершенных газогенераторов ЖРД. Основными
участниками работ по газогенераторам ЖРД были со-
трудники института Н.В.Шутов, И.К.Бибанов, Ю.Г.Ива-
нов, Б.Г.Макаренко, Г.Я.Савельев.
Значительный успех НПО Энергомаш в разработке
окислительного газогенератора ЖРД с дожиганием ге-
нераторного газа РД-170 был определен переходом от
двухзонной конструкции газогенератора к однозонной.
Конструктивно реализовано форкамерное двухзонное
преобразование топлива в масштабе одного смеситель-
ного элемента. Переход от двухзонного газогенератора
к однозонному с набором СЭ, которые являются фор-
камерными двухзонными двухкомпонентными устрой-
ствами, позволил существенно снизить температурную
неравномерность потока окислительного газа.
Исследование жидкостно-жидкостных СЭ газогенера-
тора на жидком кислороде и керосине проведено в Центре
Келдыша для определения стабильности работы форка-
мерных элементов с длинными жидкостными каналами,
заполненными тонкими пеленами горючего и кислорода
с образованием центрального обратного тока, разогре-
вающего пелену горючего; определения температурной
неравномерности масштаба СЭ и ее изменения по длине
газовода. Участие Центра Келдыша (1980-1982 гг.) в раз-
работке двухкомпонентного двухзонного СЭ, который
явился новым словом в разработке окислительных газо-
генераторов, позволило автономными испытаниями экс-
периментально подтвердить стабильность работы форка-
мерных двухкомпонентных СЭ и возможность снижения
температурной неравномерности выбором конструктив-
ных параметров и СЭ СГ.
Основными участниками работ по кислородной га-
зогенерации были Г.К.Коровин, Г.К.Ручкин, Н.В.Оскол-
ков, И.Г.Лозино-Лозинская.
Необходимо также отметить успешные работы по
созданию однокомпонентного газогенератора с ката-
литическим разложением гидразина, проводившиеся
под руководством И.И.Каверзневой. В результате этих
работ был создан промышленный образец генератора,
который до настоящего времени применяется на КА
разработки НПО им. САЛавочкина.
Работы Центра Келдыша по созданию ЖРД с до-
жиганием генераторного газа
В Центре Келдыша в 1955 г. были выполнены де-
тальные расчетно-теоретические исследования ЖРД
замкнутых схем с дожиганием генераторного газа в ос-
новной камере сгорания. Расчеты балансовых, энерго-
массовых и экономических характеристик схем с до-
жиганием показали, что рост удельного импульса тяги
может быть получен в результате:
Экспериментальная двигательная установка
замкнутой схемы
-	предельно эффективного использования энергии
газа, необходимого для привода ТНА, путем его дожи-
гания в основной камере сгорания;
-	увеличения давления (и, следовательно, степени
расширения сопла) до оптимального значения, которое
определяется в результате балансовых расчетов двига-
теля, учитывающих вид компонента топлива, пол-
ностью подаваемого в газогенератор.
Вместе с тем энергомассовые расчеты показали, что
рост давления позволяет увеличивать тягу камеры сгора-
ния без существенного изменения габаритных размеров
двигателя.
В1958 г. в Центре Келдыша был создан и в январе -
марте 1959 г. испытан экспериментальный двигатель
замкнутой схемы. Испытания продемонстрировали
возможность создания ЖРД, выполненного по замкну-
той схеме - без потерь удельного импульса тяги на при-
вод ТНА. Демонстрация возможности создания ЖРД с
дожиганием генераторного газа предопределила также
направление последующего совершенствования энер-
гомассовых характеристик ЖРД - увеличение давления
в камерах сгорания.
Первый экспериментальный ЖРД с дожиганием ге-
нераторного газа в основной камере сгорания, создан-
ный в Центре Келдыша, имел тягу около 25 кН и отно-
сительно небольшое давление в камере - около 4 МПа.
В качестве топлива использовались окислитель АК-20
и горючее керосин Т-1. Работа двигателя осуществля-
лась по замкнутой схеме с полной газификацией всего
расхода горючего и дожиганием восстановительного
генераторного газа. В двигателе использовался двух-
зонный газогенератор с дополнительным впрыском го-
рючего, ТНА и камера с дожиганием.
Основные характеристики экспериментального
ЖРД замкнутой схемы
Суммарный расход компонентов топлива -11,5 кг/с.
Давление в газогенераторе Ргг- 5,5 МПа.
Давление в камере Рк - 3,8 МПа
400
Глава 7
Температура генераторного газа Тгг - 880 К.
Число оборотов турбины п -17500 об./мин.
Мощность -130 кВт.
Непосредственными участниками расчетно-теорети-
ческих, проектных и экспериментальных работ были
АНАггеев, Б.Ф.Гликман, И.В.Меркулов, Н.В.Шутов,
И.К.Бибанов, Н.Н.Борисов, Г.М.Попов, ВАТретьяков,
ЕГЛарин.
По результатам пионерских начинаний Центра Кел-
дыша на протяжении второй половины XX в. отраслью
осуществлен технический прорыв, позволивший отече-
ственному ЖРД-строению существенно превзойти ми-
ровой уровень разработок по достигнутым параметрам,
эффективности, технологичности, стоимости, номен-
клатуре ЖРД различного уровня тяги и типов топлив.
За последние 20 лет разработаны, проходят летные ис-
пытания и успешную эксплуатацию новые, совершен-
ные маршевые ЖРД замкнутой схемы, что позволяет
удерживать передовые позиции в ЖРД-строении и
выйти отечественным ЖРД на мировой рынок.
Исследования эффективности и экологической
безопасности топлив ЖРД
Расчетные исследования энергетических характери-
стик различных топлив в Центре Келдыша велись посто-
янно со времени создания методов термодинамических
расчетов. Совместно с ГИПХ (ныне ФГУП РНЦ «Приклад-
ная химия») на экспериментальной базе под Ленингра-
дом (станция № 3) в 1956 г. были исследованы высоко-
эффективные окислители (фтор, моноокись фтора,
трифторид хлора, пентафторид хлора) и горючие (диме-
тилгидразин, диэтиламин, гидразин, аммиак и смесевое
горючее АГ-25). Для создания в АО «НПО Энергомаш»
фтор-аммиачного двигателя 11Д14 были проведены экс-
периментальные исследования по организации рабочего
процесса в камере сгорания и газогенераторе, а также ре-
генеративного охлаждения камеры.
Расчетно-теоретические исследования эффективно-
сти применения водорода в ракетно-космической технике,
проведенные в 1959 г. сотрудниками Центра Келдыша
А.С.Будником, Е.П.Кузьминым, Л.П.Самойловым,
Ю.М.Еськовым и др., показали, что для решения ряда
задач, связанных с созданием космических объектов, ис-
пользование кислородно-водородного топлива позволяет
существенно увеличить массу выводимого полезного
груза. Одновременно с инициативой использования кис-
лородно-водородного топлива выступили ОКБ А.М.Исаева
и А.М.Люльки. После ознакомления с результатами этих
работ М.В.Келдыш поддержал их вывод о целесообраз-
ности внедрения кислородно-водородного топлива в ра-
кетно-космическую технику. С этого времени в институте
начались работы по освоению кислородно-водородного
топлива. Проведенное расчетно-теоретическое исследо-
вание эффективности различных схем двигателей, рабо-
тающих на топливе кислород + водород показало, что
наиболее оптимальной является схема с дожиганием в ка-
мере сгорания восстановительного генераторного газа,
отработавшего в турбонасосном агрегате, с использова-
нием всего расхода водорода для получения генератор-
ного газа.
В1960 г. на станции № 3 были проведены первые в
нашей стране испытания модельной камеры сгорания с
тягой 10 Н, работающей на топливе жидкий фтор + газо-
образный водород. Эти испытания дали первый опыт по
обращению с водородом в условиях огневого стенда.
Совместно с ГИПХ в 1961 г. Центром Келдыша был
создан стенд 1 Б, на котором в этом же году впервые в
стране были проведены испытания кислородно-водо-
родной камеры тягой 15кН. Для дальнейшего расши-
рения работ по кислородно-водородному топливу в
1966 г. создается новый стендовый комплекс с двумя
рабочими местами для испытаний двигателей с тягой
по 30 кН. Особенно успешно прошли исследования на
кислородно-водородной модели камеры сгорания дви-
гателя РД0120, проводившиеся для обеспечения соз-
дания камеры и газогенератора. Модельный двигатель,
состоящий из газогенератора и камеры с вытеснитель-
ной системой подачи топлива, имел тягу 20 кН (двига-
тель РД0120 для второй ступени PH «Энергия» -1900 кН)
и позволил отработать принципы моделирования огне-
вых агрегатов натурного ЖРД.
В работах по освоению кислородно-водородного
топлива и созданию двигателей на этом топливе при-
нимали участие Г.П.Калмыков, Л АЯнчилин, В.П.Карта-
шов, Е.Я.Ярощук, А.Н.Грязнов, В.И.Шляхов и др. За
цикл работ, связанных с обеспечением создания кис-
лородно-водородного двигателя РД0120, начальнику
отделения Г.П.Калмыкову была присуждена Государст-
венная премия СССР.
Большое значение имели работы по освоению ста-
бильного горючего - несимметричного диметилгидра-
зина, который в паре с окислителем азотным тетра-
оксидом образует основное самовоспламеняющееся
топливо для двигателей многих современных ракетных
и космических комплексов. При проведении этих работ
были экспериментально исследованы охлаждающие
свойства НДМГ, показавшие возможность его исполь-
зования в охлаждающих трактах камер сгорания ЖРД,
а также энергетические характеристики топлив с НДМГ.
В исследованиях НДМГ участвовали Е.Я.Ярощук,
И.И.Каверзнева, Т.И.Ярощук, С.М.Беднов и др.
Длительное время работы по освоению новых топлив
велись под руководством В.В.Пшеничнова, возглавившего
отдел новых топлив. В проведение многих работ, особенно
по освоению новых топлив, выполненных в отделении
ЖРД, большой вклад внесли Л.Я.Гольберг, М.И.Сафронов
и другие сотрудники, занимавшиеся физико-химическими
проблемами, связанными с созданием, исследованиями
и эксплуатацией ракетных топлив.
На уникальной экспериментальной вакуумной уста-
новке УСИВ А.М.Масленников и М.И.Сафронов провели
большой объем работ по исследованию предпламен-
401
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
ных процессов в ЖРД, динамических характеристик
процессов воспламенения применяемых и перспектив-
ных компонентов топлива, а также загрязнений продук-
тами сгорания ЖРДМТ поверхности космических аппа-
ратов. Исследования на установке УСИВ проводились
в условиях вакуума до 102 Па и повышенного давления
до 5 МПа в барокамере объемом 130 л.
Ю.Н.Кочетков и М.И.Сафронов впервые в отрасли
провели экспериментальные исследования рабочего
процесса в ЖРД малой тяги при работе на испаренных
самовоспламеняющихся компонентах топлива
(НДМГ+АТ). Была показана возможность создания ра-
ботающих по схеме «пар - пар» химических двигателей
сверхмалых тяг (10-50 мН), востребованных для точ-
ного ориентирования КА. Однако применение для тех
же целей электроракетных двигателей значительно
упростило конструкцию двигательной установки.
В отделении ЖРД коллектив под руководством
М.И.Сафронова, с участием Т.ВЛесковой, Т.В.Савинской
и других сотрудников, принимал участие в проведении ис-
следований новых компонентов жидких ракетных топлив,
таких как люминал, синтин, диран, омар, боктан.
В 2011-2015 гг. проведены исследования разработок
в области новых и модифицированных топлив, предло-
женных АО «НПО Энергомаш», ФГУП «РНЦ «Прикладная
химия», ФГУП «КБ «Факел», ФКП «НИЦ РКП»: ацетама;
углеводородных топлив, модифицированных для сниже-
ния гидравлических потерь высокомолекулярной присад-
кой - полиизобутиленом; НДМГ, модифицированного для
улучшения охлаждающей способности фуллереном; «зе-
леного топлива»; жидкого водорода. Показано, что вы-
явленные проблемы изготовления и эксплуатации аце-
тама существенно снижают теоретически рассчитанные
его энергетическую, экологическую и экономическую эф-
фективности.
Проведенные исследования показали, что добавление
в углеводородное горючее типа керосина незначительного
количества высокомолекулярной полимерной присадки
полиизобутилена приводит к уменьшению гидродинами-
ческих потерь на трение при течении в тракте горючего (в
основном в агрегатах подачи и в тракте регенеративного
охлаждения камеры), что позволяет уменьшить потреб-
ную мощность турбонасосного агрегата. Снижение мощ-
ности ТНА при работе с присадкой ПИБ в горючем спо-
собствует снижению энергонапряженности ЖРД в целом.
Применение высокомолекулярных присадок к компонен-
там жидкого ракетного топлива является возможным
путем повышения энергетических характеристик ЖРД и
тяговооруженности РН.
Результаты экспериментальных исследований пока-
зали возможность использования в качестве присадки,
улучшающей охлаждающую способность НДМГ, выпус-
каемого отечественной промышленностью фуллерена
марки С-60 (фуллерены - отличная от известных графита
и алмаза форма углерода). В 2015 г. разработаны техни-
ческие условия на новое модифицированное фуллереном
горючее - гептил-Ф, а также технология внесения при-
садки в горючее и аналитическая методика контроля хи-
мического состава модифицированного гептила. Новое
горючее рекомендовано к использованию в перспектив-
ных теплонапряженных двигателях, предназначенных для
разгонных блоков и космических аппаратов.
В результате проведения НИР по созданию нового
малотоксичного т.н. зеленого монотоплива для приме-
нения в термокаталитических двигателях созданы на-
учно-технический и технологический заделы, достаточ-
ные для перехода к опытно-конструкторским работам
«Зеленое топливо».
Для обеспечения безопасного использования жид-
кого водорода в РКТ с участием Центра Келдыша раз-
работан «Свод правил. Требования безопасности при
производстве, хранении, транспортировке и использо-
вании жидкого водорода».
Сотрудники отделения ЖРД принимают участие в
разработке нормативной документации и технических
регламентов, содержащих требования к качеству ком-
понентов топлива при их разработке, производстве,
транспортировке, хранении и применении как на поли-
гонах и космодромах, так и на испытательных станциях
и стендах отрасли. М.И.Сафронов принял активное уча-
стие в разработке технических решений по обеспече-
нию надлежащего качества топлива для РН «Протон»,
«Союз», «Ангара», РБ ДМ, «Бриз» и «Фрегат». Суще-
ственный вклад внес М.И.Сафронов при решении про-
блем обеспечения и заправки топливом РН «Союз-2» с
РБ «Фрегат» на космодроме Куру, при восстановлении
производства НДМГ в ОАО «Салаватнефтеоргсинтез»,
нафтила в Ангарской нефтяной компании и гидразина
в филиале ФГУП «ЦЭНКИ» - Центре ликвидации меж-
континентальных баллистических ракет.
При работах с новыми топливами в первую очередь
решаются вопросы безопасности для персонала и окру-
жающей среды. В оборудовании испытательных стен-
дов отделения устройствами, снижающими выбросы в
окружающую среду вредных веществ до допустимых
уровней и проводящими нейтрализацию топливных
агрегатов и объектов исследования, загрязненных ток-
сическими компонентами топлива или продуктами их
полного и неполного сгорания, принимали активное
участие Л.П.Ольшацкая и К.Д. Чуева.
Разработанные рекомендации и технические реше-
ния в области создания новых и модифицирования
применяющихся в настоящее время КЖРТ, а также со-
вершенствования условий производства и эксплуата-
ции КЖРТ являются научно-техническим заделом в
обеспечение повышения надежности находящихся в
эксплуатации ЖРД, создания перспективных двигате-
лей для РН, РБ и КА.
Работы по внедрению метана в ракетно-космиче-
скую технику
ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша» последние 20 лет
последовательно проводит исследования, направлен-
402
Глава 7
ные на создание научно-технического задела по основ-
ным агрегатам маршевых ЖРД на топливе кислород -
метан и кислород-сжиженный природный газ, по за-
мкнутой схеме с дожиганием восстановительного или
окислительного генераторного газа.
На начальном этапе исследования по использованию
метана в качестве ракетного горючего были организованы
и развернуты в отделении ЖРД Центра Келдыша под ру-
ководством Г.П.Калмыкова. Для исследования рабочего
процесса в камере сгорания, восстановительной (с избыт-
ком горючего) газогенерации, охлаждающих свойств,
устойчивости работы камеры сгорания, образования сажи
и воздействия ее на материалы стенки были созданы и
испытаны модельные установки и модельные двигатели
на топливе кислород - метан.
В настоящее время работы по метановой тематике
ведутся в отделении ЖРД под руководством началь-
ника отделения С.В.Мосолова.
Эффективность метана как горючего для ЖРД.
Топливо «кислород - метан» имеет на 3-4 % более вы-
сокий идеальный удельный импульс тяги в пустоте по
сравнению с керосином.
Эффективность кислородно-метановых ЖРД оцени-
вается значением коэффициента удельного импульса тяги
Ф1 = 0,965 против 0,944 для кислородно-керосиновых ЖРД
(ЖРД РД-191), а коэффициент камеры кислородно-мета-
нового ЖРД составляет <р= 0,985 против 0,964 для кисло-
родно-керосиновых ЖРД. Таким образом, удельный им-
пульс тяги в пустоте топлива кислород - метан превышает
соответствующее значение для топлива кислород - керо-
син на 6-7 % при меньшем давлении в камере сгорания
кислородно-метанового ЖРД, но той же степени расши-
рения сопла. Совершенство рабочего процесса кисло-
родно-метановой камеры сгорания ЖРД обусловлено вы-
бором меньшего давления в камере и эффективностью
внешнего охлаждения стенок камеры метаном без завес
горючего с организацией пристеночного слоя от смеси-
тельной головки. Крупномасштабная структура неодно-
родного потока продуктов сгорания, включающая ядро и
пристеночный слой и определяющая уровень относитель-
ных энергетических характеристик камеры ЖРД, для кис-
лородно-метановой камеры более близка к однородному
среднемассовому потоку, чем структура неоднородного
потока кислородно-керосиновой камеры ЖРД в принятом
сопоставлении.
Охлаждающие свойства метана выше, чем у керо-
сина. Охлаждающие свойства компонента топлива ха-
рактеризуются комплексом В = Xм -Ср04 / p°d, где Л-
теплопроводность, р- динамическая вязкость, Ср-теп-
лоемкость. Комплекс В метана примерно в 4 раза пре-
4500
S
o'
из
£
С
о
S
5
X
из
Ч
О
я
зХ
3
X
ь
2
о
к
3100
4400
4300
4200
4100
4000
3900
3800
3700
3600
3500
3400
3300
3200
Рс= 100 бар, Fp* 45
♦ — О2 + водород
• — О2 + мешан
а. -О2 + керосин
3000
J 1-1 <![ "I...f-r '	I.t-r-l....I..'	"I..Г '	1 I
0,3 0,4 0,5 0,6 0,7	0,8 0,9 1,0	1,1 1,2	1,3
Коэффициент избытка окислителя
Изменение идеального удельного импульса тяги в пустоте
в зависимости от коэффициента избытка окислителя
вышает соответствующее значение для керосина.
Высокая термическая стабильность метана
характеризуется расчетными данными по равно-
весному разложению метана в сравнении с керо-
сином и пропаном. Согласно расчетам, наиболь-
шая среднемассовая температура СПГ (метана) в
тракте охлаждения камеры примерно в 3 раза
ниже температуры его термического разложения,
а температура стенки камеры со стороны охла-
дителя ниже примерно в 1,5 раза.
Расчетными оценками показано, что при дав-
лении в камере ЖРД до 15 МПа и тепловом потоке
60-65 МВт/м2 располагаемым расходом метана
обеспечиваются допустимые температуры «хром-
никелевого» защитного покрытия огневой стенки
камеры со стороны продуктов сгорания 1380 К и
максимальная температура бронзовой стенки под
никелем 800-900 К при равномерном распределе-
нии компонентов топлива по смесительной го-
ловке КС. Использование внешнего охлаждения и
организация пристеночного слоя с пониженным
Кт(~ 3), сформированным смесительными эле-
ментами в периферийном ряду, повышает надеж-
ность охлаждения огневой стенки камеры марше-
вого ЖРД.
ЛАЯнчилин на основании изучения процессов
смесеобразования, воспламенения и теплообмена
сконструировал и испытал смесительные эле-
менты форсуночных головок модельных камер
сгорания и газогенераторов экспериментальных
установок. Для определения расходного ком-
403
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Характеристика охлаждающих свойств метана,
керосина и водорода
плекса и температуры продуктов сгорания Л АЯнчилин
разработал методы расчета термодинамических свойств
продуктов сгорания метана и кислорода с учетом смесе-
вого состава СПГ.
Для исследования процесса сажеобразования
создана установка, на которой малое количество
сажи в газовом потоке идентифицировалось с помо-
щью лазера. Дополнительно использовались специ-
альные фильтры для отбора восстановительного ге-
нераторного газа с последующим взвешиванием.
Л.А.Янчилин и А.А.Ларионов показали, что в потоке
газа углерод в твердой фазе практически отсутствует:
его массовая доля в 1000 раз ниже, чем по равновес-
ной термодинамике.
Под руководством ААЛарионова проведено из-
учение термокаталитического взаимодействия восста-
новительного генераторного газа и конструкционных
материалов, исследование охлаждающих свойств ме-
тана. Исследованы процессы выпадения сажи на
стенки газогенератора, газовода, лопатки соплового
аппарата и лопатки турбины.
Исследованиями установлено, что имеет место
термокаталическое взаимодействие продуктов сго-
рания с материалом стенки с образованием слож-
ных наноструктурных образований и изменением
поверхностной структуры материала после длитель-
ного воздействия (более 3300 с на двигателе-де-
монстраторе С5.86).
На охлаждаемых стальных и медных поверхно-
стях сажа не выпадала до температур 550 К, на го-
рячих (температура 1000 К) неохлаждаемых обра-
зовывался слой сажи толщиной 30-40 мкм. На
кварцевых фильтрах в зависимости от соотношения
компонентов в потоке наблюдается выпадение
сажи, малое количество которой можно измерить
прямым взвешиванием.
Под руководством Д.Ф.Слесарева с использова-
нием современной измерительной и диагностической
аппаратуры группой экспериментаторов проведены на
качественно новом уровне исследования по отбору и
анализу сажи, кокса; определены коэффициенты теп-
лообмена при соотношении компонентов топлива от
0,3 до 0,45 и, соответственно, температурах генератор-
ного газа от 900 до 1050 К.
Полученные экспериментальные зависимости из-
менения во времени интенсивности выпадения сажи на
стенках кварцевых трубок, в т.ч. по изменению прозрач-
ности стенок в ходе испытаний длительностью до 2000 с,
методически корректно могут быть использованы для
разработки расчетных зависимостей прогнозирования
интенсивности выпадения сажи в восстановительном
газовом тракте ЖРД.
Экспериментально проверена эффективность
новых покрытий, предназначенных для блокирования
взаимодействия углерода с основным материалом
стенки - Х18Н10Т, таких как AI2O3, AI2O3 + ZnO, ВК94
(корундовая керамика).
В Центре Келдыша проведено экспериментальное
Фильтры для визуализации углерода в потоке газа: а - охлаждаемые
металлические поверхности с температурой до 550 К; б - горячие
неохлаждаемые металлические поверхности 1000 К; в - кварцевые фильтры
сравнение сажеобразования
при течении чистого метана и
сжиженного природного газа
в модели эксперименталь-
ного тракта охлаждения. При
течении очищенного метана
(99,99%) вдоль нагретой до
630-720 К стенки за 2000 с
сажа не образовывалась. При
течении СПГ с содержанием
метана 98 % в той же модели
при тех же условиях на
404
Глава 7
стенке после испытания фиксировался слой сажи-
кокса толщиной 30-40 мкм.
Таким образом, экспериментально установлено, что
основной вклад в процесс образования сажи-кокса на
нагретой стенке вносят добавки более тяжелых углево-
дородов (бутан, этан, пентан, с учетом влияния серы,
содержащейся в меркаптановых добавках).
Характеризуя экологическую безопасность метана,
следует отметить, что содержание СО в продуктах сгорания
кислородно-метанового топлива, при атмосферном дав-
лении и стехиометрическом соотношении компонентов
топлива, вдвое ниже (5,2 об. %) соответствующего значе-
ния для кислородно-керосинового топлива (10,4 об. %).
Проработки ЖРД на топливе кислород-метан. Работы
по метану породили ряд аванпроектов ЖРД различных
схемных решений. Метан привлекает внимание проекти-
ровщиков прежде всего возможностью использования за-
мкнутой схемы с восстановительным газогенератором.
Разработан ряд проектов как восстановительных, так и
окислительных схем, открытых и замкнутых. Были также
разработаны аван- и эскизные проекты безгазогенератор-
ной схемы и даже комбинированной, с двумя турбинами,
приводимыми окислительным газом умеренной темпера-
туры и метаном, газифицированным в тракте охлаждения.
Анализ схемных решений проводился в Центре Келдыша
с помощью разработанного программного комплекса
«Анасин», моделирующего работу всей двигательной
установки.
Двигатель-демонстратор С5.86. ГНЦ ФГУП «Центр
Келдыша» осуществлял научно-техническое сопровож-
дение всех работ по созданию метановых двигателей-
демонстраторов. КБ Химмаш им. А.М.Исаева создан
кислородно-метановый двигатель-демонстратор С5.86
тягой 75 кН на базе кислородно-водородного ЖРД
КВД1. Двигатель выполнен по схеме с дожиганием вос-
становительного генераторного газа. Зажигание ком-
понентов в КС и ГГ пиротехническое. Камера сгорания,
газогенератор, ТНА и органы регулирования конструк-
тивно спроектированы специально для работы на паре
кислород - СПГ (метан). Суммарная наработка двига-
теля-демонстратора С5.86.1000-0 № 2 составила 3389 с
(4 включения).
Комплексом расчетно-теоретических и эксперимен-
тальных работ с двигателем-демонстратором подтвер-
ждены принципиальная возможность создания двига-
теля на топливной паре компонентов О2 + СПГ с
дожиганием восстановительного генераторного газа,
обеспечивающего поддержание стабильных характе-
ристик, возможность продолжительной работы двига-
теля, правильность принятых технических решений по
обеспечению многократного запуска, управления, ре-
гулирования с учетом особенностей СПГ.
ЖРД на топливе кислород - метан. В обеспечение
создания многоразовых ракетных двигателей АО КБХА
в рамках ОКР «Двигатель - 2015» и «МРКС-1» разра-
ботаны проекты ЖРД на топливе кислород-метан; про-
ект маршевого ЖРД РД0162 тягой 2 МН, предназначен-
ного для возвращаемого ракетного блока многоразо-
вой ракетно-космической системы первого этапа
(МРКС-1). Этот двигатель многоразового использова-
ния выполнен по комбинированной схеме: одна тур-
бина ТНА работает на низкотемпературном окислитель-
ном газе, другая - на метане, разогретом в тракте
охлаждения. В камеру сгорания оба компонента по-
падают в газообразном состоянии. На основании про-
екта маршевого двигателя РД0162Д2 для системного
демонстратора МРКС-1 в 2015 г. КБХА изготовлен дви-
гатель-демонстратор тягой в пустоте 400 кН.
Прототипом кислородно-метанового ЖРД РД0146М
тягой 100 кН является кислородно-водородный ЖРД
РД0146У, разрабатываемый АО КБХА с 1998 г. Безга-
зогенераторная схема двигателя обеспечивает исполь-
зование низкотемпературного газа - метана, газифи-
цированного в тракте охлаждения для привода турбин
Международные проекты. Опыт России не остался
без внимания со стороны Запада. В 2003 г. был подпи-
сан контракт на проведение совместных исследований
по метановой тематике в рамках проекта «Волга»
между Роскосмосом и Национальным космическим
агентством Франции CNES, разработан аванпроект кис-
лородно-метанового двигателя тягой 2 МН. Эта работа
была продолжена в совместной российско-европей-
ской программе «Урал», направленной на получение
знаний по использованию метана в качестве ракетного
горючего.
Большой интерес к метановым двигателям про-
явила Южная Корея, заключив контракт с ГНЦ ФГУП
«Центр Келдыша» на разработку аванпроекта двигате-
лей тягой 20 и 100 кН и создание испытательного
стенда для них.
Задачи по внедрению метана. Метан в качестве го-
рючего для ЖРД представляет собой криогенную жид-
кость. При температуре 110 К плотность жидкого метана
(420 кг/м3) ниже плотности керосина примерно в 2 раза,
что, несомненно, ведет к увеличению объемов баков го-
рючего и увеличению массы конструкции PH. Но этот
фактор необходимо оценивать в совокупности с плот-
ностью окислителя (1140 кг/м3 при Р = 0,1 МПа и Т = 90 К)
и соотношением компонентов, т.к. габариты и масса кон-
струкции зависят от средней плотности топлива.
405
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
При оптимальных по пустотному удельному им-
пульсу тяги соотношениях компонентов топлива плот-
ность топлива кислород + метан меньше плотности топ-
лива кислород + керосин на 20,1 %.
Сравнение запасов топлива и объемов баков с ис-
пользованием приведенных выше значений действитель-
ного пустотного удельного импульса тяги и плотности
топлив показывает, что для кислородно-метанового дви-
гателя требуется на 6,5 % меньше топлива, но для его
размещения требуются баки с суммарным объемом,
большим суммарного объема баков кислородно-кероси-
нового двигателя на 17,0 %. Но при этом следует учиты-
вать тот факт, что такие компоненты топлива, как кисло-
род и метан, являются криогенными, причем с очень
близкими температурами кипения: для кислорода это
90 К, а для метана 110 К. При использовании переохлаж-
денного метана можно создать PH с совмещенной стен-
кой бака с минимальной теплоизоляцией, что в свою оче-
редь позволяет ликвидировать межбаковый отсек и
снизить массу конструкции ракеты.
В рамках НИР Центром Келдыша совместно с РНЦ
ПХ в 1996-1999 гг. были выпущены два проекта ТУ:
утвержденные Центром Келдыша и РНЦ ПХ (ГИПХ) ТУ
0271-076-04806898-96 «Газ горючий природный сжи-
женный. Топливо для ракетной техники» и неоформ-
ленный проект ТУ 0271-076-04806898-96. Это были
требования к СПГ и его составу как ракетному топливу.
Для оценки стоимости процесса ожижения природ-
ного газа и получения метана заданной чистоты в 2002 г.
совместно с ОАО «Криогенмаш» был выпущен НТО
«Технико-экономическое обоснование технологии по-
лучения сжиженного метана в зависимости от степени
его очистки и объемов производства», в котором было
показано, что стоимость чистого метана не будет пре-
вышать стоимость керосина (требует уточнения в ны-
нешних ценах и с учетом современных технологий).
Стойкость к возгоранию конструкционных материа-
лов окислительных трактов ЖРД
Используемое в названии словосочетание - стойкость
к возгоранию - сравнительно молодое техническое по-
нятие, вошедшее в практику ЖРД-строения в середине
1980-х гг., в период напряженной отработки отраслью
ЖРД РД-170 (РД-171). Физическая сущность процесса
возгорания металлического конструкционного материала
заключается в том, что при температуре металла, суще-
ственно более низкой по сравнению с температурой его
самовоспламенения, происходит местный разогрев по-
верхности за счет локального подвода тепла от внешнего
источника; на ней реализуется температура, близкая к
температуре самовоспламенения металлического КМ,
при которой в среде окислителя начинаются быстрые хи-
мические реакции окисления, происходит возгорание и
дальнейшее развитие горения КМ тракта.
Важно, что запускающим этот нестационарный теп-
ловой процесс является разогрев инициатором возго-
рания локальной поверхности металла, соизмеримой с
размером инициатора. Разогрев поверхности от рабо-
чей температуры (для элементов насоса кислорода -
температура жидкого кислорода ~110 К, а для элемен-
тов турбины - 800 К) до температуры самовоспламе-
нения происходит за счет теплоты, выделяющейся при
воздействии внешнего постороннего источника - ини-
циатора зажигания.
Разрушительное воздействие одного из инициато-
ров - частиц из АМгб, перемещаемых потоком окисли-
тельного генераторного газа, - было обнаружено си-
стематическими исследованиями, проведенными в
Центре Келдыша на специальных установках с органи-
зацией подачи порций частиц из различных сплавов и
металлов, а затем подтверждено натурными испыта-
ниями двигателей РД-170 с подачей порций частиц из
АМгб на вход в магистраль жидкого кислорода, что ими-
тировало перенос потоком кислорода частиц из бака из-
делия. Двигатель из никелевых сплавов, имеющий тон-
кое защитное покрытие (толщиной менее 50 мкм), при
подаче в тракт жидкого кислорода всего 150 мг частиц
из АМгб сгорел в промежуток времени, необходимый
для переноса частиц потоком кислорода от места ввода
частиц до входа в турбину. Результаты модельных экс-
периментов Центра Келдыша по исследованию процесса
зажигания КМ стали основополагающими для принятия
последующих решений по обеспечению надежности га-
зового тракта турбины ТНА ЖРД.
В дальнейшем, в ходе отработки РД-170 и, что более
важно, эксплуатации ряда кислородных ЖРД, про-
являлся процесс возгорания на двигателях, различных
по размерности и энергонапряженности, работающих
при давлении от 15 до 60 МПа в трактах жидкого кисло-
рода и газообразного кислорода, при температуре от 100
до 850 К и воздействии других инициаторов зажигания,
общим свойством которых является способность реали-
зации на поверхности КМ в условиях тракта окислителя
некоторого количества тепла, достаточного для крити-
ческого разогрева локальной поверхности КМ (РД-0120,
РД-171М, 11Д58М, РД-191). К числу инициаторов зажи-
гания отнесены либо самовоспламеняющиеся в потоке
окислителя на поверхности КМ горючие вещества (ча-
стицы из АМгб, накопления органики), либо тепло тре-
ния, выделяющееся при силовом контакте перемещаю-
щихся элементов конструкции.
Для идентификации условий зажигания КМ части-
цами АМгб в экспериментах принято значение темпе-
ратуры генераторного газа - trr, поскольку значение
температуры поверхности КМ, разогреваемой инициа-
торами, определить экспериментально не представ-
ляется возможным.
Результаты экспериментов, проведенных в Центре
Келдыша, позволили впервые в практике ЖРД-строения
ввести и использовать понятия: граница зажигания КМ,
допустимые и критические параметры воздействия ре-
альных инициаторов зажигания, определяемые границей
зажигания исследуемых КМ. Граница зажигания - это
406
Глава 7
Следы воздействия частиц
АМг-6 размером 0,2 мм
Температура газа 550 °C,
давление-19 МПа.
Образец «цилиндр», КМ - ЭП202.
Стрелкой обозначено направление
движения потока ОТТ.
Поверхностное горение
никелевого сплава
Следы разогрева и горения никелевого сплава после воздействия потока
окислительного генераторного газа с частицами из АМгб
КМ, и длительностью кон-
тактного взаимодействия.
В многообразии тепло-
вых процессов возгорания
установлена опасность
теплового воздействия ло-
кальных инициаторов раз-
мером более 0,2-0,6 мм
(до 10 мм), которое харак-
теризуется общими энер-
гетическими параметрами:
общее количество теплоты
инициатора в зависимости
от температуры металла
(потока окислителя) со-
ставляет от 0,05 до 10 кДж,
интенсивность достигает
100-500 МВт/м2.
Результаты экспери-
Следы разогрева и горения в жидком кислороде на стальном (12Х18Н10Т)
вращающемся диске от воздействия трения при контакте с М1 (медным сплавом)
по поверхности контакта шириной 1 мм
условная линия, отделяющая область допустимых
значений параметров инициатора и окислителя от обла-
сти критичных параметров; более низкие параметры
соответствуют допустимым значениям. Граница зажи-
гания определяет сочетание значений параметров ини-
циатора, КМ, потока окислителя, соответствующее реа-
лизации критического разогрева локальной
поверхности КМ.
Эти результаты были подтверждены испытаниями
двигателей РД-170,11Д58М. Экспериментально были
установлены защитные свойства металлов: никеля, меди
и кобальта (медных сплавов), поскольку эти металлы не
зажигаются от воздействия частиц из АМгб любой массы
и размера до температур 1000 К: любые воздействия ча-
стиц являются допустимыми для защитных металлов.
В 1993 г. в Центре Келдыша впервые были про-
ведены экспериментальные исследования процесса
зажигания КМ в потоке жидкого кислорода при воз-
действии теплоты трения.
Экспериментально установлены критические усло-
вия воздействия трения, которые определяются интен-
сивностью теплового контактного воздействия, сочета-
нием теплофизических свойств взаимодействующей
пары КМ, размерами и конфигурацией контактирую-
щих элементов, определяющих их тепловое сопротив-
ление и перераспределение теплового потока между
ментальных исследова-
ний процесса зажигания
конструкционных мате-
риалов в потоке кисло-
рода и генераторного
газа, проверенные и под-
твержденные результа-
тами специальных двига-
тельных испытаний ЖРД
РД-171 (1984 г.), 11Д58М
(1988 г.), 14Д411 (1999-
2001 гг.), РД-191 (2009-2010 гг.), составляют основу
разработанных конструкторско-технологических ре-
шений и принципов защиты трактов кислорода от воз-
горания. Результаты работ использованы при доводке и
совершенствовании ЖРД РД-171М, РД-0120, РД-191.
Экспериментально-расчетные исследования Центра
Келдыша и отрасли в 1982-2010 гг. в целом обеспечили
решение проблемы стойкости к возгоранию КМ агре-
гатов окислителя кислородных ЖРД и, тем самым, ра-
ботоспособность и надежность двигателей с дожига-
нием окислительного генераторного газа.
Сложная, ответственная экспериментальная работа,
обеспечившая решение проблемы стойкости газового
тракта турбины и насоса окислителя к возгоранию, про-
водилась при непосредственном участии руководства
института. На разных этапах исследований основными
разработчиками были Г.К.Коровин, И.ГЛозино-Лозин-
ская, Г.К.Ручкин, Н.В.Осколков, Л.Ф.Фролов, Н.Н.Ши-
роков, О.С.Воробьев, В.Б.Федотов, Л.И.Волкова.
Получили развитие и расчетно-теоретические работы
по возгоранию КМ. Л.И.Волкова в 2011 г. рассмотрела
одномерную модель процесса зажигания и горения ме-
таллов в потоке кислорода при воздействии интенсив-
ного источника тепла, включающую нагрев, плавление,
испарение металла и позволяющую конкретизировать
структуру составляющих самоподдерживающегося про-
407
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
800
750
700
650
600
550
500
" 450
400
350
300
250
200
150
100
Ф - без зажигания d, < 0,65 мм
ф — зажигание d, < 0,65 мм
 - без зажигания d, < 0,4 мм
 - зажигание d, < 0,4мм
▲ — без зажигания d, < 0,2 мм
А - зажигание d, < 0,2мм
... . ......1^.-,-..^- .-- J
граница зажигания
-	d4< 0.2 мм
граница зажигания ,.
d4 < 0,4 мм
• - ЭП202 + Ml	L - символ зажигания
4 - 12Х18Н10Т + Ml	образца
 — сталь + ДН5КФ9
0	0,05 0,1 0,15 0,2 0,25 0,3 0,35
300
250
200
i 150
аГ
100
50
О
О 0,05 0,1 0,15 ОД 0Д5 0,3 0,35
Т, С
шч, г
Температурные границы зажигания ЭП202 в зависимости
от массы порции частиц из АМгб и размера - бч
цесса горения и приоритетность их влияния на массовые
характеристики разрушения материала.
В настоящее время расчетно-экспериментальные
исследования по стойкости окислительных трактов ТНА
ЖРД проводятся в отделении ЖРД РЛ.Шигиным,
Д.М.Позвонковым, расчетное определение изменения
теплового состояния элементов конструкции при воз-
действии локального источника тепла проводится
Д.В.Исаковым.
Спектрофотометрическая диагностика ЖРД
В конце 1990-х гг. в ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша»
получили развитие новые подходы к диагностике ЖРД.
Примером такого подхода явилась разработка нового
высокоэффективного спектрофотометрического ме-
тода диагностики ЖРД (ведущие специалисты -
Ю.М.Головин и Ф.С.Завелевич). Этот метод сыграл су-
щественную роль при анализе причин аварий (возго-
рание) второй ступени PH «Протон» 5 июля 1999 г. и
27 октября 1999 г.
Метод основан на измерении спектра излучения
факела двигателя в УФ-области спектра, выделении в
спектре линий химических элементов, уносимых с эле-
ментов конструкции двигателя или присутствующих в
качестве загрязнений в топливе, внутридвигательных
полостях и стендовых системах, и оценке степени уноса
Изменение контактного давления от длительности
контакта: границы зажигания никелевых сплавов
ЭП202, ЭК61, стали 12Х18Н10Т при трении о мед-
ные сплавы М1.ДН5КФ9 по ширине контактной
поверхности - 8(8/Дт - параметр, характеризующий
влияние теплофизических свойств пары
контактирующих материалов)
и загрязнения. Так как метод позволяет работать в ре-
альном масштабе времени, он может быть эффективно
использован не только в системах диагностики, но и в
системах аварийной защиты для предотвращения воз-
горания ЖРД или развития интенсивных эрозионных
процессов.
Другие важные достоинства метода - высокое бы-
стродействие, т.к. современные оптико-электронные
системы обладают крайне низкой инерционностью, и
бесконтактность - огромный объем информации о
«здоровье» двигателя, содержащийся в спектре из-
лучения факела, который измеряется аппаратурой, рас-
положенной вне двигателя.
В ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша» при участии Москов-
ского государственного технического университета имени
Н.Э.Баумана была создана быстродействующая оптико-
электронная аппаратура для измерения спектров излуче-
ния факела ЖРД в реальном масштабе времени.
В начале 2000 г. аппаратура была задействована при
испытаниях ЖРД 8Д411К/8Д412К и 8Д49 (двигатели раз-
работки КБХА для второй и третьей ступеней PH «Про-
408
Глава 7
X, нм
Типичный спектр излучения факела ЖРД
для штатного режима работы
тон»). Эти испытания были интересны тем, что
для исследования влияния посторонних частиц
(загрязнений) на работоспособность двигателя в
ряде испытаний в топливные магистрали в опре-
деленные моменты времени впрыскивались по-
рошки алюминиевого сплава и стали.
Для штатного режима работы двигателя в
течение всего времени испытаний (t=320 с) спектр
не претерпевает существенных изменений. На
фоне непрерывного излучения четко выделяются
две сильные линии железа 385,99 и 388,63 нм. Ин-
тенсивность излучения в линиях не меняется во
времени, что свидетельствует о постоянном рас-
ходе железа. Наиболее вероятной причиной по-
явления железа в факеле является присутствие
железа в топливе, что подтверждают результаты
химического анализа, который проводится перед
каждым испытанием. Измеренное перед данным
испытанием содержание Fe в горючем составило
-1О7, что соответствует расходу -20 мг/с.
В ходе экспериментальных исследований
изучалось изменение спектра излучения фа-
Спектр излучения факела ЖРД при наличии загрязнений. На фото - эрозия
в области критического сечения камеры сгорания
374.40 376.63 378.86 381.09 383.32 385.55 387.78 390.01	392.24 394.47 396.70 398.94 401.17	403.4 405.63
X, нм
Спектр излучения факела ЖРД при наличии прогара. На фото - прогар лопаток соплового аппарата ТНА
409
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
кела ЖРД при вводе порошка сплава АМгб в магистрали
горючего и окислителя и стали 18XH10T в магистраль го-
рючего, в результате чего были получены данные для
идентификации этих возможных примесей в ЖРД.
Важно отметить, что штатная работа двигателя (без
искусственного внесения загрязнений) характеризуется
стабильной «спектральной» картиной - спектры из-
лучения факела практически не меняются во времени.
Это важное обстоятельство может быть использовано
для оперативной оценки результатов испытаний. Ис-
ключение составляют первые ~3 секунды работы, когда
могут выгорать загрязнения из внутридвигательных по-
лостей и стендовых систем. В это время на некоторых
испытаниях наблюдалось повышенное содержание Fe
и присутствие Са и Мп.
Другая картина наблюдалась при наличии в дви-
гателе загрязнений (металлических частиц). Хотя су-
щественного влияния ввода частиц на унос стали не-
посредственно в момент ввода частиц (появление в
спектре линий вносимых металлов) не обнаружено,
внесение загрязнений в двигатель стимулировало
усиление эрозионных процессов. Усиление эрозии
наблюдалось по увеличению и перераспределению
измеренных интенсивностей спектральных деталей в
области 385-389 нм. В результате дефектации двига-
теля следы эрозии были зарегистрированы в виде
«пролизов» в районе критического сечения камеры
сгорания. Эти явления не наблюдались, когда загряз-
нения не вносились.
Спектрофотометрический метод позволяет реги-
стрировать любые виды возгораний элементов кон-
струкции ЖРД. В одном из испытаний двигателя 8Д49
в первые ~20 секунд наблюдалось мощное излучение
в линиях Fe и Мп. Такой характер поведения спектров
излучения факела можно объяснить уносом стали с
расходом более 2 г/с при подгаре какого-то (каких-то)
из элементов двигателя в первые секунды испытаний.
Выполненная после испытаний дефектация двигателя
показала, что действительно имеет место значительный
прогар части лопаток соплового аппарата турбонасос-
ного агрегата. Важно отметить, что традиционными ме-
тодами при контроле расходов, давлений, температур
и вибраций это событие обнаружено не было.
Наличие включений Fe и Ni с известной концентрацией
в горючем и ввод в топливо в процессе испытаний двига-
телей второй и третьей ступени РН «Протон» нормирован-
ных навесок порошков из стали и алюминиевого сплава
АМгб позволили оценить минимальные регистрируемые
относительные концентрации Cmjn и массовые расходы
Gmin (г/с) различных металлов в факеле этого двигателя.
Они составили для Al - 5-1O7 и 0,1; для Fe ~5 10-8 и 0,01;
для Ni -1- 10е и 0,002; для Мп - 810-9 и 0,0006 соответ-
ственно.
Серия экспериментов, проведенных с использова-
нием быстродействующей спектральной аппаратуры на
двигателях второй и третьей ступеней РН «Протон», по-
казала, что спектры излучения факела ЖРД содержат
важную информацию о работе двигателя, прежде всего
по уносу различных материалов. Эта информация была
использована при отработке новых и модернизируемых
двигателей.
Количественные измерения содержания различных
химических элементов в факеле ЖРД позволяют не
только определять количество уносимого элемента, но
и по соотношению различных элементов - материал, а
по материалу - деталь (узел) двигателя, подвергаю-
щуюся разрушению.
Высокая чувствительность метода (-0,01-0,001 г/с)
по основным металлам, входящим в конструкционные
материалы ЖРД, позволяет контролировать процессы
уноса (эрозия, сублимация, локальное горение и др.)
достаточно низкой интенсивности, при которых проч-
ность элементов конструкции остается приемлемой.
Суммируемый унос материалов или резкое увеличение
уноса являются надежными ранними «предвестни-
ками» (критериями) аварийной ситуации, связанной с
разрушением элементов конструкции или возгоранием.
Это позволяет не бороться с последствиями аварии, а
предвосхитить и предотвратить ее.
Следует заметить, что спектральный метод диагно-
стики позволяет зарегистрировать такие отклонения в
работе двигателя, которые обычными методами (по из-
мерению температур, давлений, расходов) не обнару-
живаются. Метод спектрофотометрической диагно-
стики внедрен в ОАО «КБ «Химавтоматики» и успешно
используется при огневых испытаниях двигателей.
Работы в области прочности ракетных двигателей
В1966 г. в лаборатории ЖРД по рекомендации кол-
легии МОМ был организован сектор прочности. До
этого в случае возникновения сложных вопросов проч-
ности агрегатов и элементов ракетных двигателей от-
раслевым КБ помогали специалисты ЦИАМ. Руководи-
телем сектора, по рекомендации начальника отделения
прочности ЦИАМ ИАБиргера (соавтор и редактор пер-
вых «Норм прочности ЖРД»), назначили Р.М.Когана.
В задачи сектора входили организация научно-техни-
ческого сопровождения проектов, участие в работе ава-
рийных комиссий по анализу возможных причин нештат-
ной работы двигателей на испытаниях и в полете,
разработка методик расчета на прочность элементов дви-
гателей. К1970 г. выявились основные направления те-
матических работ, в результатах которых и рекоменда-
циях по повышению уровня совершенства создаваемых
изделий нуждались конструкторы-двигателисты. К этим
направлениям были отнесены вопросы общей прочности,
ресурса элементов термонапряженных агрегатов и узлов,
динамики роторов ТНА и бустерных агрегатов.
В течение 1970-х гг. в КБ был передан целый ряд
методик: определения критических частот вращения
ротора с учетом линейной податливости опор (А.П.Ха-
таев), расчета пластического деформирования камеры
сгорания при нагружении температурой и давлением
410
Глава 7
Вынос Условная линия начала кромки
кромки лопаток второго яруса на ступице
Один из вариантов рабочего колеса насоса горючего
ТНА РД 0120 (9+9)
(ВАФедотчев), расчета плавающих уплотнений, рас-
чета упруго-демпферных опор (Г.Н.Устинов). Была
утверждена новая редакция «Норм прочности ЖРД»
(Р.М.Коган в числе авторов).
В период до 1980 г. обозначилась необходимость
применения численных методов и составления соответ-
ствующего программного обеспечения к анализу задач
прочности и деформативности конструкций сложной
формы в сочетании со сложным многопараметриче-
ским нагружением. Впервые в инженерную практику
ракетного двигателестроения стал активно внедряться
метод конечных элементов (Р.М.Коган, ВАФедотчев,
Г.Н.Устинов).
Большой цикл работ был проведен в обеспечение ре-
шения задач прочности ДУ многоразовой системы «Энер-
гия - Буран» (Р.М.Коган, ААКозлова, Г.Н.Устинов). Для
двигателей РД-170 и РД-0120 наиболее проблематич-
ными агрегатами в доводке, вызвавшими немало аварий-
ных исходов испытаний, оказались ТНА. Если основные
проблемы по РД-170 были связаны с возгоранием в трак-
тах насосов, то по РД-0120 основное число аварийных
испытаний случалось из-за недостаточной прочности ра-
бочих колес насоса горючего, что существенно сдвигало
план отработки этого двигателя вправо.
В результате взаимодействия специалистов КБ, НИИ
отрасли, институтов АН СССР, Центра Келдыша была
решена комплексная задача обеспечения работоспо-
собности и требуемых функциональных параметров
рабочего колеса водородного насоса ТНА двигателя
РД- 0120. В этой работе принимали участие материа-
ловеды, «криогенщики», технологи, «процессники»,
испытатели-экспериментаторы, механики-прочнисты.
В ходе этих работ Центру Келдыша было поручено
решение проблем прочности РКВН. Для анализа пред-
лагаемых мероприятий по улучшению прочностных
свойств РКВН в Центре Келдыша были разработаны
Расчетная схема по сохраняемости заряда
от растрескивания
программы расчета напряженно-деформированного
состояния, а также частот и форм собственных коле-
баний рабочего колеса (Г.Н.Устинов). Среди мероприя-
тий, предлагавшихся для кардинального повышения
прочности РКВН, было рекомендовано применение
многоярусной лопаточной решетки (до трех ярусов) и
удлинение входных кромок длинных лопаток в районе
сочленения их со ступицей (далее вынос входной
кромки) (Г.Н.Устинов, М.М.Кочетков).
Разгонные испытания созданной оптимизирован-
ной конструкции колеса с трехъярусной лопаточной ре-
шеткой (6 длинных + 6 укороченных +12 коротких), из-
готовленного из титана по гранульной технологии с
выносом входной кромки, позволили достигнуть ре-
кордных окружных скоростей на выходе из колеса при
разрушении (-650 м/с).
Для решения ключевой проблемы динамики сборки
ротора - понижения уровня вибраций - была предло-
жена и внедрена новая технология балансировки (ди-
намическая), опиравшаяся на возможности разгонно-
балансировочного станка фирмы «Шенк» (ААГруздев).
При доводке РД-0120 и РД-170 в части улучшения дина-
мических параметров роторов был собран и проанализи-
рован уникальный материал, который нашел отражение
в новой редакции отраслевого стандарта по расчету кри-
тических частот вращения роторов (ОСТ-92-33-87), дей-
ствующего до настоящего времени (ААКозлова,
Р.М.Коган). В «Нормах прочности ДУ многоразового ис-
пользования» нашли место постановочные начальные на-
работки по проблемам оценки и прогнозирования ре-
сурса (Р.М.Коган в числе соавторов). Впервые в отрасли
была решена связанная задача гидромеханики и теории
упругости по программе численного расчета работоспо-
собных конструкций шнеков оптимальной геометрии для
бустерных агрегатов РД-170 (ВАФедотчев, А.Н.Кудея-
ров). Работы по приложениям МКЭ к расчету элементов
411
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
МПа
3	70 136 203 270 336 403 470 536 603
т,к
791 835 879 923 967 1011 1055 1099 1143 1188
а)	б)
Поля температур (а) и напряжений (б) в лопатке турбины
конструкции ЖРД с учетом специфики их работы и спо-
собов нагружения продолжались: расширялась библио-
тека конечных элементов и число методов, применяю-
щихся для эффективного разрешения систем линейных
алгебраических уравнений высокого порядка (Р.М.Коган,
Г.Н.Устинов), улучшались сервисные возможности про-
грамм (ВАФедотчев).
Во второй половине 1980-х гг. возникла острая не-
обходимость научно-технического сопровождения проч-
ностной отработки РДТТ, и в конце 1987 г. по этому на-
правлению был создан сектор, который возглавил
В.И.Бубнов. В задачу сектора входили задачи аналогич-
ные задачам сектора прочности ЖРД, который к тому
времени самоликвидировался. В новом секторе суще-
ственное внимание уделялось МКЭ. Как специфическая
и важная для РДТТ была решена задача сохраняемости
заряда (В.И.Бубнов, К.А.Чумакин). Развитая авторами
модель повреждаемости заряда в зависимости от изме-
нения с течением времени физико-механических
свойств материалов в сочетании со сложным процессом
деформирования прогнозировала функциональную при-
годность заряда. Критерием для прогноза служил пре-
дельно допустимый уровень пластических деформаций
по галтели в зоне с наиболее развитыми пластическими
деформациями в области А. Предельный уровень пла-
стических деформаций служит индикатором возникно-
вения в контактирующих с элементами конструкции
РДТТ поверхностях заряда напряжений, способных при-
вести к образованию в нем трещин.
В части приложения МКЭ к проблемам прочности
элементов ДУ различного назначения В.И.Бубнов заре-
комендовал себя как лидер отраслевого уровня. Соз-
данные им методики и программное обеспечение для
расчетов термонапряженного состояния «горячих»
узлов ДУ при многопараметрическом нагружении и ди-
намического поведения составных роторов ТНА с уче-
том нелинейности упругого сопротивления подшипни-
ков и жесткости корпуса стоят в ряду лучших
отраслевых по эффективности и продуктивности ре-
шения конкретных задач.
В 1990-е и в начале 2000-х гг. всесторонне анализи-
ровались проблемы многоразовости ЖРД. Повышение и
оценки их ресурса и возможности его повышения опи-
раются на положения и соотношения усталостной проч-
ности, включающей малоцикловую и многоцикловую
усталость. В.И.Бубнов создал методику численного рас-
чета малоцикловой прочности и оценил показатели нара-
щивания и развития пластичности в процессе упругопла-
стического деформирования рабочего колеса турбины
РД-191 в наиболее опасных областях конструкции. Эта ин-
формация необходима и важна для заключения о воз-
можности использования испытанного двигателя по-
вторно и допуска его в компоновку ракеты-носителя.
Г.Н.Устинов предложил методику оценки много-
цикловой усталости и ресурса радиально-осевого ра-
бочего колеса турбины на основе экспериментальных
данных по КТИ двигателей 8Д411К, 8Д412К, исполь-
зованных для работ по их модернизации. При наличии
достаточных экспериментальных данных методику
можно применять для элементов конструкции ДУ по-
добного типа.
В последние годы В.И.Бубнов интенсивно работал
над обеспечением прочности турбокомпрессора-ге-
нератора-преобразователя тепловой энергии в элек-
412
Глава 7
тричество перспективных космических систем мега-
ваттного класса. В.И.Бубнову, совместно с коллегами
Г.Н.Устиновым и А.И.Соколовым, удалось теоретиче-
ски показать возможность создания неохлаждаемого
рабочего колеса радиально-осевой турбины диамет-
ром <120 мм из молибденового сплава ВМ-2 за счет
разнесения в лопатках областей с максимальным
значением температур и напряжений, работоспособ-
ного при температуре газа на входе -1500 К, частоте
вращения вала 60 тыс. об./мин в течение 100 тыс. ч.
Исследования в области динамики ЖРД
С проблемой нестационарных процессов в ЖРД
столкнулись еще в начале их создания - при отработке
первых советских двигателей с баллонной подачей
(В.В.Пшеничнов). При переходе к двигателям с насосной
системой подачи круг задач в этой области существенно
расширился, особенно для двигателей, выполненных по
схеме с дожиганием генераторного газа. Это проблемы
запуска и останова двигателей, вопросы устойчивости и
точности работы системы регулирования ЖРД, аварий-
ной защиты и т.д. Необходимо учесть, что динамические
характеристики двигателя используются в качестве ис-
ходных данных при расчете продольной устойчивости ра-
кеты и при анализе ее системы управления. С потерей
устойчивости системы регулирования ЖРД столкнулись
при создании двигателя для первой ступени ракеты-но-
сителя «Протон» в КБЭМ, когда при стендовых испыта-
ниях на двигателе иногда возникали достаточно интен-
сивные колебания с частотой 30 Гц. Расчетный анализ
устойчивости системы регулирования двигателей в
Центре Келдыша, а также анализ результатов проливок
регуляторов в КБЭМ показали, что возможной причиной
потери устойчивости может быть нестабильность ста-
тизма регулятора двигателя. Было рекомендовано уже-
сточить контроль за изготовлением дросселирующего
элемента регулятора. Это позволило обеспечить устой-
чивость системы регулирования двигателя: колебания на
двигателе исчезли.
Расчеты проводились по методике Центра Келдыша,
эффективность которой была подтверждена как успеш-
ными результатами стабилизации системы регулирова-
ния двигателя КБЭМ, так и специальными частотными ис-
пытаниями двигателей. Первые частотные испытания
были проведены в 1960 г. на серийном двигателе 11 ДЗЗ
конструкции ОКБ-1 (РКК «Энергия»), в котором возму-
щения создавались дроссельным устройством, установ-
ленным вместо регулятора. Во второй раз эксперимен-
тально динамические характеристики были получены
(совместно с ЦИАМ) для двигателя 15Д2 конструкции
КБХА. Возмущение вносилось по приводу регулятора
двигателя. Результаты испытаний вновь подтвердили до-
стоверность разработанной в НИИТП (ГНЦ ФГУП «Центр
Келдыша») математической модели.
Достаточно сложным оказалось экспериментально
определить частотные характеристики двигателя РД170
по каналу продольной устойчивости ракеты, когда воз-
мущения создаются на входе в насос окислителя. Соз-
дание пульсатора, рассчитанного на большой расход
жидкого кислорода (2000 кг/с), оказалось сложной ин-
женерной задачей, с которой успешно справились кон-
структоры и испытатели НПО «Энергомаш» совместно
с сотрудниками Центра Келдыша. Был создан поршне-
вой пульсатор, эффективность которого была подтвер-
ждена проведенными частотными испытаниями. Эти
испытания были необходимы для обоснования про-
дольной устойчивости РН «Энергия». Кроме того, в
Центре Келдыша были разработаны нелинейные мате-
матические модели двигателей ракеты «Энергия» и
проведено математическое моделирование ряда ава-
рийных ситуаций для проверки эффективности алго-
ритмов системы аварийной защиты и ее настройки. Ис-
полнители работ - М.С.Натанзон, Б.Ф.Гликман,
А.А.Малинковский, Л.П.Изотова, Е.Л.Левченко, Н.И.Яр-
лыкова, Н.И.Липанова, В.А.Гурьев, Е.Д.Барбашов.
Решение проблемы продольной устойчивости ракет
с ЖРД
Впервые с явлением потери продольной устойчиво-
сти ракеты столкнулись на первых этапах летных испы-
таний трехступенчатой ракеты-носителя 8К72, создан-
ной на основе МБР Р-7. PH 8К72 использовалась для
запусков первых КА при исследовании Луны. Потеря
устойчивости имела место примерно на 100-й секунде
полета на частоте 10 Гц. В отдельных случаях это при-
водило к разрушению изделия.
Дальнейшее развитие ракетостроения показало, что
склонность к потере устойчивости является характер-
ной особенностью крупных ракет. Потеря продольной
устойчивости наблюдалась также на большинстве
ракет, создававшихся за рубежом, и получила там на-
звание - явление POGO.
Подход к решению данной проблемы впервые был
найден в 1959 г. в Центре Келдыша М.С.Натанзоном. Он
разработал основы теории этого явления. Корпус ракеты,
топливные магистрали и жидкостный ракетный двигатель
составляют замкнутый колебательный контур. Случайные
возмущения тяги двигателя вызывают продольные коле-
бания корпуса ракеты, которые, в свою очередь, вызы-
вают ускорения массы жидкости в топливных баках и тру-
бопроводах ракеты, что приводит к колебаниям давления
на входе в насосы горючего и окислителя и, как след-
ствие, к колебаниям тяги двигателя. При совпадении ча-
стоты колебаний тяги двигателя с собственной частотой
колебаний корпуса механические колебания будут уси-
лены резонансом корпуса ракеты.
Из сказанного следует, что потеря устойчивости
может быть ликвидирована устранением совпадения
собственной частоты колебаний жидкости в трубопро-
воде с частотой колебаний корпуса ракеты путем уста-
новки на входе в насос искусственного упругого эле-
мента, снижающего собственную частоту колебаний
жидкости в трубопроводе до безопасных значений.
В частности, расчеты, проведенные по имевшимся в то
413
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
время исходным данным, показали, что устойчивость
ракеты 8К72 может быть достигнута, если на входе в
насос окислителя будет установлен упругий элемент,
имеющий ту же податливость, что и 10 литров воздуха.
В ОКБ-1 (РКК «Энергия») в соответствии с этими ис-
ходными данными был сконструирован сильфонный
газовый демпфер, который до сих пор устанавливается
на магистраль окислителя PH «Союз».
В последующие годы в Центре Келдыша был разра-
ботан целый ряд расчетных и экспериментальных мето-
дик, позволяющих обеспечить продольную устойчивость
ракеты на стадии проектирования и стендовой отработки
двигателя. С использованием этих методик в Центре
Келдыша были проведены расчеты продольной устой-
чивости практически всех крупных ракет России. В част-
ности, при разработке комплекса «Энергия - Буран» ре-
шением правительства Центр Келдыша (тогда НИИТП)
был определен в качестве организации, ответственной
за обеспечение продольной устойчивости. В Центре
Келдыша были проведены все расчеты, сотрудники ин-
ститута принимали участие в отработке демпфера на
стендах НПО «Энергомаш». Результаты летных испы-
таний полностью подтвердили правильность принятых
на основании расчетов технических решений.
В 1980-х гг. возникла проблема обеспечения про-
дольной устойчивости ракеты, стоящей на боевом де-
журстве, что исключало использование газовых демп-
феров. М.С.Натанзон предложил и совместно с КБ
«Салют» в сжатые сроки разработал метод устранения
продольной неустойчивости этой ракеты при помощи
динамических гасителей колебаний.
Разработанные в Центре Келдыша методы расчета
оптимальных параметров ДГК позволили совместно с
КБ «Салют» разработать конструкции, методы назем-
ной отработки и контроля динамических характеристик
ДГК, экспериментально проверить методы расчета ДГК.
В настоящее время при проектировании крупных
ракет обязательно проводятся расчеты продольной
устойчивости по методике, впервые в мире разработан-
ной в Центре Келдыша. Так, в последние годы был про-
веден анализ продольной устойчивости ракет-носите-
лей «Союз» разных модификаций (а также других
разрабатываемых ракет) и даны рекомендации по уста-
новке демпфера.
Во всех наблюдавшихся случаях потери продольной
устойчивости ракет отмечалась существенная роль ка-
витационных явлений в насосах. При неблагоприятных
сочетаниях режимных и конструктивных параметров
насосов в системе «питающий трубопровод - насос»
могут возникнуть особые автоколебания, которые на-
звали кавитационными. В частности, эти колебания
приводили к поломке двигателя третьей ступени ра-
кеты-носителя «Протон».
Теорию, объясняющую природу кавитационных ко-
лебаний, разработал М.С.Натанзон. Были проведены
специальные эксперименты, позволившие установить
основные свойства кавитационных автоколебаний. В
работе принимали участие З.СЛапина и Е.Л.Левченко.
Были разработаны предложения по ликвидации кави-
тационных автоколебаний на двигателе третьей ступени
ракеты-носителя «Протон».
В комплексе работ Центра Келдыша по продольной
устойчивости под руководством М.С.Натанзона уча-
ствовали Е.Д.Барбашов, Л.П.Изотова, З.С.Лапина,
Е.Л.Левченко, О.М.Меньшикова и др.
Многофункциональное компьютерное моделиро-
вание ЖРД
Жидкостный ракетный двигатель является сложной
технической системой, состоящей из большого коли-
чества взаимно увязанных, конструктивно сложных
агрегатов, работающих в потоке продуктов сгорания
при температуре до 3900 К, давлении до 60 МПа. На-
ряду с принятой методикой экспериментальной отра-
ботки агрегатов и двигателя в целом на сегодняшний
день целесообразным является численный экспери-
мент с использованием математических моделей ре-
альных физических процессов. Для таких «виртуаль-
ных» испытаний необходимо разрабатывать
адекватные математические модели процессов в ЖРД.
Существенный вклад в создание комплекса матема-
тического моделирования рабочих процессов в ЖРД
внесли ученые и инженеры Центра Келдыша В.А.Фе-
дотчев, С.В.Мосолов, В.И.Тарарышкин, ИАТерентьева.
Возглавлял эти работы Е.В.Лебединский.
В тесном сотрудничестве со специалистами веду-
щих предприятий России были выполнены фундамен-
тальные исследования, разработаны математические
модели, алгоритмы расчета и компьютерные модели,
адаптированы реальные теплофизические свойства
компонентов топлива и продуктов сгорания. Эти мо-
дели и алгоритмы были реализованы в созданном в
Центре Келдыша в середине 1990-х и усовершенство-
ванном в начале 2000-х гг. программном комплексе
многофункционального компьютерного моделирова-
ния ЖРД «Анасин» (АНАлиз + СИНтез), который позво-
ляет проводить многопараметрический анализ различ-
ных схем ЖРД и оптимизацию вариантов его
конструкции на этапах предэскизного проектирования,
составления аванпроекта и экспертных оценок при мо-
дернизации ЖРД. Программный комплекс активно ис-
пользуется в Центре Келдыша при анализе новых пер-
спективных схем ЖРД, при научном сопровождении
эксплуатируемых ЖРД, в т.ч. для анализа аварийных
испытаний ЖРД. Программный комплекс «Анасин» из-
вестен специалистам в области ЖРД как в России, так
и в ряде зарубежных стран (Франция, Южная Корея,
Индия), претерпел к настоящему времени три обновле-
ния и продолжает расширяться и совершенствоваться.
Комплекс «Анасин» ориентирован на решение кон-
структорских задач, связанных с проектированием раз-
личных схем ЖРД (их термодинамических циклов). Это
подразумевает возможность генерации проектируемых
414
Глава 7
Блочная схема
Реализация про-
граммного комплекса
«Анасин» оказалась ус-
пешной благодаря ис-
пользованию при ее
разработке и построе-
нии двух основопола-
гающих принципов:
-	блочно-иерархиче-
ского подхода к про-
ектированию сложных
технических систем;
-	структурного про-
граммирования.
Логика блочно-
иерархического под-
хода к проектированию
Уровни проектирования ЖРД
ЖРД, автоматическое формирование матмодели, воз-
можность настройки программной системы. Для упроще-
ния и сведения к минимуму рутинной работы предусмот-
рен автоматический запрос необходимых исходных
данных, а в некоторых случаях - автоматическое форми-
рование исходных данных на базе имеющегося опыта.
подразумевает расчленение проектируе-
мой системы на иерархические уровни.
В программном комплексе «Анасин»
реализованы два уровня проектирова-
ния: один - отвечающий этапу разра-
ботки концепции двигателя (уровень 2) и
второй - уровень предэскизного про-
ектирования основных агрегатов (уро-
вень 3). Для второго уровня проектиро-
вания такими задачами являются:
-	формирование (синтез) схемы дви-
гателя;
-	выбор основных режимных пара-
метров на основе энергетического ба-
ланса схемы.
На третьем уровне проектирования
необходимо решить две задачи - про-
ектирование агрегатов, а также выбор
диапазонов регулирования двигателя и
основных характеристик органов управ-
ления двигателем.
Структурно «Анасин» разбит на пять
программных блоков:
-	блок 1 - синтез схемы (топология);
задание схемы двигателя путем форми-
рования ее из библиотеки типовых эле-
ментов либо путем коррекции суще-
ствующей схемы;
-	блок 2 - данные; блок задания ис-
ходных данных с учетом технических тре-
бований на двигатель;
-	блок 3 - энергетика; расчет энерге-
тической увязки параметров созданной в
блоке 1 схемы двигателя;
-	блок 4 - проектирование; выбор основных кон-
структивных параметров агрегатов двигателя;
-	блок 5 - статика; расчет возможных диапазонов
регулирования двигателя по тяге и соотношению ком-
понентов в камере сгорания или определение парамет-
415
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
ров настроечных элементов двигателя при заданной
тяге и соотношении компонентов в камере сгорания
(задача настройки).
На каждом уровне используется свое математиче-
ское описание двигательной установки различной
степени сложности. Сложность математической мо-
дели зависит от степени конструктивной детализации
описания объекта моделирования.
Технические требования на двигатель формируются
на этапе подготовки проекта на основании предыдущего
опыта и назревших современных требований (например,
требования многоразовости или пониженной стоимости).
В их подготовке участвуют как ракетчики, так и двигате-
листы, а в настоящее время - экономисты и экологи.
На данном этапе требования можно рассматривать как
предварительные, т.к. в процессе проектирования, кон-
курса проектов или формирования новых приоритетов
эти требования могут подвергнуться корректированию.
Проектирование двигателя начинается с анализа
технического задания на двигатель, которое является
требованием верхнего уровня. Существуют тестиро-
ванные требования на реальное изделие, в котором
отражены все аспекты от требований по транспорти-
ровке и хранению до требований по надежности и за-
щищенности. На первом этапе достаточно основных
энергетических требований.
Двигатель как объект моделирования на каждом
уровне можно разбить на отдельные блоки (элементы).
Р = 2.80 атм
Т = 263.0 К
Р - 5 00 а гм
Т = 92.2К
G= 169.312 кг/с
G = 460.528 кг/с
Кислород
АР = 170.48 тм
W = 291 лс
4 = 0.213
л = 64 910
W 76055 лс
П = 0.751
я= 1.916
Р = 605 61 атм
Т = 297.9 К
G = 14.430 кг/с
Р = 844.03 ai м
Т = 356.6 К
G= 10.022 кг/с
Керосин
\У=1419лс
4 = 0.600
Н = -15.19агм
(0 = 23213 об/м
ДР = 159.20 атм
Р = 606.56 атм
Т = 297.9 К
G = 11.840 кг/с
Р = 284 53 атм
Т= 800.0 К
G 481.94 кг/с
Р - 6б8.14агм
Т = 356.6 К
G= 10.022 кг/с
W = 25983 лс
4 = 0.706
Н =-597.23 атм
Р = 545.07 атм
Т= 896.3 К
G = 481.94 кг/с
W = 47944 лс
4 = 0.710
Н =-590.18 атм
Р = 606.56 атм
Т = 297.9 К
G-183.742 кг/с
W = 2127 лс
4 = 0.300
II 269.26 агм
Р = 2.52 атм
Т = 263.0 К
G = 169.312 кг/с
W = 291 лс
4 = 0.650
Н =-7.19 атм
W= 1419
4 = 0.401
я = 6.615
ДР = 21.64 атм
Р = 550.08 агм
Т= 896.3 К
G = 481.94 кг/с
Кт = 45.951
Р= 185.13 агм
Т= 585.2 К
G= 11.39 кг/с
Р = 284.53 агм
Т= 800.0 К
G= 11.39 кг/с
^Rv= 212.600 тсЛ
Rg= 196.608 тс
Iv = 337.5 сек
Ig = 312.2 сек
К = 2.720-
D= 1.404 м
Ра = 0.7944 атм
= 1041.4 кг/м*
ДР = 64.20 агм
ДТ = 42.7К
G= 159.29 кг/с
Q = 3.30 Мкал/с
ДР
ДТ
G-
Q =
Р = 348.71 агм
Т= 399.6 К
- 89.60 атм
= 59.2 К
90.87 кг/с
: 2.08 Мкал/с
Р = 262.77 агм
R = 212.600 тс
1 = 337.5 сск
Кт = 2.720
Fa = 36.40
q = 51.73 Гкал/(ч • м2)
р = 0.959
= 89.60 агм
= 1000К
= 60.58 кг/с
Р-416.41 атм
Т = 299.6 К
G 159.290 кг/с
G = 60.583 кг/с
Q = 2 54 Мкал/с
Расчетная схема двигателя РД-191
416
Глава 7
Каждый блок верхнего уровня на нижнем уровне раз-
бивается на дополнительные подблоки. Блочный под-
ход к моделированию позволяет свести решение за-
дачи большой сложности (размерности) к решению
более простых задач меньшей размерности, реализуе-
мых в блоках (расчетных модулях элементов).
Большинство схем ЖРД можно по-крупному разбить
на ряд элементов поагрегатно: бустерный насос окисли-
теля, насос окислителя, насос горючего, регулятор, дрос-
сель, камера сгорания, тракт охлаждения и т.д.
Совокупность типовых элементов, из которых
строится объект (его математическая модель), образует
библиотеку типовых элементов комплекса. Для удоб-
ства работы с библиотекой формируется каталог типо-
вых элементов, содержащихся в библиотеке.
Центральной проблемой модульного принципа мо-
делирования сложной технической системы является
информационное взаимодействие отдельных модулей
при их работе в составе «большой» системы - двига-
теля. «Дирижером» подобного информационного взаи-
модействия модулей является схема двигателя и, в
частности, ее топологические характеристики. Тополо-
гические характеристики - это перечень элементов
схемы с указанием связи между элементами.
Если каждому элементу из библиотеки поставить в со-
ответствие его графический образ, то, синтезируя схему,
можно получить на экране компьютера ее графический
образ. В качестве примера приведен синтезированный и
рассчитанный в системе «Анасин» ЖРД разработки НПО
«Энергомаш» РД191. Цифры на схеме показывают но-
мера элементов, цвет линии может уже визуально харак-
теризовать текущее по ней вещество, например, окисли-
тель или горючее можно обозначать различными цветами,
газовые и механические линии - тоже.
Опыт эксплуатации программного комплекса «Ана-
син» показал, что моделирование является инструмен-
том в работе над новой схемой ЖРД. Подобный инстру-
ментарий позволяет принимать научно обоснованные
технические решения при проектировании, экономить
финансовые средства на разработку, сокращать сроки
разработки новых проектов, повышать на порядки про-
изводительность труда проектировщика. Благодаря
этому средству у конструктора появилась возможность
широко использовать в своей текущей работе послед-
ние достижения науки и положительный опыт предше-
ствующих поколений и их разработок.
ЖРД малой тяги
В 1950-1960-е гг. при выполнении управляемых по-
летов КА широко использовались газовые двигатели,
в качестве рабочего тела обычно применялся азот. Дви-
гатели на сжатом газе позволяли осуществить дискрет-
ную выработку импульсов тяги в непрерывном и им-
пульсных режимах. Экономичность работы газовых
двигателей была крайне низка, удельный импульс тяги
при использовании азота не превышал 600 м/с. Высо-
кая масса газовых баллонов (1 кг массы баллонов на
1 кг массы запасенного на борту КА азота) при возрас-
тающих потребностях выработки суммарного импульса
тяги вызывала необходимость поиска жидких компо-
нентов топлива, обладающих большей плотностью и
более высокими энергетическими характеристиками.
Уже в начале 1960-х гг. появились первые жидкост-
ные ракетные двигатели малой тяги. В качестве топлива
использовались однокомпонентные, каталитически
разлагаемые, жидкости - перекись водорода и позднее
гидразин, а также двухкомпонентные самовоспламе-
няющиеся композиции - в зарубежной практике азот-
ный тетраоксид и монометилгидразин, в отечественных
двухкомпонентных системах в качестве горючего изна-
чально стали использовать несимметричный диметил-
гидразин, в качестве окислителя - азотную кислоту и
затем азотный тетраоксид.
Первым предприятием в нашей стране, осуществив-
шим разработку серийных двухкомпонентных ЖРДМТ,
было Тураевское машиностроительное конструктор-
ское бюро «Союз» (главный конструктор - В.Г.Степа-
нов), входившее в состав Министерства авиационной
промышленности. За короткий срок предприятием был
создан параметрический ряд двигателей тягой от 0,4 до
200 Н, работающих на топливе AT-НДМГ. Двигатели от-
личались низким удельным импульсом тяги стальных
камер и большой массой конструкции.
Еще в середине 1960-х гг. в НИИ тепловых процес-
сов (в настоящее время Центр Келдыша) были развер-
нуты исследовательские работы по созданию жидкост-
ных ракетных двигателей малой тяги. В 1969 г. по
инициативе директора филиала НИИТП В.И.Чепака в
структурах МОМ были развернуты работы по созданию
ЖРДМТ. Первый ЖРДМТ разработки филиала НИИТП
(главный конструктор - Е.Г.Ларин) тягой 130 Н работал
на топливе AT-НДМГ. Уже в апреле 1971 г. первая в
мире долговременная орбитальная станция «Салют» с
32 двигателями на борту была выведена на орбиту.
ЖРДМТ филиала НИИТП превосходили двигатели
ТМКБ «Союз» по ресурсным возможностям, однако
экономичность работы этих двигателей ограничивалась
удельным импульсом до 2450 м/с.
В КБХМ им. А.М.Исаева (МОМ) коллектив, возглав-
ляемый ВАПримазовым, нашел альтернативу стали,
заменив ее на графит. В результате в КБХМ была соз-
дана номенклатура ЖРДМТ, отвечающих современным
(по тому времени) требованиям, предъявляемым к ав-
томатическим КА.
В 1970-е гг. резко увеличился объем заказов на раз-
работку ЖРДМТ для управления различными КА. К
этим заказам добавились потребности отрасли во вспо-
могательных ЖРДМТ систем управления разгонными
блоками. В конце 1970-х гг. в НИИТП коллективом го-
ловного института под руководством Н.В.Шутова был
выпущен ГОСТ 22396-77, упорядочивающий использо-
вание терминов и определений в области жидкостных
ракетных двигателей малой тяги. Данный стандарт и
417
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
последующие нормативные документы в 1978 г. зако-
нодательно определили параметрический ряд ЖРДМТ
тягой от 0,01 до 1600 Н. Работы, проведенные Н.В.Шу-
товым, Ю.Г.Ивановым, Б.Ф.Смирновым, И.С.Оглобли-
ной и другими, наряду с внедрением типоразмерного
ряда ЖРДМТ стимулировали совершенствование ос-
новных параметров и характеристик разрабатываемых
в отрасли двигателей.
На всех этапах создания ЖРДМТ в отечественных
КБ активное участие в качестве головного института
принимал НИИТП (Центр Келдыша). Коллектив инсти-
тута провел комплекс расчетно-теоретических и экспе-
риментальных исследований, которые позволили ре-
шить основные проблемы, характерные для двигателей
с уровнем тяги от долей до сотен ньютонов. В процессе
этих исследований были сформулированы основные
принципы организации рабочего процесса в ЖРДМТ
при импульсных и непрерывном режимах работы, обес-
печивающие высокоэффективное смесеобразование и
горение топлива в малом объеме камеры сгорания при
ограниченном числе смесительных элементов, надеж-
ное охлаждение стенки камеры сгорания, высокую ди-
намику выхода двигателя на номинальный режим и
спада тяги и т.д.
Весома историческая роль головного института в
освоении технологии изготовления и сборки первых
ЖРДМТ на производстве филиала НИИТП с примене-
нием электронно-лучевой сварки камеры и смеситель-
ной головки из нержавеющей стали с газопламенным
напылением медного покрытия на стенки камеры, что
позволяло уменьшить окружную неравномерность со-
отношения компонентов топлива AT-НДМГ и темпера-
турного поля стенки камеры сгорания, а также крити-
ческого сечения сопла.
В дальнейшем филиалом НИИТП (с 1981 г. НИИ ма-
шиностроения) были решены проблемы неравномер-
ности тепловой нагрузки на камеры ЖРДМТ; после
2000 г. в конструкциях камер сталь была заменена на
ниобиевый сплав Н65В2МЦ с дисилицидмолибденовым
(MoSi2) покрытием, стойким к окислению.
Головной институт оказывал большую помощь в ор-
ганизации и проведении экспериментальных работ в
КБ. Некоторые задачи отработки ЖРДМТ разработки
филиала НИИТП были решены на стендовой базе
Центра Келдыша. В частности, на этапе сдаточных ис-
пытаний определялись динамические характеристики
и удельный импульс тяги при импульсных режимах ра-
боты двигателей. В 1980-1990-х гг. накопленный в
Центре Келдыша опыт работ по ЖРДМТ позволил реа-
лизовать в экспериментальных образцах двигателей на
топливе AT-НДМГ качественно новый уровень энерге-
тических, динамических и габаритно-массовых харак-
теристик. Так, расходный комплекс превысил 1600 м/с,
время выхода двигателя на режим 90 % тяги составило
менее 10 мс, отношение тяги к массе конструкции дви-
гателя превысило 1000. Этим достижениям во многом
способствовала разработка Центром компактных высо-
корасходных струйных смесительных головок, обес-
печивающих высокую полноту сгорания топлива на
различных режимах работы двигателя. Результаты этих
работ наряду с результатами исследований в других ор-
ганизациях способствовали резкому повышению харак-
теристик отечественных ЖРДМТ. В короткое время они
были доведены до уровня лучших мировых образцов.
Наиболее весомый вклад в достижения Центра Кел-
дыша по изучению проблем создания ЖРДМТ внесли
Н.В.Шутов, Ю.Г.Иванов, А.Н.Малышев, Ю.Н.Кочетков,
С.В.Павлов, А.В.Кочанов, В.Д.Грачев. За большой вклад
в создание в НИИ машиностроения надежных ЖРДМТ
сотруднику Центра Келдыша Ю.Г.Иванову присуждена
Государственная премия СССР.
В начале 1980-х гг. предприятиями отрасли были
развернуты работы по созданию однокомпонентных
двигателей на гидразине. В 1977-1982 гг. в ОКБ
«Факел» был создан первый отечественный термока-
талитический двигатель К-10 (тяга 0,1 Н), не имеющий
аналогов как в отечественной, так и в зарубежной прак-
тике. Постоянное совершенствование конструкций ТКД
позволило к настоящему времени создать в КБ серию
уникальных конструкций надежных малоразмерных
двигателей тягового диапазона от 0,1 до 5,9 Н для связ-
ных КА с САС более 15 лет.
Первым ТКД К-10 предъявлялись жесткие требования
по точности поддержания пространственного положения
КА. При требованиях минимизации разброса тяги двига-
теля возникли серьезные проблемы с обеспечением ука-
занных требований из-за нестабильности подачи жидкого
топлива (гидразина) через капиллярный узел. В связи с
этим в Центре Келдыша С.В.Павлов совместно с сотруд-
никами ОКБ «Факел» провел цикл работ по исследова-
нию теплообмена и гидродинамики в капиллярном узле
подачи топлива, который позволил установить физиче-
скую картину процессов, происходящих в КУПТ, разра-
ботать математическую модель теплового состояния и
гидродинамики процессов, определить критические ве-
личины параметров, приводящих к потере двигателем ра-
ботоспособности, и предложить расчетные и конструк-
тивные методы оптимизации КУПТ, обеспечивающих
работоспособность однокомпонентных ЖРДМТ на гид-
разине тягой 0,01-0,5 Н.
С1979 г. к разработке гидразиновых двигателей под-
ключилось КБХМ им. А.М.Исаева. В КБ были разработаны
и введены в эксплуатацию двигатели тягового диапазона
5-50 Н. Двигатель тягой 50 Н с 1986 г. по настоящее время
эксплуатируется на разгонном блоке «Фрегат».
Гидразиновые ЖРДМТ при относительной простоте
конструкции и надежности работы позволяли реализо-
вать удельный импульс тяги до 2200 м/с. Для дальней-
шего повышения уровня экономичности однокомпо-
нентных двигателей требовалось повышение энтальпии
рабочего тела за счет подведения дополнительного
тепла от внешнего источника. Так, резистивный нагрев
418
Глава 7
Современный ряд отечественных ЖРДМТ
продуктов разложения гидразина до 2000 °C позволял
повысить удельный импульс тяги до 3000 м/с, а элек-
тродуговой - до 6000 м/с.
Отечественная практика создания ЭНД ограничивается
разработкой НИИ электромеханики (НИИЭМ, г. Истра)
двигателя ДЭН-15, работающего на аммиаке, который при
мощности нагревателя 100-450 Вт создает тягу 50-200 мН
при удельном импульсе тяги 2650-2850 м/с.
Начиная с 1993 г. в Центре Келдыша и НИИЭМ прово-
дились работы по исследованию процессов в электроду-
говых двигателях. В качестве рабочих тел использовались
гидразин, продукты разложения гидразина, аммиак, азот
и воздух. В процессе выполнения расчетно-теоретических
и экспериментальных исследований было разработано
несколько вариантов конструкций ЭДД, отличающихся
геометрией электродов и электроразрядной камеры,
уровнем мощности, составом рабочего тела.
Созданный специалистами института (А.В.Кочанов,
А.Г.Клименко, Г.Я.Савельев) научно-технический задел
обеспечил работу экспериментального двигателя мощ-
Первый экспериментальный образец двигателя,
работающего на газообразных кислороде и водороде
ностью около 1 кВт в течение 300 ч при работе на смеси
азота и водорода, имитирующей по составу гидразин.
В 2003 г. исследования по разработке отечествен-
ных ЭДД были прекращены ввиду бурного развития к
этому времени технологии стационарных плазменных
двигателей, которые обеспечивали существенно более
высокой уровень экономичности.
Подавляющее большинство отечественных и зарубеж-
ных ЖРДМТ используют токсичные компоненты топлива
типа AT-НДМГ и гидразин. В отечественной практике к
числу экологически безопасных ДУ следует отнести амми-
ачный двигатель ДЭН-15, а также две «исторические» раз-
работки. Первую составляют двигатели, работающие на
однокомпонентной высококонцентрированной перекиси
водорода, используемые в системе исполнительных орга-
нов спуска пилотируемых аппаратов серии «Союз». Эти
Конструктивная схема струйно-центробежной
смесительной головки: 1 - форсунка подачи
кислорода в предкамеру начального воспламенения:
2 - предкамера: 3 - камера сгорания;
4	- тангенциальные каналы водорода:
5	- центральная струйная форсунка кислорода;
6	- свеча воспламенения
419
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
двигатели были разработаны в РКК «Энергия» в 1967 г.
Другим представителем класса экологически безопасных
изделий является двигатель, работающий на газообразном
кислороде - углеводородном горючем, входивший в со-
став объединенной двигательной установки многоразового
транспортного космического корабля «Буран» (разработка
НИИМаш, 1982-1986 гг.).
Дальнейшее развитие концепции замены токсичных
на экологически безопасные компоненты топлива про-
исходило в начале 1990-х гг. в процессе разработки
проектов кислородно-водородных ДУ разгонных бло-
ков, предусматривающих включение в состав таких ДУ
РД малой тяги, работающих на основных, предвари-
тельно газифицированных, кислороде и водороде.
Основная особенность решаемых в данной работе
задач связана с применением газообразных компонентов
топлива и необходимостью их принудительного воспла-
менения. Первый фактор предполагает применение
новых для двигателей малой тяги типов форсуночных
элементов и организации эффективного смешения в
малом объеме камеры сгорания. Второе отличие требует
включения в конструкцию ракетных двигателей малой
тяги элементов, обеспечивающих организацию много-
кратного динамичного воспламенение топлива.
С1999 г. в Центре Келдыша А.В.Кочанов и А.Г.Кли-
менко развернули научно-исследовательские работы
по созданию двухкомпонентных РДМТ, использующих
только экологически безопасные компоненты топлива.
Первые экспериментальные конструкции двигателей и
первые результативные их испытания были выполнены
на опытной конструкции двигателя тягой около 20 Н с
подачей в камеру газообразных кислорода и водорода.
По мере развития «экологической» концепции в от-
раслевые проекты вовлекаются двигатели, использую-
щие в качестве окислителя газообразный кислород с
горючими: водород (газ), метан (газ), керосин и этанол.
Основной целью исследований головного института
становится формирование экспериментально обоснован-
ных принципов организации рабочих процессов в таких
двигателях и разработка конструктивных решений, позво-
ляющих реализовать в малоразмерных камерах РДМТ вы-
сокий энергетический потенциал топлив и надежное мно-
гократное их воспламенение. В экспериментальных
работах института рассматриваются электрические си-
стемы воспламенения: электроискровые, лазерные и ка-
лильные.
Для организации смесеобразования газообраз-
ных композиций разработаны струйно-центробеж-
ные схемы. Благодаря хорошим охлаждающим свой-
ствам водорода задача обеспечения теплового
состояния конструкции двигателя может быть ус-
пешно решена как в варианте внутреннего завесного
охлаждения, так и при использовании наружного ре-
генеративного охлаждения.
Созданный в институте экспериментальный задел
позволяет в ближайшие годы разрабатывать конструк-
ции РДМТ, работающих по схеме «газ - газ», с перспек-
тивным уровнем характеристик.
Начиная с 2007 г. в Центре Келдыша проводятся
расчетно-экспериментальные исследования в обес-
печение создания научно-технического задела по
конструкциям и характеристикам РДМТ на компонен-
тах топлива «газообразный кислород - жидкое угле-
водородное горючее» с такими горючими, как керо-
син или этанол. В процессе изучения проблем
обеспечения смешения разнофазных компонентов
топлива и подачи пусковой порции топливной смеси
в полость начального воспламенения разработано
техническое решение, основанное на распыле жид-
кого горючего в высокоскоростном потоке газообраз-
ного окислителя, осуществляемом в тангенциальных
каналах центробежной форсунки.
Пульверизационный принцип позволяет получать
мелкодисперсный распыл горючего в условиях де-
фицита давления подачи жидкого компонента топ-
лива. Разработанная в институте конструкция двига-
теля реализована в образце-демонстраторе тягой
около 100 Н, работающем на кислороде с керосином.
Более 50 конструкций ЖРД МТ тягой от 0,1 до 400 Н,
разработанных в отрасли, успешно эксплуатировались и
эксплуатируются в составе КА и РБ. Анализ тенденций
развития ракетно-космической техники указывает на
устойчивую перспективу применения в ближайшие
10-20 лет однокомпонентных и двухкомпонентных
ЖРДМТ традиционного типа, а также на внедрение РДМТ
на экологически безопасных жидких и газообразных ком-
понентах топлива.
Основными направлениями исследований и разра-
боток по ЖРДМТ и РДМТ, определяющими кардиналь-
ное улучшение комплекса их характеристик, являются:
-	исследования и разработка камер РДМТ из жаро-
прочных металлических сплавов с защитным покры-
тием с увеличенной степенью расширения сопла;
-	исследования и разработка высокоэффективных
и надежных смесительных головок;
-	исследования и разработка надежных, высокоре-
сурсных, быстродействующих электроклапанов;
-	исследования и разработка устройств зажигания
несамовоспламеняющихся топливных композиций;
-	создание новой, с улучшенными габаритно-мас-
совыми и эксплуатационными характеристиками, эле-
ментной базы для перспективных ДУ на базе ЖРДМТ;
-	разработка и совершенствование методов и
средств моделирования процессов и комплексной оп-
тимизации параметров ДУ с ЖРДМТ.
В 2010-2015 гг. координация отдельных отраслевых
НИР и ОКР по тематике ЖРДМТ осуществлялась в рам-
ках утвержденной Роскосмосом программы «Основные
направления НИОКР по совершенствованию и разви-
тию ЖРДМТ на период до 2015 г.». Дальнейшее плани-
рование этих работ будет осуществляться в рамках от-
раслевой программы на период 2016-2025 гг.
420
Глава 7
и.и.Жирсно^ Ю.Ъ.М1руса&,
М.Л.Крртшоо
Ракетные двигатели твердого топлива
В I960 г. в Центре Келдыша возобновились иссле-
дования по ракетным двигателям твердого топлива
специально созданным сектором в лаборатории по
ЖРД, а в 1962 г. работы по РДТТ были переданы в ла-
бораторию 2 (впоследствии отделение 2), где они ве-
дутся по настоящее время. Отделение 2, которое ранее
специализировалось также на исследованиях и разработ-
ках прямоточных воздушно-реактивных двигателей, воз-
главляли В.С.Зуев (до 1973 г.), Ю.Г.Федяев (до 1992 г.),
А.М.Губертов (до 1994 г.). В настоящее время началь-
ником отделения ракетных двигателей твердого топ-
лива является В.В.Миронов.
Следует отметить, что в 1970-2015 гг. в нашей
стране принято на вооружение несколько видов ракет
стратегического назначения на твердом топливе, и за
это же время существенно изменилась конструкция
маршевых РДТТ, разработаны высокоэффективные
твердые топлива, материалы нового поколения, много-
кратно повысилась эффективность конструкционных
материалов, создано программно-методическое и нор-
мативное обеспечение работ по созданию современных
маршевых РДТТ. То есть интенсивные работы по соз-
данию изделий шли параллельно с освоением и разви-
тием новых областей техники и научно-исследователь-
скими работами по совершенствованию РДТТ. За
указанный период, в основном за счет совершенство-
вания маршевых двигателей, существенно повысилась
эффективность изделий: увеличение полезной на-
грузки составило -240 % при увеличении стартовой
массы на -60 %.
В условиях жесткого ограничения сроков создания
ракетного вооружения Комиссией Совета Министров
СССР по военно-промышленным вопросам (ВПК) и Ми-
нистерством общего машиностроения Центру Келдыша
были поручены:
-	организация, координация и выполнение ком-
плексных НИР по совершенствованию маршевых дви-
гателей ракет стратегического назначения различного
базирования;
-	разработка программно-методического обеспече-
ния создания РДТТ;
-	активное участие в разработке документации и от-
работке двигателей.
Базовой и важнейшей работой института при соз-
дании современных РДТТ были выявление и изучение
процессов, определяющих работоспособность и эф-
фективность всех составных частей РДТТ. Исходные
представления по основным процессам в РДТТ были
приблизительными, а иногда и ошибочными, что об-
условило на первых разработках отказы (разрушения)
при огневых стендовых испытаниях двигателей по не-
i > £
В.С.Зуев	ЮТ.Федяев
А.М.Губертов	В.В.Миронов
скольким и многократно повторяющимся причинам.
Объем ОСИ маршевых двигателей первых разработок
составлял многие десятки, иногда превышал 100 испы-
таний. В ходе дальнейших работ удалось значительно
сократить необходимое количество испытаний РДТТ.
В настоящее время объем стендовой отработки раз-
рабатываемых ДУ составляет 7-12 ОСИ, а при их мо-
дернизации - 3 5 ОСИ.
Благодаря традиционно высокой культуре исследо-
вательских работ в Центре Келдыша за короткое время
была перепрофилирована или создана вновь экспери-
ментальная база по изучению особенностей течения и
теплообмена двухфазных потоков, разрушения ТЗП и
ЭСМ продуктами сгорания твердого топлива, прочности
и жесткости поворотных управляющих сопел на эла-
стичном опорном шарнире, высокодинамических на-
грузок и динамических процессов в двигателе, процес-
сов при испытании двигателей верхних ступеней в
высотных стендах и при использовании для этих целей
газодинамических труб.
Большой вклад в создание экспериментальной базы
внесли Ю.Г.Федяев, А.М.Губертов, АЛЗыков, И.В.Беспа-
лов, И.Ф.Шебеко, А.К.Рудько, В.Н.Баскаков, В.М.Миронов,
В.В.Миронов, Ю.М.Кочетков, С.В.Калинин, А.В.Куренков,
Н.Н.Иванов, ВАЧернов, Н.В.Кокушкин, Л.П.Зинов, ААБа-
ринов, ЮАНагель, А.А.Петров и др.
Большая роль при изучении процессов в РДТТ при-
надлежала специалистам по измерениям, которые не
только отбирали наиболее эффективную технику, но и
самостоятельно разрабатывали первичные преобразо-
421
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Программно-методическое обеспечение
для моделирования рабочих процессов в ракетных двигателях
Внутренняя
баллистика
Воспламенение,
горение
Профилирование
сопел
Термодинамика^
Трёхмерная
газовая
динамика
Теплообмен
Тепловая
защита
Двухфазная
газовая
динамика
Схема программно-методического обеспечения
ватели и приборы для измерения давления, скорости,
температуры продуктов сгорания и конструкции двига-
теля, например, обеспечили измерение температуры
-3000 К функционирующего блока вдува (В.С.Булычев,
Л.Б.Трещалин, А.А.Айбиндер и др.).
В Центре Келдыша были проанализированы резуль-
таты многих сотен ОСИ штатных двигателей и более
100 пусков изделий, по данным такого анализа в основ-
ном и формировались программы собственных иссле-
дований. Обобщение аналитических разработок, экспе-
риментальных результатов по ОСИ маршевых
двигателей и собственных исследований обеспечило
разработку достаточно точных и физически строгих
моделей основных процессов и закономерностей, ко-
торые легли в основу проектно-конструкторских реше-
ний и хорошо зарекомендовали себя на практике. К их
числу можно отнести разработку методов расчета и
формирование необходимых исходных данных при
определении характеристик газодинамических процес-
сов, теплового состояния каждого элемента РДТТ и за-
кономерностей разрушения ТЗП и ЭСМ в процессе ра-
боты двигателя, внутрибаллистических характеристик,
эффективности органов управления вектором тяги, ди-
намики раскрытия сопел переменной геометрии, проч-
ности заряда и элементов конструкции РДТТ, измене-
ния во время работы двигателя энергетических потерь,
расхода продуктов разрушения ТЗП и ЭСМ, коэффици-
ента расхода сопла, исследования по лучистому тепло-
обмену в дисперсных средах, метод определения энер-
гетических характеристик двигателя по результатам
летных испытаний, методы расчета газодинамических
нагрузок на элементы РДТТ. Одним из важных резуль-
татов проведенного комплекса исследований стала раз-
работка современного программно-методического
обеспечения для прогнозирования и оптимизации ха-
рактеристик РДТТ.
Центр Келдыша возглавлял большинство работ по
экспериментально-аналитическим исследованиям, яв-
лялся исполнителем при разработке перспективных
схемно-конструктивных решений и при создании новых
материалов. Так, по результатам обобщения
отечественного и зарубежного опыта, а
также собственных исследований Центром
Келдыша совместно с ПАО «НПО «Искра»
были обоснованы жесткие сроки внедрения
поворотных управляющих сопел с эластич-
ным опорным шарниром-эффективного ор-
гана управления вектором тяги - в отечествен-
ные разработки. Следует отметить, что с конца
1990-х гг. конструкции такого типа стали
«стандартным» решением практически для
всех крупногабаритных маршевых ДУ.
При выполнении работ, как правило,
подтверждалась планируемая эффектив-
ность разработки, что обеспечивало воз-
можность увеличения полезной нагрузки на
7-12 % только за счет совершенствования комплекта
маршевых двигателей для каждой последующей раз-
работки. Такой результат достигнут за счет:
-	применения на РДТТ вторых и третьих ступеней
более эффективных топлив и увеличения степени рас-
ширения соплового блока до 7-8;
-	применения сдвигаемых сопловых насадков и уг-
леродных композиционных материалов;
-	замены органов управления вектором тяги на
ПУС с ЭОШ;
-	применения корпусов из композиционных материа-
лов с удлиненными узлами стыка и разработки органо-
волокна повышенной прочности для их изготовления.
Как формировались технические решения (Совет по
РДТТ)
Большую роль в формировании объективных реше-
ний сыграл межотраслевой Совет по двигателям и энер-
гетическим установкам на твердом топливе, созданный
в Центре Келдыша (НИИТП) в 1983 г. из представителей
17 организаций - основных участников разработки мар-
шевых РДТТ ракет стратегического назначения по про-
граммам МОМ. С1989 г. деятельность Совета стала рас-
пространяться на проблемы РДТТ ракетных систем
различного назначения. Значительный вклад в работу Со-
вета внесли руководившие им в разные годы А.С.Коро-
теев, А.М.Губертов, П.С.Курсков.
Совет, в состав которого входят 63 специалиста,
представляющие 21 организацию промышленности и
10 организаций МО РФ, продолжает работать в настоя-
щее время, рассматривая на пяти ежегодных собраниях
наиболее сложные и важные вопросы по совершен-
ствованию РДТТ. Более чем 30-летний опыт работы по-
казал, что Совет по РДТТ наиболее авторитетный тех-
нический форум в своей области.
Большой объем ценной информации был обеспечен
изданием тематических сборников Центра Келдыша «Ра-
кетно-космические двигатели и энергетические уста-
новки». Активная работа редколлегии сборника, в состав
которой входили представители основных разработчиков,
создала возможность оперативного издания научно-тех-
422
Глава 7
П.И.Марченков
ПС.Курское
А.П.Зыков
нических разработок и обоб-
щений экспериментальных
данных. Всего выпущено
более 50 сборников (в основ-
ном за период 1970-2015 гг.)
по РДТТ, содержащих более
700 статей. Большой вклад в
организационно-техническую
деятельность совета, издание
материалов совета и научно-
тематических сборников
внесла О.М.Антипова.
Центр Келдыша одним
из первых сдал в ОФАП комплект объемом в 150 про-
граммных средств по разработке РДТТ (первая редак-
ция, Н.Г.Альков).
За 1970-2015 гг. ведущие специалисты института
(П.С.Курсков, Ю.Г.Федяев, А.М.Губертов, В.Н.Сивенков,
ВАСевастьянов, В.Я.Бородачев, В.С.Макарон,
Л.А.Щербо, В.И.Сонин, О.А.Медведев, М.С.Ульянов,
И.В.Простакова, М.Л. Филимонов, В.М.Пузырев,
Н.Г.Альков, Р.Р.Акопов, В.И.Зюзин, В.И.Загоскин,
МЛ.Куранов, Ю.Д.Трусов, Д.М.Борисов, САДегтярев,
К.А.Чумакин и др.) разработали более 20 нормативных
документов (ГОСТы, ОСТы), несколько Руководств для
конструкторов, определяющих методы расчета энерге-
тических, внутрибаллистических и газодинамических
характеристик органов управления, теплообмена и
определения необходимой толщины ТЗП и ЭСМ, а
также методы профилирования сопловых блоков,
обеспечения надежности РДТТ, планирования отра-
ботки и др. Эти нормативные документы оказали не-
оценимую помощь разработчикам РДТТ при реализа-
ции новых эффективных решений.
В1987 г. приказом министра общего машинострое-
ния в НИИТП создан сектор для решения задач прочно-
сти элементов РДТТ (начальник сектора - В.И.Бубнов).
За 1970-2015 гг. с участием Центра создано более
30 маршевых двигателей, в т.ч. для ракет Р-39 (ЗМ65),
Р-39УТТХ (ЗМ91), 15Ж44 (РТ-23), 15Ж60 (61)
(РТ-23УТТХ), 15Ж65 («Тополь-М»), Р-30 («Булава»),
РС-24 («Ярс») и десятки РДТТ специального назначе-
ния. В 1980-е гг. сотрудники Центра Келдыша А.М.Гу-
бертов, П.С.Курсков, П.И.Марченков стали лауреатами
Государственных премий за создание двигательных
установок, как и В.Н.Сивенков в 1985 г. за фундамен-
тальные исследования в области газовой динамики.
Результаты исследований и разработок Центра Кел-
дыша использовались не только разработчиками мар-
шевых РДТТ (ПАО «НПО «Искра», КБЮ, КБ «Арсенал»,
АО «Корпорация «МИТ»), но и создателями РДТТ иного
назначения ГРЦ им. В.П. Макеева, МКБ «Факел», КБМ
(г. Коломна) и многими другими.
Отработка и утяжеленные испытания
Отечественная и зарубежная практика показала, что
далеко не всегда при летных испытаниях и даже при
эксплуатации изделий подтверждается установленная
вероятность безотказной работы маршевых РДТТ. При
этом причинами отказов являются, как правило, не
«случайные производственные дефекты», а проектно-
конструкторские ошибки.
Под отработкой обычно понимают эксперименталь-
ную автономную проверку составных частей и двига-
теля в целом при ОСИ и летных испытаниях. Однако к
отработке следует отнести и другие экспериментальные
работы, например, исследование необходимых харак-
теристик материалов, включая ТЗП и ЭСМ, примени-
тельно к условиям их работы в двигателе (лаборатор-
ные испытания). По результатам таких испытаний
оформляется конструкторская документация.
Удобной формой представления процесса подтвер-
ждения вероятности безотказной работы двигателя яв-
ляется его структурно-функциональная схема. В число
структурных элементов входят все составные части,
узлы и детали двигателя, влияющие на работоспособ-
ность. Количество структурных функциональных эле-
ментов составной части определяется ее назначением,
конструкцией, нагрузками. Например, вкладыш крити-
ческого сечения должен сохранять целостность, по-
скольку его разрушение за несколько секунд приводит
к разрушению двигателя, при этом унос материала
вкладыша не должен превышать установленного значе-
ния. Из структурно-функциональной схемы РДТТ сле-
дует, что количество СФЭ, работоспособность которых
может быть подтверждена на стадиях, предшествую-
щих ОСИ, является преобладающим.
Результаты отработки отдельных СФЭ в двигателе-
аналоге при более жестких условиях являются достаточ-
ным основанием для подтверждения ВБР аналогичного
СФЭ отрабатываемого двигателя. Для эксперименталь-
ного подтверждения ВБР СФЭ на основе схемы «успех -
отказ» число необходимых безотказных испытаний
можно установить в зависимости от:
-	среднего запаса прочности совокупности СФЭ в
номинальных условиях, коэффициентов вариации на-
грузки и прочности, требований по ВБР;
-	коэффициента утяжеления (отношения требуе-
мого запаса прочности к реализованному при утяже-
ленных испытаниях).
423
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Структурно-функциональная схема РДТТ
При случайных условиях испытания и комплектации
двигателя необходимое количество испытаний недопу-
стимо велико, однако регулируя «нагрузку» и/или «проч-
ность» СФЭ, т.е. применяя утяжеленные испытания,
можно добиться их снижения до двух-трех испытаний.
При отработке по этому методу комплекта отечествен-
ных маршевых двигателей ПАО «НПО «Искра», АО ФНПЦ
«Алтай» и Центром Келдыша определены и проверены ос-
новные способы реализации утяжеленных условий испы-
тания. Для заряда - это отбор образцов с минимальными
механическими характеристиками. Для вкладыша крити-
ческого сечения - это обеспечение зазора между вклады-
шем и опорной поверхностью в исходном состоянии для
увеличения растяжения по наружной поверхности вкла-
дыша, которая является наиболее опасным сечением
вкладыша с максимальным уровнем термических напря-
жений. Для раструба из углерод-углеродного материала -
подбор детали по отношению прочности материала к ха-
рактеристикам, определяющим уровень термических на-
пряжений - основной нагрузки для раструба.
Использование метода утяжеленных испытаний поз-
воляет ограничить число необходимых ОСИ - наиболее
трудоемкого и дорогого этапа отработки - 7-12 испыта-
ниями при качестве проектирования и изготовления,
достигнутом в нашей стране в конце XX в.
Перераспределение работ между лабораторными ис-
следованиями, автономной отработкой, утяжеленными
ОСИ и производственным контролем в интересах повыше-
ния их эффективности позволило впервые эксперимен-
тально подтвердить заданные требования по ВБР двига-
теля. Одновременно метод утяжеленных условий
испытания позволяет минимизировать затраты на отра-
ботку РДТТ. Комплекс исследований в этом направлении
обобщен в ряде нормативных документов, в т.ч. ГОСТ РО
1473-001-2010 «Двигатели ракетные твердого топлива.
Основные положения по обеспечению и контролю надеж-
ности».
Закономерности разрушения теплозащитных по-
крытий продуктами сгорания твердого топлива
В качестве теплозащитных в РДТТ применяются ма-
териалы на основе полимерного связующего (смесей
каучуков и смол, соотношением которых регулируются
механические характеристики исходного материала и
прочность коксового остатка) с наполнителями различ-
ной природы (также для регулирования механических
характеристик и величины поглощаемой энергии при
тепловом разложении), в качестве армирующих мате-
риалов использовалась асбо-, стекло- и кварцевая ткань.
Армированные теплозащитные покрытия на основе
фенольно-формальдегидной смолы применялись для
двигателей с вкладными зарядами и четырехсопловыми
блоками. Для современных маршевых РДТТ со скреплен-
ным зарядом, центральным вдвинутым соплом более
эффективными являются неармированные материалы на
совмещенном связующем с преобладанием каучука.
Двухпараметрическая модель процесса разрушения
ТЗП (в качестве параметров можно использовать тц-
время достижения квазистационарного состояния ТЗП,
стационарная скорость деструкции ТЗП и коэффи-
циент деструкции) позволяет определять необходимую
толщину ТЗП, тепловое состояние конструкции и унос
массы ТЗП во время работы двигателя.
424
Глава 7
Табл.1
Условия взаимодействия и основные характеристики ТЗП
Плотность ТЗП, г/см3	Режим взаимодействия		Характеристики ТЗП		
	МПа	W. м/с	mi	мм/с	т0 с
р=1,15	9,2 5,0	68,5 18,9	0,5 0,09	0,63 0,6	0,4 11,1
р=1,18	5,0 6,5 5.8 10,0	84 70 9,0 7,5	0,464 0,464 0,078 0,078	0,745 0,745 0,585 0,585	0,65 0,65 14,2 14,2
р=1,06	15,0 10,0 12,0 11,4	25 33 4,4 4,7	0,713 0,713 0,105 0,105	0,65 0,65 0,65 0,65	0,21 0,21 9,5 9,5
Табл. 2
Разброс глубины деструкции по результатам испытаний ТЗП на газогенераторе твердого топлива
Плотность ТЗП Г'СМ	словия взаимодействии Грегор =3450 К р = 5-6 МПа	Кол-во |‘спытанны' образцов	Кол-во термопар на глубине 2-5 мм	оэффициент вариации гл\бины деструкции 3	
				по взвешиванию	по тепловому полю
1,06	W = 10 м/с	115	269	7,49	7,5
1,18	W = 60 м/с	143	191	7.47	7,5
При определении основных характеристик исполь-
зуется принцип воспроизведения штатных условий
взаимодействия продуктов сгорания и ТЗП с использо-
ванием генераторов на твердом топливе.
Характеристики современных ТЗП и их разбросы
определены в Центре Келдыша (В.И.Сонин, Н.Т.Калаш-
ников, В.А.Тепаев, О.А.Медведев, В.Н.Баскаков, С.В.Ка-
линин, МАТолкач и др.).
Ниже приведены результаты испытаний трех марок
ТЗП на основе каучука и совмещенного связующего на
генераторе твердого топлива.
Наряду со средним значением показателей термо-
деструкции ТЗП по результатам статистической обра-
ботки опытных данных определены также уровни раз-
бросов теплозащитных свойств.
На основе созданных физико-математических мо-
делей и обобщений экспериментальных данных, по-
лученных как при модельных испытаниях, так и по
результатам стендовых испытаний РДТТ, разработана
методика расчета требуемой толщины ТЗП с учетом
негерметичности корпуса и прококсованного ТЗП,
предусматривающая исключение потери прочности
силовой оболочки корпуса из-за прогрева, обеспечи-
вающая выполнение установленных требований по
вероятности безотказной работы теплоизолирован-
ного корпуса.
Тепловая защита сопел РДТТ
В настоящее время РДТТ являются динамично раз-
вивающимся направлением двигателестроения. Весо-
вое совершенствование конструкции этих двигателей
происходит в основном за счет широкого применения
композиционных материалов, обладающих уникаль-
ными физико-механическими характеристиками при
весьма низкой плотности, которая в 3-5 раз ниже, чем
у жаропрочных металлов и сплавов.
Применение КМ, и в первую очередь углерод-угле-
родных композиционных материалов, стеклопластиков
и углепластиков, используемых в качестве конструк-
ционных, эрозионностойких и теплозащитных материа-
лов, привело к необходимости разработки физико-ма-
тематических моделей и методов расчета их
разрушения под действием высокоэнтальпийных, хи-
мически активных газовых потоков, содержащих в
своем составе, как правило, до 40 % мелкодисперсных
конденсированных частиц окислов металлов, преиму-
щественно А1203.
Процессы в соплах нестационарны, термодинами-
ческие характеристики продуктов сгорания изменяются
во времени и вдоль проточного тракта; параметры
смеси (такие как скорость, температура, давление,
плотность потока) изменяются по длине сопла во много
раз, что определяет изменение конвективного и лучи-
425
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Блок-схема расчетного комплекса
стого теплообмена со стенками, в некоторых зонах
осложненного выпадением конденсированной фазы.
Методика, позволяющая учесть все названные
особенности, обладающая достаточной точностью и
высоким быстродействием, была создана, тестиро-
валась, апробировалась и использовалась для про-
ектирования и отработки многих изделий отрасли
длительное время, включена в отраслевой стандарт
и руководство для конструкторов по тепловой за-
щите РДТТ.
Методика включает в себя взаимосвязанный расчет:
-	термодинамических параметров газовой смеси;
-	двухфазной газовой динамики и тепломассо-
обмена на основе решения интегральных уравнений по-
граничного слоя (с учетом сжимаемости (М = 0-6), не-
изотермичности течения, ускорения и торможения
потока, вдува продуктов разрушения);
-	термохимического разрушения материалов стенок
сопла;
-	одно- или двумерный расчет нестационарного теп-
лового состояния этих стенок с учетом изменения гео-
метрии границ области;
-	расхода унесенной теплозащиты в единицу времени;
-	суммарного уноса массы теплозащиты.
Методика позволяет учесть особенности течения и
нестационарного теплообмена в утопленных сопловых
блоках, дополнительные тепловые воздействия как на
внешнюю, так и на внутреннюю поверхности соплового
блока, такие как аэродинамический нагрев, воздей-
ствие продуктов сгорания ПАД, действие специальных
факторов. Разработанный программный комплекс
предназначен прежде всего для анализа и оптимизации
теплозащиты сопел, разрабатываемых натурных дви-
гателей, поэтому значительный интерес представляет
сопоставление расчетных и экспериментальных данных
для крупногабаритных двигателей.
Разработанные физико-математические модели
позволяют определить не только номинальный уровень
термохимического разрушения КМ, но и их разбросы
относительно средних величин. Как следует из обоб-
щенных результатов сопоставлений расчетных (с уче-
том конкретных условий испытаний по давлению, вре-
мени работы, составу топлива и т.п.) и опытных данных
для 12 испытаний РДТТ с вкладышами критического
сечения из углерод-углеродных материалов, макси-
мальные отличия между экспериментальными и рас-
четными данными не превышают ±15 %. Следует отме-
тить, что сравнение идет по конечному результату и
426
Глава 7
Сопоставление расчетных и экспериментальных данных
по уносу теплозащитных покрытий РДТТ
включает в себя отклонение (разброс) всех параметров
системы, начиная от свойств топлива, геометрических
размеров двигателя и заканчивая характеристиками
материалов.
Разработанные методики использованы при про-
ектировании и отработке маршевых РДТТ ракетных
комплексов и вспомогательных РДТТ: амортизацион-
ная реактивная стартовая система, система аварийного
спасения и т.п. На их основе разработаны рекоменда-
ции по выбору материалов сопловых блоков и толщин
теплозащиты.
Современные исследования специалистов в обла-
сти РДТТ во многом сфокусированы на проблемах ра-
ботоспособности и эффективности маршевых, форси-
рованных по давлению двигателей, работающих на
высокоэнергетичных твердых топливах, температура
продуктов сгорания которых может достигать значений
на уровне 4000 К и более. В рамках этой проблематики
решены задачи теплоэрозионной стойкости современ-
ных материалов РДТТ при воздействии на них сверх-
высоких тепловых, силовых и термохимических нагру-
зок, обоснованы принципы организации систем
тепловой защиты проточных трактов РДТТ, разрабо-
таны новые подходы к моделированию внутрибалли-
стических и энергетических характеристик вновь соз-
даваемых и перспективных двигателей.
Созданная расчетно-теоретическая база и обобще-
ние результатов экспериментальных исследований поз-
волили в короткие сроки обосновать эффективность
новых разработок АО «Корпорация «МИТ» по изделиям
«Булава» и «Ярс».
Значительный вклад в разработку методического
обеспечения для проведения испытаний перспективных
РДТТ на высокоэнергетичных топливах внесли сотрудники
Центра Келдыша А.М.Губертов, В.В.Миронов, В.И.Загос-
кин, Р.Г.Голлендер, Н.Н.Волков, Л.И.Волкова, Ю.В.Звягин,
В.И.Бояринцев, И.Н.Гурина, ТАЯковлева, П.А.Семенов и
др. В1999 г. А.М.Губертов и В.В.Миронов удостоены Го-
сударственной премии РФ за работу «Моделирование
межфазного обмена в гетерогенных средах».
Созданные физико-математические модели рабо-
чих процессов и расчетные методы реализованы в не-
скольких пакетах прикладных программ, предназначен-
ных для инженерных расчетов и оптимизации
параметров РДТТ. Созданные программные средства
широко используются не только специалистами Центра
Келдыша, но и на других предприятиях, в т.ч. ПАО «НПО
«Искра», АО «ВПК «НПО машиностроения», АО «Кор-
порация «МИТ».
Двухсоставной заряд
Совершенствование твердых ракетных топлив со-
провождается ростом температуры продуктов сгора-
ния, собственно за счет чего и происходит прирост
энергетики. С ростом температуры продуктов сгорания
существенно усложняется обеспечение работоспособ-
ности элементов конструкции двигателя, т.к. значи-
тельно возрастают уносы теплозащитных материалов
камеры сгорания и эрозионностойких материалов со-
плового блока. Такое повышение уносов приводит к
увеличению потребных толщин ТЗП и ЗСМ, увеличению
строительных высот конструкции, повышению разбро-
сов ВБП, снижению энергомассовых характеристик, т.е.
снижает эффективность применения перспективных
топлив. Одним из возможных способов обеспечения
работоспособности при использовании высокотемпе-
ратурных твердых топлив или при значительном уве-
личении продолжительности работы является исполь-
зование технологии завесного охлаждения наиболее
теплонапряженных элементов РДТТ.
Сформулированная проблема может быть решена
путем применения двухсоставных зарядов РДТТ, когда
небольшая часть -10-15 % высокотемпературного топ-
лива заменяется на низкотемпературное, которое раз-
мещается в корпусе двигателя вблизи соплового блока
(Патент РФ № 2225524, авторы - А.М.Губертов, Н АДа-
выденко, В.В.Миронов, МЛ.Куранов, Р.Г.Голлендер,
Ю.Д.Трусов).
Заряд из ВТТ	Заряд из НТТ
(Т = 4200-4500 К)	(Т = 2500-3000 К)
РДТТ с двухсоставным зарядом
427
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Распределение температуры торможения
при двухслойном течении в камере и сопле
При горении двухсоставного заряда продукты сго-
рания низкотемпературного топлива создают защит-
ный слой - завесу, которая характеризуется сравни-
тельно небольшой температурой (2500-3000 К) и
низким содержанием окисляющих компонентов.
В результате достигается приемлемый и типичный
для современных РДТТ тепловой режим соплового блока
при минимальных и регламентированных скоростях тер-
мохимического уноса эрозионностойких материалов.
Таким образом, даже при очень высоких уровнях темпе-
ратуры в ядре потока для изготовления соплового блока
и теплозащитных покрытий могут применяться извест-
ные и серийно выпускаемые материалы на основе угле-
род-углеродных композитов и углепластики. Также могут
использоваться традиционные технические решения по
креплению соплового блока на эластичном опорном шар-
нире для обеспечения наиболее эффективного способа
управления вектором тяги двигателя.
Одновременно с уменьшением разгара сопла
уменьшаются разбросы внутрибаллистических пара-
метров, значительно снижается уровень максималь-
ного давления в камере. Таким образом, можно сохра-
нить традиционные технологии изготовления корпусов
двигателей при приемлемых запасах прочности и по-
казателях весового совершенства не более 0,08-0,1.
Энергетические характеристики РДТТ
Для современных ракет стратегического назначения
влияние приращения дальности полета при увеличении
удельного импульса тяги 1у весьма существенно. По-
этому исследования по повышению энергетических ха-
рактеристик твердого топлива и совершенствованию
сопловых блоков являются первоочередными, а обес-
печение и контроль качества исходных компонентов
топлива, их соотношения и качества смешения при из-
готовлении зарядов являются важнейшими задачами.
Важности проблемы соответствует и высокий уро-
вень экспериментально-методического обеспечения
расчета термодинамического импульса ly и потерь
|«1Ш»
|ЛеНВ
|Л2еЧВ
IjSteilB
ITS."IB
ЦЛЖВ
HleHB
IM
10SHB
ИЗеЯВ
llkKB
12teKB
235eHB
23uc.<B
ISbHB
2ASeHB
172c <0
ITfcHB
ITeHB
удельного импульса, обусловленных
отличием реальных условий преобра-
зования в РДТТ химической тепловой
энергии топлива в кинетическую от
идеальных. При расчете потерь 1у учи-
тываются более 10 составляющих. Для
каждого вида потерь выделены опреде-
ляющие параметры, разработаны фи-
зические модели и методы расчета,
экспериментально определены необхо-
димые исходные данные. Обобщением
результатов расчетов получены инже-
нерные зависимости для оценок от-
дельных видов потерь. Результаты рас-
четов согласованы с данными
специальных экспериментальных ис-
следований и испытаний штатных дви-
гателей.
В качестве примера приведены величины состав-
ляющих потерь удельного импульса для крупногаба-
ритного двигателя с зарядом из металлизированного
(-20 % алюминия) твердого топлива, диаметром кри-
тического сечения -220 мм и относительной степенью
расширения сопла -6,5.
Составляющие потерь удельного импульса тяги
- потери из-за рассеяния, учитывающие разгар и ис-
кажение контура сопла в процессе работы - 2,07 %;
-	потери из-за трения устанавливаются по толщине
потери импульса из расчета параметров пограничного
слоя 1,0 %;
-	двухфазные потери пустотного удельного им-
пульса, вызванные различием скорости движения и
температуры газообразных и конденсированных про-
дуктов сгорания - 2,6 %;
-	потери из-за незавершенности (отсутствия) кри-
сталлизации конденсированных частиц оксида алюми-
ния - 0,43 %;
-	потери, обусловленные исходным искажением
контура сопла и разгаром контура при работе двига-
теля - 0,2 %;
-	потери из-за прогрева и разрушения ТЗП и ЭСМ -
0,33 %;
-	газодинамические потери из-за «утопленное™»
соплового блока - 0,3 %;
п	отери из-за незавершенности реакций рекомбина-
ции в сопловом блоке диссоциированных продуктов в ка-
мере сгорания (химическая неравновесность) -0,1 %;
-	тепловые потери за счет поступления тепла
в стенку камеры сгорания - 0,1 %;
-	потери на разрыв из-за наличия уступа сдвигаемого
телескопического насадка - 0,2 %;
-	суммарные потери - 7,33 %.
Как видно, наибольший вклад имеют двухфазные
потери, которые в наибольшей степени зависят от раз-
меров формирующихся частиц окислов и агломератов.
Вся достоверная информация о свойствах конденсиро-
428
Глава 7
0-4 мкм	1-10 мкм
Конденсированные частицы продуктов сгорания ТТ
В.И.Зюзин, Ф.С.Скляр, В.И.Загоскин, В.В.Ми-
ронов, ТАЯковлева, ЕАКиселева, Ю.ДЛру-
сов, Р.Р.Акопов.
Следует отметить, что увеличение пу-
стотного удельного импульса отечествен-
ных маршевых двигателей за последнее
двадцатилетие составило ~11 %, из них ~5 %
обусловлено разработкой более эффектив-
ных твердых топлив, остальное обеспечено
повышением степени расширения сопла,
выбором оптимального профиля сопло-
вого блока, выбором энергетически эф-
фективных органов управления вектором
Эффективность различных способов управления
вектором тяги РДТТ
ванных частиц в продуктах сгорания, их форме, составе
и размерах основывается на результатах эксперимен-
тальных исследований. В Центре Келдыша разработаны
методика и экспериментальные установки для отбора
и анализа состава конденсированных продуктов сгора-
ния (Н.Н.Волков, С.Н.Альхимович, САДегтярев,
Ю.М.Кочетков, Д.В.Хакимов, Н.Н.Иванов и др.).
Как отмечалось выше, все газодинамические и теп-
лофизические процессы в РДТТ являются существенно
нестационарными. В связи с этим в настоящее время в
Центре Келдыша разработано современное про-
граммно-математическое обеспечение, позволяющее
выполнять анализ энергетических характеристик и всех
составляющих потерь удельного импульса тяги по вре-
мени работы РДТТ с учетом динамики выгорания за-
ряда, разгара ЭСМ соплового блока, уноса продуктов
термодеструкции ТЗП и других факторов. Значитель-
ный вклад в методику определения энергетических ха-
рактеристик в разные годы внесли У.Г.Пирумов, А.М.Гу-
бертов, С.А.Белый, Р.И.Хайрутдинов, М.Л.Куранов,
Д.М.Борисов, И.Н.Гурина, Ю.М.Кочетков, В.И.Кондра-
тенко, В.С.Макарон, С.И.Чеча, Ю.В.Ларионов,
тяги и совершенствованием конструкции
двигателя (уменьшением потерь).
Этот пример иллюстрирует тот факт, что только де-
тальное знание всех закономерностей позволяет вы-
брать на уровне двигателя или ракеты эффективные
направления совершенствования двигателей и его со-
ставных частей в конкретных условиях.
Профилирование сопел РДТТ больших степеней
расширения
При создании первых РДТТ с соплами больших сте-
пеней расширения столкнулись с принципиально
новым явлением - аномально высокой эрозией конце-
вой части сопла, вызванной выпадением частиц кон-
денсата на стенки сопла. Эти результаты послужили ос-
нованием для проведения экспериментальных и
расчетных исследований, направленных на создание
методологии оптимального профилирования сопел
РДТТ с двухфазным рабочим телом (весовая доля кон-
денсированной фазы 30 %).
При профилировании сопел РДТТ больших степеней
расширения выбираются контуры, исключающие осаж-
дение частиц на концевую часть сопла. Исключить вы-
падение частиц конденсата на стенки сверхзвуковой
части сопла возможно либо за счет отгиба контура в
точке начала заметного выпадения, либо выбирая ис-
ходный контур таким образом, чтобы частицы конден-
сата пролетали мимо стенки в выходном сечении
сопла. Этому условию могут соответствовать контуры
из самых разнообразных семейств. Из различных се-
мейств контуров без осаждения нужно выбрать те, ко-
торые обладают минимальными потерями.
В Центре Келдыша был предложен метод выбора
контуров без выпадения конденсированной фазы, ко-
торый по существу является обобщением опытных
данных и результатов двухмерных расчетов различ-
ных авторов. Вышеуказанный алгоритм применялся
к контурам, рассчитанным методом характеристик, и
к контурам, заданным аналитически (радиусные кон-
тура, кубические параболы и др.).
При сравнении расчетных и опытных данных в ка-
честве опытных данных использовались практически
все доступные результаты по выпадению частиц кон-
денсата в соплах модельных и натурных РДТТ, в част-
429
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
1
0.9
0.8
0.7
0.6
0.5
0.4
0.3
0.2
0.1
О
0.1
Размер частиц, мкм
Распределение концентрации частиц конденсированной фазы
ности, многочисленные данные, полученные ПАО «НПО
«Искра» на модельных и крупногабаритных РДТТ.
Как следует из анализа расчетных и опытных данных
по выпадению частиц конденсата в соплах РДТТ, сечение
начала заметного выпадения зависит, прежде всего, от
угла разворота потока (или контура) в сверхзвуковой
части сопла и практически не зависит от габаритов сопла,
внутрикамерного давления и от состава топлива.
Профиль дозвуковой части сопла слабо влияет на
траектории частиц конденсата и на энергетические ха-
рактеристики (за исключением влияния степени утоп-
ленности). Поэтому профиль дозвуковой части утоп-
ленного сопла следует выбирать минимальной длины
из условий обеспечения работоспособности дозвуко-
вой части СБ, максимального коэффициента расхода и
минимального веса (минимальной длины).
Достаточно минимизировать три составляющие по-
терь удельного импульса тяги:
-	потери из-за рассеяния, обусловленные непарал-
лельностью вектора скорости продуктов сгорания оси
сопла и волновыми потерями;
-	потери из-за трения в пограничном слое в до-,
транс- и сверхзвуковой частях сопла с учетом неизо-
термичности и шероховатости обтекаемых стенок,
вдува продуктов термодеструкции материалов тепло-
вой защиты, переменности теплофизических свойств
продуктов сгорания;
-	двухфазные потери из-за скоростного и темпера-
турного отставания частиц конденсированной фазы.
Другие составляющие потерь либо практически не
влияют на выбор контура (утопленность, тепловые,
унос ТЗП и ТСМ), либо малы (химическая неравновес-
ность, уступы телескопических насадков), либо эта за-
висимость при фиксированной длине и степени расши-
рения выражена слабо (кристаллизация, разгар и
искажение контура).
Минимизация трех основных составляющих
потерь удельного импульса тяги (рассеяние,
трение и двухфазность) достигалась методами
прямой оптимизация в определенных, заранее
выбранных семействах контуров. В дальнейшем
методика выбора контура сверхзвуковой части
сопла была подтверждена экспериментально на
модельных РДТТ с соплами больших степеней
расширения (в диапазоне относительных диа-
метров среза сопла 5-10).
По результатам этих работ создана и экс-
периментально подтверждена включающая
выбор контуров без выпадения частиц конден-
сированной фазы продуктов сгорания на
сверхзвуковую часть сопла методология опти-
мального профилирования контуров сопел
РДТТ, обладающих минимальными потерями
удельного импульса тяги при заданных габа-
ритных ограничениях, выпущены РДК, «Атлас
контуров», ГОСТы и ОСТы, монография.
Значительный вклад в методику профилирования
проточного тракта соплового блока в разное время
внесли У.Г.Пирумов, А.М.Губертов, В.В.Миронов,
Р.Р.Акопов, МЛ.Куранов, Д.М.Борисов, И.Н.Гурина,
В.И.Кондратенко, А.М.Руденко.
Перспективные направления работ по ракетным
двигателям твердого топлива
Из тематических направлений работ, выполняемых
Отделением ракетных двигателей твердого топлива в
настоящее время, можно выделить следующие:
1.	Проведение НИОКР по разработке перспективных
РДТТ, работающих на высокотемпературных топливах,
которые включают расчетно-методические и экспери-
ментальные исследования процессов и механизмов
взаимодействия теплозащитных и эрозионностойких
материалов с химически реагирующими двухфазными
средами; исследования дисперсности и состава конден-
сированных частиц и агломератов, формирующихся
при горении твердых топлив; анализ внутрибаллисти-
ческих и энергетических характеристик РДТТ с учетом
изменения по времени рабочих режимов и разгара про-
точного тракта двигателя.
Для моделирования процессов взаимодействия
высокотемпературных сред с углеграфитовыми эро-
зионностойкими материалами разработана специ-
альная методология проведения испытаний материа-
лов. Полученные результаты свидетельствуют о том,
что при высоких температурах скорость термохими-
ческого разрушения (абляции) материалов зависит не
только от концентраций кислородсодержащих компо-
нентов (пары воды, углекислый газ, которые опреде-
ляют скорость абляции при умеренных температурах),
но и от концентраций водорода, азота и других ве-
ществ, а также от кинетических констант, описываю-
щих их взаимодействие с углеродом. Показано, в част-
ности, что вклад дополнительных механизмов в
430
Глава 7
суммарную скорость абляции становится существен-
ным начиная от температур 3900-4000 К, возрастает
с ростом температуры.
Моделирование двухфазных полидисперсных
течений представляет собой весьма непростую задачу,
поскольку необходимо учитывать сложные процессы
межфазного взаимодействия, коагуляцию и дробле-
ние частиц в неравновесных градиентных потоках.
Лишь в последние годы удалось достаточно строго
описать подобные течения и разработать устойчиво
работающие алгоритмы для расчета. С увеличением
температуры газа задача дополнительно усложняется,
поскольку наряду с «традиционными» особенностями
двухфазных течений необходимо принять во внима-
ние возможные неравновесные фазовые переходы,
изменение весовой доли и дисперсности частиц в
сопле. Анализ подобных течений строится на основа-
нии многожидкостных моделей с переменным фрак-
ционным составом.
2.	Экспериментальные исследования эффективно-
сти и теплоэрозионной стойкости серийно выпускае-
мых и перспективных композиционных материалов с
имитацией натурных уровней тепловых и силовых на-
грузок, которые проводятся с использованием ком-
плекса стендовых установок.
Для проведения высокотемпературных «огневых» ис-
пытаний эрозионностойких и теплозащитных материалов
разработана специальная методология и создан комплекс
стендовых установок, включающий модельные РДТТ,
ЖРД, ГРД и газогенераторы, а также высокотемператур-
ные электродуговые подогреватели. В основе разрабо-
танной методологии лежат принципы критериальной об-
работки результатов, что позволяет проводить испытания
на сравнительно небольших образцах с моделированием
реальных условий нагружения и при этом включать в со-
став программ испытаний большое количество экспери-
ментов для их статистической обработки, а также пере-
носить результаты модельных испытаний на натурные
условия применения материалов.
3.	Разработка и верификация программно-методиче-
ского обеспечения для моделирования и прогнозирования
рабочих параметров двигателей, в т.ч. применительно к
анализу и оптимизации рабочих процессов в РДТТ, ГРД,
ПВРД, и создание комплексных пакетов прикладных про-
грамм, включающих самостоятельно и совместно рабо-
тающие модули для решения задач термодинамики, горе-
ния и внутренней баллистики, двухфазной газовой
динамики и профилирования сопел, тепломассообмена,
теплового состояния многослойных конструкций про-
странственной конфигурации, термодеструкции, эрозии
и абляции материалов, термопрочности.
4.	Проведение научно-исследовательских работ,
направленных на создание научного, технологиче-
ского и конструкторского заделов для разработки
перспективных гибридных ракетных двигателей
(ГРД прямой схемы, в которых используются твер-
дые топлива - типа синтетических каучуков, и жид-
кие окислители - кислород, перекись водорода, че-
тырехокись азота), а также прямоточных воздушно-
реактивных двигателей (включая традиционные
ПВРД на жидком топливе и ПВРД комбинированных
схем, работающих на твердом и жидком топливе, от-
личающихся разнообразием компоновок, средств
стабилизации горения и возможностей управления
внутрикамерных процессов).
5.	Проведение НИОКР в обеспечение решения задач
по анализу и оценке технического состояния, срокам
хранения и эксплуатации маршевых и вспомогательных
РДТТ, других систем и элементов PH и МБР; при про-
ведении работ используются созданные в последние
годы программно-аналитические комплексы.
За выполненный комплекс разработок отече-
ственного программно-методического обеспечения
для моделирования термодинамических и теплофи-
зических параметров ракетных двигателей сотруд-
ники Центра Келдыша Д.М.Борисов, Л.И.Волкова,
А.М.Руденко, Н.Б.Пономарев удостоены премии Пра-
вительства РФ в области космической деятельности
имени Ю.А.Гагарина.
ККМироно£, КО.Зайцев
Прямоточные воздушно-реактивные
двигатели «Буря»: от замысла до полетов
Создание в 1950-е гг. межконтинентальной крыла-
той ракеты «Буря» (дальнего самолета-снаряда) со
сверхзвуковым прямоточным двигателем было выдаю-
щимся достижением отечественной авиационной и ра-
кетной техники как по новизне, так и по масштабу ре-
шенной задачи. В то время авиация еще училась
преодолевать «звуковой» барьер, а маршевая ступень
ракеты «Буря» совершала полеты на высотах 18-25 км
со скоростью, в 3 раза превышающей скорость звука,
на расстояние до 6500 км.
Знаковой эта работа была и для коллектива НИИ-1
(так в тот период назывался ГНЦ ФГУП «Центр Кел-
дыша»), Наше предприятие впервые осуществляло на-
учно-техническое руководство созданием реактивной
системы в ведущих конструкторских бюро страны. При
этом, в отличие от первых разрабатываемых в стране
дальних баллистических ракет, МКР «Буря» не имела
даже близких прототипов как по техническим характе-
ристикам, так и по конструктивным решениям.
Создание ракеты «Буря» можно разделить на два
больших временных этапа:
1-й этап - от формирования концепции МКР до при-
нятия постановления Правительства СССР о ее создании.
2-й этап - непосредственная разработка МКР, стен-
довые и летные испытания.
Постановление Совета Министров СССР о создании
ракеты «Буря» вышло в мае 1954 г. Научным руково-
431
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
дителем разработки ракеты «Буря» был назначен на-
учный руководитель НИИ-1 академик М.В.Келдыш.
В постановлении правительства были утверждены
также руководители основных научных направлений
разработки ракеты - сотрудники НИИ-1:
-	аэродинамика двигательных установок - член-
корр. АН СССР Г.И.Петров;
-	динамика полета и управление - кандидат техни-
ческих наук Б.В.Раушенбах;
-	температурные режимы во время полета - к.т.н.
В.М.Иевлев и к.т.н. В.ЯЛихушин;
-	термодинамика прямоточных двигателей и про-
цессы горения - д.т.н. Е.С.Щетинков и к.т.н. В.С.Зуев;
-	общая компоновка и баллистика - к.ф.-м.н.
Д.Е.Охоцимский, инженер К.П.Осминин;
-	термодинамика ЖРД - д.т.н. А.П.Ваничев;
-	методика экспериментальных исследований ПВРД
на стенде - инженер И.Ф.Шебеко.
НИИ-1 проводил и координировал научно-исследо-
вательские работы на всех этапах - от формирования
облика межконтинентальной крылатой ракеты с СПВРД
до ее летных испытаний.
Возглавив в 1946 г. НИИ-1, М.В.Келдыш последова-
тельно проводит идею развития работ по СПВРД, при-
менения его в ракетной технике и организует соответ-
ствующие исследования в институте. При этом он
обращает внимание на естественное взаимное допол-
нение двух типов двигателей - ЖРД и СПВРД. В апреле
1947 г. М.В.Келдыш показал принципиальную возмож-
ность достижения межконтинентальной дальности с
помощью самолета с комбинированной двигательной
установкой, состоящей из ЖРД и СПВРД.
В 1950-1952 гг. НИИ-1 провел энергетический и
схемный анализ различных компоновок самолетов-сна-
рядов дальнего действия с СПВРД. Были получены рас-
четные величины возможных дальностей полета само-
летов-снарядов на высоте 20 км при числе М = 3 для
пяти компоновок, отличающихся количеством и распо-
ложением СПВРД на планере, а также стартовыми мас-
сами и запасами топлива. В результате расчетов было
получено, что достижение наибольших дальностей
(L = 7000-8000 км) может быть обеспечено однодвига-
тельным самолетом-снарядом нормальной схемы с
центральным лобовым воздухозаборником. Дальность
полета порядка 7000-8000 км соответствовала старто-
вой массе 90-120 т при удельном импульсе СПВРД
17000 м/с.
Практический опыт создания крылатых ракет такого
класса в то время отсутствовал, и необходимо было ре-
шить еще много как научных, так и технических проблем.
Для получения оптимальных тягово-экономических
характеристик СПВРД конкретного назначения большое
значение имела разработанная в 1950-1952 гг. газоди-
намическая методика расчета (В.С.Зуев, Е.Я.Губер).
Сотрудники НИИ-1 ДАМельников и С.Л.Вишневец-
кий предложили новый метод профилирования сверх-
звукового диффузора, основанный на ограничении
суммарного угла поворота потока в скачках уплотнения.
Экспериментальные исследования большого числа ва-
риантов многоскачковых диффузоров позволили соз-
дать банк экспериментальных данных для их конкрет-
ного применения. В 1958 г. было выпущено
Руководство для конструкторов по аэродинамике
сверхзвуковых диффузоров ВРД.
При существовавших в начале 1950-х гг. методах
профилирования стенок реактивных сопел потери тяги
СПВРД могли достигать 7-10 %. Это заставило пере-
смотреть методы профилирования реактивных сопел
как в целях уменьшения потерь выходного импульса,
так и сокращения их габаритов. Такая работа по пря-
мому указанию М.В.Келдыша была проведена научным
сотрудником газодинамической лаборатории НИИ-1
ДАМельниковым.
Также проводились широкие исследования и раз-
работка рациональных систем организации горения
в прямоточных камерах. В 1954 г. для ракеты «Буря»
в ОКБ-670 (которое 1 октября 1950 г. выделилось из
тогдашнего НИИ-1) под руководством главного кон-
структора М.М.Бондарюка был спроектирован и изго-
товлен первый вариант сверхзвукового прямоточного
Воздухозаборник:	Система астронавигации:
Создание теории и банка	Создание и проверка
экспериментальных данных	при полетах на большую дальность
\	Обтекание
\	поверхности при М >1:
\	Закономерности трс ния и
\	теплообмена
Камера сгорания:
Система организации
горения и тетозащиты
Первый СПВРД
на жидком топливе (1950 г.)
Летные испытания
ракеты с СПВРД (1951 г.)
Создание стендов для исследования моделей
СПВРД и его элементов (1948-1953 гг.)
Сопло:
Новый способ
профилирования
Разработаны методы (1955 г.) и построены стенды (1956-1957гг.)
для наземных испытании натурного СПВРД (показан на схеме) ракеты «Буря»
Приоритетные работы НИИ-1 (Центра Келдыша) по созданию МКР «Буря»
432
Глава 7
двигателя РД-012. Реактивное сопло для летного вари-
анта двигателя было спрофилировано ДАМельнико-
вым. С этим соплом прошли стендовые испытания дви-
гателя и летные испытания крылатой ракеты.
Важнейшим фактором, обеспечившим успешную и
полную отработку летного варианта СПВРД - РД-012У,
явилось создание в НИИ-1 больших аэродинамических
стендов, приспособленных для проведения огневых ис-
пытаний РД-012У в соответствии с Летной программой
его полета. В1958 г. на загородной экспериментальной
базе НИИ-1 (г. Тураево, филиал ЦИАМ) были введены в
эксплуатацию натурные стенды для испытаний полнораз-
мерных СПВРД Ц-9Н и Ц-7Н, а также стенд Ц-12Т для
испытаний полностью снаряженной маршевой ступени
натурной ракеты (без крыльев) с функционирующими
по летной программе СПВРД бортовыми агрегатами и
приборным оборудованием.
Летные испытания ракеты «Буря» начались 1 авгу-
ста 1957 г. После серии наладочных пусков с запуска
28 декабря 1958 г. начались регулярные полеты мар-
шевой ступени по «малой трассе» (2000 км), которые
завершились к концу 1959 г. Последний пуск ракеты
«Буря» по «большой трассе» состоялся 16 декабря
1960 г., полет продолжался до выработки топлива, до-
стигнута дальность 6425 км.
Работа над ракетой «Буря» была хорошей школой
для специалистов, принимавших участие в ее создании.
Она расширила знания во многих прикладных разделах
газовой динамики, теплообмена и теории горения. По
завершении работы над «Бурей» специалистами Центра
было выпущено около десятка монографий по разным
аспектам СПВРД, газовой динамики и теплообмена при
больших сверхзвуковых скоростях полета. В период
создания ракеты «Буря» институт приобрел огромный
опыт работы с конструкторскими бюро над крупными
объектами ракетной техники, который используется
уже многие десятилетия.
Сверхзвуковой прямоточный двигатель для крыла-
той ракеты «Яхонт»
В 1978 г. по приказу министра общего машино-
строения СААфанасьева в НИИТП (Центр Келдыша)
было организовано конструкторское бюро по разра-
ботке сверхзвуковых прямоточных воздушно-реактив-
ных двигателей для крылатых ракет, создаваемых в
НПО машиностроения. Костяком коллектива КБ яви-
лись бывшие сотрудники ОКБ-670 МАП (МКБ «Красная
Звезда») главного конструктора М.М.Бондарюка. Орга-
низация и руководство вновь созданного КБ НИИТП
(затем ОКБ «Пламя») были возложены на бывшего за-
местителя главного конструктора ОКБ-670 И.Б.Лева-
нова, назначенного главным конструктором и началь-
ником КБ и заместителем начальника НИИТП.
В 1983 г. НПОМаш выдало НИИТП техническое за-
дание на разработку СПВРД для крылатой ракеты
«Яхонт». Высокие проектные тактико-технические ха-
рактеристики КР «Яхонт» выдвигали чрезвычайно
сложные и жесткие требо-
вания к ее двигателю. Так, в
соответствии с ТЗ пуск ра-
кеты может производиться
с подводных установок, на-
ходящихся на значительной
глубине. Выход КР из-под
воды и ее предварительный
разгон в воздухе осуществ-
ляются с помощью порохо-
вой стартовой разгонной
ступени, размещаемой в ИБЛеванов
тракте СПВРД. В связи с
этим требовалось обеспечить прочность и жесткость
корпуса двигателя как в полете, так и при старте. Ин-
теграция СПВРД и СРС должна была выполняться с
предельным использованием объема транспортно-пус-
кового стакана уже заданных размеров и обеспечить
при этом получение максимальной дальности
стрельбы.
Двигатель должен был обеспечить полет ракеты по
комбинированным траекториям на различных высотах. В
частности, полет над водной поверхностью должен был
происходить с числом М > 2. Для поддержания опреде-
ленной скорости полета в соответствии с высотой, зада-
ваемой системой управления КР, требовалось обеспечить
изменение тяги автоматикой двигателя. Для получения
максимально возможных удельных тяг двигателя в задан-
ном диапазоне тяг, скоростей и высот полета предусмат-
ривалось применение регулируемого сопла двигателя.
Для выполнения приведенных выше и ряда других тре-
бований к двигателю КР «Яхонт», не выдвигавшихся ранее
ни в СССР, ни за рубежом, при разработке силовой уста-
новки были приняты прогрессивные конструкторские ре-
шения, большинство из которых защищено авторскими
свидетельствами. Для снижения уровня пульсаций акусти-
ческих колебаний на входе в воздухозаборник СПВРД был
применен перфорированный носовой обтекатель. Кон-
структивной особенностью предкамерного диффузора -
переходного элемента между воздухозаборником и каме-
рой сгорания двигателя - является большой угол
раскрытия, что позволило уменьшить его длину и длину
двигателя в целом, сохранив при этом безотрывносгь тече-
ния воздушного потока. В предкамерном диффузоре уста-
новлен дефлектор с внутренними фронтовыми устрой-
ствами -топливными коллекторами и стабилизаторами
пламени, а также механизм их раскладки. На внешней сто-
роне диффузора крепятся агрегаты двигателя.
Короткая одноконтурная камера сгорания, работаю-
щая в широком диапазоне составов смеси, высот и ско-
ростей полета и обеспечивающая устойчивую работу дви-
гателя с высокой полнотой сгорания, является несущим
элементом конструкции ракеты и воспринимает при под-
водном старте внешнее давление воды. Корпус камеры
сгорания представляет собой трехслойную цилиндриче-
скую оболочку, состоящую из наружной и внутренней
433
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Компоновочная схема сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного
двигателя для КР «Яхонт»: 1 - отсек фронтовых устройств; 2 - камера
сгорания; 3 - сопло; 4 - корпус сопла; 5 - сверхзвуковая створка сопла;
6 - дозвуковая створка сопла; 7 - проставка сопла; 8 - жаровая рубашка
сопла; 9 - жаровая рубашка камеры сгорания: 10 - кольцевой коллектор;
11 - секторный стабилизатор; 12 - секторный коллектор; 13 - гидроцилиндр;
14 - силовой фланец; 15 - воздухосборник; 16- турбоагрегаты;
17- автомат управления соплом; 18 - гидрокомпенсатор
Фронтовые устройства (а) и камера сгорания (б) двигателя
С учетом жестких ограничений
на размеры агрегатного отсека
двигателя (наружный диаметр
двигателя - 640 мм) были разра-
ботаны высокооборотные (до
72000 об./мин), с большой удель-
ной мощностью турбоагрегаты, пи-
тающие двигатель, а также при-
воды рулей и регулируемого сопла
топливом высокого давления.
Система регулирования двига-
теля осуществляет запуск двига-
теля, поддержание заданного
числа М полета ракеты в зависи-
мости от высоты, а также обес-
печивает экономичный режим ра-
боты двигателя и защиту его от
помпажа. Использование в двига-
теле ракеты «Яхонт» всережим-
ного регулируемого сопла, что в
практике СПВРД было реализо-
вано впервые, потребовало от си-
стемы регулирования дополни-
тельных функций, связанных с
управлением соплом.
Система регулирования двига-
теля состоит из двух независимых
систем системы регулирования
подачи топлива и системы управ-
ления сопла. Специальная си-
стема осуществляет запуск двига-
теля после отделения стартовой
разгонной ступени на скорости
полета, составляющей 1,6-2,4
скорости звука. Время запуска и
выхода двигателя на режим со-
ставляет менее 0,5 с. Система
обеспечила безотказный запуск во всех многочислен-
ных стендовых и летных испытаниях двигателей.
При разработке силовой установки крылатой ракеты
«Яхонт» был решен ряд сложных технических задач:
-	разработана эффективная система регулирования
двигателя и поддержания числа М полета на всех участ-
ках траектории, обеспечивающая максимально дости-
жимую экономичность двигателя;
-	обеспечена противопомпажная защита двигателя;
-	получены высокие удельные, массовые и тягово-
экономические характеристики двигателя.
Наряду с этим была решена задача размещения стар-
товой разгонной ступени в воздушном тракте СПВРД, что
позволило увеличить в 2-3 раза объем для размещения
целевого груза. Кроме того, был обеспечен безударный
выброс СРС с помощью давления воздуха в тракте СПВРД.
В процессе создания СПВРД были проведены па-
тентные исследования по ряду основных направлений
разработки. Получено 19 авторских свидетельств на
обечаек, связанных точечной сваркой с промежуточным
наполнителем. Уникальная конструкция, защищенная ав-
торским свидетельством, позволила получить требуемые
жесткость и прочность корпуса.
Наличие эффективной системы распыла топлива с
оптимальным распределением по сечению камеры обес-
печивает высокую полноту сгорания топлива и равномер-
ное поле температур в короткой камере сгорания. При
этом удельный импульс двигателя составляет 12000—
14000 м/с в заданном диапазоне числа М полета.
Впервые на СПВРД реализовано регулируемое
сопло с плавно изменяющимся критическим сечением.
Регулируемое сопло предназначено для поддержания
максимального давления в камере на всех режимах по-
лета, т.е. для получения максимальной кинетической
энергии истекающей из сопла струи. Изменение диаметра
критического сечения обеспечивает постоянную работу
двигателя в режиме максимальной экономичности. Кон-
струкция сопла защищена авторским свидетельством.
434
Глава 7
изобретения. Всего в процессе создания двигательной
установки КР «Яхонт» использовано 25 изобретений,
19 из которых заложены в конструкторскую докумен-
тацию и использованы в процессе разработки.
Создание разработчиком двигателя специализиро-
ванного стенда Ц-9Н/2 для испытаний СПВРД обеспечило
возможность исследовательских и конструкторско-дово-
дочных испытаний на большом количестве двигателей
при максимальной имитации условий полета ракеты.
В создание двигателя для КР «Яхонт» и стендов для
его отработки наибольший вклад внесли следующие со-
трудники:
-	по выбору схемы интегрального СПВРД - И.БЛе-
ванов, В.Д.Хохлачев, Р.Г.Леонова, В.И.Шатров,
В.И.Исаев, И.Б.Георгиевский, Ю.А.Портланд;
-	по оптимизации параметров двигателя и агрегатов -
Р.Г.Леонова, В.О.Зайцев, Б.В.Караваев, В.И.Шатров,
И.МЛукоянов, А.Н.Трегубов, А.П.Киселев;
-	по компоновке двигателя - А.Н.Худяков, ЮАПорт-
ланд, Л.С.Шорин, В.ИЛеванов;
-	по системе регулирования и противопомпажной
системе - В.И.Шатров, Д.Д.Почвирный, И.И.Фишман,
ААТопоров, С.Б.Ганусевич, И.Б.Георгиевский;
-	по топливной системе, клапанам, системе запуска -
Н.Н.Пономарев;
-	по регулируемому соплу - Г.МЛазарев, Г.М.Сидо-
рин, Л.С.Шорин;
-	по турбоагрегатам - В.И.Исаев, Б.В.Караваев,
В.П.Женило, О.В.Блохина;
-	по экспериментальной отработке агрегатов и дви-
гателя в сборе - П.В.Куликовский, А.Б.Маргорин,
И.Г.Мунтянов, В.А.Бубненков, В.А.Малкин, В.Е.Яковлев;
-	по разработке технологии и изготовлению матча-
сти - В.А.Кожевников, В.С.Краснов, А.М.Арончик,
Б.Н.Маневич, А.ФЛоганов;
-	по разработке стендов - Ф.И.Гражис, А.Б.Дубов,
Ю.А.Ененков;
-	по отработке и анализу результатов стендовых и
летных испытаний - А.П.Киселев, В.А.Бубненков,
И.Г.Мунтянов, А.Н.Трегубов.
ПВРД для высокоскоростных ЛА
В настоящее время значительное внимание уде-
ляется исследованию процессов в камерах высокоско-
ростных прямоточных двигателей, использующих в ка-
честве горючего не только традиционные жидкие
углеводородные топлива, но и перспективные, в т.ч. ме-
таллизированные, составы.
Основная трудность подобных исследований состоит
в получении значительных расходов высокотемператур-
ного воздушного потока с относительно высокими уров-
нями полного давления. Выход из сложившейся ситуа-
ции был найден в виде использования электродугового
плазменного нагревателя - плазмотрона.
Однако при исследовании характеристик реактив-
ных двигательных установок имеет место еще один
аспект. Наиболее полно эффективность внутрикамер-
ных процессов в реактивных двигателях характеризует
развиваемая камерой тяга или импульс потока на вы-
ходе из камеры, что практически одно и то же. Экспе-
рименты с измерением тяги требуют подвижного в на-
правлении вектора тяги закрепления исследуемой
модели. Для измерения тяги ПВРД необходимо органи-
зовать соединение между неподвижным нагревателем
воздуха (плазмотроном) и подвижной моделью камеры
ПВРД (ГПВРД). Трудность состоит в том, что к подоб-
ному соединению предъявляются весьма противоречи-
вые требования: соединение должно выдерживать вы-
сокую температуру воздушного потока от нагревателя
(до 2500 °C и более), относительно высокие давления
(до 1,5 МПа и более), быть герметичным и подвижным,
причем иметь минимальную жесткость для обеспече-
ния возможности точного измерения тяги, создаваемой
испытываемой камерой ПВРД.
В Отделении ракетных двигателей твердого топлива
Центра Келдыша были возобновлены работы по ПВРД
и создана экспериментальная установка, позволяющая
проводить испытания камер сгорания гиперзвуковых
прямоточных двигателей.
Работы по предварительной отладке установки и
последующие экспериментальные исследования пока-
Комбинированный
воздухозаборник
Газогенератор
Система струйной
стабилизации и
горения
Топливный бак
Канал предварительного Расширяющаяся
смешения и горения камера сгорания
и сопло
Схема высокоскоростного ЛА с ПВРД
Система распределения
топлива в газогенераторе
Система подачи и
регулирования
расхода топлива
435
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
зали верность как общей идеологии данного вида ис-
следований, так и обоснованность и справедливость
принятых конкретных инженерно-технических и кон-
структорских решений при создании уникальной уста-
новки. Большой вклад в эту работу внесли НАДавы-
денко, А.С.Васютичев, А.К.Левин, В.М.Пузырев,
А.О.Воробьев, А.Ш.Козаев, Е.И.Титов, В.О.Зайцев.
Проведенные с использованием данной установки
экспериментальные работы в обеспечение создания на-
учно-технического задела в части исследования фи-
зико-химических процессов в прямоточных камерах
сгорания перспективных высокоскоростных летатель-
ных аппаратов на перспективных горючих составах вы-
явили новые закономерности исследуемых процессов,
ускользавшие ранее от исследователей, проводивших
подобные работы на установках старых конструкций.
Вместе с тем они позволили выдать конструкторским
коллективам, разрабатывающим перспективные высо-
коскоростные носители с ПВРД, обоснованные реко-
мендации по перспективным вариантам ПВРД, рассчи-
танные на работу в широком диапазоне скоростей,
соответствующих числам Маха М = 4-6.
т4.С.Ло£цо&, УНИ.Ъасин
Электрические ракетные двигатели
Использование электрической энергии для разгона
рабочего тела в двигателях было предложено в начале
XX в. С середины прошлого столетия работы в данном
направлении были переведены в практическую плос-
кость, что было вызвано возможностью достижения в
электроракетных двигателях очень высоких скоростей
истечения (до 100 км/с) по сравнению с другими спо-
собами ускорения.
Магнитоплазмодинамические двигатели
В Центре Келдыша как в
головном двигательном ин-
ституте космической от-
расли работы были скон-
центрированы на изучении
рабочих процессов в магни-
тол лазмодинамических
двигателях различных схем
мощностью от 1 до 1000 кВт
при использовании в каче-
стве рабочего тела щелоч-
ных металлов и их сплавов,
в т.ч. лития. С конца 1950-х
до 1975 г. были предложены разнообразные схемы
ААПоротников
электродных узлов и магнитных систем, созданы ме-
тоды диагностики параметров МПДД, заложены тео-
ретические основы их рабочих процессов. Были из-
учены самые разные рабочие тела - газы (водород и
др.), щелочные металлы (Li, К, Na, Cs), висмут. При-
менялись как твердые термоэмиссионные катоды, так
и жидкометаллические катоды (как с использованием
принудительного охлаждения катода, так и без него).
Была создана уникальная для того времени экспери-
ментальная база, позволяющая испытывать двига-
тели с током разряда до 1000 А в непрерывном ре-
жиме. Работы велись под руководством одного из
основоположников разработок этих двигателей в
России А.А.Поротникова. Помимо него большой
вклад в развитие этих работ внесли его коллеги -
И.Н.Острецов, ВАПетросов, ЮАУткин, Л.М.Поляков,
И.Б.Сафонов, К.С.Хлопкин, В.И.Брухтий, В.Ю.Прихо-
дов и др.
При испытаниях ТСД мощностью -500 кВт, рабо-
тающего на литии, были получены величины тяг до не-
скольких десятков ньютонов со скоростями истечения
до 80 км/с при КПД до 50 %.
С конца 1950-х гг. в СССР широким
фронтом велись работы по созданию
магнитоплазмодинамических двигате-
лей. Успехи, достигнутые в области
освоения космического пространства,
позволяли строить амбициозные
планы по освоению Солнечной си-
стемы, в частности, планировалось
осуществление пилотируемой экспе-
диции на Марс. Повышение скорости
истечения рабочего тела для решения
подобных задач крайне важно, поэтому
использование МПДД рассматрива-
лось как один из приоритетных вари-
антов реализации ДУ для освоения
дальнего космоса. При этом планиро-
валось создание мощных двигателей
(мощностью до 1 МВт). Работы по
таким двигателям велись в РКК «Энер-
гия», ОКБ «Факел», МАИ.
Участники работ по МПД-двигателям и источникам плазмы. Слева
направо: В.И.Казанский, В.И.Брухтий, Ю.А.Уткин, Н.Н.Глотова,
И.Б.Сафонов, В.Ю.Приходов, И.Н.Острецов, Е.В.Свиридов
436
Глава 7
Ресурсные испытания длительностью 1000 ч про-
водились на МПДД мощностью ~5 кВт при работе на
калии. Был использован катод, одна часть которого
была выполнена поликристаллической, а другая - из
монокристалла вольфрама. Испытания показали, что
скорость эрозии монокристаллической части катода су-
щественно меньше скорости эрозии его поликристал-
лической части. Модификация этого двигателя исполь-
зовалась при проведении ЛКИ установки «Крен» на КА
«Космос-728» и «Космос-760».
В 1970-е гг. интерес к этой тематике заметно сни-
зился, что было вызвано в первую очередь трудно-
стями создания космической энергоустановки большой
мощности. Работы по созданию мощных МПДД в
Центре Келдыша были приостановлены, но на основе
накопленного опыта стали развиваться другие направ-
ления, косвенно связанные с данной тематикой. В част-
ности, в 1970-1980-е гг. было проведено более 20 лет-
ных испытаний магнитоплазмодинамических
ускорителей плазмы мощностью 1-3 кВт, созданных в
Центре Келдыша.
Большое внимание в Центре Келдыша уделялось
также проблеме воздействия ЭРД, работающего на ще-
лочном металле, на КА. Проводились как лабораторные
испытания, так и космические эксперименты. В 1975 г.
на КА серии «Космос» были проведены ЛКИ, где впервые
удалось провести измерения толщины и скорости осаж-
дения пленки щелочного металла на элементы КА. В ка-
честве средства воздействия использовался торцевой
холловский двигатель, разработанный в Центре Келдыша
и работающий при следующих параметрах: мощность -
~3 кВт, расход рабочего тела -1-5 мг/с, скорость истече-
ния-1 5-20 км/с. В качестве рабочего тела использовался
калий. За 13 мин работы двигателя толщина осажденной
пленки составила величину 0,1 мкм.
В1990 г. на КА «Прогресс М-4» был поставлен еще
один эксперимент с плазменными источниками. Этот
эксперимент обеспечивал форсированное воздействие
плазменной струи щелочного металла на КА.
По результатам испытаний КА «Прогресс М-4» были
выполнены расчеты, позволяющие оценить влияние
осаждения цезия на работоспособность солнечных ба-
тарей. Было определено, что для того, чтобы образо-
вавшаяся пленка цезия на солнечных батареях КА
«Прогресс М-4» привела к их полной деградации, ис-
точник плазмы должен был непрерывно работать в
течение 4000 ч.
Стационарные плазменные двигатели
Начиная с середины 1980-х гг. основное внимание в
Центре Келдыша уделяется наиболее востребованным
ЭРД малой и средней мощности. Учитывая перспектив-
ность использования стационарных плазменных двига-
телей для решения задач в космосе, большой опыт ОКБ
«Факел» в создании ЭРДУ и их использовании для кор-
рекции орбиты геостационарных спутников, было при-
нято решение о развертывании работ по СПД в отделе
ААПоротникова, имеющем к этому моменту обширный
опыт теоретических и экспериментальных исследований
магнитоплазмодинамических двигателей.
Первоначально работа сводилась к обобщению
опыта разработки и эксплуатации СПД, а также созда-
нию на этой основе методов проведения ускоренных
испытаний при подтверждении ресурса и показателей
надежности.
Период конца 1980-х- начала 1990-х гг. характери-
зуется развертыванием работ по исследованию процес-
сов в СПД. Задачей этих исследований было создание
научных основ проектирования СПД с требуемыми па-
раметрами и ресурсом. Основными направлениями
работ были:
-	определение областей эффективного применения
ЭРД, а также их оптимальных параметров, реализация ко-
торых позволила бы получить выигрыш в полезной на-
грузке или длительности функционирования в полете;
-	изучение рабочих процессов в ускорительном ка-
нале, определяющих основные выходные характери-
стики СПД и ресурс;
-	разработка физической модели эрозии стенок
ускорительного канала.
В работах принимали участие В.А.Петросов,
В.Н.Акимов, В.И.Баранов, А.И.Васин, А.А.Гафаров,
ОАГоршков, Ю.С.Назаренко.
В экспериментальном плане этого периода реша-
лись задачи разработки и исследования опытных мо-
делей перспективных СПД и их узлов:
-	разработка и оптимизация магнитных систем СПД,
исследование зависимости тяговых и эрозионных ха-
рактеристик канала СПД от конфигурации и величины
магнитного поля;
-	создание и исследование катодов с вольфрам-ба-
риевыми эмиттерами;
-	разработка и исследование элементов бортовой
системы управления расходом ксенона для управления
режимом работы СПД.
В работах принимали участие В.А.Петросов,
В.И.Брухтий, А.И.Васин, В.Н.Шутов, М.В.Ясинский.
По контракту с фирмой Matra Marconi Space была
разработана и исследована (апрель 1996 г. - февраль
1997 г.) модель СПД с отклоняемым вектором тяги. Мо-
дель была оснащена боковым и центральным катодами.
Полученная в экспериментах максимальная величина
угла отклонения вектора тяги составляла ±5 °. Для опре-
деления рабочих параметров модели двигателя и эрозии
стенок канала были проведены ресурсные испытания
(продолжительностью 100 ч) с отклоненной струей в
течение всего времени испытаний на угол 3 °.
Другим важным направлением работ была разра-
ботка катодов с вольфрам-бариевыми эмиттерами. Ис-
пользование вольфрам-бариевых эмиттеров, имеющих
низкую рабочую температуру (-1100-1200 °C), позво-
лило создать катоды с требуемыми ресурсными харак-
теристиками как по времени работы, так и по числу
437
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
включений, избежав при этом ряда технологических
проблем, присущих катоду с эмиттером из гексаборида
лантана. Была разработана линейка катодных блоков,
обеспечивающих работу СПД с разрядным током от 3
до 20 А.
Начало 1990-х гг. характеризуется развитием со-
трудничества Центра с зарубежными специалистами
и коллегами по работе из США и Франции. В период
с 1990 по 2000 г. были заключены контракты на раз-
работку и демонстрацию характеристик СПД Т-100,
Т-160 Е (ISP, США), ROS-99, Т-140, ROS-2000
(ASTRIUM, Франция).
Созданный задел теоретических и эксперименталь-
ных исследований СПД был использован при разработке
двигателя мощностью 4-4,5 кВт. В1993 г. по контракту с
ISP (США) в Центре Келдыша был разработан и успешно
испытан СПД Т-160 Е мощностью 4,5 кВт.
В разработке двигателя Т-160 Е принимали участие:
-	по выбору схемы и расчету магнитной системы -
В.А.Петросов, В.И.Баранов, А.И.Васин; Ю.С.Назаренко;
-	по расчетам температуры в элементах конструк-
ции и термической прочности керамической разрядной
камеры - А.И.Васин, Ю.С.Назаренко;
-	по разработке конструкции - А.Н.Алексеев,
ВЛ.Салин;
-	по оптимизации параметров Т-160 Е - А.И.Васин,
В.И.Брухтий, В.Н.Шутов.
Отличительной особенностью двигателя Т-160 Е
было использование оригинальной двухконтурной маг-
нитной системы, обеспечивающей максимум радиаль-
А.И.Васин
Ю.С.Назаренко
ной составляющей магнитного поля за срезом ускори-
теля при относительно малой величине осевой состав-
ляющей магнитного поля на оси канала, а также ис-
пользование полых катодов с вольфрам-бариевыми
эмиттерами; наличие выносного блока очистки ксенона
для защиты катода от отравления примесями, содер-
жащимися в ксеноне.
В октябре 1997 г. представителями SPI (США),
Центра Келдыша, АО «ИСС» (в то время НПО ПМ) было
принято решение о совместном проведении летных ис-
пытаний Т-160 Е на КА «Экспресс-АЗ». По контракту
Центр Келдыша обеспечивал поставку двух летных мо-
делей СПД Т-160 Е и двух летных экземпляров блоков
управления расходом ксенона, снабженных блоками
очистки ксенона. В разработке и наземной эксперимен-
тальной отработке блока управления расходом ксенона
принимали участие сотрудники Центра Келдыша
С.Г.Байдаков, А.И.Васин, В.Л.Салин.
Разработку и поставку источника питания для Т-160 Е,
а также испытание летного оборудования в NASA обес-
печивала фирма SPL
Наземная отработка и квалификационные испыта-
ния двигателя Т-160 Е были проведены в Центре Кел-
дыша. В работе принимали участие А.И.Васин,
В.И.Брухтий, ААКаляев, О.В.Ларионов, В.Л.Салин,
В.Н.Шутов.
Ресурсные испытания (500 ч) были проведены в
Lewis Research Center NASA.
В конце 2000 г. в Центре Келдыша были подготов-
лены две летные модели Т-160 Е. Летная модель № 2
была отправлена в НПО ПМ для комплектации КА «Экс-
пресс-АЗ».
Другая модель FM Т-160 Е № 1 была отправлена в
США, где в Lewis Research Center NASA прошла конт-
рольные испытания. При работе на номинальной мощ-
ности 4,5 кВт с разрядным напряжением 300 В была за-
фиксирована тяга 290 мН при полном КПД, равном 58 %.
Удельный импульс тяги достигал 17460 м/с. К сожале-
нию, к моменту старта «Экспресс-АЗ» сотрудники SPI
не сумели подготовить блок питания и управления дви-
гателем Т-160 Е.
Полученный в процессе создания Т-160 Е опыт ра-
боты и задел были использованы для создания модели
многорежимного СПД повышенной мощности 5-6 кВт.
Созданная на базе Т-160 Е модель многорежимного
СПД КМ-7 в режиме работы с высоким удельным им-
пульсом при напряжении разряда 600 В имела удель-
ную тягу 25900 м/с и полный КПД -60 %. В режиме с
повышенной тягой при работе с напряжением разряда
280 В была достигнута тяга 320 мН при КПД, равном
59,6 %. Удельный импульс в этом режиме составлял
18450 м/с.
В конце 1990-х - начале 2000-х гг. в Центре Кел-
дыша для решения задач коррекции средних и тяжелых
КА, базирующихся на ГСО, включая их довыведение, а
также для использования в качестве маршевого двига-
438
Глава 7
Летная модель двигателя Т-160Е
Двигатель КМ-7 при испытаниях во ФГУП ОКБ
«Факел»
Летная модель двигателя Т-120 с узлом
газораспределения
теля легких межпланетных зондов (в частности, для по-
летов к Луне и Марсу) был разработан многорежимный
СПД Т-120 с номинальной мощностью 2000 Вт.
В разработке двигателя Т-120 и узла газораспреде-
ления принимали участие В.А.Петросов, А.И.Васин,
В.И.Баранов, С.Г.Байдаков, Ю.С.Назаренко, В.И.Брух-
тий, А.Н.Алексеев, ВЛ.Салин, В.Н.Шутов.
Разрядная камера и стенки ускорительного канала
целиком выполнены из керамики на основе нитрида
бора (горячепрессованная смесь нитрида бора и дву-
окиси кремния). Диаметр наружной стенки цилиндри-
ческой части ускорительного канала -116 мм, ширина
канала -15,5 мм. Ускорительный канал в прианодной
части имеет уширение. Магнитная система в Т-120
была аналогична магнитной системе, используемой в
двигателе Т-160 Е. В качестве катодов-нейтрализаторов
используются полые катоды с вольфрам-бариевыми
эмиттерами.
Первоначально двигатель разрабатывался как мно-
горежимный двигатель с суммарным импульсом
2,2-106 Н с и номинальной мощностью 2000 Вт. При
этом он должен был длительно функционировать на
режимах с пониженной (1350 Вт) и кратковременно на
повышенной (2500 Вт) мощности.
Учитывая перспективность разработки и возмож-
ный коммерческий интерес как для внутренних, так и
для зарубежных потребителей, Центром Келдыша со-
вместно с АО «ИСС» (НПО ПМ) в апреле 2001 г. было
принято решение о проведении летной квалификации
многорежимного двигателя Т-120 на КА «Экспресс-А4».
На базе двигателя Т-120 и УГР НПО ПМ применительно
к КА «Экспресс-А4» была разработана дополнительная
двигательная установка.
Проверка работоспособности квалификационных
моделей (ОМ) Т-120 и УГР при имитации космических
условий с последующей возможностью использования
их для коррекции орбиты КА «Экспресс-А4» проводи-
лась автономно. В работах по наземной отработке ОМ
Т-120 и QM УГР, ресурсным и приемочным испытаниям
летных моделей принимали участие А.И.Васин, С.Г.Бай-
даков, В.Н.Шутов, А.А.Каляев, И.Г.Шпанов, М.Б.Бели-
ков. Работы по наземной отработке на этом этапе про-
водились под руководством ОАГоршкова.
На заключительном этапе наземной отработки из-
делий были проведены ресурсные испытания ОМ Т-120
и ОМ УГР продолжительностью 500 ч. За время квали-
фикационных и ресурсных испытаний QM Т-120 нара-
ботала 554 ч при 225 включениях, из них 11 включений
было выполнено после нахождения на воздухе.
Оценка прогноза ресурса ускорительного канала,
выполненного по методике укороченных испытаний,
с использованием результатов общей огневой нара-
ботки двигателя 554 ч, составляла -(6500-7000) ч. В
течение ресурсных испытаний параметры двигателя
были стабильны и соответствовали требованиям,
предъявляемым в конструкторской документации:
тяга - (80±4) мН; удельный импульс - -15200 м/с;
мощность - -1350 Вт.
При интеграции протолетных моделей (PFM) Т-120
и УГР в состав КА «Экспресс-А4» использовались си-
стемы электропитания и подачи ксенона штатной ЭРДУ,
созданной на базе М 100. Для подтверждения работо-
способности двигателя Т-120 и УГР совместно с блоком
питания и управления, блоком подачи ксенона ЭРДУ и
системой электропитания КА в НПО ПМ были прове-
дены огневые стыковочные испытания.
439
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Группа сотрудников Центра Келдыша в период создания двигателя
Т-120. Слева направо, 1-й ряд: А.И.Васин, О.А.Горшков; 2-й ряд:
ААИльин, В.А.Муравлев, Р.Н.Ризаханов, С.Г.Байдаков; 3-й ряд:
В.Н.Шутов, А.И. Шнырев. А.А.Шагайда
Этап натурных испытаний двигателя Т-120 был начат
с момента выведения КА «Экспресс-А4» на геостационар-
ную орбиту -10 июня 2002 г. Успешная работа Т-120 и
УГР на летных испытаниях в составе КА с июня 2002 г.
подтвердила работоспособность СПД данной схемы, об-
основанность используемых технических решений, по-
ложенных в основу конструкции узлов двигателя Т-120 и
УГР, правильность применения материалов и комплек-
тующих. В дальнейшем летной модели двигателя Т-120
был присвоен индекс КМ-5. Общая наработка двигателя
на борту КА «Экспресс-А4» составила более 2000 ч.
Холловский двигатель КМ-60 до начала
ресурсных испытаний и после их окончания
Холловский двигатель КМ-45
А.СЛовцов
Начиная с 1999 г. по контракту с
ISRO (Индия) под общим руководством
О.А.Горшкова разрабатывался двига-
тель КМ-45 с номинальными значе-
ниями тяги и мощности 18 мН и 350 Вт.
Двигатель прошел полный цикл назем-
ной отработки в соответствии с требо-
ваниями заказчика, его летные испыта-
ния должны были состояться в составе КА GSAT-4
в 2010 г., однако из-за нештатной работы третьей сту-
пени PH КА не был выведен на орбиту. В работе над
двигателем активно участвовали Ю.В.Жуков, В.А.Му-
равлев, Р.Н.Ризаханов, А.А.Шагайда, А.И.Шнырев,
М.Б.Беликов.
5 мая 2017 г. с космодрома на острове Шрихарикота
в штате Андхра-Прадеш (Индия) стартовала ракета-но-
ситель GSLV-F09, которая успешно вывела на орбиту
геостационарный телекоммуникационный спутник
GSAT-9, принадлежащий Индийской организации кос-
мических исследований (ISRO).
На борту спутника установлены четыре стационар-
ных плазменных двигателя КМ-45, предназначенных
для коррекции орбиты спутника. Двигатели пролежали
на хранении у заказчика в Индии почти 15 лет, однако,
несмотря на это, они сохранили полную работоспособ-
ность и с 13 мая 2017 г. используются по назначению
на орбите. Двигатели вошли в состав первой ЭРДУ, реа-
лизованной индийскими партнерами.
Двигатель КМ-60 разрабатывался для спутниковой
платформы АО «ИСС» «Экспресс-1000» с 2002 г. При
мощности 900 Вт и тяге 42 мН удельный импульс на на-
чало ресурса составляет более 20000 м/с.
В рамках этой работы создавался блок
коррекции, который включал в себя не
только двигатель, но и блок управления
расходом. Наземная отработка БК пол-
ностью завершена. Проведены ресурс-
ные испытания БК в течение более 4100 ч,
суммарный импульс тяги за время ис-
пытаний превысил 600 кН«с. На момент
окончания испытаний БК оставался ра-
ботоспособным, испытания прекра-
щены из-за достижения требуемых па-
440
Глава 7
а)
Мультиканальный холловский двигатель КМ2К5 (а) в работе при различных схемах включения каналов (б)
раметров ресурса. Катоды для КМ-60 прошли авто-
номные ресурсные испытания на число включений,
два катода наработали около 20000 включений каж-
дый. В 2014 г. начались летные испытания БК на базе
двигателя КМ-60. В работе над блоком коррекции при-
нимали участие ОАГоршков, А.С.Ловцов, А.И.Васин,
ВАМуравлев, М.Б.Беликов, С.Г.Байдаков, А.Н.Костин,
В.В.Воронцов, Н.В.Блинов, ААШагайда.
В 2005 г. по заказу ISRO началась разработка дви-
гателя КМ-88, который при номинальной мощности
1650 Вт обладает тягой 72 мН и удельным импульсом
более 21000 м/с. Двигатель прошел полный цикл на-
земной отработки, включая вибрационные испытания
при очень высокой нагрузке (21 gRMS по трем осям).
Изготовлена первая летная партия двигателей, которая
поставлена заказчику. В составе двигателя использо-
ваны вольфрам-бариевые катоды, которые прошли
цикл автономной отработки, включая ресурсные испы-
тания на 4000 включений. В работе над двигателем при-
нимали участие ОАГоршков, А.С.Ловцов, Н.В.Блинов,
С.С.Пашков, А.А.Шагайда, В.Н.Шутов.
Разработка летных моделей электроракетных дви-
гателей в отделе электрофизики Центра Келдыша, ко-
торым с 2012 г. руководит А.С.Ловцов, тесно увязана с
научно-исследовательской деятельностью.
Проводятся исследо-
вания по оптимизации
конструкции двигателей с
высоким удельным им-
пульсом, включая опти-
мизацию топологии маг-
нитного поля, выполняются
работы по обеспечению ре-
сурсных характеристик дви-
гателей и стабильности их
работы. Разработан спек-
троскопический метод ди-
агностики плазмы для
определения интенсивно-
сти процессов эрозии кера-
мических элементов раз-
рядной камеры двигателей.
Тестирование метода пока-
зало, что скорость эрозии, измеренная методом
спектроскопической диагностики плазмы, удовле-
творительно совпадает с результатами прямых изме-
рений уносимого материала. При отработке изделий
активно применяется метод укороченных ресурсных
испытаний, который позволяет многократно сокра-
тить время, необходимое для оценки ресурса двига-
телей. Проводятся экспериментальные и численные
исследования особенностей организации разряда, в
частности, механизмов аномального транспорта
электронов в скрещенных полях, включая аномаль-
ный дрейф, связанный с колебаниями плазмы.
Разрабатываются и испытываются различные экс-
периментальные модели двигателей с целью создания
научно-технического задела. Например, разработана и
испытана лабораторная модель мультиканального дви-
гателя холловского типа. В научно-исследовательских
и опытно-конструкторских работах активное участие
принимают ААШагайда, ДАТомилин, Д.А.Кравченко.
Ионные двигатели
Несмотря на активное развитие направления холлов-
ских двигателей в Центре Келдыша, начиная с 1990-х гг.
значительное внимание уделялось работам в области
ионных двигателей. Ионные двигатели имеют суще-
ственно более высокие характеристики (удельный им-
2.Ое+17
1.8е+17
1.6е+17
1.3е+17
1.1е+17
8.9е+16
6.7е+16
4.4е+16
2.2е+16
О
О.О5О
0.045
0.040
0.035
О.ОЗО
0.025
0.020
0.015
0.010
0.005
0.000
Расчетная картина эрозии на ускоряющем электроде из графита (а) и
распределения концентрации ионов в объеме газоразрядной камеры
ионного двигателя
(6)
441
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Опытный образец двигателя ИД-500 (35 кВт) (а)
во время огневых испытаний (б)
Ионно-оптическая система
ионного двигателя
изУУКМ
пульс тяги, эффективность, ресурсные характери-
стики), однако существенно сложнее в изготовлении и
проигрывают в части габаритно-массовых характери-
стик. Активное применение двигателей данного типа на
космических аппаратах США и Японии показывает
значительный потенциал данной технологии.
В Центре Келдыша при активном участии А.А.Ша-
гайды разработаны программные комплексы, позво-
ляющие осуществлять моделирование основных физи-
ческих процессов, проходящих в ионных двигателях.
Разработаны, изготовлены и проходят наземную
экспериментальную отработку опытные образцы
ионных двигателей мощностью до 35 кВт, обладающие
удельным импульсом тяги до 70000 м/с.
Успешно проведены испытания опытных образцов,
включая огневые, термоциклические, воздействия внеш-
них факторов (вибрация, удар, акустическое воздей-
ствие), ограниченные ресурсные испытания (300 ч). В
разработке конструкции и проведении испытаний прини-
мают участие А.С.Жиркин, С.С.Пашков, Ю.Б.Иконников,
А.С.Ловцов, М.Ю.Селиванов, Г.Ф.Галкин.
Ведутся интенсивные работы по увеличению ре-
сурсных характеристик ионных двигателей с помощью
внедрения в их конструкцию углерод-углеродных ком-
позиционных материалов, имеющих низкие коэффи-
циенты распыления.
Особое внимание уделяется разработке катодов для
холловских и ионных двигателей. Для использования
в составе холловских двигателей малой мощности
была разработана базовая модель катода с эмиттером
из гексаборида лантана, отличающаяся низким расходом
рабочего тела, способная устойчиво работать при токах
разряда 0,5-3,0 А при катодном расходе 0,05-0,2 мг/с.
Модификации данного катода в составе двигателей
КМ-45 и КМ-60 прошли полный цикл наземной отра-
ботки, включая автономные испытания на 20000 цик-
лов включения и ресурсные испытания в составе дви-
гателя длительностью 3500 ч.
Разработан полноценный параметрический ряд
вольфрам-бариевых катодов. Катоды способны функ-
ционировать в составе холловских и ионных двигате-
лей в диапазоне токов разряда от 0,1 до 100 А при ка-
тодном расходе от 0,03 до 5 мг/с, что соответствует
диапазону мощности двигателей от 100 Вт до 50 кВт.
Также ведутся работы по исследованию возможно-
сти создания катодов с новыми перспективными ти-
пами эмиттеров, сочетающими в себе положительные
стороны вольфрам-бариевых и гексаборид-лантановых
эмиттеров: умеренную рабочую температуру и устой-
чивость к отравляющему воздействию кислородсодер-
жащих примесей рабочего тела. В частности, начаты ис-
следования катодов с металлосплавными
иридий-лантановым и платина-бариевым эмиттерами.
C.i4.tlona&
Ядерные ракетные двигатели
Повышение важнейшей
двигателей удельного им-
пульса тяги - связывается с
использованием ядерной
энергии. В 1955 г. по ини-
циативе академика М.В.Кел-
дыша, научного руководи-
теля НИИ-1 (затем НИИ
тепловых процессов, в на-
стоящее время ГНЦ ФГУП
«Центр Келдыша»), были
начаты работы по ядерным
ракетным двигателям.
А.М.Костылев
ЮАТрескин
442
Глава 7
Для проведения работ по ЯРД в Центре Келдыша
было создано специальное подразделение во главе с
В.М.Иевлевым, в которое вошли А.М.Костылев,
Л.Ф.Фролов, В.Н.Богин, В.П.Горда, В.С.Кузнецов,
М.М.Гурфинк и присоединившиеся к ним позднее
ЮАТрескин, А.С.Коротеев, А.Б.Пришлецов, ААПорот-
ников, К.И.Артамонов, А.Я.Гольдин, Г.В.Конюхов,
А.И.Горин, ВАЗайцев, Е.П.Терехов, Ю.ГДемянко и мно-
гие другие.
На начальной стадии был выполнен расчетно-тео-
ретический анализ принципиальных схем ЯРД, сфор-
мулированы основные проблемы, определяющие воз-
можность их создания. В результате этих работ из всего
разнообразия рассмотренных схем для дальнейшей
разработки были выбраны два наиболее перспектив-
ных варианта ЯРД: на основе реактора с твердофазной
активной зоной (с твердыми поверхностями тепло-
обмена) и на основе реактора с газофазной активной
зоной (делящееся вещество в активной зоне реактора
находится в плазменном состоянии, а рабочее тело на-
гревается излучением). ЯРД с твердофазной активной
зоной реактора в дальнейшем получил условное наиме-
нование «схема А», ЯРД с газофазным реактором -
«схема В».
Разработка ЯРД схемы А
В1958 г. было подписано развернутое постановле-
ние правительства по проблеме создания ЯРД. Этим по-
становлением руководство работами в целом было воз-
ложено на академиков М.В.Келдыша, И.В.Курчатова и
С.П.Королева. В постановлении были детально сфор-
мулированы этапы работ, подключены к работам де-
сятки исследовательских, проектных, конструкторских,
строительных и монтажных организаций.
Решающее влияние на весь ход работ по ЯРД ока-
зала выдвинутая В.М.Иевлевым концепция максималь-
ной поэлементной отработки узлов ЯРД на холодных
гидравлических, электронагревных и плазмотронных
стендах. Применительно к выбранному в качестве ос-
новы ЯРД схемы А гетерогенному ядерному реактору
эта концепция была распространена и на последова-
тельную отработку элементов активной зоны в натур-
ных реакторных условиях. Были определены основные
стадии таких испытаний:
-	исследования протекающих в активной зоне реак-
тора физико-химических и тепловых процессов на мо-
делях;
-	холодные (гидравлические и механические) испы-
тания узлов ЯРД;
-	высокотемпературные испытания узлов.
В испытаниях первых двух стадий широко применя-
лись специально созданные для этих целей различные
газодинамические и теплофизические установки с ис-
пользованием омического нагрева элементов Стадия
проведения высокотемпературных испытаний узлов наи-
более полно могла быть реализована при использовании
высокотемпературных газовых потоков, что потребовало
разработки нового теплотехнического направления в вы-
сокотемпературной технологии - создания генераторов
газа с выходной температурой на уровне 3000 К и выше,
для чего в 1959-1972 гг. в ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша»
был разработан ряд мощных плазмотронов и создана
уникальная испытательная база.
В создании стендовой базы высокотемпературных
испытаний в Центре Келдыша активное участие прини-
мали А.М. Костылев, А.С.Коротеев, В.В.Коба, А.А.Широ-
ков, МАЛомовцев, Б.В.Челознов, С.П.Моисеев и др.
Первые реакторные испытания ТВС ЯРД схемы А.
Одним из важных следствий правительственного по-
становления являлось решение о создании на Семипа-
латинском ядерном полигоне стенда и реактора для ис-
пытаний тепловыделяющих сборок ЯРД. Эти работы
выполнялись ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша» (технологиче-
ские системы испытательного стенда и объекты испыта-
ний), НИЦ «Курчатовский институт» и АО «НИКИЭТ» (ре-
актор). Уникальный комплекс, включающий реактор
импульсного действия (его современное название -
ИГР), был создан в сложных условиях полигона в чрез-
вычайно короткие сроки: уже в 1961 г. были построены
и оснащены оборудованием все основные сооружения
и состоялся физический, а затем и энергетический пуск
реактора.
Для проектирования и строительства испытательного
стенда и проведения реакторных испытаний в подразде-
лении В.М.Иевлева была сформирована бригада инжене-
ров и испытателей: ВАЗайцев, Е.П.Терехов, Ю.ГДемянко,
РАФедотов, В.ВЛаппо, В.Г.Кузнецов, Б.А.Обувалин,
А.П.Колосов, В.Д.Порываев, ЮАЛебедев и др.
В специализированной мастерской Центра Келдыша
были изготовлены первые модельные тепловыделяю-
щие сборки ЯРД (их конструкция была впоследствии
взята в качестве прототипа при разработке всех моди-
фикаций ТВС). Эти работы проводились в тесном взаи-
модействии с НИИ-9 (ныне ВНИИНМ им. ААБочвара)
в части разработки оптимального состава, конструкции
и поставки тепловыделяющих элементов для ТВС.
Первые три серии испытаний модельных ТВС ЯРД в
реакторе ИГР состоялись в 1962-1964 гг. Их проведение
обеспечивали Центр Келдыша (работа технологических
систем стенда и модельных ТВС) и НИЦ «Курчатовский
институт» (работа реактора). В ходе этих испытаний был
проведен 41 пуск реактора, испытано 26 модельных ТВС
различных модификаций (некоторые ТВС проходили ис-
пытания многократно). В процессе проведения реактор-
ных испытаний модельных ТВС для реакторов ЯРД был
решен ряд принципиальных задач:
-	подтверждена работоспособность конструкции,
определена форма проточной части и организован ра-
бочий процесс (введение коллекторов смешения, про-
дольное профилирование и т.д.);
-	подтверждена стойкость выбранных материалов в
потоке рабочего тела при температурах до 3000-3300 К
и интенсивном нейтронном и у-облучении, обоснованы
443
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
оптимальные температурные режимы работы твэлов на
стационарных уровнях мощности;
-	проверены работоспособность конструкционных
деталей и узлов ТВС, методы соединения этих деталей,
характеристики выбранных теплоизоляционных мате-
риалов;
-	получены экспериментальные данные об удель-
ных параметрах ТВС, в частности, об удельном им-
пульсе тяги;
-	экспериментально изучены динамические харак-
теристики ТВС, что позволило разработать рекоменда-
ции по оптимальным режимам вывода ТВС на номи-
нальный уровень мощности и расхолаживания при
останове;
-	исследованы эксплуатационные особенности ТВС,
определены, в частности, скорости диффузии ядер
урана и осколков деления из твэлов в тракт рабочего
тела;
-	получен ценный технологический опыт подготовки
ТВС к испытаниям, проведения испытаний и, особенно,
последующих (после окончания испытаний) работ с
ТВС в радиационно опасных условиях.
Испытанные в реакторе тепловыделяющие сборки
помещались затем в защитные контейнеры и направ-
лялись в «горячую» лабораторию НИЦ «Курчатовский
институт», где проводились тщательные физико-хими-
ческие исследования деталей их конструкции. Получен-
ные результаты и выводы имели основополагающее
значение для определения дальнейших перспектив раз-
работки ядерных ракетных двигателей в СССР.
Центр Келдыша - научный руководитель разра-
ботки ЯРД схемы А. Первые проектные работы по ядер-
ным ракетным двигателям с твердофазным реактором
выполнялись в начале 1960-х гг. в Центре Келдыша под
руководством В.М.Иевлева и ЮАТрескина. В них при-
нимали участие С.М.Кац, Б.Н.Лукьянов, Г.В.Конюхов,
В.Ф.Семенов, Б.В.Дзюбенко, А.И.Горин, В.П.Горда,
В.С.Кузнецов, В.А.Бобров, В.Н.Рыбин, Л.В.Авдеев и др.
В результате проведенных работ были определены
проектные параметры семейства ЯРД различных тяг и
назначений, сформулированы предложения по перво-
очередному созданию экспериментального ЯРД малой
тяги - 36 кН. В качестве прототипа реактора этого дви-
гателя Центр Келдыша предложил экспериментальный
реактор минимальной мощности ИР-100. ЯРД малой
тяги предназначался для испытаний и последующего
использования в составе ракеты-носителя «Протон».
Ракетный модуль с таким ЯРД предполагалось приме-
нить в качестве разгонного блока для отправки автома-
тических станций к планетам Солнечной системы.
В 1966 г. в Конструкторском бюро химавтоматики
(АО КБХА, главный конструктор-А.Д.Конопатов) были
начаты опытно-конструкторские разработки малораз-
мерного ЯРД схемы А. С той поры вся работа в СССР
по созданию ЯРД с твердофазным реактором подчиня-
лась задаче создания двигателя тягой 36 кН, получив-
Сборка отражателя и замедлителя (а) реактора ИР-100 (б)
шего индекс 11Б91. На первом этапе проектных работ
Конструкторскому бюро химавтоматики из Центра Кел-
дыша были переданы методики и расчетные данные,
экспериментальные результаты по гидродинамике и
теплообмену, реакторным материалам, конструктор-
ские, технологические проработки и другие необходи-
мые для проектирования двигателя материалы. Работы
по созданию реактора ИР-100 и двигателя 11Б91 далее
проводились КБХА (главный конструктор), Центром
Келдыша (научный руководитель), АО «ГНЦ РФ - ФЭИ»
(научный руководитель по нейтронно-физической
части) совместно. Это позволило КБХА выпустить аван-
проект ЯРД 11Б91 в очень сжатые сроки.
По первоначальному распределению работ соз-
дание стендового прототипа реактора ЯРД - аппа-
рата ИР-100 было поручено Центру Келдыша, а лет-
ного варианта - КБХА. Центр Келдыша в течение трех
лет совместно с кооперацией спроектировал, изготовил
и провел контрольную сборку основных узлов реактора
ИР-100.
В 1970 г. обе программы были объединены в еди-
ную совместную программу создания стендовых реак-
торов ЯРД, получивших обозначение 11Б91-ИР-100
(ИРГИТ). С тех пор вся конструкторская работа по стен-
довым и летным образцам ЯРД 11Б91 сосредоточилась
в АО КБХА. ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша» продолжал
осуществлять функции научного руководителя разра-
ботки и готовить стендовую базу для отработки из-
делий и натурных испытаний. В работах по созданию
ИРГИТ и стендовой базы участвовали также АО «ГНЦ
РФ - ФЭИ», НИЦ «Курчатовский институт» и АО
НИКИЭТ (в части работ по созданию в составе стендо-
вого комплекса «Байкал» реактора ИВМ для группо-
вой отработки ТВС), ФГУП «НИИ НПО «Луч» (конструк-
тор, изготовитель и испытатель ТВС реактора ЯРД) и
ряд других предприятий.
Производственно-испытательный комплекс подго-
товки реакторов ЯРД к натурным испытаниям Прове-
дение сборки узлов и реактора в целом, препарирование
их средствами измерений, последующая доработка
444
Глава 7
узлов и регулирующих органов реактора по результатам
промежуточных гидродинамических испытаний, испы-
тание узлов и проведение комплексных сдаточных ис-
пытаний реактора с определением полного набора ха-
рактеристик, необходимых для прогнозирования
теплового состояния конструкции на всех возможных
режимах работы реактора, потребовали разработки и
создания в Центре Келдыша специального производ-
ственно-испытательного комплекса.
Разработанные методики проведения испытаний и
методы контроля позволили получить теплогидравли-
ческие характеристики реактора, которые являлись ис-
стендового комплекса «Байкал» - на Семипалатинском
полигоне развернулось грандиозное строительство, ко-
торое велось затем (в т.ч. параллельно с проведением ис-
пытаний) более 15 лет. Итогом его явилось создание
крупного стендового комплекса с мощной инфраструк-
турой, обеспечивающей проведение полного цикла под-
готовительных, испытательных и послепусковых работ.
Центр Келдыша на протяжении всего периода участвовал
в проектных, строительно-монтажных, пуско-наладочных
работах на стендовом комплексе в рамках создания со-
оружений и систем стенда (т.н. второго рабочего места)
для натурных испытаний реакторов и двигателей. С этой
ходными данными для определения
режимов натурных испытаний реак-
тора и контроля целостности его узлов
после проведения огневых испытаний.
Созданный под руководством
ЮАТрескина и при активном участии
Г.В.Конюхова, А.И.Петрова, В.П.Циби-
зова, Н.Г.Чубенко, В.Н.Рыбина, А.Г.Ки-
селева и других комплекс в полном
объеме обеспечил подготовку к натур-
ным испытаниям трех экземпляров ре-
актора ИРГИТ.
Стендовая база для натурных ис-
пытаний ЯРД схемы А. Успехи, достиг-
нутые в обосновании облика первых
ЯРД схемы А, положили начало иссле-
довательским и проектным работам по
определению технико-экономических
показателей стендовой базы для на-
турной отработки таких двигателей.
Эти работы начались в Центре Кел-
дыша в конце 1950-х гг. Основные по-
ложения первого технического задания
на Центральную испытательную базу
для отработки ЯРД (ЦИБ ЯРД), разра-
ботанного под руководством В.М.Иев-
лева, Л.Ф.Фролова и Ю.А.Трескина,
были рассмотрены М.В.Келдышем и
12 августа 1959 г. доложены И.В.Кур-
чатову, А.П.Александрову и А.И.Лей-
пунскому.
После подробного обсуждения воз-
можных технических решений к даль-
нейшей проектной проработке были ре-
комендованы два стенда (для испытаний
реакторов и двигателей), снабженные
«закрытым» выхлопом, т.е. предусмат-
ривающие длительную выдержку
(перед сбросом в атмосферу) прошед-
шего через реактор рабочего тела в спе-
циальных газгольдерах.
После принятия в 1964 г. постанов-
ления правительства о строительстве
первой очереди испытательной базы -
Обсуждение технического задания на испытательную базу для отработки
ЯРД. Слева направо: М.В.Келдыш, А.ИЛейпунский, В.М.Иевлев,
И.В.Курчатов, ЮАТрескин
Начальник института В.Я.Лихушин с группой участников испытаний ЯРД
на Семипалатинском полигоне Слева направо, сидят: В.М.Романенко,
РАФедотов, В.Я.Лихушин, Ю.ГДемянко, ЮАЛебедев. Стоят,
в первом ряду: Н.Н.Антипин, А.Ф.Шепелев, ИАЖданов,
М.П.Мирошниченко, Е.М.Исаченкова, Н.В.Малышев, П.И.Никитин,
В.ВЛаппо; во втором ряду: П.И.Кочубин, БАОбувалин, А.М.Костылев,
ВДЛорываев
445
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
целью в Центре Келдыша была создана и на протяжении
длительного периода работала на полигоне Комплексная
экспедиция, обеспечившая после завершения строитель-
ства стенда и проведение собственно испытательных
работ. Начальниками экспедиции являлись ВАЗайцев,
А.М.Костылев, А.М.Лазарев, заместителями начальника
по испытаниям и стендовому обеспечению - Ю.Г.Де-
мянко и Р.А.Федотов, в числе ведущих специалистов ра-
ботали В.М.Росляков, А.К.Соловьев, В.ВЛаппо, Р.И.Су-
ринов, С.И.Новиков, В.Д.Порываев, Н.Н.Антипин,
П.И.Кочубин и многие другие.
Создание стендовой базы «Байкал» велось одно-
временно с проектированием и преднатурной отработ-
кой объектов испытаний.
Натурные испытания реакторов ЯРД схемы А. В1977 г.
было введено в эксплуатацию второе рабочее место стен-
дового комплекса «Байкал», предназначенное для испы-
таний реакторов ЯРД на газообразном водороде. Там
17 сентября 1977 г. было достигнуто критическое состоя-
ние и начался физический пуск первого реактора
Я РД 11Б91.27 марта 1978 г. проведен энергетический пуск
первого реактора, а 3 июля 1978 г. и 11 августа 1978 г. -
его огневые испытания ОИ-1 и ОИ-2. В ходе энергетиче-
ского пуска и огневых испытаний реактор последова-
тельно выводился на уровень мощности 24,33 и 42 МВт
с нагревом рабочего тела в ТВС до 2630 К.
В дальнейшем были проведены натурные испыта-
ния еще двух экземпляров реактора ЯРД - № 2 и № 3.
Так, в ходе испытания реактора № 2 25 декабря 1981 г.
была достигнута мощность на номинальном режиме
63 МВт при нагреве рабочего тела в ТВС до 2500 К.
Анализ результатов испытаний и комплекс после-
пусковых исследований показали, что все узлы актив-
ной зоны реактора, включая ТВС, успешно выдержали
испытания и находились после их окончания в удовле-
творительном состоянии. Таким образом, была под-
тверждена (на достигнутом уровне параметров) пра-
вильность принятых при проектировании реактора
конструкторских, технологических и материаловедче-
ских решений.
В целях обоснования «энергетического» режима ЯРД
(режима энергетической установки на базе реактора ЯРД)
третий экземпляр реактора ИРГИТ был испытан на тепло-
вой мощности -200 кВт без подачи водорода.
Работы по ЯРД и ЯЭУ с газофазным реактором
Большое место в работах ГНЦ ФГУП «Центр Кел-
дыша» заняло исследование схем, параметров и обла-
стей применения двигателей и энергетических установок
с газофазным реактором. Работы по ЯРД и ЯЭУ с газо-
фазным реактором проводились под руководством
В.М.Иевлева при активном участии К.И.Артамонова,
А.Б.Пришлецова, Н.Н.Борисова, А.Я.Гольдина, А.А.Па-
вельева, В.М.Мартишина, Н.И.Кузнецовой, В.П.Щерби-
нина, БЯЛомакина, ЛНДубровского, И.Л.Иосилевского,
А.И.Решмина, О.И.Навознова, М.М.Гурфинка, С.С.Пре-
ображенского, Ю.Г.Красникова и многих других.
К.И.Артамонов
А.Б.Пришлецов
Было показано, что
двигатель с газофазным
реактором, в котором ра-
бочее тело - водород - на-
гревается излучением и
предельный нагрев ра-
бочего тела определяется
энергетическим балансом
ядерной реакции, может
обеспечить удельный им-
пульс до 20000 м/с. Удель-
ный импульс двигателя ААПавельев
может быть повышен до
40000-60000 м/с в случае охлаждения конструкции
реактора специальным контуром со сбросом тепла в
космическое пространство холодильником-излуча-
телем.
Высокий уровень нагрева рабочего тела в газофазном
реакторе делает возможным применение эффективного
прямого метода преобразования тепловой энергии в
электрическую в магнитогидродинамическом генераторе.
При начальной температуре около 10000 К практически
отсутствуют ограничения по степени расширения ра-
бочего тела в МГД-генераторе (из-за падения электро-
проводности) и возможно достижение КПД преобразо-
вания энергии 0,3-0,6 в зависимости от рода
используемого рабочего тела. Применение газофазного
реактора как основы космической энергоустановки наи-
более перспективно при высоких уровнях мощности.
Удельная электрическая мощность на единицу расхода
рабочего тела (для ЯЭУ с открытым циклом) может со-
ставить 80-100 МВт/кг/с.
Создание газофазного реактора требовало решения
ряда крупных научных проблем, из которых наиболее
важными являются:
-	обеспечение критичности реактора с газофазной
активной зоной;
-	удержание плазмы делящегося вещества в актив-
ной зоне реактора в сочетании с обеспечением протока
нагреваемого излучением рабочего тела;
-	лучистая передача энергии от плазмы делящегося
вещества к рабочему телу при обеспечении необходимой
тепловой защиты стенок тепловыделяющего элемента,
446
Глава 7
Гидродинамическая модель твэла газофазного реактора
исследование теплофизических, оптических и перенос-
ных свойств рабочих сред газофазного реактора;
-	запуск, регулирование и обеспечение устойчиво-
сти процессов, протекающих в газофазном реакторе;
Определение облика и параметров ядерных ракет-
ных двигателей и энергетических установок космиче-
ского назначения на основе газофазного ядерного ре-
актора и анализ рациональных областей использования
таких установок для решения задач ближнего и дальнего
космоса потребовали проведения широкого круга фунда-
ментальных исследований. Общее научное руководство
работами и всестороннее исследование гидродинамиче-
ских и теплофизических процессов выполнялось Центром
Келдыша. НИЦ «Курчатовский институт» и АО «ГНЦ РФ -
ФЭИ» осуществляли научное руководство работами по
нейтронной физике и проведением экспериментальных
исследований на физических сборках реактора.
Полученные на основе проведенных эксперименталь-
ных и теоретических работ результаты позволили сфор-
мулировать основные принципы создания ЯРД и ЯЭУ с га-
зофазным реактором и обосновать принципиальную
возможность организации рабочего процесса в таком ре-
акторе.
Основные проектные исследования по определе-
нию облика и технических характеристик двигательных
и энергетических установок на основе газофазного ре-
актора были выполнены ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша»
совместно с АО НПО «Энергомаш».
В связи с высокой стоимостью и технической слож-
ностью проведения реакторных экспериментов на пол-
норазмерных газофазных реакторах при подготовке к
таким испытаниям был выбран метод проведения экспе-
риментов в каналах исследовательских твердофазных
реакторов. В целях подготовки к проведению натурных
реакторных испытаний при научном руководстве ГНЦ
ФГУП «Центр Келдыша» в АО «НПО Энергомаш» в коо-
перации с НИЦ «Курчатовский институт» и АО «ГНЦ РФ -
ФЭИ» был разработан, изготовлен и прошел ряд предва-
рительных этапов испытаний экспериментальный стен-
довый однотвэльный двигатель, предназначенный для
отработки ряда систем и элементов твэла газофазного
реактора. В качестве петлевого реактора для двигателя
ЭСОД рассматривался реактор ИГР.
Для подготовки натурных реакторных исследований
полостного газофазного реактора был разработан про-
ект специального исследовательского реактора
«Лампа». Исследования в области косми-
ческих энергоустановок с газофазным ре-
актором в конце 1970-х гг. сконцентриро-
вались на реакторных системах, в которых
в качестве делящегося вещества исполь-
зуется газообразный гексафторид урана
(UF6). Были предложены два типа космиче-
ских ЯЭУ: первый - в котором делящееся ве-
щество, нагревающееся до температуры не
выше 1000 К, заполняет всю газовую актив-
ную зону реактора и является основным теплоносителем;
второй - где делящееся вещество, отделенное от стенки
нейтральным газом, нагревается до более высокой темпе-
ратуры и излучает энергию на стенку, охлаждаемую внеш-
ним теплоносителем. В обоих случаях снимаемая тепло-
носителем энергия преобразуется в электричество в
газотурбинном контуре. Отметим преимущества газооб-
разного делящегося вещества в контуре ЯЭУ:
-	возможность полной или частичной замены деляще-
гося вещества, периодической или непрерывной очистки
его от продуктов деления в процессе эксплуатации ЯЭУ;
-	возможность транспортировки и вывода в космос
ЯЭУ без делящегося вещества в активной зоне;
-	отсутствие необходимости в резервировании избы-
точной реактивности для компенсации выгорания деля-
щегося вещества при наработке требуемого ресурса;
-	наличие отрицательного коэффициента реактив-
ности по температуре делящегося вещества.
Предложения базировались на реальных современ-
ных технологических достижениях:
-	разработаны конструкционные материалы, допус-
кающие длительный контакт с UF6 при температуре до
1000 К, что соответствует максимальному уровню тем-
пературы рабочего тела турбин при больших ресурсах
работы; определены необходимые для стабилизации
фазового состава добавки к UF6;
-	показано, что при температуре около 1000 К
давление UF6, необходимое для накопления крити-
ческой загрузки в активной зоне реактора, не превы-
шает 10 МПа и может быть уменьшено за счет увеличе-
ния размеров активной зоны;
-	исследования в области газовой динамики позво-
ляют рассчитывать и создавать газовые потоки с за-
данным распределением параметров;
-	расчеты динамики реактора с циркулирующим UF6
показали наличие областей устойчивости в практически
интересном диапазоне параметров.
Была разработана и начата программа реакторных
экспериментов, представляющих не только научный, но
и демонстрационный интерес. Главным в построении
экспериментальной программы поэтапного исследова-
ния систем с циркулирующим горючим являлось обес-
печение безопасности экспериментов.
Реакторы с циркулирующим гексафторидом урана
могут стать основой атомной энергетики будущего как
на Земле, так и в космосе.
447
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Перспективы использования ядерных энергодвига-
тельных установок на базе ЯРД
Принципиальные достоинства ракетных реакторов
- возможность нагрева газообразных рабочих тел до
высоких температур (2500-3000 К), концентрация
большой мощности в малом объеме - расширяют воз-
можный диапазон их использования в космической
технике. Уже в начале 1960-х гг. специалистами ГНЦ
ФГУП «Центр Келдыша» было показано, что на основе
высокотемпературного реактора как источника горячего
газа могут быть созданы не только двигатели, но и энер-
гетические газотурбинные установки, работающие по от-
крытому или замкнутому циклу, а также комбинированные
системы, выполняющие функции и двигателя, и устрой-
ства, вырабатывающего электроэнергию. Такие системы в
сочетании с высокоэффективными потребителями энер-
гии (такими, например, как бортовые агрегаты энергообес-
печения дальних космических полетов, устройства на ос-
нове газодинамических лазеров либо СВЧ-излучателей для
энергоснабжения Земли из космоса или дистанционного
энергопитания космических объектов) имеют большие
перспективы в XXI в. В ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша» по
этим системам проведены не только теоретические про-
работки, но и обширные экспериментальные исследования
(созданы длительно работающие газотурбинные контуры,
исследованы новые типы эффективных теплообменников,
газовых подшипников, электрогенераторов и др.).
Полученный ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша» опыт в про-
цессе создания и испытаний экспериментального стендо-
вого прототипа ЯРД ИР-100-11Б91, стендового прототипа
энергетического газотурбинного контура, опыт создания
стендовой базы натурных испытаний ЯРД позволили в
1992 г. российской кооперации организаций разработать
конструкцию двухрежимного ЯРД тягой -70 кН на водо-
роде с удельным импульсом около 9000 м/с, способного
в энергетическом режиме производить до 25 кВт электри-
ческой мощности. Эта концепция получила международ-
ное признание, в настоящее время такая энергодвигатель-
ная установка рассматривается как один из вариантов
обеспечения пилотируемой экспедиции на Марс. В рамках
этой программы продолжаются работы по системе пита-
ния энергодвигательной установки, ее компоновке в со-
ставе межпланетного корабля, исследованию облика
стенда с закрытым выхлопом для ее наземной отработки.
Ядерные электроракетные двигательные
установки
Работы в области ядерных электроракетных двига-
тельных установок продиктованы необходимостью по-
иска эффективных решений для межорбитальной транс-
портировки космических аппаратов, позволяющих
существенно снизить объем и массу топлива, используе-
мого в двигательной установке. Отличительной особен-
ностью ЯЭРДУ является сочетание мощной энергоуста-
новки на основе ядерного реактора, генерирующей элек-
трическую мощность, и эффективных электроракетных
двигателей, использующих эту электрическую энергию
для создания тяги с минимальными затратами рабочего
тела, доставляемого с Земли. Принципиальной особен-
ностью ЯЭРДУ является то, что в отличие от ядерных ра-
кетных двигателей, в которых нагрев рабочего тела осу-
ществляется непосредственно в ядерном реакторе и
существует значительный риск выброса радиоактивного
вещества со струей двигателя, схема ЯЭРДУ, в которой
сочетаются ЯЭУ, работающая по замкнутому циклу, и
ЭРД, позволяет исключить такую опасность.
ЯЭРДУ дает возможность выполнения разнообраз-
ных энергоемких задач:
-	доставки полезного груза с низкой орбиты на вы-
сокую, в т.ч. геостационарную, орбиту;
-	выведения тяжелой многофункциональной плат-
формы на заданную, в т.ч. геостационарную, орбиту и
обеспечение ее электроснабжения;
-	доставки исследовательских КА на орбиты спут-
ников планет Солнечной системы и их последующего
электропитания.
Сравнительный анализ различных вариантов по-
строения ЯЭУ показал, что наилучшими энергомассо-
выми характеристиками обладает схема на основе газо-
охлаждаемого реактора и системы преобразования
тепловой энергии в электрическую на основе цикла Брай-
тона, которая и была выбрана для детальной разработки.
Активные опытно-конструкторские работы были начаты
в 2010 г. в рамках проекта «Создание транспортно-энер-
гетического модуля на основе ядерной энергодвигатель-
ной установки мегаваттного класса» и ОКР «ЯЭРДУ»
«Разработка ядерной энергодвигательной установки
большой мощности для межорбитального буксира, мно-
гофункциональной платформы на геостационарной ор-
бите и межпланетных космических аппаратов». В сово-
купности эти работы охватывают диапазон мощности от
несколько десятков киловатт до мегавапного уровня и
базируются на максимальной унификации разрабатывае-
мых узлов, агрегатов и составных частей.
Основными составными частями ЯЭРДУ являются:
-	реакторная установка;
-	турбокомпрессор-генератор;
-	рекуператор и теплообменик-холодильник;
-	холодильник-излучатель с системой прокачки теп-
лоносителя;
-	преобразователь напряжения;
-	электрические ракетные двигатели.
В качестве рабочего тела в таком цикле предложено
использовать смесь инертных газов гелия (7 % по
массе) и ксенона (93 % по массе). При таком соотно-
шении обеспечиваются оптимальные параметры ра-
бочего тела как с точки зрения теплопередачи в реак-
торной установке, теплообменных аппаратах, так и для
эффективной работы турбомашинных агрегатов.
448
Глава 7
главляемого В.Н.Акимовым
Отдела комплексного ана-
лиза ракетно-космических
систем Н.И.Архангельский,
А.А.Гафаров, ААСиницын,
Е.Ю.Кувшинова.
В целом работы скон-
центрированы на решении
трех принципиальных про-
блем:
-	эффективного пре-
образования тепловой энер-
гии в электрическую;
-	оптимального исполь-
зования электрической энер-
гии в электроракетных дви-
гателях;
-	обеспечения сброса
Компоновочная схема перспективного транспортно-энергетического модуля низкопотенциального тепла
на основе ЯЭРДУ
Реакторная установка разрабатывается предприя-
тиями государственной корпорации «Росатом» при ве-
дущей роли АО «НИКИЭТ» им. НАДоллежаля. Все
остальные составные части и ЯЭРДУ в целом разраба-
тываются предприятиями Государственной корпорации
по космической деятельности «Роскосмос» при веду-
щей роли ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша» в кооперации с
основными соисполнителями - КБхиммаш им.
А.М.Исаева и АО «АВЭКС». Научным руководителем
работ по ЯЭРДУ является академик РАН А.С.Коротеев
(до октября 2016 г. - генеральный директор, в настоя-
щее время - научный руководитель Центра Келдыша).
Ведущая роль в работах Центра Келдыша по ЯЭРДУ
принадлежит Отделению перспективных космических
двигателей, которое возглавляет А.В.Семенкин. Значи-
тельный вклад в работы по ядерным энергодвигательным
системам внесли сотрудники отделения В.Ф.Семенов,
САПопов, А.В.Каревский, Е.Н.Кирюшин, Л.И.Подольская,
М.Б.Сигачев, С.Ю.Федотов, М.И.Метелкина, А.В.Чиков,
ЮАОшев, С.Ю.Федюнин, В.М.Мартишин и др.
Отдел электрофизики, возглавляемый А.С.Ловцо-
вым, ведет разработку электроракетных двигателей для
ЯЭРДУ. Более подробно о работах Отдела электрофи-
зики изложено в подразделе «Электрические ракетные
двигатели» настоящей главы.
В Отделении ЖРД, возглавляемом С.В.Мосоловым,
ведутся работы по совершенствованию конструкции и
рабочих процессов в высокооборотных турбокомпрес-
сорах-генераторах.
Коллектив Отделения РДТТ, возглавляемый В.В.Ми-
роновым, внес значительный вклад в создание математи-
ческих моделей сложных систем ЯЭРДУ, разработку эле-
ментов конструкции из материалов на основе углерода.
Большой вклад в обоснование эффективного и без-
опасного применения ЯЭРДУ вносят сотрудники воз-
с энерговооруженного кос-
мического аппарата.
Для решения этих проблем развернуты работы по ком-
плексу инновационных технологий, обеспечивающих ка-
чественный технический и технологический скачок в обла-
сти энергодвигательных систем космических аппаратов:
-	технологии создания высокотемпературного (до
1600 К) компактного газоохлаждаемого реактора с
системой автоматического регулирования и защиты
для обеспечения ядерной безопасности на всех эта-
пах эксплуатации;
449
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Монодисперсный капельный поток
в условиях микрогравитации,
полученный в космическом
эксперименте «Капля-2» на
Международной космической
станции
Турбокомпрессор-генератор, разработанный
КБхиммаш, на испытательном стенде
ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша»
Участники стендовых испытаний ЯЭРДУ. Слева направо, 1-й ряд, сидят: Н.С.Зайкин,
ГА.Кириллов, А.И.Сергеев, АД.Громов, А.С.Онофрук, В.В.Чернаков, АА.Некрасов;
2-й ряд: ВВ.Копытов, Х.С.Иксанов, НА .Арнаут, ЮА.Ошев, М.И.Метелкина,
А.ГЦветков, А.М.Протасов, А.В.Чиков, А.ВЛебедев, А.В.Асадчев; 3-й ряд:
А.В.Семенкин, С.Ю.Федюнин, А.В.Каревский, А.И.Цветкова, Ю.С.Полиданова,
С.В.Ильин, А.Ю.Коробейников
-	технологии созда-
ния высокотемператур-
ных (до 1200 К) тепло-
обменных аппаратов;
-	технологии созда-
ния высокооборотных
(30000-60000 об./мин)
электрогенераторов
большой мощности на
постоянных магнитах;
-	технологии созда-
ния высокоэффективных
электроракетных двига-
телей большой мощности
(более 50 кВт);
-	технологии создания
высокотемпературных (до
1500 К) жаропрочных
конструкционных мате-
риалов с ресурсом до
100000 ч;
-	технологии созда-
ния бескаркасных холо-
дильников-излучателей;
-технологии разверты-
вания крупногабаритных
конструкций в космосе.
В 2010-2015 гг. в ГНЦ
ФГУП «Центр Келдыша»
создан и испытан стендо-
вый образец ЯЭРДУ, что
является принципиально
важным этапом в созда-
нии штатной ядерной
энергодвигательной уста-
новки. Разработаны, из-
готовлены и прошли
цикл наземной отработки
ключевые составляющие
ЯЭРДУ, которые обес-
печивают создание в
дальнейшем установок
- технологии создания высокоплотного топлива для различной мощности и целевого назначения на основе
ядерного реактора;	модульного принципа.
-	технологии создания высокотемпературных (до в Отделении экологии и энергообеспечения спроек-
1500 К) турбин;	тированы и изготовлены компактные теплообменные
Табл.З
Параметры электроракетных двигателей ИД-500. ИД-200 и КМ-150
Параметр	Значение		
	ИД 500		
Мощность в номинальном режиме, кВт	35	5	10
Тяга, мН	регулируемая 375-750	100	регулируемая 600-850
Удельный импульс, м/с	70000	65000	регулируемый 1700-4600
450
Глава 7
аппараты тепловой мощностью до 800 кВт, выполнены
их автономные испытания при штатных температурах,
подтвердившие работоспособность и технические ха-
рактеристики разработанной конструкции.
В Отделении перспективных космических двигате-
лей совместно с КБХМ и АО «АВЭКС» разработаны, из-
готовлены и успешно испытаны образцы турбоком-
прессоров-генераторов мощностью 160 и 250 кВт на
бесконтактных подшипниках.
В Отделении экологии и энергообеспечения отрабаты-
вается технология создания бескаркасных капельных хо-
лодильников-излучателей, использование которых дает
возможность до порядка величины снизить массу кон-
струкции, излучающей отработанное-низкопотенциаль-
ное - тепло в космос. Подготовлен и проведен в 2014 г.
на Международной космической станции первый этап
космического эксперимента «Капля-2». В условиях неве-
сомости подтверждены генерация и сборка свободноле-
тящего потока капель и, тем самым, показана принципи-
альная реализуемость технологии КХИ, обеспечен задел
для дальнейшей отработки этой технологии в космосе. С
целью подтверждения работоспособности ключевых эле-
ментов КХИ в условиях эксплуатации, максимально при-
ближенных к штатным, ведется подготовка второго этапа
космического эксперимента «Капля-2» с размещением
научной аппаратуры в открытом космосе и использова-
нием штатного теплоносителя.
В Отделе электрофизики Центра Келдыша созданы
для ЯЭРДУ образцы ионных электроракетных двигателей
ИД-500 и ИД-200, двигателей с замкнутым дрейфом
электронов КМ-150, не имеющие аналогов в мире по ком-
плексу выходных параметров. Двигатели прошли цикл
огневых испытаний, подтвердивших их работоспособ-
ность и соответствие перспективным требованиям.
Особенностью работы двигателя КМ-150 является
возможность реализации двух характерных режимов:
-	с максимально большой тягой при низком удель-
ном импульсе, соответственно, это требует наибольших
расходов рабочего тела, относительно низких разряд-
ных напряжений и больших токов разряда;
-	с максимально большим удельным импульсом,
что соответствует высоким напряжениям на разряде
двигателя и относительно малым разрядным токам и
расходам рабочего тела.
Конструктивно в КМ-150 для обеспечения ресурса
используется технология вынесения разряда за срез
двигателя - «магнитное экранирование» стенок разряд-
ной камеры от распыления плазменным потоком.
В ионных двигателях, рассчитанных на непрерыв-
ный ресурс работы в течение нескольких лет, впервые
в России использована уникально стойкая к воздей-
ствию ионного потока электродная оптика из мате-
риала на основе углерода.
Для проведения автономных испытаний агрегатов
ЯЭРДУ и стендового образца ЯЭРДУ в целом в ГНЦ
ФГУП «Центр Келдыша» создан стенд «МАШЗАЛ»,
оснащенный тепловым имитатором реакторной уста-
новки мощностью до 1 МВт, обеспечивающим разогрев
рабочего газа до 1500 К. На созданном стенде выпол-
нена серия испытаний газотурбинного преобразователя
энергии ЯЭРДУ и получен устойчивый режим генерации
электрической мощности. Разработана и успешно ис-
пытана совместно с ЭРД высоковольтная система пре-
образования и распределения электрической энергии,
позволяющая обеспечить прямое питание электрора-
кетных двигателей без дополнительных систем пре-
образования и, тем самым, существенно снизить массу
силовой преобразовательной аппаратуры и кабельной
сети космического аппарата.
Н. t>. Пономарев
Работы по соплам для ракетно-космиче-
ских двигателей
Сопло ракетного двигателя служит для преобразо-
вания потенциальной энергии рабочего тела в кинети-
ческую. До начала XX в. сопла ракетных двигателей (на
боевых пороховых ракетах) не имели расширяющейся
части и представляли собой отверстия в камере сгора-
ния двигателя, через которые истекали создающие ре-
активную тягу продукты сгорания. В1888 г. шведский
инженер Лаваль (Karl Gustaf Patrik de Laval) предложил
использовать сопла с расширяющейся выходной
частью для достижения сверхзвуковой скорости на вы-
ходе из сопла. Однако до начала XX в. сопла Лаваля в
ракетных двигателях не применялись.
Впервые в мире ракета с ракетным двигателем с из-
вестным к этому времени соплом Лаваля была изобра-
жена К.Э.Циолковским в рисунках к опубликованной в
1903 г. первой части его работы «Исследование мировых
пространств реактивными приборами». У К.Э.Циолков-
ского сопла, так же как у Лаваля, конические, с неболь-
шим углом наклона стенки сопла к его оси симметрии
(0 ~2 °) или близки к коническим с углом 0, увеличиваю-
щимся к выходному сечению сопла. Он считал, что опти-
мальное значение угла конического сопла 0 необходимо
определять экспериментально. Аналогичные взгляды
были у Р.Годдарда (США), использовавшего только кони-
ческие сопла с 0= 4 °.
Ф.А.Цандер также ис-
пользовал конические
сопла с 0 < 10 °. При этом
он не только исследовал
эффективность добавок по-
рошков различных кон-
струкционных металлов к
горючему ЖРД, в частности
алюминия, лития, но также
разработал основы тепло-
вого расчета ЖРД, в т.ч. ана-
лизировал влияние на ско- Г.И.Петров
451
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
В.ЯЛихушин	ДАМельников
рость истечения газов из сопла показателя адиабаты, газо-
вой постоянной, температуры газообразных продуктов сго-
рания с учетом их диссоциации и содержания кислорода в
окислителе, степени их расширения в сопле, трения газа о
стенки сопла, разработал методику определения площадей
критического и выходного сечений сопла, а также методику
расчета наружного проточного охлаждения стенок камеры
сгорания и сопла с учетом числа Нуссельта, выбора пре-
дельно допустимого давления в камере сгорания с учетом
системы охлаждения стенок камеры ЖРД.
Ю.В.Кондратюк также предложил использовать для
ракет ЖРД, работающие на металлизированных топливах,
и выполнил термодинамические расчеты течения продук-
тов сгорания в сопле с учетом их диссоциации в камере
сгорания и адиабатического расширения в сопле, при
этом утверждал, что контур расширяющейся части сопла
должен быть параболой, причем более высокого порядка,
чем 2, с переходом к 0 = 0° в выходном сечении сопла.
В.П.Глушко, анализируя результаты выполненных
им в 1930-1931 гг. экспериментальных исследований
эффективности конических сопел пороховых ракетных
двигателей на «дифференциальном маятнике», полу-
чил максимальный оптимальный угол контура сопла
0 = 11,5°, что было шагом по преодолению бытовав-
шего тогда заблуждения о нецелесообразности увеличе-
ния угла наклона стенки конического сопла выше обще-
принятой в то время на практике величины 0 = 4-5 °.
В этих опытах исследовалось также влияние формы су-
жающейся части сопла на тягу. Во всех последующих
ЖРД, разработанных под руководством В.П.Глушко в
1932-1937 гг. в ГДЛ и РНИИ, а также в 1940-1946 гг.
в ОКБ при авиазаводе № 16 в Казани (для самолетов),
Схема профилирования сопел по ДАМельникову (1957 г.)
работавших на азотной кислоте в качестве окислителя,
применялись только конические сопла с 0 = 5-10 °.
На ЖРД, разработанных в РНИИ (НИИ-3 с 1938 г.)
под руководством Л.С.Душкина в 1935-1939 гг. и ра-
ботавших на жидком кислороде в качестве окислителя,
также использовались конические сопла с 0= 7-15 °, а
у ЖРД для истребителя-перехватчика БИ-1 - с 0= 25 °.
Первый серийный ЖРД был разработан в Германии и
выпускался в 1942-1945 гг. для боевой ракеты V-2 (А-4)
с камерой сгорания с наружным проточным и внутрен-
ним завесным охлаждением, с соплом с углом наклона
сужающейся части 0= 35 0 и конической расширяю-
щейся частью с 0= 100 и небольшой степенью расши-
рения Fa= 3,4 вследствие работы с низким давлением в
камере сгорания 1,5 МПа в условиях земной атмосферы.
Поскольку течение в расширяющейся части сопла
Лаваля сверхзвуковое, то для научно обоснованного
профилирования расширяющейся части такого сопла
необходимо было использовать достижения газовой
динамики по расчету околозвуковых и сверхзвуковых
течений, которая также развивалась как наука, в основ-
ном за рубежом, параллельно с развитием ракетных
двигателей, но не достигла к началу 1940-х гг. уровня,
достаточного для ее применения на практике.
В1947 г. сотрудник НИИ-1 Г.И.Петров, будущий ака-
демик и руководитель лаборатории (отделения) газоди-
намики и теплообмена, предложил метод профилирова-
ния плоских сопел для аэродинамических труб,
основанный на профилировании начального участка
сопла путем решения задачи Гурса между исходящей из
горла сопла начальной характеристикой второго семей-
ства и характеристикой первого семейства сверхзвуко-
вого течения от источника, от которого идет прямолиней-
ный контур (с 0 < 12 0 для предотвращения отрыва
потока от стенок сопла) расширяющегося сверхзвукового
течения от источника до заданного числа Маха потока,
затем - контур перехода от течения от источника к рав-
номерному выходному течению путем решения соответ-
ствующей задачи Гурса.
В 1952 г. сотрудники НИИ-1 Г.И.Петров, В.ЯЛиху-
шин, И.П.Некрасов, Л.И.Соркин опубликовали резуль-
таты экспериментальных исследований взаимодей-
ствия ламинарного и турбулентного пограничных слоев
со скачками уплотнения, в частности критерии отрыва
этих пограничных слоев в сопле при повышении внеш-
него давления около выходного сечения
' сопла, что позволило преодолеть при про-
филировании сопел опасения об отрыве
потока в сопле при больших углах на-
клона контура 0.
В1955 г. сотрудник НИИ-1 ДАМельни-
ков (в 1968-1973 гг. - начальник отделения
газодинамики и теплообмена, с 1973 по
1986 г. - заместитель директора по на-
учной части НИИТП) предложил метод
профилирования осесимметричных сопел
452
Глава 7
реактивных двигателей, основанный на расчете веера
характеристик второго семейства в сверхзвуковом по-
токе около угловой точки горла сопла и определении
контура сопла путем решения задачи Гурса между по-
следней характеристикой этого веера и равномерной
выходной характеристикой. При этом Д.А.Мельников
отмечал, что полученный таким образом контур сопла
при применении его для реактивных двигателей не-
обходимо укоротить; кроме того, в качестве контура
сопла можно также взять промежуточные линии тока
в сверхзвуковом течении в сопле с угловой точкой.
Практическое применение в НИИ-1 метода характе-
ристик для расчета осесимметричных сопел Лаваля
стало возможным благодаря созданию в СССР первых
электронных счетных машин «Стрела» и БЭСМ. По
просьбе ДАМельникова разработали программу и
провели расчеты на БЭСМ контуров сопел и течений в
них научные сотрудники Института точной механики и
вычислительной техники АН СССР Ю.Д.Шмыглевский
и О.Н.Кацкова. Этими расчетами, а также подтвердив-
шими их экспериментами И.С.Жигулевой на стенде в
НИИ-1, было показано, что течение в начальной обла-
сти расширяющейся части сопла не коническое, как
предполагал А.Буземан, а пограничный слой при рас-
ширении сверхзвукового потока около угловой точки в
горле сопла не нарушает существенно скорость потока
на оси симметрии сопла, что было важно для сопел
аэродинамических труб. В НИИ-1 на сопловой диффе-
ренциальной установке, измеряющей разность тяг
между двумя соплами (см. ниже), было показано, что
если спрофилированная по Витошинскому сужаю-
щаяся часть сопла имеет длину более диаметра крити-
ческого сечения сопла, то суммарные потери удельного
импульса тяги в сопле не зависят от этой длины.
Проведенные под руководством ДАМельникова рас-
четы показали, что по величине потерь удельного им-
пульса из-за рассеяния и нерасчетности течения сопла с
симметричной выходной характеристикой и со стоковой
выходной характеристикой, а также сопла, профилируе-
мые по методу Г.Л.Гродзовского (контур начального
участка расширяющейся части сопла определяется по за-
данному вдоль него давлению, т.е. по границе свободной
струи), хуже сопел, спрофилированных с равномерной
выходной характеристикой. В 1955 г. Гудерлей, Хантш
(G.Guderley, E.Hantsch), а в 1957 г. Ю.Д.Шмыглевский и
Л.Е.Стернин предложили профилировать сопла путем ре-
шения задачи Гурса с вариационной выходной характе-
ристикой, начинающейся от последней характеристики
веера волн разрежения и обеспечивающей минимум по-
терь удельного импульса тяги из-за рассеяния. ДАМель-
ников в 1957 г. показал, что по величине потерь удель-
ного импульса из-за рассеяния и нерасчетности течения
такие сопла лишь незначительно лучше сопел, спрофи-
лированных с равномерной выходной характеристикой.
Эти сравнения ДАМельников проводил при одинаковой
осевой длине расширяющейся части сопла; этот принцип
используется при профилировании сопел ракетных дви-
гателей до сих пор.
При проведении этих сравнений не учитывались по-
тери удельного импульса тяги из-за трения, поскольку на
основании расчетов, впервые выполненных в 1955 г. со-
трудником НИИ-1 Л.Е.Калихманом, считалось, что опре-
деляющая эти потери толщина потери импульса в погра-
ничном слое зависит от числа Рейнольдса, определенного
по параметрам потока в критическом сечении сопла и
длине сопла. Поэтому ДАМельников в работе 1957 г. оп-
тимизировал осевую длину спрофилированной им рас-
ширяющейся части сопла по величине суммарных потерь
удельного импульса тяги, включающих (кроме потерь
удельного импульса из-за рассеяния и нерасчетности
течения) также эти потери из-за трения. В этой же работе
им были впервые рассмотрены также важные вопросы о
необходимой точности изготовления сопла, об учете тол-
щины вытеснения пограничного слоя и изменении пока-
зателя адиабаты продуктов сгорания вдоль сопла при про-
филировании сопла и определении потерь удельного
импульса тяги, а также о профилировании и выборе па-
раметров сопла с учетом его компоновки на ракете.
В1955 г. спрофилированное ДАМельниковым сопло
с угловой точкой и равномерной выходной характеристи-
кой было выбрано для СПВРД РД-012 разрабатывавшейся
тогда межконтинентальной крылатой ракеты «Буря».
В связи с бурным развитием методов профилирова-
ния осесимметричных сопел для ракетных двигателей, как
и самих двигателей, возникла необходимость экспери-
ментального подтверждения характеристик этих сопел.
В1956 г. в НИИ-1 с участием А АСергиенко была создана
дифференциальная сопловая установка (СУ-3), близкая
по принципу работы к дифференциальной установке
ГЛ.Гродзовского в ЦАГИ. Сразу после ее создания, уже в
1957 г., на ней стали проводиться интенсивные исследо-
вания влияния формы контура сопла на характеристики
сопла. Так, ААСергиенко по заданию ДАМельникова
экспериментально исследовал влияние формы сужаю-
щейся части сопла на тяговые и расходные характери-
стики сопла, а также характеристики пограничного слоя
в соплах: ламинарно-турбулентный переход и потери
удельного импульса тяги из-за трения.
В частности, А.А.Сергиенко в 1959 г. показал, что
контур сужающейся части сопла по Витошинскому при
малых длинах этой части сопла не обеспечивает равно-
мерный поток в критическом сечении сопла и что опре-
деляющее влияние на удельный импульс тяги и коэф-
фициент расхода оказывает относительный радиус
дуги окружности, аппроксимирующей контур сужаю-
щейся части сопла, примыкающий к горлу сопла.
В связи с разработкой многоступенчатых ракет, на
верхних ступенях которых ЖРД начинают работать в ва-
кууме, степень расширения сопел этих ЖРД, с целью
увеличения их удельного импульса тяги, стремились
увеличить, соответственно приходилось увеличивать
осевой габарит сопел, что для верхних ступеней ракет
453
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
было критичным. Поэтому в
1955-1956 гг. в НИИ-1 были
начаты разработки методов
профилирования кольце-
вых сопел, которые при
такой же степени расшире-
ния были примерно в 2 раза
короче обычных сопел, а
также расчетные и экспери-
ментальные исследования
характеристик кольцевых
У.Г.Пирумов сопел. В 1956 г. сотрудник
НИИ-1 У.Г.Пирумов в со-
вместной работе с сотрудником МГУ ВАРубцовым в
развитие идей Д.А.Мельникова создал методы профи-
лирования кольцевых сопел методом характеристик
(путем решения задачи Гурса с равномерной выходной
характеристикой), в т.ч. сопел с двойным расширением,
которые были реализованы на ЭВМ. В 1959-1960 гг. в
ОКБ отрасли и НИИ-1 были выполнены проработки, по-
казавшие перспективность использования кольцевых
сопел, в т.ч. сопел-решеток с общим внешним соплом.
В 1960-1961 гг. в НИИ-1 А.А.Сергиенко, У.Г.Пиру-
мов, В.М.Семичастнов под руководством Д.А.Мельни-
кова провели расчетные и экспериментальные иссле-
дования основных схем кольцевых сопел ракетных
двигателей: с «прикрытой», «полуприкрытой» и ци-
линдрической обечайками (внешней стенкой), с двой-
ным расширением со смещенными угловыми точками
и наклонной поверхностью перехода через скорость
звука, тарельчатых сопел, предложенных в 1960 г. в
США Рао (G.V.R. Rao) и Берманом (К.Вегтап), а также
предложенных в НИИ-1 их предельных вариантов с
разворотом потока на 1800 из камеры сгорания, рас-
положенной в расширяющейся части сопла (в сере-
дине 1990-х гг. такой вариант сопла был реализован
в разработанном в КБХА под руководством В.Д.Горо-
хова экспериментальном кислородно-водородном
маршевом ЖРД РД0126 «Ястреб» для перспективных
разгонных блоков), и с разворотом потока на -1000 из
кольцевой камеры сгорания, расположенной по пери-
ферии расширяющейся части сопла, а также различ-
ных кольцевых компоновок таких сопел. В частности,
расчетами и экспериментами было показано, что та-
рельчатые сопла, как и ожидалось, имеют более низкие
характеристики по сравнению с другими кольцевыми
соплами, а также то, что сопла с полуприкрытой обе-
чайкой позволяют наиболее полно использовать ми-
дель ракеты и увеличить высоту кольцевого критиче-
ского сечения. Эти исследования были в основном
направлены на сокращение осевой длины сопел.
В начале 1960-х гг. под руководством сотрудников
НИИ-1 ДАМельникова и У.Г.Пирумова, а также сотруд-
ника МГУ Г.С.Рослякова в ответ на многочисленные за-
просы двигателестроительных КБ отрасли были прове-
дены массовые расчеты контуров сопел ракетных и
реактивных двигателей при разных числах Маха на рав-
номерной выходной характеристике Мо и разных пока-
зателях изоэнтропов п продуктов сгорания по методу
ДАМельникова (с угловой точкой в критическом сече-
нии сопла). В 1964 г. в НИИ-1 ДАМельников, У.Г.Пи-
румов, В.М.Семичастнов, ААСергиенко, Г.К.Бунина, с
участием выполнивших расчеты на М-20 сотрудников
МГУ Г.С.Рослякова, В.А.Рубцова, Л.В.Пчелкиной, выпу-
стили «Руководство для конструкторов по проектиро-
ванию сверхзвуковых осесимметричных круглых сопел
реактивных двигателей», обобщившее все выполнен-
ные расчетные и экспериментальные работы по про-
филированию таких сопел. Это РДК было удостоено
премии Н.Е.Жуковского и разослано во все КБ отрасли,
где им пользовались до середины 2000-х гг.
Одним из неучтенных в РДК 1964 г. видов потерь
удельного импульса тяги в соплах были потери из-за
химической неравновесности, хотя об их существова-
нии было уже известно. Так, в 1945-1947 гг. в НИИ-1
под руководством А.П.Ваничева были проведены ис-
следования горения в камере сгорания ЖРД, работаю-
щего на кислородно-углеводородном топливе, была
предложена и обоснована система реакций горения та-
кого топлива, уравнений химической кинетики, кон-
стант скоростей реакций, в одномерном приближении
оценено влияние неравновесного протекания химиче-
ских реакций в сопле ЖРД. Было показано, что при дав-
лениях в камере сгорания более 3 МПа в сужающейся
части сопла реакции проходят равновесно и не влияют
на течение, а в расширяющейся части сопла реакции не
успевают завершиться, т.е. протекают неравновесно,
влияя на течение в сопле, что надо учитывать при опре-
делении удельного импульса тяги ЖРД.
При этом А.П.Ваничев также разработал методы од-
номерного термодинамического расчета химически рав-
новесных течений в соплах с определением идеального
(термодинамического) удельного импульса тяги ракет-
ного двигателя, из которого затем вычитались опреде-
ляемые отдельно различные потери удельного импульса
тяги. В 1940-1950-х гг. методы такого расчета были также
разработаны под руководством В.П.Глушко в ОКБ-456
(ныне КБ «Энергомаш»), а в начале 1960-х гг., когда по-
явились и стали доступны ЭВМ типа М-20, программа та-
кого расчета на таких ЭВМ была разработана в КАИ
А.П.Тишиным под руководством В.Е.Алемасова.
В1961 г. в НИИ-1 У.Г.Пирумов разработал метод од-
номерного расчета течения химически неравновесных
продуктов сгорания в сопле, а В.Н.Камзолов разработал
программу такого расчета на ЭВМ, и в 1961-1966 гг.
выполнил по ней многочисленные расчеты течений хи-
мически неравновесных продуктов в соплах СПВРД,
ЖРД, РДТТ. В.П.Грязнов показал хорошее совпадение
результатов этих расчетов, с учетом результатов расче-
тов пограничного слоя и потерь удельного импульса
тяги из-за трения в этих соплах по интегральному ме-
тоду В.С.Авдуевского, выполненных Л.Ф.Кузьминой, и
454
Глава 7
результатов термодинамических расчетов равновес-
ного течения по программам А.П.Тишина и В.А.Худя-
кова, с экспериментальными данными, полученными
при испытаниях ЖРД и РДТТ. В1967-1969 гг. в НИИТП
Э ААшратов и Н.В.Дубинская разработали метод и про-
грамму расчета колебательной неравновесности газо-
образных продуктов сгорания в соплах и струях, а
также потерь удельного импульса тяги из-за этой не-
равновесности.
В 1971 г. под редакцией В.П.Глушко с участием
В.Е.Алемасова, А.Ф.Дрегалина, А.П.Тишина, ВАХудя-
кова, У.Г.Пирумова был издан 1-й том справочника
«Термодинамические и теплофизические свойства про-
дуктов сгорания» с описанием методов одномерного
термодинамического расчета химически равновесных
течений в соплах, определения идеального (термоди-
намического) удельного импульса тяги ракетного дви-
гателя, а также методов расчета потерь удельного им-
пульса тяги в соплах ракетных двигателей из-за
рассеяния, трения, химической и колебательной нерав-
новесности, неоднородности состава продуктов сгора-
ния, двухфазности (наличия твердых или жидких ча-
стиц конденсированных окислов металлов в соплах
ракетных двигателей, работающих на металлизирован-
ных топливах). Глава о методах расчета потерь удель-
ного импульса тяги при газообразных продуктах сгора-
ния была написана У.Г.Пирумовым. В последующих
четырех томах для различных ракетных топлив были
представлены таблицы результатов термодинамиче-
ских расчетов, а также зависимости потерь удельного
импульса тяги из-за химической неравновесности от
степени расширения сопла, давления в камере сгора-
ния и диаметра критического сечения сопла.
В 1963 г. в НИИ-1 под руководством ААСергиенко
и при активном участии В.П.Грязнова, Г.З.Никулина,
Е.Н.Кононова, В.И.Зюзина был создан сопловой диф-
ференциальный стенд СДС с подогревом рабочего тела
(в первоначальном варианте плазмотронами, с 1972 г.
камерами сгорания, работающими на воздушно-этано-
ловом топливе с расходом воздуха в каждую из камер
сгорания до 15 кг/с, с полной температурой продуктов
сгорания до 2000 К, с давлением в камере сгорания до
20 МПа, с тягой каждой из камер до 30 кН) для пред-
отвращения конденсации воздуха в сопле при больших
числах Маха потока и увеличенным плечом маятника
для повышения точности измерения тяговых характе-
ристик сопел и боковых сил от органов управления век-
тором тяги. Погрешности единичного эксперимента на
стенде СДС не превышают 0,08 % по коэффициенту
тяги и 0,18 % по коэффициенту расхода, что в не-
сколько раз меньше, чем на стендах прямого измере-
ния этих величин.
На стенде СДС, включенном в число уникальных в
отрасли, выполнено громадное количество экспери-
ментальных исследований сопел и сопловых компоно-
вок, этот стенд активно используется и в настоящее
время. Экспериментальные работы на стенде СДС ус-
пешно выполнялись благодаря слаженной работе ме-
хаников-испытателей, которыми в 1970-1990-е гг. ру-
ководил В.Ф.Мурашов, в 1999- 2010 гг. - ГАМоталин,
создавший в 2003-2007 гг. при активном участии ис-
пытателя Б.В.Журавлева на стенде СДС дополнитель-
ное рабочее место с малой стендовой камерой сгора-
ния и эжекторной системой, используемое для
модельных экспериментов по применению различных
ГДТ для испытаний высотных сопел. С 2010 г. началь-
ником стенда является ВАМаксимов. В 2014 г. стены
и оборудование бокса стенда СДС при активном уча-
стии испытателя Ш.У.Агаларова были облицованы шу-
мопоглощающими матами с пирамидками для прове-
денных в 2014-2015 гг. экспериментальных
модельных исследований акустических нагрузок струй
ПТДУ на ВА ППТС.
В 1960-1990-х гг. В.И.Зюзин и А.Б.Архипов на
стенде СДС экспериментально исследовали эффектив-
ность различных органов управления вектором тяги
РДТТ и ЯРД (газовые рули, поворотные сопла, откло-
няющиеся щитки, разрезные сопла, вдув продуктов
а)	б)
Стенд СДС (а - фото стенда; б - схема стенда): 1 - ресивер; 2 - блоки делительных сопел;
3 - запальники; 4 - смесительные головки; 5 - камеры сгорания; 6 - сопла; 7 - выхлопные диффузоры;
8 - барокамера; 9 - подвижная рама; 10-демпферы; 11 - тензоизмерительный стакан
455
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Профилирование сужающейся части сопла и расчет до-, транс-,
сверхзвукового течения в сопле по обратному методу У.Г.Пирумова (1967 г.)
сгорания), многие из которых затем были использо-
ваны на ракетах. В 1971 г. В.И.Зюзин выпустил «Руко-
водство для конструкторов по проектированию органов
управления вектором тяги реактивных двигателей».
Для преодоления проблемы расчета до-, транс-,
сверхзвукового течения в сопле Лаваля в двумерной
(осесимметричной) постановке, в т.ч. двухфазных тече-
ний продуктов сгорания металлизированных топлив,
профилирования сужающейся части сопла, определе-
ния криволинейной звуковой линии, соответственно,
коэффициента расхода сопла, связанного с двумер-
ностью течения, а также отходящей от стенки сопла в
критическом сечении сопла начальной характеристики,
необходимой для профилирования расширяющейся
части сопла методом характеристик, в 1967 г. в НИИТП
У.Г.Пирумов разработал метод решения обратной за-
дачи теории сопла от заданного вдоль оси симметрии
сопла распределения статического давления.
В 1960-1970-х гг. в связи с разработкой отечествен-
ной PH сверхтяжелого класса Н-1 для пилотируемого
полета на Луну, на первой ступени которой было уста-
новлено сначала 24, а в окончательном варианте 30 од-
нокамерных ЖРД, в НИИТП под руководством и при ак-
тивном участии В.П.Грязнова проводились обширные
экспериментальные исследования тяговых характери-
стик многокамерных компоновок ДУ на первых ступе-
нях PH с общим штыревым соплом, с акцентированием
внимания на свойствах авторегулирования степени рас-
ширения сопла и влияния на тяговые характеристики
укорочения центрального тела, вдува генераторного
газа в донную область центрального тела, а также
внешнего потока, обтекающего кормовую часть ракеты.
При разработке PH Н-1 в середине 1960-х гг. спе-
циалистами НИИ-1 (НИИТП) В.П.Грязновым, ИАГоло-
вым высказывались основанные на модельных экспе-
риментальных исследованиях донного давления ракет
с работающими ДУ мнения о неудачном сочетании
большого относительного диаметра донной части пер-
вой ступени этой PH и расположении 24 однокамерных
ЖРД ее ДУ по ее периферии, что должно было приве-
сти и действительно привело к
значительному понижению дон-
ного давления вследствие эжекции
атмосферного воздуха из донной
области струями ДУ, так что от-
ключение в полете двух диамет-
рально расположенных по пери-
ферии донного экрана ЖРД
повышало эффективную (учиты-
вающую донное сопротивление
PH) тягу ДУ вследствие повыше-
ния донного давления. Тем не
менее, вопреки мнению специали-
стов НИИТП была утверждена под-
держанная ЦАГИ компоновка Н-1.
Последующая установка еще
6 ЖРД в центре донного экрана первой ступени этой
PH для повышения тяги ее ДУ еще более увеличила
донное сопротивление этой ступени, которое достигло
35 % от тяги ДУ. После того, как в первых полетах Н-1
прогнозы специалистов НИИТП относительно донного
сопротивления первой ступени PH подтвердились,
предпринимались попытки понизить донное сопротив-
ление этой ступени путем подачи атмосферного воз-
духа в донную область с помощью воздухозаборных
устройств, располагаемых по боковой поверхности кор-
мовой части, но нужного эффекта это не дало.
Проведенные в 1971-1972 гг. в НИИТП на стендах
СТ-1, СТ-2 под руководством и с активным участием
В.П.Грязнова модельные экспериментальные исследо-
вания показали, что аварийная закрутка Н-1 в третьем
полете 27 июня 1971 г. произошла вследствие затека-
ния атмосферного воздуха между соплами в донную
область первой ступени Н-1. В результате этих иссле-
дований были выданы рекомендации по парированию
закрутки Н-1.
На основании многочисленных экспериментальных
исследований в НИИТП донного давления и картины
течения в донной области моделей кормовых частей PH
с работающей ДУ и внешним потоком на стендах СТ-1,
СТ-2, СТ-4, СТ-5, БМР в 1976 г. в НИИТП И.А.Головым,
В.П.Грязновым, В.М.Купцовым, С.Л.Вишневецким и
другими под руководством ДАМельникова было вы-
пущено «Руководство для конструкторов по определе-
нию донного давления ракет с работающими ДУ». В нем
рассмотрен полет как в плотных слоях атмосферы, так
и в сильно разреженной атмосфере и в вакууме, даны
рекомендации по расположению сопел ДУ на донном
экране и формам кормовой части ракет для минимиза-
ции донного сопротивления ступеней ракет в плотных
слоях атмосферы и повышения донного давления в
сильно разреженной атмосфере и в вакууме. Поскольку
в сильно разреженной атмосфере и в вакууме про-
дукты сгорания многосопловой компоновки воздей-
ствуют на донный экран, в 1977 г. С.С.Ченцов выпустил
«Руководство для конструкторов по расчету конвектив-
456
Глава 7
PH Н-1 (а), модель ДУ ее первой ступени (б, в)
и теневая фотография ее струй (г)
ного теплообмена в донной области ракет с кольцевой
компоновкой сопел на большой высоте».
В 1963-1971 гг. в НИИТП В.П.Грязнов, В.М.Купцов,
В.В.Комаров исследовали, с целью выдачи рекомендаций
по защите системы управления PH Н-1, акустические на-
грузки на донный экран первой ступени при старте Н-1 с
учетом взаимодействия струй ДУ первой ступени Н-1 со
стартовым устройством при старте Н-1 в зависимости от
высоты подъема Н-1 над стартовым устройством.
В 1970-х гг. в связи с бурным развитием боевых
ракет с РДТТ, работающих на металлизированных топ-
ливах, возникли проблемы с профилированием сопел
для продуктов сгорания, содержащих частицы конден-
сированных окислов металлов, которые, попадая на
стенки сопла, изготовленного из УУКМ, вызывали их
сильную эрозию и даже разрушение. Для прогнозиро-
вания этого явления и профилирования таких сопел в
НИИТП в 1970-е гг. В.Н.Камзолов и М.Л.Куранов рас-
считывали двухфазные течения в соплах и предлагали
способы профилирования сопел без выпадения на них
частиц конденсированной фазы. В этих расчетах из-за
погрешностей интерполяции поля течения газовой
фазы при расчете движения частиц ошибочно были по-
лучены т.н. лидирующие размеры частиц, с которыми
они выпадают на стенки сопла раньше, чем частицы
больших и меньших размеров; соответственно было
предложено отгибать концевую часть спрофилирован-
ного методом характеристик сопла по прямой линии от
места начала выпадения частиц этих размеров.
Пробоотбором и измерением частиц, существенным
для профилирования сопла, определения эрозионного
воздействия частиц конденсированной фазы на стенки
сопла и удельного импульса тяги, в НИИТП занималась
МАСкуснова. В1979-1981 гг. в НИИТП Н.Б.Пономарев
создал новую методику и программу расчета двухфаз-
ных течений в соплах ракетных двигателей, основанную
на решении прямой задачи теории сопла в до- и транс-
звуковой части сопла усовершенствованным обратным
методом, в начале сверхзвуковой части сопла до на-
чального сечения с полностью сверхзвуковым тече-
нием - методом характеристик, а сверхзвукового тече-
ния от этого сечения - сквозным методом. В результате
проведенных расчетных исследований Н.Б.Пономарев
показал, что «лидирующие» размеры частиц в расчетах
появлялись исключительно из-за погрешностей расче-
тов и при достаточно точном решении поставленной
математической задачи их нет. Проведенные Н.Б.Поно-
маревым обширные сравнения с экспериментальными
данными по эрозии сопел работающих на металлизи-
рованных топливах РДТТ и ЖРД, а также по началу вы-
падения частиц конденсированной фазы на сопла ЖРД,
с учетом имеющихся данных по спектрам размеров ча-
стиц, позволили выявить интегральный по спектру раз-
меров частиц энергетический критерий эрозионного
воздействия частиц на стенки сопел, а также интег-
рально по спектру размеров частиц определять потери
удельного импульса тяги из-за выпадения частиц на
стенки сопла. Для профилирования сопел ЖРД, рабо-
тающих на металлизированных топливах, в 1980-е гг. он
разработал обобщенный и усовершенствованный метод
прямой оптимизации контура сопла, согласно которому
оптимизировались не только контур в выбранном семей-
стве контуров сопел, но и сами семейства, как заданные
аналитически (в частности, параболы 2-й и 3-й степеней,
кривые 2-го порядка, 4-параметрические контура с по-
логим начальным участком), так и рассчитанные мето-
дом характеристик с коническим отгибом концевой
части сопла по касательной к предыдущему контуру,
причем при разных удлинениях сопла при заданной сте-
пени его расширения, с учетом всех составляющих по-
терь удельного импульса тяги и ограничения на энерге-
тическое воздействие частиц на стенки сопла для
предотвращения эрозии стенок сопла. В1985 г. все про-
граммы, необходимые для профилирования сопла и
расчета различных составляющих потерь удельного им-
пульса тяги таких ЖРД, в частности, разработанная в
НИИТП в начале 1980-х гг. Л.Ф.Кузьминой под руковод-
ством Д.А.Мельникова и Г.З.Никулина программа рас-
чета пограничного слоя интегральным методом В.С.Ав-
дуевского, конвективного теплового потока (с учетом
полученных в НИИ-1 в 1950-е гг. экспериментальных
данных В.Я.Лихушина, Ю.Д.Поскачеева, Л.В.Козлова) и
потерь удельного импульса тяги из-за трения в соплах,
были объединены Н.Б.Пономаревым в пакет программ
прямой оптимизации сопла. При этом прямая оптимиза-
ция контура в выбранном семействе контуров выполня-
лась в автоматическом режиме по специально разрабо-
457
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
танной для этого программе поиска экстремума овраж-
ных функций. Этим методом в 1980-е гг. были спрофи-
лированы сопла для таких ЖРД для первой, второй,
третьей ступеней ракет. В отделении 1 НИИТП в 1980-х гг.
Т.И.Ярощук, Б.А.Лаврухин, А.Н.Колымагин, М.А.Скуснова
и другие проводили экспериментальные исследования
характеристик модельных камер ЖРД, работающих на
натурном металлизированном топливе, в т.ч.е влияния
вдува генераторного газа в расширяющуюся часть сопла
на выпадение частиц на концевую часть сопла и удель-
ный импульс тяги. На аэробаллистическом стенде АВТ
В.Ф.Алымов проводил исследования по аккомодации
массы капли на поверхности при попадании капли на эту
поверхность под небольшим углом с большой скоро-
стью (как в сопле ЖРД). В конце 1980-х гг. все работы
по ЖРД, работающим на металлизированных топливах,
были прекращены.
В связи с необходимостью наземной отработки
ЖРД и РДТТ с высотными, имеющими большую сте-
пень расширения для получения как можно более вы-
сокого удельного импульса тяги, соплами для верхних
ступеней ракет в НИИТП под руководством и при актив-
ном участии А.М.Дубинского с середины 1960-х гг. про-
водились модельные экспериментальные исследова-
ния газодинамических труб, позволяющих за счет
эжектирующего действия струи понижать внешнее дав-
ление около выходного сечения сопла для обеспече-
ния безотрывного течения продуктов сгорания в
сопле. В 1972 г. в НИИТП А.М.Дубинский, В.М.Миронов,
ЭААшратов и другие выпустили «Руководство для
конструкторов по проектированию ГДТ для наземных
испытаний ракетных двигателей с высотными со-
плами», а в 1989 г. - его дополненную редакцию.
В связи с бурным развитием ракет-носителей и кос-
мических аппаратов различного назначения в 1970-е гг.
в НИИТП М.Н.Полянский и В.М.Ануфриев по просьбе
КБ отрасли проводили обширные модельные экспери-
ментальные исследования теплового и силового воз-
действия сопловых струй на различные поверхности
космических аппаратов в вакууме и в 1982 г. выпустили
«Руководство для конструкторов» по определению этих
воздействий.
Поскольку при подъеме ракеты атмосферное давле-
ние уменьшается, то сопло ракетного двигателя с посто-
янной геометрической степенью расширения не может
постоянно работать на расчетном режиме. Соответ-
ственно, при перерасширении потока возможен его
отрыв в сопле, и необходимо достаточно точно опреде-
лять его условия и место в сопле. Для этого в НИИ-1
(НИИТП) с конца 1950-х гг. В.И.Зюзин проводил обшир-
ные экспериментальные исследования особенностей
отрыва потока в соплах с монотонными контурами, а
в 1980-е гг. получил необходимые оценки давления в от-
рывной зоне за местом отрыва потока в зависимости от
контура сопла. В 1970-1980 х гг. в ОНИИТП Г.З.Никулин
экспериментально исследовал предшествующее отрыву
потока в сопле неавтомодельное повышение давления на
стенках сопла и получил соответствующие оценки, ис-
пользованные при определении по результатам наземных
испытаний пустотного удельного импульса тяги кисло-
родно-водородного ЖРД РД-0120 на центральном блоке
(второй ступени) РН «Энергия» при его работе с места
старта РН. В1982 г. Г.З.Никулин и В.И.Зюзин выпустили
«Методику определения пустотной тяги ракетного двига-
теля с высотным соплом» по результатам его испытаний
в земных условиях. В 1970-1980-х гг. в НИИТП В.И.Зюзин
и А.Б.Архипов на стенде СДС экспериментально иссле-
довали эффективность различных способов организации
и фиксации отрыва потока в соплах с целью регулирова-
ния степени расширения сопла в полете: с помощью
кольцевых щелей, кольцевых щитков, периферийных
рулей, осесимметричного вдува через отверстия, пори-
стые вставки, кольцевые сопла. В 1988 г. В.И.Зюзин и
Н.Б.Пономарев в модельных экспериментах на стенде
СТ-1 и с помощью расчетов исследовали вылет вставки
из сопла кислородно-водородного ЖРД РД-0120, пред-
ложенный КБХА для повышения его удельного импульса
тяги при полете в плотных слоях атмосферы. В 1990-х гг.
в НИИТП В.И.Зюзин и Г.З.Никулин на моделях сопел на
стенде СДС экспериментально исследовали эффектив-
ность излома контура расширяющейся части сопла для
фиксации местоположения отрыва потока от стенки сопла
в некотором диапазоне изменения внешнего давления и
оценили этот диапазон. В 1980-е гг. в НИИТП Г.Е.Думнов
на моделях экспериментально исследовал нестационар-
ные боковые нагрузки, действующие на сопло при отрыве
потока, и разработал методику их определения.
С целью повышения удельного импульса тяги ра-
кетных двигателей Г.З.Никулин в НИИТП в 1970-е гг. на
моделях на стенде СДС, а также на натурном ЖРД экс-
периментально исследовал влияние полировки огневой
поверхности сопла на потери удельного импульса тяги
из-за трения.
В 1977-1985 гг. в НИИТП О.И.Фирсов по разрабо-
танной им программе проводил расчетные исследова-
ния течений в соплах при низких числах Рейнольдса,
характерных для ЖРД малой тяги. В1985 г. он при уча-
стии сотрудника КуАИ С.А.Шустова выпустил ОСТ по
методике газодинамического расчета сопел ЖРДМТ.
С целью оптимизации завесного охлаждения стенок
камер сгорания и сопел ракетных двигателей (увеличение
относительного расхода завесы понижает не только тем-
пературу стенки, но и удельный импульс тяги), а также по-
вышения удельного импульса тяги работающих по откры-
той схеме ЖРД путем вдува генераторного газа в
расширяющуюся часть сопла, в 1980-х - начале 1990-х гг.
В.И.Зюзин, Г.З.Никулин, МАКарташов проводили мо-
дельные экспериментальные исследования эффектив-
ности вдува газа в сужающуюся и расширяющуюся
части сопла, в частности, двухконтурных камер ЖРД.
В конце 1980-х гг. в НИИТП Н.Б.Пономарев с помо-
щью разработанного им программного комплекса про-
458
Глава 7
вел расчетные исследования по профилированию и
определению энергетических характеристик сопел
ЖРД для разных ступеней PH, унифицированных путем
использования разных радиационно охлаждаемых со-
пловых насадков для одной и той же камеры сгорания
с фиксированной регенеративно охлаждаемой частью
сопла. Поскольку в таких соплах из-за излома контура
и резкого повышения температуры стенки сопла при
переходе от регенеративно охлаждаемой части сопла к
радиационно охлаждаемой возникали проблемы с рас-
четом пограничного слоя интегральным методом, а
также в связи с необходимостью расчета пристеночных
слоев завесного охлаждения камеры сгорания и сопла,
вдува генераторного газа в расширяющуюся часть
сопла, в начале 1990-х гг. в НИИТП А.Л.Воинов под ру-
ководством ДАМельникова разработал дифференци-
альный метод и программу расчета пограничного и
пристеночного слоев, которые позволили рассчитывать
конвективный тепловой поток от продуктов сгорания к
стенке сопла и потери удельного импульса тяги из-за
трения в таких соплах. Этот метод был выверен на по-
лученных в НИИ-1 и НИИТП экспериментальных дан-
ных. Программа А.Л.Воинова позволила одновременно
с расчетом пограничного слоя рассчитывать темпера-
туру радиационно охлаждаемой стенки сопла (НРО), а
также температуру регенеративно охлаждаемой части
сопла и нагрев охладителя в тракте охлаждения по про-
грамме Н.Б.Пономарева. В 1990-х гг. по контракту
НИИТП с французской фирмой SEP для работающего
по открытой схеме кислородно-водородного марше-
вого ЖРД Vulcain-2 второй ступени (центрального
блока) PH Ariane-5 с помощью этой программы и про-
граммного комплекса прямой оптимизации контура
сопла Н.Б.Пономарев и А.Л.Воинов спрофилировали
контур сопла этого двигателя с вдувом генераторного
газа в расширяющуюся часть сопла, определили полу-
чаемый в результате прирост удельного импульса тяги.
В 2005 г. они выполнили аналогичные расчеты для ГКБ
«Южное» по вдуву генераторного газа в расширяю-
щуюся часть сопла работающего по открытой схеме
модернизированного ЖРД РД-861К на третьей ступени
PH «Циклон-4».
В 1990-х гг. в НИИТП К.И.Светушкин и Н.Б.Пономарев
для КБХМ совместно с его сотрудником ВАХалкевичем
выполнили расчетное исследование энергетических ха-
рактеристик кислородно-водородного ЖРД КВД1 и его
прототипа 11Д56. В1999-2000 гг. с участием А.Л .Воинова
они выполнили для КБХМ расчетное исследование энер-
гетических характеристик модификаций КВД1М2,
КВД1МЗ этого ЖРД с вдувом низконапорного водорода
из тракта охлаждения в расширяющуюся часть сопла.
В 1995 г., в связи с разработкой КБХА ЖРД типа
РД-0120 с изменяемой в полете тягой и степенью рас-
ширения сопла путем изменения площади минималь-
ного сечения сопла, А.Б.Архипов на стенде СДС провел
модельные экспериментальные исследования тяговых
и расходных характеристик такого сопла, а Н.Б.Поно-
марев выполнил их расчетные исследования.
В конце 1990-х гг. по просьбе РКК «Энергия»
Н.Б.Пономарев спрофилировал новый (с большей сте-
пенью расширения для повышения удельного импульса
тяги) радиационно охлаждаемый сопловой насадок из
УУКМ для модернизированного варианта ЖРД 11Д58М
для разгонного блока ДМ-SL, применяемого на PH
«Зенит-ЗБЬ», а также металлический НРО для повыше-
ния удельного импульса тяги ЖРД С5.92 (С5.98,
14Д30), используемого на РБ «Бриз» и «Фрегат». Рас-
считанные им приросты удельного импульса тяги камер
этих ЖРД были подтверждены в полетах.
В 1993-1994 гг. в связи с разработкой КБХА ЖРД
РД-0126 «Ястреб» с расположением камеры сгорания
в расширяющейся части сопла и разворотом потока в
сопле на 1800 Н.Б.Пономарев и О.И.Фирсов выполнили
сравнительную оптимизацию такого сопла и обычного
круглого сопла; в итоге получили результат, что при оди-
наковой длине расширяющейся части сопла оптимальные
тарельчатые сопла имеют большую степень расширения,
но суммарные потери удельного импульса тяги в них
выше, чем в обычных соплах, из-за существенно более
высоких потерь вследствие трения.
В1997 г. в Центре Келдыша В.М.Нестеров, А.В.Бала-
шова, И.О.Елисеев, Н.Б.Пономарев выполнили расчеты
баллистической эффективности различных вариантов
сопла ЖРД типа РД-0120, работающего с места старта на
второй ступени PH типа «Ангара»: обычных круглых раз-
ных степеней расширения, сопел с выдвижными сопло-
выми насадками, сопел с выбрасываемыми вставками,
сопел с изломом контура, кольцевого штыревого сопла
с укороченным центральным телом типа «Аэроспайк», -
и показали, что максимальный прирост массы полезной
нагрузки достигается при использовании сопел с вы-
движными насадками, и несколько меньше - со штыре-
вым соплом.
В конце 1990-х гг. Г.З.Никулин в модельных экспери-
ментах на стенде СДС исследовал возможность понижения
температуры радиационно охлаждаемых сопловых насад-
ков с помощью излома контура сопла. В 2008 г. Н.Б.Поно-
марев и А.Л.Воинов спрофилировали сопло с «изломом»
контура для понижения температуры металлического НРО
для разрабатываемого РКК «Энергия» ЖРД 11Д58МФ.
В 2009-2011 гг. на стенде СДС под руководством Н.Б.По-
номарева были проведены модельные экспериментальные
исследования влияния «излома» контура на тепловой
поток от продуктов сгорания к стенке сопла, подтвердив-
шие его эффективность.
В связи с проработками двухступенчатых PH с кры-
латой первой ступенью («Восток», МИГ-2000, Ту-2000,
«Орел», «Орел-2»), в т.ч. с ЖРД с использованием сжи-
женного воздуха в качестве окислителя, в конце 1990-х-
начале 2000-х гг. в Центре Келдыша Г.З.Никулин и
В.В.Климов на стенде СДС провели модельные экспе-
риментальные исследования тяговых характеристик
459
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
линейной компоновки круглых сопел с общим
штыревым соплом, в т.ч. при наличии внешнего
потока, а Н.Б.Пономарев оптимизировал сопла,
в частности, расчетами показал необходимость
оптимизации контура укороченного централь-
ного тела с учетом контура сопел предваритель-
ного расширения.
В 2001 г. в Центре Келдыша, в связи с раз-
работкой в КБХА четырехкамерного ЖРД 14Д23
(РД-0124А) для третьих ступеней PH «Союз-2.16»
и «Ангара» и проведением его наземных испыта-
ний с нештатным соплом с цилиндрической концевой
частью, Г.З.Никулин, Н.Б.Пономарев, АЛ.Воинов, А.Б.Ар-
хипов на стенде СДС на модели этого сопла исследовали
влияние нештатного профиля сопла на тяговые характе-
ристики камеры с этим соплом и разработали методику
определения удельного импульса тяги камеры этого ЖРД
со штатным соплом по результатам его наземных испыта-
ний с этим нештатным соплом. В 2001-2006 гг. в Центре
Келдыша Н.Б.Пономарев, АЛ.Воинов, И.ГЛозино-Лозин-
ская по полученным на стендах КБХА данным испытаний
этого ЖРД определяли его удельный импульс тяги. Для
более точного экспериментального определения удельного
Модель сопла РД0126 на стенде СДС и схема течения в ней
на режиме перерасширения
ЖРД, работающих на различных топливах, и сравнения
этих расчетов с имеющимися экспериментальными дан-
ными выпустили согласованную с двигателестроитель-
ными КБ отрасли «Отраслевую методику определения
удельного импульса тяги ЖРД». В состав разработанных
в Центре Келдыша Н.Б.Пономаревым и АЛ.Воиновым
программных комплексов этой методики вошла также
разработанная сотрудниками Центра Келдыша Н.Н.Уша-
ковым и Ф.С.Завелевичем программа расчета химически
неравновесных течений и потерь удельного импульса тяги
из-за химической неравновесности и разработанная
Р.Р.Назыровой (г. Казань) интегрированная во все эти
импульса тяги камеры автономные испытания камеры
этого ЖРД проводились также со штатным соплом с ГДТ.
Совместными решениями специалистов КБХА (В.Р.Рубин-
ский, ВАОрлов, ЮАЕфремов) и Центра Келдыша
(Н.Б.Пономарев, АЛ.Воинов, И.ГЛозино-Лозинская,
ДФ.Слесарев) был выбран окончательный вариант смесе-
образования в камере сгорания этого ЖРД, обеспечиваю-
щий как стойкость камеры сгорания, так и требуемый
удельный импульс тяги. В 2006 г. в наземных испытаниях
в штатных соплах этого ЖРД было выявлено появление
нетипичного отрыва потока, приведшее к повреждению ка-
меры. После определения причин этого явления при уча-
стии Н.Б.Пономарева было принято совместное (КБХА и
Центра Келдыша) решение проводить наземные испыта-
ния этого ЖРД со штатными соплами с впрыском воды в
зону отрыва потока для предотвращения появления нети-
пичного отрыва потока.
В 2006-2008 гг. в Центре Келдыша на стенде СДС с ис-
пользованием стендовой камеры сгорания Н.Б.Понома-
рев, А.Б.Архипов, ГАМоталин и другие провели обшир-
ные модельные экспериментальные исследования
влияния на тяговые характеристики камеры величины
мелкомасштабной и крупномасштабной неоднородностей
состава продуктов сгорания, введенных в 1980-е гг. со-
трудником НИИТП К.И.Светушкиным в определение по-
терь удельного импульса тяги. В 2008 г. Н.Б.Пономарев и
АЛ.Воинов с участием И.ГЛозино-Лозинской (в части
определения расходного комплекса) и Н.И.Архангель-
ского (в части определения удельного импульса тяги ЖРД
в полете по результатам баллистических измерений) на
основании этих экспериментальных данных и расчетов по
разработанным ими методикам и программным комплек-
сам удельного импульса тяги большого числа различных
комплексы высоконадежная, с увеличенным примерно в
10 раз быстродействием (по сравнению с ранее исполь-
зовавшейся программой КАИ) программа термодинами-
ческого расчета.
В 2007-2010 гг. на вакуумном аэродинамическом
стенде БМР Центра Келдыша (создан в 1971 г., его первый
начальник - В.И.Дудочкин: рабочее тело - воздух высо-
кого давления (до 20 МПа), с расходом до 7 кг/с, электри-
чески подогреваемый при необходимости до 420 К, ва-
куумные баллоны общим объемом 2400 м3 с давлением
-600 Па и рабочей частью с давлением -300 Па) Н.Б.По-
номарев, ИАГолов, ААПономарев, Е.Б.Кириллов (началь-
ник стенда БМР и он же испытатель) выполнили модель-
ное экспериментальное исследование возможности
повышения удельного импульса тяги ЖРД 14Д23
(РД-0124А) за счет применения донного насадка в качестве
общего соплового насадка для этого четырехкамерного
ЖРД на PH «Ангара». Сравнение полученных эксперимен-
тальных результатов с выполненными Н.Б.Пономаревым
расчетами позволило более детально определить картину
течения в модельных и натурных условиях.
В 2010 г. по запросу ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс» и ФГУП
«Арсенал» на стенде БМР Н.Б.Пономарев, ИАГолов,
ААПономарев, Е.Б.Кириллов экспериментально исследо-
вали газодинамическое и тепловое воздействия на донный
экран КА и расположенные на нем агрегаты струй четырех
ЖРДМТ, расположенных по периферии донного экрана КА
на пилонах под небольшим углом к плоскости донного эк-
рана навстречу друг другу и работающих порознь или од-
новременно. Сравнение полученных экспериментальных
результатов с выполненными Н.Б.Пономаревым расчетами
позволило более детально определить картину течения в
модельных и натурных условиях.
460
Глава 7
В 2010-2011 гг. по запросу КБХМ на стенде БМР
Н.Б.Пономарев, ААПономарев, Е.Б.Кириллов экспери-
ментально исследовали силовое и тепловое воздей-
ствия струй рулевых камер на сопло маршевого ЖРД
КВД1А и определили оптимальный угол наклона этих
рулевых камер относительно оси симметрии сопла
маршевой камеры. Сравнение полученных эксперимен-
тальных результатов с выполненными Н.Б.Пономаре-
вым расчетами в модельных и натурных условиях под-
твердило определение этого угла.
В связи с тем, что выпущенное в 1964 г. «Руководство
для конструкторов по профилированию сопел реактив-
ных двигателей» устарело (как в части определения
удельного импульса тяги, так и профилирования
сопел), в 2011 г. в Центре Келдыша было выпущено
новое «Руководство...», раздел которого по профили-
рованию сопел ЖРД написали Н.Б.Пономарев и
А.Л.Воинов. Кроме того, в 2011 г. взамен и в развитие
выпущенного в НИИТП в 1971 г. «Руководства по рас-
чету охлаждения камер ЖРД» и ОСТ 1978 г. (авторы
Л.Ф.Фролов, А.П.Серпионова, И.И.Каверзнева, Т.И.Яро-
щук, А.П.Филичкин и др.) было выпущено «Руковод-
ство для конструкторов по теплообмену, охлаждению
и тепловой защите в ракетных двигателях», в котором
разделы по ЖРД были написаны Н.Б.Пономаревым,
А.Л.Воиновым, Д.Ф.Слесаревым, В.И.Тарарышкиным.
В 2012-2013 гг. в Центре Келдыша Н.Б.Пономарев и
А.Ю.Ильина усовершенствовали программные ком-
плексы в части расширения возможностей расчета на-
ружного проточного охлаждения камер ЖРД, уточнили
методику расчета потерь удельного импульса тяги из-за
химической неравновесности, для КБХМ провели расчеты
удельного импульса тяги ЖРД С5.154, используемого в
качестве маршевого для корректирующе-тормозной ДУ
универсальной орбитально-посадочной
платформы КА «Луна-Глоб», «Луна-Ре-
сурс», «Луна-Грунт», проанализировали ре-
зультаты его наземных испытаний, выдали
заключение об удельном импульсе тяги
этого ЖРД, передали КБХМ в лицензионное
использование программные комплексы
отраслевой методики определения удель-
ного импульса тяги. В 2014 г. Н.Б.Понома-
рев и А.Ю.Ильина обнаружили, что выве-
денная В.С.Авдуевским формула учета
влияния продольной кривизны контура
сопла на удельный импульс тяги неверна, и
вместо нее разработали и интегрировали в
программные комплексы подход, уточнив-
ший определение удельного импульса тяги.
Для КБХМ в 2014 г. Н.Б.Пономарев и
А.Ю.Ильина проанализировали результаты
наземных автономных испытаний и выпол-
нили расчеты удельного импульса тяги ка-
меры предлагаемого КБХМ для перспек-
тивной пилотируемой транспортной
системы маршевого ЖРД С5.167. В этом же году по
просьбе КБХА они разработали методику определения
удельного импульса тяги кислородно-водородного ЖРД
РД0146Д по результатам его наземных испытаний с уко-
роченным соплом. В 2014 г. Р.Р.Назырова усовершен-
ствовала используемую в программных комплексах от-
раслевой методики определения удельного импульса
тяги ЖРД программу термодинамического расчета: вме-
сто уравнения состояния идеального газа стали исполь-
зоваться уравнения состояния реального газа.
В 2015 г. Н.Б.Пономарев и А.Ю.Ильина для КБХМ вы-
полнили расчеты удельного импульса тяги и проанализи-
ровали результаты наземных испытаний предназначен-
ного для посадочной платформы десантного модуля КА
«ЭкзоМарс» ЖРД 255Д, работающего на продуктах ката-
литического разложения гидразина. Поскольку стенки
всего сопла и камеры сгорания этого ЖРД радиационно
охлаждаемые, А.Ю.Ильина усовершенствовала программу
расчета температуры радиационно охлаждаемых стенок
камеры ЖРД путем решения задачи радиационного теп-
лообмена в полной постановке вместо обычно используе-
мого цилиндрического приближения, некорректного для
этого ЖРД, а Р.Р.Назырова усовершенствовала про-
грамму термодинамического расчета, добавив термоди-
намический расчет свойств продуктов разложения ката-
литического разложения гидразина.
В 2014-2015 гг. по просьбе РКК «Энергия» в Центре
Келдыша Н.Б.Пономарев, А.Б.Архипов, А.А.Пономарев
экспериментально исследовали на стенде СДС на модели
масштаба 1:1,5 тяговые и расходные характеристики
сопла вертикального торможения с регулируемым кри-
тическим сечением и косым срезом посадочной твердо-
топливной ДУ возвращаемого аппарата перспективной
пилотируемой транспортной системы.
Модель масштаба 1:7 ПТДУ и ВА ППТС на стенде СДС
Центра Келдыша: а) 1 - модель ВА, 2- имитатор посадочной
поверхности; б) модель сопел ПТДУ
461
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Также с участием В.В.Комарова на этой модели и
на модели ВА масштаба 1:7 с 12 соплами вертикаль-
ного и горизонтального торможения на этом же
стенде экспериментально исследовали акустические
воздействия струй ПТДУ на ВА при различных поло-
жениях посадочной поверхности, а также газодинами-
ческое воздействие струй на посадочную поверхность.
В 2015 г. в Центре Келдыша были выпущены вто-
рая редакция «Руководства для конструкторов по про-
филированию сопел ракетных двигателей», вторая ре-
дакция «Руководства для конструкторов по
теплообмену, охлаждению и тепловой защите в ракет-
ных двигателях», обновленное, взамен выпущенного
в 1989 г., «Руководство для конструкторов по проекти-
рованию ГДТ для наземных испытаний высотных
сопел ракетных двигателей», «Методика отработки
высотных сопел ракетных двигателей».
'РЛгРи^ахано^, К.АЛипйша
Наноматериалы и нанотехнологии для
ракетно-космических двигателей
Создание Центра по применению нанотехнологий в
энергетике и электроснабжении космических систем
Постановлением Правительства Российской Фе-
дерации № 498 от 2 августа 2007 г. была утверждена
Федеральная целевая программа «Развитие инфра-
структуры наноиндустрии в Российской Федерации
на 2008-2011 гг.». В указанной программе ГНЦ ФГУП
«Центр Келдыша» был определен головной органи-
зацией Роскосмоса по направлению «Функциональ-
ные наноматериалы для космической техники» (При-
ложение № 1, п. 4 ФЦП) и Центром по применению
нанотехнологий в энергетике и электроснабжении
космических систем (Приложение № 5, п. 7 ФЦП).
Центр по применению нанотехнологий в энергетике и
электроснабжении космических систем функционирует
одновременно и как Центр коллективного пользования,
обеспечивающий доступ к исследовательскому и техноло-
гическому оборудованию исследователям, выполняющим
разработки в сфере наноиндустрии Роскосмоса в рамках
мероприятий различных профильных Федеральных целе-
вых программ, а также организациям других отраслей. Ру-
ководит центром Ражудин Насрединович Ризаханов.
Первыми в ЦКП были организованы лаборатории оп-
тической, электронной и зондовой микроскопии. Для их
создания ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша» в рамках программы
закупил в 2007 г. соответствующую аппаратуру. В 2009 г.
лаборатория было дооснащена Оже- и рентгеновским фо-
тоэлектронным спектрометрами. В 2010 г. были запущены
рамановский спектрометр и рентгеновский дифрактометр,
а также полный цикл пробоподготовки. Сотрудники ЦКП
прошли обучение с участием представителей фирм, постав-
ляющих аппаратуру, и получили соответствующие серти-
фикаты на право работы на оборудовании.
Центр по применению нанотехнологий
В 2010 г. ЦКП был аттестован Федеральным госу-
дарственным унитарным предприятием «Всероссийский
научно-исследовательский институт метрологической
службы» на право проведения аккредитации оборудова-
ния в диапазоне геометрических размеров от 1,2 нм и
более (аттестат аккредитации № 001226 от 20 апреля
2010 г.).
ЦКП имеет Свидетельство об утверждении типа
средств и измерений RU.E.27.003.A № 44686 от 15 де-
кабря 2011 г., Свидетельство об аттестации методик из-
мерений № 01.00225-008/35-11 от 14 октября 2011 г.
«Методика измерений геометрических параметров сфе-
рических нанопорошков методом атомно-силовой мик-
роскопии» и Свидетельство об аттестации методик изме-
рений № 01.00225-008/31-11 от 21 марта 2011 г.
«Методика измерений размеров наночастиц в суспензии
методом сканирующей электронной микроскопии», вы-
данные Федеральным агентством по техническому регу-
лированию и метрологии.
В конце 2012 г. ЦКП успешно прошел сертификацию
продукции наноиндустрии и получил аттестат признания
компетентности испытательного центра. Согласно атте-
стату, выданному АНО «Наносертифика» 29 декабря
2012 г., «Центр по применению нанотехнологий в энерге-
тике и электроснабжении космических систем» соответ-
ствует требованиям системы добровольной сертификации
продукции наноиндустрии «Наносертифика», предъявляе-
мым к испытательным лабораториям (центрам), и признан
технически компетентным и
независимым.
Что же такое наномир,
какие перспективы нам сулит
применение нанотехноло-
гий? Прежде всего, следует
отметить, что речь идет об
объектах или структурах, раз-
меры которых хотя бы в
одном направлении лежат в
пределах 1-100 -1 О’9 м. Среди
них различают нанопла-
Р.Н.Ризаханов
462
Глава 7
Исследования рельефа покрытий на атомно-силовом
микроскопе проводит С.В.Савушкина
Участники работ на электронном микроскопе.
Слева направо: Н.Н.Ситников, Е.А.Шмыткова,
НАМитина, ВАКазаков
стины, нанонити, квантовые точки. Наномир занимает
промежуточное положение между квантовым миром и
нашим привычным макромиром.
Макротела подчиняются законам классической меха-
ники, в частности, их движение описывается уравне-
ниями Ньютона, для них справедливы законы сохранения
энергии и импульса. В квантовом мире все происходит
по совершенно другим правилам: объекты проявляют
волновые свойства, перемещение тела из одной точки в
другую происходит не по траектории, часть может быть
больше целого, в отдельных актах взаимодействия не
соблюдаются законы сохранения и многое другое. На-
нотела, являясь преимущественно объектами макро-
мира, все же испытывают влияние квантовых эффектов
и проявляют заметные отличия от макротел.
0 использованием оборудования ЦКП в Центре Кел-
дыша уже получены важные результаты в рамках раз-
работки технологических процессов нанесения имплан-
тированных покрытий и многослойных наноструктур
для создания ЖРД с повышенными ресурсными харак-
теристиками (ОКР «Имплант», Федеральная космиче-
ская программа на 2006-2015 гг., ОКР «Материал») и в
ряде других работ. Так, по договору с НПО «Энергомаш»
проведено нанесение наноструктурированного много-
слойного теплозащитного покрытия на основе оксидных
соединений на семь образцов ракетных двигателей но-
вого типа - детонационных. В настоящее время прово-
дятся экспериментальные исследования нанесения
плазменно-кластерным методом верхнего слоя ТЗП из
оксида гафния, обладающего более высокой рабочей
температурой. Работа в данном направлении, выполнен-
ная сотрудником Центра по применению нанотехноло-
гий С.В.Савушкиной, на тему «Разработка инженерно-
физических основ формирования градиентных
нанокомпозитных высокотемпературных покрытий на
основе оксида гафния» победила в конкурсе Россий-
ского научного фонда 2017 г. «Проведение инициатив-
ных исследований молодыми учеными».
В настоящее время ЦКП активно сотрудничает с АО
«НИИ ТП», ФГУП «ЦНИИмаш», ФГУП «НПО Техномаш»,
ОАО «Композит», НПО им. САЛавочкина, ФГУП «ГКНПЦ
им. М.В.Хруничева», АО «НПО Энергомаш», АО КБХА и
другими организациями Роскосмоса.
Диагностика узлов и изделий РКТ после огневых ис-
пытаний
Изучение узлов РКТ с помощью современной изме-
рительной аппаратуры дает возможность детального
анализа состояния изделий, а также изменений, проте-
кающих в ходе огневых испытаний. Руководит работами
по исследованию энергонапряженных узлов и агрегатов
ЖРД Наталья Алексеевна Митина.
Современные методы исследований структуры и со-
става изделий для вновь разрабатываемых двигателей
позволяют разработчикам усовершенствовать техноло-
гический процесс изготовления, что приводит к сокра-
щению стоимости и сроков доводки. Примером может
служить исследование теплозащитного покрытия и
тракта охлаждения камеры двигателя 11Д58МФ после
огневых испытаний для ОАО «РКК «Энергия». Было по-
казано, что дефекты хромового покрытия и состояние
поверхностей каналов тракта охлаждения связаны с от-
работкой технологии изготовления. Результаты металло-
графического исследования позволили усовершенство-
вать технологический процесс.
Кроме того, использование высокотехнологического
оборудования позволяет прогнозировать эксплуатацион-
Состояние поверхности канала тракта охлаждения
при различном увеличении
463
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Таким образом, были показаны
особенности изменения структуры
и свойств гальванических покрытий
при высокотемпературном воздей-
ствии, что позволяет оценить со-
стояние покрытий после огневых
испытаний.
Изображения поперечного сечения покрытия при различных
температурах воздействия
ную надежность изделий. С целью анализа высокотемпе-
ратурного воздействия на теплозащитные покрытия, на-
несенные штатным способом (однослойное никелевое и
двухслойное никель-хромовое), изучено изменение со-
стояния покрытий в диапазоне температур 500-1100 °C на
воздухе, длительность выдержки - 30 мин.
Проведенные исследования никелевого покрытия
показали, что обеспечивается хорошее качество нане-
сения покрытий. В никелевом покрытии не обнаружено
трещин даже после длительного высокотемператур-
ного воздействия.
Анализ элементного состава поверхности никелевого
покрытия показал, что уже при 500 °C происходит взаимо-
действие кислорода с поверхностным слоем покрытия.
При увеличении температуры воздействия происходит раз-
витие оксидного слоя за счет проникновения кислорода по
анионным вакансиям через оксидный слой. При увеличе-
нии температуры происходит рекристраллизация оксид-
ного слоя и, как следствие, увеличивается размер кристал-
литов. С увеличением температуры толщина слоя NiO
возрастает от 250 нм при 500 °C до 17 мкм при 1100 °C.
Исследование микроструктуры после травления пока-
зало, что покрытие обладает ярко выраженной столбчатой
структурой в исходном состоянии, что является характер-
ным для гальванического нанесения покрытий. Процесс
рекристаллизации покрытия отмечается при температуре
выше 700 °C, и дальнейшее увеличение температуры при-
водит к росту зерен. Исследование микротвердости пока-
зало, что высокотемпературное воздействие приводит к
плавному уменьшению микротвердости от исходного
значения 165 до 100 HV при температуре 1100 °C.
Исследование никель-хромового покрытия показало,
что наблюдается сетка трещин в исходном покрытии. Вы-
сокотемпературное воздействие приводит к росту ши-
рины раскрытия трещин, их количества, а также распро-
странению данных трещин в никелевый слой. При
температуре 500 °C происходит образование трещин на
границе раздела Ni-Cr. С увеличением температуры длина
данных трещин возрастает.
Окисление поверхности наблюдается при 700 °C, при
этом толщина окисленного слоя составляет 200 нм, а при
1000 °C - 5,5 мкм. При окислении до оксида Сг2О3 наблю-
дается отслоение покрытия. Начало рекристаллизации
хрома отмечается при температуре 900 °C. Микротвер-
дость хромового слоя уменьшается от исходного значе-
ния 500 до 200 HV.
В соответствии с поручением ру-
ководства Роскосмоса и решениями
аварийных комиссий проведены ис-
следования энергонапряженных узлов двигательных уста-
новок РН «Протон» (2014-2015 гг.), «Союз-2.1 а» (2015 г.),
РБ «Бриз-М» (2008 г.). Результаты исследований исполь-
зованы в работе аварийных комиссий.
С использованием современного оборудования
ЦКП, позволяющего анализировать состояние мате-
риалов на микро- и наноуровне, разработаны методы
диагностики узлов и изменения качества в ходе отра-
ботки изделий. Работы направлены на совершенство-
вание технологических процессов изготовления и
прогнозирование эксплуатационной надежности из-
делий РКТ.
Плазменно-кластерный метод нанесения многослой-
ных наноструктурированных покрытий
В ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша» под руководством
Михаила Николаевича Полянского разработана ва-
куумная технология нанесения покрытий - плаз-
менно-кластерный метод.
Метод основан на том,
что в вакуумную камеру раз-
мещают плазмотрон, в плаз-
мообразующий газ которого
подается порошок напыляе-
мого вещества. Плазма, исте-
кающая в вакуумную камеру
стенда ВС-2, в которой от-
качивающая система стенда
в режиме динамического
вакуума поддерживает по-
стоянное давление ~ 1 Торр,
содержит в себе расплав-
М.Н.Полянский
Истечение сильно недорасширенной струи плазмы
в вакуумную камеру
464
Глава 7
ленные (как полностью, так и частично) частицы напы-
ляемого вещества. При этом определенная часть напы-
ляемого вещества в плазмотроне переходит в паровую
фазу, т.к. температура торможения в плазмотроне -
примерно 4200 К, полное давление - около 105 Па,
электрическая мощность на дуге - до 15 кВт.
Струя плазмы, истекая в камеру, образует висячий
скачок уплотнения, в котором частицы напыляемого ве-
щества разгоняются до скоростей ~1,5-2,0 км/с. При
натекании их на образец образуется покрытие с повы-
шенной адгезионной и когезионной прочностью. Паро-
вая фаза напыляемого вещества при резком расшире-
нии в область пониженного давления конденсируется
с образованием наночастиц напыляемого вещества, ко-
торые также выпадают на покрытие.
В ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша» разработаны много-
слойные наноструктурированные теплозащитные по-
крытия на основе оксида циркония для камер сгорания
ЖРД, обеспечивающие многократные (до 50 раз) тер-
моудары на уровне 2-5-107 Вт/м2 Отработаны техноло-
гические процессы по нанесению покрытий разной
функциональности.
Ъ.Ъ.КюисшкоЬ, ЛЛЫц&МПоб,
'В.И./4/сили>^
Стратегия развития ракетно-космического
двигателестроения
Ракетные двигатели средств выведения
Ракетно-космическое двигателестроение является
важнейшей составляющей ракетно-космической промыш-
ленности как у нас в стране, так и за рубежом. Высокий по-
тенциал отечественного ракетного двигателестроения в
значительной мере определяет успехи России на мировом
рынке космических пусковых услуг благодаря высокой
конкурентоспособности отечественных средств выведения
как по стоимости пуска, так и по надежности (ракеты-но-
сители «Протон», «Союз»). Тем не менее, с целью укреп-
ления позиций России в этой области космической дея-
тельности и наращивания масштабов реализации
отечественных космических проектов (как в ближайшей,
так и в долгосрочной перспективе) необходимо совершен-
ствовать отечественные средства выведения и их двига-
тельные установки, повышая экономическую эффектив-
ность и технические характеристики. Задачи
государственной политики по обеспечению гарантирован-
ного доступа России в космос и поэтапному развитию
средств выведения во всех классах грузоподъемности
ракет-носителей определены основополагающим доку-
ментом «Основы государственной политики Российской
Федерации в области космической деятельности на период
до 2030 г. и дальнейшую перспективу». Состав системы
средств выведения должен обеспечивать потребности кос-
мической программы России по запуску как легких, так и
тяжелых космических аппаратов, включая тяжелые пило-
тируемые корабли нового поколения, а в обозримой пер-
спективе - и сверхтяжелых полезных нагрузок массой до
100 т и более для осуществления пилотируемых полетов
за пределы ближайшего околоземного пространства. Все
вновь разрабатываемые средства выведения должны ис-
пользовать нетоксичные компоненты топлива (кислород-
в качестве окислителя, в качестве горючего-углеводород
(керосин или метан) или водород).
Техническая и экономическая эффективность средств
выведения в значительной степени зависит от характери-
стик маршевых ракетных двигателей: их энергомассовых,
надежностных и технико-экономических показателей, типа
используемого топлива. Так, например, доля стоимости
маршевых двигателей в стоимости пуска различных ракет-
носителей составляет от 25 до 40 %. Надежность совре-
менных средств выведения на орбиту в среднем по всему
мировому парку ракет-носителей составляет примерно
95 %, т.е. каждый 20-й пуск PH аварийный. При этом доля
маршевых двигателей и двигательных установок в отказах
при выведении на орбиту составляет около 50 %.
В современных условиях космическая деятельность
неизбежно должна быть более рациональной и эконом-
ной, чем в XX в. Учитывая высокую стоимость самих
средств выведения, особенно полезных нагрузок ракет-
носителей (изготавливаемых фактически в условиях
мелкосерийного производства), определяющей зада-
чей современного ракетно-космического двигателе-
строения является обеспечение высокого уровня экс-
плуатационной надежности (безаварийности) и
энергомассового совершенства маршевых ракетных
двигателей средств выведения при приемлемой стои-
мости. В идеале проектирование маршевых двигатель-
ных установок и ракет-носителей в целом должно ис-
ходить из принципа устойчивости к отказам с целью
сохранения не только стартового комплекса, но также
выполнения полетного задания по выведению полез-
ных нагрузок на целевые орбиты при любых отказах.
Отечественное ракетно-космическое двигателе-
строение, несмотря на непростые условия двух преды-
дущих десятилетий, в значительной мере сохранило,
хотя и не без определенных потерь, свой высокий на-
учно-технический, производственный и кадровый по-
тенциал, обеспечивающий разработку и серийное из-
готовление ракетных двигателей всех типов и
размерностей. В этот период были созданы маршевые
кислородно-керосиновые ЖРД замкнутой окислитель-
ной схемы с высокими энергетическими характеристи-
ками:
-	четырехкамерный ЖРД 14Д23 (разработчик - АО
КБХА) тягой 300 кН - для верхней ступени PH «Союз-2.1 б»;
модификация этого двигателя под индексом РД-0124А
будет использоваться в составе верхней ступени PH «Ан-
гара-А5»;
-	однокамерный ЖРД РД-191 (разработчик-АО «НПО
Энергомаш») тягой на земле 1923 кН и в пустоте 2090 кН -
для нижних ступеней PH семейства «Ангара»;
465
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
-	двухкамерный ЖРД РД-180 (разработчик-АО «НПО
Энергомаш») тягой 3825 кН на земле и 4150 кН в пустоте
создавался для PH «Атлас» компании Lockheed Martin.
Для разгонного блока KBTK, эксплуатация которого
планируется совместно с PH «Ангара-А5», ведутся опытно-
конструкторские работы по созданию кислородно-водо-
родного ЖРД тягой 75 кН, выполненного по новой (для
российского двигателестроения) безгазогенераторной
схеме.
Ведутся работы по созданию кислородно-керосинового
ЖРД 11Д58МФ тягой 50 кН (разработчик - ПАО «РКК
«Энергия»), выполненного по замкнутой схеме с дожига-
нием окислительного генераторного газа и охлаждением
камеры двигателя жидким кислородом, для модернизируе-
мого разгонного блока «ДМ», энергетические возможности
которого по выведению КА на геостационарную орбиту на
15-20 % превысят возможности штатного блока «ДМ».
Маршевые жидкостные ракетные двигатели относятся
к числу наиболее сложных в отработке и производстве
подсистем ракет-носителей. Характерной особенностью
является весьма длительный срок отработки новых образ-
цов двигателей, составляющий 7-10 лет при наличии до-
статочного научно-технического задела и необходимого
финансирования. Создание такого задела - важнейшая за-
дача научно-исследовательских и опытно-конструкторских
организаций.
Стратегия развития отечественного ракетно-космиче-
ского двигателестроения, ориентированная на обеспечение
нового качества создаваемых и модернизируемых двига-
телей средств выведения, предполагает решение ряда
ключевых проблемных вопросов, к числу которых отно-
сятся:
-	внедрение инновационных методов проектирования,
отработки и подтверждения надежности ЖРД;
-	оптимизация схем и параметров вновь разрабатывае-
мых двигателей для PH нового поколения с учетом техни-
ческих характеристик, стоимости, надежности, готовности
производства;
-	развитие методов математического моделирования
процессов в агрегатах двигателей, включая взаимодей-
ствие высокотемпературных окислительного и восста-
новительного газов с конструкционными материалами,
ВЧ-устойчивость в камерах сгорания и газогенераторах
ЖРД открытых схем с высоким уровнем давления, тепло-
вое состояние и охлаждение теплонапряженных агрегатов
двигателя;
-	создание высокоэффективных систем воспламене-
ния топлива многоразового действия;
-	внедрение новых конструкционных и композицион-
ных материалов в основные агрегаты двигателей и двига-
тельных установок;
-	создание новых теплозащитных, эрозионностойких
материалов и покрытий на основе нанотехнологий;
-	внедрение передовых технологий производства и
контроля качества двигателей с использованием автома-
тизированной системы электронного контроля за изготов-
лением деталей, узлов и агрегатов от заготовок до готовой
продукции с регистрацией проводимых изменений в кон-
структорской документации;
-	разработка мероприятий по снижению стоимости
разрабатываемых и выпускаемых двигателей;
-	совершенствование экспериментально-испытатель-
ной базы, в т.ч. для отработки высотных сопел ЖРД.
Поскольку эксплуатация ракетных двигателей осу-
ществляется не одно десятилетие, создание нового поко-
ления ракетных двигателей должно базироваться на самых
перспективных инновационных технологиях, что требует
существенного расширения объема научно-исследова-
тельских работ, как экспериментальных, так и расчетно-
теоретического плана, базирующихся на физико-матема-
тическом моделировании рабочих процессов в агрегатах
двигателей.
В современных условиях нерационально проведение
большого количества огневых доводочных испытаний дви-
гателя и его агрегатов. Поэтому вопросы обеспечения вы-
сокой надежности и безаварийности должны решаться
еще на этапе проектирования. Математическое моделиро-
вание процессов в агрегатах двигателя, включая его не-
штатную работу, в сочетании с физическим моделирова-
нием на специальных установках и уменьшенных моделях
позволяют повысить качество проекта, уменьшить коли-
чество двигателей на отработку и в целом снизить стои-
мость разработки двигателя.
На начальной стадии проектирования особая роль
отводится головным научно-исследовательским органи-
зациям, которые разрабатывают и реализуют в методиче-
ских материалах, руководствах для конструкторов, отрас-
левых и государственных стандартах методологию расчета
рабочих процессов и проектирования ракетных двигате-
лей. Специалисты самого высокого уровня ГНЦ ФГУП
«Центр Келдыша» ведут разработку программного обес-
печения и расчетных методик по различным областям гид-
рогазодинамики, прочности, тепломассообмена, электро-
физики и оптики. Эти разработки основываются на
большом количестве экспериментальных данных, затра-
гивают как физические процессы в агрегатах двигателя,
так и его функционирование в целом на различных режи-
мах, включая нештатную работу и аварийные ситуации.
Современные двигатели должны создаваться по прин-
ципу «КТИ без переборки». Иными словами, после конт-
рольно-технологических испытаний в полет уходит именно
данный экземпляр изделия, без частичной разборки и по-
вторной сборки, без замены некоторых узлов и агрегатов.
К числу основных требований, предъявляемых к
средствам выведения нового поколения, относится тре-
бование по сохранению стартовых сооружений и спа-
сению дорогостоящего полезного груза, на обеспече-
ние которого направлено создание эффективных
систем диагностики и аварийной защиты ЖРД, позво-
ляющих реализовать принцип «горячего резервирова-
ния», обеспечивающий перевод на щадящий режим
или отключение аварийного ЖРД до возникновения ка-
466
Глава 7
тастрофических последствий и продолжение полета РН
до выхода на целевую орбиту.
К числу ключевых проблемных вопросов создания
двигателей нового поколения на несамовоспламеняю-
щихся компонентах (кислород-углеводород или водород)
относится разработка высокоэффективных систем вос-
пламенения топлива. Одним из новых направлений иссле-
дований является внедрение лазерного запального устрой-
ства. На экспериментальных установках в ГНЦ ФГУП
«Центр Келдыша» продемонстрирована возможность за-
жигания в кислороде водорода, метана и керосина. В на-
стоящее время исследования системы лазерного зажига-
ния на натурных двигателях проводятся в АО КБХА и в АО
«НПО Энергомаш».
Важным направлением развития ракетно-космиче-
ского двигателестроения является разработка и внедрение
новых прогрессивных технологий (включая нанотехноло-
гии) и конструкционных материалов, в т.ч. материалов из
углерод-углеродных и угперод-керамических композитов,
для изготовления конструкции двигателя с целью повы-
шения его конструктивного совершенства, улучшения
энергомассовых характеристик. Ведутся работы, направ-
ленные на использование легкого, термостойкого и проч-
ного материала на основе угперод-угперодных композитов
для снижения массы двигателя с высокой степенью рас-
ширения сопла (стационарные и сдвижные сопловые
насадки) и других элементов ракетных блоков (силовые
рамы и фермы, топливные баки, баллоны высокого дав-
ления и др.).
Анализ дефектов, выявленных при испытаниях и экс-
плуатации двигателей, свидетельствует о том, что основ-
ные причины дефектов находятся в области производства:
отклонения от требований технологического процесса, не-
достаточно эффективные методы контроля, низкая про-
изводственно-технологическая дисциплина, устаревающее
оборудование. В связи с этим особое внимание необхо-
димо уделять методам неразрушающего контроля и диаг-
ностики состояния ЖРД. Ведутся работы по применению
новых методов контроля на основе лазерно-ультразвуко-
вой дефектоскопии и метода акустической эмиссии. Ис-
пользование различного рода покрытий в конструкции
ЖРД (никель, хром, диоксид циркония, дисилицид молиб-
дена и др.) требует тщательного соблюдения технологии
процесса нанесения, качество которого можно проверить
путем непосредственного контроля с помощью современ-
ной аппаратуры, например, сканирующим электронным
микроскопом.
Актуальной задачей отечественного ракетно-космиче-
ского двигателестроения является совершенствование экс-
периментально-испытательной базы для отработки в зем-
ных условиях ЖРД с соплами большой степени
расширения, в том числе со сдвижными сопловыми на-
садками. Отработка сопел больших степеней расширения
является сложной проблемой: создание барокамер, газо-
динамических труб и пароэжекторов - всего того, что
должно обеспечить безотрывный режим течения в сопле.
Отечественная ракетно-космическая техника базиру-
ется на использовании жидкостных ракетных двигателей.
Ракетные двигатели твердого топлива применяются в дви-
гательной установке системы аварийного спасения пило-
тируемых кораблей и в ряде случаев в качестве вспомога-
тельных двигателей (отделение головного обтекателя и
т.п.). Для создаваемого пилотируемого корабля нового по-
коления рассматривается их использование в качестве
двигателей мягкой посадки спускаемого аппарата с экипа-
жем.
В то же время в зарубежных средствах выведения
крупногабаритные РДТТ большой (сотни тонн) тяги ши-
роко используются в качестве стартовых ускорителей бла-
годаря их высокой надежности, простоте предполетного
обслуживания и сравнительно невысокой стоимости
(крупномасштабное производство твердого топлива для
боевой и космической ракетной техники).
Представляется целесообразным и в отечественных
проектах средств выведения нового поколения различной
грузоподъемности прорабатывать варианты использова-
ния твердотопливных стартовых ускорителей. Изменение
количества используемых ускорителей в составе РН поз-
воляет обеспечить дискретность выводимых масс полез-
ной нагрузки в единичных пусках, что исключает необхо-
димость создания для этих целей новых РН. Благодаря
достигнутым успехам в создании высокоэффективных
твердых топлив и отработанной технологии изготовления
корпусов РДТТ, а также высокой тяге РДТТ, обеспечива-
ется повышение грузоподъемности РН. Использование
РДТТ для повышения стартовой тяговооруженности РН,
обеспечения безопасности стартового комплекса энерге-
тически целесообразно во всех классах грузоподъемности
РН, но особенно выгодно для носителей легкого и сверх-
легкого классов.
Развитие отечественного ракетно-космического двига-
телестроения требует модернизации современного про-
изводства ракетных двигателей. Анализ текущего состоя-
ния двигательных производств свидетельствует о наличии
технических и организационных проблем, влияющих на ка-
чество и стоимость готовой продукции, в числе которых:
-	старение производственного оборудования и станков;
-	большая трудоемкость и стоимость товарных двига-
телей;
-	низкая загрузка производственных мощностей и
станков при высокой загрузке рабочего персонала.
Основными целями структурных преобразований в
двигателестроении являются сохранение и развитие на-
учно-технического, проектно-конструкторского и про-
изводственно-технологического потенциалов предприя-
тий, оптимизация финансовых ресурсов, направляемых на
разработку и внедрение передовых технологий, оптимиза-
ция состава и размещения производственных мощностей.
Необходимо развивать новую современную инфраструк-
туру производства, направленную на внедрение конкурен-
тоспособных технологий в сфере ракетного двигателе-
строения.
467
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Ракетные двигатели малой тяги
Наряду с производством маршевых ракетных двигате-
лей большой тяги для средств выведения (PH и РБ) важной
составляющей ракетно-космического двигателестроения
является производство и развитие ракетных двигателей
малой тяги, включая жидкостные ракетные двигатели
малой тяги и электроракетные двигатели различных типов.
Современные ЖРДМТ, применяемые в составе ДУ КА
для коррекции орбиты, ориентации и стабилизации, а
также в качестве двигателей обеспечения запуска мар-
шевых двигателей и управления положением РБ, исполь-
зуют токсичные компоненты топлива (AT-НДМГ и гидра-
зин). В связи с этим в рамках НИР и ОКР ведутся работы
по созданию ЖРДМТ на экологически безопасных ком-
понентах топлива. В частности, для разгонных блоков но-
вого поколения прорабатываются конструкции ЖРДМТ,
работающие на основных компонентах маршевой ДУ и
обеспечивающие надежное многократное зажигание не-
самовоспламеняющихся экологически безопасных ком-
понентов топлива (кислород - углеводород (керосин или
метан) и кислород - водород). Для космических аппара-
тов направлением обеспечения экологической безопас-
ности является разработка двигателей на экологически
безопасном («зеленом») унитарном топливе (например,
на основе динитрамида аммония, метанола), обеспечи-
вающем более высокий удельный импульс тяги и обла-
дающем большей плотностью, чем гидразин. Одним из
возможных направлений развития ЖРДМТ для КА, кото-
рое также прорабатывается, является замена токсичного
топлива AT-НДМГ на вариант использования экологиче-
ски чистой пары кислород - водород с получением ее в
результате электролиза воды.
В последние десятилетия в космической технике рас-
ширяется применение электроракетных двигателей для
управления движением КА на орбите, а также для осу-
ществления транспортных операций как в околоземном
космическом пространстве (например, для выведения на
геостационарную орбиту), так и в межпланетных полетах.
Основные тенденции в развитии КА (рост срока активного
существования, эффективности систем энергоснабжения
и, соответственно, энерговооруженности КА) определяют
необходимость увеличения удельного импульса тяги ЭРД
с целью снижения запаса рабочего тела и увеличения доли
полезной (целевой) нагрузки КА.
В 2012 г. была разработана и утверждена руководством
Роскосмоса «Стратегия развития электроракетных двига-
телей в России на период до 2030 г.», основными целями
которой являются:
-	расширение сферы применения ЭРДУ в составе оте-
чественных космических средств в интересах повышения
эффективности их использования;
-	создание номенклатурного ряда ЭРД рационального
состава и показателей (по мощности, тяге, удельному им-
пульсу и ресурсу) в обеспечение создания перспективных
КА различного назначения;
-	укрепление позиций России в области ЭРД на меж-
дународном рынке космической техники.
Основными задачами Стратегии развития ЭРД до
2030 г. являются:
-	создание и штатная эксплуатация стационарных плаз-
менных двигателей мощностью до 2,5 кВт, тягой 70-80 мН
с удельным импульсом тяги 28000-29000 м/с и ресурсом
6000-7000 ч для коррекции орбиты тяжелых геостацио-
нарных КА нового поколения массой 3,5 т и более со сро-
ком активного существования 15 лет;
-	создание и введение в штатную эксплуатацию мно-
горежимного СПД мощностью 5 кВт, с удельным импуль-
сом тяги 17000-20000 м/с и ресурсом 4000-5000 ч для до-
выведения КА на геостационарную орбиту и другие
высокие рабочие орбиты;
-	создание и введение в штатную эксплуатацию ионных
двигателей мощностью до 5 кВт с удельным импульсом
тяги до 45000 м/с и ресурсом до 15000 ч для межпланет-
ных КА;
-	создание маршевых ЭРДУ для тяжелых транспортных
систем высокой энерговооруженности в интересах реше-
ния широкого спектра задач долгосрочной перспективы по
использованию и освоению космического пространства,
включая создание лунных баз и осуществление пилоти-
руемых экспедиций на Марс; создание ИД высокой мощ-
ности (до 30-50 кВт) с удельным импульсом тяги
70000 м/с и ресурсом 20000-50000 ч;
-	создание ЭРД малой и сверхмалой мощности (де-
сятки-сотни ватт) для применения в составе систем управ-
ления движением малых и микроКА;
-	формирование научно-технического задела по мно-
горежимному ЭРД высокой мощности (100 кВт и более) с
нетрадиционным способом ускорения плазмы, обеспечи-
вающем высокие значения плотности тяги, удельного им-
пульса тяги и ресурса;
-	совершенствование методов наземной отработки ЭРД
различных типов, в т.ч. с целью сокращения временных,
материальных и финансовых затрат на длительные ре-
сурсные испытания;
-	создание экспериментальной базы для длительных
ресурсных испытаний ЭРД высокой (десятки киловатт)
мощности.
Реализация представленной стратегии развития отече-
ственного ракетно-космического двигателестроения обес-
печит создание требуемой номенклатуры ракетных двига-
телей для нового поколения космических средств
различного назначения (средств выведения, автоматиче-
ских и пилотируемых космических аппаратов), а также
позволит сформировать необходимые научно-техниче-
ский и технологический заделы для разработки космиче-
ских проектов в среднесрочной и долгосрочной перспек-
тиве, что будет способствовать полноценному участию
российских специалистов в международных проектах и
укрепит позиции России на международном рынке косми-
ческой техники.
Глава 8
Производство ракетных двигателей
Опытный завод энергетического машиностроения
ПАО «Кузнецов»
«Воронежский механический завод» -
филиал ФГУП «ГКНПЦ им. М.В.Хруничева»
ПО Южмаш
СПб ОАО «Красный Октябрь»
ПАО «Протон-ПМ»
АО «Красмаш»
АО «Златмаш»
АО «Металлист-Самара»
АО «Пермский завод «Машиностроитель»
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
2.0.Тахманнн, KC.CyiaKjaS
ДЕЯТЕЛЬНОСТЬ ОПЫТНОГО ЗАВОДА
ЭНЕРГЕТИЧЕСКОГО МАШИНОСТРОЕНИЯ,
Г ХИМКИ
В1932 г. в поселке Химки Московской области было
начато освоение территории под производственную пло-
щадку мотороремонтного и самолеторемонтного завода
№ 65 Управления Гражданского Воздушного Флота.
Вначале на отведенной для завода площадке были от-
крыты ремонтно-механические мастерские, позднее -
мастерские по ремонту самолетов ТБ-3 и АНТ-9. Наряду
с ремонтом производилась и переделка этих самолетов.
Такой был профиль завода до 1934 г.
В 1933 г. заводу № 65 присваивается номер 84.
В 1934 г. был выпущен первый опытный самолет под
шифром «41»главного конструктора Мясищева. В1935-
1937 гг. завод изготовил несколько опытных самолетов
конструкторов Поликарпова и Левкова (Л-4 и Л-5).
Шеф-пилотом завода был назначен В.П.Чкалов.
В 1936 г. завод получил задание строить само-
леты ДС-3 американской фирмы «Дуглас». Эти са-
молеты в дальнейшем были переименованы в ПС-84
(пассажирский самолет 84-го завода). В 1939 г. были
выпущены первые машины. Позднее самолет ПС-84
был переименован в Ли-2. Всего в СССР было произве-
дено свыше 4800 машин этого типа, прослуживших до
1960-х гг. В октябре 1941 г. завод эвакуировался в Ташкент
вместе с оборудованием, рабочими, ИТР и служащими.
После освобождения Подмосковья Советской Ар-
мией в марте 1942 г. на территории завода созданы по-
левые ремонтные мастерские. Вскоре приказом НКАП
от 16 апреля 1942 г. был организован Государственный
союзный завод № 456 для производства и ремонта
цельнометаллических самолетов. В 1942 г. было отре-
монтировано 36 самолетов ПС-84, 8 самолетов ПС-2,
7 самолетов ТБ-3, 5 самолетов СБ.
21 апреля 1943 г. заводу поручена сборка и испы-
тание дальних бомбардировщиков Ил-4 (ДБ-ЗФ). Узлы
самолетов поступали в Химки из Иркутска и Комсо-
мольска-на-Амуре. В 1943 г. было собрано 480 само-
летов Ил-4, а также отремонтировано 16 самолетов
ПС-84,2 самолета ТБ-3,8 самолетов СБ. В1944 г. был со-
бран 601 самолет Ил-4 и 10 самолетов Ер-2, а в 1945 г. -
123 самолета Ил-4 и 20 самолетов Ер-2. На одном из
корпусов завода установлена памятная доска со сло-
вами: «Здесь создавалось оружие победы в годы Ве-
ликой Отечественной войны».
Приказом НКАП от 3 июля 1946 г. на завод № 456 воз-
ложена задача освоения нового вида специальной техники
- мощных ЖРД - с перебазировкой из Казани ОКБ-РД
В.П.Глушко. ОКБ перебазировалось в ноябре 1946 г.
Глушко был назначен главным конструктором ОКБ завода
№ 456. В конце 1946 г. создано опытное производство с
цехами в подчинении главного конструктора В.П.Глушко.
В 1946-1947 гг. начинается освоение серийного из-
готовления двигателей РД-100 и РД-101. Территория
завода составляла 35 га. Насчитывалось 1227 ед. обо-
рудования, численность работающих на заводе в 1947 г.
составила 2744 человека, в ОКБ - 523 человека. 20 марта
1947 г. собран первый двигатель из немецких деталей
по немецким чертежам и техническим условиям, кото-
рый отправили для испытаний в НИИ-88. Всего за год
изготовлено из немецких деталей и узлов 26 двигате-
лей для ракеты А-4. Параллельно изготавливались де-
тали и узлы из отечественных материалов для двига-
теля РД-100 конструкции В.П.Глушко. В 1947 г.
изготовлено почти 7 комплектов узлов двигателя
РД-100. Были подобраны отечественные материалы,
не уступающие трофейным по своим качествам.
14 апреля 1948 г. вышло постановление правитель-
ства о создании первой ракеты Р-1 из отечественных
материалов на базе немецкой ракеты А-4 с двигателем
РД-100. К этому времени завершилась, в основном, ре-
конструкция и перепланировка цехов основного и
вспомогательного производства для ЖРД. Всего соз-
дано 10 производственных цехов. Основная часть восста-
новительных работ завершена в первом квартале 1948 г.
Всего в 1948 г. произведено 24 двигателя РД-100.
В первом квартале 1949 г. выдана документация для
проведения экспериментальных летных испытаний
двигателя РД-101. За полугодие собрано 12 двигателей,
из которых 6 использовали для стендовых, доводочных
испытаний на стенде № 1 отдела № 52. Другие пере-
даны НИИ-88 для летных испытаний.
С октября 1949 г. по октябрь 1952 г. директором за-
вода № 456 работал Лев Архипович Гришин. В 1937 г.
был командирован в США для закупки и приемки обо-
рудования для авиационной промышленности. С 1938 г.
работал начальником иностранного отдела 18-го ГУ
НКАП; начальником Главснаба НКАП. Лев Архипович
после завода работал в ГКОТ, погиб в результате ката-
строфы при подготовке первого летного испытания ра-
кеты Р-16 в октябре 1960 г.
В1950 г. серийное изготовление двигателей РД-100
передано заводу № 586 в Днепропетровске, куда в тече-
ние 1950-1951 гг. передавалась вся конструкторско-
технологическая документация. Всего за 1950 г. про-
изведено 43 двигателя РД-101, в т.ч. для летных
испытаний и доводки КБ -12, для НИИ-88 - 31, а также
32 двигателя РД-100 для НИИ-88.
В 1951 г. основными изделиями были РД-100: из-
готовлено 82 двигателя. Стали поставлять отдельные
узлы и детали на завод № 586 в Днепропетровск, где
начался выпуск РД-100. На заводе № 456 готовились к
серийному производству двигателя С-09 главного кон-
структора А.М.Исаева для зенитных ракет «земля - воз-
дух». В этом же году произведены 5 двигателей РД-103
для ракеты Р-5. Освоение двигателей РД-100, РД-101 и
РД-103 шло на протяжении всего года с одновремен-
ным усовершенствованием технологических процес-
470
Глава 8
сов, а по опытным образцам - с их доводкой. В пре-
дельно короткие сроки разработана технология про-
изводства двигателей: РД-101 (март-апрель), РД-103
(второе полугодие), С-09 (октябрь - ноябрь). Немало
времени и усилий ушло на передачу технологии по из-
готовлению двигателя РД-100 на завод № 586.
В1952 г. изготовлено 82 двигателя РД-100,56 РД-101,
14 РД-103. Произведено 90 комплектов штамповок и
других деталей для завода в Днепропетровске. Для про-
изводства двигателей С-09 создан изолированный цех
сборки и сварки камер сгорания. В результате было из-
готовлено и поставлено 46 двигателей С-09.
В 1953 г. изготовлено 33 двигателя РД-103. Заказ-
чику также сдали 271 двигатель С-09. Общий темп
работ позволил ввести в эксплуатацию в 1952-1953 гг.
12 тыс. м2 производственных площадей.
В следующем году изготавливали двигатели для ис-
пытаний на стендах и в полете: РД-101, РД-103 и РД-1 ОЗМ.
В IV квартале началась технологическая подготовка к
производству РД-107. Начаты огневые испытания
камер сгорания РД-107 и РД-108 в составе эксперимен-
тальной установки с «шапкой» из доработанных агре-
гатов двигателя РД-103. Завод продолжал серийное из-
готовление двигателя С-09, а также гражданской
продукции. Начато производство двигателей РД-211 и
РД-214 для ракеты Р-12 с новым видом топлива, где
окислителем была азотная кислота. На первых же об-
разцах отдельных агрегатов и узлов внедрялись новые
и передовые технологические процессы. Технология
пайки листовых деталей замкнутой конфигурации
применяется к узлам камеры сгорания. Освоено из-
готовление массовых деталей-форсунок из нержа-
веющей стали и специальной бронзы БрХ-1. 27 ок-
тября приказом Министерства оборонной
промышленности ОКБ-456 и завод № 456 объеди-
нены под руководством начальника и главного кон-
структора В.П.Глушко.
В1955 г. изготовлено 32 двигателя РД-1 ОЗМ для ра-
кеты Р-5М; 24 комплекта двигателей С-09 главного кон-
структора А.М.Исаева. Кроме поставок двигателей,
завод изготовил для экспериментальных доводочных ис-
пытаний узлы и агрегаты к РД-214, РД-107 и РД-108, а
также стендовое оборудование. ВIV квартале начата
технологическая подготовка к производству РД-212.
В камерном цехе № 3 установили оборудование для из-
готовления камер сгорания к двигателям РД-107 и
РД-108 (создан специальный участок для пайки узлов,
камер, оснащен печами).
В 1956 г. кроме изготовления доводочных узлов и
агрегатов для РД-214, РД-213, РД-107 и РД-108,42 дви-
гателя РД-107 и РД-108 отправлены для летных испы-
таний в НИИ-88. Весь год на огневом стенде ОКБ-456
отрабатывались двигатели РД-107 и РД-108 с рулевыми
камерами конструкции ОКБ-1.15 августа выполнено
первое огневое испытание РД-107 в составе базового
блока ракеты Р-7 в Загорске. В связи с отсутствием в
стране производства по выпуску необходимого обо-
рудования (для пайки и сварки узлов камер сгорания
к РД-107 и РД-108 в комплексе с загрузочными
устройствами и камерами предварительного подо-
грева) на заводе своими силами изготовлены два
комплекта камерных электропечей с рабочей темпе-
ратурой 1100 градусов.
В 1957 г. продолжалось производство РД-107 и
РД-108. Летом разработка и изготовление рулевых
камер двигателей РД-107 и РД-108 и автоматики для
них переданы в ОКБ-456. В связи с завершением строи-
тельства экспериментального корпуса перепланиро-
вали и расширили площади производственных цехов
В1958 г. изготовлены 2 пакета второго этапа и 8 па-
кетов третьего этапа РД-107 и РД-108,4 стендовых дви-
гателя комплектно (с рулевыми двигателями) отправ-
лены ОКБ-1 и заводу № 1, 20 РД-214 - серийным
заводам № 19,29,172 и 166. Оказывали материальную
и техническую помощь серийным заводам № 19,29,3,
172,166 и 186 в Перми, Омске и Днепропетровске по
двигателю РД-214, заводам № 1 и 24 в Куйбышеве - по
двигателям РД-107 и РД-108. Для отработки новых тех-
нологий изготовления сложных деталей из высоко-
прочных и жаропрочных материалов организована тех-
нологическая лаборатория при отделе главного
технолога. Освоена технология изготовления осевых
крыльчаток ТНА двигателей РД-107 и РД-108 литьем по
выплавляемым моделям.
В 1959 г. производились серийные двигатели
третьего этапа РД-107 и РД-108 и двигатели РД-107А и
РД-108А для ракеты Р-7А (8К74), двигатели РД-214 для
ракеты Р-12. Выпуск товарной продукции увеличился
до 115 двигателей против в 1958 г. Серийному заводу
в Куйбышевском совнархозе передана скорректирован-
ная и уточненная технологическая документация на РД-107
и РД-108. Испытаны основные агрегаты (КС, ТНА, рамы,
автоматика) новых двигателей РД-215 и РД-216. Раз-
работаны технологические процессы и начато изготов-
ление деталей камеры сгорания, турбонасосного агре-
гата и автоматики двигателя РД-111.
В 1960 г. деятельность завода концентрировалась
на изготовлении и конструкторско-технологической от-
работке экспериментальных образцов РД-215 и РД-216
для ракеты Р-14; двигателей РД-218 и РД-219 для ра-
кеты Р-16; двигателя РД-111 для ракеты Р-9. Заканчи-
вали производство РД-107А и РД-108А и готовили их к
передаче серийным заводам. Произошло объединение
опытного и экспериментального производств в единое
опытно-экспериментальное производство опытного за-
вода. Директором опытного завода назначен Юрий
Дмитриевич Соловьев.
В1961 г. изготовляли доводочные и летные двига-
тели РД-111 для ракеты Р-9; РД-119-для PH «Космос»;
РД-224 - для ракеты 8К66. Начало технологической от-
работки двигателей РД-253 и РД-254, а также фторного
двигателя РД-303 и перекись-водородного двигателя
471
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Ю.Д.Соловьев
Герой Социалистического
Труда. В 1960-1968 гг. -
первый заместитель
начальника ОКБ-456 -
директор опытного завода.
Лауреат Ленинской премии
РД-501. Внедрен ряд новых технологических процес-
сов, связанных с освоением более совершенных дви-
гателей и новых материалов, широким применением
электроимпульсных и злектроэрозионных методов об-
работки жаропрочных материалов. Впервые отработан
технологический процесс сварки БрХ-08 на ЭЛУ, в ре-
зультате в производство пошла первая установка ЭЛУ-1
для сварки электронным лучом в глубоком вакууме.
В1962 г. завод производил материальную часть для
экспериментальных двигателей РД-253, РД-119, РД-303,
РД-251, РД-252 на доводочные испытания, а также то-
варные двигатели для ракет Р-9 для ОКБ-1 и PH «Кос-
мос». Наибольший удельный вес в объеме опытных
работ занимал двигатель РД-253. В декабре изготов-
лена в узлах полноразмерная камера сгорания и эта-
лонный двигатель заводу имени М.В.Хруничева. Завод
осваивал технологические процессы изготовления ма-
териальной части фторного двигателя РД-303. Начаты
работы по двигателям РД-280 и РД-501, а в первом по-
лугодии - по РД-111. Лаборатория сварки завода раз-
работала и внедрила процессы электронно-лучевой
сварки узлов камеры сгорания, обеспечивая при этом
получение узких щелевидных каналов в местах соеди-
нения узлов, которые дали возможность обеспечить
высокие (до 300 атм.) испытательные давления в ка-
мере сгорания. Разработан способ электронно-лучевой
сварки деталей из ниобия толщиной до 15 мм для пер-
спективных двигателей; технологический процесс
сварки роторов для РД-119 и РД-253 трением; техно-
логический процесс сварки шаробаллонов из титано-
вого сплава; автоматическая сварка стали ЭП-56 и
сплава ЭП-202 на узлах двигателей РД-253 и РД-303. В
корпусе экспериментального производства оборудован
и сдан в эксплуатацию музей двигателей (демонстра-
ционный зал), разрабатываемых и изготавливаемых КБ
и заводом.
В 1963 г. изготовлены двигатели РД-119, РД-251 и
РД-252, РД-253. Технологическая подготовка производ-
ства нацелена на подготовку к освоению двигателя
РД-270 тягой 640 тс.
В1964 г. львиную долю работ завода занимало из-
готовление материальной части к РД-253 налетно-кон-
структорские, стендовые, зачетные, межведомственные
и доводочные испытания. Наряду с этим проводились
опытные работы по РД-303, РД-270, РД-280, РД-502.
Изготавливалась материальная часть на эксперимен-
тальные и доводочные испытания. Завод занимался из-
готовлением модельных агрегатов и установок для от-
работки рабочего процесса в камерах сгорания и
газогенераторах. С декабря заготовительные цехи (ли-
тейный, кузнечный, штамповочный, пайки) приступили
к выпуску отдельных деталей для двигателя РД-270.
В начале 1965 г. завод приступил к конструкторской
отработке РД-303. Всего за год собрано для доводоч-
ных испытаний 73 новых и 33 повторных двигателя. Со-
временный процесс нанесения жаростойкого покрытия
на огневую стенку камеры сгорания из двуокиси цир-
кония обеспечивал работоспособность и надежность
двигателей РД-253, РД-303 и РД-219. Продолжались
разработка и внедрение прогрессивных методов нераз-
рушающего контроля герметичности сварных и паяных
соединений с помощью ультразвуковых электрических
и электромагнитных методов, дефектоскопии целого
материала, измерения толщины материала и гальвани-
ческих покрытий при доступности с одной стороны. Со-
вершенствовались электронно-лучевые пушки для
сварки толстостенных материалов, разрабатывались и
производились пульты управления процессами сварки
и сварочных установок.
В 1966 г. изготовлено 14 новых и собрано на по-
вторные испытания 74 двигателя РД-253. В связи с воз-
можным применением РД-253 для пусков пилотируе-
мых ракет в конце года начаты работы по повышению
надежности и улучшению характеристик двигателя с
использованием материальной части завода имени
Я.М.Свердлова в Перми. Продолжалась конструктор-
ская отработка РД-303. За год изготовлено и собрано
на доводочные испытания 55 новых двигателей и 35 -
на повторные. Завод продолжал запуск, освоение и из-
готовление деталей и узлов двигателя РД-270. Изготов-
лено деталей, узлов и проведено экспериментальных
работ по новым двигателям, находящимся в стадии на-
учных исследований: РД-350 - фторные; РД-560 и
РД-600, РД-502 - перекись-водородные; РД-280 - азот-
нокислотные. Опытные работы - доработка 47 камер
сгорания двигателей РД-251 и РД-252, связанных с ис-
пытанием их в НИИХиммаш.
Корпус заводского цеха
472
Глава 8
1 января 1967 г. опытный завод № 456 переименован
в Опытный завод энергетического машиностроения. Всего
за год изготовлено и собрано на доводочные испытания
62 новых и 25 переборочных двигателей. Развертывается
производство РД-270. Началось изготовление доводочных
двигателей РД-270 очкового варианта (без трех последних
секций сопла). Для огневых испытаний изготовили 7, а 2 -
для холодных проливок. Во втором полугодии завод при-
ступил к производству узлов и агрегатов штатного вари-
анта двигателя РД-301 (фторный), 8 ЖРД выпустил к концу
года. Завод трудился над дальнейшим повышением на-
дежности и улучшением характеристик двигателя РД-253.
В экспериментальных узлах и агрегатах для доводочных
испытаний использовали материальную часть завода
имени Я.М.Свердлова. По РД-280, РД-502, РД-600, РД-350,
РД-351, РД-560 изготавливали модельные установки, экс-
периментальные узлы и агрегаты стендовых образцов. На
заводе впервые установлены и начали работать два станка
с программным управлением: сверлильный КСП-1 и фре-
зерный СФП-2. Внедрена ультразвуковая дефектоскопия
сварных швов и деталей, недоступных для рентгеноконт-
роля. Разработан и внедрен технологический процесс фор-
мообразования рубашек камер сгорания двигателя РД-301
методом ротационного выдавливания из целого листа.
В 1968 г. наибольший удельный вес работ завода
составляло изготовление двигателей РД-270: 26 - с
укороченным соплом камеры сгорания на доводочные
испытания, 6 - переборочных после огневых испыта-
ний. Изготовлено 47 установок для автономных испы-
таний смесительных головок. Продолжался выпуск опыт-
ных и доводочных РД-301. Всего произведен 61 новый
двигатель. Продолжалось изготовление материальной
части к двигателю РД-253 для сборки доводочных дви-
гателей, переборки двигателей после огневых испыта-
ний. Для обеспечения необходимого количества испы-
таний двигателя РД-502 (на перекиси водорода)
произведено 11 сборок двигательных установок разных
вариантов. 1 февраля 1968 г. директором завода назна-
чен С.П.Богдановский.
В1969 г. выросли объемы по оборонной продукции
и вместе с поставкой товарных двигателей РД-119, воз-
вращенных Красноярским заводом, составили 23,5 %.
В течение года завод освоил 5 новых двигателей, в т.ч.
РД-119 для PH «Космос». Всего в 1969 г. было изготов-
лено 35 новых двигателей. Освоен выпуск РД-301.
Разработана и изготовлена камера сгорания У-25 для
МГД-генератора. С июля начата подготовка производ-
ства и металлургическая отработка деталей, узлов и
агрегатов РД-264 для ракеты Р-36М. С января по август
на заводе собрали 5 новых РД-270. Выпуск РД-270 в ав-
густе приостановлен из-за отсутствия решения о даль-
нейшей судьбе PH УР-700.
В1970 г. завод трудился над созданием новых двига-
телей РД-263 и РД-264 для первой ступени ракеты Р-36М.
Собрано 44 доводочных и 40 переборочных РД-263. На-
чали создавать двигатель РД-268 для ракеты МР
С.П.Богдановский.
С 1968 г -директор
опытного завода, первый
заместитель начальника
КБЭМ. Д.т.н. Лауреат
Государственной премии
СССР
УР-100. Завершена доводка РД-301 для разгонного
блока изделия 11С813.
В 1971 г. шла отработка технологических процессов
двигателей РД-263 и РД-264 для ракеты Р-36М, РД-268
для ракеты МР УР-100, фторных РД-301 и РД-302. Отра-
батывали и изготавливали двигатели РД-263 для стендо-
вых испытаний, после огневых испытаний их перебирали,
производили узлы и агрегаты для опытной отработки.
Собрано 54 доводочных двигателя РД-263 и 61 перебо-
рочный. Изготовлено 17 двигателей РД-119. Изготав-
ливались узлы и агрегаты на доводочные исследования
по двигателям РД-510 и РД-560. В 1971 г. закончено
строительство второй очереди цеха гальванических по-
крытий и введено дополнительно 4302 м2 площади.
В 1972 г. собрано 46 доводочных и 52 перебороч-
ных двигателя РД-263. Для летно-конструкторских ис-
пытаний подготовлено 16 товарных двигателей РД-264.
Произведено 18 доводочных и 40 переборочных двига-
телей РД-268. Кроме этого, собрано 4 доводочных дви-
гателя для МВИ и 10 товарных для ЛКИ. Продолжалась
работа над двигателями РД-302 (34 доводочных и 5 пе-
реборочных), РД-119 (20 товарных). Всего за 1972 г.
изготовлено 148 новых и 97 переборочных двигателей
разной конструкции. Наряду с производством двигате-
лей изготавливали узлы новых ЖРД РД-510 и РД-560,
«Вулкан».
В 1973 г. в заданных объемах двигалась отработка
и доводка РД-263, РД-264, РД-268, РД-301 и РД-302, а
также изготовление узлов и агрегатов по новым разра-
боткам РД-510, РД-560, «Вулкан». Товарные поставки
составили четыре РД-264. Начато строительство вось-
миэтажного здания и надстройки третьего этажа быто-
вых помещений главного корпуса со стороны фасада.
В 1974 г. выполнены поставки 17 товарных двигате-
лей РД-264,4 двигателей РД-263 и 35 двигателей РД-268.
Один двигатель РД-268 предназначался для доводки.
Перебраны 11 РД-268 и 22 РД-263. Изготовлен для КДИ
31 двигатель РД-302. Завод вместе с КБ включился в соз-
дание новых сверхмощных двигателей. Начались пред-
варительные работы по разработке мощных кислородно-
керосиновых двигателей РД-170/171. Для отработки
отдельных агрегатов двигателя 1УК, 1УКС, 2УК производ-
ство стало наращивать технологию и изготовление узлов.
Изготовлено 10 экспериментальных двигателей РД-510
(на перекиси), проведено 33 огневых испытания.
473
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
В 1975 г. на заводе шло изготовление серийных
двигателей: 11 РД-264 для ЮМЗ, 4 РД-263 для СПИ,
29 РД-268 на товар и 10 для СПИ, 15 РД-302 на КДИ.
Но основные мощности были направлены на изготов-
ление и сборку установок для отработки узлов и агре-
гатов двигателя РД-170. Началась большая подготови-
тельная работа по изготовлению оснастки и
нестандартного оборудования. Необходимо было осна-
стить создание модельных установок 1УК, 1УКС, 2УК,
ЗУК, 4УК, чтобы отрабатывать узлы и агрегаты РД-170.
Изготовлено 87 новых установок 1УК, 1УКС, 2УК, про-
ведено 23 переборки установок 1УК, 1УКС и 20 их по-
вторных переборок. Одновременно стали готовить про-
изводство двигателя РД-120 для второй ступени РН
«Зенит». В 1975 г. введено в эксплуатацию 142 еди-
ницы нового оборудования, в т.ч. 83 металлорежущего,
включая 5 электроискрового, 17 кузнечно-прессового,
2 деревообрабатывающего и 21 подъемно-транспорт-
ного. Проведено 125 огневых испытаний установок на
стенде № 2. Закончена первая очередь литейного цеха.
В1976 г. изготавливались серийные двигатели и экс-
периментальные установки для отработки агрегатов
РД-170. Изготовлено 32 двигателя РД-268 для ЮМЗ,
4 двигателя для СПИ и 4 учебных двигателя. Для доводки
произведено 5 РД-302, 5 - для МВИ. Создано 14 двига-
телей РД-510, установок - 9. Основные производствен-
ные мощности направлены на изготовление эксперимен-
тальных установок для отработки агрегатов двигателя
РД-170: их было выпущено 81. Шла разработка новых
технологических процессов изготовления узлов и агре-
гатов РД-170. Внедрен технологический процесс элек-
тронно-лучевой сварки конструкций из тугоплавких спла-
вов. Внедрены новые материалы: высокопрочные,
нержавеющие свариваемые стали ВНС-16 и ВНС-25. На
станки с программным управлением переведена обра-
ботка 207 наименований деталей. Принят в производство
технологический процесс изготовления монолитных ро-
торов. Разработан и внедрен технологический процесс
нанесения искусственной шероховатости, что улучшило
теплообмен при работе камер сгорания.
В1977 г. произведено 45 двигателей РД-268 для ЮМЗ
и 8 двигателей для СПИ, 8 модельных двигателей кон-
струкции РД-510 и 12 установок (на перекиси водорода).
Основные усилия фокусировались на выпуске и испыта-
нии установок для отработки агрегатов двигателя РД-170.
Изготовлены следующие установки: 14 - 2УК, 30 - ЗУК,
28 - 2УКС, 26 - 2УК2. Сделана техническая документация
на установку 6УК («шапка»), предназначенную для от-
работки ТНА, БНА и агрегатов автоматики. Изготовлено
30 камер сгорания двигателя РД-170,25 узлов качания для
отработки камер в составе установки 2УКС и другие узлы.
В рамках большой подготовки производства к выпуску
двигателя и его агрегатов инструментальные цехи сделали
4500 единиц специальной технологической оснастки. На-
чато испытание экспериментальной установки типа 2УК и
2УК2, проведено 13 испытаний с суммарной наработкой
667 с. Сданы в эксплуатацию вторая очередь литейного
цеха площадью 7600 м2, первая очередь кислородного
цеха площадью 1158 м2. Положено начало реконструкции
огневого стенда № 2 под испытание нового двигателя.
В1978 г. продолжалось изготовление серийных дви-
гателей: для ЮМЗ произведено 35 двигателей РД-268 и
для СПИ -8. Основные объемы производства направлены
на изготовление агрегатов и двигателей для РД-170,
РД-171 и РД-120. Для двигателя РД-170 изготовлено
20 установок ЗУК, 25 - 2УКС, 5 - 6УК, 2 доводочных дви-
гателя и один для динамических испытаний. Создано
5 двигателей РД-120 с укороченным соплом. Завершен
выпуск технической документации по двигателю РД-120
на сборку первых двигателей с укороченной камерой сго-
рания. Изготовлено 4 установки 2УК2 и проведено 3 ис-
пытания на стенде № 2 в Химках, 10 испытаний на соору-
жении № 101 в Приморском филиале. Началось освоение
литья по выплавляемым моделям. Разработаны и внед-
рены технологические процессы пайки крупногабаритных
корпусных сборочных единиц камер сгорания, повыше-
ния циклической прочности паяных соединений методом
термообработки, выполненных из сталей ВНС-16 и
ВНС-25 и спаянных припоями Г70НХ и ПЖК-35. Закон-
чена реконструкция стенда № 2 второго этапа. Сдана в
эксплуатацию третья очередь литейного цеха, вторая оче-
редь криогенного производства.
В1979 г. создано 47 двигателей РД-268 для ЮМЗ и
5 - на СПИ. Основные объемы включали узлы, агрегаты
и сами двигатели РД-170, РД-171 и РД-120. Было про-
изведено 10 модельных установок 6УК, 2 доводочных
двигателя РД-170 и 2 макета ГВМ. Изготовлено 22 до-
водочных двигателя РД-120 с укороченным соплом.
Внедрялась технология многослойных крупногабарит-
ных сильфонов для узлов качания на двигатели РД-170
и РД-171. Начаты работы по реконструкции цеха по вы-
плавляемым моделям.
В 1980 г. произведено 25 двигателей РД-268 для
ЮМЗ и 2 двигателя на СПИ. Основные мощности ис-
пользовались на выпуске узлов, агрегатов и двигателей
РД-170, РД-171, РД-120. Создано по одному макету
двигателя РД-170 для динамических и статических ис-
пытаний, один заправочный макет, 7 доводочных дви-
гателей. Произведено 12 установок 6УК для отработки
ТНА. Создано 3 макета двигателя РД-171. Изготовлен
1 двигатель РД-120 на ОСИ и 19 доводочных с укоро-
ченным соплом, 2 макета.
В 1981 г. изготовили двигателей РД-170: 2 макета
для холодных испытаний; 2 - на ОСИ, 5 доводочных;
двигателей РД-171:1 - на огневые стендовые испыта-
ния; 1 - на электроиспытания; 13 - на доводочные ис-
пытания. Собран и отправлен в ПО «Южное» РД-171
для ОСИ в составе ступени. Полноразмерных двигате-
лей изготовлено 11,1- электромакет. Изготовили 2 то-
варных двигателя РД-120:1 - для проведения огневых
стендовых испытаний в составе ступени; 1 отправлен
для летных испытаний.
474
Глава 8
Блок ТНА и ГГЖРД РД-171	Перевозка готового узла ЖРД РД-171
В 1982 г. основное место в производстве занимали
опытные работы по РД-170, РД-171, РД-120. Двигателей
РД-171 выпущено: 1 - для летно-конструкторских испы-
таний, 1 - для ОСИ, 1 конструкторский макет, 12 дово-
дочных - для испытаний на огневых стендах в Химках.
Изготовлено 2 макета РД-170. Двигателей РД-120 про-
изведено: 1 - для ЛКИ, 2 - для ОСИ, 4 доводочных с пол-
норазмерной камерой сгорания и 1 доводочный с укоро-
ченной камерой, 2 макета. Основным доработкам
подверглись узлы ТНА, в т.ч. была введена виброупроч-
няющая обработка лопаток. Разработан и внедрен техно-
логический процесс виброшлифования и виброупроче-
ния лопаток ротора после электроэрозионной и
электрохимической обработки. В результате повышена
чистота поверхностей лопаток ротора на 1-2 класса. От-
работан технологический процесс изготовления трехусых
прокладок на станках с программным управлением. Для
обеспечения качественной обработки РД-170 и РД-171
после контрольных технологических огневых испытаний
без разборки двигателей создан специальный участок в
переборочном корпусе цеха № 215. Приказом по заводу
с 4 января 1982 г. на узких местах смена увеличена на два
часа и установлены рабочие субботние дни. В итоге этот
приказ действовал до конца 1984 г.
В1983 г. изготовлено 13 доводочных РД-171 и 7 до-
водочных РД-170. Внедрено никелевое покрытие на
ротор и статор турбины. Положительные результаты
показали 7 испытаний двигателей с никелевым покры-
тием. Завод изготовил РД-120 для проведения КТИ-6000,
2 двигателя - для проведения испытаний в НИИХиммаш
на вертикальном стенде № 5Б. Собрали переборочный
двигатель для ЗДИ. Проведена доработка 4 двигателей
для ОСИ и ЛКИ.
В 1984 г. основной объем производства занимали
опытные работы по РД-170, РД-171 и РД-120. Изготов-
лено 12 двигателей РД-171:1 - для ЛКИ, 3 - на огневые
стендовые испытания в Загорске, 8 - для испытания и
доводки на огневых стендах в Химках. Произведено
12 РД-170 для доводочных испытаний на огневых стен-
дах Химок. В декабре собран и испытан по программе
КТИ двигатель Б019 для огневых стендовых испытаний
в составе блока «А» PH «Энергия». Осваивали и внед-
ряли новые технологические процессы - изготовление
фильтров с ячейками величиной 400 микрон по линии
окислителя и горючего. Разработаны новые технологи-
ческие процессы нанесения медно-серебряного покры-
тия на уплотнительные элементы - прокладки, ман-
жеты. Освоен технологический процесс нанесения
гальванического никелевого покрытия на лопатки со-
плового аппарата и технологический процесс нанесе-
ния покрытия из карбинила никеля на ротор.
В1985 г. изготовлено 13 двигателей РД-171:6 - для
конструкторских летных испытаний на Байконуре, 3 -
для огневых стендовых испытаний в составе первой
ступени ракеты-носителя «Зенит» в Загорске и 4 - для
доводочных огневых испытаний на стендах в Химках.
Коллектив завода напряженно и слаженно выполнял
установленный план, большой объем опытно-экспери-
ментальных и доводочных работ по двигателям РД-170
и РД-171. Это позволило обеспечить надежность ра-
боты двигателя РД-170 при огневых испытаниях, а
двигателей РД-171 - при летных испытаниях в со-
ставе ракеты-носителя «Зенит». Начал изготовление
двигателей РД-171 серийный завод ПО «Полет» в
г. Омске. Было произведено 8 двигателей. Все двига-
тели прошли огневые испытания в Химках.
В 1986 г. продолжались доводка и изготовление
РД-170 (16 двигателей) и РД-171 (10 двигателей). От-
работана технология нанесения никелевого покрытия
на детали для двигателей РД-170 и РД-171 газофаз-
ным методом. Разработаны и внедрены технологиче-
ские процессы штамповки бесшовных коллекторов
переменного сечения путем гибки V-образного про-
филя с последующей формовкой и обжимом; про-
475
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Цех автоматики
готовлено 24 двигателя этих типов. Изготовлена
и внедрена установка для удаления нагара с дви-
гателя РД-170 после огневых испытаний в пере-
борочном цехе. Технические службы завода
прорабатывали на технологичность конструкции
узлов по темам «Гном», «Кварц», «Карат», «Век-
тор» и отрабатывали технологические процессы
на двигатели РД-170, РД-171, РД-172. Осваивали
технологические процессы на гражданскую про-
дукцию, в частности на сепаратор-сливкоотде-
литель.
В 1989 г. резко снизилась потребность в
двигателях: по основной тематике изготовлено
5 двигателей РД-171, 5 двигателей РД-170,
5 двигателей по теме «Вулкан». В марте изго-
товлен доводочный двигатель № Б082 для
проверки конструктивных мероприятий в
обеспечение 16-кратного сверх КТИ ресурса
работы. Свободные мощности завода запол-
нялись товарами народного потребления и
В горячем цехе
грессивное оборудование с программным управле-
нием для гибки труб.
В1987 г. произведено 18 двигателей РД-170, в т.ч. на
летные испытания -10, для доводочных испытаний - 8.
Выпущено 5 двигателей РД-171, в т.ч. 4 - для летных
испытаний и 1- для доводочных. По теме «Вулкан»
изготовлено 4 двигателя (вариант двигателя РД-170).
15 мая 1987 г. осуществлен успешный запуск ракеты-
носителя «Энергия» с двигателями РД-170 на первой
ступени. Внедрили новый жаропрочный суперсплав
ЭП741НП из гранул для изготовления крыльчаток и ро-
торов на двигатели РД-170 и РД-171. Проводилась ра-
бота по внедрению новых сплавов БРБ-2 и сплава
ЭИ435ВД вместо сплава ЭИ435.
В 1988 г. продолжены отработка и доводка двига-
телей РД-170 и РД-171, при этом изготовлены 10 дви-
гателей РД-170 (6 - на ЛКИ и 4 доводочных). По теме
«Вулкан» произведено 9 двигателей, всего за год было из-
гражданскои продукцией.
В 1990 г. изготовлено 4 доводочных дви-
гателя по теме «Вулкан» и 2 товарных РД-170.
Выпускалась гражданская продукция.
1991-1993 гг. прошли под знаком резкого
сокращения производства новых ЖРД, что, ес-
тественно, не могло положительно сказаться на
финансовом положении НПО Энергомаш, да
еще при практически полном отсутствии фи-
нансирования государственных заказов, а также
полной невостребованности «начинающегося»
рынка гражданской продукции, составлявшей
10-15 % от мощности завода. В1992 г. дирек-
тором завода, первым заместителем генераль-
ного директора НПО Энергомаш стал Геннадий
Григорьевич Деркач.
Зарплата специалистов и рабочих начала
отставать от реального повышения цен на про-
дукты и товары повседневного спроса. Начались первые
увольнения специалистов и рабочих, неудовлетворенных
зарплатой. Все это происходило в условиях разрушения
кооперационных связей с предприятиями бывшего во-
енно-промышленного комплекса, металлургической и хи-
мической промышленности, а также отраслевых научно-
исследовательских институтов. Существующая тогда
система финансирования в принципе не создавала усло-
вий для нормального воспроизводства и ставила пред-
приятия в положение, когда оно всегда будет иметь воз-
растающие убытки вплоть до банкротства. Даже
контракт, подписанный с РКК «Энергия» на доработку
16 двигателей РД-170 РН «Энергия» для использования
в составе РН «Зенит», а также первые контракты с аме-
риканскими фирмами не могли принципиально улучшить
финансовое положение НПО Энергомаш.
Сложившаяся ситуация требовала масштабного
выхода на американский рынок. Только разработка
476
Глава 8
В сборочном цехе. 1987 г.
нового двигателя и его серийное изготовление с
устойчивым и благоприятным финансированием
могли обеспечить дальнейшую перспективу сохране-
ния НПО Энергомаш. Контракт на разработку РД-180
был подписан в июне 1996 г., а контракт на изготов-
ление первых 18 товарных двигателей - в 1997 г.
Условия контрактов позволяли руководству пред-
приятия четко прогнозировать валютные поступле-
ния, своевременную выплату зарплаты и со-
кращение кредиторской задолженности.
В течение 1997-1998 гг. была изготовлена
вся необходимая оснастка для изготовления
доводочных и товарных двигателей. В период
до 2000 г. было изготовлено 15 доводочных
двигателей. Первая поставка товарного дви-
гателя была осуществлена 2 января 1999 г.
В процессе освоения производства двигателя
РД-180 были налажены кооперационные
связи, освоены новые технологические про-
цессы и оборудование. Среди них можно от-
метить:
-	получение выплавляемых моделей из фо-
тополимера методом стереолитографии без
сложных пресс-форм с большим циклом их из-
готовления; цикл получения отливок сокраща-
ется с десяти месяцев до двух;
-	получение заготовок рабочего колеса тур-
бины как в виде диска, так и с формированной
Г.Г.Деркач
С 1992 по 2000 г.-
директор завода, с 2000 г. -
зам. генерального
директора по зарубежному
производству. Д.т.н.
Лауреат Ленинской и
Государственной премий.
Заслуженный
машиностроитель РФ
проточной частью из высокопрочного гранулирован-
ного сплава ЭП741НП методом горячего изостатиче-
ского прессования; по этой же технологии изготов-
ляется и рабочее колесо насоса окислителя, при этом
используются современные методы и «безбумажные»
технологии на основе комплексной математической мо-
дели процесса;
-	пайка в вакуумно-компрессионной печи с повы-
шенным давлением до 15 атм.; эта технология потре-
бовала изготовления новой печи с программным управ-
лением и одновременным созданием системы
водооборота для охлаждения печи;
-	изготовление коллекторов переменного сечения
насосов как методом штамповки, так и методом меха-
нической обработки до получения штампов;
-	высокоточная обработка сопловых аппаратов, на-
правляющих, других деталей, а также пресс-форм
электроэрозионным методом;
-	внедрение системы CAD-CAM для широкого ис-
пользования при изготовлении пресс-форм и разра-
ботки управляющих программ для станков с числовым
программным управлением;
-	высокоточное измерение координат, определение
размеров отдельных деталей, агрегатов, конфигурации
Пультовая огневого стенда. 1992 г.
477
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Сборка двигателя
трубопроводов, погрешностей сборки двигателя в
целом с помощью портативной контрольно-измери-
тельной машины с измерительным наконечником,
имеющим 6 степеней свободы.
К концу 2015 г. в США поставлено свыше 80 товар-
ных двигателей РД-180 производства НПО Энергомаш,
66 из которых успешно отработали в пусках PH «Атлас III»
и «Атлас V».
С 2000 г. началась разработка однокамерного
ЖРД РД-191 для семейства новых PH «Ангара».
В короткие сроки был изготовлен первый доводоч-
ный ЖРД. В сложных финансовых условиях были
изготовлены 10 доводочных ЖРД РД-191, двигатели
для проведения ОСИ в составе УРМ-1 в Сергиевом
Посаде и МВИ, 3 двигателя РД-151
(прототипы РД-191) для использова-
ния в составе южнокорейской PH
KSLV-1. В 2011 г. успешно завершены
сертификационные испытания ЖРД
РД-191. В 2014 г. успешно выполнены
первые пуски PH «Ангара 1» и «Ан-
гара 5» с РД-191. Изготовляются дви-
гатели РД-191 для проведения летно-
конструкторских испытаний в составе
УРМ-1 PH «Ангара».
Дальнейшее изготовление двига-
телей РД-180 параллельно с восста-
новлением производства РД-171 в
рамках программы «Морской старт»,
последующим изготовлением модер-
низированного двигателя РД-171М и
разработкой нового ЖРД РД-191 по-
требовало не только технического пе-
ревооружения и реорганизации про-
изводства на заводе, но и нового
подхода к подготовке и подбора кад-
ров специалистов и рабочих для вос-
полнения заслуженных квалифициро-
ванных кадров и расширения состава
специалистов, владеющих вопросами
высокой технологии, в т.ч. вопросами
управления нашего предприятия.
В последние годы на заводе серьезно
и планомерно решаются вопросы при-
обретения нового высококачественного
оборудования, подготовки высококва-
лифицированных специалистов для ра-
боты на этом оборудовании.
В конце 2014 г. НПО Энергомаш под-
писал контракт на поставку новых двигателей РД-181
для PH «Антарес» компании Орбитал (США). В чрезвы-
чайно сжатые сроки был изготовлен доводочный дви-
гатель РД-181, на котором успешно проведены серти-
фикационные испытания, а затем изготовлены и
поставлены в 2015 г. в США первые товарные двига-
тели РД-181.
Новые возможности бизнеса позволяют наде-
яться, что НПО Энергомаш (в составе - КБ, опытный
завод, испытательный комплекс) не потеряет в даль-
нейшем репутацию лидера не только в России, но и
во всем мире в области технологии кислородно-ке-
росиновых двигателей с высокими удельными пара-
метрами и эксплуатационными характеристиками.
478
Глава 8
2. 11. ‘ЪсишльЫнка
КОСМИЧЕСКАЯ БЕЗЫМЯНКА. ЗАВОД № 24
ИМЕНИ М.В.ФРУНЗЕ - ПАО «КУЗНЕЦОВ»
Вскоре после запуска нашей страной 4 октября
1957 г. искусственного спутника Земли в Куйбышев
на заводы авиационного «куста» приехала правитель-
ственная комиссия, в составе которой находились
министр авиационной промышленности П.В.Де-
ментьев и С.П.Королев, а также И.Т.Борисов - пред-
седатель Совета Народного Хозяйства Куйбышев-
ского экономического административного района.
И.Т.Борисов, до войны возглавлявший завод № 24
имени М.В.Фрунзе в Москве, хорошо знал промыш-
ленную Безымянку - заводы 1 и 24 (с ноября 1958 г.
по 1972 г. Борисов работал в Госплане СССР началь-
ником отдела оборонных отраслей промышленности,
затем начальником отдела Министерства авиацион-
ной промышленности). Целью их визита являлось вы-
явление возможностей серийного производства ра-
кеты Р-7 и двигателей к этой ракете. Обследовав
заводы авиационной Безымянки, комиссия решила
ракету собирать на заводе 1 (ныне АО «РКЦ «Про-
гресс»), а ракетные двигатели - на заводе 24 (ПАО
«Кузнецов»),
28 мая 1958 г. коллектив завода получил от прави-
тельства страны ответственное задание. Постановление
предписывало начать освоение, подготовку и органи-
зацию серийного производства жидкостных ракетных
двигателей РД-107 и РД-108.25 июля 1958 г. приказом
№ 101 главного конструктора ОКБ-456 В.П.Глушко на
заводе имени М.В.Фрунзе был образован филиал ОКБ
для конструкторского обеспечения начинающегося се-
рийного производства на заводе жидкостных ракетных
двигателей. Начальником филиала был назначен заме-
ститель Глушко Ю.Д.Соловьев. В филиал были переве-
дены 47 опытных работников серийного конструктор-
ского отдела завода во главе с его начальником
Р.И.Зеленевым, который был назначен заместителем
начальника филиала.
ОКБ-456 передал заводу более десяти тысяч наиме-
нований технологической документации. Но ее на за-
воде были вынуждены коренным образом перерабо-
тать, т.к. предназначалась она для опытного
производства. Была проведена активная реконструкция
производства. На завод поступали один за другим же-
лезнодорожные вагоны с материалами, полуфабрика-
тами. Десятки заводов страны создавали для завода
оборудование, оснастку. В основном на всех участках
производства царила небывалого уровня четкость, сла-
женность. Как белки в колесе завертелись на производ-
ЖРД типа РД-107 и РД-108 в цехе окончательной сборки. Самара, 2015 г.
479
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
ственных участках рабочие, технологи, руководители
служб, цехов и завода. Согласно негласному распоря-
жению по заводу руководителям категорически запре-
щалось покидать «боевые посты» до полного выпол-
нения установленных заданий. За ходом работ
осуществлялся постоянный контроль со стороны пра-
вительства. Не один раз бывал на заводе секретарь ЦК
КПСС Л.И.Брежнев. Он лично проводил оперативные
совещания с руководящим составом завода, которые
проходили в основном в цехе № 3. Благодаря ему на
завод очень быстро поступали дефицитные заготовки,
материалы с других заводов, т.к. с ним всегда при-
езжали представители Госснаба, Генштаба, ВВС, руко-
водители области и города.
Из воспоминаний ветерана труда, бывшего начальника
центральной заводской лаборатории Петра Фроловича
Агафонова: «На завод прибыла бригада Гипроавиапрома
по проектированию новых цехов, рентгеновских лабора-
торий и площадок других видов контроля, включая круп-
ный испытательный комплекс...».
Вот что рассказал в своих воспоминаниях вете-
ран предприятия, бывший заместитель начальника
инструментального цеха № 43 Константин Пудовкин:
«В апреле - мае 1958 г. в пожарном порядке в замкну-
тый прямоугольник - механосборочный корпус № 3 за-
возится сварочное, металлорежущее, другое оборудо-
вание; сооружаются специальные установки и
специальные стенды для пневмогидроиспытаний, про-
мывки и проливки, направляются из цехов завода луч-
шие кадры рабочих, инженерно-технических работни-
ков. И этот производственный участок назвали цехом.
Перед производственниками была поставлена задача:
сходу освоить изготовление камер сгорания и вместе с
ними - узлы подвода, питающие их испарители. Цех
наш обнесли по всему периметру высокой изгородью,
поставили охрану. Посторонним лицам вход в цех был
воспрещен. Цех был переведен на казарменное поло-
жение, приходилось ночевать в цехе. Работа проводи-
лась в обстановке строжайшей секретности. Нам полуше-
потом объясняли, что камеры сгорания являются главной
частью двигателя для космических ракет. При изготовле-
нии первой партии камер нас постигла неудача. Происхо-
дило их вздутие после пневмогидроиспытаний. Главный
сварщик стал обучать рабочих прямо на рабочих местах
паяльному и сварочному делу. Часть рабочих командиро-
вали на курсы на химкинский завод. Совместные слажен-
ные действия производственников, главных специали-
стов, конструкторов и рабочих дали положительные
результаты. С каждым днем качество деталей повыша-
лось. Коллектив воспрял духом, когда на новом полуавто-
матическом мультипликаторе сварщик Мазихин сварил
камеры сгорания строго в соответствии с технологиче-
скими условиями без единого дефекта. Восхищение и ра-
дость вместе с работниками цеха выразили старший пред-
ставитель заказчика Снегирев и его помощники Ситников
и Титов. Дела пошли на лад и на других участках».
В канун нового 1959 г., 29 декабря, первое изделие,
изготовленное и собранное на заводе, без замечаний
прошло огневое испытание на полный ресурс на стенде
разработчика ЖРД.
В 1959 г. начались пуски ракет с двигателями се-
рийного производства. Первое летное испытание про-
шло 12 сентября 1959 г. и завершилось выводом авто-
матической станции «Луна-2» на заданную траекторию
Они были первыми в «спецтехнике». Руководители, главные специалисты,
начальники служб, цехов завода N° 24 - КМПО имени М.В.Фрунзе.
Слева направо: В.Яковлев, В.Копп, В.Карпов, Р.Ковалев, Б.Косов, В.Тома,
Е.Пашков, С.Олексийко, В.Гниденко, Н.Широков, М.Данишевский, Е.Аврусин,
В.Арзамасов, М.Шафран, Я.Вольпин. Самара, цех окончательной сборки РД.
1991 г.
вокруг Луны. По результатам по-
ложительных работ заводу № 24
имени М.В.Фрунзе было разре-
шено серийное производство
двигателей для ракет. К 1960 г.
заводом было изготовлено
45 комплектов ЖРД, что позво-
ляло считать становление серий-
ного производства ракетных
двигателей завершенным.
В 1960 г. перед заводом и
ОКБ была поставлена задача вы-
пуска ЖРД повышенной надеж-
ности для обеспечения вывода
на орбиту тяжелых искусствен-
ных спутников типа «Венера».
Уже в конце г. были изготовлены
первые комплекты двигателей
РД-107ММ и РД-108ММ, прове-
дены успешные испытания. Эти
двигатели стали изготавливаться
серийно с 1962 г. Они выводили
на орбиту пилотируемые косми-
ческие корабли «Восход». Нахо-
480
Глава 8
дились в эксплуатации до 2011 г. в составе ракеты-но-
сителя «Молния-М», обеспечивая вывод спутников
связи на высокоэллиптические орбиты.
29 июня 1960 г. Президиум Верховного Совета
СССР своим указом наградил завод № 24 имени
М.В.Фрунзе орденом Трудового Красного Знамени «за
успешное выполнение Государственных заданий по
освоению в производстве специальных изделий».
9 и 25 марта 1961 г. ракетой-носителем с двигате-
лями повышенной надежности были выведены на ор-
биту искусственного спутника Земли корабли-спутники
с макетом космонавта Иваном Ивановичем и собаками
Чернушкой и Звездочкой. Натурные испытания дали
дорогу запускам пилотируемых космических кораблей.
12 апреля 1961 г. ракетой-носителем с двигателями
производства завода имени М.В.Фрунзе был запущен
одноместный космический корабль «Восток» весом
4730 кг с первым космонавтом на борту Юрием Алек-
сеевичем Гагариным. Так началась эра пилотируемых
космических полетов.
До этого, в феврале - марте в сборочном цехе ракет-
ных двигателей бригадой Петра Степановича Котянина
были собраны двигатели первой и второй ступени РД-107
и РД-108 для космического корабля «Восток». Огневые
испытания проходили на стенде разработчиков двигате-
лей в г. Загорске, в НИИ-229. Один из участников этих ог-
невых испытаний двигателей для «гагаринской» ракеты,
Василий Яковлевич Бублик, работает и сейчас.
В1961-1963 гг. с использованием двигателей про-
изводства завода имени М.В.Фрунзе были запущены
космические корабли серий «Восток», искусственные
спутники «Полет», «Космос», «Метеор», а также автома-
тические межпланетные станции «Венера-1», «Марс-1».
Химзавод
Распоряжением Совета Министров СССР от 22 апреля
1958 г. в связи с организацией производства жидкост-
ных ракетных двигателей на заводе № 24 имени
М.В.Фрунзе было разрешено строительство испыта-
тельного комплекса ЖРД. На строительство указанного
комплекса была выбрана площадка, где в IV квартале
1958 г. Главспецстрой приступил к строительству ис-
пытательного комплекса. К1 января 1963 г. строитель-
ство было закончено полностью. Построенному испы-
тательному комплексу приказом по заводу от 28 марта
1960 г. было присвоено наименование «Химзавод» для
открытой переписки. С вступлением Химзавода в строй
отпала необходимость в транспортировке узлов изделий
на испытания в Химки. В мае 1963 г. испытание РД было
передано с основной площадки на Химзавод. Первое ог-
невое испытание на стенде № 1 цеха 51 было произве-
дено 31 августа 1961 г.
Пока своего стенда не было, для прожига рулевых
аппаратов был в срочном порядке построен временный
мини стенд на территории завода. А испытания двига-
Огневые испытания ракетного двигателя РД-107
на испытательном стенде Химзавода,
г. Куйбышев. 1970-е гг.
телей руководитель разработчиков ЖРД В.П.Глушко
разрешил проводить на своем кислородном стенде.
В начале 1960-х гг. предприятие начало серийно из-
готавливать жидкостные ракетные двигатели РД-111
для ракеты Р-9, которые внедрялись в производство
достаточно трудно. Были поставлены жесткие сроки
поставки этих двигателей военными с одновременным
жестким же графиком изготовления товарных двига-
телей. В марте 1961 г. первый двигатель РД-111 про-
шел стендовое испытание. Первые ракеты Р-9, установ-
ленные на боевое дежурство в 1963 г., были оснащены
«фрунзенскими» двигателями РД-111. Эти двигатели
изготавливались на заводе до 1966 г.
Особенностью создания этого двигателя было то,
что экспериментальная отработка велась параллельно
с разработкой конструкторской документации, и чер-
тежи практически с доски конструктора поступали в
производство.
В июне 1963 г. на заводской территории состоялся
митинг, посвященный приезду на завод Юрия Гагарина
и Германа Титова. В честь этого события в цехе окон-
чательной сборки ракетных двигателей Ns 4 установ-
лена памятная доска.
1969 г. Конструкторы Приволжского филиала КБ
Энергетического машиностроения и производствен-
ники завершили большую работу по расширению
пределов устойчивости рабочего процесса в камерах
сгорания ракетных двигателей. Результатом завер-
шения ОКР с полным циклом стендовых испытаний
по камерам сгорания стало начало серийного про-
изводство двигателей РД-117 и РД-118. С использо-
ванием этих двигателей производились запуски пи-
лотируемых кораблей «Союз-Т», «Союз-У»,
грузовых кораблей «Прогресс», космических аппа-
ратов «Бион», «Фотон», «Ресурс».
В1976 г. началась разработка двигателя РД-117ПФ
для центрального блока ракеты-носителя «Союз», ра-
481
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
ЖРД РД-107А в сборочном цехе, г. Самара. 2013 г.
ботающего на новом синтетическом горючем (синтин).
Исследовательские работы по этой теме были завер-
шены в 1979 г., что позволило существенно повысить
удельный параметр двигательной установки централь-
ного блока. На заводе началась стендовая отработка
этого двигателя. Серийное изготовление этих двигате-
лей происходило с 1983 по 1996 г. Он эксплуатиро-
вался в составе ракеты-носителя «Союз-У2» при вы-
полнении программы пилотируемых полетов. С
использованием этих двигателей запускались пилоти-
Ветераны-производственники сборочного цеха РД. Слева направо, 1-й ряд:
П.П.Облаев, О.В.Елизарова, З.Н.Шумова, Л.И.Стрелков, Д.И. Чурбаков,
И.И.Таябин. 2-й ряд: А.ПДесницкий, М.В.Березина, Е.ГДоронин, Н.М.Маркин,
Е.А.Першин, г. Самара, музей Трудовой славы предприятия, 1995 г.
Сборка рулевых агрегатов РД в цехе окончательной
сборки, г. Самара. 2012 г.
руемые корабли «Союз-ТМ» и грузовые корабли «Про-
гресс-М». В1995 г. производство этих двигателей было
прекращено из-за подорожания синтина и его повы-
шенной токсичности.
В конце 1990-х гг. наблюдался резкий спад производ-
ства, начались сбои в обеспечении материалами и комплек-
тующими. Однако это не помешало закончить к 2000 г. от-
работку новых двигателей. В 1995 г. в рамках ОКР
конструкторами Приволжского филиала ОАО «НПО Энер-
гомаш имени В.П.Глушко» были начаты работы по теме
«Русь» - освоение экологически чистого двигателя. Для
решения этой задачи были отработаны новые модифика-
ции двигателей РД-107А и РД-108А. За счет изменения
конструкции форсуночной го-
ловки камеры удалось улучшить
смесеобразование в камере сго-
рания, соответственно улучши-
лись энергетические характери-
стики двигателей. В1999 г. были
успешно завершены испытания
по этой теме на новом горючем
Т-1 (без использования синтина).
По результатам изготовления и
испытаний Межведомственная
комиссия разрешила серийное
производство этих двигателей.
Двигатели имеют повышенный
удельный импульс тяги и запас
устойчивости камер сгорания.
С 2001 г. эти двигатели про-
изводятся и эксплуатируются
в составе ракеты-носителя
«Союз-ФГ», вт.ч. по программе
пилотируемых полетов. С 2004 г.
эксплуатируются в составе ра-
кеты-носителя «Союз-2». С
2011 г. производятся пуски ра-
482
Глава 8
Руководители производства РД. Слева направо, 1-й ряд: В.Каняхина. О.Мещерякова, Ю.Бирюкова, В.Кошелева,
О.Хлебушкина. 2-йряд: В.Моденов, В.Володичкин, А.Чирков, М.Калачкин, С.Валуев, А.Махно,
Р.Маланюк, И.Фирман, А.Решетов, А.Бурнаевский, С.Мухортов, Д.Писклов, Д.Ананьев, А.Урюпин, Д.Мурашов;
г. Самара, Центр истории и техники ПАО «Кузнецов», 2016 г.
кеты-носителя «Союз-СТ» с двигателями РД-107А и
РД-108А с космодрома Гвианского космического
центра (Французская Гвиана) в рамках российско-
французского сотрудничества. 28 апреля 2016 г. был
произведен первый в истории пуск ракеты-носителя
«Союз-2-1 а» с двигателями производства ПАО «Кузне-
цов» с нового российского гражданского космодрома
«Восточный».
В настоящее время предприятие полностью является
монополистом по выпуску двигателей первой и второй
ступеней типа РД-107 и РД-108 для ракет-носителей се-
мейства «Союз». Сегодня 100 % ракет-носителей России
с пилотируемыми космическими кораблями и 80 %
ракет-носителей с грузовыми космическими кораблями
производятся с использованием двигателей, произведен-
ных в Самаре, на ПАО «Кузнецов».
Серийное производство ЖРД разработки
коллектива НД.Кузнецова. Куйбышевский
завод No 24 имени М.В.Фрунзе.
Куйбышевский моторостроительный завод
имени М.В.Фрунзе. ПАО «Кузнецов»
ЦК КПСС и Совет Министров СССР постановле-
ниями № 521-235 от 13 мая 1959 г. и № 655-294 от
16 июня 1959 г. обязали завод № 276 (Государственный
союзный опытный завод № 276, ответственный руково-
дитель - генеральный конструктор Н.Д.Кузнецов, дирек-
тор завода-А.И.Попов) создать ракетный двигатель НК-9
для баллистической ракеты Р-9А.8К75. Также обязали
Куйбышевский совнархоз и директора завода № 24
П.Д.Лаврентьева оказать всемерную помощь заводу
№ 276 в создании двигателя НК-9. Совнархозу вменялось
определить заводы, которые будут изготавливать узлы и
агрегаты по двигателю НК-9 в порядке кооперации.
Куйбышевский совнархоз определил завод № 24
головным исполнителем, а заводы № 207, 35, 305,
454,525 должны были изготавливать узлы и агрегаты
по кооперации (Куйбышевский совнархоз Средне-
Волжского экономического района создан 29 июня
1957 г., упразднен 8 января 1966 г. С 30 апреля 1966 г.
Куйбышевские заводы подчинены Министерству
авиационной промышленности).
В1960-1964 гг. завод № 24 имени М.В.Фрунзе (Го-
сударственный куйбышевский ордена Ленина и ордена
Красного Знамени завод № 24 имени М.В.Фрунзе, ор-
ганизация п/я 32, директора завода - П.Д.Лаврентьев
(1956-1961 гг.) и Л.С.Чеченя (1961-1964 гг.) осваивал
и изготавливал совместно с заводом № 276, филиа-
лами ОКБ-24 и кооперирующими заводами № 207, 35,
305, 454, 525 ракетные двигатели 8Д517 тягой 36 тс
(опытное производство -1960-1962 гг.) для МБР Р-9А.
483
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
ЖРДРД-111. 1960-е гг.
8K75; 8Д517 тягой 38 тс, НК-9 и НК-9В (серийное
производство - 1963-1964 гг.) для глобальной ра-
кеты ГР-1.8К713.
В 1960-1962 гг. специалистам головного ОКБ
Н.Д.Кузнецова не удавалось эффективно и оперативно
решить ряд технических проблем, которые возникали
в процессе разработки первого в истории этого кон-
структорского бюро ракетного двигателя принципи-
ально новой замкнутой схемы на экологически чистых
компонентах жидкий кислород и керосин. Ввиду боль-
шого количества конструктивных изменений и уточне-
ний неоднократно менялась конструкция узлов двига-
теля. Представители завода № 24 имени М.В.Фрунзе
отмечали, что предприятию приходилось неоднократно
дорабатывать и переделывать изготовленные узлы,
проектировать и вновь изготавливать оснастку.
Как показали годы совместной работы завода с го-
ловным ОКБ Н.Д.Кузнецова, такая практика создания
нового двигателя с одновременным освоением его в
серийном производстве полностью себя оправдала. Од-
новременное освоение двигателя в серийном про-
изводстве не означало, что головное ОКБ Н.Д.Кузне-
цова не занималось отработкой технологических
процессов. Напротив, технологические процессы отра-
батывались на опытном производстве ОКБ и передава-
лись в серийное производство.
По ряду причин предпочтение было отдано ракет-
ному двигателю РД-111 конструкции ОКБ-456
В.П.Глушко (двигатель открытой схемы на экологиче-
ски чистых компонентах кислород и керосин).
В 1962-1964 гг. завод № 24 осваивал, как было
указано выше, ракетные двигатели 8Д517 тягой 38 тс
НК-9 и НК-9В. Николай Дмитриевич понимал, что для
освоения нового двигателя в серийном производстве
необходимы большие усилия конструкторов, техноло-
гов, квалифицированных рабочих. Поэтому не слу-
чайно в 1962 г. созданы филиалы ОКБ-24 на террито-
рии заводов № 24 и 525. Руководству филиалов были
даны широкие полномочия в решении всех технических
вопросов на серийных заводах. Доводка двигателей по
надежности и ресурсу была передана филиалам. Но ру-
ководящая и направляющая роль Н.Д.Кузнецова всегда
чувствовалась. Так, 19 июля 1963 г. Н.Д.Кузнецов издал
приказ по заводу № 276 по оказанию помощи в освое-
нии изготовления и сборки узлов и агрегатов двигате-
лей 8Д517, НК-9 и НК-9В на заводах № 24, 525, 207,
305,454. Согласно приказу, необходимо было провести
следующие мероприятия:
«1. Направить сроком на 2 месяца для постоянной
(ежедневной) работы на указанных заводах конструк-
торов: ведущего конструктора Н.М.Молчанова, началь-
ника бригады А.И.Крюкова; конструкторов: ВАБары-
шевского, Н.А.Брагина, А.Т.Столярова, В.А.Крайнова,
И.П.Вдовенко, В.В.Харламова, А.Э.Брейво.
2. Главному технологу ПАСухову, главному метал-
лургу В.И.Колчинскому, главному контролеру А.В.Ильин-
скому установить личный контакт по вопросам освоения
с главными специалистами завода № 24 и по всем вопро-
сам, требующим помощи заводу, направлять специали-
стов, закрепляя их до выполнения порученной работы.
3. Начальнику производства В.М. Пигузову и на-
чальникам цехов направлять квалифицированных ра-
бочих и мастеров для оказания помощи в освоении от-
дельных операций на заводах...»
При освоении и изготовлении двигателей 8Д517,
НК-9 и НК-9В возникали определенные трудности. Но
совместными усилиями они преодолевались.
В связи с решением правительства о закрытии темы
по ГР-1.8К713 работы по двигателям 8Д517, НК-9 и
НК-9В были прекращены. Научно-технический задел по
двигателям был использован в разработках ЖРД НК-15,
НК-15В и НК-19 для РККН1-ЛЗ.
В 1962-1971 гг. завод № 24 осваивал и изготавли-
вал совместно с головным ОКБ Н.Д.Кузнецова, филиа-
лами ОКБ-24 и кооперирующими заводами № 207,305,
454,525 Куйбышевского совнархоза, заводом № 33 За-
падно-Уральского совнархоза и заводом № 129 Волго-
Вятского совнархоза ракетные двигатели НК-15, НК-15В,
НК-19, НК-21 для РКК Н1-ЛЗ. (Двигатели НК-15, НК-15В,
НК-19, НК-21 замкнутой схемы на экологически чистых
компонентах жидкий кислород и керосин.) И снова про-
блемы и сложности в освоении и изготовлении новых
двигателей. Об этом говорится в отчете по основной
деятельности завода за 1964 г. «Многочисленные кон-
структивные изменения и связанное с этим непрерыв-
ное введение комплектующих изделий лишало воз-
можности правильно разместить заказы на
заводах-поставщиках и лихорадило завод. Так, за год
ритмичность составила в первой декаде 19 %, во вто-
рой - 21,2 %, в третьей декаде - 59,8 %».
В отчете по основной деятельности завода за 1966 г.
вновь данные о многочисленных проблемах в освоении
новых двигателей: «Исключительные трудности в выпол-
484
Глава 8
нении программы завод испытывал в изготовлении дви-
гателей 11Д51, 11Д52, 11Д53, 11Д59. На протяжении
всего года генеральный конструктор Н.Д.Кузнецов кар-
динально изменял конструкцию этих двигателей, что
влекло за собой необходимость изготовления большого
количества новой оснастки и выпуска новых деталей и
узлов». При этом в течение 1966 г. на изготовление всей
оснастки двигателей РКК Н1-ЛЗ было затрачено 27,5 %
всех мощностей инструментальных цехов предприятия.
И тем не менее коллектив завода сумел выполнить план
по освоению и выпуску двигателей 11Д51. При таком
большом выпуске двигателей организовать испытание
каждого «товарного» двигателя не представлялось воз-
можным. В ОКБ НДКузнецова был найден оригинальный
вариант решения этой проблемы. Двигатели четырех
нижних ступеней РН Н-1 решено было изготавливать пар-
тиями. Партию для блока «А» составили из семи ЖРД.
Работник военного представительства на заводе отбирал
два любых ЖРД. Они проходили на стенде Химзавода
контрольно-выборочные испытания на полный, двухми-
нутный ресурс. Если испытание проходило без замеча-
ний, то остальные пять двигателей данной партии отправ-
лялись заказчику. Но эта идея была рискованной. Так
считали руководители производства - главный технолог
В.Н.Ковачич, главный инженер ПАВитер, его замести-
тель И.К.Таций, главный металлург Н.П.Поляков. Однако
такой подход не вызвал возражений со стороны инсти-
тутов и Академии наук.
В 1967 г. работы по доводке двигателей НК-15,
НК-15В, НК-19 и НК-21 были завершены. В сентябре-
октябре 1967 г. проведены их межведомственные (го-
сударственные) испытания. Комиссию по испыта-
ниям возглавлял заместитель начальника ЦИАМ
В.Р.Левин. Заключение по двигателям было поло-
жительным. В конце декабря 1967 г. акты комиссии
были подписаны всеми заинтересованными инстанциями.
Тем временем на заводе продолжали выпуск ЖРД
для Н-1. В 1968 г. первый товарный комплект в коли-
честве 43 двигателей был отправлен на космодром Бай-
конур для монтажа на ракету-носитель Н-1. Конструктор-
ские увязки, уточнение документации обеспечивалась под
руководством Д.И.Козлова, его помощника Б.Г.Пензина и
заместителя Н.Д.Кузнецова по эксплуатации ААТанаева.
С 1966 по 1969 г. Государственный куйбышевский
ордена Ленина, ордена Красного Знамени и ордена Тру-
дового Красного Знамени моторостроительный завод
имени М.В.Фрунзе, предприятие п/я А-7495 (приказ
МАП СССР № 6 «к» от 30 декабря 1966 г.) выпустил 753
двигателя НК-15, НК-15В, НК-19 и НК-21. Это был ти-
танический труд работников завода, принимавших уча-
стие в опытном и серийном производстве. Каждого
участника этих работ назвать не представляется воз-
можным. Можно отметить лишь целые коллективы: это
цеха № 7, 8,10,11,13, 31, 34, 42, 43, 48 и 51 и их на-
чальники В.И.Золотарев, А.И.Балашов, Г.М.Алексеев,
В.М.Коршунов, С.П.Плющий, Н.Г.Кизерев, Б.В.Никано-
ров, В.И.Тараев, М.И.Ганевский, Я.Н.Вольпин и
В.И.Пильников. Среди внесших огромный вклад в
освоение двигателей для РКК Н1-ЛЗ коллективы кон-
структорских, технологических и производственных
служб и их руководители: П.А.Захаров, Н.З.Овчаров,
В.Н.Пикуль, И.Л.Шитарев, ААМихасек, И.Д.Медведев,
Б.И.Андрющенко, М.Д.Поташников, П.Ф.Агафонов,
Ю.Г.Власов, Н.И.Меркулов, М.Н.Барков, А.С.Рябов,
P.O.Ковалев, Л.Н.Фирман, 0.И.Малышев.
После первого (21 февраля 1969 г.) и второго
(3 июля 1969 г.) неудачных пусков выпуск двигателей
на заводе был приостановлен почти на год. Возобно-
вился выпуск лишь во второй половине 1970 г.
В связи с первыми неудачными пусками РКК Н1-ЛЗ
Комиссия Совета Министров СССР 17 июля 1970 г. при-
няла решение о повышении надежности всего ком-
плекса. Непосредственно по двигателям его четырех
ступеней предусматривалось создание их модифика-
ций НК-33, НК-43, НК-39 и НК-31 многократного стен-
дового запуска, которые бы позволяли проводить про-
верку качества изготовления и сборки каждого
«товарного» двигателя контрольно-сдаточным испыта-
ниям продолжительностью 40 с. Таким модификациям
присвоили новые обозначения НК-33 (11Д111), НК-43
(11Д112), НК-39 (11Д113), НК-31 (11Д114). Перед ру-
ководством завода встала задача подготовки к пред-
стоящему 40-секундному испытанию КСИ каждого
ЖРД многоразового запуска. В ходе этих испытаний
предстояло очищать тракты новых двигателей от сажи
и остатков керосина, чтобы избежать последующей пе-
реборки, и к обеспечению КВИ на двойной летный ре-
сурс. Без реконструкции стендов Химзавода, без строи-
тельства нового специализированного корпуса на
заводе было не обойтись. Да и прерывать текущий ход
производства не представлялось возможным.
Всю подготовку реконструкции проводил началь-
ник Химзавода Н.З.Овчаров со своими испытателями.
Они увеличили объем кислородных баков на стенде,
усилили защиту газоотбойного лотка этого сооруже-
ния и подключили ЭВМ. Затем с помощью цехов
главного механика В.А.Вахрушева организовали уча-
сток очистки и выпаривания. Строительными рабо-
тами непосредственно занимались заместитель ди-
ректора В.В.Бакал и заместитель главного металлурга
Б.С.Шаргородский.
Работы по двигателю НК-33 были завершены к се-
редине 1972 г., с июля по сентябрь проведены его МВИ.
По двигателю НК-43 испытания проводились в июне -
августе 1973 г., а по двигателям НК-39 и НК-31 - с сен-
тября по декабрь 1973 г.
После третьего (27 июня 1971 г.) и четвертого
(23 ноября 1972 г.) неудачных пусков РКК Н-1 изготов-
ление новых двигателей на заводе продолжалось.
Решением Совета обороны СССР (протокол
№ 45/П-135/VII от 17 мая 1974 г.) работы по ракетному
комплексу Н-1 были прекращены. 17 июля 1974 г. Ми-
485
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
нистерство авиационной промышленности СССР напра-
вило письма директорам Куйбышевского моторострои-
тельного завода имени М.В.Фрунзе и завода «Метал-
лист» (ранее завод № 525) «о прекращении работ по
изготовлению двигателей для изделия Н-1». На основа-
нии этого документа Л.С.Чеченя издал по заводу приказ
№11 от 26 августа 1974 г. «о прекращении изготовле-
ния двигателей для изделия Н-1». Одновременно вы-
пущены технические условия генерального конструк-
тора ТУ01 -1191 «на консервацию и хранение двигателей
11Д111, 11Д112, 11Д113,11Д114 и их составных ча-
стей», а также программа Ф39СД-180А «на подготовку
двигателей и составных частей к консервации и хране-
нию двигателей 11Д111,11Д112,11Д113,11Д114 и их
составных частей». На основании этих документов с ав-
густа 1974 г. по январь 1975 г. проведена консервация
материальной части двигателей, оснастки, а техническая
документация сдана на архивное хранение.
17 февраля 1976 г. вышло Постановление ЦК КПСС
и Совета Министров СССР № 132-51 «о прекращении
работ по РКК Н1-ЛЗ и списании затрат». Н.Д.Кузнецову
приказано в трехмесячный срок списать все затраты по
данной теме, а изготовленную материальную часть
сдать в металлолом, в т.ч. уже изготовленные двига-
тели. Двигатели с большими трудностями удалось со-
хранить. Как показало будущее, такое решение себя
оправдало.
Табл. 1
Производство ЖРД на Куйбышевском моторостроительном
заводе имени М.В.Фрунзе, шт.
Двигатель	Год производства			
			1968	
НК-15 (11Д51)	147	98	104	94
НК-15В (11Д52)	3	26	27	16
НК-19 (11Д53)	43	30	26	33
НК-21 (11Д59)	53	28	11	14
Всего	246	182	168	157
ОКБ-2 в составе ОКБ-24 на заводе № 24
имени М.В.Фрунзе
По инициативе Н.Д.Кузнецова решением Совета Ми-
нистров СССР № 713-342 от 26 июля 1957 г. и приказом
МАП № 544 от 20 августа 1957 г. на территории завода
№ 24 имени М.В.Фрунзе создана организация п/я 148 -
Государственное союзное опытное конструкторское
бюро (ОКБ-24) «в целях сокращения сроков создания
и серийного выпуска образцов авиационной техники, а
также их дальнейшего совершенствования, повышения
надежности и ресурса». Техническое руководство осу-
ществлял генеральный конструктор Н.Д.Кузнецов.
В1959-1961 гг. на п/я 148 создана производственно-
экспериментальная база: экспериментальная лаборато-
рия, механический и сборочный цеха, испытательная стан-
ция. Первые руководители производственных цехов -
З.Л.Кропп (начальник производства), Г.М.Гольдман,
В.А.Приватов, С.Д.Сергеев. Первые производственники -
В.Я.Андриянов, ВААртамонов, ВАБыков, ВАБольшаков,
С.Н.Евсеев, Е.М.Екимов, ИАЗубов, В.С.Загуменнова,
B.I/I.Костин, И.Е.Кузнецова, А.А.Котовский, Г.А.Кузменко,
Н.С.Мордасов, И АМалов, ВАПисьменов, В.М.Пресняков,
П.Г.Пахомкин, ИАУльянин, Л.Т.Фролова, В.И.Цыбанов,
В.И.Шачин.
В1962-1963 гг., согласно приказам Государственного
комитета Совета Министров СССР по авиационной тех-
нике, создаются конструкторские
подразделения по производству
ЖРД: ОКБ-2 в составе ОКБ-24 на
заводе № 24 имени М.В.Фрунзе и
филиал ОКБ-24 на заводе № 525
(«Металлист»),
Теперь ОКБ-24 стало иметь два
конструкторских подразделения:
ОКБ-1 по теме «Авиационные дви-
гатели» и ОКБ-2 по теме «Жидкост-
ные ракетные двигатели».Техниче-
ское направление работ по
авиационным двигателям осу-
ществлял К.А.Жуков, по ЖРД -
НАДондуков. Формирование кад-
Табл. 2
Производство двигателей с сентября по декабрь 1973 г. и с января по май 1974 г., шт. в месяц
Двигатель	Год производства								
					1974				
	сентябрь	октябрь	ноябрь	декабрь	январь	февраль	март	апрель	май
НК-33(11Д111)	8	10	10	8	9	10	11	10	5
НК-43(11Д112)			4	6				4	9
НК-39(11Д113)	3	2			5	3	4	2	
НК-31 (11Д114)		1	2	1					
Всего	11	13	16	15	14	13	15	16	14
486
Глава 8
рового состава конструкторов по ЖРД проводилось в ос-
новном подбором специалистов с заводов-изготовителей
и из ОКБ Н.Д.Кузнецова. В числе первых были И.И.Бала-
клеец, В.В.Быков, В.А.Вихляев, Е.В.Затуловский,
Е.В.Ильин, Н.Д.Дорофеев, А.В.Демидова, И.ГДорфман,
А.А.Ермаков, М.Н.Карпилов, Л.Д.Лунев, Ю.С.Ладзин,
Л.ЯЛанцман, Д.И.Манеев, Л.Н.Новицкий, В.М.Непопалов,
В.Д.Пак, НАПчелинцева, Н.И.Степанов, И.С.Синотин,
А.И.Сараев, В.П.Саблин, В.В.Соколова, Э.И.Фрейдин,
В.И.Черкасов, Р.М.Шкляр, ААШтрыков.
Для ОКБ-2 начался период освоения и создания со-
вместно с ОКБ Н.Д.Кузнецова и серийными заводами
Куйбышевского совнархоза - № 24 (ныне ПАО «Кузне-
цов»), 207 (ныне ПАО «Салют»), 305 (ныне ПАО «Гид-
роавтоматика»), 454 (ныне ЗАО «Завод аэродромного
оборудования»), 525 (ныне АО «Металлист-Самара») -
двигателей 8Д517, 8Д717, 8Д718 (1963-1964 гг.);
11Д51, 11Д52, 11Д53, 11Д59 (1964-1971 гг.); 11Д111,
11Д112, 11Д113, 11Д114 (1971-1974 гг.). Отработка
двигателей для РКК Н1-ЛЗ потребовала расширения
производственно-экспериментальной базы - в 1963 г.
был создан специализированный цех сборки двигате-
лей. Начальниками цеха в разное время работали
Я.М.Островский и В.Г.Моисеев.
«При конструкторском сопровождении серийного
производства ЖРД, - вспоминает заместитель главного
конструктора ракетных двигателей И.С.Синотин, - про-
ведении исследований проявляющихся дефектов,
внедрении мероприятий по обеспечению требуемого
качества и надежности проявлялись всевозможные
трудности. Огромную помощь в успешном выполнении
поставленных задач перед коллективом оказывали спе-
циалисты ОКБ-2 головного ОКБ Н.Д.Кузнецова. Прово-
дилась техническая учеба по изучению конструкции и
технологии изготовления и сборки двигателей. Для уча-
стия в работе отдельных дефектов и внедрения меро-
приятий по их устранению направлялись ведущие спе-
циалисты ОКБ-2 головного ОКБ Н.Д.Кузнецова.
Коллектив филиала всегда чувствовал поддержку Ни-
колая Дмитриевича. Он часто приезжал к нам и спра-
шивал: «...Какие у вас трудности, какая нужна по-
мощь?» Были трудности и при конструкторском
сопровождении узлов и агрегатов ЖРД, изготавливае-
мых на кооперирующих заводах № 207, 305 и 454.
Сложности совместно преодолевались. Коллективы ра-
ботали столько, сколько нужно».
Филиал ОКБ-24 на заводе № 525
В 1962-1973 гг. филиал осваивал и изготавливал
совместно с ОКБ Н.Д.Кузнецова камеры сгорания для
двигателей: 8Д517, 8Д717, 8Д718 (1962-1964 гг.);
11Д51, 11Д52, 11Д53, 11Д59 (1963-1970 гг.);
11Д111,11Д112,11Д113,11Д114 (1970-1973 гг.). Ру-
ководители филиала - Н.Г.Трофимов (1962-1965 гг.),
Г.А.Осипов (1965-1974 гг.). В числе первых в фи-
лиале начали работать А.Н.Бедулева, М.А.Буторин,
Е.А.Большакова, В.А.Васильева, Г.Г.Васильев, В.Н.Го-
ловкина, Б.Г.Гуревич, В.П.Есипов, В.А.Жидков,
С.Н.Иванова, А.И.Кирсанов, О.Ф.Орлов, Т.В.Перова,
Б.Г.Розно, Ю.В.Скупченко, Л.М.Тулупова, А.В.Яса-
кова, З.А.Ястребова.
О трудностях при изготовлении камер сгорания для
двигателей 11Д51,11Д52,11Д53 и 11Д59 вспоминали
Н.Г.Трофимов и ГАОсипов: «На заводе впервые прово-
дились работы по изготовлению крупногабаритных камер
сгорания. Сопловые части КС изготавливались из отдель-
ных деталей, которые сваривались между собой в листы,
гнулись, потом растягивались на разжимных пуансонах,
после чего собирались на «болване» и проходили со-
вместно термофиксацию. Рубашки охлаждения КС дви-
гателя 11Д52 были фрезерованными, а это означало, что
количество фрезерного оборудования возрастало в де-
сятки раз. При этом габариты оказались большими-диа-
метр станины - около 4 м, высота -5 м.
Кроме этих технологических сложностей, сопло КС
двигателя 11Д52 изготавливалось из титана. Техноло-
гии обработки титана чрезвычайно сложны. В те годы
в стране существовали лишь единицы заводов, владею-
щих такими технологиями. На заводе разработали и ус-
пешно внедрили технологию штамповки титана с ис-
пользованием разжимных пуансонов с последующей
термофиксацией (штамповка с нагревом), которая поз-
волила изготавливать КС высокого качества.
Для обеспечения контроля качества на всех эта-
пах производства КС, особенно сварных и паяных со-
единений, построены рентгеновские кабины боль-
ших размеров. На заводе создана непревзойденная
технология по производству крупногабаритных КС,
уникальная по своему оснащению. Разработана печь
для термообработки деталей диаметром 3000 мм.
Создана уникальная по размерам печь для пайки сек-
ций сопла КС. Часть оборудования произведена по
специальному заказу на Новокраматорском машино-
строительном заводе.
При становлении серийного производства камер
сгорания ЖРД, освоении отдельных операций ока-
зывали помощь квалифицированные рабочие, ма-
стера завода № 276, специалисты ОКБ-2 головного
ОКБ Н.Д.Кузнецова. Большую помощь оказывали в
изготовлении КС директора завода А.М.Комиссаров,
Б.И.Карякин, главные инженеры А.Н.Чевелев,
Л.И.Гринберг и Н.С.Востриков».
Информационное отступление. Большой заслугой
Н.Д.Кузнецова стало создание уникального специали-
зированного производства камер сгорания ЖРД на за-
воде № 525. Много сил в организацию камерного про-
изводства отдали его директора А.М.Комиссаров
(1959-1969 гг.) и Б.И.Карякин (1969-1974 гг.). Министр
авиационной промышленности СССР П.В.Дементьев
лично отслеживал поставки нестандартного оборудо-
вания для завода № 525.
487
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Ъ.'И.Ъиркшр
«Воронежский механический завод» -
филиал ФГУП «ГКНПЦ им. М.В.Хруничева»
СТРАНИЦЫ ИСТОРИИ СОЗДАНИЯ НОВЕЙШИХ
ТЕХНОЛОГИЙ И ОРГАНИЗАЦИИ СЕРИЙНОГО
ПРОИЗВОДСТВА ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ
ДВИГАТЕЛЕЙ НА ВМЗ
Воронежский механический завод со дня своего
создания 1 октября 1928 г. развивался в ногу со ста-
новлением промышленной индустрии страны. Изна-
чально был и остался участником создания новейших
образцов техники промышленного назначения, товаров
народного потребления и спецтехники в полном соот-
ветствии с постановлениями правительства. Успешное
решение задач по освоению и серийному выпуску про-
дукции гражданского назначения в необходимые сроки
и нужных количествах вывело завод в лидеры промыш-
ленной индустрии.
Величайшая работоспособность уже зрелого завода
под руководством директора Ивана Ильича Абрамова
и Бориса Александровича Чевелы была отмечена Пра-
вительством СССР. Завод уже к тому времени имел
свой номер - № 154. На номерных заводах создавалось
все, что имело наибольшую важность для страны.
Приказом Министерства авиационной промышлен-
ности СССР № 47 от 11 февраля 1957 г. о развитии, как
это тогда было принято, Решения ЦК КПСС и постанов-
ления правительства, ВМЗ (заводу № 154) поручается
освоение и серийный выпуск жидкостного реактивного
двигателя С-155 разработки главного конструктора
А.С.Душкина, как ускорителя для самолетов главных
конструкторов Микояна и Яковлева.
Задача была сложной по технике и одновременно
почетной, ответственной. Приказом определились ко-
личество и сроки поставки серийных двигателей в
обеспечение комплектации самолетов, серийно вы-
пускаемых на заводах № 21 и 292. Приказ был выпол-
И.И.Абрамов.
В 1957-1965,
1969-1976 гг. -
директор завода
Б.А.Чевела.
В 1965 по 1969 гг.-
директор завода
нен в полном объеме - в III квартале 1957 г. было изго-
товлено 40 двигателей С-155.
В том же 1957 г. приказом МАП № 351 от 27 ок-
тября 1957 г. заводу № 154 поручается изготовление
ЖРД - ускорителя многоразового действия РУ-013
главного конструктора А.С.Душкина для установки на
самолеты МиГ-19П. И эта задача коллективом заво-
дом была решена.
С освоением новой продукции пришлось осваивать
новую «ЖээРДиную» терминологию. Теперь топливо -
это уже два компонента: окислитель («О») и горючее
(«Г»), Турбонасосный агрегат для обеспечения подачи
топлива в газогенератор и камеру сгорания под необхо-
димыми давлениями и расходами.
С этого года, с изготовления этих первых ЖРД, нача-
лось становление завода как одного из главных создате-
лей ЖРД различного назначения. Несмотря на то, что мно-
гое было впервые, специалисты завода и исполнители
успешно справлялись с поставленными задачами. Ви-
доизменялся станочный парк, удваивались, а иногда и
удесятерялись объемы производств, появлялись новые
специальности и специалисты.
В1959 г. завод осваивает и серийно выпускает ЖРД
военного назначения С2-253А, С5-3, РО-1 и другие, раз-
работчиками которых были
А.М.Исаев и С.А.Косберг.
Наиболее сложным не
только по конструкции, па-
раметрам, но и по техноло-
гии изготовления был
РО-1. Уникальность двига-
теля заключалась в том,
что при работе обеспечи-
валось десятикратное
регулирование тяги в
диапазоне 6-0,6 т.е. Это
наложило особые требо-
вания по технологии из-
готовления газогенера-
тора (их на двигатель
устанавливалось два),
малогабаритного турбо-
насосного агрегата с
встроенными шнеками Двигатель С2-253А
488
Глава 8
ЖРД РД-0109 (8Д719)
для PH «Восток»
ЖРД РД-0110 (11Д55)
для PH «Союз»
переменного шага на входе в рабочие колеса насосов
«О» и «Г».
Это сейчас способ фрезерования переменного шага
с большой высотой пера, да еще при наличии совре-
менного оборудования не представляет никаких про-
блем даже для рядового технолога. Тогда это была про-
блема, которая, к счастью, благополучно решалась с
использованием специального приспособления и спе-
циального инструмента на обычном фрезерном станке.
Особые требования предъявлялись к точности изготов-
ления агрегатов автоматики запуска, регулирования и
установки. При поставке на производство установился
творческий контакт между станочниками и техноло-
гами. В отработке технологии изготовления и те и дру-
гие проявили максимум умения и трудолюбия. Тогда и
пошло понятие восьмичасового рабочего дня: от
восьми до восьми - восемь часов и немного перера-
ботки, так что домой раньше девяти вечера не уходили.
Успехи не заставили себя долго ждать. При выпол-
нении всех летно-конструкторских испытаний замеча-
ний или аварий по вине производства не было. Этот же
год стал годом, когда ВМЗ принял непосредственное
участие в реализации долговременных космических
программ. И в дальнейшем ни одна космическая про-
грамма не реализовалась без участия ВМЗ.
Если первый запуск искусственного спутника Земли
можно рассматривать как начало эпохи беспилотного
освоения космического пространства, то старт ракеты
12 апреля 1961 г. с первым космонавтом на борту ЮАГа-
гариным дал импульс бурному развитию пилотируемой
космонавтики. ВМЗ к этому моменту уже имел достаточ-
ный авторитет по созданию высоконадежных ЖРД сред-
них тяг. В прошлом молодые специалисты превратились
в главных специалистов. Выросли талантливые организа-
торы производств. Да и рабочие завода стали под стать
решаемых задач: рабочие с чистым сердцем, золотыми
руками, бескорыстные, до конца преданные делу.
Постановка на про-
изводство мощных, с
тягой 30,5 тс, ЖРД
8Д715, 11Д55 разра-
ботки главного кон-
структора С.А.Косберга,
работающих на топливе
керосин - кислород,
для третьих ступеней
ракет-носителей «Вос-
ход», «Союз», «Про-
гресс» главного кон-
структора С.П.Королева
существенно увеличи-
вало долю производ-
ства ЖРД над осталь-
ной продукцией завода.
С помощью ракет-носи-
телей «Восход» осу-
ществлены первые запуски автоматических межпла-
нетных станций «Луна», «Венера» и «Марс», а с
помощью ракеты-носителя «Союз» выполняются все
задачи по обеспечению пилотируемой программы,
осуществляются запуски спутников народно-хозяй-
ственного значения.
Уместно упомянуть, что за период с 1964 по 2016 г.
было проведено 1492 успешных запуска PH с двигате-
лями 11Д55 (8Д715) и проведено 3204 огневых стендо-
вых испытания. А с 2000 по 2015 г. включительно про-
ведено 286 успешных пусков с другими двигателями
производства ВМЗ. Такое большое количество успеш-
ных запусков подтверждает высокий уровень надежно-
сти двигателей, изготовленных высококлассными спе-
циалистами завода.
В обеспечение изготовления таких двигателей на
заводе были отработаны и внедрены высокие техноло-
гии, к числу которых следует отнести:
-	производство фрезеровано-паянных конструкций
камер сгорания;
-	электронно-лучевая сварка;
-	электроэррозионная, электрохимическая обра-
ботка;
-	более 30 разновидностей химических покрытий;
-	обработка высокопрочных, жаростойких сталей и
сплавов и т.д.
И за всеми этими технологиями - люди с их непро-
стыми судьбами.
Очередной виток в постановке на производство
ЖРД нового поколения - 1962 г. - начало разработки
двигательных установок для второй и третьей ступеней
ракеты-носителя «Протон». Двигательная установка
второй ступени состояла из трех двигателей 8Д411 и
одного 8Д412 с агрегатами наддува. Двигательная уста-
новка третьей ступени включала основной двигатель
8Д48 и рулевой 8Д611, в итоге - ДУ-8Д49. Двигатели
второй ступени и основной двигатель третьей ступени
489
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
были выполнены по замкнутой схеме с дожиганием
окислительного газа в камере сгорания.
Для получения высоких удельных параметров дви-
гателя давление в камере сгорания было выбрано рав-
ным 150 кгс/см2 (15 МПа). Так как такие мощные дви-
гатели по замкнутой схеме создавались впервые,
проблем хватало и конструкторам, и остальным спе-
циалистам завода. Потребовались новые технологии и
новейшее оборудование для обеспечения испытаний
насосов. На заводе был создан комплекс для гидрав-
лических испытаний. Над его созданием трудилась без
малого вся страна.
Потребовались уникальные мощные электродвига-
тели для привода насосов. И такие электродвигатели
мощностью 1800 и 3600 КВт были изготовлены Ленин-
градским заводом «Электросигнал» в кратчайшие
сроки.
После монтажных работ начались работы по снятию
характеристик насосов, определению расходных харак-
теристик агрегатов автоматики и контролю гидравличе-
ских сопротивлений. Большие расходы, большие ве-
ЖРД РД-0210 и РД-0211 для второй ступени PH «Протон»
ЖРД 11Д58 для разгонного
блока PH «Протон»
ЖРД РД-0213 для третьей
ступени PH «Протон»
личины давлений и перепадов, высокие требования по
точности измерений потребовали от ИТР завода всех
уровней работы на пределе возможностей. Задачи были
решены, был сделан еще один шаг в создании уникаль-
ного завода по производству ЖРД.
Трудные задачи были решены при отработке техно-
логий обработки высокопрочных жаростойких сталей
и сплавов по твердости почти равной твердости режу-
щего инструмента. Пайка сопел, изготовление блока
форсунок и самих форсунок с обеспечением расхода
при фиксированном узком диапазоне перепада. Слож-
нейшие геометрические формы спроектированных де-
талей предопределили развитие производства вакуум-
ного литья по выплавляемым моделям. Новые
технологии и новые проблемы. И эти проблемы были
решены, а в дальнейшем позволили в кратчайшие
сроки освоить ЖРД новых поколений.
Не надо забывать, что постановка на производство
каждого нового ЖРД осуществлялась в жесточайших
ограничениях по срокам с определением ежемесячной
программы объема работ и выпуска необходимого ко-
личества двигателей.
Завод работал по документации главного
конструктора, что называется с «белка», - т.е.
без предварительной отработки и проверки
конструктивных решений. Изготовление же
основной части деталей и узлов ЖРД вообще
без изготовления соответствующей оснастки,
приспособлений, инструмента, в т.ч. измери-
тельного, немыслимо.
На завод шла документация, которая уточ-
нялась и дополнялась «ежечасно». Ошибки
проектирования, обусловленные часто непони-
манием того или иного явления, ошибки, кото-
рые вскрывались при изготовлении первых об-
разцов, - все это приводило к срыву
намеченных сроков по серийному изготовле-
нию ЖРД.
Руководство завода вынуждено было все
увеличивать и увеличивать мощности инстру-
ментального производства. И в результате было
создано уникальное высокотехничное производ-
ство с большим ассортиментом станочного
парка. Поэтому теперь инструментальное про-
изводство с уникальными специалистами может
все. На них ложилась большая задача по осна-
щению производства. Не было случая, чтобы
наши доблестные инструментальщики подвели.
Количество наименований деталей сбороч-
ных единиц во вновь осваиваемых двигателях
колебалось от 3000 до 6000. Исходя из устано-
вившегося опыта освоения двигателей, на каж-
дое наименование требовалось в общей слож-
ности не менее 10 единиц оснастки,
специального режущего и мерительного ин-
струментов.
490
Глава 8
При отработки двигателей менялось не только кон-
структивное исполнение детали, узла (геометрия), но
часто менялся и материал. Особенное беспокойство
внушало возгорание газового тракта турбины ТНА и вы-
сокочастотные колебания в камере сгорания двигате-
лей 8Д411/412 и 8Д48.
Благодаря совместным усилиям работников завода
и КБХА были проведены дорогостоящие, большие по
объему конструктивно-технологические мероприятия,
обеспечившие создание надежных двигательных уста-
новок для ракеты-носителя «Протон».
Не всегда огневые испытания двигателей были ус-
пешными. Аварийные испытания были не только при
автономных доводочных испытаниях, но и при летно-
конструкторских испытаниях в составе ракет. И в этом
случае было важно установить истинную причину ава-
рии, т.к. от этого зависели проводимые мероприятия
по устранению причины.
В работах аварийных комиссий участвовали наиболее
квалифицированные специалисты завода вместе с раз-
работчиком и представителями профильных институтов.
Комиссии часто проходили сложно и с большой нервной
нагрузкой. С целью снижения аварий по «производствен-
ным» причинам на заводе была разработана комплексная
система качества, обеспечивающая качество изготовле-
ния продукции от заготовки до готового изделия.
Двигательные установки, изготовленные на ВМЗ,
обеспечивают выполнение обширных космических
программ и по сей день. Ракеты-носители «Протон»,
«Протон-К», «Протон-М» осуществляют выведение тя-
желых научных автоматических станций, запуск воз-
вращаемых автоматических станций «Зонд» для облета
Луны, доставку на Луну луноходов, запуск межпланет-
ных кораблей, выведение в космос долговременных ор-
битальных станций «Союз» и «Мир», МКС.
Уже упоминалось, что постановка на производство
каждого нового ЖРД предопределяет разработку но-
вейших техпроцессов. Были отработаны, усовершен-
ствованы и внедрены новые техпроцессы:
-	изготовление магистралей с постановкой компен-
саторов;
-	калибровка оболочек камер сгорания энергией
взрыва;
-	изготовление бесшовных оболочек для камер сго-
рания;
-	изготовление бесшовных газоводов листовой
штамповкой;
-	прошивка тангенциальных отверстий малого диа-
метра в форсунках камеры сгорания;
-	напыление теплозащитных покрытий поверхно-
стей камеры сгорания;
-	создание искусственной поверхности в каналах
охлаждения;
-	технология нанесения гальванических покрытий
под пайку узлов камеры сгорания;
-	формообразование крутоизогнутых патрубков;
Гальванический цех. Ведущий технолог, лучший
рационализатор завода Н.Е.Зализняк отслеживает
техпроцесс обработки изделия
Рентгеновский контроль сварных швов на ЖРД
-	электрофизический и электрохимический методы
получения различных форм проточных каналов в дета-
лях ТНА, агрегатов автоматики, форсунках камеры сго-
рания, снятие заусенцев;
-	виброабразивная полировка поверхностей литых
двигателей;
-	вакуумное литье по выплавляемым моделям.
Много новшеств было внедрено в технологии сва-
рочных работ, среди которых особое место занимает
сварка трением венца лопаток к диску турбины, авто-
матическая сварка неплавившимся электродом, сварка
с подкладными кольцами, импульсная сварка оболочек
сопла, электронно-лучевая сварка разнородных мате-
риалов. Было внедрено термовакуумное спекание ме-
таллопорошка для получения специального щелевого
уплотнения для узла турбины. Внедрено вакуумное тер-
мическое сращивание деталей.
Воронежскому механическому заводу была отведена
важная роль во времена холодной войны. Начиная с пер-
вой половины 1950-х гг. завод приступил к изготовлению
ранее упоминавшегося ЖРД С2-253 разработки главного
конструктора А.М.Исаева для зенитной управляемой ра-
кеты 8К11, ракет-носителей Р-11 и Р-11М мобильного ба-
зирования, Р-11ФМ для подводных лодок.
491
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
С начала 1960-х гг. возникла острая потребность
в создании ЖРД нового поколения для стратегических
ракет, создателем которых был и В.Н.Челомей. Одной
из его первых стратегических ракет была МБР УР-200
(8К81) - двухступенчатая. Отличительная особенность
конструкции новых ЖРД - это прежде всего высокие
энергетические параметры для PH УР-200.
ЖРД были спроектированы в ОКБ-154 (АО КБХА).
Главный конструктор - САКосберг. Двигательный блок
первой ступени состоял из трех автономных двигателей
РД-0203 и одного РД-0204 (с сигнализатором давления).
Двигательный блок второй ступени включал в себя основ-
ной двигатель РД-0206, выполненный по схеме с дожига-
нием, как и двигатели первой ступени, и рулевой двига-
тель РД-0207, выполненный по открытой схеме.
Много неприятностей «сваливалось» на завод с
первого дня постановки двигателей на производство.
Конструкторские изменения поступали на завод сот-
нями. На ходу приходилось корректировать технологии
изготовления, т.к. конструкции агрегатов меняли свой
облик до неузнаваемости. Одно для завода оставалось
постоянным - это план по количеству изготавливаемых
двигателей и сроков. И «это» было всегда. И единствен-
ный резерв в обеспечении сроков и количества изго-
тавливаемых двигателей - ненормированный труд всех,
от директора до исполнителя.
Проблемы запуска, низкочастотные и высокоча-
стотные колебания по гидравлическим и газодинами-
ческим трактам, поломки подшипников в турбонасос-
ном агрегате, возгорание узла турбины, автоколебания
регулятора, несрабатывания пусковых кланов - и так
до бесконечности. Менялась конструкция, да и техно-
логия изготовления не всегда была такой, как хотелось.
Но все преодолевалось. Ракеты устанавливались на
старт, и начиналась отработка - летно-конструкторские
испытания. В1963-1964 гг. проведено 8 успешных ис-
пытаний. Приобретался опыт в ракетно-космической
отрасли в целом и на ВМЗ в частности.
1963 г. Новая задача-двигатели РД-0216, РД-0217
для первой ступени ракетного комплекса РС-10 (У-100
«Сотка»; 8К84, SS-11; Sego) малогабаритный МБР
шахтного базирования. После набранного опыта созда-
ния предыдущих ЖРД на долю завода выпала задача
постановки на серийное производство двигателей,
опять же с «белка», в больших количествах.
На заводе уже были не только технари-профессио-
налы службы главного инженера, но и прекрасные ад-
министраторы и организаторы производства, а испол-
нители были, как говорится, от Бога. Особое внимание
уделялось качеству изготовления ЖРД. Мы понимали
и понимаем сейчас, что качество и надежность - это га-
рантия нашего существования в современных усло-
оболочки
Пост автоматической сварки
Глава 8
ЖРД РД-0233 и РД-0235для ракетного комплекса РС-18
ЖРД РД-0228для ракетного
комплекса РС-36М
виях. И в процессе решения технических задач, про-
блем разработки ЖРД, доводки, серийного производ-
ства использовался принцип единства участников: ОКБ -
ВМЗ - представители заказчика (Министерства обо-
роны). А трехступенчатый контроль за изготовлением
ДСЕ - исполнитель, ОТК и ПЗ - давал гарантию соот-
ветствия технологии изготовления требованиям кон-
структорской документации и НТД.
1967 г. Завод приступил к изготовлению двигатель-
ной установки ДУ РД-0228 в составе РД-0229 основного
двигателя и РД-0230 рулевого двигателя разработки
ОКБ-154 (АО КБХА) главного конструктора А.Д.Конопа-
това для ракетного комплекса PC-20 (SS-18, мод. 1)
главного конструктора М.К.Янгеля.
Впервые в мире для ТНА на ВМЗ был изготовлен
методом литья по выплавляемым моделям из высоко-
прочного температуростойкого сплава корпус турбины
с безлопаточным сопловым аппаратом. Это суще-
ственно повысило надежность работы узла турбины с
высоким уровнем давления и температуры газового по-
тока. Это было достижение талантливых конструкторов
и высокопрофессионального главного металлурга
ВМЗ. Но, несмотря на уже имеющийся достаточный
опыт проектирования и изготовления ЖРД с высокими
параметрами, проблем было достаточно. Особенно
пришлось повозиться с отработкой высокоэкономич-
ной головкой камеры сгорания с высокой устойчи-
востью к высокочастотным колебаниям. Вариантов
конструкции было достаточно. И сверхурочных работ
для завода было немерено.
Много сил было потрачено на отработку автомата
осевой разгрузки подшипников ТНА. Но победа, как
всегда, была одержана вовремя - боевой комплекс был
поставлен на дежурство.
1969 г.: создание и постановка на производство дви-
гателей РД-0233, РД-0234 первой ступени и РД-0235-ос-
новного двигателя, РД-0236 - рулевого двигателя для
второй ступени, ракетного комплекса 15А35 (РС18,
SS19, stiletto) главного конструктора В.Н.Челомея. Раз-
работчик двигателей - А.Д.Конопатов.
Создание и постановка на производство прошли без
особых трудностей благодаря накопленному опыту и ло-
зунгу, провозглашенному ОКБ: «Ненужных пусков быть
не должно». Двигатели получились конструктивно совер-
шенны и очень технологичны в изготовлении. И ранее, и
тем более при создании этих двигателей был реализован
принцип совместных заседаний ОКБ и завода при обсуж-
дении созданных компоновок агрегатов и выбора мате-
риалов для изготовления деталей и двигателя в целом.
Тем не менее проблем избежать не удавалось. Особенно
при отработке камеры сгорания. Было изготовлено около
20 вариантов смесительных головок камеры сгорания. И
каждый новый двигатель для огневых стендовых испыта-
ний готовился с камерой сгорания и с новой головкой.
Для завода это было непросто. Но доверительный и дру-
жественный стиль взаимоотношений, установленный ру-
ководителями двух предприятий (ОКБ-154 и ВМЗ), обес-
печивал решение всего комплекса возникающих
проблем - от технических до житейских.
В это же время создается уникальный по своим габа-
ритам и назначению двигатель РД-0242 разработки
А.Д.Конопатова для стартовой разгонной первой ступени
комплекса РН38М25 морского базирования. Изготовле-
ние осложнялось тем, что внешне двигатель напоминал
«кусок» металла, в котором размещены камера сгорания,
ТНА, агрегаты запуска, регулирования и останова, и все
остальное, что характеризует ЖРД. Все это без зазоров
и промежутков. При этом необходимо было нанести по-
крытие, гарантирующее сохранение двигателя в особых
внешних морских условиях. Освоено применение специ-
альных эффективных защитных смазочных материалов.
Освоено нанесение лакокрасочных композиций. Обес-
печено антикоррозионное покрытие.
Уникальный двигатель, т.н. утопленник главного
конструктора А.М.Исаева, завод серийно начал изготав-
ливать с 1964 г. для второй ступени PH РСМ-40. Дви-
гатель в основном размещался в баке с компонентом
топлива. Особых сложностей в производстве не было.
А необычное требование по оценке успешности и за-
четности огневого испытания для подтверждения каче-
493
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
ЖРД ЗД41 для ракеты
РСМ-40
ЖРД РД-0255для ракеты Р-36М
УТТХ
ства - контрольно-выборочное огневое стендовое ис-
пытание - считалось успешным по результатам отра-
ботанного времени и соответствия оценочных парамет-
ров. Результаты дефектации материальной части после
огневых испытаний, в случае обнаружения замечания,
являлись основанием для разработки мероприятий по
повышению качества и надежности. За все время изго-
товления двигателей дефектов, приводящих к аварий-
ным испытаниям, не было.
1983 г. Очередной «утопленник» - двигательный
блок РД-0255 в составе основного двигателя РД-0256
и рулевого РД-0257 разработки АО КБХА (главный кон-
структор - А.Д.Конопатов) - в качестве второй ступени
РН Р-36МУ, 15А18, РС-20В (SS-18, Satan) главного кон-
структора В.Ф.Уткина был освоен в кратчайшие сроки.
Одна из важных проблем, стоящих при постановке
на производство, как всегда, с «белка» - это обеспече-
ние герметичности всех систем двигателя, размещае-
мых в баке «Г». Была отработана технология обеспече-
ния неразъемных соединений трубопроводов и
агрегатов методом сварки. Литые детали для повыше-
ния герметичности пропитывались припоем. Электро-
оборудование размещалось в герметичных чехлах.
В связи с заменой системы управления (срабатыва-
ния) клапанов с использованием пиропатронов на ис-
циальной комиссии были выполнены. Двигатель-
ная установка была создана в кратчайшие сроки с
достойным значением коэффициента надежно-
сти. А сама ракета, получив название «Воевода» и
став на боевое дежурство, надолго осталась охра-
нять целостность и неприкосновенность госу-
дарства.
И вот для ВМЗ настало время создания самого
мощного двигателя на компонентах жидкий кис-
лород - жидкий водород. Освоение водородно-
кислородного двигателя 11Д122 началось одно-
временно с началом выпуска конструкторской
документации. После многочисленных корректи-
ровок НПО «Энергия» под руководством акаде-
мика В.П.Глушко разработало техническое задание
в апреле 1976 г. в окончательном варианте, с этого же года
КБХА под руководством главного конструктора А.Д.Коно-
патова приступило к выпуску конструкторской документа-
ции. И вновь, как и прежде, началось изготовление слож-
нейшего двигателя с «белка». Ошибки, недоработки,
непонимание некоторых проблем, связанных с реализа-
цией высоких давлений (давление в камере сгорания было
выбрано 218 атм. (21,8 МПа)), жесткие требования к
«сплошности» материала, из-за особых проникающих
свойств «теплого» водорода, водородное охрупчивание и
в связи с этим преждевременное разрушение - все это по-
требовало от заводчан реализации максимума знаний и
проявления высших организаторских способностей, чтобы
поставленная очередная задача была успешно решена.
Первый экспериментальный двигатель с укороченным
соплом был изготовлен ВМЗ в октябре 1978 г. и в этом же
году был установлен на стенд В2 НИИХИММАША. Началась
тяжелейшая доводка двигателя, потребовавшая беспри-
мерной отдачи сил как руководства, так и всего коллектива
не только предприятий-создателей (КБХА и ВМЗ), но и
всех профильных институтов Министерства общего ма-
шиностроения во главе с министром СААфанасьевым.
На всем этапе создания водородно-кислородного
мощного (тяга 200 тс (2 Мн)) двигателя активно участво-
пользование аккумуляторов давления повысились тре-
В.Ф.Соловьев.
В 1976-1981 гг. -
директор завода
бования к обеспечению
стабильного пониженного
сопротивления трубопро-
водов при транспортировке
газов.
Высокие энергетиче-
ские параметры двигателя
потребовали применения
специальных сплавов, к со-
жалению, не всегда с хоро-
шими технологическими
свойствами.
Все доводочные и меж-
ведомственные огневые
испытания под эгидой спе-
ЖРД РД-0120 (11Д122)
для РН «Энергия»
ЖРД РД-0243
494
Глава 8
Участок многофункционального
высокопроизводительного оборудования
Цех сборки ЖРД
вали коллективы специализированных институтов -
ЦНИИМВ, ВИЛС, НИИТМ, ФМИ, Института сварки им.
А.Н.Патона УССР, НИИТП, НИИХИММАШ, ГИПХ, ЛМИ,
Первый запуск ракеты-носителя «Энергия» (ком-
плект из четырех двигателей 11Д122 № 6СЛ с макетом
полезного груза «Полюс») успешно осуществлен 15 мая
1987 г. А уже 15 ноября 1988 г. со стартового комплекса
космодрома Байконур успешно осуществлен запуск ра-
кеты-носителя «Энергия» (комплект из четырех двигате-
лей 11Д122 №1) с орбитальным самолетом «Буран».
С созданием двигателя 11Д122 была подтверждена
репутация завода как самого технического, высоко-
организованного, дисциплинированного предприятия
с большим запасом высокоинтеллектуальных специа-
листов. Успешные запуски ракет-носителей «Энергия»,
«Энергия - Буран» - последние в истории развития и
совершенствования индустрии двигателестроения
ЖРД. Дальше - конверсия.
Благодаря таланту и высокой степени организатор-
ских способностей руководителей завода технический
потенциал завода не погиб. Завод живет и здравствует,
развивается и наращивает темпы по выпуску новой
продукции. Коллектив сплочен и предан своему делу.
Подводя итоги создания и постановки производства
жидкостных ракетных двигателей на ВМЗ, необходимо
назвать имена тех, кто создавал коллектив, учил преодо-
левать трудности, кому больше других приходилось от-
вечать перед руководством страны за сроки, за качество,
за организацию работ по поставке потребителям. Это ди-
ректора завода в разные годы: И.И.Абрамов, БАЧевела,
В.Ф.Соловьев, Г.В.Костин, А.И.Часовских, А.В.Бондарь,
И.Т.Коптев, И.В.Мочалин. Это заместители директоров:
С.В.Дудин, Г.Д.Шевченко, В.С.Кондрашов, Е.В.Битюцкий.
Главные инженеры завода: А.М.Гордон, Д.И.Ефремов,
А.И.Фещенко, Н.В.Сухоруков, В.Г.Грицюк, А.В.Гребенщи-
ков. Заместителями главных инженеров работали
Н.И.Жалдак, Ю.В.Панов, В.И.Биркин, ВЛ.Серов.
Также необходимо упомянуть добрым словом мно-
готысячную армию рабочих, специалистов, которые
ВНИИАЭН, НИИ «Геодезия», ЦИАМ,
ВИАМ, НИИПП - и высшие учебные
заведения, среди которых были
МАИ, ХАИ, КАИ, ВПИ, МВТУ им.
Н.Э.Баумана и другие.
Было разработано и внед-
рено много уникальных техноло-
гических процессов, обеспечив-
ших качественное изготовление
двигателей. На заводе было соз-
дано специализированное про-
изводство по изготовлению двига-
телей 11Д122. Прогрессивные
технологии, большой опыт, высо-
кая квалификация специалистов и
исполнителей всех уровней обес-
печили надежную работу двигате-
лей при летных испытаниях в со-
ставе ракет-носителей «Энергия»
и комплекса «Энергия - Буран».
Руководители службы главного инженера во главе с Б.И.Омиговым. 2013 г.
495
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Г.В.Костин.
В 1981-1993 со-
директор завода
А.И.Часовских.
В 1993-2004 гг. -
директор завода
А.В.Бондарь.
В 2004-2007 гг. -
директор завода
И.Т.Коптев.
Директор завода
в 2007-2017 гг.
И.В.Мочалин.
С2017г. -директор
завода
своими руками превращали
технические решения в ме-
таллоконструкции, в со-
бранные агрегаты, двига-
тели. Это их труд обеспечил
уникальность ВМЗ, обеспе-
чил авторитет заводу, их
труд поднял авторитет
страны во всем мире. Это
начальники производства:
С.М.Гольденберг, Г.Р.Воло-
совец, В.А.Степанов. Это на-
чальники цехов, главные
специалисты: Н.К.Щерба-
ков, Э.А.Биньяминсон,
С.К.Князев, А.Г.Голубков,
О.К.Коптев, М.И.Ожередов, В.А.Ефанов, А.С.Белякин,
Б.А.Стрелецкий, Е.С.Чалышев, В.Т.Иванов, Н.Г.Босых,
Е.В.Пешков, НАКащенко. Начальниками отделов были
А.Д.Свиридов, Г.И.Нечитайлов, С.Е.Грищенко, А.В.Реу-
тов, В.В.Доценко, Н.И.Адерихин, Е.М.Часов, В.Г.Филип-
почкин, С.С.Юхневич, А.С.Грибанов, А.И.Портных. За-
местители начальников отделов: О.Г.Кудашов,
В.И.Полуосьмак, И.Г.Алейников, Е.А.Шапкин. Началь-
ником лаборатории надежности был Я.Я.Дугаренко. Это
и слесари В.А.Бирюков, Ю.В.Золотарев; токарь
В.И.Клюкин, фрезеровщик Н.П.Шендриков, оператор
станков Н.С.Соболев и многие другие.
После длительного перерыва в 2010 г. ВМЗ присту-
пил к освоению нового рулевого двигателя 14Д24 тягой
в пустоте 27 тс. для PH 14А15 («Союз 2-1 В). В кратчай-
шие сроки - за 14 месяцев - двигатель был готов к про-
ведению всех видов доводочных, огневых испытаний,
включая ЛКИ.
Главная особенность конструкции и технологии
сборки рулевого двигателя - это сборка двигателя в
силовом кольце нижней части хвостового отсека
первой ступени. Отсюда сложности размещения
агрегатов двигателя с весьма сложной конфигура-
цией трубопроводов. С технической точки зрения ос-
новными проблемными вопросами были изготовле-
ние теплообменника и траверсы для обеспечения
качания четырех камер сгорания на заданные углы
поворота. Вопросы были решены, и первый успеш-
ный пуск PH «Союз 2-1 В» был осуществлен в де-
кабре 2013 г.
Табл.1
Жидкостные ракетные двигатели, серийно изготавливаемые Воронежским механическим заводом
ЖРД главный конструктор	Тяга двигателя тс	Компоненты		Назначение.Примечание
		окислитель	горюч; е	
С-155 РУ-13 Л.С.Душкин	4-1,5 4-1,5			Ускоритель для самолетов, истребителей, перехватчиков
С2-253 (модификации С5-3) А.М.Исаев	8	азотная кислота	керосин	Зенитно-управляемая ракета 8К11, ракетоносители Р-11, Р-11М, мобильный вариант; Р-11ФМ - запуск с подводных лодок
РД-0200 САКосберг	6-0,6	АК27И	ТГ-02	Вторая ступень ЗУР 5В-11 (ЗУР 400) «Даль»
РД-0107 С.А.Косберг	30,38	кислород	керосин	PH Р-9А, 8К75 (SS-8, Sasin) Блок «И», третья ступень
496
Глава 8
ЖРД главный конструктор	Тяга двигателя, гс	Компоненты		Назначение Примечание
		кисли1ег*	горючее	
Двигательные установки РД-0202 в составе РД-0203 дв. РД-0204 С.А.Косберг	45X4	n2o4	НДМГ	Первая ступень РН УР-200,8К81
ДУ РД-0205 в составе РД-0206 основной блок	58,5	n204	НДМГ	РН УР-200,8К81, вторая ступень
РД-0210 РД-0211 САКосберг	60X4	n2o4	НДМГ	РН «Протон», «Протон-К», «Протон-М», вторая ступень
ДУ-0212 в составе РД-0213, основной двигатель РД-0214, рулевой двигатель САКосберг	59,5 3	n2o4	НДМГ	РН «Протон», «Протон-К», «Протон-М», третья ступень
РД-0216 РД-0217 САКосберг, А.Д.Конопатов	4X20	n2o4	n2o4	У-100 «Сотка» (8К84, PC-10, SS-11) Sego
РД-0110 САКосберг	30,38	кислород	керосин	«Союз» 8К78
ДУ РД-0228 в составе РД-0229 основной двигатель, РД-0230, рулевой двигатель А.Д.Конопатов	79 3	N204	НДМГ	Вторая ступень PH PC-20 (SS-18, мод. 1)
РД-0233 РД-0234 А.Д.Конопатов	47X4	n2o4	НДМГ	Первая ступень РН-15А30,15А35 (РС-18, SS-19) Stilleto
РД-0235, основной двигатель РД-0236, рулевой двигатель А.Д.Конопатов	221,5	n2o4	НДМГ	Вторая ступень PH 15А30,15А353(РС-18, SS-19)
РД-0242 А.Д.Конопатов	12X2	n2o4	НДМГ	Первая ступень разгонного блока PH 38М25 морского базирования
РД-0120 А.Д.Конопатов, В.С.Рачук	200	кислород	водород	Комплекс «Энергия», «Энергия - Буран»
11Д58 11Д58М Конопатов А.Д., Соколов Б.А	8,5	кислород	керосин	Разгонные блоки «Д», «ДМ», ДМ-SLB, для РН «Протон», «Зенит-281», «Зенит-М»
РД-0255 РД-0256 РД-0257 А.Д.Конопатов	585	N204	НДМГ	Вторая ступень РС-20 «Воевода» (SS-18 мод. 1 и 4 Satan)
РД-0243 РД-0244 РД-0245 А.Д.Конопатов	580	n2o4	НДМГ	Первая ступень РСМ-54 (SS-23)
ЗД41 А.М.Исаев, С.П.Изотов	8,5	n2o4	НДМГ	Вторая ступень РСМ-40
14Д24 В.Д.Горохов	27	кислород	керосин	Третья ступень «Союз 2-1 В»
497
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
'К. А.
ПРОИЗВОДСТВО РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
В ПО ЮЖМАШ. 1952-1990 гг.
Днепропетровский ракетный завод № 586 по про-
изводству серийных боевых баллистических ракет
(ныне Южный машиностроительный завод им. А.М.Ма-
карова - ЮМЗ) был образован в 1951 г. Образование
завода было произведено путем переподчинения Дне-
пропетровского автозавода Министерству вооружения
СССР и последующего его перепрофилирования. Пер-
воочередной задачей нового завода было изготовление
боевых ракет разработки КБ С.П.Королева.
Руководство становлением завода и развитием его
ракетных, в т.ч. двигательного, производств в рассмат-
риваемый исторический период осуществляли директор
завода Л.В.Смирнов (1952-1961 гг.) и А.М.Макаров, за-
нимавший должности начальника производства, затем
главного инженера, а в 1961-1986 гг. - директора завода.
В силу большого государственного значения завода
№ 586 и его ракетной продукции контроль за освое-
нием производства первых ракет и двигателей осу-
ществляли непосредственно министр вооружения
Д.Ф.Устинов, начальник управления (в будущем ми-
нистр общего машиностроения) СААфанасьев и дру-
гие ответственные работники аппарата министерства.
Вначале, в период становления, изготовление двига-
телей на заводе выполнялось с использованием отдель-
ных узлов внешней поставки. Но в короткие сроки новый
завод освоил полный цикл ракетного производства и
уже с 1952 г. развернул изготовление первых советских
серийных баллистических ракет Р-1, Р-2, Р-5 средней
дальности разработки КБ Главного конструктора С.П. Ко-
ролева с маршевыми жидкостными двигателями разра-
ботки КБ В.П.Глушко (г. Химки Московской области).
Предусматривалась плановая производительность за-
вода до 2,5 тыс. ракет в год.
Двигательное производство вскоре после освое-
ния полного цикла работ получило возмож-
ность выпускать, наряду с маршевыми дви-
гателями для первых ракет С.П.Королева,
несколько типов ракетных двигателей раз- I
работки Главных конструкторов А.М.Исаева I
и Д.Д.Севрука (г. Калининград Московской I
области).
Конструкторский надзор за изготовле- I
нием ракет и двигателей, обеспечением их I
надежности, а также курирование конструк- I
торской документации осуществлял в пер- I
вые годы деятельности завода отдел глав- I
ного конструктора завода под руководством
В.С.Будника и его заместителя по жидкост- |
ным двигателям, начальника отдела 302 I
Н.С.Шнякина.
Двигательное производство было сформировано
как отдельное подразделение завода - производство
№ 2 - в 1960 г. Значительный вклад в развитие, работу
и достижения производства № 2 внесли его начальники
О.Б.Белоярцев и следующие за ним Д.И.Архипов,
А.Д.Обуховский, В.В.Левитов, И.В.Лашенков, а также
начальники основных цехов:
-	Б.Е.Леонтьев и Н.Н.Яковенко - начальники цеха
главной сборки двигателей;
-	А.П.Рева - цех турбонасосных агрегатов;
-	Л.Н.Киров, А.Г.Ярошенко, В.Г.Морунов, И.В.Ла-
шенков - цех камер сгорания;
-	А.К.Белан - цех узлов автоматики;
-	В.В.Пронин - цех форсунок.
К1952 г. на заводе была сформирована испытатель-
ная база для отработки двигателей с комплексом для ог-
невых испытаний (условное наименование - объект 100).
Первым начальником объекта был Иван Дмитриевич Ка-
заков. В последующем комплекс возглавляли В.Н.Бычен-
ков и А.Н.Власов. Начало работам ЮМЗ по огневой отра-
ботке конструкций положил первый запуск на стенде
двигателя РД-100 (8Д51) для ракеты Р-1, состоявшийся в
августе 1952 г. Первый успешный испытательный пуск ра-
кеты Р-1 с двигателем, изготовленным на ЮМЗ, был про-
изведен с полигона Капустин Яр в ноябре 1952 г.
В период 1952-1958 гг. было выпущено несколько
сотен двигателей для боевых ракет Р-1, Р-2, Р-5, Р-5М
и исследовательских ракет на их основе (двигатели
РД-100, РД-101 и РД-103). В дальнейшем развитии
завод достиг производственного уровня одного из ос-
новных изготовителей двигателей для межконтинен-
тальных баллистических ракет.
В 1954 г. на территории завода было образовано
Особое конструкторское бюро - ОКБ-586 (в будущем
КБЮ - КБ «Южное» имени М.К.Янгеля), предназначен-
ное для разработки боевых баллистических ракет с
двигателями на высококипящих компонентах топлива.
На завод стала поступать документация КБЮ на изго-
товление высотных, рулевых двигателей и бортовых
источников мощности.
498
Глава 8
Л.В.Смирнов (1916-2001 гг.).
Дважды Герой
Социалистического Труда.
В 1949-1950 гг. -директор
ЦНИИ-173 (ЦНИИАГ). С 1951 г.
- начальник ГУ ракетно-косми-
ческой техники МВ СССР.
В 1952-1961 гг. - первый
директор ракетного завода
№ 586. Лауреат Ленинской
премии
НД.Хохлов
(1918-1999 гг.).
Герой Социалистического
Труда. В1952-1961 гг. -
главный технолог,
в 1961-1965 гг.-
главный инженер ЮМЗ
А.М.Макаров (1906-1999 гг.).
Дважды Герой Социалистиче-
ского Труда. В 1961-1986 гг. -
директор, генеральный
директор ЮМЗ. Лауреат
Ленинской и Государственной
премий
Н.С.Шнякин (1901-1996 гг.).
В 1954-1955 гг. - главный
конструктор СКВ ЮМЗ.
В1955-1967гг. - заместитель
главного конструктора,
главный инженер
НПО Энергомаш. Лауреат
Ленинской премии
Г.Ф.Туманов
(1918-1989 гг.).
В 1951-1952 гг.—
главный технолог,
в 1952-1966 гг.-
заместитель главного
инженера ЮМЗ
И.И.Иванов (1918-1999 гг.).
Герой Социалистического
Труда. С1958 по 1979 г. -
главный конструктор КБ-4
в структуре КБЮ. Лауреат
Ленинской и Государственной
премий
В.М.Кульчев
(1921-1997 гг.).
Герой Социалистического
Труда. В 1963-1986 гг. -
главный технолог ЮМЗ.
Лауреат Ленинской
премии
В.ВЛевитов (род. в 1937 г.).
С 2015 г. - заместитель
генерального директора по
производству КБЮ. Лауреат
Государственной премии
Украины
В.В.Бородин
(1913-1997гг.).
В 1966-1979 гг.-
главный сварщик ЮМЗ.
Лауреат Ленинской
премии
499
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
На ЮМЗ также изготавливались пневмогидравли-
ческие системы двигателей по документации КБЮ. При
этом основным разработчиком маршевых двигателей
ракет КБЮ осталось КБ В.П.Глушко.
Двигательное производство перестроило и усовер-
шенствовало свои технологии и оснащенность приме-
нительно к возросшей номенклатуре изготавливаемых
двигателей и новым высококипящим компонентам ра-
кетного топлива. Были расширены возможности испы-
тательной базы для проведения экспериментальных
работ, отработки и контроля конструкции, а также ог-
невых испытаний двигателей. Руководство работами
этого периода осуществляли главные технологи завода
Г.Ф.Туманов, Н.Д.Хохлов и В.М.Кульчев.
ЮМЗ и КБЮ сформировали кооперацию смежных
организаций и установили тесное сотрудничество с ве-
дущими отраслевыми и академическими НИИ -
ЦНИИМАШ, НИИТМ, ЦНИИМВ, ВИЛС, ВИАМ, НИАТ
(г. Москва), ВНИТИ, УкрНИИТМ, ГСПИ, Институтом тех-
нической механики (г. Днепропетровск), Институтом
электросварки имени Е.О.Патона (г. Киев) и многими
другими. Были проведены десятки плодотворных на-
учно-исследовательских, опытно-конструкторских и
проектных работ по совершенствованию и развитию
двигателестроения.
Строительство завода к 1958 г. в основном было за-
вершено.
Первенцем ОКБ-586 и завода № 586 была односту-
пенчатая ракета Р-12 (8К63) с маршевым двигателем
РД-214 разработки КБ В.П.Глушко. Производство ракеты
и ее двигателя осваивалось в заданные чрезвычайно сжа-
тые сроки. По этой причине техническая документация
на двигатель поступала на завод от разработчика прямо
с кульмана конструктора без ее отработки. Заводом со-
вместно с КБЮ было приложено много усилий по кор-
ректировке документации и отработке двигателя.
Каждая изготовленная камера сгорания (равно, как
и каждый двигатель) подвергались огневым испыта-
ниям на стенде. Первые огневые пуски имели в ряде
случаев аварийный исход из-за разрушений камер сго-
рания при запуске по причине нештатной работы фор-
сунок распыления топлива.
Для исключения прожигов (прогаров) стенок сопла
и стабилизации работ камер сгорания были проведены
в специализированном цехе завода опытные работы с
тысячами форсунок и форсуночных головок. В резуль-
тате отработка двигателя РД-214 завершилась ус-
пешно, и он был принят в производство. Изготовление
ракет Р-12 и ее двигателей было организовано также и
на других заводах.
С1958 г. на ЮМЗ стала расширяться номенклатура
изготавливаемых двигателей. Началось производство
двигателей РД161 (Д514) для новой ракеты Р-14, а
также двигателей для двухступенчатых конверсион-
ных ракет-носителей «Космос», созданных на базе
ракет Р-12 и Р-14.
Монтажный корпус огневых испытаний
Огневое испытание двигателей
В этих условиях в силу напряженных программ из-
готовления ракет в 1959 г. было прекращено изготов-
ление на ЮМЗ двигателей других разработчиков.
В составе КБЮ были образованы двигательные
конструкторские бюро: в 1958 г. КБ-4 по жидкост-
ным РД, а несколько позже - КБ-5 по твердотоплив-
ной тематике. (Изготовление твердотопливных ра-
кетных двигателей было освоено во вновь
образованном отдельном твердотопливном кусте
предприятий в г. Павлоград Днепропетровской обла-
сти. Там же изготавливалась, наряду с двигателями,
пусковая пиротехника для ЖРД.)
В цехах двигательного производства непрерывно
внедрялись перспективное технологическое оборудо-
вание и высокоточные способы контроля, строились
испытательные стенды для отработки и эксперимен-
тальных исследований систем двигателей. Это позво-
ляло проводить наряду с серийным производством
также экспериментальные и опытные работы.
На двигателях, разработанных КБЮ и изготовлен-
ных на ЮМЗ, были проведены опытно-конструкторские
работы с ракетой Р-26: двигатель РД-853 (8Д722) и лет-
ные испытания ракеты РТ-2ОП с двигателем РД-857
(15Д12).
500
Глава 8
В 1956 г. началось изготовление впервые в
практике ЮМЗ четырехкамерных рулевых двигате-
лей РД-851 и РД-852 для ракеты Р-16. В дальнейшем
ЮМЗ изготовлял рулевые двигатели ракет Р-36,
МР-УР 100 и ракет-носителей «Циклон», «Зенит».
В период с 1961 по 1967 г. ЮМЗ осваивал изго-
товление самых мощных на то время основных дви-
гателей РД-251 и РД-252 для первой и второй ступе-
ней ракеты Р-36.
Серийное производство двигателей началось
параллельно с продолжавшимися в ОКБ-456 (КБ
В.П.Глушко) доводочными огневыми испытаниями
блока РД-250 для двигателя РД-251 и двигателя
РД-252. Было проведено более 170 испытаний товар-
ных двигателей и обеспечено проведение 18 летных
испытаний ракет. В процессе этих испытаний были
выработаны и реализованы мероприятия по усовер-
шенствованию конструкции двигателей и устранению
ВЧ-неустойчивости при запуске двигателя.
Завершающий этап доводочных испытаний дви-
гателей был проведен в основном силами ЮМЗ с
участием КБ-4 КБ «Южное», поскольку стенды
ОКБ-456 уже были переоборудованы под испыта-
ния перспективных ЖРД с дожиганием. Динамиче-
ские условия запуска на стенде № 3 завода по-
этапно были приближены к штатным.
С 15 сентября 1964 г. по 31 мая 1965 г. было
проведено более 200 огневых испытаний двигате-
лей РД-252 и РД-250 усовершенствованной кон-
струкции. На основе результатов проведенных работ дви-
Двигатели производства ЮМЗ
В сборочном цехе
гатели РД-251 и РД-252 были допущены к межведом-
ственным испытаниям и к последующему производству.
Табл.1
Серийные маршевые ЖРД КБ В.П.Глушко изготовления ПО «Южмаш»
	РД-214 (8Д59) 4 камеры	РД-216 (8Д514) 4 камеры	РД-218 (8Д712) 6 камер	РД-219 (8Д713) 2 камеры	РД-251 (8Д723) 6 камер	РД-252 (8Д724) 2 камеры	РД-261 (11Д69) 6 камер	РД-262 (11Д26) 2 камеры	РД-264 (15Д119) 4 камеры	РД-274 (15Д285) 4 камеры
	Р-12,	Р-14,	Р-16,	Р-16,	Р-36	Р-36	PH «Циклон-2» PH «Циклон-3» первая ступень, вторая ступень		Р-36М	Р-36М2
	односту-	односту-	первая	вторая	первая	вторая			Р-36М	
	пенчатая	пенчатая	ступень	ступень	ступень	ступень			УТТХ	
Табл. 2
Рулевые двигатели боевых ракет производства ЮМЗ
Двигатели	РД851 (8Д63)	РД852 (8Д64)	РД855 (8Д68)	РД856 (8Д69)	РД863 (15Д167)
Ракета	Р-16		Р-36 и «Циклон»		МР УР-100 первая ступень
	первая ступень	вторая ступень	первая ступень	вторая ступень	
Годы разработки	1958-1963		1962-1965		1970-1973
Компоненты топлива: - окислитель - горючее	азотная кислота + 27 % N2O4 НДМГ		АТ НДМГ		АТ НДМГ
501
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
На базе конструкции этих двигателей были разрабо-
таны и изготавливались на ЮМЗ двигатели РД-261 и
РД-262 для конверсионных носителей «Циклон». Про-
изводительность завода достигала в этот период свыше
100 серийных двигателей в год.
Производство маршевых двигателей для серийных
МБР завершилось на ЮМЗ изготовлением двигателей
первых ступеней РД-264, РД-274 для тяжелых ракет и
РД-268 для легких ракет. (Двигатели вторых ступеней
тяжелых ракет изготавливались на Воронежском меха-
ническом заводе по документации КБХА. Двигатель
РД-862 для второй ступени легких ракет МР-УР 100 из-
готавливался на ЮМЗ по документации КБЮ.)
На ЮМЗ были изготовлены пять типов четырехка-
мерных рулевых двигателей для боевых ракет КБЮ:
Р-16, Р-36 и МР УР-100 (первая ступень).
Номенклатура высотных двигателей, изготавливав-
шихся на ЮМЗ, охватывала маршевые двигатели вторых
ступеней некоторых ракет, двигатели орбитальной сту-
пени и третьей ступени, двигатели ступеней разведения.
Табл. 3
Серийные высотные двигатели на высококипящих компонентах топлива производства ЮМЗ
Двигатели	РД853 (8Д722)	РД857 (15Д12)	РД862 (15Д169)	РД854 (8Д612)	РД861 (11Д25)	РД864 (15Д177)	РД869 (15Д300)	РД866 (15Д264)
	опытные ракеты		штатные ракеты					
Применение	8К66 (Р-26) вторая ступень	8К99 (РТ-20П) вторая ступень	МРУР100 вторая ступень	Р36 орб. орбитальная ступень	11К68 («Циклон-3») третья ступень	15А18 ступень разведения	15А18М ступень разведения	15Ж60 15Ж61 ступень разведения
Годы разработки	1960-1963	1963-1967	1969-1972	1962-1967	1968-1972	1976-1978	1983-1985	1979-1983
Первые бортовые источники мощности были изго-
товлены на ЮМЗ в 1970-е гг. Всего на заводе изготав-
ливались и прошли наземную экспериментальную от-
работку девять типов БИМ. Шесть из них прошли
полный цикл отработки и изготавливались серийно. Се-
рийные БИМы предназначены для подачи давления ра-
бочей жидкости исполнительным органам рулевых
агрегатов ступеней разведения ракет МБР МР УР-100,
Р-36М и перепускных клапанов сопла первой ступени
морской ракеты ЗМ65. БИМ-729 применяется до настоя-
щего времени для рулевого агрегата двигателя первой
ступени PH «Зенит».
Табл. 4
Бортовые источники мощности (БИМ)
БИМы	БИМ-81, БИМ-153	БИМ 172	БИМ-729	БИМ-869	БИМ 924	БИМ 65
Ракета	МР УР-100 Р-36М	15Ж52 15Ж61	PH «Зенит» ЖРД первая ступень	15Ж60 РДТТ первая ступень	«Универсал» РДТТ первая ступень	ЗМ65 первая ступень
Начало разработки	1974	1979	1980	1983	1990	1973
Рабочая жидкость	Масло РМ					
В1985 г. завод приступил к производству ракет-носите-
лей семейства «Зенит» с двигателями на низкокипящей кис-
лородно-керосиновой топливной паре. Двигательное про-
изводство ЮМЗ осуществляло изготовление маршевого
двигателя второй ступени РД-120 (11Д123) разработки КБ
В.П.Глушко (поставщик камеры двигателя - завод «Метал-
лист», г. Самара), бортового источника мощности БИМ-729
для первой ступени и рулевого четырехкамерного двига-
теля РД-8 (11Д513) второй ступени, оба разработки КБЮ.
На ЮМЗ изготавливались по документации КБЮ лет-
ные образцы основного (РД-858) и резервного (РД-859)
маршевых двигателей на высококипящих компонентах
топлива для взлетно-посадочного блока лунного корабля
программы Н-1. Отработка двигателей включала сотни ог-
невых стендовых испытаний и завершилась успешными
ЛКИ на околоземной орбите.
Деятельность двигательного производства Южмаша
знаменательна крупными достижениями в разработке и
внедрении перспективных технологий. В области метал-
лургических процессов разработаны и внедрены:
-	технологии изготовления и поставки на завод по-
луфабрикатов из высокопрочных и жаростойких ста-
502
Глава 8
лей и сплавов электрошлакового, вакуумно-дугового,
в т.ч. двойного, переплава для деталей и сборочных
единиц ответственного назначения;
-	технология высокотемпературной пайки элемен-
тов и сборочных единиц ЖРД в защитных средах;
-	технология точного литья по выплавляемым моделям;
-	технология плазменного напыления поверхно-
стей сопел эрозионно-стойким покрытием - двуоки-
сью циркония.
Работами в области металлургии в разные годы ру-
ководили главные металлурги ВАМедведев, Д.И.Подре-
зенко, В.С.Никитченко. Непосредственными исполните-
лями работ являлись главный специалист по пайке ЖРД
Т.Н.Константинова, специалисты по плазменному напы-
лению А.Ф.Азамат и А.Е.Косоногов, главный специалист
по точному литью В.Н.Елагин.
Были также проведены успешные работы по внед-
рению технологии нанесения стеклоэмалевого по-
крытия на лопатки турбин турбонасосных агрегатов,
работающих в среде жидкого кислорода, примени-
тельно к двигателям ракет-носителей 11К77 и
«Зенит» всех модификаций. В этих работах прини-
мали участие специалисты отдела главного химика
В.Е.Никитин и Л.П.Лавриненко.
В области сварки разработаны и внедрены:
-	технология электронно-лучевой сварки кон-
струкций ЖРД;
-	технология аргонодуговой сварки больших тол-
щин кумулятивным электродом;
-	технология аргонодуговой сварки расщепленной
дугой;
-	технология сварки неповоротных стыков трубо-
проводов в автоматическом режиме импульсной
дугой в среде аргона.
Работы проводились под руководством главного
сварщика завода, лауреата Ленинской премии СССР
В.В.Бородина (1952-1979 гг.), заместителя главного
сварщика В.К.Смирнова и начальника лаборатории
сварки А.Ф.Гриценко (1960-1980 гг.). Непосредствен-
ными исполнителями работ являлись сотрудники от-
дела и лаборатории сварки А.Ф.Пиджарый, В.Г.Бес-
салый, А.Т.Аксютин, Г.ВЛиньков, П.П.Москвичев.
В области холодной штамповки разработаны:
-	технология высокоточной штамповки сопел ЖРД
из жаропрочных сталей;
-	технология горячей обкатки рубашек сопел ЖРД;
-	технология изготовления тонкостенных трубок
прямоугольного и переменного сечения для трубча-
тых паяных сопел ЖРД;
-	технология гибки крутоизогнутых патрубков.
Работы проводились под руководством началь-
ника отдела холодной штамповки Г.И.Щупляка и на-
чальника лаборатории штамповки П.А.Плесканов-
ского. Непосредственными участниками работ
Турбонасосный агрегат в разрезе
Двигательная установка взлетно-
посадочного блока лунного корабля
являлись ведущие инженеры-технологи и специали-
сты В.В.Филипенко, П.П.Ковальчук, А.А.Пацан,
Ю.А.Ревков.
В области испытаний ЖРД разработаны:
-	технология и оборудование (стенды) для огне-
вых испытаний ЖРД;
-	технология и оборудование для испытаний шарико-
подшипников ЖРД, работающих в криогенных средах;
-	технология испытаний ЖРД на герметичность
высокочувствительными методами;
-	методы исследования разрушений отдельных ЖРД
от воздействия резонансных высокочастотных колебаний;
-	метод диагностики и предотвращения резонанса
внешних и собственных колебаний ЖРД;
Паяно-сварная
Внутренняя стенка
конструкция критического сечения сопла ЖРД
503
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Установка электронно-лучевой сварки
-	технология испытаний и снятия характеристик
ЖРД на пролив с доводкой характеристик пролива
трактов ЖРД гидроабразивными жидкостями.
Работы проводились под руководством начальника
отдела испытаний Л.В.Бердова, начальников испытатель-
ного комплекса И.Д.Казакова, В.Н.Быченкова, А.Н.Вла-
сова. В работах принимали участие главный специалист
по испытаниям В.П.Волков, ведущий специалист Ю.И.Ко-
царь, заместитель начальника испытательного комплекса
А.П.Алехин. Работы по исследованию разрушений ЖРД
от резонансных колебаний проводились совместно с ве-
дущими сотрудниками КБЮ.
Работники ЮМЗ, внесшие значительный вклад в двигательное производство
ДИ Архипов.	А.Д.Обуховский.	И.ГАлексеев.	Б.ЕЛеонтьев.
Начальник производства	Начальник производства Начальник производства Начальник цеха сборки ЖРД
АЛ.Рева.	ВАЛронин.	ИД.Казаков.	В.Н.Быченков.
Начальник цеха ТНА	Нан. цеха форсунок ЖРД Начальник комплекса ОСИ Начальник комплекса ОСИ
А.Н.Власов.
Начальник испытательного
комплекса. Заслуженный
машиностроитель Украины
ЛЛ.Рогачев.
Начальник техотдела
комплекса ОСИ
В А.Медведев.
Главный металлург
П.В.Останин.
Главный металлург,
главный химик
504
Глава 8
Д.И.Подрезенко.
Главный металлург
П.М.Светлов.
Заместитель главного
технолога по сборке МБР,
PH, ЖРД
Л.В.Бердов.
Начальник отдела
испытаний
В.К.Смирнов.
Заместитель главного
сварщика по сварке ЖРД
А.Ф.Гриценко.
Начальник лаборатории
сварки
Т.Н.Константинова.
Заместитель главного
металлурга по пайке ЖРД
Лауреат Ленинской премии
СССР
Г.И.Шупляк.
Начальник отдела
холодной штамповки.
Заслуженный
машиностроитель
Украины
П.А.Плескановский.
Начальник лаборатории
холодной штамповки.
Заслуженный
изобретатель Украины
Ю.И.Коцарь.	Д.П.Сидоренко.	В.Н.Елагин.	В.Е.Никитин.
Начальник лаборатории Герой Социалистического Главный специалист по Заместитель главного
герметичности Труда. Слесарь-сборщик ЖРД точному литью	химика
Высокая оснащенность передовым оборудованием,
применение перспективных технологий и профессиона-
лизм работников обеспечивали заводу изготовление по го-
сударственным заказам эффективных и надежных ракет-
ных двигателей боевых ракет и космических
ракет-носителей, чем был внесен значительный вклад в
обороноспособность и развитие космонавтики страны.
Производились высоконадежные двигатели нескольких
десятков разных классов разной энергетики (с тягой от
сотен килограмм до сотен тонн) и условий работы (от на-
земных до космических).
Многие работники-двигателисты удостоены за плодо-
творный труд высоких правительственных наград. За до-
стигнутые производственные успехи поколений трудового
коллектива ЮМЗ награжден орденами Ленина (дважды),
Трудового Красного Знамени и Октябрьской Революции.
505
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
С.ТИ.Ъсшэр,
КЪГЬелшчЖ,
СПб ОАО «Красный Октябрь»
ИЗ ИСТОРИИ ПРОИЗВОДСТВА ЖРД
И ДРУГОЙ РАКЕТНОЙ ТЕХНИКИ
Завод «Красный Октябрь» - одно из первых в стране
и первое в Министерстве авиационной промышленно-
сти специализированное предприятие по производству
жидкостных ракетных двигателей, бортовых источни-
ков питания для ракет различного назначения. С 1957
по 1992 г. предприятие выпускало десятки типов изде-
лий ракетной техники разработки КБ А.М.Исаева,
С.П.Изотова, А.Д.Конопатова, В.Г.Степанова, Л.С.Душ-
кина, М.М.Бондарюка, а также главного конструктора
ОКБ-466 при заводе А.С.Мевиуса.
Завод выпускал двигательные установки, ЖРД и
БИП, которыми оснащались зенитные управляемые ра-
кеты систем ПВО «Двина», «Десна», «Волхов», «Волга»,
«Ангара», «Вега», «Круг», «Шторм» и «Дубна», проти-
воракеты В-1000, А-350Ж (Р), В-825, А-925, межконти-
нентальные баллистические ракеты УР-100 (К, У, УТТХ),
УР-1ООН (НУТТХ); ракетоносители «Стрела» и «Рокот».
При производстве изделий РТ был реализован широ-
кий круг новаторских конструкторских и производ-
ственно-технологических решений, оставивших след
в истории ракетной отрасли.
Процесс восстановления разрушенных цехов (работы
начались в 1944 г. после полного снятия блокады) и воз-
вращения заводчан из эвакуации в Ленинград происхо-
дил одновременно с освоением заводом с 1946 г. реак-
тивной техники. Перед «военным» поколением заводчан
за короткое время (помня, что ими при эвакуации «Крас-
ного Октября» из Ленинграда в Уфу в почти чистом поле
в 1941 г. был заново отстроен завод) ставилась задача
воссоздать предприятие сначала в «реактивном», а через
несколько лет уже и в «ракетном» облике. Поворотным
АС./Иевиус и В.И.Тарасов на первомайской
демонстрации, 1958 г.
импульсом в развитии завода стало совместное поста-
новление ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 31 де-
кабря 1957 г. об организации выпуска ракетной техники
на «Красном Октябре» и строительстве его испытатель-
ной базы. Это постановление напрямую было связано с
выходом комплекса ПВО С-75 «Двина» на стадию завер-
шающих испытаний. Тогда и было принято решение о
расширении базы производства зенитных ракет разра-
ботки ОКБ-2 МАП главного конструктора П.Д.Грушина
(МКБ «Факел»), а именно их высотных вариантов 11Д,
13Д (В-750В, ВН), предназначенных для поражения целей
на высотах до 25 км. Почти в это же время началась и
другая работа «Факела», которая впоследствии станет
для завода такой же знаковой, - проектирование первой
в нашей стране противоракеты В-1000.
Объект особой государственной важности
«Объект особой государственной важности» - так в
выпущенном по заводу приказе № 7 от 28 декабря 1957 г.
подчеркивалась значимость для страны новой продукции,
к производству которой «Красный Октябрь» приступал.
Совершенно новые технологии, применение специальных
сплавов, высокий уровень культуры производства - все
это потребовало коренной модернизации завода. Она на-
чалась под руководством директора Василия Ивановича
Тарасова. Он же организовал в 1956 г. при заводе КБ
по реактивной технике, преобразованное приказом МАП
№ 210 от 17 июня 1958 г. в ОКБ-466 при заводе № 466
«Красный Октябрь» (в конце 1962 г. ОКБ-466 вместе с
многочисленными заказами, проектами и собственным
опытным производством объединилось с ОКБ-117, остав-
шимся к тому времени без должной загрузки). С1959 г.
перестройка завода была продолжена новым директором
Михаилом Николаевичем Ляпуновым и главным инжене-
ром Алексеем Тимофеевичем Калининым.
Итак, в 1958 г. завод, в кратчайшие сроки перестроив
производство, начал освоение ЖРД С2.711.В1, блоков
воздушной арматуры (пневматической автоматики
управления ракет) С2.768, С2.718.01 и других изделий
разработки ОКБ-2 Миноборонпрома главного конструк-
тора А.М.Исаева (КБ химического машиностроения
имени А.М.Исаева) для ЗУР11Д и 13Д (В-750В, ВН). Для
освоения производства новой техники, значительно опе-
506
Глава 8
В.И.Тарасов.
В 1956-1959 гг. —
директор завода
А.С.Мевиус.
Главный конструктор
ОКБ-466
режавшей по ряду параметров выпускавшуюся в тот пе-
риод продукцию, были подключены ведущие специали-
сты и конструкторы «Красного Октября». В первую оче-
редь было необходимо в сжатые сроки разработать
технологические процессы ее изготовления и испыта-
ний. Совместным решением директора «Красного Ок-
тября» В.И.Тарасова и главного конструктора ОКБ-2
А.М.Исаева было принято нестандартное решение - соз-
дать рабочую группу из представителей завода, ОКБ-2 и
отраслевых институтов для разработки технологий из-
готовления, сборки и испытаний ЖРД и блоков воз-
душно-гидравлической автоматики. Совместная группа
работала в одном помещении под непосредственным ру-
ководством заместителя главного конструктора АЛ.Ели-
сеева и главного инженера завода М.НЛяпунова. Работа
группы дала блестящие результаты - техпроцессы и тех-
документацию - основу обеспечения стабильного каче-
ства в производстве ракетных двигателей, которыми
после дополнительного «чистилища» в виде производ-
ства «Красного Октября» пользовались при освоении РТ
другие предприятия МАП. Александр Ефимович Макеев,
один из пионеров в освоении РТ на «Красном Октябре»,
вспоминал: «На заводе родилось новое, более высокого
технологического уровня направление организационного
и технического управления производством».
Параллельно происходила и передача дел от конструк-
торов из ОКБ-2 Миноборонпрома в ОКБ-466 МАП. Это
было связано с тем, что ОКБ-2 Миноборонпрома оказа-
лось перегружено разработками двигательных установок
для космических аппаратов и было принято решение о пе-
редаче работы по теме ЗУР в ОКБ-466 завода «Красный
Октябрь», где шло освоение «исаевских» двигателей.
В ОКБ-466 были образованы бригады общей сборки,
ТНА, камер сгорания, газогенераторов, систем управле-
ния, расчетов, натурных испытаний и т.д. Для передачи
опыта конструкторы бригад командировались в ОКБ-2
А.М.Исаева, где и выполняли свою конкретную работу.
Там они обогащались опытом исаевской школы конструи-
рования ЖРД, оставаясь при этом частью своей, уже сло-
жившейся, оригинальной ленинградской школы. Некото-
рые принципы этой школы отражены в высказывании
М.НЛяпунов.
В 1959-1976 гг. -
директор завода
главного конструктора
А.С.Мевиуса о цене кон-
струкции на одном из пар-
тийных собраний в 1964 г.,
когда в конце своего крити-
ческого выступления он ска-
зал: «Нет стремления к про-
стой конструкции. Нет
стремления к использова-
нию дешевых материалов.
ЖРД С2.711В1 для ЗУР
В-750В - первая
продукция завода для
ракет, 1958 г.
Такую нагрузку может вынести только наше социалисти-
ческое государство. Пройдет некоторое время, и мы будем
покупать лицензии, а наши изделия могут отойти на вто-
рой план». О высокой культуре конструирования в ОКБ-
466 можно судить и по тому факту, что ЖРД производства
«Красного Октября» по отношению собственной массы к
максимальной тяге были самыми легкими в СССР и США
для своего времени и класса.
Темпы были взяты высочайшие: 1958 г. - освоение
и серийный выпуск по 250 единиц ЖРД С2.711 .В1 и си-
стем управления ракетами С2.768 (изготавливались до
1962 г.) в комплекте с БИПами, освоение и выпуск
опытных образцов новых изделий - ЖРД С2.720 (для
ЗУР В-750ВН, В-755) и С2.726 (для противоракеты
В-1000 и геофизических ракет). Освоению изделий со-
путствовало серийное сопровождение и доработка их
конструкций в ОКБ завода. В частности, был устранен
главный конструктивный дефект С2.726, сдерживав-
ший запуск двигателя в серию, - в головке камеры сго-
рания периодически возникали высокочастотные коле-
бания, что приводило к прогару днища камеры.
Дальнейшее развитие «Красного Октября» связано
с постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР
№ 608-273 от 4 июня 1958 г., определившим широкий
фронт работ по ПВО и задавшим разработку многока-
нальной зенитно-ракетной системы большой дальности
С-200 (ЗУР В-860 разрабатывалась в ОКБ-2 МАП глав-
ного конструктора П.Д.Грушина).
Проектирование двигателя для ракеты было прове-
дено на конкурсной основе между ОКБ-466 А.С.Мевиуса
и ОКБ-165 А.М.Люльки. Проект ОКБ-466 содержал рево-
507
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Бортовой источник питания 5И43
люционные нововведения, необходимые для достиже-
ния предельной тяговооруженности ракеты и был при-
нят. В этом же 1958 г. завод приступает к изготовлению
первых ЖРД разработки ОКБ-466 - «Л» и Л-2 для опыт-
ных ЗУР В-860. Для размещения двигателя в миделе ра-
кеты была разработана компоновка ЖРД «Л» с размеще-
нием ТНА вертикально над головкой камеры сгорания.
ТНА с высокими для того времени оборотами довольно
габаритной турбины (17300 обУмин) обеспечивал пита-
ние компонентами топлива двигатель маршевой ступени
и бортовой источник питания. БИП, в свою очередь, обес-
печивал электросистемы ракеты постоянным и перемен-
ным током, рулевые гидромашины - рабочей жидкостью
под высоким давлением. Конструкция БИП 5И43 сначала
разрабатывалась в МКБ «Красная Звезда» Л.С.Душкина
(1958 г.), затем была продолжена в КБ М.М.Бондарюка.
Состояла из узла привода (пусковой стартер, газогенера-
тор, турбина, редуктор, регулятор постоянного давления
компонентов топлива) и гидроагрегата, двух генераторов,
коробки регулирования электропараметров. Мощность -
65 л.с., скорость вращения турбины - 38200 обУмин.
Для завода, помимо решения задачи удвоения серии,
участие в программе В-860 означало резкое увеличение
работ одновременно по нескольким опытным изделиям,
разработке и изготовлению экспериментального обору-
дования, проектированию и строительству стендов для
испытания ряда типов ЖРД и БИП. Очень быстро было ор-
ганизовано на заводе отдельное опытное производство -
в 1959-1960 гг. были выделены необходимые производ-
Заместитель главного
инженера, технический
руководитель по испытаниям
ственные площади, рабочие и специалисты для изготов-
ления опытных изделий и их переборки после проведе-
ния испытаний на наземных стендах. Так, на участке
опытных изделий сборочного цеха № 7 работали В.А.Со-
колов, Б.К.Русин, М.И.Гольнева, В.В.Демичев и др. Соз-
давались крупные технические комплексы для испытаний
турбонасосных агрегатов, агрегатов систем управления,
стенды для всесторонних испытаний РТ и ее узлов и агре-
гатов. Непосредственным участником этих работ с самого
их начала был А.Е.Макеев, который впоследствии осу-
ществлял техническое руководство испытаниями авиа-
ционной и ракетной техники.
Невероятное событие
В январе 1959 г. началось строительство испытатель-
ного комплекса в г. Зеленогорске. В течение 1959-1960 гг.
на базе сборочного цеха № 7 была организована группа
механиков, технологов и мотористов-испытателей во
главе с заместителем начальника цеха ВАВасильевым,
которая занималась сопровождением монтажа систем и
стендов, их отладкой. Это О.В.Авров, Е.М.Браво, В.П.Бог-
данов, Ю.К.Тихонов, Е.И.Шакин, Е.Г.Степанов, ЕЛ.Бело-
куров, В.А.Бойцов, В.А.Гришанцев, Г.Г.Горелов, М.М.Ива-
нов, ААКарпов, А.К.Подобрий, Г.Т.Хохлов, ИАЕсипов,
Р.П.Черипшов, Ю.М.Смирнов. Практически все схемы
автоматики стендов переделал Е.Ф.Стариков (проект
ГИПРОАВИАПРОМа), благодаря чему в последующей экс-
плуатации не было ни одного срыва испытаний. Одновре-
менно была организована подготовка с участием А.Е.Ма-
кеева и Б.К.Русина этой группы специалистов по огневым
испытаниям ЖРД. В предельно сжатые сроки было
спроектировано, изготовлено и отлажено эксперимен-
тальное оборудование испытательной базы. Впервые в
стране была создана эффективная экологическая защита
от продуктов испытаний изделий РТ, которая была при-
знана эталонной в отрасли и впоследствии применялась
на родственных производствах.
Динамику дальнейшего развития нового направле-
ния деятельности «Красного Октября» нагляднее про-
иллюстрирует хронология.
1959 г. Производство вышло на конвейерную сборку
ЖРД С2.711.В1 (120 едУмесяц, одновременно было
освоено изготовление паяной камеры сгорания), на серий-
ное производство ЖРД С2.720 (79 ед.) и С2.726 (106 ед.,
первое испытание - в декабре 1959 г.), освоение и выпуск
опытных образцов новых изделий - ЖРД Л-2А, Л-6 (раз-
работка ОКБ-466 для опытных ЗУР В-860, Л-6 имело ТНА
с возвратом топлива в баки для привода гидромоторов
ракеты), С5.1 (разработка ОКБ-2), началась передача дел
от ОКБ-2 А.М.Исаева.
1960 г. Удвоение серийного производства ЖРД
С2.711.В1, систем управления С2.768 и С2.718.01 (ме-
сячный темп выпуска доведен до 200-220 единиц каж-
дого изделия), велась подготовка к крупносерийному
выпуску С2.720 (до 430 двигателей в месяц, выпускался
508
Глава 8
В.А.Васильев.
В 1959-1962 гг,-
ответственный от завода
за монтаж и отладку
испытательных стендов в
Зеленогорске
О.В.Авров.
В 1962-1981 гг. -
начальник испытательного
цеха-завода
в Зеленогорске
в 1961-1966 гг.), про-
должены опытные ра-
боты с новыми двигате-
лями Л-2А, Л-6А
(разработка ОКБ-466 для
опытных ЗУР В-860).
В1960 г. перед заво-
дом были поставлены
новые задачи коренного
характера, означавшие
начало еще более слож-
ного этапа в его развитии.
Задачи были сформули-
рованы в постановлении
ЦК КПСС и Совета Ми-
нистров СССР о создании
системы ПРО А-35, пред-
назначенной для защиты
Москвы от американских
МБР типа «Титан-1» и
«Минитмен-1». И осенью 1960 г. ОКБ-466 получило от
ОКБ-2 П.Д.Грушина задание на однокамерный многоре-
жимный ЖРД (5Д16) с первым в стране поворотным со-
плом. Двигатель на двухкомпонентном топливе предна-
значался для проектируемой противоракеты
(первоначально для А-350, затем для проекта ПР 5Я26) и
должен был иметь режимы с тягой 16 и 2 т. Одновре-
менно для противоракеты создавался бортовой источник
питания 5И27. Для обеспечения, казалось бы, нереальной
для однокамерных ЖРД устойчивой работы двигателя на
режимах с тягой, различающейся на порядок, в ОКБ-466
была создана секционная головка, подающая компо-
ненты топлива в камеру сгорания или через все форсунки
(режим максимальной тяги -16 т), или только через пе-
риферийные (режим минимальной тяги - 2 т). ЖРД осна-
щался ТНА особой конструкции с возвратом компонентов
в баки ракеты на гидромоторы для разгона там жидкости
в периферийных областях. Создание двигателя, отличав-
шегося столь высокой степенью новизны, было осу-
ществлено в предельно сжатые сроки - завод уже
в 1961 г. приступил к изготовлению его отдельных
узлов, а в декабре 1962 г. провел огневые испытания
Макет стенда №1 в Зеленогорске для испытаний ЖРД 5Д12. Музей завода
опытных образцов ЖРД 5Д16 в Фаустово. В это же время
началось изготовление первых образцов БИП 5И27.
1961 г. Завод значительно наращивает выпуск серий-
ных изделий для ЗУР В-750ВН, В-755 (до 300-310 ед.
С2.720 в месяц) и продолжает работы по созданию двига-
телей для ЗУР В-860 (всего по этой теме в 1958-1961 гг.
было изготовлено более 100 опытных изделий «Л», Л-2(А),
Л-6(А) и Л-726), а также для противоракет (С2.726,5Д16).
В марте 1961 г. ОКБ-2 П.Д.Грушина выдало новое за-
дание ОКБ-466 на многорежимную ЖРДУ с управлением
в заатмосферном пространстве для А-350Ж - нового ва-
рианта ПР системы ПРО А-35. В состав двигательной
установки (изделие «К»), проектирование которой нача-
лось в 1961 г. в ОКБ-466, входили маршевый двухрежим-
ный ЖРД 5Д22 (после объединения ОКБ - Р5-117), двух-
режимный рулевой ЖРД с четырьмя камерами 5А18 и
БИП 5И28. В полете 5Д22 дважды запускался, поэтому
ТНА имел систему автоматического опорожнения. Про-
цесс «разработка - изготовление первого образца» про-
исходил в 1961-1964 г. Всего до 1966 г. для отработки и
испытаний изготовлено 109 экземпляров опытных 5Д22.
24 декабря 1965 г. - первый пуск А-350Ж (8-й пуск) в
штатной комплектации, затем было выполнено еще 14
(всего до 1980 г. - около 200 пусков различных вариантов
ПР А-350Ж(Р)), после чего в 1968 г. завод начал серий-
ный выпуск двигательной установки.
28 апреля 1962 г. состоялся первый огневой пуск ЖРД
С2.720 на испытательном стенде в Зеленогорске. Он озна-
меновал собой окончание строительства первой очереди
цеха-завода по всесторонним испытаниям БИП и ЖРД.
Уникальным в стране считался комплекс термостатирова-
ния, где производились испытания РТ при температуре от
-50 до +65 °C. В дальнейшем комплекс использовался для
испытаний не только продукции «Красного Октября», но и
для испытаний изделий РТ ряда других предприятий.
Из воспоминаний Юрия Константиновича Тихонова,
руководителя первого пуска:
«Первым к пуску готовили стенд № 2, более необхо-
димый для выполнения программы завода по изделию
С2.720. Началась непосредственная подготовка к пуску,
сдавались одна за другой системы обеспечения испыта-
ний. Работали напряженно, но с желанием, с шутками.
509
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Идет испытание.
У одного из пультов -
испытатель
А.М.Родионов. 1964 г.
Шутки помогали нам скрасить
то колоссальное напряжение,
которое мы тогда испытывали.
Все у нас было впервые. Для
преодоления того огромного
количества возникавших про-
блем приходилось принимать
срочные, не имевшие аналогов
тогда у нас, решения.
.. .И вот, наконец, все готово,
пуск назначен на 28 апреля
1962 г. Прибыли главные спе-
циалисты завода во главе с
главным куратором по монтажу
и отладке стендов, заместите-
лем главного инженера С.Н.Ро-
зенбергом. Было все очень торжественно и волнительно.
Дано разрешение на испытание. И «детский сад», как нас
часто называл С.Н.Розенберг, т.к. в основном это были мо-
лодые люди, средний возраст которых составлял 25 лет,
приступил к предпусковым операциям на стенде...
Первое испытание ЖРД на новом стенде прошло до-
статочно успешно. Все сильно переволновались. Я, на-
пример, от морального и физического перенапряжения
несколько дней не мог отойти и даже подумывал, что эта
работа испытателя не по мне. Так, наверное, чувствовали
себя и другие участники первого пуска...».
При посещении в 1962 г. «Красного Октября» и этой
его новой испытательной базы председатель Госкомитета
по авиатехнике П.В.Дементьев оценил создание цеха-за-
вода и экспериментального оборудования в столь малые
сроки как «невероятное событие». Эта оценка П.В.Де-
ментьева распространяется и на все результаты проделан-
ной коллективом «Красного Октября» работы по созданию
РТ, богатой на события и достижения. Вот некоторые, наи-
более важные, из них:
рехват противоракетой баллистической цели. Из Капу-
стина Яра была запущена баллистическая ракета Р-12 с
макетом головной части, которая была поражена на вы-
соте 25 км над полигоном Сары-Шаган осколочно-фугас-
ной боевой частью противоракеты В-1000 (80-й пуск ПР)
с двигателем С2.726 А.М.Исаева, который был доведен по
конструкции и изготовлен на «Красном Октябре». В самом
начале создания ПРО большинство из военного руковод-
ства высказывали скептические мысли в отношении соз-
дания в ближайшее время противоракеты и осуществле-
ния перехвата. Но невероятное стало возможным: одно из
высочайших достижений отечественного ОПК того вре-
мени было создано - экспериментальное ПРО «А» дей-
ствовало и было достаточно надежно, что подтвердилось
последующими 11 успешными перехватами.
7 ноября 1964 г. во время военного парада на Крас-
ной площади была впервые продемонстрирована про-
тиворакета А-350Ж. Показ ракеты на параде, а это про-
явление внимания правительства страны, был своего
рода наградой всем, кто создавал этот шедевр отече-
ственной науки и промышленности. Достигнутые лет-
ные характеристики противоракеты и сегодня вызы-
вают восхищение и гордость за разработчиков и
производителей этой непревзойденной техники.
1 октября 1966 г. геофизической ракетой 1Я2ТА с
двигателем «Красного Октября» была запущена авто-
матическая ионосферная лаборатория «Янтарь-1» на
высоту 400 км. Лаборатория имела экспериментальный
плазменно-ионный ракетный двигатель, при работе ко-
торого была зафиксирована скорость истечения реак-
тивной струи около 40 км/с. Впоследствии, при пусках
1Я2ТА с лабораторией «Янтарь» в 1966-1971 гг., была
достигнута скорость струи ЭРД 140 км/с.
Главный ресурс
1 мая 1960 г. под Свердловском был осуществ-
лен перехват американского военного самолета (J-2
зенитной ракетой, оснащенной двигателем «Крас-
ного Октября». Страна
получила ракетный щит,
в создании которого был
и вклад коллектива за-
вода.
4 марта 1961 г. про-
изошло событие, после ко-
торого Н.С.Хрущев, высту-
пая летом 1961 г. на одном
из международных фору-
мов, заявил о том, что у нас
есть умельцы, способные
попасть в муху в космосе.
Это был первый в мире пе-
Двигатель 5Д22 для маршевой ступени
противоракеты А-350Ж
Итак, в 1958-1962 гг. завод создал мощности, доста-
точные для крупносерийного выпуска трех-шести типов
изделий ракетной техники и одновременного освоения
двух-трех ее новых образцов. Номенклатура РТ количе-
ственно сравнялась с номенклатурой выпускаемой заво-
дом авиационной техники, помимо этого, сотнями тысяч
выпускались разнообразные товары народного потребле-
ния. Подготовка инженерно-технических кадров велась
Ленинградским политехнический институтом имени
М.И.Калинина и Ленинградским военно-механическим ин-
ститутом, - ими каждый год направлялись на завод по не-
сколько десятков молодых специалистов.
Были освоены новые для завода технологии, методики
контроля и испытаний, организованы новые участки и
цеха, построены и введены в строй множество технических
комплексов, например:
-	освоены принципиально новые литейные технологии
и химико-термические методы упрочнения различных ста-
лей и сплавов, крупногабаритная штамповка, горячая
штамповка выдавливанием и т.д.;
510
Глава 8
-	применены процессы сварки: электронно-лучевые,
атомно-водородные, плазменно-дуговые, аргонодуговые,
лазерные; применены новые виды пайки: вакуумные, ин-
дукционные, радиационные; широкое применение рент-
геновского оборудования в контроле;
-	в сборочном производстве достигнут «чистый»
уровень культуры производства и организована сборка
ЖРД на конвейере; в механическом производстве при-
менены электроэрозионная обработка корпусных де-
талей, фрезерование на станках с ЧПУ, электрохими-
ческая обработка сложных деталей и другие новые
методы металлообработки;
-	освоена высокоточная балансировка роторов и
турбин ТНА;
-	созданы сложные технические комплексы для испы-
таний ТНА, пролива топливных трактов и настройки систем
управления ЖРД, для испытания корпусов ответственных
узлов на прочность сверхвысоким давлением; так, проли-
вочный стенд позволял проверить все топливные тракты
и форсунки при обеспечении расхода жидкости от не-
скольких граммов до 50 кг/с при давлении до 200 атм.;
-	введен в строй целый ряд испытательных станций для
бортовых источников питания;
-	в 1959-1960 гг. организовано отдельное опытное про-
изводство по ЖРД;
-	в 1959-1962 гг. создан цех-завод для всесторон-
них испытаний БИП и ЖРД (в т.ч. огневых), включая
комплекс обеспечения экологической безопасности
при испытаниях РТ.
1963 г. Одновременно с серией ЖРД С2.720, работой
над развитием 5Д16 началось крупносерийное производ-
ство БИП 5И43 и ЖРД Л-2А (в серии 5Д12) для ЗУР 5В21А
(В-860), 5В21В системы ПВО С-200. Запуску в серию 5Д12
предшествовала доводка его конструкции, которой сопут-
ствовало 266 стендовых испытаний, в т.ч. для получения
информации о работе двигателя на различных высотах и
скоростях, при температурах -50 и +50 °C, а также госу-
дарственные испытания. Конструкция 5Д12 к моменту его
запуска в серию была хорошо отработана и обеспечивала
заданный срок службы и надежность силовой установки
ракеты. Двигатель 5Д12 серийно выпускался заводом в
оснащении топливной, воздушной и газовой систем с
1963 по 1974 г.
Разработчики двигателя получили около 10 автор-
ских свидетельств на изобретения, в т.ч. по двигателю
в целом. По мнению специалистов, создание ЖРД 5Д12 -
явление уникальное в мировом двигателестроении,
сравнимое с созданием автомата Калашникова в обла-
сти стрелкового вооружения.
Вклад главного конструктора ОКБ-466 А.С.Мевиуса
в создание двигателя 5Д12 был отмечен орденом Тру-
дового Красного Знамени. Десятками авторских свиде-
тельств были защищены и многие технологии изготов-
ления ЖРД. Только, например, главный металлург
Я.М.Дитятковский опубликовал более 110 научных
работ, оформил 10 изобретений в области металлове-
изводственная тематика и Двигатель 5Д12для ЗУР
целое семейство продук- В-860. Музей завода
ции: отгружены первые 86
образцов двигательной установки 8Д419, разработан-
ной в ОКБ-117 главного конструктора С.П.Изотова. В дви-
гательную установку входили маршевый двигатель 15Д13,
четырехкамерный рулевой ЖРД 15Д14 и БИП 5И28. ЖРДУ
8Д419 создавалась в соответствии с постановлением ЦК
КПСС и Совета Министров СССР от 30 марта 1963 г. о раз-
работке МБР УР-100 (8К84) в ЦКБ машиностроения В.Н.Че-
ломея в ответ на американский проект «Минитмен-1». Для
отладки конструкции ЖРДУ 8Д419 и подготовки ее к го-
сиспытаниям (1967 г.) потребовалось около 500 испыта-
ний на стенде НИИТП в Верхней Салде и 324 опытных дви-
гателей. 21 июня 1967 г. МБР УР-100 была принята на
вооружение.
Дальнейшее совершенствование и принятие на воору-
жение ракетных комплексов ПВО и системы ПРО, дости-
жение паритета в части стратегических ракетных сил, кос-
мическая техника - все это отразилось в динамичной
работе завода в 1965-1970 гг. Тогда в поставках «Красного
Октября» значились: для ЗРК С-75 - ЖРД С2.720 (серия
до 1966 г.), для ЗРК С-200-ЖРД 5Д12 (серия с 1963 г.) и
БИП 5И43 (серия с 1963 г.), для корабельной ЗРК М-11
«Шторм» - БИП 4Е60 (серия с 1967 г., для ЗУР 4К60), для
тактического ЗРК 2К11 «Круг» - блок подачи С5.15 (серия
с 1967 г., для ЗУР ЗМ8); для МБР - двигательная установка
5Д419 (опытные образцы и серия до 1968 г.); для ракет
«воздух - корабль» Х-22 - двухкамерный ЖРД Р201-300
(с 1969 г.); для ПР А-350Ж - двухрежимный маршевый
ЖРД 5Д22, двухрежимный рулевой ЖРД с 4 камерами сго-
рания 5Д18, БИП 5И28 (опытные, затем серия с 1968 г.),
для ПР А-350Ж (Р) - маршевый ЖРД 5Д54, рулевое ЖРД
5Д55, БИП 5Д56 (опытные), для проектов ПР А-351 и
А-900 - маршевый ЖРД 5Д51 (варианты с тягой 13 и 19 т),
511
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
И.В.Михайлин.
В 1962-1975 гг. -
главный инженер ЛМЗ
«Красный Октябрь».
В 1975-1987 гг. -
главный инженер ЛНПО
имени В.Я.Климова
рулевой четырехкамерный
ЖРД 5Д52 (опытные -120 ед.,
испытания прошли), для ПР
В-825 проекта системы С-225 -
опытная партия маршевых
ЖРД 5Д21 и рулевых ЖРД
5Д29 (первый пуск В-825 -
27 июля 1967 г.); для проекта
лунного корабля - ЖРД
11Д423 (изготовлены десятки
опытных экземпляров).
Из воспоминаний главного
конструктора СПб ОАО «Крас-
ный Октябрь» Бориса Ивано-
вича Усова: «В 1960-1970 гг.
завод выпускал большое
число изделий и ежегодно
осваивал 2-3 новых изделия
авиационной и ракетной тех-
ники. В то время я был уверен, что завод может сделать
все! На заводе имелись нормальные условия для про-
изводства: необходимое оборудование, хорошее снабже-
ние материалами, достаточно отработанная техническая
документация.
Однако главной движущей силой был, конечно, чело-
веческий фактор. Много было умелых и ответственных
рабочих, имена которых знал весь завод. Руководили про-
изводством крепкие, уважаемые мастера. Технологии
рождались под руководством знающих и уверенных спе-
циалистов, таких как Макеев, Рейхельсон, Дитятковский,
Айзикович. Однако в центре кипящего котла, каким был в
то время завод, стоял полный страстной энергии, предан-
ный делу и с огромным заводским опытом главный ин-
женер Иван Васильевич Михайлин. Отсюда и его леген-
дарная смелость в принятии решений.
Рабочие, специалисты, руководители, весь коллектив
завода и составляли главный ресурс «Красного Октября».
За создание РТ были отмечены правительственными
наградами многие работники, в т.ч. А.Е.Макеев, В.К.Стат-
кун, Л.В.Миллионщиков, В.В.Демичев, Б.П.Громов,
ВАФомичев, А.В.Филиппов, ПАСтоляров, Б.К.Русин,
ВАГришанцев, Ю.М.Смирнов, МАЕсипов, О.В.Авров,
Г.Т.Хохлов, Н.В.Смирнов, И.В.Васильев, В.В.Механцов,
ДП.Чалдыкин, В.Д.Марамашкин, Б.А.Дудин и др.
На острие научного и технического
прогресса
Поставленные государством задачи по созданию на-
дежной ПВО и ПРО, по достижению паритета в стратеги-
ческих видах ракетного оружия диктовали необходимость
производства в 1970-1980-е гг. новых образцов РТ, нахо-
дившихся на острие научно-технического прогресса и
значительно превосходивших по ряду параметров пред-
шествующие поколения техники. В производстве двигате-
лей нового поколения потребовалось применение ряда но-
вейших достижений отечественной науки и техники, про-
грессивных технологий, новых металлических и неметал-
лических материалов.
Номенклатура продукции тех лет отражает переход за-
вода к более сложным изделиям нового поколения: для
ЗРК - ЖРД 5Д12 (серия до 1975 г.), БИП 5И43 (серия до
1975 г.), 4Е60, блок подачи С5.15 (серия до 1991 г.), затем
ЖРД 5Д67 и БИП 5И47 (для ЗУР В-880, серия в 1972-
1991 гг.); для ракет «воздух- корабль» Х-22-двухкамер-
ный ЖРД Р201 -300 (до 1972 г.); для ПР А-350Ж (Р) - мар-
шевый ЖРД 5Д54, рулевой ЖРД 5Д55, БИП 5Д56 (серия с
1970 г.), для опытной ПР В-825 - маршевые ЖРД 5Д21 и
рулевые ЖРД 5Д29 (72 опытных экз., прошли госиспыта-
ния, первый перехват - 29 октября 1976 г.), для проекта
ПР А-925 - маршевый ЖРД 5Д64 (блок тяги) и рулевой
ЖРД 5Д68 (опытные, с 1974 г.), затем - блок тяги 12А6 и
блок управления и питания 13А6; для космоплана системы
«Спираль» - маршевый ЖРД 5Д21М (ресурс 2 ч при цик-
лах по 50-90 с); МБР УР-100Н, УР-100НУТТХ, РН «Стрела»,
«Рокот» - маршевый ЖРД 15Д113 (РД-0235) и рулевой
ЖРД 15Д114 (РД-0236) (серия с 1976 г.).
ЖРД 5Д67 представлял собой дальнейшее развитие
двигателя 5Д12. В модернизированной конструкции
вместо резиновых уплотнений стыков агрегатов на бол-
товых соединениях, ограничивающих срок хранения
ЖРД, и в ниппельных соединениях были применены
сварные соединения. Конструктивно сварные соедине-
ния отличались тем, что корпусные детали перед свар-
кой устанавливались на жесткие сухарные соединения.
Сварная ампулизированная конструкция была предло-
жена в дипломном проекте В.Кононова (руководитель
- Б.И.Усов): при выпуске серийной документации в
ОКБ-117 принципиально позволила, в числе прочего,
заменить алюминиевое литье на стальные сварные кор-
пуса. Масса двигателя уменьшилась почти на 10 %,
срок хранения стал практически неограниченным.
Производство динамично развивалось, создавались
новые специализированные цеха и участки, ими руково-
дили Л.В.Миллионщиков, АЛ.Корякин, АЛДмитриев,
ЮАИванов, ААИванов, В.М.Прохоров, М.Г.Филлипов,
А.В.Капусткин, А.Н.Горелов, АЛДенежкин, Ю.В.Селивер-
стов, Н.В.Селиверстов, А.П.Пакин, ВЛ.Кузнецов, А.Марша-
лов, Г.Т.Хохлов, А.К.Мазаев, С.З.Фридман и др. Вопросами
организации производства РТ, отработкой технологий и
конструкции, отладкой стендового оборудования занима-
лись И.Б.Кузнецов, В.К.Статкун, М.Г.Пасаманик, Ю.С.По-
ройков, А.З.Горелик, Н.И.Сорокина, ЮАИванов, А.Н.Пав-
лов, О.Г.Соколов, В.И.Кирсанов, В.Б.Желудков,
А.И.Подлеснов, М.Н.Егоров, А.С.Шкобарев, ВАТимошин,
САЛебедев, Л.Н.Малеева, Е.К.Ефимова, МЛ.Сизова,
Н.С.Загребина, ЕЛ.Белокуров, Н.Купленов, Б.И.Селянинов,
Е.Ф.Стариков, Н.И.Федоров, В.Р.Мартемьянов, Ю.Чуйков,
Е.М.Колеватов, АААлексеев, С АКовко, В.Э.Кэрт; а также
конструкторы 0КБ-466/СК0 П.Д.Гавра, В.П.Сигалов,
Б.И.Усов, С.Т.Бауэр, В.Д.Белашов, В.В.Головкин, ОАБори-
сова и др.
512
Глава 8
Из воспоминаний заместителя главного металлурга по
сварке Виктора Петровича Гусева об истории освоения
новых изделий в июле - октябре 1975 г., времени, когда
завершалось изготовление установочной партии двига-
тельной установки для второй ступени МБР УР-100Н (из-
делие «182»):
«Освоение этого изделия обеспечило подъем свароч-
ного производства «Красного Октября» на более высокую
ступень по внедрению абсолютно новых технологических
процессов. Сюда относятся такие процессы:
-	импульсная аргонодуговая автоматическая сварка;
-	плазменное напыление термостойких покрытий на
базе двуокиси циркония;
-	высокотемпературная пайка трубопроводов, в т.ч. за-
мыкающих стыков на изделиях;
-	автоматическая сварка плавящимся электродом в
среде гелия;
-	высокотемпературная пайка узлов изделия с управ-
ляемым нагревом в печах;
-	автоматическое нанесение высокотемпературного
припоя на сопло ЖРД;
-	автоматическая сварка стыка бронза-сталь через спе-
циальные проставки.
В освоении перечисленных технологических процессов
участвовали молодые специалисты О.Мокринский, О.Со-
луянов, ИДмитриева, И.Позняк, В.Койнов, Т.Глазунова,
В.Дегтярев, В.Киселев, Н.Миронова, а также ветераны и
опытные специалисты, такие как М.Миркин, АБакин, Н.По-
чинская и Е.Попов. Большую помощь оказывали и специа-
листы московского НИИТМ и воронежского КБХА.
Отработка техпроцессов происходила в сжатые сроки,
стояла жесткая задача уже в октябре отправить первый
двигатель на огневые испытания. Конечно, в эти месяцы
Двигатель 5Д67 для ЗУР
В-880. Музей завода
все работали как в военное
время - по 12 часов, а если
требовалось, то и в субботу,
и в воскресенье.
Конечно, не обошлось и
без «аварийных» случаев.
На установочную партию
детали делались в ограни-
ченном количестве. И вот
блок тяги 15Д113 собран,
остается поставить только
пусковые клапаны. Вдруг
выясняется, что партия
мембран пусковых клапа-
нов имеет сквозной дефект
- надрыв на выштамповке.
Под изделие уже заказан
самолет для доставки на
испытательный стенд в
Омске, а цикл изготовления
новых мембран составляет
четверо суток. Вечером
меня вызывает заместитель
главного конструктора А.Кащук и предлагает попробовать
заварить дефект на мембране толщиной 0,2 мм. В цехе 120
в то время работал опытнейший сварщик Е.Шостак, кото-
рому я и предложил выполнить эту работу. После выпол-
нения заварки клапан был испытан гелиевым течеискате-
лем на герметичность и поставлен на изделие.
Двигательная установка успешно прошла испытание, а ис-
следование шва на мембране показало полное отсутствие
дефектов.
На блоке управления 15Д114 пусковой клапан имел
еще более тонкую мембрану - 0,15 мм. Опыта сварки мем-
бран такой толщины тогда у завода не было, на все пре-
дыдущие изделия мембраны приваривались контактной
короткоимпульсной сваркой. Процесс был малонадежен,
и главным конструктором А.Конопатовым тогда принима-
ется решение перейти на метод импульсной сварки непла-
вящимся электродом. Меня перед сваркой первой партии
из пяти клапанов вызвали в цех 120. Вместе со сварщиком
В.Акопяном поставили клапаны на сварочный автомат и
все прожгли по внутреннему диаметру. При разборе при-
чины прожога оказалось, что между мембраной и корпу-
сом образовался зазор, диаметр мембраны не измерить.
Пригласил главного технолога И.Кузнецова, проверили
штамп, все по чертежу, а мембраны горят. В 18.00 при-
езжает С.Изотов - тогда вновь назначенный генеральный
директор только что образованного Объединения имени
В.Я.Климова, куда «Красный Октябрь» вошел как серий-
ный завод. Посмотрел на нас и говорит: «Ты - главный
сварщик, а ты - главный технолог. К 8 часам утра завтра
клапанов не будет-будете рядовыми специалистами». Мы
с Кузнецовым изготовили конусную оправку, отрихтовали
по ней мембраны, а уже в 3 часа ночи сварщик В.Акопян
приступил к сварке. Три штуки сварил удачно, отвалился
от автомата весь мокрый, руки дрожат. Дали мы ему по-
спать два часа, и он опять встал за автомат. В 7.30 мем-
браны были сварены, а Изотов даже не приехал, просто
позвонил и сказал «Ну, работайте дальше». Правда, не
уточнил в качестве кого.
Двигательная установка в составе блока тяги 15Д113
и блока управления 15Д114 имела более 600 швов, выпол-
няемых ручной и автоматической сваркой. Действующая
система разработки технологического процесса по сварке
включала в себя отработку режима сварки на образцах-
МакетЖРДУ второй ступени МБР У Р-1 ООН.
Музей завода
513
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Группа работников ЛМПО «Красный Октябрь» и ОКБ-117, награжденных за выпуск
ряда типов ЖРД. 1980 г.
имитаторах. При отработке фиксировались режим, источ-
ник питания, электроды, присадочная проволока и т.д.
В операционную карту заносился максимум информации
для сварщика. Кроме основных режимов в карты заноси-
лись диаметр защитных сопел, вылет электрода, смещение
электрода от зенита, диаметры электрода и присадки,
схемы поддува, вылет наконечника. 1975-1976 гг. вреза-
лись в память как наиболее напряженные и ответственные
в моей жизни. Эти два года помогли мне досконально
узнать коллектив завода, понять систему работы по-на-
стоящему отвечающих за свое дело специалистов, проник-
нуться к ним уважением, т.к. в условиях жесточайшего
временного прессинга каждый решал поставленные за-
дачи, не считаясь с личным временем и максимально от-
ветственно. Через 25 лет (воспоминания 2000 г. - ред.) в
памяти проходят фамилии начальников цехов: В.Петухов,
Вихров, В.Иванов, В.Николаев, Н.Шиншин, В.Костюченко;
главных специалистов: И.Кузнецов, Я.Дитятковский, М.Ай-
зикович, В.Носикова, С.Кульков, Г.Коган, А.Рейхельсон,
В.Филин, Л.Шорин, Б.Усов; сварщиков: Ф.Фахрулин, В.Ту-
ровский, П.Юрсонов, Г.Оха-
нов, Ляпин, А.Филиппов,
П.Брылевский, Е.Шостак,
В.Акопян, В.Бородич, О.Ню-
стрем, В.Зуев; мастеров:
Я.Фанштейн, А.Корнев, С.Ки-
хель, П.Пузанов. Общение с
этими людьми позволяло по-
вышать квалификацию и вы-
зывало уверенность, что из-
делие «182» будет успешно
запущено в серийное про-
изводство. Так оно и про-
изошло».
7 июня 1978 г. вышло по-
становление Совета Минист-
В.А.Фомичев.
В 1976-1987 гг.—
директор, заместитель
генерального директора
ЛМПО «Красный Октябрь»
ров СССР о создании си-
стемы ПРО А-135. Ракета
А-925 (МКБ «Факел») для
системы дальнего перехвата
51Тб «Азов» предназнача-
лась для заатмосферного
уничтожения боевых блоков
МБР. Двигательная уста-
новка маршевой ступени
противоракеты состояла из
блока тяги (ЖРД) 12А6 и
блока управления (ЖРД) и
питания 13А6, опытные об-
разцы которых завод выпус-
кал с конца 1970-х гг. Пер-
вый пуск ракеты А-925
состоялся на Балхаше
в марте 1979 г., в 1990 г. ус-
пешно завершены госис-
пытания всей системы, а
17 февраля 1995 г. указом Президента РФ система ПРО
А-135 была поставлена на боевое дежурство. За участие в
создании А-135 в 1997-1998 гг. были награждены почет-
ными званиями и наградами А.Н.Фомичев, С.И.Дунаев,
БАБарабанов, А.Н.Журавлев, ААКамкин, И.В.Передерий,
С.П.Асеев, Д.М.Ерохин и др.
Под руководством генерального директора Анатолия
Николаевича Фомичева «Красный Октябрь» в 1990 г. до-
стиг максимальных за всю свою историю объемов про-
изводства широчайшей номенклатуры изделий для само-
летов, вертолетов и ракет, а также сложных товаров
народного потребления, включая мототехнику. В1991 г.
госзаказ был резко свернут, а завод вынужден был разра-
батывать и реализовывать программы перехода на работу
в рыночных условиях, создания собственной авиационной
конструкторской базы и проведения модернизации, не-
обходимых для сохранения роли ведущего предприятия в
области производства вспомогательных силовых устано-
вок и трансмиссий для самолетов и вертолетов.

С.ИДунаев.
В 1985-2016 гг. - главный
инженер, технический
директор ЛМПО «Красный
Октябрь» (СПб ОАО
«Красный Октябрь»)
А.Н.Фомичев
С 1986 г. - генеральный
директор ЛМПО
«Красный Октябрь»
(СПб ОАО
«Красный Октябрь»)
514
Глава 8
ПАО «Протон-ПМ»
ПЕРМСКИЙ ПОЛЕТ К ЗВЕЗДАМ
Движение к космическим технологиям для перм-
ских моторостроителей началось в 1950-е гг. с освое-
ния производства реактивных авиационных двигателей.
В1956 г. завод № 19 возглавил М.И.Субботин. Хотя он
и приехал из Рыбинска, на пермской земле его неплохо
знали. В 1940-е гг. он прошел на заводе хорошую про-
изводственную школу, стал заместителем директора.
Приход М.И.Субботина совпал с техническим перево-
ротом: предприятие стало выпускать не только реак-
тивные моторы для авиации, но и жидкостные двига-
тели для ракет.
В декабре 1957 г. партия и правительство поста-
новили организовать производство ракеты Р-12 с
двигателем РД-214 в трех экономических районах
СССР: на Украине (г. Днепропетровск), в Сибири
(г. Омск) и на Урале (г. Пермь). 13 марта 1958 г. счи-
тается днем создания специального производства по
изготовлению жидкостных ракетных двигателей на
Пермском моторостроительном заводе № 19. Именно
в этот день были назначены его первые руководи-
тели. Начальником производства стал С.Ф.Сигаев.
«Сергей Федорович был очень требовательным чело-
веком: не только к подчиненным, но и к себе. Работал
столько, сколько требовалось, не считаясь с выход-
ными днями, с окончанием смены, - вспоминают о
нем коллеги. - Потому что вопрос стоял так: или мы
создадим ракетную технику, способную носить тер-
моядерные заряды, или мы должны поднять руки
перед нашим потенциальным противником». Навер-
ное, такие люди и становятся героями своего времени
и своей страны.
РД-214 оказался «крепким орешком» - к производ-
ству предъявлялись высокие требования по тяге, надеж-
ности, прочности и другим характеристикам. Разверну-
лось строительство новых цехов, создание технологиче-
ских процессов, которые на авиационном производстве
не применялись. Завод направил на решение задачи
самых лучших своих специалистов и самые совершенные
станки. На площадке рядом с поселком Новые Ляды на-
чалось сооружение испытательного комплекса. Объемные
бетонные работы выполняли строители, недавно закон-
чившие возведение плотины Камской ГЭС.
На освоение совершенно нового вида продукции
отводился ровно год. Но пермские моторостроители
смогли справиться с этой задачей еще быстрее. Первый
двигатель Р-214 был собран в рекордно короткие сроки -
всего за восемь месяцев.
Невидимые корни (ведь производство было строго
секретным) укрепили и пермскую культурную почву. Те-
перь немалая часть студенчества, так или иначе, сопри-
касалась с ракетными технологиями. Общий дух реше-
ния труднейших задач и прорыва к звездам проникал
повсюду. В 1960-е гг. началась эпоха необыкновенного
развития всех сторон жизни Перми, происходившего
чуть ли не с космической скоростью.
Если Р-12 была самой массовой в классе ракет
средней дальности, то самой массовой ракетой меж-
континентальной дальности стала УР-100. Первая
ступень УР-100 оснащалась комплектом двигателей
РД-0216 и РД-0217, освоение которых началось на
спецпроизводстве Пермского моторостроительного за-
вода им. Свердлова с 1964 г.
Этой обороной программе придавалось первосте-
пенное государственное значение. В Пермь приезжали
министр авиапрома П.В.Дементьев и министр общего
машиностроения С.А.Афанасьев. Бывал здесь и секре-
тарь ЦК КПСС Л.И.Брежнев, лично курировавший кос-
мические программы.
В 1964 г. изготовление ракетных двигателей стано-
вится отдельной заводской структурой, получившей на-
звание «второе производство». Вводится должность
заместителя генерального директора по второму про-
Выпуск ракетных двигателей начался на Пермском
моторостроительном заводе имени Я.М.Свердлова в 1958 г.
«Первенец» спецпроизводства - ракетный
двигатель РД-214, предназначенный для Р-12
515
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Первый руководитель «второго производства»
Б.Г.Изгагин
изводству. Им стал Б.Г.Изгагин. На заводе Б.Г.Изгагин
прошел путь от технолога до директора. Для многих по-
колений заводчан его личность неотделима от истории
предприятия, он человек-символ самых значительных
достижений пермских моторостроителей и расцвета ра-
кетного двигателестроения. Сам он говорил: «Я работал
в прекрасном коллективе, спаянном великой идеей
справедливости и стремления работать на общество и
темпе - за два г. - был спроектирован необходимый
мощный двигатель. Местом серийного производства
РД-253 была выбрана Пермь, где имелись и богатый
производственный опыт, и высококвалифицированные
специалисты.
В июле 1965 г. состоялся первый запуск новой кос-
мической ракеты УР-500К с полезной нагрузкой - ис-
следовательским спутником «Протон-1». Вскоре «Про-
тонами» стали называться все ракеты-носители
УР-500К.
После многолетней доводки РД-253 оказались од-
ними из самых надежных отечественных ракетных дви-
гателей. Благодаря их безупречной работе, ракетой-но-
сителем «Протон» выводились в космос
межпланетные станции «Луна», «Венера», «Марс»,
«Вега», «Фобос», орбитальные космические станции
«Салют» и «Мир», тяжелые спутники связи «Гори-
зонт», «Радуга» и «Экран». До начала 1990-х гг. осу-
ществлено около 200 запусков «Протонов».
К середине 1970-х гг. выпуск ракетных двигате-
лей превышал половину объема производства за-
вода им. Свердлова. «Второе производство» оказа-
страну».
Результаты масштабной работы по освоению пер-
мяками новых изделий разработчики из Воронежского
конструкторском бюро химавтоматики охарактеризо-
вали так: «Двигатель, изготовленный на заводе им.
Свердлова, по внешнему виду легко отличался от изго-
тавливавшихся на других заводах аккуратными свар-
ными швами, глянцем лакокрасочного покрытия и дру-
гими внешними признаками».
Качество пермских ракетных двигателей было
таким высоким, что изделия сразу сдавались в
«товар», миновав контрольно-технические испыта-
ния. И это притом, что пришлось освоить несколько
тысяч новых для завода технологий при налаживании
производства двигателей для УР-100 и их модифика-
ций, создать испытательный стенд.	Двигатель РД-275
Освоение двигателей для ракет воен-
ного назначения вывели «второе про-
изводство» пермского моторостроитель-
ного завода им. Свердлова в когорту
лучших предприятий ракетно-космиче-
ской отрасли. И все же главным и судь-
боносным для всех работников предприя-
тия стал проект не военного, а
гражданского назначения: выпуск двига-
теля РД-253 для ракеты-носителя «Про-
тон». Он продержался в производствен-
ной программе предприятия почти
четверть века.
К его освоению в Перми приступили в
1962 г. Тяжелая ракета-носитель УР-500
являлась развитием линейки универсаль-
ных ракет, начатой УР-100. В высоком Цех сборки ракетных двигателей в ПАО «Протон-ПМ»
516
Глава 8
лось первым по своему значению. За эти успехи
завод в 1970 г. получил государственную награду -
орден Ленина с формулировкой «за освоение новой
техники». Под «новой» подразумевалась, конечно,
космическая.
Двигатель для «Протона» совершенствовался.
Примечательно, что его модернизацией занимались
непосредственно в Перми, используя местную про-
изводственную и испытательную базу. В 1990-е гг. стал
выпускаться модифицированный двигатель РД-253 -
РД-275. Он позволил увеличить массу полезной на-
грузки, выводимой в космос.
За все годы производства РД-275 не имел не
только отказов, но даже замечаний. Это уникальный
случай в ракетном двигателестроении. По заслугам
РД-275 был удостоен звания «Гордость Отечества».
В начале 1990-х гг. вместо производства двигате-
лей для стратегических УР-100 и УРИ ООН заводча-
нам пришлось заниматься утилизацией своих же из-
делий в связи с сокращением вооружений. Что же
касается двигателей для «Протона», то их закупки
приостановились.
В такой почти безнадежной ситуации, когда вся
прежняя система снабжения и ценообразования «при-
казала долго жить», и было создано акционерное об-
щество «Протон-ПМ». Это произошло в 1995 г., в ходе
реструктуризации ОАО «Пермские моторы».
Первым директором новой компании стал В.А.Са-
тюков. В 1998 г. он и еще 7 специалистов предприя-
тия отмечены Государственной премией за выпуск
новой модификации двигателя для «Протона». По-
Двигатель РД-276
лезная нагрузка ракеты-носителя с новой модифи-
кацией РД-276 увеличилась до 23 т - не побитый до
сих пор мировой рекорд. Это позволило запустить в
2007 г. на геостационарную орбиту тяжелый амери-
канский спутник весом 6 т, тогда как раньше перм-
ские двигатели поднимали только 4,5.
Многочисленные старты 2000-х гг. укрепили по-
зиции ракеты-носителя «Протон-М» как самого вос-
требованного средства выведения полезных грузов
в космос. Своим успехом «Протоны» во многом обя-
заны пермским двигателям. Так, коэффициент на-
дежности РД-276 - 0,998, что является мировым ре-
кордом в классе мощных жидкостных ракетных
двигателей.
Двигатели производства «Протон-ПМ»
517
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Клълл. а&т.
ЖРД ПРОИЗВОДСТВА АО «КРАСМАШ»
С1961 г. в ОКБ-10 М.Ф.Решетнева велась работа по
проекту РН 11К65 (65СЗ, затем - «Космос-ЗМ»). В рам-
ках проекта 11К65 двигатель первой ступени 8Д514 ра-
кеты Р-14 был модифицирован и получил индекс
11Д614. На второй ступени носителя был установлен
многофункциональный ЖРД 11Д47 разработки ОКБ-2
А.М.Исаева, который отрабатывался на заводе (первые
огневые испытания на стенде были проведены 4 авгу-
ста 1963 г.). Параллельно велась разработка конструк-
торской документации на модернизированный вариант
PH 11К65М («Космос-ЗМ») с двигателем второй сту-
пени 11Д49 разработки ОКБ-2 А.М.Исаева.
В процессе работы над РН «Космос-ЗМ» сотрудники
ОКБ-Ю предложили оригинальное техническое реше-
ние, позволяющее запускать спутники на круговые ор-
биты путем введения «пунктирного» участка стабили-
зированного полета. Для реализации идеи была
принята двухимпульсная схема включения маршевого
ЖРД второй ступени: первый импульс формирует эл-
липтическую траекторию, в апогее которой вторым
включением аппарат переводится на круговую орбиту.
Для этого в ОКБ-2 А.М.Исаева был создан трехрежим-
ный двигатель 11Д49 (два включения на номинальной
тяге и работа в дроссельном режиме), а в ОКБ-Ю
М.Ф.Решетнева разработали систему малой тяги, обес-
печившую стабилизированный полет между двумя
включениями маршевого ЖРД.
Топливо для этой системы располагалось в двух
специальных баках, подвешенных на внешней поверх-
ности основного бака второй ступени. Одной из осо-
бенностей ДУ 11Д49 было то, что она не требовала об-
служивания в процессе всего периода эксплуатации ра-
кеты. В середине 1970-х гг. Красноярский
машиностроительный завод освоил и изготавливал
двигатель 11Д429, предназначенный для двигательных
установок космических объектов. Двигатель создает
импульс тяги, корректирующий орбиту объекта. Двига-
тель многократного включения (не менее 10 раз) с вы-
теснительной системой подачи компонентов в камеру.
Позднее Красноярский машиностроительный
завод приступил к изготовлению корректирующей
двигательной установкой 11Д414А с двигателем
11Д429, предназначенной для установки на спутники
11Ф628,11Ф658,11Ф637. Она могла быть использо-
вана для установки на аппараты подобного типа и на-
значения. Установка была разработана ОКБ-2, кото-
рым руководил А.М.Исаев. Освоение двигательной
установки прошло относительно просто. Особен-
ностью двигательной установки 11Д414А являлось то,
что она могла запускаться в условиях невесомости.
Это обеспечивалось использованием эластичных раз-
делителей жидкостной и газовой фазы в топливных
баках вытеснительной системы подачи компонентов
топлива. Двигательная установка поставлялась в АО
«ИСС» им. М.Ф.Решетнева.
Двигатель 11Д429 использовался и в других двига-
тельных установках, поставлялся на один из заводов г.
Куйбышева. Клапан С5.517А1.0 двигателя до настоя-
щего времени изготавливается на АО «Красмаш» и ис-
пользуется в современных космических аппаратах.
Изготовление и поставка корректирующей двига-
тельной установки 11Д414А завершены в 1995 г.
518
Глава 8
'fc.TXHocoti
ДВИГАТЕЛИ АО «ЗЛАТМАШ»
Для Акционерного общества «Златоустовский ма-
шиностроительный завод» (АО «Златмаш») работа на
космос началась с выходом приказа Государственного
комитета оборонной промышленности СССР в сентябре
1962 г. об организации освоения и серийного изготов-
ления тормозной установки на заводе с передачей под-
линников конструкторской документации из подмос-
ковного ОКБ-2 (главный конструктор - А.М.Исаев).
Приказ обязывал обеспечить комплектование этими
изделиями космических аппаратов - как пилотируемых
типа «Восток» (позднее «Восход»), так и непилотируе-
мых типа «Зенит».
Златоустовский машиностроительный завод к тому
времени имел солидный опыт освоения и серийного из-
готовления жидкостных ракетных двигателей для ракет
как наземного, надводного, так и подводного старта.
Основанный в 1939 г. и производивший во время
войны стрелковое оружие, в декабре 1947 г., с созда-
нием Специального конструкторского бюро № 385,
завод переориентировался на производство ракет даль-
него действия.
В январе 1954 г. разворачиваются работы по иссле-
дованиям возможности старта баллистических ракет с
подводных лодок. Работы проводятся ОКБ-1 под руко-
водством С.П.Королева на базе ракеты Р-11. Завершение
работ по отработке конструкции поручается СКБ № 385,
главным конструктором которого к этому времени был
назначен ведущий конструктор В.П.Макеев, а поста-
новка на серию - Златоустовскому машиностроитель-
ному заводу.
Ракета была принята на вооружение Военно-мор-
ского флота 20 февраля 1959 г. Практически сразу
после первых успешных экспериментов с ракетой
Р-11ФМ в августе 1956 г. началась разработка пер-
вого специально спроектированного морского ком-
плекса Д-2 с баллистической ракетой Р-13. Разработка
комплекса, отработка и постановка на производство ра-
кеты велись параллельно с Р-11ФМ.
В1959 г. началась разработка комплекса Д-4 с под-
водным стартом ракеты Р-21. Специфика подводного
старта из затопленной шахты подводной лодки потре-
бовала обеспечения полной герметичности отсеков ра-
кеты, электроразъемов, кабелей, пневмогидравличе-
ской арматуры.
Следующий этап в развитии двигателестроения -
освоение первого в мире «утопленника», ракетного
двигателя Д-10, созданного А.М.Исаевым и размещен-
ного в баке горючего ракеты Р-27.
В 1960-1970-х гг. реализовалась последовательная
разработка морских баллистических ракет и ракетных
комплексов, определившая непрерывную и одновре-
менную загрузку завода серийными, опытно-конструк-
торскими и экспериментальными заказами на изготов-
ление материальной части.
Особая страница в истории Златоустовского ма-
шиностроительного завода - изготовление тормоз-
519
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
ной двигательной установки 8Д66 для космического
корабля типа «Восток». Освоение ТДУ осуществля-
лось на базе накопленного технологического потен-
циала. Однако тут была своя специфика: надо было
предусмотреть необычные условия, в которых изде-
лие будет эксплуатироваться. Колебание температуры
конструкции - от высоких до глубоко отрицательных,
нахождение в условиях почти абсолютного вакуума.
Надо было искать способы проверки и испытаний,
обеспечивающих абсолютную гарантию сохранения
работоспособности ТДУ.
Требовались чрезвычайно плотная компоновка тру-
бопроводов, узлов регулирования, арматуры, очень
сложная сварка стыковочных швов. Как вынужденная
мера - проверка изделия на герметичность сварных
швов методом «обмыливания», т.к. испытание под
водой не допускалось из-за того, что можно было по-
вредить гидроприводы.
Значимость изделия была большой, и методы
контроля были ужесточены по сравнению с преды-
дущими изделиями, поэтому существовала т.н. си-
стема ЗКА (космический аппарат), в соответствии с
которой каждый исполнитель должен был иметь
особое удостоверение на право работы с изделием
для пилотируемого космического корабля. Техноло-
гические процессы имели штамп «годен для ЗКА».
И контролеры на операциях тоже должны были
иметь удостоверения, дающие им это право конт-
роля. Они проходили инструктаж, сдавали экза-
мены, зачеты. В состав аттестационной комиссии,
помимо технических специалистов, входил и пред-
ставитель заказчика. Он, как правило, и был руко-
водителем приемки готового изделия. Помимо от-
дельных операций принимались заказчиком и
готовые узлы - на соответствие технической доку-
ментации. Кроме того, осуществлялась жесткая
контрольно-выборочная проверка. Из четырех уста-
новок, предназначенных для пилотируемого косми-
ческого аппарата, две подвергались огневым стен-
довым испытаниям и только две оставшиеся
отправлялись на позицию. Таким образом гаранти-
ровалась надежность работы ТДУ.
Отправкой изделий на полигон (Байконур или
Плесецк) не заканчивались заботы завода по их реа-
лизации. Заводские представители обеспечивали
проверку их готовности на всех этапах подготовки
космического аппарата к пуску. И если у предприя-
тий-изготовителей, отвечающих за элементы ра-
кеты, выводящие корабль на орбиту, беспокойство
заканчивалось результатами нормального срабаты-
Тормозная двигательная установка, изготовленная
АО «Златмаш»
вания их составных частей, то представителям Зла-
тоустовского машиностроительного завода прихо-
дилось ожидать окончания полета и успешной по-
садки аппарата.
Один раз космический объект был неправильно
сориентирован и не туда сел. До сих пор неизвестно:
или система управления начудила, или ТДУ не так
сработала. Повод обвинить завод дала... лишняя ре-
гулировочная шайба, которая обнаружилась при
разборке.
12 октября 1964 г. стартовал трехместный «Вос-
ход» с космонавтами В.М.Комаровым, К.П.Феокти-
стовым, Б.Б.Егоровым, и после суточного полета
было осуществлено приземление с использованием
ТДУ, изготовленной на Златоустовском машино-
строительном заводе. 18 марта 1965 г. вышел на ор-
биту двухместный «Восход-2» с П.И.Беляевым и
А.А.Леоновым. В этом полете А.А.Леонов впервые в
мире вышел в открытый космос. Приземление ко-
рабля было осуществлено тоже благодаря ТДУ завод-
ского изготовления. И в последующем спускаемые
аппараты непилотируемых кораблей комплектова-
лись ТДУ, изготовленными златоустовскими машино-
строителями. Добрых полтора десятка лет завод
обеспечивал ТДУ космические аппараты.
Работа над ТДУ дала свои результаты с точки зрения
дальнейшего развития двигательного производства на
заводе. С1977 г. начинается освоение первой отечествен-
ной БРПЛ с разделяющейся головной частью и наведе-
нием боеголовок на индивидуальные цели. Двигательные
установки, обеспечивающие маневрирование ступени,
осваивались на Златоустовском машиностроительном
заводе. Сотрудничество КБ имени А.М.Исаева и завода
продолжается до сегодняшнего дня.
520
Глава 8
Л.Н. Ъол$ро£скш1
ИСТОРИЯ СОЗДАНИЯ И РАЗВИТИЯ
ПРОИЗВОДСТВА КАМЕР СГОРАНИЯ ЖРД
В АО «МЕТАЛЛИСТ-САМАРА»
Предприятие «Металлист-Самара» было образо-
вано в 1941 г. на базе эвакуированного из г. Артемовска
завода № 525 и трех производств по изготовлению пу-
леметов, эвакуированных в Куйбышев (г. Самара) из
г.г. Тула, Ковров, Венюково в начале Великой Отече-
ственной войны. В военный период на предприятии вы-
пускались пулеметы ШКАС, которые устанавливались
на штурмовиках Ил-2, которые также изготавливались
в Куйбышеве. Позднее было освоено производство пу-
леметов ДШК, а с 1960 по 1992 г. производились зе-
нитные установки ЗУ-23. Наряду со стрелковым ору-
жием выпускалось промышленное оборудование и
товары народного потребления.
В конце 1959 г. завод № 525 Министерства воору-
жений, переименованный в организацию п/я 76 Сред-
неволжского СНХ, был привлечен к участию в созда-
ваемом Куйбышевском ракетно-космическом
комплексе. Решением правительства началось созда-
ние уникального специализированного производства
камер сгорания для жидкостных ракетных двигателей,
что потребовало коренной реконструкции предприятия.
В короткие сроки были освоены новые технологиче-
ские процессы:
-	сборка огневых стенок и рубашек под пайку;
-	нанесение гальванических покрытий и ленточного
припоя;
-	пайка узлов с применением высокотемпературных
припоев;
-	гидравлические и пневматические испытания из-
делий при высоких давлениях;
-	различные металлографические исследования.
Одновременно необходимо было создать систему
эффективного пооперационного контроля, изготовить
проливочные стенды, контрольно-измерительные ста-
пели больших размеров, внедрить неразрушающие виды
контроля: рентгенографический, ультразвуковой, капил-
лярный, цветную дефектоскопию, испытания топливом
Т-1, - а также систему подбора и обучения кадров.
Все эти вопросы встали перед руководством завода
в 1959 г. при освоении производства камер кислородно-
керосинового ракетного двигателя РД-111(8Д716) для
межконтинентальных баллистических ракет Р-9, Р-9А.
Решением Главного конструктора ОКБ В.П.Глушко кон-
структорское сопровождение производства камер сго-
рания было поручено Приволжскому филиалу.
В начале 1960 г. началась реконструкция завода.
Проектные работы велись институтом «Промстрой-
проект». Организационную работу осуществляли спе-
циалисты Средневолжского СНХ. В штамповочном про-
изводстве требовалось установить новые прессы с
усилием 630, 800,2800 тс для штамповки крупногаба-
ритных деталей из нержавеющих и жаропрочных ста-
лей. Для термической обработки этих сплавов были
созданы новые термический и гальванический участки.
В ходе реконструкции спроектировали и построили сва-
рочные кабины для продольной и кольцевой сварки,
сварочные машины, стапели продольной сварки и
много другого оборудования. Проведен колоссальный
объем строительных работ. Глубина фундаментов под
прессы 800, 2800 тс достигала 6-8 м. Был построен
большой проливочный стенд для проливки камер, их
настройки по гидравлическим характеристикам в
связке из 4 штук. Все камеры и входящие в них детали
и сборочные единицы проходили промывку и проли-
вочные испытания для подборки их по характеристикам
и для выявления скрытых дефектов (заплавлений, про-
плавов, попадания посторонних предметов). Характер
и места расположения дефектов выявляли дополни-
тельными исследованиями.
Были изготовлены проливочный стенд для про-
ливки и доводки форсунок по расходу, камерные и ин-
дукционные печи для пайки форсунок и входящих в ка-
меру узлов. Проделана работа
по отладке процессов пайки, по-
вышению стабильности техно-
логических процессов нанесе-
ния покрытий под пайку никеля,
меди, серебра, отработке конт-
роля сопряжения контуров под
пайку, зазоров, режимов пайки.
И только достигнутая стабиль-
ность технологических процес-
сов, высокая технологическая
дисциплина позволили быстро
освоить выпуск камер сгорания.
За 1960 г. был освоен выпуск
камер сгорания, произведена
реконструкция цехов, установ-
лено и отлажено оборудование,
521
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
А.М.Комиссаров	А.Н.Чевелев
изготовлена оснастка, обучены люди. В декабре 1960 г.
были выпущены первые камеры для стендовых испы-
таний. В 1962-1966 гг. камеры двигателя РД-111 вы-
пускались серийно, изготовлена 261 камера. Освоение
производства камер двигателя РД-111, приобретение
богатого опыта в области технологии производства
космической техники позволили в дальнейшем заводу
«Металлист» стать крупнейшим производителем камер
ЖРД большой тяги. У истоков зарождения производ-
ства космической техники стояли руководители завода
«Металлист»: директор А.М.Комиссаров и главный ин-
женер АНЧевелев.
Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров
№ 1022-439 от 24 сентября 1962 г. «О создании ком-
плекса ракеты-носителя Н-1» завод получил задание
освоить производство камер двигателей НКЗЗ
(11Д111), НК43 (11Д112), НК-39 (11Д113), НК31
(11Д114) разработки ОКБ Н.Д.Кузнецова.
На заводе был организован конструкторский фи-
лиал ОКБ Н.Д.Кузнецова по сопровождению серий-
ного производства камер для ЖРД ракеты-носителя
Ракета-носитель Н1 со стороны двигательной
установки первой ступени
Н-1. В 1962 г. на заводе началось строительство кор-
пуса, предназначенного для производства камер ЖРД, ко-
торый был сдан в эксплуатацию в 1965 г. В нем было пред-
усмотрено размещение оборудования для штамповочного
производства крупногабаритных деталей, их пайки и тер-
мообработки, фрезеровки стенок сопла, гидравлических
и пневматических испытаний, нанесения гальванических
покрытий и рентген-контроля. Создана уникальная по
своему оснащению технология производства крупногаба-
ритных камер, так, например, изготовлена камерная печь
для пайки узлов с диаметром до 2,6 м.
Конструкция камер Н.Д.Кузнецова значительно от-
личалась от конструкции камеры двигателя РД111 как
по габаритам, так и по применяемым материалам. Осо-
бенно отличалась конструкция камеры двигателя НК43.
Камера на срезе сопла имела диаметр 2,5 м. Сопло из-
готавливалось из титанового сплава. Внутренняя стенка
имела фрезерованные каналы. Применение крупнога-
баритных деталей из титановых сплавов потребовало
разработать и освоить в кратчайшие сроки технологию
их сварки, термообработки, формообразования, фре-
зерования топливных каналов, обеспечения сопряже-
ний контуров, пайки. Был отработан и внедрен в про-
изводство принципиально новый технологический
процесс формообразования деталей на разжимных пу-
ансонах. Сложную проблему также представлял пере-
ходник для соединения титанового сопла с жаропроч-
ным материалом первой секции. Переходник
представлял конструкцию из трех материалов (бронзы,
жаропрочного сплава и титанового сплава), соединен-
ных между собой посредством пайки через барьерное по-
крытие. Несмотря на трудности, задание правительства
по освоению производства камер двигателей НКЗЗ, НК43,
НК39, НК31 было выполнено. С 1964 г. начались товар-
ные поставки камер. Всего до прекращения работ по
«лунной» программе было изготовлено 1692 камеры.
В те годы предприятие возглавляли директор А.М.Комис-
саров, главный инженер Л.И.Гринберг.
НК-33 на стенде американской компании
«Аэроджет»
522
Глава 8
Выпущенный Куйбышевским моторостроительным
заводом имени М.В.Фрунзе в 1995 г. двигатель НК-33
с камерой сгорания, произведенной на заводе «Метал-
лист», после 22 лет консервации и проведения регла-
ментных работ был доставлен в США, где на стенде
компании «Аэроджет» прошел комплекс огневых ис-
пытаний. Отработав в ходе пяти пусков 411 с, двигатель
подтвердил высочайшую надежность и продемонстри-
ровал хорошие характеристики.
В1969-1974 гг. коллектив завода «Металлист» за-
нимался производством камеры ОКБ А.МЛюльки для
двигателя 11Д57 на компонентах жидкий кислород +
жидкий водород. Эти работы внесли большой вклад в
части накопления производственного и технологиче-
ского опыта. Всего было изготовлено 85 камер.
В1974 г., после закрытия «лунной» программы, на-
чались работы по доводке более мощных и конструк-
тивно более сложных двигателей разработки НПО
Энергомаш - РД-170 и РД-171 для первых ступеней
ракет-носителей «Энергия» и «Зенит», а также двига-
телей РД-120 для второй ступени ракеты-носителя
«Зенит». Доводка и последующее серийное производ-
ство камер этих двигателей было поручено заводу «Ме-
таллист», которым в то время руководили директор
Б.И.Карякин и главный инженер Н.С.Востриков, а позд-
нее - В.К.Кузовчиков.
В 1981-1982 гг. завершились установочные испы-
тания камер, и завод приступил к их поставке для до-
водочных и межведомственных испытаний двигателей
РД-170, РД-171 и РД-120 на стендах НПО Энергомаш.
Л.И.Гринберг
Б.И.Карякин
Н.С.Востриков
В.К.Кузовчиков
Работы по освоению производства камер новых
двигателей находились под постоянным контролем и
техническим руководством НПО Энергомаш, возглав-
ляемого главным конструктором В.П.Радовским и ге-
неральным конструктором В.П.Глушко. Весной 1983 г.
двигатели РД-170 № 038 и РД-171 № Б002 прошли до-
водочные испытания с камерами завода «Металлист» на
режиме 100 % тяги. С11 июля по 13 сентября 1984 г. в
Приморском филиале НПО Энергомаш многократные до-
водочные испытания прошел двигатель РД-120 № В117
с камерой, поставляемой заводом «Металлист». Нача-
лись завершающие межведомственные испытания дви-
гателей РД-120, РД-170 и РД-171. Применение высоко-
прочных и жаропрочных сталей, титановых сплавов,
технологические методы и конструктивные решения
(ноу-хау) потребовали от работников «Металлиста» и
конструкторского подразделения филиала НПО Энер-
гомаш постоянного совершенствования знаний и на-
копления производственного опыта. Диффузионная,
контактно-реактивная пайки, электронно-лучевая
сварка, гальванические тонко- и толстослойные покры-
тия, сопряжение контуров стенок сопел, фрезерование
прямолинейных и криволинейных каналов тракта
охлаждения внутренних стенок камеры, электрохими-
ческая и эрозионная обработка требовали очень точных
и надежных методов их выполнения.
13 апреля 1985 г. был осуществлен запуск ракеты
носителя «Зенит» с двигателем РД-171, на котором
были установлены камеры завода «Металлист». 22 ок-
тября 1985 г. ракета-носитель «Зенит» вывела на ор-
биту искусственный спутник «Космос-1697». На двига-
телях первой и второй ступени стояли камеры
производства завода «Металлист». 15 мая 1987 г. был
успешно осуществлен запуск стендово-летного вари-
анта ракеты-носителя «Энергия», которая вывела на
опорную орбиту груз массой 100 т. На двигателях пер-
вой ступени ракеты-носителя стояли камеры, изготов-
ленные на заводе «Металлист».
15 ноября 1988 г. стартовал ракетно-космический
комплекс «Энергия - Буран». Ракетно-космический
комплекс вывел на орбиту беспилотный вариант кос-
мического самолета «Буран». Сделав один оборот во-
круг Земли, «Буран» совершил посадку в автоматиче-
ском режиме на посадочной полосе космодрома
Байконур. На двигателях первой ступени РД-170 ра-
кеты-носителя стояли также камеры производства за-
вода «Металлист». Эксплуатация ракеты-носителя
«Зенит» различных модификаций с двигателями РД-171
и РД-120 продолжается и в настоящее время.
В1989 г. завод «Металлист» под руководством ге-
нерального директора Л.С.Смольникова, а позже
Б.В.Плотникова и главного инженера В.М.Карасева
после завершения конструкторских доводочных и уста-
новочных испытаний приступил к изготовлению тита-
новой надставки сопла двигателя РД-275 разработки
НПО «Энергомаш» для ракеты-носителя «Протон».
523
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Л.С.Смольников
ВЛ.Китайкин
Б.В.Плотников
В.М.Карасев
Ракетно-космический комплекс «Энергия - Буран»
на стартовой площадке
В 1994 г. производство камер было прекращено
в связи с отсутствием заказов. В сентябре 1996 г. в
связи с появлением заказов было принято решение
о восстановлении производства камер двигателя
РД-120, и в том же году завод «Металлист» присту-
пил к изготовлению камер, а в 1998 г. успешно завершил
установочные испытания и приступил к серийному их про-
изводству. Возобновление производства осуществлялось
под руководством генерального директора ВЛ.Китайкина
и технического директора В.М.Карасева. В1998-2002 гг.
коллектив ОАО «Металлист-Самара» совместно со спе-
циалистами Приволжского филиала НПО «Энергомаш»
провели большую работу по возобновлению производ-
ства камер сгорания для нового двухкамерного двига-
теля РД-180, предназначенного для установки на пер-
вые ступени ракеты-носителей «Атлас 3» и «Атлас 5»,
однокамерного двигателя РД-191, предназначенного для
установки на первую ступень российской ракеты-носи-
теля «Ангара» и четырехкамерного ЖРД РД-171, уста-
навливаемого на первую ступень ракеты-носителя
«Зенит». Эти камеры производства ОАО «Металлист-
Самара» успешно прошли сертификационные испыта-
ния в составе двигателей, подтвердив заданные пара-
метры, что дало возможность запустить их в серийное
производство.
Ракета-носитель «Ангара» с двигателем
первой ступени РД-191
524
Глава 8
Старт ракеты-носителя «Зенит-SSL»
АО «Металлист-Самара» является в на-
стоящее время одним из немногих произво-
дителей камер для самых мощных, не имею-
щих аналогов в мире как по мощности, так и
по экономичности, жидкостных ракетных
двигателей. Коллектив завода уверенно смот-
рит в будущее, имея хорошие темпы роста
объемов производства, в т.ч. за счет про-
изводства камер ракетных двигателей РД-171М,
РД-120, РД-180, РД-191. Камеры производ-
ства АО «Металлист-Самара» зарекомендо-
вали себя с самой лучшей стороны: при пус-
ках ракет отказов работы двигателей с
нашими камерами не наблюдалось.
В разные годы в становление производ-
ства камер ЖРД большой вклад внесли ра-
ботники завода «Металлист» и Приволжского
филиала НПО «Энергомаш». Вот имена неко-
торых ведущих специалистов, руководителей
производства, чей богатый опыт и знания
позволили более 50 лет держать высокую
планку достигнутого мастерства и качества в
производстве камер: Д.Н.Исаев - начальник
цеха № 4 (1959-1961 гг.), А.С.Искаков - началь-
ник цеха № 4 (1961-1964 гг.), А.И.Акулов - на-
чальник цеха № 4 (1968-1970 гг.), В.К.Кузов-
чиков - начальник цеха № 4 (1964-1966 гг.,
позже главный инженер завода), П.Г.Городи-
лин - начальник цеха № 5 (в 1959-1964 гг.),
Л.Л.Гуревич - начальник цеха № 5 (1965-
1971 гг.), И.Г.Королев - начальник цеха № 6
(1961-1965 гг.), Н.А.Кузнецов - начальник
цеха № 6 (1965-1969 гг.), Н.А.Богданов - на-
чальник цеха №6(1969-1979 гг.), МАБолгов -
начальник цеха № 9, Ф.Г.Варенов - начальник
цеха № 11, В.А.Чернышов - начальник цеха
№ 14, С.П.Ликучев - начальник цеха № 16
(позже - заместитель генерального дирек-
тора по производству), В.И.Чуриков - началь-
ник цеха № 18, В.И.Ионычев - начальник цеха
№ 22, С.П.Россиев - начальник цеха № 24,
С.П.Токарев - начальник цеха № 28,
ИАУшков - начальник цеха № 32, В.К.Дубо-
виченко - начальник цеха № 33, П.С.Слизков-
ский - старший мастер цеха № 33, Г.С.Мигу-
шин - начальник цеха № 35, А.Р.Решетников -
начальник цеха № 35 (1966-1970 гг., затем -
начальник производства), В.АБобков - на-
чальник цеха № 37, В.В.Кухарчук - замести-
тель генерального директора по производ-
Слева направо: заместитель главного конструктора филиала НПО Энергомаш А.В.Келин, начальник сектора При-
волжского филиала АО НПО Энергомаш А.В.Колотилин, директор по производству ОАО «Металлист-Самара»
В.М.Болдырев, начальник производства ОАО «Металлист-Самара» С.В.Шувалов, заместитель технического ди-
ректора ОАО «Металлист-Самара» А.М.Ловягин, начальник сектора Приволжского филиала АО НПО Энергомаш
Д.О.Орлов. Сборочный цех камер ЖРД, 2013 г.
525
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
ству, В.З.Стеркин - начальник производства, С.Я.Базов -
начальник производства, В.Л.Гринберг - заместитель
начальника производства, И.В.Флейшер - главный тех-
нолог, Н.Г.Трофимов - главный конструктор, А.Н.Гре-
чин - заместитель главного металлурга, П.И.Ковал-
кин - заместитель главного металлурга,
А.Н.Еремченко - заместитель главного металлурга,
В.Г.Сметанко - главный металлург, И.Ф.Малько - за-
меститель главного металлурга, Г.А.Осипов - глав-
ный конструктор, М.К.Архангородский - заместитель
главного технолога, Б.Н.Уваров - заместитель глав-
ного технолога, В.П.Дьяков - заместитель главного
технолога, А.П.Печении - заместитель главного кон-
структора, А.М.Ловягин - заместитель технического
директора, А.В.Келин - заместитель главного кон-
структора, В.М.Пирский - заместитель главного кон-
структора, Б.И.Косарев - ведущий конструктор,
П.М.Зайцев - начальник ОТК, Ю.И.Романов - глав-
ный контролер, а также О.Н.Ситников, В.Е.Самойлов,
Б.И.Титов - представители заказчика.
Приложение
Жидкостные ракетные двигатели с камерами сгорания производства АО «Металлист-Самара»
ЖРД НК-33. Назначение -
первая и вторая ступени
ракеты-носителя Н1
ЖРД НК-31.
Назначение - третья
ступень ракеты-
носителя Н1
ЖРД НК-39.
Назначение -
четвертая ступень
ракеты-носителя Н1
ЖРД РД-111.
Назначение - первая ступень
межконтинентальной баллисти-
ческой ракеты Р-9, Р-9А
ЖРД РД-120.
Назначение -
вторая ступень ракеты-
носителя «Зенит»
ЖРДРД-171М.
Назначение - первая
ступень ракеты-носителя
«Зенит»
ЖРД РД-180.
Назначение - первая
ступень ракет-носителей
«Атлас III» и «Атлас V»
ЖРД РД-191.
Назначение - первая
ступень семейства
ракеты-носителя
«Ангара»
526
Глава 8
ЮЛ!Устюжаиши1&,
ЪМЯлопйш
АО «Пермский завод «Машиностроитель»
ПРОИЗВОДСТВО ДВИГАТЕЛЕЙ РАКЕТ 8К98
Постановлением Совета Министров СССР Ns 816-137
от 4 апреля 1961 г. была задана разработка одновре-
менно трех твердотопливных ракет: 8К96, 8К97,
8К98. Планом отработки предусматривалось сначала
создать и провести ЛКИ ракеты 8К96, т.е. отработать
вторую и третью ступени ракеты 8К98, затем создать
и провести ЛКИ ракеты 8К97, т.е. отработать первую
ступень и второй вариант третьей ступени ракеты
9К98.
В состав серийной трехступенчатой ракеты 8К98
вошли двигатели первой и третьей ступени разработки
Пермского КБМаш, а двигатель второй ступени - раз-
работки Ленинградской ЦКБ-7.
Двухступенчатая ракета 8К96 была разработана в
ЦКБ-7 (ныне КБ «Арсенал»), Двигатель первой ступени
имел индекс 15Д27, двигатель второй ступени - 15Д28.
Двухступенчатая ракета 8К97 была разработана в
Пермском КБМаш. Твердотопливный двигатель первой
ступени - 15Д23, двигатель второй ступени - 15Д25.
По первоначальному замыслу С.П.Королева сборка
ракет 8К98 и двигателей к ним планировалась на Горь-
ковском машиностроительном заводе. До 1970 г. Горь-
ковский машиностроительный завод изготавливал дви-
гатели 15Д23 для первой ступени ракеты 8К98 и
двигатели первой и второй ступеней ракеты 15Ж42
(«Темп-2С»). В конце 1970 г. он передал изготовление
твердотопливных двигателей 15Д23 на Пермский завод
ПЗХО, а изготовление двигателей ракеты 15Ж42 - на Вот-
кинский машиностроительный завод.
Заводом-изготовителем первой ступени ракеты
8К98 был Пермский завод имени В.ИЛенина. Этот же
завод был изготовителем двигателей 15Д25 второй сту-
пени ракеты 8К97 и третьей ступени ракеты 8К98.
Позже изготовителем двигателей 15Д25 стал ПЗХО.
Из-за отсутствия до 1970 г. на заводе ПЗХО про-
изводственных площадей для сборки ракет часть опыт-
ных и серийных ракет 8К98 собиралась на производ-
ственных площадях Пермского НПО имени С.М.Кирова,
а другая часть изделий 8К98 собиралась на производ-
ственных площадях и силами НИИ «Геодезия» в г. Крас-
ноармейск Московской области.
После 1970 г. Пермский завод ПЗХО осуществлял
поставку ракет 8К98 РВСН в полном объеме, сохранив
кооперацию на поставку зарядов из смесевого топлива
для всех твердотопливных двигателей. Эта кооперация
сохранилась до полного завершения производства
ракет 8К98 и 8К98П.
Первые семь испытательных пусков ракеты 8К98 были
проведены с полигона Капустин Яр, а остальные 25 - с
полигона Плесецк. Почему? Чтобы выключить рабо-
тающий в полете ракеты на жидком топливе двигатель
последней ступени, достаточно перекрыть клапаны по-
дачи компонентов топлива в камеру сгорания двига-
теля. На твердотопливной ракете погасить пламя в кор-
пусе работающего твердотопливного двигателя
конечной ступени невозможно. Поэтому конструкторы
ракет и двигателей последних ступеней пошли путем
создания в двигателе последней ступени противотяги.
В нужный момент, при достижении последней сту-
пенью ракеты требуемой скорости, с помощью детони-
рующего шнура вскрываются отсечки переднего днища
двигателя. На переднем днище двигателя третьей сту-
пени имеются четыре отсечки (цилиндрические), за-
крытые крышками. Площадь отверстия каждой отсечки
равна площади критического сечения каждого из четы-
527
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Сборка ракеты 8К98 в цехе ПЗХО
рех сопел двигателя. В полете при достижении опреде-
ленной скорости от системы управления путем подачи
электрического тока на детонирующий шнур вскры-
ваются две отсечки. На двигателе создается противо-
тяга, равная 50 % от расхода при нормальной работе
твердотопливного двигателя. Затем, после достижения
определенной скорости, по команде системы управле-
ния, вскрываются остальные две отсечки, при этом
противотяга равняется тяге двигателя, т.е. двигатель
выключен. В это время подается команда на отделение
головной части, срабатывают пиротехнические замки
и головная часть. Получив нужную скорость, ракета по
баллистической траектории продолжает полет к цели.
Когда производилась стрельба ракетой 8К98 на сред-
нюю дальность, например, при стрельбе с полигона Ка-
пустин Яр в сторону Камчатки, в двигателе последней сту-
пени ракеты остается еще много топлива, в этих случаях
испытатели не могут оценить работоспособность двига-
теля, т.к. он работает неполное расчетное время. Трасса
полигона Плесецк длиннее трассы полигона Капустин Яр
на 2000 км, и стрельба ракетой с него позволяет более
полно испытать как двигатель третьей ступени ракеты,
так и конструкцию ракеты и ее систему управления.
При пуске ракет 8К98 управление полетом осу-
ществлялось разрезными поворотными соплами твер-
дотопливных ракетных двигателей. Сопло каждого мар-
шевого двигателя ракеты состояло из неподвижной
части и подвижной. Подвижная часть сопла в полете
отклонялась, при этом менялись вектор тяги и направ-
ление движения ракеты на траектории полета. Разде-
ление всех ступеней ракеты было горячее, т.е. каждый
твердотопливный двигатель каждой последующей сту-
пени запускался до разделения ступеней и до полного
выключения предыдущего двигателя.
Ракета 8К98 имела существенные недостатки:
-	большой сухой вес из-за стальных корпусов всех
твердотопливных ракетных двигателей;
-	моноблочную головную часть и отсутствие в своем
составе КСП ПРО;
-	низкая энергетика зарядов всех маршевых твер-
дотопливных двигателей и, как следствие, малый
удельный импульс;
-	значительное количество отрицательных качествен-
ных характеристик у деталей теплозащитных покрытий:
графитовых вкладышей, ТЗП сопловых блоков и т.д.
На ракетах 8К98 и 8К98П в процессе летных и конт-
рольных испытаний от серийных партий имелись ава-
рийные результаты:
1.	Имели место три аварии ракет в полете из-за по-
тери герметичности уплотнений двигателя 15Д25 по
причине перекручивания или перекусывания резино-
вых уплотняющих колец отсечек и сопловых блоков.
2.	Имел место случай несанкционированной си-
стемы увода третьей ступени ракеты 8К98П из-за по-
падания на пиросредства КСП ПРО статического элек-
тричества более 50 киловольт за счет трения газов в
сопловом тракте маршевого твердотопливного двига-
теля 15Д23 первой ступени. Для устранения этого кон-
структивного дефекта по бюллетеню на всем боезапасе
изделий 8К98П произведена металлизация стыков сту-
пеней с помощью электроперемычек в 300 точках и
электропроводной краски.
3.	В процессе летных испытаний ракеты по специ-
альной программе проводились железнодорожные транс-
портные испытания снаряженных изделий 8К98. При этих
и других летных испытаниях выявились существенные не-
достатки в обеспечении работоспособности зарядов ра-
кетных двигателей из смесевого топлива Т-9 БК. Эти не-
достатки в отдельных случаях вызывали аварии изделий
в полете. К таким причинам относятся отслоение брони-
ровки между зарядом и корпусом маршевых двигателей,
появление трещин в зарядах двигателя из-за его низкой
прочности и в связи с большим количеством внутренних
дефектов, за счет того, что в сборочной базе НИИ «Гео-
дезия» двигатели и собранные ракеты укладывались на
нештатные (по углу охвата и ширине) опоры, а также
при крановой перегрузке опускались на опоры цехо-
вых технологических тележек с повышенными скоро-
стями (2,5 м/мин вместо 1,5 м/мин).
В процессе боевой эксплуатации и хранения на базе
в г. Хризолитовый Свердловской области на ракете
8К98 были выявлены два существенных конструктив-
ных дефекта, которые потребовали доработку всех из-
делий в боезапасе:
1. После транспортировки изделий 8К98 желез-
нодорожным транспортом с завода-изготовителя из
г. Перми на базу хранения в г. Хризолитовый Свердлов-
ской области были выявлены трещины в отдельных
секциях бандажей и поддонов, изготовленных из
сплава АЛ-27. По требованию районного инженера
528
Глава 8
4791 МО министром общего машиностроения и началь-
ником ГУРВО на территории РКК «Энергия» была соз-
дана комиссия, которой было проведено на производ-
ственной базе НИИ-88 исследование. Оно показало, что
внутренние напряжения в отливках АЛ-27 достигают
16-18 кгс/см2, т.е. близки к допустимому пределу проч-
ности. За счет транспортных нагрузок ракеты утрачи-
вают свою боеспособность. По решению Межведом-
ственной комиссии под руководством первого
заместителя главного конструктора ОКБ-1 (РКК «Энер-
гия») в конце октября 1971 г. было принято решение
все литые бандажи и поддоны заменить на кованые из
материала АМГ-6 за счет Министерства общего маши-
ностроения.
2. Плохо показало себя в боевой эксплуатации теп-
лозащитное покрытие БМ приборного отсека и пере-
ходника головной части. Это покрытие на основе моче-
вины имело положительное качество - малый
удельный вес и низкую теплопроводность. Однако при
этом имело один существенный недостаток - потерю
адгезии к металлу при боевой эксплуатации. Величина
отслоения теплозащитного покрытия от металла после
3-4 лет эксплуатации составляла более 40 % от поверх-
ности переходника и приборного отсека. При переходе
к производству изделий 8К98П на этапе ЛКИ руковод-
ство 4791 ВП МО потребовало покрытие БМ заменить
на теплозащитное покрытие ТТПС, применяемое на
МБР на заводе ЮМЗ. Управление ГУРВО не поддержало
просьбу 4791 ВП МО. После этого районным инжене-
ром 4791 ВП МО Глотиным было отправлено письмо
министру общего машиностроения, начальнику ГУРВО,
главному конструктору ОКБ-1 С.О.Охапкину, в котором
он потребовал замены теплозащитного покрытия.
После этого министр обязал ОКБ-1 заменить теплоза-
щитное покрытие на ракете 8К98П.
Следует отметить, что в целом первые отечественные
твердотопливные баллистические ракеты большой даль-
ности показали высокую надежность и безопасность при
эксплуатации. В одной из докладных записок генераль-
ный конструктор В.Н.Челомей указал на то, что при транс-
портировке блоков твердотопливных ракет заряды могут
растрескаться, расслоиться, возможна также диверсия на
маршруте, после чего ракета не выполнит боевую задачу.
В связи с этой докладной запиской Министерство
обороны потребовало провести на полигоне Плесецк
перед проведением летных испытаний дополнительные
наземные испытания. Была создана программа, в со-
ответствии с которой проведены следующие работы:
1.	Все твердотопливные двигатели ракеты броса-
лись с высоты трех метров на бетонную площадку. При
этом взрыва и возгорания не произошло.
2.	Все твердотопливные двигатели ракеты простре-
ливались с расстояния 50 м из автомата Калашникова.
Возгорания топлива не последовало.
3.	Двигатели с расстояния 50 м. простреливались
разрывными снарядами из крупнокалиберного пуле-
мета. Возгорание топлива произошло только у двига-
теля 15Д23.
4.	Производилось 6-месячное хранение всех двига-
телей ракеты в горизонтальном и вертикальном поло-
жениях. После этого двигатели привезли в Пермь, про-
верили заряды и сожгли на огневом стенде. Результаты
удовлетворительные.
5.	На полигоне Плесецк были проведены перевозки
ступеней ракеты в ТЗМ на расстояние 200 км. После
этого двигатели были демонтированы и отправлены в
Пермь, где они были испытаны на огневом стенде. Ре-
зультаты положительные.
6.	Проведены перевозки блоков ракеты на расстоя-
ние 20000 км по железной дороге. Ракета была разо-
брана, двигатели были отправлены в Пермь, где испы-
таны на огневом стенде Пермского НИИ ПМ.
Результаты положительные.
Огневые испытания проводились с участием пред-
ставителей полигона Плесецк и промышленных орга-
низаций. По завершении испытаний был составлен
отчет с положительным результатом проведения
работ.
Л.Н.Тхрсуцн
АО «Пермский завод «Машиностроитель»
ИЗГОТОВЛЕНИЕ ШТАМПА ДЛЯ ШТАМПОВКИ
ДНИЩ ИЗДЕЛИЯ 15Д23 МЕТОДОМ ВЗРЫВА
Изготовление днищ для изделия 15Д23 методом
взрыва впервые было освоено в г. Горьком, а затем эту
технологию освоил и Пермский завод химического обо-
рудования. Инженеры КБ листовой штамповки А.И.Во-
тинов и В.Н.Пермяков спроектировали штамп, который
изготовил инструментальный цех № 346 с участием
предприятия ГШМ. Заготовка-поковка на основную де-
таль штампа, матрицу, имела вес около 40 т. На ПЗХО
в тот период времени не имелось токарно-карусельных
станков и ГПМ для обработки поковки, поэтому техни-
ческую помощь оказали специалисты ГШМ, т.к. у них
имелся тяжелый токарно-карусельно станок и ГПМ. Об-
работку поковки производил токарь-карусельщик К.Ба-
бушкин из цеха 346. Черновая обработка (обдирка) по-
ковки была выполнена за 23 рабочих смены, было
снято 15 т металла. Для изготовления рабочей зоны
штампа, эллипсоида были изготовлены предваритель-
ные и окончательные шаблоны контура сечения, а
также набор резцов, обеспечивающих изготовление ра-
бочей зоны штампа (эллипсоида), близкой к ЧКД.
Дальнейшая работа, слесарная доводка полости мат-
рицы проводилась в цехе Ns 75, т.к. в пролете № 3
имелся мостовой кран грузоподъемностью 30 т. До-
водку матрицы, самую трудоемкую и вредную для здо-
ровья, проводил слесарь-инструментальщик Ю.Петров.
Всю полость рабочей зоны он с помощью ШКС разбил
529
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
на 12 зон, выполнив контрольные канавки глубиной
около 5 мм и шириной 10 мм. Всю полость матрицы
Ю.Петров предварительно ободрал абразивными кру-
гами вдоль размеченных канавок с помощью пневма-
тической бормашины, а окончательно зачистил по кру-
говым окружностям, опускаясь по эллипсоиду с
верхней точки к центру матрицы. Эту трудоемкую ра-
боту слесарь Ю.Петров выполнил за 34 рабочих смены.
М.А. Боливии
АО «Пермский завод «Машиностроитель»
ИЗГОТОВЛЕНИЕ ОТБОРТОВОК НАДНИЩЕ 15Д23
В процессе отбортовок на данных изделиях осна-
стка в условиях нашего производства была громоздкой
тяжеловесной (порядка 40 т). Поэтому перед институ-
том была поставлена задача: спроектировать оборудо-
вание и облегченный вид штампов (весом 10-15 т).
Спроектировано и изготовлено:
-	пресс КП-1 до 15 т установлен в отдельном меха-
нообрабатывающем цехе, раздельно от заготовитель-
ного производства;
-	штамп для отбортовки представлял из себя упро-
щенную облегченную конструкцию для деформации
одного (из четырех) отверстия; далее голова пресса
поднималась с матрицей вверх, днище поворачивалось
на 90 0 - голова с матрицей опускалась, прилегала к
сфере днища и т.д.
Мы проиграли 20 мин в «машинном времени»,
но выиграли в простоте и весе оснастки, ее на-
стройке на оборудовании,транспортных операциях
при перевозке днища из цеха в цех; при выполнении
отбортовки в заготовительном производстве (на
большом прессе) работали два штамповщика, а
здесь - один.
При проведении замеров на готовой продукции вы-
яснилось, что первое отбортованное отверстие ушло к
шпангоуту днища свыше нормативов чертежа. Вот так
незадача. Разобрались:
-	верхняя точка в процессе отбортовки начинала ра-
ботать позднее, чем нижняя точка;
-	риска, нанесенная на сферу днища и на матрицу,
разъединилась, т.е. риска на сфере ушла влево против
риски, которая была нарисована на матрице.
Это был результат нежесткости всей конструкции
днища. Пришлось покупать новую заготовку на пуансон,
изменять теоретический контур и изготовить в условиях
нашего производства новый пуансон. Работа по подго-
товке производства была произведена за 5 суток. Сле-
дующее днище было изготовлено без отступлений.
По этой технологии было настроено и изготовлено еще
три наименования днищ. Эти операции внедрил В.П.Заво-
рохин (с освоением дополнительной операции штампов-
щика в дополнение к своей основной специальности то-
Штамп для вытяжки взрывом на первом переходе.
1 - матрица; 2 - вкладыш (грибок) для набора металла,
3 - прижимное кольцо; 4 - болты для стяжки кольца и
матрицы; 5 - стойки для подвески взрывчатки;
6 - вставки для вакуумирования полости между
заготовкой и матрицей; 7 - ниппель для подсоединения
шланга от вакуум-насоса; 8 - уплотнительное
резиновое кольцо; 9 - штампуемая деталь
каря-карусельшика), вторым был наладчик МАБаяндин.
Внедрением этого процесса завод совместно с институтом
получил огромный экономический эффект.
Ю.4.Устюжанине^.
Ъ.КЛлетмн
АО «Пермский завод «Машиностроитель»
РАКЕТА 8К98П И ЕЕ ТВЕРДОТОПЛИВНЫЕ
ДВИГАТЕЛИ
Разработка комплекса и модернизированной ракеты
8К98П была задана постановлением ЦК КПСС и Совета
Министров СССР № 1004-365 от 18 декабря 1968 г. Эта
ракета была создана на базе ракеты 8К98. Работы по мо-
дернизации ракеты 8К98П осуществлял главный кон-
структор ЦКБ-7 ПАТюрин. К этому времени коллектив
ЦКБ-7 накопил достаточный опыт экспериментальной от-
работки элементов конструкции ракеты и двигательных
установок на смесевых топливах, разработанных ранее в
ГИПХ, АНИИ XT и НПО имени С.М.Кирова.
За счет повышения энергетических характеристик
твердотопливых ракетных двигателей расширен диапа-
зон дальности стрельбы: увеличена прицельная даль-
ность на 400 км, уменьшена минимальная дальность на
1000 км. Более чем в 2,5 раза расширен сектор
стрельбы с дистанционным выбором одной из двух
целей. При пусках на максимальную дальность точ-
ность стрельбы повысилась на 20 %. Ракета несла к
цели головную часть с более мощным ядерным заря-
дом при ее меньшей массе. Ракета была оснащена
твердотопливными маршевыми двигателями:
-	на первой ступени двигатель 15Д23П имел тягу
100 тн и время работы 75,4 с;
530
Глава 8
-	на второй ступени двигатель 15Д24П имел тягу
44 тн и время работы 60,6 с;
-	на третьей ступени двигатель 15Д94 имел тягу 18 тн
и время работы 49 с.
Двигатели первой и третьей ступени ракеты раз-
работаны Пермским КБ Машиностроения, двигатель
второй ступени ракеты - ленинградским ЦКБ-7. За-
ряды двигателей всех трех ступеней ракеты разрабо-
таны в Алтайском НИИ XT. Топливо двигателей зали-
валось прямо в их корпуса, затем проводилась его
полимеризация и формование необходимых поверх-
ностей горения.
Стабильность основных характеристик маршевых
двигателей ракеты 8К98П подтверждена специальными
испытаниями на форсированное старение и стендо-
выми испытаниями после трех лет хранения.
В начале 1970-х гг., после ввода в эксплуатацию
сборочно-комплектовочной базы (объект 830), серий-
ное производство ракеты 8К98П проводилось на Перм-
ском заводе ПЗХО. Оно осуществлялось до 1981 г. До
принятия на вооружение по программе летных испыта-
ний на полигоне Плесецк было проведено 15 пусков с
16 января 1970 г. до января 1972 г., из них два пуска
были аварийные. Комплекс с ракетой 8К98П 28 декабря
1972 г. был принят на вооружение.
Первоначально гарантийный срок ракеты был
7 лет. С момента принятия на вооружение до 1987 г.
включительно проводились испытательные пуски с
полигона Плесецк для послегарантийного продления
срока технической эксплуатации от 15 до 17 лет.
Твердотопливные ракеты 8К98П сохранили свою ра-
ботоспособность после 18,5 лет эксплуатации на бое-
вых стартовых позициях ракетной дивизии. В1990 г.
ракеты 8К98П начали снимать с боевого дежурства.
Их двигатели всех трех ступеней ликвидировались
на стендах огневых испытаний Пермского НИИ ПМ.
В 1994 г ракетный комплекс с ракетой 8К98П был
снят с вооружения.
АО «Пермский завод «Машиностроитель»
ОСОБЕННОСТИ ИЗГОТОВЛЕНИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ
15Д23,15Д25,15Д23П, 15Д94
Новизна первого твердотопливного изделия 8К98 с
двигательными установками 15Д23, 15Д25,15Д23П,
15Д94 повлекла ряд новых проблем. Одним из основ-
ных проблемных технологических вопросов была ме-
ханическая обработка теплозащитного покрытия - ре-
зины - во внутренней полости металлических корпусов
изделий с целью получения необходимой шероховато-
сти поверхности. Это нужно было для обеспечения ад-
гезии твердотопливного заряда и корпуса при дальней-
шем переделе изделия. Данная проблема была решена
следующими образом: был внедрен защитно-крепящий
слой, представляющий собой эластичную капроновую
ткань (ТКЭТ), которая внедрялась в поверхность ре-
зины и, благодаря крупной ячейке, создавала необхо-
димую шероховатость поверхности без необходимости
дальнейшей механической обработки.
Впервые на предприятии были внедрены детали
типа стакан диаметром до 2,5 м, изготовленные мето-
дом намотки ткани, пропитанной клеем на оправку.
Очень было много вопросов по механической обра-
ботке пластиков в части устранения (уменьшения) де-
фектов типа скола, выкрашивания и т.п. Требовалось
опытным путем подобрать резцы, углы, режимы реза-
ния, причем без использования СОЖ. Для решения
этих вопросов организовывались походы в ЦНТИ, пред-
приятия других городов.
Новые композиционные изделия требовали и высо-
кую культуру производства: чистоту станков, отсутствие
СОЖ, масла, - ведь композиционные материалы не до-
пускают попадание масла и других загрязнителей.
С£.Ъу1)аре£, К.А.Кхиаи/лин
СВАРОЧНОЕ ПРОИЗВОДСТВО АО «ПЕРМСКИЙ
ЗАВОД «МАШИНОСТРОИТЕЛЬ»
С начала образования завода активно ведется ра-
бота по совершенствованию технологии и оборудова-
ния для сварки, что диктуется высокими требованиями
к качеству и прочности сварных соединений. От сварки
традиционными методами достаточно хорошо свари-
ваемых конструкционных сталей до возможности
сварки с высоким качеством высокопрочных сталей,
алюминиевых и титановых сплавов получило развитие
сварочного производства завода. В течение почти 50 лет
сварочное производство в технической оснащенности
прочно заняло передовые позиции не только в отрасли,
но и в стране. Оно развивалось в соответствии с теми
задачами, которые в разное время стояли перед кол-
лективом завода.
При изготовлении всех сборочных единиц, имею-
щих кольцевые и продольные сварные соединения,
разрабатывались программы освоения технологии
сварки не только на образцах, но и на натурных свар-
ных узлах с проведением необходимых комплексных
испытаний, на основании которых внедрялись техно-
логические процессы для серийного производства.
Внедрение нового сварочного оборудования типа
УСА-500С для автоматической сварки продольных и
кольцевых швов изделий 8К63,8К63У, 11К63 из алю-
миниевых сплавов с толщиной свариваемых кромок
до 4 мм позволило исключить разделку их под сварку
и сократить количество проходов с трех до одного.
Внедрение данной технологии позволило резко сни-
зить сварочные деформации и повысить качество
сварных соединений.
531
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
В процессах изготовления сборочных единиц 8К98,
8К98П была произведена замена сварочного оборудо-
вания на более современное. Так, при автоматической
аргонодуговой сварке кольцевых и продольных швов
высокопрочных сталей с толщиной свариваемых кро-
мок 4 мм была исключена разделка кромок, а количе-
ство проходов сократилось с трех до двух.
Был изготовлен специальный стапель для сварки
продольных швов, на котором располагались две
сварочные головки, перемещающиеся по направляю-
щим. Нижней горелкой выполнялся первый проход
в потолочном положении в среде гелия. Одновре-
менно с первым проходом снаружи со смещением
выполнялся второй проход в среде аргона. Примене-
ние такой схемы позволило резко снизить сварочные
деформации и повысить качество сварного соедине-
ния. Внедрение процесса термокалибровки обечаек
на аустенитной оправке позволило обеспечить их со-
бираемость в корпусах с минимальным смещением.
Внедренная технология изготовления обечаек поз-
волила обеспечить возможность применения двух-
проходной сварки кольцевых швов корпусов. Сборка
и сварка кольцевых швов производилась методом на-
ращивания.
Ранее существующее оборудование со специ-
альным гидроразжимным внутренним устройством не
позволяло осуществить сборку обечаек с минималь-
ным смещением свариваемых кромок в соответствии
с требованиями КД, соответственно, и требования по
непрямолинейности корпусов не обеспечивались.
Обечайки и шпангоуты собирались с помощью
охватывающих наружных бандажей, имеющих си-
стему подачи аргона для защиты металла шва от окис-
ления. Собранные подсборки устанавливались в спе-
циализированный стапель для сварки кольцевых
швов. С помощью промышленно-телевизионной уста-
новки ПТУ-37 сварочная горелка устанавливалась на
свариваемый стык. Сварка производилась в потолоч-
ном положении в среде гелия. Наблюдение за процес-
сом сварки производилось сварщиком при помощи
экрана телевизионной установки ПТУ-37, а управле-
ние - при помощи специальной аппаратуры. После
выполнения первого прохода бандаж снимался и про-
изводилась автоматическая аргонодуговая сварка
снаружи горелкой с вибратором. На данном стапеле
также было установлено оборудование для выполне-
ния термообработки сварных швов сразу после
сварки. Данная технология позволила получать свар-
ные швы корпусов высокого качества с минималь-
ными деформациями.
При передаче изготовления сборочных единиц
корпусов, днищ и других составляющих изделия 5С47
была поставлена задача сохранить технологию изго-
товления без изменений. На завод было передано сва-
рочное оборудование: стапеля для сварки, оснастка.
Для выполнения вышеуказанной задачи были разра-
ботаны программы освоения технологии сварки в
подтверждение переданной серийной технологии.
Были отработаны технологические процессы автома-
тической аргонодуговой сварки неплавящимся элек-
тродом высокопрочных сталей и титановых сплавов.
Проведенные работы по отработке технологии сварки
обеспечили производство сборочных единиц в соот-
ветствии с требованиями конструкторской документа-
ции без изменения базовой технологии.
При изготовлении сборочных единиц ЗМ17 были
внедрены новые способы сварки: автоматическая
плазменная сварка продольных швов изделий из алю-
миниевых сплавов с толщиной свариваемых кромок
до 16 мм без их разделки и автоматическая сварка
трехфазной дугой кольцевых швов с толщиной сва-
риваемых кромок от 7 до 16 мм. Наряду с этим при-
менялась и автоматическая аргонодуговая сварка.
Основной проблемой при изготовлении сварных
узлов из алюминиевых сплавов для изготовления дан-
ного изделия являлись высокие требования по гео-
метрической точности. Особенностями конструкции
являлось наличие большого количества ввариваемых
в блоки фланцев, плат арматуры и т.п. Конструкция
обтекателя имела ожевальную форму, стенки кото-
рого имели ячеистую форму, т.е. с пазами, выполнен-
ными химическим фрезерованием.
Для устранения сварочных деформаций были внед-
рены чугунные термокалибровочные оправки, пред-
ставляющие собой разъемные бандажи, охватывающие
сварное изделие снаружи; они соединялись между
собой системой крепления, в которой имелись тарель-
чатые пружинные элементы. Использование оправок
для термокалибровки обеспечило выпуск сборочных
единиц в соответствии с требованиями конструктор-
ской документации.
При изготовлении обечаек изделий 4Л85,4Л86 с
толщиной свариваемых кромок 6-8 мм без их раз-
делки из сталей 25ХГСА, ЗОХГСА была внедрена двух-
проходная сварка по аналогии с обечайками для из-
делий 8К98, 8К98П. Основной проблемой при
изготовлении обечаек из стали ВП-25 при однопро-
ходной сварке являлось наличие дефектов типа не-
провар, которые не обнаруживались при радиогра-
фическом контроле из-за эффекта слипания
свариваемых кромок, что приводило к преждевре-
менному разрушению корпусов при гидравлических
испытаниях. Для исключения данного дефекта был
изготовлен специальный стапель с источником пита-
ния ВСВУ-315 и аппаратурой АСУ-1 М, на котором
была внедрена двухпроходная сварка. Первый проход
- аргонодуговая сварка в импульсном режиме без
присадочной проволоки, второй проход - аргоноду-
говая сварка с подачей присадочной проволоки с при-
менением вибратора, который позволял перекрыть
по ширине шва соединение после первого прохода.
Данная технология позволила резко повысить каче-
532
Глава 8
ство сварного соединения и исключить
преждевременное разрушение корпусов.
Кольцевые швы корпусов с толщиной
свариваемых кромок 6 мм без их разделки
выполнялись двухпроходной сваркой по
аналогии с корпусами для изделий 8К98,
8К98П. Наблюдение за процессом сварки
при выполнении первого прохода в пото-
лочном положении осуществлялось с по-
мощью стекловолоконной оптики (прибор
СВАКС-9), а управление - от аппаратуры
АСУ-1 М. Внедренная технология позво-
лила обеспечить необходимую точность и
качество сварных соединений.
После сварки кольцевых швов корпуса
устанавливались в специальные стапеля, а
затем к ним приваривалась арматура ручной
аргонодуговой сваркой. При приварке арма-
туры возникали деформации. Для выполнения
требований конструкторской документации корпуса уста-
навливались на аустенитные оправки для термокалиб-
ровки и одновременной термообработки (отжига).
Весомый вклад в развитие сварочного производства
внесли главный сварщик АГ.Коновалов (с 2008 г. - техни-
ческий руководитель), технический руководитель отд. 610
С.Е.Дударев (с 2008 г. - главный сварщик), технический ру-
ководитель отд. 610 А.Л.Пискунов (с 2012 г. - главный
сварщик КТРВ), технический руководитель отд. 610 А.С.Пе-
ленев, технический руководитель отд. 610 АЯЛялин, ве-
дущий инженер-технолог А-Н.Васев, начальник лаборато-
рии сварки отд. 610 К.А.Рожков, начальник лаборатории
наладки сварочного оборудования А.В.Мишланов, веду-
щий инженер-технолог отд. 610 А.Ю.Деревянных.
Д.Н'береуш, ЮЛ.^стюжашшо^,
гЬ.И:1лотин
АО «Пермский завод «Машиностроитель»
ТВЕРДОТОПЛИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ 17Д713 И
17Д714 АВТОНОМНОЙ СИСТЕМЫ МЯГКОЙ
ПОСАДКИ ЧЕТЫРЕХ УСКОРИТЕЛЕЙ ПЕРВОЙ
СТУПЕНИ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ «ЭНЕРГИЯ»
В начале 1970-х гг. НПО «Искра» получила от РКК
«Энергия» техническое задание на создание автоном-
ной системы мягкой посадки четырех ракет-ускорите-
лей 11К77 - первой ступени ракеты-носителя «Энер-
гия». НПО «Искра» для выполнения этого технического
задания сформировало коллектив смежников;
-	НПО НИИ ПМ - по разработке смесевых топлив и за-
рядов из него, по разработке методики заливки в корпуса
двух твердотопливных двигателей (заряды заливные и
скрепленные), по выполнению работ НИР и ОКР, по про-
ведению работ по огневым испытаниям на всех стадиях
создания указанных выше твердотопливных двигателей;
Пермские твердотопливные двигатели с индексами 17Д75,17Д76
и др., входящие в систему «Энергия», изготавливались и
поставлялись на полигон Байконур. Они успешно выполнили
полетное задание при пусках комплекса «Энергия - Буран»
в 1987-1988 гг.
-	завод имени С.М.Кирова - по изготовлению заря-
дов из смесевого топлива и воспламенителей зарядов
твердотопливных двигателей 17Д713 и 17Д714;
-	завод ПЗХО - по изготовлению корпусов двух ука-
занных выше твердотопливных двигателей;
-	завод имени Дзержинского - по изготовлению
электродетонаторов для подачи электрического им
пульса на воспламенители твердотопливных двигате
лей при огневых испытаниях.
Само НПО «Искра» после получения исходных дан
ных по параметрам комплектующих элементов двигате-
лей спроектировало конструкции двигателей в соответ-
ствии с требованиями технического задания, разработало
методики испытаний, а также методики оценки результа-
тов, разработало программу проведения МВИ.
В течение двух лет НИИ ПМ, после получения задания
на создание зарядов твердого смесевого топлива для:
-	двигателя 17Д713, предназначенного для мягкой
посадки пароблоков первой ступени PH «Энергия», раз-
работали заряды смесевого твердого топлива под ин-
дексом 17X62, которые по две штуки заливались в каж-
дую из двух секций двигателя, после этого он имел
индекс 17X72;
-	двигателя 17Д714, предназначенного для увода
пароблоков от центрального блока ракеты-носителя
«Энергия». Этот заряд имел индекс 17X65, в корпус
твердотопливного двигателя он заливался в количестве
одного экземпляра.
Всего для проведения работ по программам НИР и
ОКР изготавливалось около 30 комплектов указанных
выше двигателей. Однако, после завершения на пред-
приятиях города Перми всех работ по МВИ, РКК «Энер-
гия» отказалось от использования в составе PH «Энер-
гия» этих двигателей. По этой причине
твердотопливные двигатели 17Д713 и 17Д714 на поли-
гон Байконур не поставлялись и при летных испыта-
ниях МКС «Энергия - Буран» не применялись.
533
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
АО «Пермский за^од «Машиностроитель»
ИНТЕРЕСНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ РЕШЕНИЯ
ПО ПРОЕКТУ «ЭНЕРГИЯ - БУРАН»
Наше предприятие участвовало в проекте «Энергия
- Буран» изготовлением определенных узлов и дета-
лей, при этом приходилось находить интересные тех-
нические решения, позволившие выполнить поставлен-
ные задачи качественно и в срок.
Цех 269 производил механическую обработку на про-
граммном фрезерном станке деталь «Кардан» из специ-
ального высокопрочного жаростойкого сплава. Слож-
ность заключалась в том, что из-за высокой твердости в
сочетании с высокой вязкостью и прочностью материала
детали никак не могли подобрать режущий инструмент.
Режущие кромки твердосплавных фрез быстро выкра-
шивались, а фрезы из быстрорежущей стали имели
очень низкую стойкость (быстро изнашивались).
Для решения этой проблемы инженером-техноло-
гом отдела главного технолога Ю.Г.Дюковым были про-
ведены обширные исследования и эксперименты, в ре-
зультате которых были подобраны материал режущих
инструментов, его геометрические параметры, покры-
тие, а также режимы резания. По этим рекомендациям
был спроектирован и изготовлен режущий инструмент
из стали Р18Ф2К8М со сквозным упрочнением. Задача
была выполнена - детали изготовлены.
При изготовлении узлов и деталей для трубопрово-
дов, предназначенных для перекачки криогенного топ-
лива и окислителя (жидкий водород и жидкий кислород)
из хранилища и заправки ракетоносителя «Энергия», воз-
никли трудности. В шарнирных соединениях этих трубо-
проводах использовались штуцера с контактной сфери-
ческой поверхностью. Радиусы этих сферических
поверхностей - R80, R120, в зависимости от диаметра
трубопровода. Допуск на отклонение от сферы - 0,012 мм.
При отсутствии на нашем предприятии электронной из-
мерительной машины этот допуск проверить не могли.
Конструкторским бюро Уральского филиала на-
учно-исследовательского института технологии ма-
шиностроения были спроектированы контрольные
приспособления для контроля этих параметров. Но
они оказались настолько сложны и неудачны, что их
даже не смогли изготовить. Начальником КБ инстру-
мента В.Е.Боровиковым и инженером-конструктором
А.Ф.Чугайновым эта задача была решена. После тща-
тельного изучения различной литературы по измере-
ниям и изобретений были придуманы спроектиро-
ваны и изготовлены оригинальные по техническому
решению и простые по конструкции приспособления.
Штуцера были изготовлены и проверены. Для под-
тверждения правильности принятого решения первая
партия штуцеров по инициативе заместителя глав-
ного метролога Е.Ш.Кальницкого была перепрове-
рена на Заводе имени Хруничева на имеющейся у них
измерительной машине Mauser. Результаты совпали.
А.К/Бсреяин, Ю.А!Уапюэкшишо£)
Ъ.Н.Ъишиш
АО «Пермский завод «Машиностроитель»
ТВЕРДОТОПЛИВНАЯ БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ РАКЕТА
Р-39 МОРСКОГО БАЗИРОВАНИЯ
КОМПЛЕКСА Д-19 И ЕЕ ДВИГАТЕЛИ
С 1973 по 1983 г. был разработан и в 1984 г. при-
нят на вооружение тяжелых атомных крейсеров типа
«Акула» проекта 941 комплекса Д-19 с баллистиче-
ской ракетой Р-39. По установившейся традиции
комплекс получил псевдоним «Тайфун», а ракета
РСМ-52. Этот комплекс был разработан в КБ Ма-
кеева. Ракета Р-39 имеет три ступени с твердотоп-
ливными двигателями.
Ракетно-стартовая система обеспечивает амортиза-
цию ракеты, герметизацию полости шахты и безопас-
ность ракеты для подводной лодки. Старт ракеты из
«сухой» шахты обеспечивается пороховым аккумулято-
ром давления, размещенным на днище шахты в сопле
двигателя первой ступени. В момент старта специальные
заряды твердого топлива, расположенные на амортиза-
ционной ракетно-стартовой системе, создают газоструй-
ную защиту в виде каверны, которая существенно умень-
шает воздействие любого набегающего потока на ракету
на ходу подводной лодки. Команда на запуск двигателя
первой ступени подается в момент выхода ракеты из
шахты. После выхода из воды ракета в целях обеспечения
безопасности уводится в сторону от подводной лодки, с
ракеты снимается специальными двигателями стартовая
система и также уводится в сторону. Корпуса двигателей
обоих ступеней изготовлены из композиционного мате-
риала типа «Кокон». Система управления имеет аппара-
туру астрокоррекции.
Отработка ракеты начинается с бросковых испытаний
полномасштабных макетов пусками с плавстенда и экс-
периментальной подводной лодки К-153 проекта 629, пе-
реоборудованной по проекту 619 с одной шахтой. Всего
запущено 9 ракет с плавстенда и 7 - с подводной лодки.
Эти испытания позволили отработать подводный и над-
водный старт из «сухой» шахты под пороховым аккуму-
лятором давления. На совместных летных испытаниях с
наземного стенда было запущено 17 ракет. Больше по-
ловины пусков были неудачными из-за недоработки дви-
гателей первой и второй ступени.
После доработки двигательных установок начались
пуски ракет с головной подводной лодки типа «Акула».
Из 13 пусков успешными были 11. После окончания со-
вместных летных испытаний комплекс Д-19 с ракетой
534
Глава 8
Р-39 и головной крейсер ТК-208 проекта 941 подвергли
интенсивной эксплуатации, по положительным резуль-
татам которой комплекс Д-19 в 1984 г. был принят на
вооружение. В1985 г. начались работы по модерниза-
ции комплекса, направленные на повышение его эф-
фективности. Модернизированный комплекс был при-
нят на вооружение в 1989 г.
Ю.АУопюжашшо^.
ЪМЯлотин
АО «Пермский завод «Машиностроитель»
РАКЕТНЫЕ КОМПЛЕКСЫ 9П060 И 9П061
С РАКЕТАМИ 15Ж60 И 15Ж61 И
ТВЕРДОТОПЛИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
ТРЕТЬЕЙ СТУПЕНИ 15Д291
Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР
от 9 августа 1983 г. была задана разработка ракетных ком-
плексов: шахтного 9П060 и железнодорожного 9П061. Го-
ловным разработчиком их было определено КБ
«Южное». Боевая ракета в этих комплексах была трех-
ступенчатая. В сентябре 1984 г. КБ «Южное» был создан
проект ракеты 15Ж60 шахтного базирования. Парал-
лельно проводились работы по созданию ракеты 15Ж61
железнодорожного базирования. В ноябре 1982 г. был
принят проект ракеты 15Ж61 железнодорожного базиро-
вания с усовершенствованными пусковыми установками.
На ракетах 15Ж60 и 15Ж61 были применены конструк-
тивные решения по управлению полетом второй и третьей
ступенями отклонениями головного отсека, минометному
разделению ступеней, отклонению боевой ступени и раз-
ведения элементов боевого оснащения. На ракете 15Ж61
в двигателях второй и третьей ступени было применено
более энергетическое смесевое твердое топливо, что до-
полнительно повысило стойкость двигательных установок
к воздействию поражающих факторов ядерного взрыва.
Твердотопливный маршевый двигатель 15Д291
третьей ступени двух ракет - 15Ж60 и 15Ж61. Этот
двигатель в течение 12 лет изготавливался и
поставлялся Министерству обороны СССР
Пермским заводом «Машиностроитель»
Летные испытания ракеты 15Ж60 проводились с
31 июля 1986 г. по 23 сентября 1988 г. В ходе испы-
таний было проведено 28 пусков. Конструкцией ра-
кеты 15Ж60 предусмотрен складной обтекатель, ко-
торый автоматически состыковывается с корпусом
ракеты при выходе ракеты из шахты. По сравнению с
ракетой 15Ж61 ракета 15Ж60 имеет более высокие
энергетические характеристики за счет применения
новых высокоэффективных твердых смесевых топ-
лив и увеличения тяги двигателя.
Маршевые твердотопливные двигатели ракеты
15Ж60 разрабатывались с учетом повышенных тре-
бований по энерговооруженности и величине управ-
ляющих усилий при полете первой ступени. Для ра-
кеты 15Ж60 создан принципиально новый двигатель
первой ступени. Двигатели третьих ступеней ракеты
15Ж60 и 15Ж61 были идентичны.
Ракета 15Ж61 имеет три ступени и ступень разве-
дения боевых блоков. Вторая и третья ступени ракеты
оснащены твердотопливными двигательными уста-
новками, у которых сопло центральное, неподвиж-
ное, раздвижное. Тяга двигателей ракеты на земле (в
вакууме) на второй ступени -149 тс, на третьей сту-
пени - 44 тс.
Управление второй и третьей ступенями отклоне-
нием головной части и частично аэродинамическими
рулями, расположенными на носовом обтекателе.
Испытания ракетных комплексов 15П060 и 15П061
проходили на полигоне Плесецк. Летные испытания
шахтного варианта ракеты 15Ж60 проходили с
31 июля 1986 г. по 26 сентября 1988 г. Комплекс с ра-
кетой 15Ж60 принят на вооружение 28 ноября 1989 г.
Ракеты 15Ж60 серийно производились на Павлоград-
ском механическом заводе Днепропетровской обла-
сти. Твердотопливные двигатели третьей ступени
15Д291 и 15Д292 ракет 15Ж60 изготавливались на
Пермском заводе ПЗХО.
АО «Пермский завод «Машиностроитель»
ОСОБЕННОСТИ ИЗГОТОВЛЕНИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ
15Д291 ИЗДЕЛИЙ 15Ж60 И 15Ж61
Ранее теплозащитные покрытия во внутренней по-
лости корпусов типа «кокон» делались послойной вы-
кладкой листов-заготовок из тонкой невулканизован-
ной резины через полюсное отверстие во
внутреннюю полость корпуса. Эта технология имела
ряд недостатков: слои резины скреплялись клеем, а
наличие пятен клея на поверхности не допускалось,
тонкая резина легко рвалась. Особенно тяжело было
набрать большую толщину резинового пакета на сфе-
рической части корпуса. Поэтому было внедрено
предварительное формование сферических полу-
535
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
формованных заготовок - шляп и конических заго-
товок - законцовок. Данная технология упрощала
процесс выкладки резины во внутреннюю полость ко-
кона, т.к. теперь требовалось послойно выкладывать
только цилиндрическую часть ТЗП корпуса, а сфери-
ческая часть устанавливалась готовая. С помощью
шнек-пресса выдавливали треугольного сечения
жгуты сырой резины, наматывали на сферическую
оправку и отверждали. Внедрению данной технологии
предшествовал ряд экспериментов по отработке ва-
риантов типов резин в наматываемом пакете: сырая /
полувулканизованная / вулканизованная. Также отра-
батывалось время хранения предварительно отфор-
мованных элементов ТЗП, зависимость ФМХ от вре-
мени хранения.
С. Ъ. Ситников
АО «Пермский завод «Машиностроитель»
ЛИКВИДАЦИЯ МБР
В1992-1995 гг. в рамках темы «Авангард» на за-
воде успешно проведена ликвидация 61 МБР РС-12
(SS-13). Эти надежные ракеты (не было ни одного
отказа при утилизации) в свое время завод изготав-
ливал и поставлял в воинские части страны. Дирек-
тором завода был М.В.Иванов, главным инженером -
Б.И.Будник, заместителем директора по производ-
ству- С.А.Агапов, главным технологом - В.В.Балдин,
директором сборочно-комплектовочной базы -
П.Я.Фофанов.
Затем предприятие приступает к техническим
проработкам ликвидации МБР PC-22 (SS-24), для ко-
торой мы изготавливали третью ступень. После дли-
тельных переговоров и борьбы за этот заказ нашему
предприятию было поручено это важное для страны
дело.
Для реализации сложной и новой для завода задачи
8 января 2002 г. генеральный директор В.ИЛомаев
подписывает приказ № 4 о преобразовании бюро
сборки и испытаний в отдел сборки, испытаний и ути-
лизации (отдел 617) во главе с начальником отдела, за-
местителем главного инженера С.В.Ситниковым.
Наряду с созданием участков и рабочих мест раз-
борки первой, второй и третьей ступеней, маршевых
двигателей, отсеков и других сборочных единиц осо-
бую сложность представляла работа по внедрению
стенда вытяжки самой большой и тяжелой в СССР
твердотопливной ракеты из транспортно-пускового
контейнера и разборке ее на составные части. Прихо-
дилось решать технические и организационные во-
просы по совместным работам со смежными предприя-
тиями ФГУП НИИ ПМ, ОАО «Протон-ПМ», ОАО НПО
«Искра», ФКП «Пермский пороховой завод», ФГУП
НИИ «Геодезия» и др.
Руководители ПЗХО - ПЗ Маш
В.И.Валетко
(1917-1991 гг.).
В 1967-1972 гг. - первый
директор ПЗХО
(Пермский завод
«Машиностроитель»),
С.Ф.Сигаев
(1918-1993 гг.).
В 1967-1972 гг. - начальник
КБ Машиностроения (НПО
«Искра»). В 1972-1975 гг. -
начальник 2-го, 1-го ГУ
МОМ СССР. В1975-1987гг. -
в ПО «Искра»: генеральный
директор, директор ПЗХО.
Лауреат Ленинской премии
М.В.Иванов
(1942-2000 гг.).
В 1987-1999 гг.-на
Пермском заводе химиче-
ского оборудования: первый
заместитель генерального
директора НПО «Искра» -
директор ПЗХО, директор
ФГУП Пермский завод
«Машиностроитель».
Лауреат Государственной
премии СССР
В.ИЛомаев
(род. в 1950 г.).
С1999 г. - генеральный
директор АО «Пермский
завод «Машиностроитель».
Д.т.н. Заслуженный маши-
ностроитель РФ
Глава 9
Испытания ДУ РКТ.
Топливо, технологии, материалы
для ДУ РКТ
ФКП “НИЦ РКП»
ФГУП «ФЦДТ «Союз»
ОАО «ИПРОМАШПРОМ»
АО «ГНИИХТЭОС»
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
ОЛ.Чалаида, RM.KjfiiciiH,
ФКП «НИЦ РКП»
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНАЯ БАЗА ФЕДЕРАЛЬНОГО
КАЗЕННОГО ПРЕДПРИЯТИЯ«НАУЧНО-
ИСПЫТАТЕЛЬНЫЙ ЦЕНТР РАКЕТНО-
КОСМИЧЕСКОЙ ПРОМЫШЛЕННОСТИ»
ДЛЯ СТЕНДОВОЙ ОТРАБОТКИ РАКЕТНЫХ
ДВИГАТЕЛЕЙ И ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВОК
РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИХ СИСТЕМ
В статье рассматриваются уникальные испытатель-
ные стенды, созданные в ФКП «Научно-испытательный
центр ракетно-космической промышленности» и не
имеющие аналогов в России, в т.ч.:
-	стенд для холодных и огневых испытаний ступеней
ракет с тягой до 250 тс на высококипящих компонентах
топлива и стенд с барокамерой для отработки двигатель-
ных установок разгонных блоков космических аппаратов
с имитацией условий натурной эксплуатации;
-	стенд для холодных и огневых испытаний ступе-
ней ракет тягой до 1200 тс;
-	стенд для огневых испытаний кислородно-водо-
родных ЖРД тягой до 200 тс;
-	стенд для огневых испытаний кислородно-водород-
ных ЖРД с имитацией высотных условий эксплуатации;
-	стенд для огневых испытаний двигательных уста-
новок разгонных блоков с ЖРД на жидком водороде с
тягой 50 тс;
-	единственное в стране крупнотоннажное про-
изводство жидкого водорода;
Экспериментальная база ФКП «НИЦ РКП» исполь-
зуется разработчиками ракетно-космической техники
на завершающих этапах опытно-конструкторских работ
по разработке новых образцов РКТ, и только с ее при-
менением возможно их создание.
Практически все ракеты, разгонные блоки и двига-
тельные установки космических аппаратов с ЖРД, соз-
данные в СССР и России, прошли экспериментальную
отработку на стендовой базе НИЦ РКП.
Начало
18 декабря 1949 г. на испытательном стенде № 1 со-
стоялось первое огневое стендовое испытание первой
отечественной баллистической ракеты Р-1. С этой даты
начинается деятельность предприятия как испытатель-
ного центра ракетно-космической отрасли России.
В момент создания институт был организован как Фи-
лиал №2 НИИ-88 (ЦНИИмаш). В1956 г. он был преобра-
зован в самостоятельное предприятие - НИИ-229 Госу-
дарственного комитета по оборонной промышленности
СССР. В1966 г. институт был включен в структуру Мини-
стерства общего машиностроения и получил наименова-
ние НИИ химического машиностроения - НИИХИММАШ.
В дальнейшем НИИХИММАШ был включен в структуру
Российского космического агентства, организованного в
соответствии с Указом Президента РФ № 185 от 25 фев-
раля 1992 г. В1998 г. предприятие было преобразовано
в Федеральное государственное унитарное предприятие
НИИХИММАШ.
Указом Президента РФ № 373 от 28 февраля 2006 г.
и распоряжением Правительства РФ Ns 448 от 7 апреля
2008 г. образовано Федеральное казенное предприятие
«Научно-испытательный центр ракетно-космической
промышленности» в структуре Российского косми-
ческого агентства путем присоединения к ФГУП
НИИХИММАШ ФГУП НИИХИМСТРОЙМАШ.
Первым шагом в создании института было поста-
новление правительства от 11 июня 1948 г., которое
обязывало Министерство вооружения СССР осуще-
ствить строительство испытательной станции для про-
ведения огневых стендовых испытаний ракет дальнего
действия. При выборе места строительства было об-
следовано более десяти районов Центральной России,
из которых наиболее удовлетворяющим поставленным
требованиям был район севернее г. Загорска Москов-
ской области.
Проведение проектных работ и подготовку строи-
тельства курировал лично министр вооружения
Д.Ф.Устинов. Проект был разработан Государственным
союзным проектным институтом - ГСПИ-7 (ныне ОАО
«ИПРОМАШПРОМ»).
В июле 1948 г. были начаты строительные работы
по первой очереди испытательной станции, в состав ко-
торой вошли стенд Ns 1, кислородный завод, объекты
энергоснабжения и вспомогательные сооружения. За
полтора года строительство было завершено. Был соз-
дан стенд для испытаний ракет тягой до 50 тс, работаю-
щих на компонентах спирт - кислород.
Стенд 1А объекта № 1 для испытаний ДУ
ракетных блоков
538
Глава 9
Директором созданного предприятия был назначен
В.С.Шачин, главным инженером-Г.М.Табаков, первым
начальником объекта № 1 - В.В.Клейменов.
18 декабря 1949 г. в 20 ч 52 мин с целью опробования
сооружений и систем станции был произведен огневой
запуск ракеты Р-1 с двигателем РД-100 тягой 25 тс. Пер-
вое испытание проводилось в основном испытателями
из НИИ-88, ведущим инженером был назначен начальник
летно-испытательной станции Л АВоскресенский - буду-
щий заместитель С.П.Королева по испытаниям.
В самое короткое время на предприятии сформи-
ровался коллектив профессионалов: инженеры-испы-
татели В.П.Волков, В.Я.Качанов, Н.Д.Крючков, В.В.Бу-
гаев, В.С.Ануфриев и др.
Ракета Р-1 была принята на вооружение в 1951 г., а
серийно ее начали выпускать в 1952 г.
В1950 г. было начато строительство испытательной
станции № 3, и строители предъявили государственной
комиссии объект 9 мая 1951 г. В мае того же года со-
стоялось первое испытание ЗУР В-300. Так родилось
еще одно важное подразделение института - объект
№ 3, где в 1951-1961 гг. проводилась отработка ракет
В-300, морской ракеты Р-11ФМ и баллистической ра-
кеты 8А61 Главного конструктора С.П.Королева, балли-
стической ракеты 8К14 (Р-17) Главного конструктора
В.П.Макеева, а также корректирующих тормозных дви-
гательных установок С5.5 и С5.35 Главного конструк-
тора А.М.Исаева, обеспечивших посадку КА на Луну,
корректирующих двигательных установок И-1Б и И-2Б
Главного конструктора А.М.Исаева для первого манев-
рирующего спутника генерального конструктора
В.Н.Челомея и ряд других изделий.
В1952 г. на объекте № 1 были успешно завершены
огневые стендовые испытания баллистической ракеты
С.П.Королева Р-5 и подтвержден факт создания ра-
кеты, способной нести ядерный заряд. Тем самым была
заложена основа ракетно-ядерного щита страны.
В1953 г. была создана испытательная станция № 4
на четыре рабочих места, которая первоначально соз-
давалась для проведения контрольно-технологических
испытаний ЖРД на высококипящих компонентах для
зенитных и баллистических ракет.
Развитие ЭБ института для отработки РКТ
первого и второго поколений. 1956-1974 гг.
Создание комплекса сооружений объекта Ns 2 для
отработки МБР Р-7
В августе 1956 г. постановлением правительства
Филиал № 2 НИИ-88 был преобразован в самостоятель-
ное предприятие - НИИ-229, директором института был
назначен Г.М.Табаков, главным инженером - В.А.Пухов
(в 1963 г. директором был назначен В.А.Пухов, главным
инженером - В.Я.Качанов).
В 1956-1957 гг. в ОКБ-1 были завершены про-
ектные работы по созданию первой двухступенчатой
Г.М.Табаков.
Герой Социалистиче-
ского Труда. С 1956 г. -
директор НИИ-229. К.т.н.
Лауреат Ленинской
премии
В. А.Пухов.
С 1963 г. -директор
НИИ-229. Д.т.н. Лауреат
Ленинской премии
межконтинентальной баллистической ракеты Р-7.
20 марта 1956 г. было принято постановление прави-
тельства о мероприятиях по обеспечению испытаний
ракеты Р-7, огневые испытания блоков и «пакета» МБР
планировалось проводить на специально созданном в
НИИ-229 стенде № 2.
Строительные работы по созданию комплекса со-
оружений объекта № 2 были начаты в январе 1954 г.
Руководителем работ был назначен приказом 7-го ГУ
Министерства оборонной промышленности замести-
тель главного инженера, начальник объекта Ns 2
В.Я.Качанов. В июле 1956 г. строительство основных
сооружений было закончено и принято в эксплуатацию.
В августе 1956 г. на объекте Ns 2 были начаты огне-
вые испытания ракетных блоков МБР Р-7; в течение
1956 г. были проведены 4 огневых испытания боковых
блоков и 1 испытание центрального блока ракеты Р-7
с ракетными двигателями РД-107 и РД-108.
В1957 г. на стенде объекта Ns 2 были продолжены
испытания ракеты Р-7.10 января 1957 г. испытание
центрального блока 8К71-2ЦС закончилось аварий-
ным выключением двигателя на 17,81-й секунде. 20 ян-
варя прошло успешное испытание центрального
блока 8К71-2ЦС (испытание проводилось с неполной
заправкой и длилось 40 с).
30 марта 1957 г. на стенде Ns 2 было проведено ог-
невое испытание летного варианта стендового пакета с
полной заправкой компонентами топлива. Пуск состо-
ялся в 15 ч 14 мин и прошел успешно, двигатели про-
работали полное расчетное время.
На основании проведенных испытаний ракета Р-7
была допущена к летным испытаниям. Ведущими ин-
женерами по отработке МБР Р-7 на объекте Ns 2 были
Б.А.Дорофеев, В.П.Иовлев, Ю.А.Карнеев, В.П.Дель-
саль. Многие участники работ на стенде Ns 2
(Ю.А.Карнеев, В.П.Иовлев, А.И.Зиборов, А.Ф.Марда-
нов, В.Ф.Валов, А.И.Корнев, В.П.Кувыркин и др.) при-
нимали в последующем участие при проведении
539
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Стенд Ns 2 и МИК объекта № 2 НИИ-229
Стенд №2
летно-конструкторских испытаний ракеты Р-7, в под-
готовке запуска первого искусственного спутника
Земли (4 октября 1957 г.), запусков PH «Восток» с
первыми космонавтами Ю.А.Гагариным, Г.С.Титовым
(1961 г.) и др.
Испытательные стенды 5А и 5Б для отработки ЖРД
В1959 г. в НИИ-229 была введена в эксплуатацию ис-
пытательная станция № 5 на два рабочих места: стенд 5А
предназначался для испытаний ракетных двигателей
тягой до 250 тс на компонентах керосин и жидкий кисло-
род, стенд 5Б - для испытаний ракетных двигателей тягой
до 80 тс на компонентах горючее - углеводородное топ-
ливо типа ТГ-02, ТМ-185; окислитель - азотная кислота.
На стендах 5А и 5Б в 1959-1962 гг. проводились ог-
невые испытания двигателей РД-107 и РД-108 разра-
ботки ОКБ В.П.Глушко по программам создания PH «Вос-
ток», огневые испытания двигателей разработки ОКБ
Н.Д.Кузнецова для PH Н-1 и двигателей разработки ОКБ
А.М.Исаева. За три года на стенде 5А было проведено
700 огневых испытаний двигателей РД-107 и РД-108 по
программам контрольно-технологических испытаний.
Участниками этих испытаний были начальник объекта Ne 5
В.Я.Романов, начальник стенда Н.В.Филин и ведущие по
испытаниям А.М.Лапшин, Г.И.Маликов, С.К.Ды-
менко и Ю.Ф.Мокряк, специалисты Г.П.Хализов,
Л.И.Рачугин, О.Г.Шустов, В.Д.Евдокимов и др.
Огромный вклад, внесенный сотрудниками ин-
ститута и НИИ-229 в отработку МБР Р-7 и PH
«Восток», осуществление запуска первого искус-
ственного спутника Земли и первого полета чело-
века в космос, был отмечен правительственными
наградами: НИИ-229 был награжден орденом Тру-
дового Красного Знамени, 75 работников пред-
приятия награждены орденами и медалями СССР,
среди них - Г.М.Табаков и М.С.Галков - Герои Со-
циалистического Труда, орденом Ленина награж-
дены БАДорофеев, В.П.Иовлев, А.И.Корнев,
В.Я.Качанов, В.А.Паликин, Н.М.Пидорин, В.А.Пухов,
орденом Трудового Красного Знамени - М.И.Анд-
реев, М.А.Головашкин, В.П.Дельсаль, Ю.А.Кар-
неев, В.Я.Романов и др.
Модернизация объекта № 1 для отработки ра-
кетных комплексов и отработка ракет Р-12, Р-14,
Р-16, ракетного комплекса «Космос-ЗМ» с ракет-
ным двигателем С5.23 (11Д49)
В середине 1950-х гг. было создано ОКБ-586
(ныне КБ «Южное») под руководством Главного
конструктора М.К.Янгеля, в котором были разра-
ботаны боевые ракетные комплексы на высококи-
пящих компонентах:
-	одноступенчатые ракеты Р-12 (8К63) с че-
тырехкамерным ракетным двигателем РД-211
тягой 64 тс (с газовыми рулями) и Р-14 (8К65) с
четырехкамерным маршевым двигателем РД-216
тягой 150 тс, четырехкамерным рулевым двигателем
8Д63 тягой ~3 тс;
- двухступенчатая межконтинентальная баллисти-
ческая ракета Р-16 (8К64) с тремя двухкамерными мар-
шевыми двигателями 8Д712 и четырехкамерным руле-
вым двигателем 8Д63 на первой ступени общей тягой
253 тс, с одним двухкамерным маршевым двигателем
8Д712 и четырехкамерным рулевым двигателем 8Д63
на второй ступени общей тягой четырехкамерным ру-
левым двигателем 8Д63 -78 тс.
Все указанные баллистические ракеты, разработан-
ные в ОКБ М.К.Янгеля в 1950-1960-х гг., отрабатыва-
лись на модернизированном стенде 1А объекта № 1.
Ведущими по испытаниям ракетных комплексов Р-12,
Р-14, и Р16 на стенде объекта № 1 были начальник объ-
екта В.П.Волков, заместитель начальника объекта
А.С.Бабушкин.
В1961-1965 гг. на стендах объекта № 1 проводи-
лась отработка блоков 6301 и 6503 в качестве второй
ступени ракет Р-12 и Р-14 (PH «Космос-1» и «Кос-
мос-ЗМ»), которые предназначались для запуска
космических аппаратов серии «Космос», «Метеор» и
др. Блок 6301 с однокамерным двигателем открытой
схемы РД-119, работающий на компонентах жидкий
540
Глава 9
кислород и НДМГ, с уникальными параметрами (тяга
в пустоте -10,7 тс), испытывался на стенде 1А.
В связи с большим объемом испытаний изделий раз-
работки М.К.Янгеля, В.П.Макеева, В.Н.Челомея и
А.М.Исаева на стенде 1А (ракетные блоки 6301 и 6503,
двигателя 05.3, ступеней ракет УР-200) руководством ин-
ститута в 1962 г. было принято решение о доработке
стенда 1Б для обеспечения отработки нового двигателя
05.23 с высокотемпературным ТНА (950-1 000 °C) и двух-
кратным включением, работающего на компонентах
АК-27И и НДМГ. Двигатель 05.23 с тягой 16 тс предна-
значался для второй ступени ракеты-носителя космиче-
ского назначения «Космос-ЗМ» для выведения спутников
информации, связи и обеспечения телевещания для рай-
онов Сибири и Дальнего Востока на высокие круговые
орбиты. Отработочные испытания включали:
-	на первом этапе - автономные испытания газоге-
нератора, затем испытания ТНА с ГГ-приводом и руле-
выми соплами, испытания «шапки» двигателя и испы-
тания двигателя;
-	на втором этапе - испытания ДУ блока 6503
(ОК-2000) с «шапкой» двигателя 05.23;
-	на последнем этапе - огневые испытания ДУ (блока
6503) с двигателем 05.23 двухкратного включения.
Стенд 1Б был проливочным, и там не было газоотра-
жательного лотка для отражения факела двигателя, по-
этому была сооружена газоотводная труба с ГДТ и эжек-
торной системой откачки газов из рулевых сопел для
имитации высотных условий. Стенд получился уникаль-
ным, который обеспечивал проведение как автономных,
так и комплексных испытаний агрегатов, систем, двига-
теля и ДУ с обеспечением циркуляции компонентов при
ресурсных испытаниях ТНА и имитации высотных усло-
вий для рулевых сопел и камеры сгорания двигателя. Си-
стема управления стенда 1Б тоже создавалась заново в
новом бункере управления, расположенном в торцевой
части монтажного корпуса.
Камера сгорания двигателя отрабатывалась на
стенде в ОКБ-2, а ГГ, ТНА, «шапка» (имитатор) двига-
теля и двигатель - на
стенде 1Б. За 1962—
1964 гг. были прове-
дены практически все
этапы работ по созда-
нию двигателя 05.23
(ведущий по испыта-
ниям - А.Г.Галеев) и
блока второй ступени
РН «Космос-ЗМ» (ве-
дущий по испыта-
ниям - Ю.И.Костоглод).
В 1964 г. испыта-
ния двигателя прово-
дились параллельно
на вновь созданном
стенде Красмаша в
Двигатель второй ступени
С5.23для РН «Космос-ЗМ»
Красноярске. В сентябре-октябре 1964 г. прошли хо-
лодные и огневые испытания блока 6503 на установке
(Ж-2000. Двигатель 05.23, получивший к этому вре-
мени новый индекс 11Д49, после завершения межве-
домственных испытаний получил путевку в жизнь.
За период эксплуатации РН «Космос-ЗМ» с 1967 по
2000 г. было запущено более 1500 КА, при этом коэф-
фициент надежности составил 0,987.
Отработка ракет Р-9 и УР-500 на стендах объектов
№ 1 и № 2
В1959-1963 гг. на стенде объекта № 2 предприятия
проводилась отработка двухступенчатой баллистиче-
ской ракеты Р-9, систем длительного хранения пере-
охлажденного жидкого кислорода и скоростной за-
правки ракеты Р-9, блока «Е» третьей ступени РН
«Восток», блока «Л» четвертой ступени РН «Молния»
для обеспечения полетов космических аппаратов к
Луне и Марсу.
24 сентября 1962 г. вышло постановление прави-
тельства о подготовке испытательной станции № 2 к ра-
ботам с изделием УР-500 (РН «Протон») генерального
конструктора В.Н.Челомея. В связи с параллельной
подготовкой испытательной станции к работам с изде-
лием Н1 появилась необходимость в строительстве
второго монтажного корпуса. В ракете УР-500 в каче-
стве компонентов топлива использовались несиммет-
ричный диметилгидразин и азотный тетраоксид.
В связи с этим основной стенд, работавший до этого на
жидком кислороде и керосине, подвергся коренной ре-
конструкции: был построен промывочный корпус с си-
стемами нейтрализации. Для связи между тремя кор-
пусами (МК №1, № 2 и стендом № 2) была построена
крановая эстакада грузоподъемностью 150 т.
Работы по реконструкции испытательной станции
были проведены в 1963 г., и в марте 1964 г. началась
отработка первой и второй ступеней ракеты УР-500;
программами предусматривалась отработка систем пи-
тания и огневые испытания блоков. В процессе испы-
таний проведена отработка газогенератора наддува с
питанием от стендовых систем. С целью обеспечения
безопасности испытаний, сокращения сроков и затрат
отработка систем питания блоков проводилась вместо
натурных компонентов на воде.
25 марта 1965 г. было проведено огневое испыта-
ние второй ступени, 21 апреля 1965 г. - огневое испы-
тание первой ступени. В связи с ограничением объема
заправки компонентов, вызванным требованиями без-
опасности проведения испытаний, огневые испытания
первой ступени проводились с неполной заправкой и с
тремя работающими маршевыми двигателями вместо
шести (тягой 450 тс вместо 900 тс) разработки ОКБ
В.П.Глушко. Испытания прошли успешно.
В испытательную команду, проводившую отработку
УР-500, возглавляемую начальником объекта В.П.Иов-
левым, входили ведущие по испытаниям Ю.Ф.Валов и
541
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
А.П.Луковский, ведущие специалисты Ю.А.Карнеев,
В.ПДельсаль, К.П.Денисов, А.И.Зиборов, А.Ф.Марда-
нов и др.
В1966 г. на стенде объекта № 1 были проведены от-
работка второй и третьей ступени ракеты УР-500 с мар-
шевыми двигателями РД0210 и РД0211 соответственно
разработки ОКБ САКосберга. Испытания проходили в
два этапа: на первом этапе было проведено 28 испыта-
ний по отработке систем предварительного наддува
баков «О» и «Г», систем газогенераторного наддува
баков «О» и «Г»; на втором этапе - огневое стендовое
испытание одной ДУ, включающей маршевый двига-
тель РД0211 тягой 60 тс и четырехкамерный рулевой
двигатель тягой 3 тс разработки КБХА. Ведущим инже-
нером по испытаниям был Ю.Ф.Мокряк, в стартовую
команду входили Г.И.Маликов, В.И.Рослов, Ю.Г.Аста-
хов, Ю.М.Лясин, А.П.Воронин, В.И.Малинин и др.
По результатам испытаний двигательная установка
третьей ступени ракеты УР-500 была допущена к лет-
ным испытаниям
Отработка ракетного комплекса Н1
С1965 по 1974 г. на объекте № 2 проводилась ком-
плексная отработка блоков PH Н1. В 1965-1967 гг. на
стенде 5А объекта № 5 проводились испытания 1-го этапа
кислородно-керосинового двигателя замкнутой схемы
НК-33 (тяга -150 тс, давление в камере -15 МПа) разра-
ботки генерального конструктора Н.Д.Кузнецова, предна-
значенного для первой и второй ступеней PH Н1. Было
проведено около 15 испытаний двигателя НК-33 по за-
мыканию процессов в камере сгорания и газогенераторе,
в 1966 г. испытания были продолжены на созданном
стенде в ОКБ Н.Д.Кузнецова. На стенде 5А было прове-
дено также более 100 испытаний по отработке двигателей
11Д410 и 11Д411 главного конструктора И.И.Иванова для
лунной посадочной ступени Е-8 PH Н1 (ведущим по ука-
занным испытаниям был А.М.Домашенко).
При подготовке к испытаниям была проведена
значительная реконструкция стенда и монтажных
корпусов объекта № 2. В ходе реконструкции были
созданы специальные сварочные и сборочные ста-
пели в монтажных корпусах МК-1 и МК-2 для изго-
товления и сборки нетранспортабельных блоков «Б»
и «В», новое пристендовое хранилище кислорода
объемом 375 м3 с системой переохлаждения, специ-
альная система для охлаждения газоотражательного
лотка, компрессорная для закачки баллонов гелием
и система сжатых газов. Для проведения испытаний
второй ступени PH Н1 тягой 1200 тс строительная
часть стенда была усилена.
В МК-1 силами экспедиции Завода эксперименталь-
ного машиностроения на специально оборудованном
стапеле шли сборка и заводские испытания установки
ЭУ-16 - стендового блока «В» PH Н1 с четырьмя дви-
гателями 11Д53 тягой 45 тс каждый генерального кон-
структора Н.Д.Кузнецова.
В этом же корпусе размещался сварочный стапель
для сварки сферических баков «О» и «Г» второй сту-
пени, на котором изготавливался комплект баков для
стендовых блоков «Б» и «В» (установки ЭУ-15 и ЭУ-16).
В корпусе № 2 на специальных стапелях силами экс-
педиции завода «Прогресс» (г. Куйбышев) производи-
лась сборка верхнего и нижнего полублоков установки
ЭУ-15 (стендового блока «Б» PH Н1 с восемью двига-
телями 11Д51 тягой 150 тс каждый генерального кон-
структора Н.Д.Кузнецова). Затем полублоки вывози-
лись на стенд на специально созданном
транспортно-стыковочном агрегате. На стенде произво-
дилась окончательная сборка блока.
В МК-1 также производилась приемка с завода-из-
готовителя «Прогресс» и подготовка к испытаниям
установок ФЭУ-13 (стендовый блок «Г» для холодных
испытаний), ФЭУ-15 (стендовый блок «Г» для огневых
стендовых испытаний с двигателем 11Д59 тягой 45 тс
генерального конструктора Н.Д.Кузнецова, ЭУ-87 (мно-
горазовая установка с одиночным двигателем 11Д51,
ЭУ-30 (модельная установка блока «А») и блока «Д» с
двигателем 11Д58 тягой 7,5 тс главного конструктора
М.В.Мельникова.
В ходе стендовой отработки блоков PH Н1 на объ-
екте № 2 было проведено большое количество испыта-
ний на «холодных» экспериментальных установках,
ОСИ блоков «Б», «В», «Г», «Д», холодные испытания и
ОСИ на экспериментальных установках ЭУ-30 и ЭУ 87
Огневые испытания стендовых блоков начались с ис-
пытания ЭУ-16 20 января 1966 г. (ведущие по испыта-
ниям - Ю.Ф.Валов и К.П.Денисов), было проведено три
испытания, первое из которых окончилась неудачей из-
за неоткрытия разделительного клапана «О»; второе ис-
пытание после замены разделительного клапана в апреле
1967 г. закончилось также неудачей, но уже из-за прогара
газовода одного из двигателей. ОСИ ЭУ-16 продолжались
в феврале и августе 1968 г. и завершились успешно.
В промежутках между испытаниями блоков на объ-
екте № 2 проводились ОСИ ЭУ-30 (геометрическая мо-
дель донной части блока «А» PH Н1 в масштабе 1:10, ко-
торая включала в себя 30 камер сгорания, работающих
на самовоспламеняющихся компонентах ТГ-02 и АК-27И
от стендовых баллонов высокого давления). Всего было
проведено 21 ОСИ ЭУ-30 для исследования донных эф-
фектов при запуске и выключении двигателей.
Самым крупномасштабным испытанием в истории
НИИХИММАШ явилось испытание на объекте № 2 ЭУ-15
тягой 1200 тс. О важности этих испытаний говорит тот
факт, что на их проведение был выпущен специальный
приказ министра, в котором председателем комиссии по
проведению испытаний назначался заместитель министра
В.ЯЛитвинов. Директор НИИХИММАШ ВАПухов был за-
местителем председателя комиссии, его заместители
В.Я.Качанов и Н.М.Пидорин - членами комиссии.
В связи с потенциальной опасностью аварийного
исхода испытаний были разработаны специальные ме-
542
Глава 9
Испытание ДУ тягой 1200 тс
в составе ЭУ-15 на стенде объекта № 2
роприятия, предусматривающие, в частности, эвакуа-
цию жилого поселка (испытание намечалось на выход-
ной день), оповещение близлежащих населенных пунк-
тов, эвакуацию служб, не занятых в подготовке и
проведении испытаний, организацию наблюдательного
пункта для членов комиссии на стенде объекта № 5,
укрытие членов испытательной команды в бункере и
убежище объекта № 2 и другие меры безопасности.
Первая попытка ОСИ ЭУ-15 тягой 900 тс (с двумя от-
ключенными двигателями из восьми) была предпринята
15 июня 1968 г. и закончилась АВД из-за неоткрытия
разделительных клапанов «О» перед запуском двигате-
лей. После замены клапанов и повторного цикла подго-
товки 26 июня было проведено успешное испытание (ве-
дущий по испытанию - Ю.Ф.Валов). Еще было проведено
два ОСИ ЭУ-15 на полную тягу 1200 тс (8 работающих
двигателей, ведущий по испытанию - К.П.Денисов) и с
тягой 900 тс (6 работающих двигателей, ведущий по ис-
пытанию -А.П.Луковский). Испытания прошли успешно.
ОСИ блока «Г» проводились на стендовой установке
ФЭУ-15 (ведущий по испытанию - В.А.Бершадский)
после завершения цикла работ на ФЭУ-13. Первые по-
пытки 12 января 1968 г. и 9 февраля 1968 г. были не-
удачными, ОСИ 28 марта 1969 г. и 20 сентября 1969 г.
завершились успешно.
4 марта 1971 г. и 6 апреля 1971 г. были проведены
ОСИ блока «Д» с двигателем 11Д58 тягой 7,5 тс (ведущие
по испытанию - И.Г.Привезенцев и Р.К.Гринь) с семикрат-
ным запуском двигателя, в ходе одного испытания про-
водилась имитация высотных условий на срезе сопла и
дренажей двигателя. Испытания прошли успешно.
В работах по теме Н1 принимали непосредственное
участие следующие руководители, специалисты и ис-
пытатели: ВАПухов, В.Я.Качанов, В.П.Иовлев, ЮАКар-
неев, В.П.Дельсаль, К.П.Денисов, Ю.Ф.Валов, А.И.Зи-
боров, А.Ф.Марданов, А.П.Луковский, ВАБершадский,
И.Г.Привезенцев и др.
По результатам проведенных на объекте № 2 ис-
пытаний были выданы заключения о допуске блоков
«Б», «В», «Г» и «Д» к летно-конструкторским испы-
таниям ракеты Н1.
Создание в НИИ-229 ЭБ на водородном топливе
Следует отметить, что первые ракетные двигатели
RL-10 тягой 6,8 тс и J-2 тягой 105 тс с использованием
кислородно-водородного топлива были созданы в США
в 1960-х гг. Исследования по применению водорода в
качестве ракетного топлива были начаты в США по ини-
циативе Министерства энергетики еще в 1944 г.
В нашей стране применение кислородно-водород-
ного топлива на верхних ступенях ракеты Н1-ЛЗ начали
рассматривать в 1960-е гг. Соответствующие разра-
ботки кислородно-водородных ЖРД 11Д56 тягой 7,5 тс
и 11Д57 тягой 40 тс были начаты в ОКБ А.М.Исаева и
ОКБ А.М.Люльки в 1962 г., и их применение предусмат-
ривалось на втором этапе при последующей модерни-
зации ракетного комплекса Н1.
Следует отметить, что применение кислородно-во-
дородного топлива в двигателях разгонных блоков и
верхних ступеней PH позволяет увеличить удельный
импульс соответствующей ДУ примерно на 30 % по
сравнению с использованием кислородно-углеводо-
родного топлива.
Постановлением правительства предусматривалось
строительство в НИИ-229 водородного завода и ком-
плекса водородных стендов для отработки вышеука-
занных двигателей с началом строительства в 1963 г.
Учитывая новизну проблем по освоению водорода
в ракетной технике, в 1962 г. решением Научно-техниче-
ского совета института были начаты экспериментальные
работы по отработке опытных образцов газогенераторов
и камер сгорания (для двигателя размерности 7,5 тс) на
газообразном водороде и жидком кислороде на вновь
созданном стенде 5В объекта № 5. При этом проводились
кратковременные испытания на привозном газообразном
водороде (в баллонах высокого давления), отрабатыва-
лись принципиальные вопросы построения схем испыта-
тельных стендов и их систем, приемы работ с взрыво-
опасным компонентом - водородом.
Кислородно-водородный Кислородно-водородный
ЖРД11Д56	ЖРД11Д57
543
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
18 декабря 1963 г. согласно приказу № 459 дирек-
тора института был организован объект № 6, в задачи
которого входили создание комплекса кислородно-во-
дородных стендов и отработка изделий на водороде.
Начальником объекта № 6 был назначен к.т.н.
Н.В.Филин. В1964 г. в составе объекта № 6 были соз-
даны две группы экспериментальных работ по стендам
В1а (испытания агрегатов двигателя 11Д56) и В16 (ис-
пытания агрегатов двигателя 11Д57), группа систем
управления, группа компрессорной «В», группа КИП и
«Э», группа подготовки испытаний и группа курирова-
ния по проектированию и строительству стендов и си-
стем комплекса «В». При этом работы строились таким
образом, что все наработки по испытаниям на стендах
В1 а и В1б, построениям принципиальных схем стендов
и систем, технологии работ с водородом после экспе-
риментальной проверки переносились в проектные ре-
шения стендов и систем комплекса «В».
При создании комплекса водородных стендов был
заложен системный подход, предусматривающий про-
ведение как автономных испытаний агрегатов и систем
двигателя на натурных компонентах, так и комплексных
испытаний двигателя:
-	на проливочных стендах ВЗ и В4 по отработке на-
сосных агрегатов с электроприводами мощностью до
7200 и 3600 кВт, агрегатов автоматики и регулирования
двигателей 11Д56 и 11Д57 на жидких водороде и кис-
лороде соответственно;
-	на огневых стендах В1 и В2 по отработке камер
сгорания и газогенераторов, турбонасосных агрегатов
с газовым и газогенераторным приводами и двигателей
11Д56 и 11Д57.
Комплекс кислородно-водородных стендов вклю-
чал стенды В1 и В2 (по 2 рабочих места), ВЗ (6 рабочих
мест), В4 и В5 (по 4 рабочих места), производство жид-
кого водорода производительностью 900 т в год с хра-
нилищем жидкого водорода 300 м3, монтажно-испыта-
тельный корпус с центральной измерительной
лабораторией (ЦИЛ-В), компрессорную «В» с систе-
мами газоснабжения сжатых газов (газообразного во-
дорода, азота и гелия), систему электроснабжения,
связи и контрольно-измерительных приборов с пре-
образовательной подстанцией для питания электропри-
водов раскрутки насосных агрегатов.
Вначале было много проблем с освоением водород-
ного топлива, которые познавались и решались постепен-
ными шагами. Даже работа с взрывоопасным газообраз-
ным водородом требовала решения многих задач,
которые не встречались раньше. Перечислим некоторые
из них:
-	обеспечение герметичности разъемных соединений
в трубопроводах подачи и арматуре при давлениях 35 МПа;
-	подготовка систем к заполнению водородом по-
требовала внедрения специальной технологии вначале
азотных, а затем водородных «полосканий» с анализом
остаточных газов в коммуникациях систем;
-	введение демпфирующих устройств в системах
редуцирования газообразного водорода для подавле-
ния высокочастотной неустойчивости работы газовых
редукторов;
-	внедрение дожигателей выбросов водорода в сво-
бодной струе вместо традиционных «елочных»
устройств, которые применялись для дожигания угле-
водородных топлив, устройств воспламенения выбро-
сов водорода;
-	использование дозированной продувки форсуноч-
ных полостей камер сгорания и газогенераторов инерт-
ным газом на запуске и останове и др.
Для обеспечения безопасности испытаний с ис-
пользованием жидкого водорода предусматривалось,
в частности по рекомендации Института химической
физики АН СССР (профессор С.М.Когарко и др.), соз-
дание специальных отсеков (из металлического листа)
для укрытия емкости ТРЖВ-1 с водородом на случай
взрыва объекта испытания и исключения повреждения
емкости с водородом. При окончательном обсуждении
схемы испытаний было принято решение о существен-
ном упрощении систем сброса водорода после насосов
на дожигатель; были, в частности, исключены емкости-
ресиверы для испарения компонента. Испытания под-
твердили правильность принятых решений, и в систе-
мах проектируемого стенда ВЗ для испытаний насосов
были приняты опробованные схемы испытаний.
Первое испытание насоса горючего двигателя 11Д56
на жидком водороде с расходом 2,5 кг/с было проведено
в июне 1965 г. на стенде В1 а. Испытание проводилось на
привозном жидком водороде в количестве 465 кг (в ав-
томобильном заправщике ТРЖВ-1 из опытного завода
г. Дубна Московской области). Было много проблемных
вопросов по обеспечению безопасности испытаний,
транспортировке жидкого водорода по трубопроводам на
стендовый дожигатель и др.
Примерно через полгода было проведено первое
испытание насоса горючего двигателя 11Д57 на жид-
ком водороде с расходом до 14 кг/с, при этом жидкий
водород подавался к объекту испытания из двух транс-
портных емкостей ТРЖВ-1. Испытание проводилось на
жидком водороде, выработанном уже на первой оче-
реди водородного завода «В» НИИ-229.
В течение 1962-1967 гг. на стендах В1 а и В1б были
проведены экспериментальные работы по отработке:
-	камер сгорания и газогенераторов от стендовых вы-
теснительных и газобаллонных систем подачи компонен-
тов (жидкого кислорода и газообразного водорода);
-	насосных и турбонасосных агрегатов с газовым и
газогенераторным приводом с питанием жидким водо-
родом от транспортных емкостей ТРЖВ-1 и ТРЖВ-20;
-	двигателя 11Д56 по «разомкнутой» схеме (ГГ при-
вода ТНА питался компонентами топлива от стенда вы-
сокого давления) и «шапки» (имитатора) двигателя
11Д57 с питанием жидким водородом от транспортных
емкостей ТРЖВ-1 и ТРЖВ-20;
544
Глава 9
-	двигателей 11Д56 и 11Д57 по замкнутой схеме при
кратковременных испытаниях с питанием жидким водо-
родом от транспортных емкостей ТРЖВ-1 и ТРЖВ-20.
Испытания двигателей на первом этапе проводи-
лись без имитации высотных условий в выходном сече-
нии сопла двигателя, на заключительном этапе испы-
таний высотные условия имитировались специальными
устройствами - выхлопными диффузорами (газодина-
мическими трубами) и с оценкой пустотного удельного
импульса тяги.
Ведущими по испытаниям на стенде В1 двигателя
11Д56 были А.П.Сидоренко, Н.Н.Орлов, А.Ф.Высоцкий,
В.М.Тупикин, Б.В.Горкун, В.И.Чугунов, двигателя 11Д57 -
А.Г.Галеев, Н.ИЛеонтьев, О.Н.Майоров, Ю.Х.Поландов,
А.А.Куриленко, АЛ.Гаркуша, Б.В.Гуреев.
В последующем на указанных стендах отрабатыва-
лись системы ядерного ракетного двигатели 11Д410
(газогенератор 8С30 и насос жидкого водорода 8031),
ЖРД РД0120 (зажигательные устройства совместно с
модельной камерой сгорания), ЖРД КВД1 (PH GSLV по
контракту с Индией), системы ДУ блоков «Р», 12КРБ и
«Ц» PH GSLV и «Энергия», системы МГД-генератора на
кислородно-водородном топливе с ионизирующей до-
бавкой калий-натриевой эвтектики, теплозащитные
композиционные углерод-углеродные материалы для
скоростных блоков летательных аппаратов в высоко-
скоростной струе ЖРД.
С вводом стенда В2 в 1967 г. (начальник стенда -
А.А.Макаров) испытания двигателей 11Д56 и 11Д57
были продолжены по отработке ресурса и многократ-
ных включений. Первые огневые испытания двигателя
11Д56 на стенде В2 были проведены 25 июля 1967 г. и
двигателя 11Д57 на стенде В26 29 августа 1967 г. Пер-
воначально продолжительность испытаний двигателей
11Д56 и 11Д57 составляла 500 и 250 с соответственно.
Затем, после доработок систем стенда (ввода системы
подпитки из баков хранилища «В» по ресурсному тру-
бопроводу), были проведены серия испытаний продол-
жительностью 4000 с для двигателя 11Д56 и 1200 с для
двигателя 11Д57. Ведущими специалистами при созда-
ния стенда и проведении испытаний на стенде В2 были
С.К.Дыменко, А.А.Макаров, Р.С.Санатуллов, В.М.Тупи-
кин, В.И.Чугунов, В.Н.Сухов, П.М.Гусев, Е.Н.Туманин,
Ю.А.Карнеев, К.Х.Зафран, З.В.Сидоренко и др.
На стендах В1, ВЗ и В4 были проведены также боль-
шой объем автономных испытаний агрегатов и систем
двигателей на жидком водороде и жидком кислороде
по отработке конструкции агрегатов и определению их
характеристик (начальники стендов - А.Г.Галеев,
Б.Х.Богданов, А.Л.Юрьев соответственно).
В1967 г. на стенде ВЗ была организована группа по
созданию рабочих мест (стенды ВЗд и ВЗе) для отра-
ботки ракетного блока «Р» с двигателем 11Д56. Работы
по созданию стенда для испытаний ДУ возглавил на-
чальник группы А.П. Сидоренко, которые были завер-
шены в кратчайшие сроки.
Испытаниям стендового блока «Р» предшествовала
экспериментальная отработка его систем, агрегатов и
узлов на 42 экспериментальных установках на стендах
В1 и ВЗ. Большой объем экспериментальных работ был
проведен на установке ЭУ-145 с полноразмерным во-
дородным баком объемом 42 м3, на которой отрабаты-
вались заправка бака жидким водородом и внутриба-
ковые процессы систем наддува и вытеснения
(проведено 30 заправок). Во время испытаний посте-
пенно увеличивался заправляемый запас водорода в
баки ДУ до 500 кг при огневых испытаниях и до 2500 кг
при холодных испытаниях блока.
С 1974 по 1977 г. на двух полноразмерных блоках
«Р» были проведены работы по отработке систем теп-
лоизоляции баков, процессов заправки, наддува, захо-
лаживания расходных магистралей и раскрутки турбо-
насосных агрегатов двигателя в составе блока. Первое
огневое испытание блока «Р» было проведено 12 ок-
тября 1976 г. (ведущий по испытанию - Ю.КЛапин).
Особое внимание было уделено обеспечению без-
опасности испытаний. На блоке для огневых испытаний
вокруг двигателя и турбонасосных агрегатов была уста-
новлена бронезащита, которая предохраняла баки от
поражения осколками в случае аварии двигателя. По-
лость бака горючего отделялась от полости бака окис-
лителя герметичной конической оболочкой.
Комплексная отработка блока «Р» завершилась
проведением серии холодных и огневых стендовых ис-
пытаний. Были исследованы и решены многие научно-
технические проблемы, в частности, тепломассообмена
и обеспечения теплового режима при хранении жид-
кого водорода в составе ракетного блока, в т.ч. при
длительном полете в условиях космического простран-
ства, переохлаждения и захолаживания систем с жид-
ким водородом, а также подготовки ракетного блока к
заправке, заправки водородных систем, обеспечения
безопасности работ с жидким водородом в составе ра-
кетного блока.
Стенд ВЗ для испытания ДУ на кислородно-
водородном топливе тягой 50 тс
545
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Большой вклад в отработку ракетного блока и соз-
дание технологии испытаний внесли Ю.А.Карнеев - на-
чальник комплекса, Г.И.Маликов - заместитель началь-
ника комплекса, Б.Х.Богданов - начальник стенда,
А.П.Сидоренко - заместитель начальника стенда, а
также ведущие специалисты В.В.Демьянов, В.А.Бер-
шадский, Ю.К.Лапин, В.Я.Земелько и др.
В1972 г. в составе комплекса «В» был создан и вве-
ден в эксплуатацию стенд В5 на 4 рабочих места для
отработки энергетических установок ракетно-космиче-
ских комплексов на базе кислородно-водородных элек-
трохимических генераторов и блоков хранения жидких
водорода и кислорода. Были проведены на стенде В5
циклы испытаний по отработке систем электропитания
11Ф93 на базе кислородно-водородных ЭХГ «Волна»
для лунного модуля ЛЗ комплекса Н1ЛЗ и СЭП 11Ф35
на базе кислородно-водородных ЭХГ «Фотон» для ор-
битального корабля «Буран». Большой вклад в созда-
ние стенда В5 и СЭП ОК «Буран», в технологию испы-
таний внесли Ю.А.Карнеев - начальник комплекса,
Г.И.Маликов и А.Г.Галеев - заместители начальника
комплекса, Н.И.Леонтьев - начальник группы,
Б.Б.Попов - начальник стенда, а также ведущие специа-
листы В.В.Демьянов, В.М.Виноградов, А.П.Писарев,
В.В.Самойленко, А.Д.Бублик, В.П.Кузнецов и др.
Уникальность водородной базы НИЦ РКП состоит в
том, что стенды и водородное производство (с годовой
производительностью до 900 т жидкого водорода) рас-
положены на одной площадке, что позволяет умень-
шить потери компонентов при хранении, транспорти-
ровке и использовании; также и испытательные стенды
обеспечивают комплексную отработку изделий и их си-
стем с имитацией различных воздействующих факто-
ров (высотность, гидродинамика, положение объекта
испытания и др.).
Кроме того, на водородном комплексе созданы си-
стемы утилизации паров компонента из емкостей хра-
нилища «В» и возврата остатков компонентов из стен-
довых емкостей в резервуары хранилища «В». Все это
позволило за счет оптимизации процессов захолажи-
вания, заправки и испытаний, довести коэффициент
использования жидкого водорода при эксплуатации си-
стем с 0,2-0,3 до 0,6-0,7.
На водородной экспериментальной базе НИЦ РКП
выполнен ряд научно-исследовательских работ, на-
правленных на создание водородных технологий:
-	по испытаниям ЖРД и ДУ, обеспечению безопас-
ности испытаний с водородом;
-	процессов переохлаждения жидкого водорода в
крупноразмерных системах, внедренных в технологию
заправки РКК «Энергия - Буран» на УКСС и стартовом
комплексе;
-	получения шугообразного водорода в системе;
-	по отработке бездренажного хранения и транспор-
тировке жидкого водорода по трубопроводам и в транс-
портных резервуарах;
-	по испытаниям образцов турбодетандера в систе-
мах ожижения водорода;
-	по заправке транспортных систем газообразным
и жидким водородом.
Следует отметить, что в создании уникальной экс-
периментальной базы и технологии водородных испы-
таний участвовали многие академические, научно-про-
изводственные организации ракетно-космической и
смежных отраслей и высшие учебные заведения (ФКП
«НИЦ РКП», ОАО «Криогенмаш», РНЦ «Прикладная
химия», ИХФ РАН, ИЦ Келдыша, ЦНИИмаш, ИПМП,
КБХМ имени А.М.Исаева ГКНПЦ имени М.В.Хруничева,
ОКБ имени А.М.Люльки, КБХА, КБОМ, ГИАП, РКК
«Энергия» имени С.П.Королева, ВИАМ, ЦКБА, ВНИИПО,
НПО «Техномаш», НПО ИТ, НИИмаш, ПО «Красмаш»,
МАИ, МГТУ имени Н.Э.Баумана и др.).
На указанных стендах в 1964-2000 гг. была прове-
дена отработка первых кислородно-водородных двига-
телей 11Д56 (тяга - 7,5 тс) и 11Д57 (тяга - 40 тс) по
программам разработки модернизированных ракетно-
космических комплексов «Протон-М», «Шторм» и др.,
двигателей КВД1 (тяга - 7,5 тс) и КВД1А (тяга -10 тс кН)
для разгонного блока 12КРБ PH GSLV, двигателя
РД0120 для блока «Ц» PH «Энергия», разгонных блоков
«Р» и 12КРБ с двигателем КВД1 для PH GSLV по конт-
ракту с Индией, системы блока «Ц» для PH «Энергия»»
(арматура и агрегаты автоматики, топливные баки, си-
стема наддува и др.) и ОК «Буран (СЭП с кислородно-
водородными ЭХГ, блоки хранения жидких кислорода
и водорода).
Развитие и модернизация ЭБ института
для отработки изделий РКТ третьего и
четвертого поколений. 1975-2000 гг.
За создание и отработку изделий новой техники
НИИХИММАШ в феврале 1975 г. был награжден орде-
ном Октябрьской Революции. В указанный период на
стендах института отрабатывались системы МКС
«Энергия - Буран», PH «Зенит», кислородно-водород-
ной двигатель КВД1, разгонный блок 12КРБ для PH
GSLV (по контракту с Индией).
Особенности методики экспериментальной отра-
ботки ЖРДУ
Известно, что возможны две концепции проведения
экспериментальной отработки изделий ракетно-космиче-
ских комплексов. Первая делает основной упор на прове-
дение большого числа летных испытаний с целью под-
тверждения правильности принятых технических решений
и внесения изменений в конструкцию по результатам каж-
дого летного испытания. Такая концепция отработки была
принята в США на ранних этапах развития ракетной тех-
ники (программы «Атлас» и «Титан-1») и в СССР (про-
грамма «Восток»). Основным недостатком этого подхода
к отработке является высокая стоимость и продолжитель-
ность из-за необходимости проведения большого числа
546
Глава 9
летных испытаний, малая информативность каждого
из них. Так, по программе «Атлас» потребовалось
провести более 150 испытательных пусков, по про-
грамме «Титан-1» - более 30.
Второй подход предусматривает перенос основного
объема отработки на наземные испытания. Это, в свою
очередь, требует воспроизведения в наземных усло-
виях штатных условий функционирования объектов ис-
пытания. На летные испытания при этом выносились
только те проблемы, которые невозможно было отра-
ботать на земле.
В течение последних 30 лет существует устойчивая
тенденция переноса центра тяжести отработки ДУ на
испытания в наземных условиях, т.к. при огромных за-
тратах на организацию и проведение летных испытаний
они зачастую оказываются менее информативными.
Интенсивная наземная отработка агрегатов, систем и
блоков ДУ, широкое использование установок, обес-
печивающих имитацию реальных условий эксплуата-
ции, позволили при отработке в 1960-1970-е гг. аме-
риканского ракетно-космического комплекса «Сатурн -
Аполлон» существенно сократить объем дорогостоя-
щих летных испытаний. При этом на программу экс-
периментальной отработки и создание эксперимен-
тальной испытательной базы было израсходовано
16 млрд долларов из общей суммы затрат 24 млрд
долларов (в ценах 1960-х гг.). В результате при летной
отработке ракет «Сатурн-1 В» и «Сатурн-5» было про-
ведено по пять пусков. Уже шестая ракета «Сатурн-5»,
а не тринадцатая, как предусматривалось планом,
могла быть использована в дальнейшем для решения
задачи высадки экспедиции на Луну. Необходимо также
отметить, что созданная в рамках программы «Сатурн-
Аполлон» экспериментальная база была использована
при выполнении программы «Спейс - Шаттл».
При создании отечественных кислородно-водород-
ных ДУ в 1970-1090-х гг. стендовая отработка прово-
дилась на этапах предварительных и сдаточных испы-
таний и включала автономную отработку элементов
пневмогидросистем и дви-
гателя, а также отработку
совместного функциониро-
вания всех систем при хо-
лодных и огневых стендо-
вых испытаниях ДУ. При
этом, в отличие от экспери-
ментальной стендовой от-
работки на высококипящих
компонентах топлива, боль-
шое внимание было уде-
лено прочностным испыта-
ниям элементов ПГС при
температуре жидкого водо-
рода, определению работо-
способности теплоизоляции
с имитацией условий экс-
ЮАКарнеев.
С 1975 г,-директор
ФКП «НИЦ РКП». К.т.н.
Лауреат премии Совета
Министров СССР
плуатации; автономной отработке агрегатов и систем
топливоподачи на жидком водороде и отработке дви-
гателя, проверке работоспособности ДУ при комплекс-
ных холодных и огневых испытаниях.
Реализованные программы автономной и ком-
плексной отработки были значительно глубже и шире,
чем их объем и содержание, предусмотренные на ос-
нове опыта работ с высококипящими компонентами.
Это позволило НИИХИММАШ и НПО «Энергия» ус-
пешно провести стендовую комплексную отработку ДУ
экспериментального блока «Р» на стадии ОСИ и натур-
ного блока «Ц» на стадиях ОСИ и ЛКИ.
Мерой работоспособности ДУ является надеж-
ность, количественным показателем которой при-
нята вероятность безотказной работы. ВБР оцени-
вают по каждой из отрабатываемых систем ДУ и на
основе их оценок определяют ВБР для ДУ в целом.
Из опыта отработки современных изделий, работаю-
щих на взрыво- и пожароопасных компонентах топ-
лива (жидкие кислород и водород), сделан вывод о
томё что ВБР ДУ до начала комплексных стендовых
испытаний (на этапах ХСИ и ОСИ) должна быть не
ниже 0,96.
Основные характеристики ДУ блока «Ц» PH «Энер-
гия» и этапы ее отработки
ДУ блока «Ц» включает ПГС с цилиндрическими ба-
ками (диаметр 8 м) жидкого водорода и жидкого кис-
лорода с заправкой 122 т водорода и 598 т кислорода
соответственно. Баки «О» и «Г», система трубопрово-
дов питания четырех двигателей имеют теплоизоляцию
из пеноматериала «Рипор-2Н». Силовая установка
блока «Ц» включает 4 кислородно-водородных двига-
теля РД0120 (11Д122) с тягой по 190 тс в пустоте каж-
дая (давление в камере Рк= 21,0 МПа; соотношение
компонентов топлива К = 6,0, удельный импульс тяги в
пустоте 1уд = 4555 м/с и отклонение камер попарно в
двух взаимно перпендикулярных плоскостях для управ-
ления полетом на 11 °C.
Наддув баков «О» и «Г» блока «Ц» осуществляется
гелием и водородом соответственно, подогреваемым в
специальных теплообменниках «О» и «Г», которые вхо-
дят в состав двигателя. Хранение запасов гелия для
наддува баков и продувок тракта двигателя при испы-
тании осуществляется в баллонах, помещенных в баке
с жидким кислородом.
Обеспечение автономных испытаний основных
агрегатов двигателя РД0120 на режимах, близких к но-
минальному, требовало:
-	модернизации стенда В1, разработки и освоения
оборудования (баллонов, арматуры и компрессоров)
для водородных и кислородных систем на рабочие дав-
ления 60-80 МПа;
-	модернизации стендов ВЗ и В4 по переоснащению
систем электроприводов и систем подачи компонентов
топлива для отработки агрегатов питания и их узлов.
547
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Это, несомненно, увеличило
бы сроки создания двигателя из-
за сложности реализации ука-
занной модернизации стендов.
Поэтому было принято решение
о проведении автономной отра-
ботки агрегатов:
-	предварительно на первом
этапе на существующих стендах
с незначительными их доработ-
ками на пониженных режимах;
-	затем на втором этапе в со-
ставе двигателя при их доводоч-
ных испытаниях.
При создании двигателя
РД0120 на начальном этапе были
Табл. 1
Основные этапы доводки двигателя РД0120
Этапы испытании	Сроки проведения	Кол во двигателег	Кол-во испытании	Суммарная наработка (с)
Автономные испытания				
стендового варианта двигателя (отработка агрегатов и систем)	1965-1981 гг.	13	74	783
Отработка штатного варианта двигателя				
на режимах: - 70 % тяги	1981-1983 гг.	38	164	12500
-100 % тяги	1983-1988 гг.	78	420	91293
-106 % тяги	1988-1990 гг.	40	177	57521
проведены модельные испыта-
ния элементов (узла уплотнения и качения насосов),
агрегатов и систем (ГГ, КС, зажигательные устройства
и др.) на пониженных режимах, моделирующих и ре-
альных компонентах на существующих стендах и экс-
периментальных установках стендов В1, ВЗ, В4 НИИ-
ХИММАШ в 1975-1980 гг.
Автономная отработка агрегатов и систем в основ-
ном была проведена на стендовом варианте двигателя
при огневых испытаниях последовательно на режимах
20, 50, 75 и 100 % по тяге на стенде В2 НИИХИММАШ
(74 испытания двигателя).
Ввиду отсутствия полноразмерного стенда испыта-
ния двигателя с целью отработки режимов (Рк и Кт)
проводились на первом этапе также с последователь-
ным увеличением уровня тяги, что, несомненно, сказа-
лось на некотором увеличении сроков отработки и об-
щего количества двигателей на этапе ДИ. Но это
сыграло положительную роль, т.к. доводка двигателя
по указанной схеме исключила практически аварийные
исходы испытаний с разрушением стендов.
На стендах В26 и В2а НИИХИММАШ двигатель испы-
тывался в горизонтальном положении с постепенным
увеличением уровня тяги на режимах 25,50,
75 и 100 % тяги, а на стендах 201 и 301
НИИМАШ - в вертикальном положении.
После проведения реконструкции в
1981-1990 гг. на стенде В2а обеспечива-
ЖРДРД0120
Испытание РД0120 на стенде В2б с устройством шумоглушения
лось проведение испытаний кислородно-водородного
двигателя РД0120 (тяга - 1900 кН) продолжитель-
ностью до 120 с по программам доводочных и конт-
рольно-технологических испытаний.
Имитация высотных условий по давлению на срезе
сопла обеспечивалась при испытаниях на стенде 201 с
помощью диффузора (газодинамической трубы). Ис-
пытания с качанием двигателей также проводились на
стенде 201 совместно с агрегатами гидравлического
питания рулевых приводов.
Автономная отработка элементов и агрегатов ПГС
ДУ блока «Ц» проводилась на натурных компонентах
в составе специальных установок на модельных и на-
турных режимах на кислороде на стенде ИС-102 и на
водороде на стендах ИС-106. Так, при отработке систем
и агрегатов ДУ блока «Ц» РН «Энергия» в НИИХИММАШ
проведено более 5000 испытаний на водороде (из
них 300 огневых испытаний двигателя) на 100 спе-
циально созданных экспериментальных установках.
Большой вклад в проведение работ по отработке
двигателя РД0120 и систем блока «Ц» внесли началь-
ник отделения С.К.Дыменко, заместители начальника
548
Глава 9
отделения Г.И.Маликов и А.Г.Галеев, началь-
ник лаборатории А.П.Сидоренко, начальники
стендов Р.С.Санатуллов, Б.X.Богданов,
А.Ф.Высоцкий, М.А.Турнов, Б.Б.Попов и
А.А.Куриленко, специалисты В.Н.Сухов,
С.А.Емельянов, В.В.Миронов, И.П.Ястрем-
ский, В.А.Шашко, В.А.Бершадский, А.П.Гар-
куша, Б.В.Гуреев, А.А.Куриленко, А.Д.Буб-
лик и др.
До первого огневого испытания блока «Ц»
№ 5С, которое состоялось в феврале 1986 г.,
было проведено на стендах В2 НИИХИММАШ
и 201 НИИМАШ 385 испытаний (100 % по Рк)
на 61 двигателе с суммарной наработкой
48400 с. На 1 марта 1993 г. было проведено
900 испытаний двигателя с суммарной нара-
боткой 170000 с, работоспособного на режи-
мах 106 % по тяге.
Следует отметить, что стендовая отработка
двигателя РД0120 проводилась с полнораз-
мерным соплом (за исключением стендового варианта
двигателя для автономной отработки агрегатов на пер-
вом этапе) с геометрической степенью расширения
connafc =98:
-	в основном без имитации высотных условий на
стендах В2, 201 и 301 НИИхиммаш и НИИМАШ;
-	с имитацией высотных условий с помощью газо-
динамической трубы на стенде 201.
Критерием оценки работоспособности двигателя
РД0120 являлась вероятность их безотказной работы,
величина которой к моменту проведения ОСИ блока
«Ц» PH «Энергия» имела значения >0,98.
Создание УКСС и отработка блока «Ц» PH «Энергия»
на УКСС
Программой отработки ДУ PH «Энергия» было
предусмотрено создание универсального комплекса
«Стенд-старт» с тягой до 4500 тс, на котором в 1983—
1987 гг. проведены комплексные стендовые холодные
и огневые испытания блока «Ц» изд. 11К25 № 4МД, 4М,
5С, 5С1 и летные испытания изд. № 6СЛ с космическим
аппаратом «Полюс».
17 февраля 1976 г. вышло постановление прави-
тельства о создании многоразовой космической си-
стемы «Энергия - Буран». На первом этапе работ по
теме МКС «Энергия-Буран» одним из важнейших объ-
ектов строительства стал универсальный комплекс
«Стенд-старт». На УКСС должны были проводиться
комплексные огневые испытания PH «Энергия», вклю-
чающего первую ступень из четырех боковых блоков
«А» с кислородно-керосиновым двигателем РД-170
тягой по 740 тс, вторую ступень - центральный блок
«Ц» с четырьмя кислородно-водородными двигате-
лями РД0120 тягой по 190 тс. Приказом министра
общего машиностроения № 82 от 5 марта 1976 г.
НИИХИММАШ введен в перечень основных исполните-
Площадка с системой хранения жидкого водорода (4 резервуара
объемом 1400 м3 каждый) для испытания PH «Энергия»
лей по созданию стендовой базы на территории космо-
дрома, проведению стендовых огневых испытаний и по
тепловакуумным испытаниям корабля «Буран». Для
обеспечения проектных проработок стенда для огневых
испытаний на Байконуре была создана группа сотруд-
ников на объекте № 2, преобразованный 27 января 1978 г.
в отдел 180, возглавляемый А.И.Зиборовым. В состав
отдела вошли опытные специалисты: И.Г.Привезенцев,
А.П.Дробот, Б.К.Замятин, Я.В.Земелько, В.П.Кучинский,
А.Н.Кулясов, А.Б.Богомолова, В.Г.Чванов и др. Работа
по выпуску эскизного проекта по УКСС проводилась в
тесном контакте с коллективами ИПМП, РКК «Энергия»
и КБОМ.
В 1981 г. в связи с расширением работ по УКСС
отдел был преобразован в комплекс № 7, исполнение
обязанностей руководителя комплекса было возло-
жено на И.Г.Привезенцева.
Приказом 2-го Главного Управления МОМ № 42 от
25 октября 1982 г. заместителем директора института
по комплексу «Стенд-старт» - научным руководителем
темы назначается ААМакаров. К руководству подраз-
делениями комплекса привлекаются ведущие специа-
листы института А.М.Свинарев, А.Ф.Высоцкий,
В.Ф.Хлебников, А.Н.Андреев, ВАБуевич, А.П.Гаркуша,
В.И.Кузнецов и др.
УКСС предназначен для проведения стендовых хо-
лодных и огневых испытаний блоков «А» и «Ц» PH с
тягой до 4500 тс и летных испытаний PH типа «Энер-
гия» с тягой до 4500 тс. Комплекс включает:
-	комплект технологического оборудования в коли-
честве 49 систем и агрегатов, которые обеспечивают
подготовку и проведение испытаний;
-	203 сооружения с комплектом технических систем;
-	комплект испытательной, управляющей, конт-
рольно-проверочной и пусковой аппаратуры ракеты-
носителя, размещенной в сооружениях комплекса.
549
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Для проведения измерений всех параметров ком-
плекса используется централизованный комплекс из-
мерений пристартового района.
Отработка блоков «А» PH «Энергия» и PH «Зенит»
Постановлением правительства от 16 марта 1976 г.
предусматривалось создание универсального космиче-
ского ракетного комплекса «Зенит» (головной разра-
ботчик - КБ «Южное», головной изготовитель - ПО
«Южный машиностроительный завод»). Двухступенча-
тая PH среднего класса «Зенит» предназначена для вы-
вода полезного груза до 14 т на опорную орбиту. Имея
полностью автоматизированный старт, PH «Зенит» в
1980-е гг. стала в своем классе самой совершенной PH
в мире. Модуль первой ступени PH «Зенит» входит в
состав четырех блоков первой ступени сверхтяжелой
PH «Энергия» (блоки «А»).
Экспериментальная отработка ДУ первых и вторых
ступеней PH «Зенит» была запланирована на стендах
НИИХИММАШ. Холодные испытания ПГС ДУ PH
«Зенит» были начаты на стенде № 2 (ИС-102) в 1976 г.
Огневые стендовые испытания первой и второй ступе-
ней PH «Зенит» были проведены на стенде ИС-102
НИИХИММАШ с 1981 по 1985 г.
На стенде ИС-105 в 1976-1988 гг. были проведены
отработка маршевого двигателя РД-123 разработки
НПО «Энергомаш» и рулевого двигателя 11Д513 раз-
работки КБ «Южное». На стенде 56 было проведено 514
испытаний двигателей РД123 и 11Д513 (участники ис-
пытаний - заместитель директора А.П.Сидоренко, на-
чальники отделов В.И.Гайдуков и В.П.Тупикин, специа-
листы Ю.И.Баринов, В.А.Гирлин и др.).
PH «Зенит» впервые в мире стартовала с морской
платформы в рамках Международного проекта «Мор-
ской старт».
Сложность отработки первой ступени PH «Зенит»
определялась отсутствием в КБЮ опыта создания из-
делий на компонентах жидкий кислород - керосин и
применением мощных двигателей НПО Энергомаш
РД-170 тягой 740 тс на первой ступени и 11Д123
тягой 80 тс на второй ступени.
Стендовые испытания на лабораторных и модель-
ных установках (СТУ-6, СТУ-9, 5000/15С141) на стенде
№ 2 начались в 1976 г., задолго до изготовления натур-
ной матчасти, и позволили выбрать типы газоводов
наддува баков, род газа наддува, а также получить экс-
периментальные данные по режимам заправок, сто-
янки, захолаживания двигателя еще на этапе проекти-
рования изделия.
Первое огневое испытание второй ступени PH «Зенит»
было успешно проведено 13 февраля 1981 г. (ведущий по
испытанию - А.В.Сулягин), второе - 30 октября 1981 г.,
которое закончилось аварийным выключением двигателя
и пожаром на изделии по причине возгорания насоса
окислителя рулевого двигателя после запуска. Пожар был
потушен, стенд при этом не пострадал.
Первая попытка огневого стендового испытания пер-
вой ступени была предпринята 26 июня 1982 г. на стенде
№ 2 (ведущий по испытанию-А.В.Сулягин). В связи с не-
достаточной отработанностью двигателя РД-170 были
предприняты меры предосторожности: ограничение вре-
мени работы до 8 с при неполной заправке баков компо-
нентами, эвакуация не занятых в ОСИ подразделений и
ближайшей части жилого поселка, привлечение пожар-
ных частей Московской области.
Запуск двигателя прошел нормально, однако при-
мерно на 6-й секунде произошло возгорание газового
тракта двигателя, приведшее к разрушению расходных
магистралей и баков и сильнейшему пожару в башне
стенда. Из-за перегорания кабелей системы управления
через несколько секунд после аварии стендовая си-
стема пожаротушения отключилась и пожар распро-
странился по кабельным каналам в подстольное поме-
щение стенда, где уничтожил коммутационные щиты и
выносную аппаратуру систем управления и измерения.
Стенд был полностью выведен из строя.
После аварии за 6 месяцев стенд был восстановлен
и принят в эксплуатацию, и в декабре было проведено
второе ОСИ второй ступени, которое закончилось по
команде АВД на 2,25-й секунде после запуска двига-
теля 11Д123 из-за разгара газового тракта двигателя,
изделие было полностью разрушено.
Благодаря мерам по обеспечению живучести
стенда, принятым в ходе его восстановления после ава-
рии на первой ступени, пожар был локализован и по-
тушен стендовой системой пожаротушения уже через
15 мин, все основные системы стенда, кроме съемных
элементов обвязки изделия, не пострадали.
Причиной аварии двигателя явилось наличие газо-
вых пузырей, не удаленных из тракта горючего в про-
цессе заливки при вертикальном положении двигателя
в составе ступени, тогда как отработка двигателя в НПО
«Энергомаш» и его филиале в Приморске велась на го-
ризонтальном (в наклонном) положении.
После доработки и проверки его запуска в вертикаль-
ном положении на стенде ИС0105 дальнейшие ОСИ вто-
рой ступени, проведенные на четырех изделиях с 28 де-
кабря 1983 г. по 7 сентября 1985 г., прошли успешно.
Одновременно шли доводочные испытания двига-
теля РД-170 на стенде НПО Энергомаш и подготовка к
дальнейшим испытаниям первой ступени PH «Зенит».
Поскольку одной из причин аварии при ОСИ № 1 пер-
вой ступени было попадание в газовый тракт посторон-
них частиц (алюминиевой стружки из бака окислителя),
особое внимание уделялось чистоте внутренних полостей
изделия. На стенде были проведены серия проливок бака
«О» на контрольный фильтр жидким кислородом с рас-
ходом до 600 л/с, в ходе которых была отработана тех-
нология проливок и продувок стендовых трубопроводов
обвязки на контрольные фильтры перед их стыковкой с
бортом. Все это позволило подтвердить качество завод-
ской технологии очистки баков в ходе изготовления и
550
Глава 9
ФКП «НИЦ РКП», входило воспроизведение на-
турных режимов работы всего комплекса си-
стем и агрегатов ступени, включая системы и
агрегаты ДУ, измерение и регистрацию режим-
ных параметров рабочих процессов, оценка их
соответствия параметрам, заданным в техниче-
ском задании на испытания. Также в задачи ис-
пытаний входила отработка технологии за-
правки ракеты на стартовой позиции
космодрома компонентами топлива и газами.
Для решения перечисленных задач на
стенде ИС-102 была созданы новые стендовые
Старт РН «Зенит» на летных испытаниях
сборки изделия и исключить аварийные исходы при
дальнейших ОСИ ступени. Технология проливок запра-
вочных магистралей на контрольные фильтры была при-
менена также при подготовке стартового сооружения на
Байконуре к ЛКИ №1.
Успешное ОСИ первой ступени (изделие 700/11С771
№3) 28 декабря 1983 г. подтвердило правильность про-
веденных мероприятий и доработок. Дальнейшие ОСИ
первой ступени, проведенные 13 февраля 1984 г.,
18 апреля 1984 г. и 7 июля 1985 г., были также ус-
пешны. Изделия отличались друг от друга в основном
конструкцией демпферов в расходной магистрали.
В работах по теме «Зенит» активное участие при-
няли следующие руководители, специалисты и испы-
татели: Ю.А.Карнеев - директор института, А.П.Сидо-
ренко - первый заместитель директора, а также
начальники отделов К.П.Денисов, А.И.Чучеров,
М.И.Андреев, начальник стенда А.ПЛуковский, специа-
листы А.Ф.Марданов, В.М.Фомин, А.В.Сулягин, В.Г.Фи-
липпова и др.
В марте 1999 г. был проведен успешный первый за-
пуск РН «Зенит» с макетом спутника.
Отработка современных ЖРД и ДУ на
стендах ФКП «НИЦ РКП». 1990-2017 гг.
На стенде ФКП «НИЦ РКП» в 1990-2016 гг. прове-
дены отработка модернизированных блоков РН «Союз»,
перспективной РН «Ангара», разгонного блока «Бриз»,
двигателей КВД1, разгонного блока 12КРБ PH GSLV, теп-
ловакуумные испытания по программе «Марс-96», кос-
мических аппаратов «Фобос - Грунт» и др.
Директором НИИХИММАШ в 1989 г. был назначен
ААМакаров. В 2008 г., после образования ФКП «НИЦ
РКП», генеральным директором был назначен Г.Г.Сайдов.
Отработка универсальных ракетных модулей УРМ-1
и УРМ-2 РН «Ангара» на стенде ИС-102
Начало подготовки ФКП «НИЦ РКП» к испытаниям
ракетно-космического комплекса «Ангара» было по-
ложено в октябре 1994 г. В задачи испытаний УРМ РН
«Ангара», которые должны были решить испытатели
системы и стендовое испытательное обору-
дование. При стендовой отработке объем ис-
пытаний определялся таким образом, чтобы решить
вопросы применения УРМ в различных типах РН.
В частности, огневые испытания УРМ-1 проводились
трижды: для отработки программ работы двигателя для
легкой РН, для первой ступени и второй ступени тяже-
лой РН.
В июле 2007 г. был поставлен примерочный макет
УРМ-1, проведены входной контроль изделия, подго-
товительные работы по монтажу и наладке систем
стенда и изделия. На этом этапе работа с изделием
была приостановлена до декабря 2008 г. из-за необхо-
димости проведения стендовых испытаний третьей сту-
пени РН «Ангара» (УРМ-2) и возобновилась 6 декабря
2008 г., когда на испытания был поставлен стендовый
ракетный блок УРМ-1 (изделие И1А1С серии № 71341),
предназначенный для холодных и огневых испытаний.
Первое и второе (ХСИ-1, ХСИ-2) изделия И1А1С были
проведены 28-30 апреля и 18 июня 2009 г. По результа-
там испытаний решением межведомственной комиссии
изделие И1А1С было допущено к проведению ОСИ.
ОСИ-1 было проведено 30 июля 2009 г. в соответ-
ствии с частным техническим заданием на огневое
стендовое испытание. После проведения ОСИ-1 изде-
лия И1А1С при осмотре двигателя РД 191И № Д011
были обнаружены локальные повреждения теплоизо-
ААМакаров.	Г.Г.Сайдов.
С 1989 г. - директор	С 2008 г. - генеральный
НИИХИММАШ. Д.т.н. директор ФКП «НИЦ
Академик РАКЦ. Заслуженный
деятель науки РФ
РКП». К.т.н. Академик
РАКЦ
551
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
ОСИ УРМ-1 на стенде ИС-102
ляции на трубопро-
водах подвода го-
рячего газа к соплам
крена. Причина воз-
никновения дефекта
выявлена, дефект
был устранен.
ОСИ-2 было про-
ведено 1 октября
2009 г. При ОСИ-2
была воспроизве-
дена циклограмма
работы двигателя,
соответствующая ра-
боте бокового блока
PH «Ангара-А5».
ОСИ-2 прошли ус-
пешно.
ОСИ-3 было про-
ведено 26 ноября 2009 г. и включало огневые испытания
двигателя РД 191И на номинальном режиме и на режиме
30 % от номинального. При ОСИ-3 были воспроизведены
циклограмма работы двигателя, соответствующие работе
центрального блока PH «Ангара-А5». Особенностью ис-
пытания являлась реализация циклограммы, обеспечи-
вающей максимальную выработку топлива из баков «О»
и «Г» изделия. ОСИ-3 прошли успешно.
В процессе серии проведенных ХСИ и ОСИ изделия
И1А1С выполнена отработка технологических процессов
подготовки блоков PH семейства «Ангара» к запуску, а
также слива компонентов топлива из баков и отогрева
изделия в случае отмены пуска. В процессе трех ОСИ од-
ного изделия И1А1С проведена комплексная проверка
работоспособности двигательной установки в целом с
воспроизведением программ работы ДУ по циклограммам,
имитирующим полет первой ступени PH «Ангара-1.2», бо-
кового и центрального блоков PH «Ангара-А5». Был вы-
явлен ряд замечаний по изделию. Часть этих замечаний
были устранены, а по ряду замечаний были введены
компенсирующие технологические мероприятия. КБ
«Салют» было рекомендовано разработать план меро-
приятий по предупреждению данных замечаний на штат-
ных изделиях.
Успешное проведение ХСИ и ОСИ изделия И1А1С
подтвердило правильность принятых принципиальных
схемных и конструктивных решений по УРМ-1, позво-
ливших обеспечить подготовку и выполнение постав-
ленных задач с получением необходимых характери-
стик и параметров функционирования изделия.
Испытания УРМ-2
Изделие УРМ-2 поступило в НИЦ РКП 2 сентября
2008 г. С 30 сентября по 28 октября 2008 г. в МИК ИС-102
были проведены входной контроль и проверки изделия
И5А2С, 1 ноября 2008 г. оно было установлено на
стенд. После обвязки изделия был осуществлен первый
этап автономных испытаний.
ХСИ-1, ХСИ-2 и ХСИ-3, включающие комплекс работ
по заправкам и проливкам баков баков «О» и «Г» жид-
ким кислородом и керосином, по захолаживанию бака
«О», зарядку шаробаллонов наддува и другие работы,
проведены 17 июня, 1 июля и 19 августа 2010 г.
По результатам холодных испытаний выявлена не-
обходимость доработки изделия И5А2С и уточнение
технологии работ с УРМ-2.
28 октября 2010 г. проведена дополнительная про-
ливка бака «О», которая содержала проведение операций
по обеспечению заданной температуры кислорода в рас-
ходном трубопроводе окислителя путем дренажа и под-
слива кислорода из РТО через дополнительную магист-
раль с клапаном до окончания предстартового наддува.
По результатам холодных испытаний решением меж-
ведомственной комиссии изделие И5А2С было допущено
к проведению ОСИ, которые проведены 18 ноября 2010 г.
Они включали в себя захолаживание и заправку бака «О»,
зарядку шаробаллонов наддува, шаробаллона управле-
ния, заправку бака «Г», операции по корректировке
уровня и подпитки бака «О», огневые испытания двига-
теля РД0124А-И на номинальном режиме.
При ОСИ воспроизведена полетная циклограмма ра-
боты двигателя с качанием камер двигателя на основном
режиме работы, а также воспроизведена последователь-
Вывоз изделия И1А1С
Транспортировка УРМ-2 на стенд ИС-102
552
Глава 9
ОСИ блока PH «Союз-2.1в» на стенде № 2
ность работы систем, соот-
ветствующая работе
третьей ступени PH «Ан-
гара А5» и второй ступени
PH «Ангара А1.2».
Испытание прошло в
соответствии с заданием
и циклограммой. Завер-
шение стендовой отра-
ботки позволило под-
твердить все основные
характеристики УРМ-1 и УРМ-2 в различных условиях
применения в различных типах PH и принять решение
о возможности начала летных испытаний в составе КРК
КСЛВ-1 и «Ангара». Стендовые испытания позволили
выявить большую часть недостатков конструкции и тех-
нологии изготовления, а также провести необходимые
доработки для повышения качества изготовления.
Состав пусковой команды ФКП «НИЦ РКП» по под-
готовке и проведению испытаний УРМ-1 и УРМ-2: пер-
вый заместитель генерального директора В.Н.Кучкин -
технический руководитель работ, начальник отдела
Н.Я.Жиров - руководитель испытаний, В.В.Миронов -
ведущий инженер по испытаниям; ведущие специали-
сты - В.В.Панков, Ю.А.Зайчик, Г.И.Негинский,
И.П.Ястремский, С.П.Кирьянов, А.И.Кузин, С.В.Ермо-
лаев, М.А.Карпенко, А.Е.Коршунов, М.В.Сидоров,
В.И.Чугунов, А.В.Дурнов, Е.В.Платонова, Н.М.Трофим-
чук, М.А.Спирин, В.А.Николаев, А.А.Солнышкин,
Г.В.Шишов, О.А.Афанасьева и др.
Отработка PH «Союз-2.1 в» на стенде ИС-102
Основным отличием PH «Союз-2.1 в» от PH «Союз-2.1»
является применение на центральном блоке вместо четы-
рехкамерного двигателя РД-107 однокамерного марше-
вого двигателя замкнутой схемы НК-33 тягой 150 тс с ру-
левым двигателем РД0110РС тягой 3 тс. Объект
испытания - блок первой ступени PH «Союз-2.1 в» № ЗС
поступил в ФКП «НИЦ РКП» 3 декабря 2011 г. В МИКе
ИС-102 совместно с РКЦ «Прогресс» была проведена
сборка первой ступени PH «Союз-2.1 в» (блоков «1А» и
«2А»), выполнена проверка готовности блока к стендовым
испытаниям.
Транспортировка и установка изделия в стенд про-
ведена 6 января 2012 г. ХСИ-1 и ХСИ-2 были проведены
и подтвердили работоспособность ПГС изделия со-
вместно с системами двигателей НК-33 и РД0110РС в
условиях, максимально приближенных к штатным.
Первое ОСИ изделия завершились нештатно по
команде «АВД-2», сформированной по превышению пре-
дельного значения оборотов вала ТНА двигателя РД0110РС
(команда была ложной). Причиной формирования ложной
команды явилась ошибка в программе определения числа
оборотов вала ТНА двигателя РД0110РС. Межведомствен-
ная комиссия рекомендовала провести повторное испыта-
ние блока первой ступени PH «Союз-2.1 в».
Второй экзем-
пляр блока пер-
вой ступени PH
«Союз-2.1 в» №ЗС-2
поступил для про-
ведения ОСИ-2 в
НИЦ РКП 1 января
2013 г. ОСИ № 2
блока проведено на стенде ИС-102 ФКП «НИЦ РКП» в
период с 30 мая по 3 июня 2013 г.
Выполнение штатной циклограммы ОСИ-2 было оста-
новлено на 152,88-й секунде от команды «Зажигание-1»
по команде «аварийное выключение двигателей», сфор-
мированной системой управления и аварийной защиты по
снижению давления горючего перед форсунками камеры
сгорания № 2 двигателя РД0110РС более чем на 8 кгс/см2
от уровня номинального режима. Причиной снижения дав-
ления перед форсунками камеры сгорания стало увеличе-
ния гидравлического сопротивления фильтра горючего,
связанное с его загрязнением углеродными частицами, по-
павшими в горючее из газа наддува бака при использова-
нии схемы смесевого наддува бака горючего (смесью
гелия и генераторного газа).
Согласно решению Межведомственной комиссии
ОСИ-2 блока первой ступени PH «Союз-2.1 в» признаны
завершенными, были разработаны, проверены и внед-
рены технические решения, позволившие устранить
причину нештатного завершения ОСИ-2. Испытания
подтвердили работоспособность систем подачи топ-
лива, обеспечение пожаробезопасности, управления и
конструкции PH в целом, отработку технологии пред-
стартовых работ, выполняемых на космодроме, и поз-
волили допустить изделие «Союз-2.1 в» к летно-кон-
структорским испытаниям.
Отработка кислородно-водородного двигателя
КВД1 и разгонного блока 12КРБ на стендах ИС-106
Двигатель КВД1 разработки КБХМ имени
А.М.Исаева предназначался для использования в раз-
гонном блоке 12КРБ индийской PH GSLV, создаваемом
по соглашению между организацией «Главкосмос» и
ракетно-космическим агентством Индии ISRO.
КВД1 - первый в России кислородно-водородный дви-
гатель, предназначенный для разгонных блоков, т.е. для
запуска и работы в условиях космоса с тремя включениями
553
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
ЖРДКВД1
Испытание КВД1 на стенде В2
Разгонный блок 12КРБ с двигателем КВД1 в МИК
Испытание блока 12КРБ на стенде ВЗ
в полете и одним включением при контрольно-технологи-
ческом испытании. Двигатель КВД1 выполнен по схеме с
дожиганием восстановительного газогенераторного газа
и создавался на базе агрегатов и систем двигателя 11Д56.
Отработка двигателя проводилась на стендах В1 и В2
ИС-106. На стенде В1б проводилась отработка режимов
захолаживания и запуска двигателя с имитацией высотных
условий, для чего стенд был оснащен барокамерой, в ко-
торой размещался двигатель, газодинамической трубой с
клапаном-захлопкой и концевыми эжекторами. Пониже-
ние давления в барокамере (-5 мм рт. ст.) создавалось ва-
куумными насосами (в момент воспламенения компонен-
тов в ГГ и КС -250 мм рт. ст.).
На стенде В2б проводились доводочные, завершаю-
щие доводочные, контрольно-технологические и конт-
рольно-выборочные испытания двигателя. В период 1991-
2000 гг. на стендах В1 б и В2б было проведено 119 огневых
испытаний двигателя. В подготовке и проведении испыта-
ний на стенде В1б принимали участие начальник лабора-
тории ААКуриленко, специалисты Г.Г.Маргелов, В.И.Па-
хомов, С.С.Колесников, А.В.Дурнов, Ю.Г.Скрябышев,
Л.Д.Тупикина и др.; на стенде В26 принимали участие на-
чальник стенда Р.С.Санатуллов, ведущие специалисты
Б.В.Гуреев, В.И.Чугунов, В.Н.Сухов, В.И.Мухортов,
С.С.Исайченко и др.
Реконструкция стенда ВЗе и испытания РБ 12КРБ
В1998 г. была закончена реконструкция стенда ВЗе для
холодных и огневых испытаний блока 12КРБ. Одновре-
менно был введен новый информационно-измерительный
комплекс на базе локальных вычислительных сетей, кото-
рый позволял вести технологические операции и управле-
ние изделием в автоматизированном режиме с обеспече-
нием выдачи информации в реальном масштабе времени.
Была разработана и введена в строй новая резервиро-
ванная микропроцессорная система управления автомати-
кой стенда и изделия, существенно расширяющая возмож-
ности автоматизации технологическими процессами
Кардинально преобразована система измерения на базе
ПЭВМ с крейтовыми устройствами и единой сетью обмена
данными, а на их основе - автоматизированные рабочие
места обработки результатов испытаний.
С 12 января по 2 декабря 1999 г. было проведено
стендовые испытания блока 2ДИ 12КРБ, которые
включали 8 испытаний (2 газовых испытания по проверке
СПВП и СТР, 5 холодных испытаний и 1 огневое испыта-
ние). Проведенные испытания позволили КБ «Салют»
ГКНПЦ имени М.В.Хруничева выдать заключение на про-
ведение ЛКИ блока 2Л12КРБ в составе PH GSLV.
Существенный вклад в отработку первого российского
РБ, созданного по международному контракту, внесли ди-
ректор института ААМакаров, начальник отделения
С.К.Дыменко, ведущие специалисты по стенду ВЗ Б.Х.Бог-
данов, В.В.Панков, С.А.Емельянов (ведущий по испыта-
ниям), А.В.Боголюбов, ВАБершадский, Ю.КЛапин и др.;
по системам управления и измерения - В.В.Милютин,
ВАЛисейкин, А.Д.Фролов, В.В.Демьянов, Ю.В.Селиванов,
554
Глава 9
Старт PH GSLV с блоком 12КРБ с космодрома
Шрихарио в Индии
Н.В.Шилов, С.В.Ионов, Н.Н.Григорьев, Ю.А.Зуев и др.; по
анализу результатов испытаний - АГ.Галеев, В.Н.Береж-
ной, В.Я.Гурфинкель, В.И.Мухортов, С.Б.Решетова и др.
Отработка двигателей РД0146Д и РД0150, разгонного
блока «КВТК-Двина» на стендах ИС-106
Планируются провести подготовку рабочих мест и ис-
пытания:
-	на стенде В1 арматуры (агрегаты автоматики, БРС и
другие элементы) в среде жидкого водорода;
-	на стенде В2 - кислородно-водородного двигателя
РД0146Д (тяга - 7,5 тс) с сопловыми насадками (степени
расширения сопла fa = 114 и fa = 170) с имитацией высот-
ных условий по отработке многоразового запуска и ре-
сурса (стенд В2б), кислородно-водородного двигателя
РД0150 (тяга - 50-90 тс) для модификаций PH тяжелого
класса «Ангара-5В» и др. (стенд В2а);
-	на стенде ВЗ - РБ «КВТК-Двина» с двигателем
РД0146Д без имитации высотных условий по программе
ХСИ и ОСИ для PH «Ангара-А5В».
Испытания ДУ на стенде ВЗ. Известно, что наиболее
опасными являются стендовые испытания кислородно-во-
дородных ДУ, т.к. в случае разгерметизации топливной си-
стемы работающий двигатель (выхлопная струя) может
явиться инициатором взрыва смесей выброса (пролива)
водорода с воздухом (или кислородом) при одновремен-
ном или раздельном разрушении топливных баков. Без-
опасность испытания ДУ на стенде определяется количе-
ством заправляемого водорода в топливный бак ДУ. При
оценке безопасности применяется гипотеза мгновенного
разрушения баков окислителя и горючего, пролива и
взрыва образуемых смесей водорода с воздухом (кисло-
родом) с учетом тротиловых эквивалентов и коэффици-
ента участия водорода во взрыве (z = 0,05-0,42).
В1991 г. на основании накопленного опыта стендовых
испытаний ЖРД и ДУ (двигатели 11Д56,11Д57, РД0120,
блока «Р» PH «Н-1» и систем блока «Ц» PH «Энергия) и
проведенных расчетов межотраслевая экспертная комис-
сия по безопасности испытаний приняла решение о воз-
можности проведения холодных и огневых испытаний ДУ
разгонных блоков на стенде ВЗ НИЦ РКП с заправкой топ-
ливного бака ДУ жидким водородом объемом 2700 кг с
риском 104 (одна авария на 10000 испытаний). При этом
холодные и огневые испытания кислородно-водородных
ДУ должны проводиться с выполнением специальных ме-
роприятий по безопасности, включающих следующие тре-
бования:
-	для первых испытаний ДУ выполняется с более
упрочненными баками;
-	двигатель отделяется от баков защитным устрой-
ством;
-	двигатель до начала испытаний в составе ДУ должен
иметь коэффициент надежности не ниже 0,98, подтвер-
жденный при автономных испытаниях;
-	агрегаты и системы ДУ должны быть испытаны авто-
номно на натурных компонентах;
-	огневым испытаниям должны предшествовать холод-
ные испытания ДУ;
-	в баках ДУ должны быть установлены разделитель-
ные клапаны по магистралям питания окислителя и го-
рючего, клапаны аварийного слива компонентов из баков,
дополнительные дренажно-предохранительные клапаны,
системы дополнительного наддува баков;
-	должно быть предусмотрено применение в ДУ систем
пожаровзрывопредупреждения и аварийной защиты ис-
пытаний, контроля опасных концентраций водорода и кис-
лорода в отсеках стенда и ДУ, воспламенения и дожигания
выбросов водорода из сопла двигателя;
-	блоки МУС должны быть в искрозащищенном испол-
нении и т.д.
В расчетах экспертами межотраслевой экспертной ко-
миссии по безопасности испытаний в 1991 г. было принято
значение z = 0,3. При этих расчетах на ограниченном рас-
стоянии от стенда (1100 м) допускалось избыточное дав-
ление во фронте ударной волны, равное 2 кПа, при кото-
ром реализуется вторая степень безопасности и возможно
частичное разрушение (менее 10 %) остеклений зданий и
сооружений.
Следует также обратить внимание на то, что расчеты
проводились с использованием гипотетической модели
развития аварийной ситуации, которые не учитывают ди-
намику и кинетику процессов от начала разгерметизации
системы до взрыва, а также уменьшение тротилового эк-
555
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
вивалента при неполучении стехиометрической смеси. В
то же время рассмотрение статистики аварий, произошед-
ших по причине выброса водорода, показывает, что раз-
витие событий имеет заметное время, позволяющее пари-
ровать развитие аварийной ситуации, а коэффициент
участия водорода во взрыве z в большинстве случаев не
превышает 0,1.
Это позволяет рассматривать вопрос о проведении ис-
пытаний на стенде НИЦ РКП ДУ с заправкой блока второй
ступени PH водородом более 2700 кг (до 7000 кг) при вы-
полнении комплекса дополнительных мер обеспечения
безопасности и парировании нештатных ситуаций, пред-
усматривающих сохранение иерархического принципа по-
строения программ испытаний с постепенным их услож-
нением, внедрение диагностических методов контроля
технического состояния двигателя после испытания для
оценки остаточного ресурса его систем, внедрение датчи-
ков контроля утечек водорода с инерционностью не более
1-2 с, применение усовершенствованных САЗ двигателя с
быстродействием 0,05-0,06 с, применение ингибиторов с
азотом для предотвращения детонации взрывоопасных
смесей водорода с воздухом и кислородом в отсеках ДУ и
стенда и др.
В качестве эффективных ингибиторов применительно
к горению смесей водорода в воздухе (и кислороде), со-
держащих более 10 % водорода, были предложены и ис-
пытаны олефиновые соединения, в частности пропилен
(СЗН8), исследованные в работах Института структурной
макрокинетики и проблем материаловедения РАН под ру-
ководством чл.-корр. РАН В.В.Азатяна.
Для предотвращения детонации водородно-воздушных
смесей, реально встречающихся на практике составов, до-
статочная концентрация предлагаемого ингибитора состав-
ляет -3 %, а для прекращения процесса горения требуется
несколько большее количество ингибитора (до 4 %).
Регулирование закономерности горения и взрыва во-
дородно-воздушных смесей достигается обрывом цепного
характера воспламенения (взамен чисто тепловой теории
воспламенения). Таким образом, разработанный в ИСМАН
подход использования активных присадок (ингибиторов) в
СПВП открывает новые возможности для более безопас-
ного проведения стендовых испытаний ступеней ракет с
увеличенным количеством заправляемого жидкого водо-
рода в топливный бак ДУ и рационального использования
водорода в различных областях промышленности и тех-
ники.
Эти данные были подтверждены в совместных рас-
четно-экспериментальных исследованиях ФКП «НИЦ РКП»
и ИСМАН, в договорных работах по тематической карточке
НИР «Эксперимент-1-6» в 2009-2011 гг. Коэффициент
охвата аварийных ситуаций, характеризующий способ-
ность современных САЗ обеспечивать выключение ЖРД
до момента, когда двигатель начнет разрушаться, при этом
должен быть равным не менее 0,8-0.9, т.е. система должна
парировать около 80-90 % потенциально возможных от-
казов при испытаниях.
На стенде В2б продолжаются работы по подготовке к
испытаниям двигателя РД0146Д, которые перенесены на
2018-2019 гг., по стенду В2а проведены предварительные
оценки подготовки стенда и систем к испытаниям двига-
теля РД0150.
ИПРОМАШПРОМом разработан технический проект на
подготовку стенда ВЗ к испытаниям разгонного блока
«КВТК-Двина» с заправкой более 2700 (3300) кг жидкого
водорода в топливный бак ДУ.
В случае необходимости отработки РБ с двумя двига-
телями типа РД0146 с заправкой до 10 т жидкого водорода
такие испытания можно проводить на стенде ВЗ ФКП
«НИЦ РКП» с ограничением доз заправки до 7000 кг в топ-
ливный бак ДУ с принятием дополнительного комплекса
мер безопасности и постепенным усложнением программ
испытаний.
Для проведения испытаний разгонных блоков с полной
заправкой топливного бака и ступеней PH СТК с двигате-
лем РД0150 (более 7000 кг) целесообразно предусмотреть
в планах развития космодромов создание УКСС на космо-
дроме Восточный по аналогии с универсальным комплек-
сом «Стенд-старт» на Байконуре.
Кроме стендовой базы для отработки ЖРД и ДУ, ФКП
«НИЦ РКП» обладает уникальными комплексами для про-
ведения тепло-вакуумных испытаний натурных космиче-
ских аппаратов, узлов и агрегатов КА в условиях, имити-
рующих воздействие космической среды:
-	единственной в стране барокамерой ВК-600/300 объе-
мом 600 м3 (полезный объем - 300 м3) с технологическими
и вакуумными системами (был получен вакуум в камере
6»10*мм рт. ст.); на испытательном комплексе ТВИ-1 с ва-
куумной камерой ВК 600/300 были проведены теплова-
куумная отработка более 140 космических аппаратов как
военного, так и гражданского назначения;
-	комплекс с горизонтальной вакуумной камерой BKI/I-
8500 объемом 8500 м3 с внутрикамерным оборудованием
азотных экранов, опорно-поворотным устройством с ими-
татором инфракрасного излучения и солнечного излуче-
ния; на ВКИ-8500 были проведены ТВИ орбитальных стан-
ций «Салют», «Мир», вертикальное оперение, средняя и
хвостовая части фюзеляжа МКС «Буран»; в настоящее
время камера ВКИ-8500 выведена из эксплуатации;
-	комплекс климатических камер для испытаний изде-
лий гражданского и двойного назначения;
-	испытательные стенды и установки для научных ис-
следований по устойчивости внугрикамерных процессов в
газогенераторах и камерах сгорания ЖРД;
-	испытательные стенды и установки для испытаний и
экспериментальной отработки наземного технологиче-
ского оборудования стартовых и технических комплексов
PH и КА.
На испытательных стендах ФКП «НИЦ РКП» за 1949—
2017 гг. проведено более 60000 испытаний по отра-
ботке ракетно-космических систем различного назначе-
ния (260 ракет, более 60 ЖРД и более 140 космических
аппаратов и орбитальных кораблей).
556
Глава 9
Ю.М-.Мнлехии
РАЗРАБОТКИ ФГУП «ФЦДТ «СОЮЗ» ДЛЯ
РАКЕТНЫХ СИСТЕМ РАЗЛИЧНОГО НАЗНАЧЕНИЯ
И РЕАЛИЗАЦИИ КОСМИЧЕСКИХ ПРОГРАММ
Развитие и совершенствование ракетного вооруже-
ния для укрепления национальной безопасности
страны в значительной степени стало возможным бла-
годаря разработке и освоению нового класса энергети-
ческих материалов - ракетных твердых топлив - и соз-
данию двигательных установок на их основе.
Успехи отечественного твердотопливного ракето-
строения базируются на создании новых поколений вы-
сокоэффективных смесевых ракетных твердых топлив.
Их характеристики во многом определяют баллистиче-
скую эффективность ракетных комплексов, их боевые
возможности, эксплуатационную надежность и т.д.
На каждом этапе разработки СРТТ решаются слож-
ные и дорогостоящие задачи увеличения их энергомас-
совых характеристик. Для этого необходимо синтези-
ровать новые энергоемкие вещества, придать им
свойства, которые позволят использовать их в качестве
компонентов топлив, решить задачи по обеспечению
требуемого комплекса характеристик СРТТ примени-
тельно к двигательным установкам ракет различного
назначения. Разработанные (начиная с 1970-х гг.) и соз-
даваемые сегодня СРТТ по энергомассовым показате-
лям не только не уступают, а в ряде случаев превосхо-
дят зарубежные аналоги. Это достигнуто благодаря
созданному в России научно-техническому потенциалу,
общему высокому уровню отечественной химической
науки, творческому сотрудничеству академических и
отраслевых организаций.
ФЦДТ «Союз» является одним из ведущих пред-
приятий Российской Федерации в области химии и тех-
нологии ракетных твердых топлив, создания энергети-
ческих установок для ракетных комплексов различного
назначения и космических систем, установок прямого
преобразования энергии, разработки технологий двой-
ного назначения. Разработки ФЦДТ «Союз» внедрены
в системы вооружения практически всех видов и родов
войск Вооруженных сил страны.
Наличие современной научно-исследовательской,
производственной и испытательной баз позволяет
ФЦДТ «Союз» проводить весь комплекс работ от фун-
даментальных исследований, разработки материалов и
рецептур до промышленной технологии изготовления
изделий, их контроля, испытаний, сертификации и се-
рийного выпуска.
За 70-летний период деятельности предприятием
разработано свыше 90 рецептур высокоэффективных
твердых ракетных топлив, целый ряд из которых по
уровню характеристик превосходят зарубежные ана-
логи. Созданы и внедрены на заводах отрасли сотни
высокопроизводительных аппаратов и безопасных, ре-
сурсосберегающих технологических процессов по про-
изводству зарядов из твердых ракетных топлив. Отра-
ботано и сдано в эксплуатацию более 600 номенклатур
твердотопливных зарядов двигательных установок раз-
личных ракетных комплексов наземного и морского ба-
зирования.
В отечественном ракетостроении ФЦДТ «Союз»
прочно занимает место одного из основных разработ-
чиков твердых ракетных топлив и зарядов ДУ на их ос-
нове, пороховых аккумуляторов давления, а также кор-
пусов двигательных установок из композиционных
материалов для стратегических ракетных комплексов.
Более 85 % зарядов и 60 % корпусов маршевых РДТТ
для твердотопливных стратегических ракет, принятых
на вооружение РВСН, созданы в ФЦДТ «Союз».
Во второй половине 1950-х гг. ОКБ-1, руководимым
С.П.Королевым, совместно с НИИ-125 была разрабо-
тана первая отечественная твердотопливная трехсту-
пенчатая ракета РТ-1 с дальностью стрельбы 2500 км.
В1959 г. вышло постановление правительства о созда-
нии твердотопливной ракеты РТ-1, что послужило мощ-
ным импульсом развития нового вида вооружения -
твердотопливных ракетных комплексов стратегиче-
ского назначения.
Разработка ракеты РТ-1, двигательных установок,
зарядов, топлив, их промышленное освоение проводи-
лись под руководством и при непосредственном уча-
стии таких выдающихся ученых, как С.П.Королев,
Б.П.Жуков, Ю.А.Победоносцев, Р.Е.Соркин и других,
много сделавших для развития отечественного твердо-
топливного ракетостроения. Каждая из трех ступеней
ракеты представляла собой пакет из четырех двигате-
лей. В зарядах использовалось баллиститное топливо.
Проектирование, изготовление и отработка крупнога-
баритных ДУ и зарядов представляли в те годы новую
сложную научно-техническую задачу. В процессе соз-
дания ракеты отечественная промышленность впервые
освоила технологии изготовления крупногабаритных
зарядов из баллиститных топлив диаметром до 1 м и
корпусов из композиционных материалов, разработан-
ных учеными и специалистами предприятия. Опыт соз-
дания стратегической ракеты РТ-1 явился первым
шагом на пути широкого использования твердых топ-
лив в различных системах ракетного вооружения. При
отработке этой ракеты выработана методология, без
которой невозможна была бы разработка крупногаба-
ритных твердотопливных двигателей для стратегиче-
ских ракетных комплексов. Одновременно были пока-
заны высокая надежность, удобства эксплуатации и
другие преимущества твердотопливных ракет.
В 1965 г. Московским институтом теплотехники в
кооперации с ФЦДТ «Союз» и другими предприятиями
был отработан и сдан на вооружение первый в стране
мобильный оперативно-тактический твердотопливный
ракетный комплекс «Темп-С». В ФЦДТ «Союз» для
этого комплекса впервые в отечественной практике
557
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
были созданы крупногабаритные заряды из смесевых
ракетных твердых топлив и разработаны корпуса из
композиционных материалов тканевой намотки. Топ-
лива первого поколения перерабатывались по новой
прогрессивной технологии свободного литья с исполь-
зованием порционного смешения и формования из не-
скольких смесителей.
Комплекс «Темп-С» с дальностью стрельбы 900 км
в течение 25 лет был составной частью оборонного по-
тенциала страны сначала в группировке РВСН, а затем
в Сухопутных войсках. По большинству параметров он
превосходил американский аналог - комплекс «Пер-
шинг», дальность стрельбы которого - 740 км.
Одним из главных итогов работ по комплексу
«Темп-С» было создание новой кооперации научно-ис-
следовательских, проектно-конструкторских и про-
изводственных предприятий во главе с АО «Корпорация
«МИТ», которая обеспечила создание мощного научно-
технического задела для разработки в последующем не
имевшего мировых аналогов подвижного грунтового
твердотопливного ракетного комплекса «Темп-2С». Во
всех маршевых и специальных двигательных установ-
ках комплекса были применены топлива и заряды раз-
работки ФЦДТ «Союз». Впервые в мировой практике
для повышения удельного импульса в состав топлива
было введено мощное взрывчатое вещество гексоген.
Были разработаны и применены заряды ДУ осесиммет-
ричной конструкции, обеспечивающие оптимальную
защиту корпуса от воздействия продуктов сгорания и
снижение за счет этого пассивной массы ракеты; отра-
ботаны корпуса ДУ из композиционных материалов, из-
готавливаемых новым прогрессивным методом про-
дольно-поперечной намотки; реализован вдув в
закритическую часть сопла продуктов сгорания специ-
ально разработанного низкотемпературного топлива в
целях управления вектором тяги.
Впервые в отечественной практике в комплексе
«Темп-2С» был применен минометный старт с исполь-
зованием порохового аккумулятора давления, разрабо-
танного в ФЦДТ «Союз». Преимущества минометного
старта были по достоинству оценены разработчиками
как твердотопливных, так и жидкостных ракетных ком-
плексов. В дальнейшем ФЦДТ «Союз» разрабатыва-
лись ПАДы старта для всех твердотопливных и боль-
шинства жидкостных стратегических комплексов РВСН.
К началу 1970-х гг. была поставлена задача усилить
группировки стратегических ракет средней дальности.
За короткий срок кооперацией предприятий во главе с
МИТ был создан подвижный грунтовый ракетный ком-
плекс «Пионер» с двухступенчатой ракетой средней
дальности, оснащенной разделяющейся головной
частью с несколькими боевыми блоками. При создании
этого комплекса был применен принцип модульного
построения ракеты с использованием двигательных
установок первой и второй ступеней изделия «Темп-2С».
Наряду с этим был создан новый двигатель боевой сту-
пени повышенной эффективности, обеспечивающий
требуемую зону разведения боевых блоков. В марте
1976 г. комплекс был принят на вооружение. В про-
цессе модернизации ракеты были увеличены дальность
стрельбы и район разведения боевых блоков. По Дого-
вору о ликвидации ракет средней и меньшей дально-
сти, заключенному в 1987 г., ракеты «Пионер» были
уничтожены, в т.ч. 72 ракеты - методом пуска. Уникаль-
ные данные, полученные по такому числу натурных пус-
ков, подтвердили высочайшую надежность всех мар-
шевых двигателей, РДТТ специального назначения,
других систем и агрегатов комплекса.
В 1980-х гг. в США началась разработка и развер-
тывание стратегических комплексов с ракетами нового
поколения MX и «Трайдент-2», в которых применялись
новые топлива типа НТРВ и NEPE. Для обеспечения
стратегического паритета в нашей стране были начаты
разработки и развертывание нового поколения отече-
ственных твердотопливных ракетных комплексов: по-
движного грунтового - «Тополь», железнодорожного -
15Ж61 и шахтного базирования - 15Ж60. Для этого в
ФЦДТ «Союз» были созданы новые топлива, превосхо-
дящие американские по энергомассовым характеристи-
кам и обеспечивающие безопасную долговременную
эксплуатацию, в т.ч. в условиях значительных транс-
портных нагрузок.
Во всех маршевых РДТТ ракеты «Тополь» было ис-
пользовано разработанное в ФЦДТ «Союз» топливо, в ре-
цептуру которого введено мощное взрывчатое вещество
октоген. В ДУ верхней ступени был применен двухсостав-
ной заряд, в котором наряду с основным высокоэнерге-
тическим ТРТ использовалось низкотемпературное топ-
ливо. Это позволило обеспечить создание
низкотемпературной зоны продуктов сгорания, располо-
женной вдоль стенки соплового блока для решения од-
новременно двух задач: управления вектором тяги путем
вдува в закритическую часть сопла и защиту соплового
блока от высокотемпературного потока.
Для двигателей верхних ступеней МБР 15Ж60,
15Ж61 и ЗМ65 были созданы топлива на основе нового
мощного бесхлорного окислителя АДНА. Комплекс
фундаментальных работ, проведенных по разработке
и внедрению АДНА как одного из энергоемких и эко-
логически чистых окислителей в ИОХ РАН, ФЦДТ
«Союз», ИПХФ РАН, СКТБ «Технолог», ФНПЦ «Алтай»
и других организациях, явился крупным отечествен-
ным научным и техническим достижением, более чем
на 20 лет опередившим мировой уровень энергетики
твердых ракетных топлив. На третьих ступенях ракет
15Ж60 и 15Ж61 в рецептуре топлива впервые приме-
нено принципиально новое высокоэффективное метал-
лическое горючее - гидрид легкого металла. За счет
этих «пионерских» рецептурных решений были соз-
даны высокоэффективные СРТТ, обладающие непре-
взойденными до настоящего времени в нашей стране
и за рубежом значениями удельного импульса топлив.
558
Глава 9
Двигатель маршевой ступени ракеты 15Ж60
ФЦДТ «Союз» совместно с проектными организа-
циями созданы и внедрены в промышленные про-
изводства технологии изготовления методом свобод-
ного литья крупногабаритных зарядов массой до
нескольких десятков тонн из высокоэнергетических и
высоконаполненных твердых ракетных топлив, содер-
жащих специфичные и уникальные компоненты: гексо-
ген, октоген, АДНА, гидрид металла и др.
Для ракет «Тополь», 15Ж60,15Ж61 и ЗМ65 впер-
вые в отечественной практике разработаны корпуса ДУ
из полимерного композиционного материала на основе
арамидного волокна СВМ, обладающего высокой
удельной прочностью, что способствовало повышению
энергомассового совершенства ДУ ракет.
В 1990-е гг. коллектив ФЦДТ «Союз» приступил к
выполнению важной и сложной работы по созданию
топлив, зарядов и корпусов стратегического ракетного
комплекса «Тополь-М», обладающего повышенной
ПАД старта для ПГРК
боевой эффективностью. Для этого комплекса, приня-
того на вооружение РВСН в 2000 г., ФЦДТ «Союз» раз-
работал новые высокоэнергетические топлива типа
ОПАЛ и заряды для всех маршевых ступеней, специ-
альное низкотемпературное топливо и заряд для ДУ
боевой ступени с регулируемой тягой, топлива и за-
ряды для 11 двигателей специального назначения, кор-
пуса ДУ маршевых ступеней типа «кокон» из полимер-
ного композиционного материала на основе
арамидного волокна для двигателей первой и третьей
ступеней, а также ПАД минометного старта.
Для двигателей специального назначения, которые
представляют собой отдельный класс энергетических
установок, были созданы новые типы топлив и зарядов.
Для генераторов приводов управления вектором тяги
Производство крупно- и среднегабаритных изделий из СРТТ
559
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
применены баллиститные составы с минимальным со-
держанием конденсированной фазы в продуктах сго-
рания. Для двигателей с малым временем работы соз-
даны принципиально новые конструктивные формы
зарядов в виде тонкосводных многоярусных моно-
блоков, обладающих повышенной эффективностью
по сравнению с традиционным многошашечным за-
рядом. Для двигателя увода головного обтекателя од-
ного из изделий предусмотрены два режима работы,
что было реализовано за счет создания специальной
конструкции заряда. Более чем за шесть десятилетий
специалистами ФЦДТ «Союз» разработано несколько
десятков зарядов к двигателям специального назначе-
ния и пороховым аккумуляторам давления.
Для принятого на вооружение в 2009 г. ракетного
комплекса «Ярс» стационарного базирования достиг-
нута унификация маршевых РДТТ с двигателями РК
«Тополь-М», разработаны специальное низкотемпера-
турное топливо и заряд для двигателя боевой ступени
с повышенным уровнем регулирования тяги.
В конце 1990-х гг. для нового РК «Булава» морского
базирования началась разработка СРТТ пятого поколения
на основе активного горючего связующего с увеличен-
ным содержанием мощных взрывчатых веществ. Для
обеспечения новых требований создано производство
уникальных марок компонентов СРТТ с заданными свой-
ствами, в т.ч. окислителя, ВВ и активного горючего свя-
зующего с низкотемпературной системой полимериза-
ции. В результате проведения большого цикла
лабораторных и натурных исследований, а также модель-
ных и полномасштабных испытаний созданы технологии
изготовления зарядов из СРТТ пятого поколения для
маршевых РДТТ ракеты «Булава» и организовано их се-
рийное производство на предприятиях отрасли.
Достигнут новый уровень характеристик специального
низкотемпературного топлива для двигателя боевой сту-
пени с глубоким регулированием тяги. Кроме того, для ра-
кеты «Булава» разработаны заряды к четырем ДУ специ-
ального назначения и новый ПАД для обеспечения старта
с учетом специфики ее базирования.
А
i 1
f i
Комплекс	«Темп- 2С»	«Пионер» («Пионет- УТТХ»)	«Тополь»	«Тайфун»	РТ-23 УТТХ		«Тополь- М»	«Ярс»	«Булава»
					БЖРК	ШПУ			
Заряды ДУ маршевых ступеней	I, II, III ст.	I, II ст.	I, II, III ст.	III ст.	II, III ст.	II, III ст.	I, II, III ст.	I, II, III ст.	II, III ст.
Корпуса ДУ маршевых ступеней	I, II, III ст.	I, II ст.	I, III ст.	III ст.	II, III ст.	II, III ст.	I, III ст.	I, III ст.	III ст.
ДУ специального назначения	ДУБС, 6ДСН	ДУБС, 10ДСН	ДУ БС, 6ДСН	1 ДСН	11 ДСН	12 ДСН	ДУ БС- ДГР, 11 ДСН	ДУ БС- ДГР, 11 ДСН	ДУБС- ДГР, 4 ДСН
ПАД	Миномет- ного старта	Минометного старта	Миномет- ного старта, ускоренного подъема	Миномет- ного старта	Миномет- ного старта	Миномет- ного старта, увода крышки	Минометного старта, ускоренного подъема, увод крышки		Миномет- ного старта
Год принятия на вооружение	1975	1976(1980)	1988	1984	1989	1990	ШРК - 2000 ПГРК - 2006	2009	ОП. ЭКСП, 2012
560
Глава 9
Таким образом, ФГУП «ФЦДТ «Союз» внес суще-
ственный вклад в разработку твердотопливных стацио-
нарных и мобильных ракетных комплексов стратегиче-
ского назначения наземного и морского базирования и
заложил фундаментальные основы для создания пер-
спективных РК с повышенной эффективностью.
С момента образования предприятия важным на-
правлением проектных и опытно-конструкторских
работ было создание зарядов для двигательных уста-
новок ракет тактического и оперативно-тактического
назначения Сухопутных войск.
С середины 1950-х гг. на предприятии начались ра-
боты по созданию топлив и зарядов ДУ для данного
типа вооружений. Были созданы заряды для ДУ тактиче-
ской ракеты «Луна», сданной на вооружение в 1961 г.,
оперативно-тактической ракеты «Луна-М» с повышен-
ной вдвое дальностью стрельбы за счет применения
нового заряда с увеличенной массой топлива (сдана на
вооружение в 1964 г.). Более двух десятилетий она на-
ходилась на вооружении Советской Армии и экспорти-
ровалась во многие страны мира. Разработчиком ракет
был Московский институт теплотехники.
Дальнейшим развитием систем тактического и опе-
ративно-тактического вооружения явилась разработка в
1970-1980-е гг. ракетных комплексов «Точка», «Точка-У»,
«Ока». Учеными и инженерами предприятия была ус-
пешно решена задача по созданию высокоэнергетиче-
ских СРП и крупногабаритных зарядов для маршевых
ДУ этих комплексов, эксплуатируемых в широком диапа-
зоне температур. Для ДУ системы «Ока» был разработан
заряд-моноблок, обеспечивающий два режима работы на
стартовом и маршевом участке траектории. За быстроту,
эффективность и автономность в действиях комплекс на
Западе получил название Spider («Паук»).
В 1990-е гг. коллектив предприятия разработал
заряд к маршевому двигателю для высокоточного ра-
кетного комплекса «Искандер». Головной организацией
в работах по ракетным комплексам «Точка», «Ока»,
«Точка-У», «Искандер» является Конструкторское бюро
машиностроения, с которым ФЦДТ «Союз» связывает
многолетнее и плодотворное сотрудничество.
В начале 1960-х гг. перед ФЦДТ «Союз» и другими
предприятиями была поставлена задача по разработке
и оснащению Военно-морского флота и авиации опе-
ративно-тактическими и тактическими системами по-
вышенной эффективности, обладающими теми объ-
ективными преимуществами, которые дает применение
твердых ракетных топлив.
В сжатые сроки коллективом предприятия были
разработаны заряды к трем корабельным зенитным
комплексам: 4К90, 4К91, 4К60. В зарядах маршевых
двигателей использовалось высокоэнергетическое бал-
листитное твердое топливо и разработанные к тому
времени смесевые ракетные твердые топлива, которые
обеспечили необходимые энергомассовые характери-
стики двигательных установок и требуемый темпера-
турный диапазон эксплуатации комплексов, сданных на
вооружение.
Для новой сверхскоростной противолодочной тор-
педы «Шквал» предприятием были разработаны пять за-
рядов, обеспечивающих старт, разгон, включение марше-
вого двигателя. В 1977 г. торпеда была принята на
вооружение Военно-морского флота. К этому времени
были также созданы твердотопливные стартовые агре-
гаты для запуска с кораблей крылатых ракет «Метеор»,
«Малахит», «Прогресс», «Термит», «Рубеж» с зарядами,
разработанными ФЦДТ «Союз». Всего на предприятии
были разработаны заряды к ДУ 35 сданных на вооружение
ВМФ ракетных систем, в т.ч. для корабельных зенитных
комплексов, крылатых ракет и торпедного вооружения.
Одним из направлений работ в 1960-1970-е гг. яви-
лось создание ракет и ускорителей взлета для авиа-
ционных систем, в которых использовались заряды из
порохов и твердого топлива. С учетом специфики их
функционирования в ряд составов вводились специ-
альные пламегасящие добавки, исключающие не-
штатную работу авиационных двигателей. В этот пе-
риод коллективом предприятия разработаны заряды
к 30 боевым ракетам и ускорителям самолетов, в т.ч.:
-	для ракет типа «воздух - поверхность»: Х-66, Х-23,
Х-58, Х-59, С-24, С-24Б;
-	для ракет типа «воздух - воздух»: Р-4, Р-8, Р-98М,
К-5;
-	для ускорителей, обеспечивающих сокращение
времени и длины пробега при взлете самолета;
-	для систем сброса ускорителя и «мягкой» посадки
к беспилотным самолетам-разведчикам.
Многие тактические ракеты и ускорители с зарядами
разработки ФЦДТ «Союз» до настоящего времени се-
рийно производятся и успешно эксплуатируются Военно-
морским флотом и Воздушно-космическими силами.
В соответствии с постановлением правительства
ФЦДТ «Союз» был назначен головным предприятием
по баллиститным порохам и технологии их изготовле-
ния. Одновременно предприятию поручалось создание
зарядов ДУ систем залпового огня. Головной организа-
цией по разработке РСЗО для Сухопутных войск и Во-
енно-морского флота является ГНПП «Сплав». Для
этого вида вооружения ФЦДТ «Союз» в 1970-1985 гг.
разработал и сдал в эксплуатацию большую гамму за-
рядов ракетных двигателей РСЗО Сухопутных войск:
«Град-1» - полковая система калибра 122 мм, «Прима» -
дивизионная система калибра 122 мм, «Карантин» и
«Ураган» - армейские системы калибра 220 мм. Была
проведена значительная работа по совершенствованию
конструкций зарядов, технологии их изготовления, раз-
работке и исследованию новых рецептур порохов, что
явилось реальной основой для создания эффективных
систем РСЗО. Исключительно важным итогом работ
организаций «Сплав» и ФЦДТ «Союз» явилось созда-
ние зарядов ДУ систем «Буратино», «Солнцепек»,
«Смерч», «Ураган-1 М» и др.
561
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Совместно с коллективами заводов отрасли и дру-
гих предприятий осуществлялась коренная реконструк-
ция пороховых производств. С участием предприятия
были разработаны и внедрены поточно-механизиро-
ванные линии для изготовления зарядов РСЗО «Град»,
«Град-1», «Прима», «Ураган».
ГНПП «Сплав» совместно с ФЦДТ «Союз» были соз-
даны РСЗО для Военно-морского флота, не имеющие
зарубежных аналогов. Разработаны пороховые заряды
для РСЗО, позволяющие решать различные боевые за-
дачи: «Дамба» калибра 122 мм - для защиты мест стоя-
нок кораблей, «Дождь» калибра 72 мм - для защиты
от несанкционированного подводного воздействия,
«Огонь» калибра 140 мм - для речного флота, «Удав-1»
калибра 220 мм - для противоторпедной защиты;
«Запад» и «Ливень» калибра 212 и 282 мм соответ-
ственно - для противолодочной защиты. В связи со
значительным повышением требований к кучности
стрельбы были улучшены зависимости скорости горе-
ния от давления и температуры твердых топлив, что
обеспечило уменьшение разбросов внутрибаллистиче-
ских и энергетических параметров двигателей.
Многие из разработанных за несколько десятилетий
РСЗО Сухопутных войск и Военно-морского флота с за-
рядами, созданными специалистами ФЦДТ «Союз»,
остаются и до настоящего времени одним из наиболее
эффективных видов вооружения Российской Армии.
Важным направлением работ ФЦДТ «Союз» было
создание зарядов для противотанковых ракетных ком-
плексов. Первый отечественный ПТРК «Малютка» был
принят на вооружение в начале 1960-х гг., ПТРК вто-
рого поколения «Фагот», «Конкурс» - в 1960-1980-е гг.
Дальнейшим совершенствованием этого вида во-
оружения явилось создание ПТУР «Штурм», «Атака-В»
и комплекса 4-го поколения
всепогодного ПТРК «Хризан-
тема-С» (головной разработ-
чик - АО «НПК «КБМ»), В
ПТУР «Конкурс», «Штурм»,
«Атака», «Хризантема-С»
стартовый и маршевый ре-
жимы полета обеспечивались
за счет конструктивной
формы заряда одного двига-
теля, что улучшило баллисти-
ческую эффективность си-
стем. При этом ввод в состав
топлива специальных катали-
заторов и ингибиторов обес-
печивал устойчивый характер
режима работы двигателя на
обоих участках.
Для Сухопутных войск
ФЦДТ «Союз» были отрабо-
таны заряды РДТТ к активно-
реактивным снарядам артил-
лерийских установок и комплексов Б-4М, «Пион», «Гиа-
цинт», 2СЗМ. К зарядам этого класса предъявляются
требования по обеспечению их работоспособности при
осевой перегрузке до 15000 ед. и центробежной нагрузке
до 15000 об./мин. Выполнение этих требований обес-
печивалось за счет создания БРТТ, обладающего вы-
сокими прочностными характеристиками. Отрабо-
таны заряды ДУ к 120-мм боеприпасу «Переплетчик»,
152-мм снарядам «Крен» и «Баклан», 203-мм снарядам
«Ель-2», «Буревестник-2», «Фата» и др. Увеличение
дальности активно-реактивных снарядов по сравнению
со штатными артиллерийскими выстрелами составило
15-30%.
Разработан целый ряд зарядов ДУ к управляемым
и корректируемым артиллерийским боеприпасам
«Краснополь», «Китолов-2», «Грань», «Смельчак»,
«Сантиметр». Для них были созданы специальные
БРТТ с высокими прочностными характеристиками, а
также тонкосводные заряды, обеспечивающие мини-
мальное время работы. Для зенитных ракетных ком-
плексов ПВО и Сухопутных войск созданы заряды к
двигателям ракетных комплексов «Печора», «Печора-2»,
«Куб», «Шторм», «С-200», «Волга», «Тунгуска», «Игла-С»
и др. В настоящее время на предприятии проводятся
широкомасштабные работы по созданию топлив и за-
рядов для ПВРД и РПД.
Деятельность Федерального центра «Союз» нераз-
рывно связана с развитием в стране исследований по
освоению космического пространства. С начала 1960-х гг.
предприятие становится участником практически всех
космических программ, осуществляемых в стране. Был
создан целый ряд специальных твердотопливных ракет-
ных двигателей к пилотируемым ракетно-космическим
комплексам «Восток», «Союз», «Союз-Т», «Союз-ТМ»,
Двигательная установка 11Д82М торможения и спуска с орбиты
полезных грузов
562
Глава 9
Двигатель КА «Экспресс» спуска с орбиты
полезных грузов
«Союз-Аполлон», «Союз-ТМА», орбитальным станциям
«Мир», «Алмаз», МКС, беспилотным космическим ап-
паратам «Бион», «Фотон», «Янтарь», «Орлец», ЕРМ,
«Экспресс», ракетам-носителям тяжелого и легкого
класса «Циклон», «Молния», «Энергия», «Протон»,
«Зенит», «Старт», «Старт-1», «Рокот», «Ангара», ап-
паратам для исследования планет Солнечной си-
стемы «Марс», «Фобос», «Марс-96», совместным
международным проектам «Морской старт», «Экс-
пресс» и др.
Одной из наиболее важных задач для обеспечения ра-
ботоспособности двигательных установок в период ор-
битального полета являлась оценка влияния на твердые
ракетные топлива, заряды и воспламенительные устрой-
ства факторов космического пространства. К ним, в пер-
вую очередь, относятся ионизирующие излучения и глу-
бокий вакуум. В связи с этим на предприятии была
разработана методология исследования, разработаны и
внедрены приборы и установки, имитирующие воздей-
ствия этих факторов. Благодаря проведенным исследо-
ваниям удалось увеличить в несколько раз время пребы-
вания в условиях орбитального полета двигателей мягкой
посадки спускаемой капсулы пилотируемых кораблей
«Союз-ТМА» с зарядами и воспламенителями разработки
«Союза». Обеспечено увеличение периода нахождения
на орбите созданного ФЦДТ «Союз» двигателя торможе-
ния и спуска с орбиты полезного груза.
Семь типов твердотопливных двигателей, разрабо-
танных предприятием, обеспечили все операции по по-
садке на планету Марс автоматических аппаратов двух
видов.
Система аварийного спасения экипажа космического
корабля «Союз-Т» (АО «РКК «Энергия» и АО «МКБ
«Искра»), состоящая из четырех типов двигателей с за-
Двигатель 11Д870 спуска с орбиты полезного груза
рядами, созданными в ФЦДТ «Союз», в сентябре 1982 г.
обеспечила отделение от аварийного носителя спускае-
мого аппарата с космонавтами Г.М.Стрекаловым и
В.Н.Титовым и посадку его в безопасной зоне.
Двигатели мягкой посадки спускаемых аппаратов пи-
лотируемых комплексов «Союз», «Союз - Аполлон»,
«Союз-ТМ», «Союз-ТМА» более сотни раз обеспечивали
безаварийную мягкую посадку экипажей этих кораблей.
Совместно с АО «МКБ «Искра» предприятием был раз-
работан регулируемый твердотопливный двигатель мяг-
кой посадки, в котором реализовано несколько режимов
работы по уровню тяги в зависимости от параметров
спуска аппарата и уровня воздействий внешних возму-
щающих факторов. Два таких двигателя входят в состав
спускаемого аппарата корабля «Союз-ТМА».
Ряд беспилотных космических аппаратов специ-
ального назначения оснащался системами межорби-
тального маневрирования с ракетными двигателями,
для которых топлива и заряды разрабатывал ФЦДТ
«Союз». В октябре 1988 г., благодаря надежной работе
такой системы, состоящей из нескольких твердотоп-
ливных двигателей, был осуществлен перевод косми-
ческого аппарата «Космос-1900», оснащенного борто-
вой энергетической установкой специального
назначения, на орбиту длительного безопасного суще-
ствования при возникновении на борту аппарата не-
штатной ситуации.
ФГУП «ФЦДТ «Союз» были отработаны и сданы в
эксплуатацию более 90 зарядов и 18 двигательных
установок к пилотируемым комплексам и беспилотным
космическим аппаратам.
Созданный фундаментальными и прикладными ис-
следованиями ФГУП «ФЦДТ «Союз» научно-техниче-
ский потенциал по твердым ракетным топливам, совре-
менная промышленная производственная база отрасли
спецхимии, разработки в области базовых и критиче-
ских технологий обеспечивают дальнейшее повышение
эффективности разрабатываемых и модернизируемых
ракетных и ракетно-космических систем различного на-
значения.
563
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Клыл. aim.
ОАО «ИПРОМАШПРОМ»
зданий. Проведены первые научно-исследовательские
работы, выпущены нормативные и руководящие мате-
риалы по проектированию.
РАЗРАБОТКА ИСПЫТАТЕЛЬНЫХ СТЕНДОВ ЖРД
Послевоенные годы
Создание и начальный период работы
института
11 ноября 1937 г. постановлением Совета Народных
Комиссаров СССР был создан Государственный Союзный
проектный институт № 7 (ГСПИ-7). Задачи, поставленные
перед институтом: разработка проектов строительства
новых заводов промышленности вооружения, рекон-
струкции и расширения действующих; разработка и внед-
рение технологии производства изделий военной про-
мышленности; научно-исследовательские работы.
Это был период разработки проектов двух новых
артиллерийских заводов, проведены работы по специ-
фическим видам артиллерийского производства: обра-
ботке орудийных стволов, конструированию спецосна-
стки, протяжным работам, по хонинг-процессу и т.д.
Военные годы
В эти годы происходит выделение из состава инсти-
тута подразделений, занимающихся разработками, тех-
нологией и организацией производства, станочным
оборудованием, оказанием техпомощи заводам, в са-
мостоятельную организацию ГСПКИ-40 (НИТИ-40)
Октябрь 1941 г. - эвакуация института в г. Свердловск.
Создание 23 комплексных бригад проектировщиков, ра-
ботающих непосредственно на новых площадках эвакуи-
рованных заводов: сроки разработки проектов сократи-
лись в 2-3 раза. Разработка проектных решений по
созданию дополнительных площадей для артиллерийских
заводов, выпускающих пушки для танков Т-34, зенитные
автоматические пушки для стрельбы по низколетящим са-
молетам, для патронных заводов. Перепрофилирование
гражданских зданий (конди-
терской фабрики, учебного
института, гаража, швейного
комбината и др.) в предприя-
тия военного производства.
Сбор средств для одного из
воинских подразделений. По-
лучена телеграмма И.В.Ста-
лина с благодарностью кол-
лективу за собранные деньги.
В 1943 г. институт вер-
нулся в Москву. Новые за-
дачи - восстановление заво-
дов, бывших в зоне военных
действий или во временной
оккупации, проектирование
жилья и культурно-бытовых
Созданы экспериментальные базы, уникальные ла-
боратории и сооружения для освоения новых видов во-
оружения и оборонной техники для Главных конструк-
торов С.П.Королева, В.П.Глушко, А.М.Исаева,
А.Н.Пилюгина и др.
Создана уникальная термобарокамера для испыта-
ний пушечного вооружения для НИИ-61 (ЦНИИТОЧМАШ,
г. Климовск), где имитировались полетные условия са-
молета-истребителя на больших высотах и при низких
температурах. Идет проектирование первой испыта-
тельной станции огневых испытаний ступеней и блоков
ракет в НИИ-229 - филиале 2 НИИ-88 в пос. Ново-
стройка Загорского района Московской области. Пер-
вая испытательная станция ИС-1 (ИС-101) предна-
значена для испытания двигательных установок,
ракет-носителей, ступеней баллистических ракет на
компонентах топлива АТ, НДМГ тягой до 250 т.
Первые испытания на стенде ИС-1 в НИИ-229 (в даль-
нейшем «НИИХИММАШ») состоялись в декабре 1949 г.
Объект испытания - ракеты Р-1 КБ С.П.Королева. Стенд
ИС-1 - вертикальное сооружение высотой 27 м; огневой
бокс -11,5 х 11,5 х 23,0 м; газоотводной лоток, бункер
управления. Технологические системы весовой заправки,
газонасыщения, термостатирования компонентов топ-
лива, нейтрализации и дожигания паров окислителя и го-
Первая испытательная станция Испытательная станция ИС-101 для огневых
в НИИ-229. 1948 г.	испытаний блоков PH
564
Глава 9
рючего, шумоглушения, водяного и азотного пожароту-
шения, а также системы управления, измерения, обра-
ботки результатов испытаний и т.п.
Стендовый комплекс ИС-101 в настоящее время
включает монтажно-промывочный корпус, открытую
баллонную сжатых газов, насосную станцию воды на
охлаждение, шумоглушение, пожаротушение, санпро-
пускник, эстакады подачи компонентов топлива к стенду,
комплекс сооружений нейтрализации промстоков, сети
электроснабжения, водоснабжения и водоотведения, теп-
лоснабжения, связи и сигнализации и т.д.
Реконструкция проведена в 1980 г. Объекты испы-
тания на стенде ИС-101: ракеты Р-1, Р-2 (главный кон-
структор - С.П.Королев), Р-12, Р-14, Р-16 (главный кон-
структор - М.К.Янгель), баллистические ракеты
морского базирования 4К57,3M37 (главный конструк-
тор - В.П.Макеев).
1951-1955 гг.
В эти годы шла интенсивная работа по созданию
экспериментальной базы отрасли.
1952 г.
Проектирование испытательной базы Южного ма-
шиностроительного завода, г. Днепропетровск. Испы-
тательная станция в составе стенда 1 на 2 рабочих
места, стендов 2 и 3 для огневых испытаний ЖРД, бло-
ков ЖРД на компонентах АТ + НДМГ, жидкий кислород
+ РГ-1. Стенд 1, РМ-1А - вертикальный, тяга -15 т.е.
Стенд 2 - наклонный, тяга - 75 т.е., компоненты топ-
лива-жидкий кислород, РГ-1. Стенд 3 - вертикальный,
тяга - 250 т.е.
Технологические системы: термостатирование ком-
понентов, газодинамическая труба, газоочистные
устройства, шумоглушение, дожигание дренажных
газов, пожаротушение и т.д. Объекты испытаний -
15Д169, 11Д25, 8Д69М, 15Д167, 11Д613, 11Д26,
8Д518ПМ, блоки дв.15Д117.
Реконструкция проведена в 1982-1986 гг., стенда 3 -
в 1975 г.
Создание уникального стендового комплекса ИС-102.
Начаты работы по созданию уникального стендового
комплекса ИС-102 на экспериментально-испытатель-
ной базе ракетной техники - НИИ-229 (НИИХИММАШ)
в Московской области, пос. Новостройка (ныне г. Пе-
ресвет).
В составе комплекса созданы испытательный
стенд-башня с газоотражательным лотком для приема
и отвода газовой струи от объекта испытаний, проливов
компонентов топлива, охлаждающей воды и т.п., от-
секи расходных емкостей окислителя и горючего, мон-
тажный корпус, бункер управления, центральная изме-
рительная лаборатория. Конструкторами института
создано уникальное нестандартизированное оборудо-
вание:
Испытательная станция ИС-102 для огневых
испытаний двигательных установок PH, включая
первую ступень PH «Ангара»
-	транспортно-установочная тележка для доставки
ступени ракеты на рабочее место в башню стенда из
монтажно-испытательного корпуса;
-	силовая рама для установки и крепления объекта
испытания на опоры стенда;
-	корсет для установки объекта испытания и креп-
ления к силовой раме;
-	монтажные опоры корсета и др.
Мощность стенда -1200 т.е. Компоненты топлива -
жидкий кислород + РГ-1 и др. В июле 1956 г. комплекс
сдан в эксплуатацию в установленный срок.
На комплексе ИС-102 проводилась отработка ра-
кеты-носителя Р-7 («Восток»), выведшей на орбиту
первый искусственный спутник Земли. В последующие
годы на комплексе проводились испытания изделий
Главных конструкторов В.Н.Челомея, М.К.Янгеля,
В.П.Мишина, В.Ф.Уткина и др.: ракет Р-9, ГР-1, PH Н1,
PH «Протон», PH «Зенит», блока «А» PH «Энергия».
Проводилась отработка отдельных систем изделия
«Энергия - Буран» и перспективных изделий «Русь»,
«Ангара».
Испытательная станция Златоустовского машино-
строительного завода, Челябинская обл Стенды огне-
вых испытаний ЖРД, узлов, агрегатов (камер сгорания,
газогенераторов) на компонентах топлива АТ, ТГ-02; ог-
565
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
невые испытания пороховых сборок двигателей,
узлов пороховых двигателей, пороховых газогене-
раторов (4 стенда ЖРД, 2 стенда РДТТ). Реконструкция
проведена в 1975-1979 гг.
Объекты испытания: изд. 000.9-0, ЗЕ66,
ЗМ65.22.00.000, К250,8Д66,1201-0, ЗГ8.608.000, С722,
707-0, ЗГ22.12.Ю-ОА. Технологические системы: тер-
мостатирования компонентов, эжектирования, дожига-
ния, выхлопа, ГДТ; азотное и пенное пожаротушение,
охлаждение и т.д.
1953 г.
Проектирование и строительство стендовых ком-
плексов ИС-103 и ИС-104 на площадке НИИ-229
(НИИХИММАШ) для испытания морских ракет 11 -Ф, зе-
нитных управляемых ракет и ракетных двигателей. В
составе стендового комплекса ИС-104-6 рабочих мест.
Диапазон мощностей - от 1 до 40 т.е. Объекты испыта-
ния - двигательные установки с ЖРД, ЖРД и их агре-
гаты на компонентах топлива АТ, АК, НДМГ, гидразин.
Реконструкция проведена в 1976 г.
На комплексе ИС-104 проводилась отработка изде-
лий С5.71.0000-Д-0, изд. 14, С5.70.0000-Д-0, 15Д2,
11Д43,11Д426, С5.35, 11Д732, ДУ космических объ-
ектов больших габаритов.
Испытательная станция Усть-Катавского вагоно-
строительного завода, Челябинская обл. Горизонталь-
ный стенд для серийных огневых испытаний ЖРД на
компонентах АК-27И, ТГ-02. Мощность стенда - 20 т.е.
Объекты испытаний - изд. 5Д25 и др. Устройства све-
томаскировки, шумоглушения, обезвреживания вы-
хлопа не предусмотрены.
1955 г.
Комплекс сооружений стенда Ns 5 (ИС-105) в НИИ-229
(НИИХИММАШ) для огневых испытаний ЖРД. Стенд
5А - вертикальный, мощность - 250 т.е.; компоненты
топлива - АТ, НДМГ, гидразин, люминал. Первые испы-
тания проведены в 1959 г. Стенд 5Б - вертикальный; кача-
ние ±30 °, мощность - 80 т.е.; компоненты топлива - жид-
кий кислород, РГ-1, бензин Б-70, СПГ
(сжиженный природный газ - метан).
Первые испытания - в 1960 г. Стенд 5В -
огневые испытания ДУ с ЖРД МТ, вер-
тикальный, мощность 80 т.е.; компо-
ненты топлива-АТ, НДМГ, гидразин.
Реконструкция стендов проведена в
1976-1981 гг.
Основные технологические системы
стендов: выхлопная система с ГДТ, с
улавливанием вредных выбросов, ней-
трализация объектов испытания, шумо-
глушение, охлаждение, термостатирова-
ние гелия, газонасыщение азотом и
гелием; системы водяного, пенного и
азотного пожаротушения и т.д.
Объекты испытания - С7.86.130, Д-9РМ2,11Д513,
8Д74, 8ДЖ75 РН «Восток», 11Д123 РН «Зенит»,
11Д410, 11Д613, ДУ станции «Салют», КА «Фобос»,
«Спектр», «Марс» и т.п.
Пекинская база ракетной техники. Проектирование
станций огневых испытаний двигателей и стендов для
испытаний зенитных и баллистических ракет средней
дальности для КНР.
Испытательная станция ЖРД и их агрегатов Крас-
ноярского машиностроительного завода, г. Железно-
горск, Красноярский край.
Стенд 1 - для огневых ресурсных испытаний ЖРД;
вертикальный, мощность -150 т.е.; компоненты топ-
лива - АК, АТ, НДМГ. Стенд 2 - на 2 рабочих места.
РМ-1 - огневые испытания ЖРД и ДУ с ЖРД; вер-
тикальный, компоненты топлива-АТ, НДМГ, АК; мощ-
ность -1 т.е. РМ-2 - огневые испытания ЖРД, наклон-
ный - <20 °, мощность - 25 т.е.; компоненты топлива-
АТ, АК, НДМГ.
Корпус 34 - на 5 рабочих мест (1978 г.). Огневые и
холодные испытания двигателей малых тяг, агрегатов
и узлов; компоненты - АТ, АК, гидразин; мощности
стендов -100 кгс., 300 гр.с.
Корпус 35. Комплексные испытания ДУ ЖРД МТ;
мощность - 500 гр.с; топливо - гидразин; испытания в
барокамере.
Лаборатория 94 (стенд 4 на 2 рабочих места). Огне-
вые испытания ДМТ, агрегатов и узлов, ДУ ЖРД МТ.
РМ-1 - мощность 40 кгс.; компоненты топлива - АТ,
НДМГ. РМ-2 - огневые испытания ТНА; компоненты
топлива-АТ, НДМГ.
Технологические системы стендов - термостати-
рование изделий и компонентов топлива, вакууми-
рование, нейтрализация выбросов, газоочистка, до-
жигание и др.
Стенд для испытаний ЖРД тягой до 1000 т с гидрогасителем
566
Глава 9
Объекты испытаний: 4Д75,11Д49, ЗД38, 11Д414А,
5Д26,4Д76, ЗД43,11Д429, ДБЗ, ДБ4-17Б11,17Д59, ЭРДУ,
17Д92,11Д457.
Стенды № 2 и № 3 ОКБ-456 Главного конструктора
ВЛГлушко (АО «НПО Энергомаш»), г. Химки, Московская
обл.
Сооружение №2 реконструировано в 1980 г. Огневые
испытания ЖРД; наклонный стенд, угол наклона к гори-
зонту 16 °; качание 8 °; мощность - 740 т.е. (строительная
часть -10ОО т); бронекамера: диаметр - 4,5 м; длина -
Юм; компоненты топлива-жидкий кислород, РГ-1.
Стенд 2 оснащен специальным газодинамическим
трактом, гидрогасителем с трубой рассеивания. Объем
гидрагасителя - 21000 м3, внешний диаметр диаметр -
66,2 м, внутренний диаметр - 27,2 м; труба рассеивания
высотой 90 м, диаметром 16 м.
Предусмотрены системы шумоглушения, оборотного
водоснабжения и пожаротушения, охлаждение газоди-
намического тракта и др.
Сооружение №3-центральное рабочее место (1956 г.).
Вертикальный стенд на 2 рабочих места, мощность -
90 т.е.; барокамера: диаметр - 3,0 м, длина - 4,5 м, объем -
90 м3; компоненты топлива: жидкий кислород, РГ-1.
РМ-1 - огневые и холодные испытания газогенерато-
ров, теплообменников, клапанов; исследование процес-
сов по возгоранию покрытий.
РМ-2 - холодные испытания РКД и регуляторов
расхода.
Сооружение №4- стенд на 4 рабочих места (рекон-
струкция -1980 г.). Огневые испытания камер сгорания,
модельных установок камер сгорания, испытания ЖРД в
высотных условиях; мощность - 25 т.е.; стенды горизон-
тальные; компоненты топлива: жидкий кислород, РГ-1,
пероксид водорода, циклин.
Экспериментально-испытательная база АО «НПО
«Энергомаш» располагают стендами для «холодных» ав-
тономных испытаний агрегатов и узлов ЖРД на натурных
компонентах, пневмоиспытаний на рабочих телах: азоте,
воздухе, гелии, гидродинамических испытаний насосов и
регулирующих устройств на воде, газодинамических ис-
пытаний турбин и арматуры на модельных газах, клима-
тических испытаний, испытаний на вибропрочность и т.д.
Объекты испытания стендовой базы АО «НПО Энер-
гомаш»: крупномасштабные ЖРД для первых ступеней
PH «Ангара», «Союз-2», «Зенит» на компонентах жидкий
кислород, РГ-1; двигатели РД-101, РД-103 для ракет Р-2
и Р-5М, РД-107 и РД-108, для PH 7 (PH «Восток») и дру-
гие на компонентах топлива АТ и НДМГ.
Приморский филиал ОКБ-456 (АО «НПО «Энергомаш»),
Ленинградская обл. Испытательная база. Сооруже-
ние 101 (реконструкция -1978 г.). Огневые испытания
ЖРД, стенд наклонный, угол наклона <10 °, мощность -
90 т.е., компоненты топлива - жидкий кислород, РГ-1.
Стенд 11 на 3 рабочих места (реконструкция -1981 г.).
РМ-1 - проливочные (холодные) испытания узлов и агре-
гатов ЖРД; компонент- жидкий кислород. РМ-2, РМ-3-
испытания узлов и агрегатов на компонентах жидкий и
газообразный фтор.
Стенд 12 (реконструкция -1981 г.). Ресурсные и до-
водочные огневые испытания ЖРД, стенд горизонталь-
ный, мощность -10 т.е.; компоненты топлива - жидкий
кислород, циклин.
Стенд В-1 (реконструкция -1982 г.). Огневые и хо-
лодные испытания ЖРД, стенд вертикальный, полу-
открытый, мощность - 50 т.е., компоненты топлива -
жидкий кислород, циклин.
Стенд Г-1 (реконструкция -1984-1986 гг.). Огневые
и холодные ресурсные испытания ЖРД, стенд горизон-
тальный, мощность-50 т.е., компоненты топлива-жид-
кий кислород, циклин.
Объекты испытаний-121 ДЮЗ, 17Д11,11Д12,17Д12.
НИИ машиностроения (филиал НИИ ТП), г. Нижняя
Салда, Свердловская обл. Сооружение 101 включает
4 стенда (реконструкция -1973 г.). Отработка двигателей
малых тяг в импульсных и непрерывных режимах.
Стенды горизонтальные в барокамерах, положение
двигателей вертикальное, тяга-до 200 кгс, строительная
мощность - 25 т; компоненты топлива - АТ, НДМГ, син-
тин, газообразный кислород, азот. Общее количество
рабочих мест - 8, продолжительность испытаний -
10000 секунд с термостатированием и разрежением на
срезе сопла Ю5 торр.
Разработка уникальных лабораторий по отработке
конструкций новой ракетной техники:
-	лаборатория прочности в СКБ-385 (ОАО «ГРЦ Ма-
кеева», г. Миасс, Челябинская обл.) - статико-динамические
испытания в диапазоне температур от -100 до +120 °C;
-	уникальный проект гидролаборатории с гидрокана-
лом и бассейном для испытания запуска моделей ракет
с имитатором подводной лодки, там же;
-	универсальный высотный стенд, вертикальный ди-
намический стенд в НИИ-88 («ЦНИИМАШ», г. Королев,
Московская обл.).
1961-1965 гг.
Проектирование объектов для отработки космиче-
ской системы Н-1, разрабатываемой ОКБ-1 (ОАО «РКК
«Энергия»)
Работы велись под руководством С.П.Королева со-
вместно с главным конструктором двигателей Н.Д.Кузне-
цовым, главным конструктором систем управления
НАПилюгиным, главным конструктором стартового ком-
плекса В.П.Барминым.
Н	-1 - уникальная система, носитель космического ко-
рабля с тремя космонавтами для высадки их на Луну и
возвращения на Землю.
Для проведения сборочно-сварочных работ и конт-
рольных гидропневмоиспытаний проектируется уникаль-
ный монтажно-испытательный корпус на площадке 112
космодрома Байконур. Начало строительства -1964 г.,
окончание -1967 г. Корпус имеет 5 пролетов длиною по
567
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
240 м. Схема сборки - горизонтальная. Высота сбороч-
ных пролетов-60м.
Одновременно выполняются проектные работы по
системе Н-1 для ОКБ-1 (НПО «Энергия») и завода «Про-
гресс», г. Самара.
НИИХИММАШ (ФГУП «НИЦ РКП»)
Проектирование первого в Советском Союзе ком-
плекса стендовых сооружений для испытания высотных
двигателей, агрегатов и узлов на компонентах «жидкий
кислород + жидкий водород» - 3 стенда для испытаний
двигателей конструктора А.М.Люльки на испытательной
базе «НИИХИММАШ» (г. Пересвет).
Стенд В-2 - на 2 рабочих места.
Рабочее место В2-А. Стенд для огневых испытаний
ЖРД; стенд горизонтальный; мощность стенда - 200 т.е.;
компоненты-жидкий водород и жидкий кислород. Пред-
усмотрены системы переохлаждения водорода до 18К и
кислорода до 95К путем эжектирования газовых подушек
емкостей, системы насыщения гелием. Испытания на но-
минальном режиме без имитации высотных условий. Ра-
бочее место оснащено газоотводящим устройством с шу-
моглушением. Объекты испытания - двигатель 11Д112,
11Д56,11Б91Х, ТНА, БНА.
Рабочее место В2-Б. Стенд для огневых испытаний
ЖРД, стенд горизонтальный, мощность стенда -100 т.е.
(строительная мощность - 200 т); компоненты топлива -
жидкий водород и жидкий кислород. Предусмотрены си-
стемы переохлаждения компонентов и насыщение ге-
лием в расходных емкостях, разработаны системы газо-
отвода и шумоглушения с применением водяного и
газового эжектирования и ГДТ. Объект испытания - дви-
гатель 11Д122 (50 % тяги).
Стенд ВЗ на 6 рабочих мест.
Рабочее место ВЗ-А - холодные испытания узлов и
агрегатов систем горючего на жидком водороде. Привод
электрический N = 1800 кВт; привод газовый - водород-
ный, азотный. Объект испытания - насос двигателя 11Б91.
Рабочее место ВЗ-Б - холодные испытания узлов и
агрегатов системы горючего на жидком водороде. При-
вод электрический N = 7200 кВт. Объекты испытания -
насосы «Г» двигателя 11Д122.
Рабочее место ВЗ-В-открытая площадка, испытания
материалов на прочность в среде жидкого водорода.
Рабочее место ВЗ-Г-испытания подшипников, уплот-
нений и арматуры на жидком водороде.
Рабочее место ВЗ-Д- испытания на прочность баков
жидкого водорода в условиях, имитирующих штатные;
компонент-жидкий водород. Ограничения по заправке.
Объекты испытаний - узлы изделия 11К25 типа ЭУ401,
402,403,404,407,445.
Рабочее место ВЗ-Е-огневые и холодные испытания
ступеней и блоков с ЖРД, стенд вертикальный, мощность
стенда - 50 т.е., компоненты топлива - жидкий кислород
и жидкий водород. Испытания с неполной заправкой -
до 500 кг жидкого водорода без имитации высотных
условий. Объекты испытаний - блок изделия 11А52, блок
«Ц», изделия 11К25, РБ-82КВ.
Стенд В4 - на 4 рабочих места.
Рабочие места В4-А и В4-Б - испытания насосов окис-
лителя на жидком кислороде.
Рабочее место В4-В - испытания запорной и регули-
рующей арматуры ЖРД, на жидком кислороде.
Рабочее место В4-Г - испытания подшипников, уплот-
нений ЖРД на жидком кислороде.
Разработана рабочая документация на строительство
водородного завода производительностью 1200 т жид-
кого водорода в год.
Проектируется первая в Советском Союзе уникальная
тепловакуумная камера ВК-600 для испытания космиче-
ских скафандров с участием космонавта. В камере соз-
дается имитация солнечного излучения, аналогичного из-
лучению в районе Венеры; создается сложная система
аварийной разгерметизации камеры для спасения кос-
монавта. Температура экранов камеры: азотных - минус
196 °C, гелиевых - минус 253 °C.
1966-1970 гг.
Начаты наиболее важные и оригинальные по техни-
ческим решениям проекты.
Приморский филиал КБ «Энергомаш»
Реконструкция стенда №101, рабочее место РМ-2 для
испытаний разгонного блока спутника связи, обеспечи-
вающего прямое телевидение на всей территории СССР.
НИИ тепловых процессов (НИИ ТП), г. Москва)
Стенды для моделирования рабочих процессов в
ядерном двигателе. Лаборатория с установкой ускори-
теля электронов большой мощности.
ЦНИИМАШ (НИИ-88, ФГУП «ЦНИИ машиностроения»),
г. Королев, Московская обл.
Комплекс лабораторий исследования газодинамиче-
ских, акустических и тепловых процессов при старте.
НИИХИММАШ (НИИ-229, ФКП «НИЦ РКП»), г. Пересвет,
Московская обл.
Кислородно-водородный комплекс ИС-106. Стенд В5
на 4 рабочих места. Автономная отработка систем энерго-
питания космических аппаратов, их агрегатов, узлов, баков,
арматуры на компонентах жидкий кислород, жидкий во-
дород. Объекты испытания-11К25,11Д122,12КРБ.
НИИ Машиностроения (филиал НИИ ТП), г. Нижняя
Салда. Свердловская обл.
Стенд 201. Огневые испытания ЖРД, стенд верти-
кальный, качание двигателя на 6 е, мощность стенда -
200 т.е., строительная мощность - 300 т; компоненты топ-
лива-жидкий кислород, жидкий водород. Оснащен ГДТ,
системами переохлаждения компонентов, термостатиро-
568
Глава 9
вания двигателя в пределах от-150 до +50 °C, системами
вакуумирования, охлаждения струи, дожигателями водо-
рода и др. Продолжительность испытаний - 250-500 с.
Объект испытаний - двигатель 11Д122А.
1971-1980 гг.
Развитие экспериментальной базы отрасли для
наземной отработки ракетно-космической техники.
Разработка проектов строительства и реконструкции
объектов для создания многоразовой космической
системы «Энергия - Буран».
Основные направления проектных разработок-теп-
ловакуумные испытания, аэрогазодинамические иссле-
дования, прочностные испытания, огневые испытания
двигателей большой мощности.
НИИХИММАШ (НИИ-229, ФКП «НИЦ РКП»)
Комплекс тепловакуумной отработки РКТ КИ-2 с уста-
новкой двух тепловакуумных камер КВИИ ГКИ для испы-
таний космических аппаратов в вертикальном и горизон-
тальном положениях. В составе комплекса проектируется
производство жидкого азота для охлаждения камер и па-
раллельно жидкого кислорода и аргона.
ЦНИИ машиностроения (НИИ-88)
Комплекс аэрогазодинамических установок для ис-
следования процессов обтекания, устойчивости, тепло-
защиты космических аппаратов, определения аэрогазо-
динамических характеристик тяжелых РН и КА на всех
участках траектории полета и т.д. В составе комплекса -
мощные тепловые газодинамические установки: большая
и малая вакуумные установки У-22 и У-22М, тепловые га-
зодинамические установки У-15Т-1 и У-306, малые транс-
звуковая и сверхзвуковая установки У-ЗМ и У-4М.
Необходимое разрежение в рабочих частях аэроди-
намических и тепловых установок обеспечивается тур-
боэксгаустерной станцией. Общая установленная элек-
трическая мощность установок составляет 300 МВт.
Корпус температурно-прочностных испытаний в со-
ставе трех железобетонных боксов для статических ис-
пытаний крупногабаритных натурных баковых конструк-
ций и корпусов ракет. Боксы РМ-2 и РМ-3 (внутренние
диаметры -12 и 8 м) оснащены силовой оснасткой и поз-
воляют проводить испытания стеклопластиковых корпу-
сов твердотопливных ракет и других объектов до разру-
шения. Объекты испытаний подвергаются нагружению
внутренним давлением, создаваемым жидкостью или
газом, и комплексом внешних нагрузок.
В боксе РМ-1 - прочностная отработка крупногаба-
ритных изделий.
Государственный космический научно-производ-
ственный центр им. Хруничева, г. Москва
Сборочный корпус N160 - сборка орбитальных пило-
тируемых станций типа ОПС ДОСК7,8К82КМ, транспорт-
ных кораблей ТКС, возвращаемых аппаратов и т.д. В со-
ставе сборочного корпуса - испытательные боксы пнев-
мовакуумных испытаний на герметичность, гидроиспы-
таний на прочность отдельных баков и днищ,
уникальная вакуумная станция ВК-8000 (разработка и
изготовление - ВНИИ Криогенмаш).
Сборочно-комплектовочный комплекс для
сборки, испытания и хранения твердотопливных
ракет типа ЗМ-65 стратегического назначения. Сбороч-
ный комплектовочный комплекс для крылатых ракет со
сборкой, заправкой жидким топливом, ампуализацией и
контрольными испытаниями.
НИИ машиностроения (филиал НИИ ТП), г. Нижняя
Салда, Свердловская обл.
Стенд 301. Ресурсные испытания кислородно-во-
дородных двигателей больших тяг, стенд вертикаль-
ный, качание 11 0 в двух взаимноперпендикулярных
плоскостях, мощность - 200 т.е. (строительная мощ-
ность - 300 т), барокамера диаметром 5,0 м и длиной
11,0 м. Объект испытания - двигатель 11Д122.
КБ «Энергомаш» (АО «НПО «Энергомаш»), г. Химки.
Московская обл.
Реконструкция стендов № 1 и № 2 под испытания
двигателей первой ступени РН «Энергия» и РН
«Зенит» - РД-170 и РД-171.
ФГУП «Конструкторское бюро химического машино-
строения им. АМИсаева (КБ Химмаш), г. Королев, Мос-
ковская обл.
Отдел 15-7 стендов, огневые испытания ЖРД, агре-
гатов, узлов (КС, ГГ, дроссели) на компонентах АТ, АК,
НДМГ. Объекты испытания - 11Д426, 11Д442, ЗД64,
11Д425.
Отдел 16 - ресурсные испытания двигателей малых тяг.
12 стендов - огневые испытания ЖРД МТ; экспери-
ментальные изделия для научно-технических исследова-
ний. Компоненты топлива-АТ, НДМГ, гидразин, газооб-
разные кислород и водород, металлические добавки
алюминия, цезий.
В настоящее время все стенды, работающие на ток-
сичных компонентах АТ, АК, НДМГ, гидразине, переве-
дены в филиал КБ Химмаш (НИО-9), пос. Фаустово, Мос-
ковская обл.
НИО-9 - Филиал КБ Химмаш им. АМИсаева, пос. Фау-
стово, Московская обл.
Испытательные комплексы 301,301Л, 302 - экспери-
ментальная отработка ЖРД, ТНА, ГГ.
Сооружение 301 Д
Центральное рабочее место. Огневые испытания
ЖРД, стенд вертикальный, мощность-40 т.е. (строитель-
ная мощность - 75 т); компоненты топлива - АТ, НДМГ;
барокамера диаметром 3,0 м.
Рабочее место РМ-2. Огневые испытания рулевых ЖРД
МТ; положение двигателей при испытаниях и горизонталь-
569
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
ное, и вертикальное в барокамере с эжектированием; мощ-
ность стенда-до 60 кг.с.; компоненты топлива-АТ, НДМГ,
гидразин. Объект испытания - ДМТ С5-221.
Рабочее место РМ-3. Огневые испытания ЖРД: поло-
жение при испытаниях вертикальное, испытания в тер-
мокамере с термостатированием заправленного изделия
до 35 °C; мощность стенда - 3 т.е.; компоненты топлива -
АТ, АК-27И, НДМГ, ТГ-02. Объект испытания - ЗД64.
Сооружение 301Л
Огневые испытания ЖРД, стенд вертикальный, испы-
тания в барокамере с ГДТ, мощность стенда - 30 т.е.; ком-
поненты топлива-АТ, меланж, НДМГ, люминал; барока-
мера диаметром 2,6 м, длиной 3,0 м. Улавливание окиси
алюминия в продуктах сгорания при испытаниях на лю-
минале в выхлопной системе с центробежным скруббером
Вентури. Диаметр скруббера - 8,0 м при общей высоте с
трубой рассеивания 40 м. Эффективность очистки -
98,5 %. Объект испытания - С7.86.130.
Испытательный комплекс 302
Рабочее место РМ-1. Огневые испытания ЖРД тягой до
25 т.е. на компонентах АТ + НДМГ, стенд горизонтальный.
Рабочее место РМ-2. Огневые испытания узлов и
агрегатов ЖРД (ТНА, ГГ). Тяга - 0,4-3,0 т.е. Габариты из-
делия - 800 х 1100 мм, масса -100 кг; стенд вертикаль-
ный; компоненты - АТ, НДМГ, Атин. Предусмотрено тер-
мостатирование изделия и компонентов.
Рабочее место РМ-3. Огневые испытания узлов и
агрегатов ЖРД (ТНА, ГГ) на компонентах АТ, НДМГ, ме-
ланж. Положение испытываемого изделия - любое. Га-
бариты изделия - 700 хЗОО мм.
Рабочее место РМ-4. Огневые испытания ЖРД, узлов
и агрегатов тягой до 10 т.е. на компонентах АТ и гидразин.
Положение при испытаниях горизонтальное, имеется си-
стема термосгатирования и газонасыщения компонентов.
Рабочее место РМ-5. Огневые испытания ЖРД тягой
600 кг, узлов и агрегатов. Испытания с обрезанным со-
плом в вертикальном положении на компонентах АТ,
Атин, НДМТ. Строительная мощность стенда -10 т. Пред-
усмотрены системы газонасыщения и термостатирования
компонентов.
Рабочее место РМ-6. Огневые испытания ЖРД. Мощ-
ность стенда -1600 кг.с. Стенд горизонтальный, компо-
ненты топлива - газообразный водород, жидкий кисло-
род, керосин, метан. Габариты изделия - 600 х 300 мм,
масса - 50 кг. Имеются системы газонасыщения и тер-
мостатирования компонентов.
Рабочее место РМ-7. Огневые испытания ЖРД тягой
до 3,0 т.е. на компонентах АТ и гидразин тонкой очистки.
Положение изделия при испытаниях горизонтальное. Ра-
бочее место оснащено барокамерой с ГДТ, системами га-
зонасыщения и термостатирования компонентов.
Рабочие места РМ-8а, РМ-86. Огневые испытания узлов
и агрегатов ЖРД на компонентах АТ и НДМГ. Объекты ис-
пытаний - 14Д40, КВД-1 М2, КВД-1 М3, изделия по темам
«Фрегат», «Бриз-М», «Кобальт», «Парус», «Циклон»,
«Фобос-Грунт», «Персона», «Протон-М», «Ангара» и т.д.
ОАО «КБ Химавтоматики», г. Воронеж
Испытательная станция КБ Химавтоматики в составе
26 стендов для холодных испытаний деталей, узлов, агре-
гатов изделий и 6 стендов для огневых стендов ЖРД
тягой от 0,4 до 100 т.е. на компонентах топлива АТ, НДМГ,
РГ-1, жидкий кислород.
Огневые стенды:
Стенд 1 - горизонтальный, мощность стенда -1 т.е.
Испытания монтажных уплотнений «О» и «Г» и климати-
ческие испытания. Объекты испытания - 8Д411, 8Д412,
8Д49, ЗД37.
Стенд 4-наклонный,<28°, мощность стенда-ЗОт.с.
Компоненты топлива - жидкий кислород, жидкий керо-
син. Объекты испытания -11Д55,8Д719.
Стенд 5 - горизонтальный, огневые испытания ЖРД,
мощность стенда - 6 т.е.
Стенд 9 - <35—<51 °; огневые доводочные испытания
ЖРД, мощность стенда - 30 т.е.; газозащитная труба с
охлаждением; компоненты топлива-АТ, НДМГ, керосин.
Объекты испытания -11Д113,11Д114, ЗД376Р, ЗД24.
Стенд 50 - вертикальный, огневые испытания
ЖРД; мощность стенда -100 т.е. (строительная мощ-
ность - 300 т); качание ±25 °; компоненты топлива -
АТ, НДМГ; предусмотрено термостатирование компо-
нентов и изделия; оснащен съемными установками:
ГДТ, газозащитной и светомаскировочной трубами.
Объекты испытания - 8Д411, 8Д412, 8Д48, 8Д49,
8Д611 и др.
Стенд 62 - наклонный <15 °; огневые испытания
ЖРД, мощность стенда -100 т.е.; качание ±48 °; компо-
ненты топлива - АТ, НДМГ; оснащен системами термо-
статирования компонентов топлива и изделия, шумоглу-
шения, охлаждения и дожигания; предусмотрены
съемные газозащитная и светомаскировочная трубы.
Объекты испытания - ЗД37 и др.
ОАО «РКК «Энергия» им. СЛКоролева», г.Королев,
Московская обл.
Испытательные средства по отработке ЖРД, их узлов
и агрегатов: корпус комплексных испытаний Ns 57, корпус
агрегатных испытаний № 57-3.
Корпус №57
Стенд КС на 3 рабочих места. РМ-1 и РМ-2 - огневые
испытания ЖРД, стенды вертикальные, мощность стен-
дов - 9 т.е.; компоненты топлива - жидкий кислород, цик-
лин, PH-1, Т-1; оснащен системами термостатирования
компонентов топлива и изделия, переохлаждения жид-
кого кислорода, охлаждения ГДТ, факела, лотка. Объекты
испытания -11Д58,17Д12 и др.
РМ-3 - стенд горизонтальный, мощность стенда -
500 кг.с. Испытания изделия 17Д12 с укороченным соплом.
Корпус №57-3
Испытания узлов и агрегатов, экспериментальных
камер сгорания, ТНА. Стенды АС-1, АС-2, АС-3 - двух-
местные, вертикальные стенды мощностью 500 кг.с.;
компоненты топлива - газообразный кислород, РГ-1,
570
Глава 9
циклин, рабочие газы - воздух, газообразный кислород.
Объекты испытаний - ОДУ17Д1,17Д12,17Д16,11Д58М,
11ДЗЗ и др.
ФГУП «ОКБ «Факел», г. Королев, Московская обл.
Экспериментальная испытательная база по отработке
ЖРД малых тяг, электрореактивных двигателей и двига-
тельных установок для космических установок различ-
ного направления. В составе экспериментальной базы -
лаборатории № 5, 6, 7, включающие около 20 испыта-
тельных стендов.
Лаборатория № 5 - отработка ионных МЖРД в диа-
пазоне тяг от 10 до 50 гр.с на компонентах газообразный
ксенон, РТ-6, РТ-10, жидкие металлы (цезий, литий,
калий); испытания в климатических и вакуумных камерах;
предусмотрен стенд для уничтожения рабочих металлов
и восстановления систем эксплуатации. Объекты испы-
тания-К10, К50-100.
Лаборатория № 6 - отработка и комплексные испы-
тания плазменных двигателей тягой 120 гр.с на компо-
нентах ксенон, газообразный РТ-6, жидкие металлы; ис-
пытания в вакуумных камерах. Объекты испытаний -
М70,17Б11-2Е, 32Е.
Лаборатория № 7-тепловые испытания МЖРД в кли-
матических барокамерах. Объекты испытаний - 117Б11,
К-10, К-1.
1981-1990 гг.
ПО «Полет», г. Омск
Стенд 1 - ресурсные испытания ЖРД больших тяг.
Стенд вертикальный; мощность стенда-800 т.е.; качание
8 °; испытания в бронекамере диаметром 6 м, длиной
8 м; компоненты топлива - жидкий кислород, РГ-1. Стенд
оснащен системами термостатирования горючего и из-
делия в диапазоне температур ±40 °C, шумоглушения,
охлаждения и продувки выхлопного тракта и бронека-
меры, промывки двигателя фреоном 113, дожиганием
СО, азотного и пенного пожаротушения.
Стендв
Рабочее место «М» - огневые испытания ЖРД, стенд
наклонный 20 °; мощность стенда - 75 т.е. (строительная
мощность - 100 т); компоненты топлива - АТ, АК-27И;
НДМГ. Объекты испытания - изд. 15Д113,15Д114.
Рабочее место «Р» - огневые испытания ЖРД, стенд
вертикальный; мощность стенда - 28 т.е. (строительная
мощность - 40 т); компоненты топлива - АК-27И, НДМГ.
Объекты испытания - изд. 8Д63,8Д64.
Универсальный комплекс «Стенд-старт». Космодром
Байконур
Универсальный комплекс «Стенд-старт», космодром
Байконур, площадки 250 и 250А. I этап - стенд - испыта-
ние изд. 11К25 (PH «Энергия). II этап - старт - пуск изд.
11Ф36 (система «Энергия-Буран»),
Испытания изделия 11К25:
-	отработка блока «Ц» на штатных компонентах жид-
кий кислород + жидкий водород;
-	холодные испытания блока «Ц» без работы двига-
телей;
-	последовательные холодные и огневые испытания
стендовых блоков «Ц» и холодные испытания изд 11К25
без отстыковок и снятия со стенда;
-	работы с модулями блока «А» после холодных и ог-
невых испытаний в составе изд. 11К25.
Положение при испытаниях - вертикальное, мощ-
ность стенда - до 4500 т.е. Компоненты топлива - жидкий
кислород, РГ-1, жидкий водород.
Основные технологические системы:
-	обеспечение жидким кислородом;
-	обеспечение жидким водородом;
-	обеспечение горючим РГ-1 (нафтилом);
-	обеспечение сжатыми газами высокого давления:
азотом, воздухом, гелием;
-	термостатирование изделия 11К25;
-	пожаровзрывопредупреждение и др.;
-	пожарная защита и охлаждение нулевой отметки
стенда, СПУ, торцов изделия, лотка и др.
Стендовое (стартовое) сооружение имеет размеры в
плане 80 х 58 м, проем 30 м с односкатным газоотводя-
щим лотком глубиной 42,7 м. Для установки изделия,
восприятия нагрузок при огневых испытаниях и пуске,
для размещения механизмов, коммуникаций и оборудо-
вания (опорно-захватные устройства, механизмы сты-
ковки, электросистемы, технологические системы) пред-
усмотрены силовая рама и стендовая пусковая установка.
Технологические системы обеспечения горючим, га-
зами, водой и пр. располагаются вблизи стендового со-
оружения в обвалованных сооружениях арочных кон-
струкций. Для заправки изделия жидким кислородом,
водородом, газами предусмотрена заправочно-дренаж-
ная мачта с отводящим устройством. Обслуживание по
всей высоте изделия производится с площадок мобиль-
ной башни обслуживания. Пункт управления и соору-
жения инженерно-технических служб располагаются
в 2,5 км от стенда-старта и соединяются с ним подзем-
ным пешеходно-кабельным туннелем.
Универсальный комплекс «Стенд-старт».
Космодром Байконур
571
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
1991-2000 гг.
Ю «НПО Энергомаш»
Доработка сооружения 1 с целью повышения без-
опасности.
Реконструкция (восстановление) сооружения 2.
Испытательная станция Красмашзаводе - «Химзавод».
Комплекс гидрогенизации гептила1.
НИИ «Машиностроения» (НИИМАШ).
Комплекс гидрогенизации гептила1 2.
2001-2015 гг.
КБ «Салют» (ГКНПЦ им. М.В.Хруничева) на площадке
«Фаустово»
Реконструкция и модернизация технологических си-
стем в корпусах № 306 и 309. Системы АТ и НДМГ.
ФКП «НИЦ РКП» (НИИХИММАШ)
Доработка комплекса ИС-102 для проведения испы-
таний изделия РН «Русь». Проект хранилища пероксида
водорода на площадке 250а космодрома Байконур.
ЦНИИМАШ
Реконструкция и техническое перевооружение испы-
тательной базы и комплекса ЦУП-М. Объекты реконструк-
ции - корп. 2,8,9,17,34,35,71.
Испытательный комплекс ОАО «КБХА»
Реконструкция стенда № 50, хранилищ «О» и «Г».
«Центр Келдыша» (НИИ ТП)
Реконструкция и техперевооружение стендово-испы-
тательной базы. Объекты реконструкции - стенд 6А (кор-
пус 13) - модельные испытания узлов и агрегатов на воде
и воздухе; новое строительство - корпус 8, контрольно-
измерительное обеспечение; реконструкция стендов 4 и
5 (корпус 112), баллонной, газификаторной, компрессор-
ной воздуха.
ГНП РКЦ «ЦСКБ-Прогресс»
Реконструкция и техническое перевооружение про-
изводственной и испытательной базы для РН «Союз-2»,
«Ресурс-ДК», «Персона». Объект реконструкции - корпус
22Б - прочностной испытательный комплекс.
ФКП «НИЦ РКП»
Реконструкция ИС-102 под изделие «Ангара». Объект
испытания - единый универсальный ракетный модуль
УРМ РН «Ангара-А5».
НПО машиностроения
Реконструкция и техническое перевооружение про-
изводственной и испытательной базы. Объекты рекон-
1 Проект по программе утилизации жидкого ракетного топлива.
2Проект по программе утилизации жидкого ракетного топлива.
струкции и перевооружения - комплекс теплопрочност-
ных испытаний, вакуумный комплекс ВК-25, стендовый
комплекс динамических испытаний, лаборатории вход-
ного контроля.
ФГУП «Воткинский завод»
Реконструкция и техническое обеспечение перевоору-
жения для обеспечения выпуска перспективных изделий
РКТ.
«КБ Химмаш им. АМИсаева» - филиал НИО-9, «Фау-
стово»
Расширение сооружения 302 для проведения огневых
испытаний ЖРД МТ.
Строительство трех новых стендов тягой до 20 кг.
ФКП «НИЦ РКП»
Реконструкция и техническое перевооружение ком-
плекса ИС-106 и водородной производственной базы.
Объекты реконструкции - кислородно-водородные
стенды В2 и ВЗ. Подготовка ИС-102 к проведению ис-
пытаний блока первой ступени РН СКПГ (ОКР «Русь-М»),
Подготовка ИС-106 к проведению испытаний блока вто-
рой ступени РН СКПГ (ОКР «Русь-М»), Объекты рекон-
струкции - стенды В1, ВЗ. Реконструкция и техническое
перевооружение комплекса ИС-101 под перспективные
изделия. Реконструкция и техперевооружение ком-
плекса ИС-106 под перспективные изделия. Создание
новых рабочих мест на стендах В2 и ВЗ. Реконструк-
ция и техническое перевооружение комплекса ИС-102
под перспективные изделия и компоненты ракетного
топлива.
Филиалы института
Филиал № 1 - Днепропетровский, г. Днепропетровск;
в настоящее время - Днепропетровский проектный ин-
ститут, Украина.
Филиал № 2 - Уральский, г. Златоуст; в настоящее
время - ОАО «Уралпромпроект».
Филиал № 3 - Красноярский, г. Железногорск; в на-
стоящее время - «Сибпромпроект».
Филиал № 4 - Удмуртский, г. Ижевск; в настоящее
время ОАО «Прикампроект».
Награды института
1965 г. - Ленинская премия за создание уникальных
комплексов и лабораторий по отработке и испытанию
жидкостных ракетных двигателей и баллистических ракет
сотрудникам института: Ф.Г.Титенкову, А.Ф.Утыро,
КИВасильеву, НЛ.Клыкову, Л.Н.Бурову.
1969 г. - институт награжден орденом Трудового
Красного Знамени; отмечен премией Совета Министров
за проект сборочного корпуса № 160 для завода им.
М.В.Хруничева.
572
Глава 9
tl.^.CmopoMOiJca, '1И.Л:1рссйко^
РАБОТЫ АО «ГНИИХТЭОС» В ОБЛАСТИ
РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ
Государственный научный центр РФ «Государст-
венный ордена Трудового Красного Знамени научно-
исследовательский институт химии и технологии эле-
ментоорганических соединений» (в настоящее время
ГНЦ РФ АО «ГНИИХТЭОС») создан постановлением
Совета Народных Комиссаров СССР № 3128/943 от
21 декабря 1945 г. В становлении института активное
участие принимали академики А.Н.Несмеянов,
К.А.Андрианов, ГАРазуваев, К.А.Кочешков и др.
70 лет ГНИИХТЭОС функционирует как эффектив-
ный комплексный научно-прикладной центр по раз-
работке научных основ, созданию и внедрению про-
мышленной технологии большого ряда
элементоорганических соединений и материалов на их
основе для нужд различных отраслей народного хозяй-
ства, а также высокоэффективных продуктов для спе-
циальной техники. Со дня основания до 1948 г. руко-
водителем института был Я.Д.Радченко. В
последующие годы руководителями института были
Г.Б.Авакимян, М.В.Романов, О.К.Смирнов.
С 1958 по 1975 г. директором ГНИИХТЭОС яв-
лялся выдающий организатор науки, Герой Социали-
стического Труда, заслуженный деятель науки и тех-
ники, д.т.н., профессор М.В.Соболевский. Благодаря
его высокому организаторскому таланту в эти годы
ГНИИХТЭОС превратился в уникальный научно-тех-
нологический центр страны с собственным конструк-
торским бюро, опытными заводами в г.г. Редкино
Калининской области и Дзержинск Горьковской
области.
В следующие 26 лет (1975-2001 гг.) институт воз-
главлял член-корр. АН СССР, заслуженный деятель
науки и техники, лауреат Государственной премии
СССР, д.т.н., профессор Е.А.Чернышев. Под его руко-
водством в ГНИИХТЭОС были разработаны и внед-
рены в промышленном масштабе важнейшие техно-
логии основных видов органических соединений
кремния, бора, олова, германия, железа и др.
Исключительно важно, что в 1990-е гг. ГНИИХТЭОС
не только выстоял, но и сформировался как госу-
дарственный научный центр РФ и сумел сохранить
свой уникальный научно-технический и кадровый по-
тенциал.
С 2001 по 2013 г. генеральным директором ГНЦ РФ
«ГНИИХТЭОС» был назначен известный специалист в
области металлоорганических и гидридных соедине-
ний, член-корр. РАН, д.х.н., профессор ПАСтороженко.
За эти годы институт проявил характерную для него
устойчивость, добился практических успехов в освое-
нии новых уникальных передовых технологий и пока-
зал себя как стабильно работающее предприятие.
С 2014 г. ФГУП «ГНИИХТЭОС» возглавляет д.э.н.
П.А.Красовский. Предприятие в мае 2015 г. преобра-
зовано в Акционерное общество со 100 %-й принад-
лежностью акций государству, входит в структуру Го-
сударственной корпорации «Ростех» в составе
холдинговой компании АО «РТ-Химкомпозит».
Кремнийорганическая продукция
Главным направлением деятельности ГНИИХТЭОС
является разработка технологии и производство мо-
номеров и полимерных соединений кремния, крем-
нийорганических жидкостей, компаундов, клеев, сма-
зок, герметиков и другой продукции, обладающей
уникальными свойствами. Институт разработал на-
учные основы и промышленные технологии много-
численных процессов производства элементооргани-
ческой продукции. Отечественная промышленность
широко применяет их для обеспечения надежного
функционирования сложнейших приборов и механиз-
мов, используемых и в ракетно-космической технике.
Достаточно отметить, что защитное покрытие много-
разового космического корабля «Буран» было изго-
товлено с использованием клея на основе кремни-
йорганических веществ производства ГНИИХТЭОС.
На опытном заводе предприятия создано мало-
тоннажное производство различных гидрожидкостей,
хладагентов, теплоносителей, приборных масел и
смазок, антиобледенительных покрытий и др., широко
используемых в настоящее время в ракетно-космиче-
ской технике (например, в комплексе «Тополь-М» и
др.). ГНИИИХТЭОС играет важную роль в выполнении
ряда НИОКР в интересах Роскосмоса (например, ОКР
«Заменитель», «Олеин», «База» и др.).
Решающая роль в создании отечественной эле-
ментоорганической отрасли принадлежит академику
М.Г.Воронкову, д.х.н., профессору С.А.Голубцову,
д.х.н., профессору Д.Я.Жинкину, д.х.н., профессору
В.Д.Шелудякову, д.т.н. С.В.Голубкову, д.х.н., профес-
сору В.В.Северному, к.т.н. А.Н.Поливанову, к.т.н.
С.Р.Нанушьяну, к.т.н. Б.Е.Кожевникову, д.х.н. А.В.Ле-
бедеву и другим видным химикам, организаторам
науки и производственникам.
Борорганические соединения
Наряду с кремнийорганическими соединениями
в ГНИИХТЭОС выполнены фундаментальные иссле-
дования в области химии борорганических соедине-
ний, имеющих уникальные характеристики и высо-
коэнергетический потенциал. Разработаны и
внедрены в промышленное производство техноло-
гии получения большого ряда борорганической про-
дукции: декаборана, триэтилбора, продуктов Д-8, Д-16,
специальных клеев и др. Производство этих ве-
ществ, а также важнейших продуктов на их основе
573
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
было организовано на Дзержинском (Нижегород-
ская область) опытном заводе ГНИИХТЭОС (ныне АО
«Авиабор»). Ряд этих продуктов и в настоящее
время используется в ракетно-космической технике
(например, пусковое горючее ПГ-2). Основополож-
ником этого направления являлся д.т.н., профессор
А.Ф.Жигач.
Сферические порошки алюминия
ГНИИХТЭОС является разработчиком технологии
промышленного производства порошков алюминия
сферической дисперсности марок АСД-1, АС Д-4,
АСД-6, АСД-8 путем пульверизации расплавленного
алюминия и последующим рассевом на фракции. Ис-
пользование порошка алюминия с частицами сфери-
ческой формы оказало революционное влияние раз-
витию ракетно-космической техники.
Производство порошков алюминия было внед-
рено на Волгоградском алюминиевом заводе и на
других предприятиях отрасли, и в настоящее время
полностью обеспечивается потребности страны в
этих продуктах.
За особые заслуги в данном направлении д.т.н.
А.С.Сахиеву, В.В.Вавилову была присвоена Государст-
венная премия СССР, а В.Г.Герливанову- премия Со-
вета Министров СССР.
Алюминийорганические соединения
Институтом разработаны технологии производства
алюмоорганических соединений, таких как триэтила-
люминий, триизобутилалюминий и др., используемых
в настоящее время в качестве катализаторов полиме-
ризации олефинов, а также для нужд органического
синтеза. Производство этих соединений, как и важ-
нейших продуктов на их основе, было организовано
на Редкинском (Тверская область) опытном заводе
ГНИИХТЭОС» (РОЗ). Впоследствии эти важнейшие про-
цессы были освоены в ПАО «Нижнекамскнефтехим»,
«Томскнефтехим». Продукты и композиции на основе
алюминийорганических соединений и поныне исполь-
зуются в ракетно-космической технике. Руководил дан-
ным направлением лауреат Государственной премии
СССР д.х.н., профессор Н.Н.Корнеев.
Технология производства перекиси
водорода
В ГНИИХТЭОС впервые в СССР был разработан
антрахинонный способ производства перекиси во-
дорода. Впоследствии технология была продана, в
частности, Швеции и Турции. У себя же было при-
нято решение разработать и внедрить технологию
производства перекиси водорода электрохимиче-
ским способом. Основными предпосылками для
принятия такого решения являлись следующие об-
стоятельства:
-	отсутствие отечественного сырья - алкилантра-
гидрохинонов;
-	дороговизна и короткий срок эксплуатации пал-
ладиевого катализатора из-за быстрого отравления
реакционной средой;
-	использование водорода в технологии.
Производство и испытание катализаторов
разложения высококонцентрированного
пероксида водорода
Исключительно важным направлением в деятель-
ности ГНИИХТЭОС является разработка состава, ре-
цептуры и технологии получения, а также производ-
ство и контрольные испытания катализаторов
разложения ВПВ - высококонцентрированного перок-
сида водорода. Этот процесс успешно используются
в космической технике, в т.ч. в области пилотируемой
космонавтики. В энергетических установках различ-
ного назначения, например, турбонасосных агрегатах
ракетных двигателей 11Д511, 11Д512, 11Д511У,
14Д21,14Д22 ракет-носителей «Союз», «Прогресс»,
«Союз-ФМ», «Союз-2» и др., используются данные
катализаторы.
В ГНИИХТЭОС создана уникальная и единственная
в РФ научно-испытательная база, где проводятся ис-
следования и испытания разрабатываемых новых об-
разцов и паспортные испытания промышленных пар-
тий катализаторов. Проводится также аттестация ВПВ
различных производителей (в т.ч. импортного) для их
допуска к применению в ракетно-космической тех-
нике, что обеспечивает выполнение задач Федераль-
ной космической программы.
Для нужд Роскосмоса решается проблема, свя-
занная с модернизацией рецептуры ВПВ в части его
дополнительной стабилизации с использованием
новых высокоэффективных стабилизаторов. Это
связано с тем, что для транспортирования высоко-
концентрированного пероксида водорода в пределах
России применяются средства, которые не соответ-
ствуют международным правилам перевозки опас-
ных грузов. Разработана лабораторная технология
получения модернизированного пероксида водо-
рода, сохраняющего свои свойства при хранении и
транспортировке в нержавеющих емкостях, соответ-
ствующих требованиям международных правил
ДОПОГ-99. Внедрение данного процесса, в частно-
сти, позволит отказаться от импортируемого высо-
коконцентрированного пероксида водорода про-
изводства фирмы «Эвоник» (Германия) для
обеспечения стартов ракет-носителей типа «Союз»
с космического центра во Французской Гвиане.
Успешный запуск восьми PH «Союз-СТ» с Евро-
пейского космического центра во Французской
574
Глава 9
Гвиане также обеспечивается с использованием ка-
тализатора, производимого и арестовываемого в
ГНИИХТЭОС в реальных условиях с использованием
ВПВ марки PROPULSE®825HTP (ВПВ-825) производ-
ства ФРГ.
На предприятии ведутся фундаментальные ра-
боты по созданию новых, более эффективных и эко-
номически выгодных катализаторов разложения ВПВ.
Актуальность данной разработки подтверждена РКК
«Энергия». Созданы и испытаны в стендовых усло-
виях образцы нового катализатора, которые позво-
ляют провести процесс разложения ВПВ длительное
время и неоднократно, включая импульсный режим
включения и выключения процесса. Новый образец
катализатора позволяет провести процесс разложе-
ния с использованием ВПВ 95 %-й концентрации при
температуре 1000 °C. По предварительным оценкам,
данный катализатор при одинаковой эффективности
будет на порядок дешевле, чем используемый в на-
стоящее время.
Активное участие в разработке данного направле-
ния принимали к.т.н. Т.М.Лозинский, к.т.н. Фастова,
к.т.н. Н.М.Юпатина, д.т.н. А.С.Сахиев и др.
Пусковое горючее ПГ-2
ГНИИХТЭОС является разработчиком процесса по-
лучения пускового горючего ПГ-2, используемого в ра-
кетно-космической технике. Освоена в промышленном
масштабе высокоэффективная технология производ-
ства данного продукта. В настоящее время ГНИИХТЭОС
является единственным в России предприятием, про-
изводящим данный продукт. Мощность созданного
производства соответствует потребности страны в дан-
ном продукте.
Потребителями пускового горючего ПГ-2 яв-
ляются многие организации и предприятия Россий-
ского космического агентства: ПАО «РКК «Энергия»,
ПАО «Кузнецов», АО «НПО Энергомаш», АО КБХА,
ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша», другие заводы косми-
ческой отрасли.
В создании производства и испытаниях пускового
горючего ПГ-2 активное участие принимали д.т.н.,
профессор А.Ф.Жигач, д.т.н. С.Н.Буйновский,
А.М.Красавин, В.В.Сахаров и др.
Горючее ТМ-185
Со времени основания института одной из глав-
ных задач была разработка горючих и окислителей
для разрабатываемого в стране первого поколения
ракет средней дальности. С 1946 г. сотрудники ин-
ститута принимали участие в испытаниях ракет на
полигоне Капустин Яр, которые проводились под ру-
ководством С.П.Королева. В качестве горючего тогда
использовался этиловый спирт, а окислителем слу-
жила перекись водорода. Низкая теплота сгорания
этого топлива заставила искать более энергоемкие
горючие с большей температурой горения и тепло-
той сгорания. К тому времени были разработаны ме-
таллические сплавы, пригодные для высокотемпе-
ратурных сопел камер сгорания.
Требования к горючему по его энергетическим ха-
рактеристикам, по физическим и эксплуатационным
свойствам были довольно жесткими. Кроме того, раз-
рабатываемое горючее для жидкостных ракетных
двигателей иногда создавалось одновременно с раз-
работкой самих двигателей, и в процессе приходи-
лось вносить необходимые изменения.
В ГНИИХТЭОС за сравнительно короткое время
было создано горючее ТМ-185. Горючее ТМ-185 пред-
ставляет собой смесь продуктов нефтепереработки,
состоящей из 56 % полимер-дистиллята, 40 % лег-
кого масла пиролиза и 4 % трикрезола. Окислителем
для него является азотная кислота, в которой раство-
рено 27 % тетроксида азота (окислитель АК-27И), в
качестве пускового горючего использовалось ТГ-02
разработки ГИПХ. После принятия горючего ТМ-185
на вооружение в 1958 г. было создано его производ-
ство на заводе «Синтез» (г. Дзержинск Горьковской
обл.). Сотрудники института участвовали во многих
полигонных испытаниях, а в дальнейшем осуществ-
ляли авторский надзор за хранением и эксплуатацией
горючего на полигоне Капустин Яр и на местах раз-
мещения ракет.
Горючим ТМ-185 заправляли ракеты шахтного ба-
зирования Р-12 (8К63), Р-12У (8К63У), а также Р-17
(8К14). Ракета Р-12 использовалась также для за-
пуска большой серии искусственных спутников земли
«Космос» и «Интеркосмос» в качестве первой сту-
пени. Всего было проведено около 150 успешных за-
пусков. Серийные боевые ракеты 8К14 использовали
в качестве мишеней при отработке противоракетного
комплекса С-300.
Большие заслуги в этих работах принадлежат
к.т.н. К.Н.Фастовой, профессору Г.С.Гольдину. В этом
направлении фундаментальные разработки продол-
жаются под руководством главного научного сотруд-
ника к.х.н. С.Г.Федорова.
Гидриды металлов
ГНИИХТЭОС занимает ведущее место в синтезе,
исследованиях свойств и разработке промышленной
технологии производства гидридов различных метал-
лов. Представитель этого класса соединений - гид-
рид алюминия - является высокоэффективной до-
бавкой к твердым ракетным топливам. Его
производство по технологии ГНИИХТЭОС было орга-
низовано в г. Навои, и до 1990 г. обеспечивалась по-
требность страны в этом продукте. Данное направле-
ние развивали лауреаты Государственной премии
575
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
СССР А.И.Горбунов и Н.М.Соколов, лауреат премии
Правительства РФ, член-корр. РАН, д.х.н., профессор
П.А.Стороженко.
Гидриды интерметаллических соединений нашли
широкое применение в промышленности, в частно-
сти, в производстве различных дисплеев. Основная
часть перезаряжаемых батарей и аккумуляторов, на-
пример, для сотовых телефонов, переносных ком-
пьютеров (ноутбуков), фото- и видеокамер содержит
электроды из гидридов металлов. Такие аккумуля-
торы являются экологически чистыми, т.к. не содер-
жат кадмия.
Гидриды металлов используют для синтеза новых
органических соединений. Они также нашли широкое
применение в тонкой очистке водорода, в качестве
реагентов для порошковой металлургии, для разде-
ления изотопов, изготовления аккумуляторов, для
транспортировки водорода и др.
Керамика, волокна и др.
В ГНИИХТЭОС синтезируют, исследуют характери-
стики и разрабатывают технологии получения борных
волокон и композиционных материалов и покрытий,
в т.ч. предкерамических полимеров - карбосиланов
и нанометаллополикарбосиланов, которые являются
прекурсорами высокотемпературных и высокопроч-
ных, стойких к окислению керновых и бескерновых
карбидокремниевых волокон с прорывными характе-
ристиками. Эти разработки крайне актуальны для ра-
кетно-космической техники. В данном направлении
особое место занимают работы профессора А.М.Цир-
лина и д.х.н. Г.И.Щербаковой, Т.Ф.Хожайловой и др.
Нанотехнологии.
Нанодисперсные порошки
Разработана и внедрена в производство плазмен-
ная технология получения наноразмерных порошков
высокоэнергетических соединений, которая является
составной частью прорывных и критических техноло-
гий. За последние 5 лет проведены фундаментальные
исследования, показано, что наноразмерные энер-
гоемкие компоненты могут значительно повысить
скорость горения топлива по сравнению с аналогич-
ными микронными порошками, а также понизить
температуру их воспламенения. Кроме того, исполь-
зование нанопорошков при создании новых компози-
ционных материалов позволяет получать композиты
и покрытия с высокими прочностными, эластичными,
технологическими и эксплуатационными свойствами.
Производимые нанодисперсные порошки металлов
и интерметаллидов в настоящее время широко приме-
няются в производстве химических изделий с прорыв-
ными характеристиками, а также при выполнении боль-
шого ряда НИОКР.
Карбонилы металлов
Разработана и внедрена в производство техноло-
гия получения карбонилов металлов. АО «Синтез»
промышленно выпускает пентакарбонил железа, ко-
торый широко используется в органическом синтезе.
Освоена технология получения радиотехнического
порошка железа разложением пентакарбонила же-
леза, обеспечивается потребность страны в данном
порошке.
Одним из важных направлений использования про-
цесса разложения пентакарбонила железа является на-
несение тончайшей пленки на поверхность материалов
различного назначения, например, тонирование стекла,
изготовление изделий с уникальными ферромагнит-
ными свойствами.
Плодотворно ведется работа по разработке новых
наноструктурированных магнитных материалов с по-
вышенными характеристиками. Профессор Г.К.Маго-
медов, профессор В.Г.Сыркин, к.т.н. А.А.Уэльский
внесли значительный вклад в развитие данного направ-
ления.
Сотрудничество с другими предприятиями
Потребителями продукции ГНИИХТЭОС являются
предприятия Минобороны, Российское космическое
агентство, ФГУП «ЦЭНКИ», АО «Корпорация «МИТ»,
ПАО «РКК «Энергия», ПАО «Кузнецов», АО «Композит»,
ФГУП «ВИАМ», АО «НПО Энергомаш», АО «РКЦ «Про-
гресс», АО «ФНПЦ «Алтай», АО «ЦНИИТОЧМАШ», АО
ИПФ и др.
В настоящее время в АО «ГНИИХТЭОС» работают
более 500 человек, среди которых 2 чл.-корр. РАН,
13 докторов наук, 61 кандидат наук, 1 лауреат Госу-
дарственной премии СССР, 2 лауреата премии Прави-
тельства РФ, 3 сотрудника удостоены стипендии Пре-
зидента РФ. Успешно функционируют две признанные
научные школы.
Научно-исследовательская часть АО «ГНИИХТЭОС»
располагает уникальной экспериментальной базой в
виде лабораторных, стендовых и пилотных установок
со специальным оборудованием. В институте дей-
ствуют Центр ЯМР-спектроскопии и Центр испытания
полимеров. При Госстандарте РФ аккредитован испы-
тательный центр сертификации элементоорганических
соединений. ГНИИХТЭОС является базовой организа-
цией по стандартизации элементоорганических соеди-
нений.
Конструкторское бюро института способно решать
весь комплекс проектных изысканий, проектных работ
для организации опытного и промышленного про-
изводства разработанных технологий.
Производства опытного завода ГНИИХТЭОС содер-
жат многоцелевые гибкие схемы с компьютерным
управлением технологическими процессами, специ-
576
Глава 9
Оборудование для окисления катализатора
ально разработанные узлы и аппараты, а также уни-
кальные установки, в т.ч. выполненные из специ-
ального стекла, позволяющие получать высокотехно-
логичные особо чистые продукты для ракетной и
космической техники, специальных отраслей промыш-
ленности, машиностроения, электроники и др.
Ракета Р-12 (SS-4 Sandal). Топливо ТМ-185 (на основе нефтепродуктов: полимердистиллат - 56 %, легкое масло
пиролиза -40%, трикрезол -4%) и АК-27И (на основе азотной кислоты). В качестве пускового горючего -
ТГ-02 «Самин»
Паспортные испытания катализатора Ж-ЗОС-О в реальных условиях.
Давление в реакторе при разложении ПВ-85.12 февраля 2009 г. Испытание 145
577
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
Огневой стенд испытания катализатора
АО «ГНИИХТЭОС» готово разработать современные
инновационные наукоемкие технологии производства хи-
мических продуктов и изделий различного назначения и
организовать малотоннажное их производство на собст-
венном опытном заводе.
На предприятии имеется реальная возможность
расширить производство нанодисперсных порошков
металлов, сплавов и других соединений для удовле-
творения потребностей различных отраслей отече-
ственной промышленности в нанопродукции.
Министерством промышленности и торговли РФ
АО «ГНИИХТЭОС» внесен в реестр предприятий обо-
ронно-промышленного комплекса, имеет также ста-
тус предприятия, оказывающее существенное влия-
ние на отрасли промышленности и торговли
России.
Глава 10
Подготовка специалистов и проведение научных
исследований в области двигателей и двигательных
установок ракетно-космической техники
Московский государственный технический университет имени Н.Э.Баумана
Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика
С.П.Королева (Национальный исследовательский университет)
Военная академия РВСН имени Петра Великого
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
ИСТОРИЯ ПЕДАГОГИЧЕСКОЙ ШКОЛЫ
ПОДГОТОВКИ ИНЖЕНЕРОВ РАКЕТНОГО
ДВИГАТЕЛЕСТРОЕНИЯ МГТУ ИМЕНИ Н.Э.БАУМАНА
Становление педагогической школы ракетчиков-
двигателистов в МВТУ имени Н.Э.Баумана началось в
соответствии с постановлением Совета Министров
СССР № 1017-419сс от 13 мая 1946 г. о разработке ре-
активного вооружения. Для создания ракетно-косми-
ческого комплекса были необходимы высококвалифи-
цированные кадры, включая специалистов по ракетным
двигателям, подготовка которых началась на кафедре
«Ракетные двигатели», основанной в 1948 г. под руко-
водством д.т.н., профессора М.А.Попова, директора
МВТУ имени Н.Э.Баумана. Большую помощь в органи-
зации кафедры оказали заведующий кафедрой двига-
телей внутреннего сгорания профессор А.С.Орлин, про-
фессор ДНВырубова и ведущий инженер
А.П.Васильев.
Первоначально кафедра готовила специалистов
только по специальности ЖРД, причем подготовка ин-
женеров-механиков широкого профиля осуществля-
лась в лучших традициях теплотехнической школы
МВТУ имени Н.Э.Баумана. Первый выпуск кафедры
1949 г. состоял всего из трех человек. В это время
М.А.Попов принял на кафедру в аспирантуру В.М.Куд-
рявцева, А.Н.Данилова, а несколько позднее ЕАМело-
диева, М.В.Добровольского, Д.А.Балакирева. Первые
Первые аспиранты кафедры. Слева направо: сидят:
Д.А.Балакирев, Е.А.Мелодиев; стоят: В.М.Кудрявцев,
М.В Добро Вольский, А.Н Данилов
Кафедра
“Ракетные демеателм"
Факультеты РТ 34 МС М Э
07.1943 09.1953 06.1955 05.1959 06.1961
РТ-344К	34-4 МС-4 М-3	3-1
аспиранты пришли из промышленных предприятий, в
то время они имели достаточно серьезный багаж тео-
ретических и практических знаний в области ракетного
двигателестроения.
Потребности промышленности в специалистах по ра-
кетным двигателям возрастали, и существовавший объем
их выпуска не мог обеспечить нужды ракетной промыш-
ленности. По инициативе МАПопова с 1948 по 1954 г.
были организованы Высшие инженерные курсы для ин-
женерных кадров, для чего были привлечены выдающиеся
ученые, конструкторы С.П.Королев, ЮАПобедоносцев,
М.С.Рязанский, Б.Е.Черток, К.Д.Бушуев, а также ведущие
профессора и ученые МВТУ имени Н.Э.Баумана. В после-
дующих выпусках Высших инженерных курсов практиче-
ские занятия проводились также АЛВасильевым и
В.М.Кудрявцевым.
В связи с изменением структуры МВТУ имени Н.Э.Бау-
мана кафедра меняла название, условное обозначение, а
также входила в состав разных факультетов, что отражено
на хронологической диаграмме.
Коллектив кафедры понимал, что без ведения научно-
исследовательских работ совместно с промышленными
предприятиями, без создания собственной эксперимен-
тальной базы нельзя готовить квалифицированных моло-
дых специалистов, научно-педагогические кадры высокой
квалификации. Создание экспериментальной базы ка-
федры начиналось с простейших лабораторных установок
и стендов для испытаний камер ЖРД на этиловом спирте,
керосине и водороде в качестве горючего и кислороде в
качестве окислителя; вступила в строй компрессорная
станция с воздушными баллонами высокого давления, об-
разована слесарно-токарная мастерская. Переоборудова-
ние помещений, монтаж установок, их обслуживание ве-
лось в основном силами кафедры, включая и аспирантов.
Все установки, мастерские и помещения с камерами для
испытаний размещались в механическом корпусе.
На этой экспериментальной основе защитили канди-
датские диссертации АЛВасильев, В.М.Кудрявцев, А.Н.Да-
нилов, М.В.Добровольский, ЕАМелодиев, В.М.Поляев, ко-
торые стали основным научно-педагогическим костяком
кафедры. В это же время к ведению учебного процесса
привлекались крупные специалисты из промышленности:
главный конструктор М.М.Бондарюк, д.т.н., профессор
ИАПаничкин, д.т.н. Н.Г.Чернышев. Для совершенствова-
580
Глава 10
ния конструкторской подготовки студентов были исполь-
зованы трофейные образцы ЖРД V-2, «Вассерфаль»,
«Шметерлинк», «Тайфун», которые вместе с технической
документацией помогли приобрести д.т.н., профессор
ЮАПобедоносцев и генерал Л.М.Гайдуков, а также агре-
гаты ЖРД отечественного производства.
Растущие запросы промышленности требовали уве-
личения количества студентов по специализации и ЖРД,
и РДТТ. С1959 г. кафедра стала готовить специалистов по
ракетным двигателям на твердом топливе, а с 1961 г., по
инициативе д.т.н. МАПопова, - специалистов по ядерным
ракетным двигателям. В других вузах эта специализация
стала внедряться позднее. Большой вклад в становление
этой специализации внесли пришедшие из промышлен-
ности д.т.н., профессор Д.Ф.Божко, к.т.н., доцент В.В.Та-
лаквадзе, к.т.н., доцент Н.М.Драчев, ведущий инженер
В.В.Макаров и один из первых идеологов этих двигателей
ВАШтоколов. В подготовке молодых специалистов по ЯРД
участвовала кафедра Э-7 (заведующий кафедрой - акаде-
мик Н АДоллежаль, позднее - д.т.н., профессор В.И.Со-
лонин) в части расчета нейтронно-физических процессов
в ядерном реакторе. После открытия трех специальностей
кафедра стала готовить молодых специалистов в количе-
стве 50 человек по специализации ЖРД и по 25 человек по
специализации РДТТ и ЯРД. В связи с возросшими потреб-
ностями промышленности в кадрах кафедра готовила в
отдельные годы по 12 групп, включая ускоренное обучение
для студентов, окончивших техникум.
Следует отметить, что в число специализаций кафедры
входили электроракетные двигатели, но они не получили
развития на кафедре, и профессор МАПопов передал ее
на кафедру ДВС МВТУ имени Н.Э.Баумана, где ее станов-
лением занимался д.т.н., профессор ДИВырубов. Впо-
следствии эта специализация была передана во вновь ор-
ганизованную кафедру Э-8 (электроракетные двигатели).
Для удовлетворения запросов промышленных пред-
приятий в молодых специалистах кафедра организовала
непосредственно на предприятиях КБхиммаш имени
АМИсаева и НИИХиммаш свои филиалы и готовила спе-
циалистов из числа их сотрудников. Большой вклад ка-
федра внесла в создание и развитие факультета Ракетно-
космической техники в г. Королеве. Первым деканом
факультета был к.т.н., доцент кафедры М-8 А.К.Добро-
вольский, в 1985-2010 гг. деканом факультета работал
д.п.н., профессор кафедры Э-1 ААДорофеев.
После смерти МАПопова в 1961 г. исполняющим обя-
занности заведующего кафедрой стал к.т.н., доцент
В.М.Кудрявцев. В1967 г. после защиты докторской дис-
сертации В.М.Кудрявцев был избран Ученым Советом
МВТУ имени Н.Э.Баумана заведующим кафедрой. Продол-
жались традиции кафедры, развивалась методика подго-
товки молодых специалистов, ведение крупных НИР,
укреплялась связь с промышленными организациями и
руководством промышленных министерств, что позволило
кафедре решать задачи по дальнейшему совершенствова-
нию ее работы.
МАЛопов (1906-1961 гг.).
В 1948-1961 гг.- зав.
кафедрой «Ракетные
двигатели» МВТУ им.
Н.Э.Баумана.Д.т.н.,
профессор
В.М.Кудрявцев
(1925-1998 гг.).
В 1961-1994 гг.-зав.
кафедрой «Ракетные
двигатели» МВТУ им.
Н.Э.Баумана. Д.т.н.,
профессор
Принципиально важным для совершенствования под-
готовки молодых специалистов является проведение тех-
нологических, эксплуатационных и преддипломных прак-
тик, что является одной из неотъемлемых составляющих
подготовки молодых специалистов МГТУ (МВТУ) в соот-
ветствии с «русской школой обучения». Плодотворное со-
дружество кафедры с промышленными организациями
позволило проводить их на передовых промышленных
предприятиях, обладающих современными достижениями
в области теории, проектирования, испытания и производ-
ства ракетных двигателей, это КБХМ, КБХА, НИИТП,
ПНИТИ, НПО «Энергия», НПО «Союз», МИТ, Южмаш, ВМЗ,
НИИМаш, космодромы Плесецк и Байконур, а для отдель-
ных студентов - в ряде других организаций, включая ин-
ституты АН СССР. В этих организациях под руководством
преподавателей кафедры и ведущих специалистов пред-
приятий студенты знакомились с основными достиже-
ниями современного ракетного двигателестроения и ис-
пользовали полученные материалы для выполнения
курсовых и дипломных проектов.
Известно, что без учебников и учебных пособий, мето-
дических разработок, технической литературы трудно го-
товить квалифицированных молодых специалистов. На ка-
федре «Ракетные двигатели» впервые в нашей стране
создан атлас конструкций ЖРД под редакцией МАПопова
при участии В.М.Кудрявцева, инженеров Н.П.Малевского,
Г.П.Сиволапова. Затем для техникумов Г.Б.Синярев,
М.В.Добровольский написали учебное пособие по ЖРД
(1955 г., 1957 г.), которое было издано в КНР и в Польше.
В то же время требовалось создание фундаменталь-
ных учебников и учебных пособий для студентов вузов. К
этому времени на кафедре был накоплен большой задел
по современным материалам в области теории, расчета и
проектирования ракетных двигателей. По традиции, сло-
жившейся на кафедре, был создан творческий коллектив
из работников вузов и промышленных организаций в со-
ставе В.М.Кудрявцева, АЛВасильева, ВАКузнецова,
581
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
МА.П.Васильев (слева), М.В.Добровольский
В.Д.Курпатенкова, А.М.Обельницкого, В.М.Поляева,
Б.Я.Полуяна. В1967 г. вышло первое издание учебного по-
собия «Основы теории и расчета жидкостных ракетных
двигателей» в издательстве «Высшая школа» под общей
редакцией В.М.Кудрявцева. Принципиальным является то,
что в книге впервые дан комплексный расчет ЖРД и его
основных агрегатов с насосной системой подачи топлива
с дожиганием и без дожигания генераторного газа, а также
расчет ЖРД с вытеснительной системой подачи топлива.
Второе издание, уже в качестве учебника, с прежним со-
ставом авторского коллектива вышло в 1975 г. Книга вы-
держала и третье (исправленное и дополненное) издание
в 1983 г. в том же составе авторов, который был удостоен
Государственной премии СССР. В1993 г. учебник пере-
издан в четвертый раз в виде двухтомника. При издании
вышеупомянутого цикла учебников и последующих учеб-
ных пособий был обобщен опыт отечественных и зарубеж-
ных достижений, а также личных трудов авторов в области
теории, расчета, проектирования и конструкции различ-
ного типа ракетных двигателей. Учебник широко исполь-
рично в 1983 г. Этот фунда-
ментальный труд состоял из
общей для всех ракетных дви-
гателей теории с последующей
конкретизацией для ЖРД,
РДТТ, ЯРД.
В 1980 г. опубликовано
учебное пособие по РДТТ ав-
торским коллективом в со-
ставе А-М.Виницкого, В.Т.Вол-
кова, С.С.Холодилова. Следует
Г.Б.Синярев
отметить особую значимость
комплекса учебных пособий по
проектированию РДТТ из композиционных материалов
(камера сгорания, узлы соединения, наполнители, уста-
новки и методы измерения скорости горения твердого топ-
лива), изданных в 1986-1995 гг. под руководством члена-
корреспондента АН СССР В.В.Венгерского и к.т.н.
Т.ГАлександера. В1999 г. вышло первое издание учебника
ААДорофеева «Основы теории тепловых ракетных дви-
гателей». В 2010 г. книга переиздана. В 2007 г. профессо-
рами В.Т.Волковым и ДАЯгодниковым была выпущена
монография «Исследование и стендовая отработка ракет-
ных двигателей на твердом топливе». В 2009 г. опублико-
вана монография ДАЯгодникова «Воспламенение и горе-
ние порошкообразных металлов». В 2011 г. вышло учебное
пособие ВАКалинчева, ДАЯгодникова «Технология про-
изводства ракетных двигателей твердого топлива».
Для усиления самостоятельной работы студентов в из-
дательстве МВТУ имени Н.Э.Баумана по отдельным кур-
сам, выпускались методические пособия с задачами и во-
просами по теории и расчету процессов в камере сгорания
и агрегатах ракетного двигателя. Большая работа по под-
готовке молодых специалистов на высоком теоретическом,
практическом и методическом уровне была проделана си-
лами преподавателей кафедры и ведущими специали-
зуется при подготовке молодых специалистов
в родственных вузах, в промышленных орга-
низациях при высокой оценке его содержания
и методики изложения материалов.
В 1968 г. М.В.Добровольский выпустил
учебник «Жидкостные ракетные двигатели», в
котором даны основы теории и расчета ЖРД.
Второе и третье (переведенное на турецкий
язык) издания вышли в 2005 и 2015 гг. под ре-
дакцией ДАЯгодникова. В1973 г. вышло по-
собие А.М.Виницкого «Ракетные двигатели на
твердом топливе». В книге на высоком мето-
дическом и научном уровне даны основы тео-
рии РДТТ. В1978 г. вышел учебник «Основы
теории автоматического управления ракет-
ными двигательными установками» автор-
ского коллектива преподавателей МВТУ имени
Н.Э.Баумана и МАИ имени С.Орджоникидзе в
составе А.И.Бабкина, С.В.Белова, Н.Б.Рутов-
ского, Е.В.Соловьева. Учебник был издан вто-
Учебник Г.Б.Синярева и М.ВДобровольского был издан
на китайском и турецком языках
582
Глава 10
Учебники кафедры
стами промышленности. В1995 г. вышло учебное пособие
с грифом Минвуза «Сборник задач и вопросов по основам
теории и расчета ракетных двигателей» под редакцией
В.М.Кудрявцева и ААДорофеева. В состав авторского кол-
лектива вошли преподаватели МГТУ имени Н.Э.Баумана,
МАИ имени С.Орджоникидзе, работники промышленности
ЕАБерезанская, ВАБуркальцев, В.Т.Волков, В.И.Демидов,
ААДорофеев, АИ.Коломенцев, В.М.Кудрявцев, Л.В.Куд-
рявцева, В.Д.Курпатенков, Н.И.Леонтьев, А.В.Сухов,
ВАЧернухин, ААЩербаков. В сборнике помещены задачи
и вопросы, подкрепляющие теоретические сведения, из-
ложенные в учебниках, учебных пособиях, в лекционных
курсах по теории и расчету ракетных двигателей, к задачам
каждого раздела даны краткие теоретические сведения.
Учебное пособие широко используется родственными ка-
федрами страны и полезно для работников промышлен-
ности.
В1986 г. вышел учебник «Теплотехника» под редак-
цией В.И.Крутова. В состав авторского коллектива вошли
ведущие ученые факультета «Энергомашиностроение»
А.М.Архаров, С.И.Исаев, И.А.Кожинов, Н.П.Козлов,
М.Г.Круглов, В.В.Красников, В.И.Крутов, В.М.Кудрявцев,
А.М.Кутепов, А.И.Леонтьев, П.ИЛеончик, Э.А.Манушин,
В.И.Солонин, П.И.Пластинин. В1991 г. этот учебник издан
на румынском языке. Четвертое, переработанное и допол-
ненное, издание учебника вышло в 2016 г. при участии
ДАЯгодникова.
По мере развития кафедры разрабатывались методи-
ческие пособия, библиотека справочной литературы ком-
плектовалась атласами конструкций ракетных двигателей
из КБ ХИММАШ, НПО «Энергомаш» имени академика
В.П.Глушко, КБ Химавтоматики, МИТ, НПО «Союз», НПО
«Энергия», ПНИТИ и др.
Таким образом, специализация ЖРД, РДТТ, ЯРД и дви-
гатели подводных аппаратов были обеспечены фундамен-
тальными учебниками и учебными пособиями. Высокий
уровень подготовки молодых специалистов кафедрой по-
лучил признание в промышленных организациях, инсти-
тутах Академии наук и других сферах деятельности.
Именно инженер-механик широкого профиля наиболее
полно удовлетворяет требованиям промышленных орга-
низаций.
Наши выпускники успешно работают в ОКБ, НИИ, ис-
пытательных станциях, на заводах, в академических НИИ,
на руководящих должностях промышленных министерств.
Достаточно сказать о некоторых из них - ведущих специа-
листах в ракетной технике: это генеральный директор НПО
«Энергомаш» имени академика В.П.Глушко НАПирогов,
генеральный конструктор МКБ «Факел» В.Г.Светлов, гене-
ральный конструктор КБОМ И.В.Бармин, главный кон-
структор НИИМаш Е.Г.Ларин, главный конструктор НПО
«Энергомаш» имени академика В.П.Глушко ИАКлепиков,
заместитель генерального конструктора НПО «Энергия»
Ю.Н.Кутуков, заместитель генерального конструктора МКБ
«Факел» В.В.Коляскин, генеральный директор НИИПМ
Л.Н.Козлов, главный конструктор ОКБ «Темп» В.И.Пет-
ренко, заместитель директора ЛНПО «Союз» В.В.Венгер-
ский, заместитель директора МИТ Б.В.Румянцев, замести-
тель директора корпорации «Тактическое ракетное
вооружение» И.Б.Хомяков, заместители директора НИИ
«Геодезия» В.Т.Волков, М.И.Сидоров и др. Многие воспи-
танники кафедры стали руководителями отделов, веду-
щими конструкторами образцов новой техники, многие на-
граждены правительственными наградами, удостоены
Ленинской и Государственной премии, стали профессо-
рами МГТУ имени Н.Э.Баумана. Д.т.н., профессор В.Н.Ели-
сеев, д.т.н„ профессор В.Н.Качура, д.т.н., профессор
Г.Б.Петражицкий, д.т.н., профессор В.С.Зарубин, д.т.н.,
профессор С.В.Белов, д.т.н., профессор, член-корреспон-
дент РАН И.В.Бармин, д.т.н., профессор Б.Г.Трусов и д.т.н.,
профессор Д.А.Ягодников стали заведующими кафедр
МГТУ имени Н.Э.Баумана; д.т.н., профессор Ф.В.Пелевин
стал заведующим кафедрой в Московском государствен-
ном университете сервиса и туризма. Воспитанник ка-
федры д.т.н., профессор И.В.Башмаков возглавил ка-
федру в Институте дружбы народов (РУДН), д.т.н.,
профессор кафедры Д.Ф.Божко стал заведующим ка-
федры в Лесотехническом институте, к.т.н., доцент В.И.Но-
виков - в Красноярском политехническом институте, д.т.н.,
профессор кафедры В.П.Беляков-в МИХМ. Воспитанник
583
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
кафедры дт.н., профессор Г.П.Павлихин стал проректором
МГТУ имени Н.Э.Баумана. В 2010 г. Президентом Респуб-
лики Башкортостан избран выпускник кафедры 1977 г. Ру-
стэм Закиевич Хамитов.
В1978 г. вышел совместный приказ Минобщемаша и
Минвуза СССР о придании кафедре «Ракетные двигатели»
МВТУ имени Н.Э.Баумана статуса базовой по подготовке
специалистов в области ракетных двигателей и создания
научно-методического совета, в который вошли заведую-
щие кафедрами родственных вузов страны и ведущие спе-
циалисты из промышленных организаций. Председателем
совета был назначен заведующий кафедрой «Ракетные
двигатели» МВТУ имени Н.Э.Баумана д.т.н., профессор
М.В.Кудрявцев. Эго накладывало на кафедру большую от-
ветственность как за свою работу, так и за координацию
работ всех родственных кафедр и промышленных органи-
заций в деле подготовки молодых специалистов. Совет
проводил, кроме заседаний в МВТУ имени Н.Э.Баумана,
детальное знакомство с учебными планами, лаборатор-
ными базами, учебными пособиями в Днепропетровске,
Ленинграде, Куйбышеве, Харькове и Москве. Изучение
подготовки молодых специалистов на родственных кафед-
рах позволило взаимно обогатиться, т.к. у каждой ка-
федры есть свои серьезные достижения в той или иной
области; например, совместно с МАИ имени С.Орджони-
кидзе созданы авторские коллективы по написанию учеб-
ников и учебных пособий. Высокую результативность дали
организованные научно-методическим советом встречи по
обсуждению требований промышленных организаций к
подготовке молодых специалистов, перспектив развития
ракетного двигателестроения с ведущими специалистами
отрасли. Такие мероприятия были проведены в КБ Хим-
маш, Московском институте теплотехники, НПО «Энер-
гия», ПНИТИ, НПО «Союз» и др. В конечном итоге это поз-
Заседание «золотого» состава кафедры «Ракетные двигатели»,
1980 г. За столами сидят; первый ряд:Л.НДроздова, Г.ТЛоскутникова,
НЛ. Матюнина, А.М Архаров, В. Т. Шакуров, В.М.Кудрявцев,
ВА.Буркальцев. Второй ряд: Т.Г.Александер. В.И.Крылов, ВА.Чернухин.
Э.В.Харыбин, В.В.Макаров, В.В.Талаквадзе, Г.П.Павлихин, А.В.Сухов.
Третий ряд: А А Дорофеев, А. Р. Полянский, ЕА.Чудецкая, В.М.Поляев,
В.ИДемидов, НЛ.Ирьянов. Четвертый ряд: ЮА.Васильев, Б.Н.Чугунов,
С.Ф.Максимов
волило повысить уровень подготовки молодых специали-
стов, преподавательского состава и быть в курсе основных
научно-технических направлений развития ракетного дви-
гателестроения. В ряде случаев кафедра Э-1 содейство-
вала подготовке кадров высшей квалификации родствен-
ным кафедрам (Казанский авиационный институт,
Тульский политехнический институт, Красноярский поли-
технический институт, Воронежский политехнический ин-
ститут, Рыбинский авиационный институт и др.).
В 1950-е гг. кафедра подготовила большую группу мо-
лодых специалистов для Китайской Народной Республики,
которые в дальнейшем возглавили ракетное двигателе-
строение в КНР. В последние годы установилось тесное со-
трудничество между кафедрами ракетных двигателей МГТУ
имени Н.Э.Баумана и Берлинского технического универси-
тета, что позволило провести обмен студентами, которые
под руководством преподавателей проходили стажировку
в нашей стране и в ФРГ. Обмен опытом подготовки специа-
листов, ведением НИР оказался взаимовыгодным.
В1960 г. согласно постановлению Совета Министров
РСФСР для МВТУ имени Н.Э.Баумана было решено создать
учебно-экспериментальный центр для проведения учебных,
научных и конструкторских работ. Большую роль в созда-
нии и оснащении стендов в УЭЦ оказывали главные кон-
структора КБХМ: А.М.Исаев, после его смерти - В.Н.Бого-
молов, а затем Н.ИЛеонтьев, начальники испытательных
отделов П.ПАндреев, Л.С.Алиманов, заместитель главного
конструктора НПО «Энергия» БАСоколов, начальник от-
дела НПО «Энергия» С.Г.Ударов, ведущий инженер
С.И.Фурин.
По решению министра машиностроения В.В.Бахирева
еще в 1969 г. была организована отраслевая лаборатория
с выделением соответствующих штатов, финансов и ма-
териально-технического обеспечения.
Серьезную помощь в практической дея-
тельности отраслевой лаборатории оказали
главный инженер одного из главков Мини-
стерства машиностроения Г.Н.Страхов и (в
различное время) генеральные директора
НИИПГМ В.Р.Серов, А.И.Зарубин, ЕС.Шахи-
джанов.
В результате научной деятельности была
создана научная школа в традициях МГТУ
(МВТУ) имени Н.Э.Баумана, получившая ши-
рокое признание в нашей стране и за рубе-
жом в области теплозащиты, прикладной га-
зодинамики, горения топлив, в т.ч. металлов,
и уникальных методов исследования и испы-
тания ракетных и реактивных двигателей.
Создана научно-педагогическая школа под-
готовки квалифицированных молодых спе-
циалистов, которые впоследствии заняли до-
стойное место в ракетной, реактивной
промышленности и родственных промыш-
ленных организациях как у нас в стране, так и
за рубежом.
584
Глава 10
Ъ.Н.Мат&геЗ!>, С.А3llucmo&, 4.Н.Ъс-
лоуи£, 13А.Зрелой, К.Ъ.Ирони^
СТАНОВЛЕНИЕ И РАЗВИТИЕ ДЕЯТЕЛЬНОСТИ
САМАРСКОГО УНИВЕРСИТЕТА
В ОБЛАСТИ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЕСТРОЕНИЯ
Начало освоения человечеством космического про-
странства за счет бурного развития ракетно-космиче-
ской техники относится к рубежу 1950-1960-х гг. С мая
1957-го по ноябрь 1959 г. были успешно проведены
летно-конструкторские испытания межконтинентальной
баллистической ракеты Р-7, разработанной в ОКБ-1 под
руководством С.П.Королева (ведущий конструктор -
ДИ.Козлов). 4 октября 1957 г. с помощью межконти-
нентальной баллистической ракеты Р-7 был запущен
первый искусственный спутник Земли.
12 сентября 1960 г. ракета Р-7А была принята на во-
оружение и на ее основе планировалось создание но-
вого рода войск - Ракетных войск стратегического на-
значения. Поэтому логичным развитием событий
явилось постановление ЦК КПСС и Совета Министров
СССР от 2 января 1958 г., в котором Государственному
авиационному заводу № 1 (г. Куйбышев, ныне г. Са-
мара) предписывалось освоить серийный выпуск меж-
континентальных баллистических ракет Р-7 с выпуском
трех летных изделий в IV квартале 1958 г. Куйбышев-
скому моторостроительному заводу № 24 имени
М.В.Фрунзе (ныне ПАО «Кузнецов») поручалось в эти
же сроки освоить серийное производство ракетных
двигателей для ракеты Р-7.
В1960 г. также принимается Постановление ЦК КПСС
и Совета Министров СССР «О создании мощных ракет-
носителей, спутников, космических кораблей и освоении
космического пространства в 1960-1967 годах». В соот-
ветствии с этим постановлением предусматривается соз-
дание в СССР в течение 1960-1962 гг. межконтиненталь-
НК-15В
НК-15
ной ракеты нового поколения Р-9 и мощной ракеты-но-
сителя Н-1 со стартовой массой 2000 т. Предполагалось,
что ракета-носитель Н-1 будет выводить на околоземную
орбиту объект массой 40-50 т, а также иметь возмож-
ность разгонять груз массой 10-20 тонн с околоземной
орбиты до второй космической скорости для полета кос-
мического корабля к планетам Солнечной системы.
Именно этот носитель, согласно проекту, должен был вы-
вести в околоземное пространство космический корабль
с экипажем, а затем направить его к Луне по баллисти-
ческой траектории.
С.П.Королев предписывал филиалу № 3 ОКБ-1 в
г. Куйбышеве (ныне АО «Ракетно-космический центр
«Прогресс») под руководством Д.И.Козлова выполне-
ние эскизного проекта, а также ряда конструкторских
и доводочных работ по ракетам-носителям Р-9, ГР-1
и Н-1. Государственному союзному опытному заводу
№ 276 (с 1967 г. - Куйбышевскому моторному заводу),
которым руководил Н.Д.Кузнецов, было поручено соз-
дание ракетных двигателей для ракет-носителей «гло-
бальной ракеты» ГР-1, создаваемой на базе Р-9М и Н-1.
В этот же период времени получили развитие кос-
мические аппараты для дистанционного зондирования
Земли. В нашей стране теоретические и практические
основы построения таких космических аппаратов (типа
«Зенит») были разработаны под руководством С.П.Ко-
НК-21
НК-19
585
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
ролева в начале 1960-х гг. С 1964 г. работы по созда-
нию автоматических низкоорбитальных средств дис-
танционного зондирования Земли были переданы в
Филиал № 3 ОКБ-1 в г. Куйбышеве (ныне АО «Ракетно-
космический центр «Прогресс»), где получили в даль-
нейшем значительное развитие. При этом решался
целый комплекс сложнейших задач, одна из которых
была связана с созданием ракетных двигателей малой
тяги от 0,1 до 1*103 Н и двигательных установок для
управления пространственным положением космиче-
ских аппаратов.
Начальный период подготовки инженеров-
механиков по ракетным двигателям
Интенсивное развитие ракетно-космической тех-
ники в то время в г. Куйбышеве потребовало подго-
товки высококвалифицированных инженерных кадров
в области ракетного двигателестроения, способных ре-
шать поставленные чрезвычайно сложные задачи в ко-
роткие сроки. Поэтому в 1958/1959 учебном году на мо-
торном факультете Куйбышевского авиационного
института (теперь Самарского национального исследо-
вательского университета имени академика С.П.Коро-
лева, краткое название - Самарский университет) в
срочном порядке началась подготовка инженеров по
новой специальности «Ракетные двигатели».
Подготовку начали по переходным учебным планам
сразу на первых четырех курсах. Старшие курсы уком-
плектовывались за счет перехода студентов с соответ-
ствующих курсов специальности «Авиационные двига-
тели» и путем дополнительного приема из числа
студентов машиностроительных специальностей вузов
Куйбышева и других городов. В результате уже в 1961 г.
состоялся первый выпуск двух групп инженеров-меха-
ников по ракетным двигателям.
Безусловно, приему студентов по специальности
«Ракетные двигатели» предшествовала большая
учебно-методическая работа, которая интенсивно про-
должалась и в последующие годы. На кафедре кон-
струкции и проектирования двигателей летательных ап-
паратов был создан кабинет ракетных двигателей,
разработаны новые лабораторные установки и методи-
Стенд для испытания микротурбин
Натурные ракетные двигатели и препарированный
турбонасосный агрегат
Экспериментальный узел с жидкостным ракетным
двигателем малой тяги
586
Глава 10
ческое обеспечение к ним, оборудован кабинет курсо-
вого и дипломного проектирования.
В дальнейшем от предприятий отрасли было полу-
чено значительное количество натурных образцов ра-
кетных двигателей и агрегатов различного назначения,
силами профессорско-преподавательского и инже-
нерно-технического состава кафедры при участии сту-
дентов эти двигатели и агрегаты были препарированы,
снабжены плакатами, информационными табличками
и активно использовались в учебном процессе. По каж-
дому двигателю были разработаны учебные и методи-
ческие пособия.
На кафедре теории двигателей летательных аппа-
ратов (тогда теории авиационных двигателей) подго-
товлены новые курсы по теории и расчету ракетных
двигателей, турбонасосных агрегатов и испытанию ра-
кетных двигателей. В дальнейшем созданы уникальные
учебные стенды для испытания жидкостных ракетных
двигателей малой тяги на натурных компонентах топ-
лива и ракетных двигателей на твердом топливе малой
тяги, малогабаритные стенды для исследования харак-
теристик агрегатных насосов и турбин. В 1988 г. под-
готовлен и опубликован в издательстве «Высшая
школа» учебник «Испытания жидкостных ракетных
двигателей».
Кафедра производства двигателей летательных
аппаратов провела большую работу по освоению объ-
ектов и технологии производства ракетных двигате-
лей, созданию лекционных курсов, разработке тема-
тики и содержания курсовых и дипломных проектов.
В дальнейшем была реализована новая концепция
подготовки специалистов, владеющих ракетными
производственными технологиями. Разрабатывались
курсы по изучению специальных материалов, их об-
рабатываемости, методам формирования неразъем-
ных соединений, нанесению защитных покрытий,
формообразованию сложных поверхностей на дета-
лях из листовых материалов, механической обра-
ботке маложестких деталей, применению специ-
альных методов контроля и сборки изделий.
Разработка маршевых жидкостных
ракетных двигателей большой тяги
Создание мощных кислородно-керосиновых ЖРД
НК-33 под руководством Н.Д.Кузнецова для ракеты
Н-1 явилось важной вехой в развитии отечествен-
ного ракетного двигателестроения Принятая в конце
1950-х гг. концепция ракеты Н-1 и ее двигательной
установки, разработанная коллективами С.П.Коро-
лева и Н.Д.Кузнецова, была необычной и является до
сих пор нетрадиционной. Главные отличительные
признаки этой концепции приведены в статье
В.А.Шерстянникова («Путь ЦИАМ в ракетной технике
(создание отечественных ЖРД в 50-80 гг. XX века)»
И Двигатель. - № 5, 2010 г.):
-	применение в двигательной установке первой сту-
пени ракеты большого числа (тридцати) мощных мо-
дульных кислородно-керосиновых ЖРД закрытой энер-
гетической схемы с высоким уровнем давления в
камерах сгорания (от 150 до 200 кгс/см2);
-	использование метода рассогласования тяг мар-
шевых двигателей для управления ракетой;
-	выполнение самих двигателей с бустерными на-
сосами обоих компонентов топлива встроенными в
корпус основного турбонасосного агрегата.
Решение многочисленных проблем, связанных с
созданием этих ЖРД и двигательной установки ракеты-
носителя Н-1, осуществлялось в тесном сотрудничестве
с головными научными институтами отрасли в области
ракетного двигателестроения: ЦИАМ имени П.И.Бара-
нова и НИИТП (ныне Исследовательский Центр имени
М.В.Келдыша), а также с факультетом двигателей ле-
тательных аппаратов Куйбышевского авиационного ин-
ститута. Именно в процессе решения этих сложнейших
проблем формировалась научно-педагогическая школа
Куйбышевского авиационного института в области ра-
кетного двигателестроения.
В результате этой совместной работы были разрабо-
таны двигатели первой - четвертой ступеней ракеты Н-1
(НК-15, НК-15В, НК-19 и НК-21). Их наземная отработка
была завершена в 1967 г. В1968 г. были начаты летно-
конструкторские испытания этих двигателей в составе ра-
кеты-носителя. В ходе испытаний было принято решение
о разработке модифицированных двигателей НК-33,
НК-43, НК-39 и НК-31 с многоразовым запуском.
Для обеспечения высокой надежности модифици-
рованных двигателей были проведены специальные
мероприятия. Часть из них, наиболее эффективных,
приведена ниже.
Задачу обеспечения устойчивости рабочего про-
цесса в камере сгорания удалось радикально решить
путем применения газовых каналов оптимальной
акустической длины в форсуночной головке, вы-
бранных по результатам моделирования, проведен-
ного в ЦИАМ.
Для предотвращения механизма жесткого возбуж-
дения колебаний давления в газогенераторе из кон-
струкции газового тракта были исключены потенциаль-
ные источники импульсных возмущений в виде глухих
тупиковых полостей, в которых происходили микро-
взрывы попадающих туда компонентов топлива. Для
гарантированной защиты от высокочастотных колеба-
ний в систему управления двигателем был введен спе-
циальный быстродействующий канал, выключающий
двигатель при возникновении опасных колебаний.
Разрушения и «разгары» ТНА были надежно ис-
ключены введением эффективного автомата раз-
грузки радиально-упорного подшипника от осевых
сил, упрочнением перьев лопаток шнекоцентробеж-
ного кислородного насоса, применением улучшенных
термозащитных покрытий турбины и элементов окис-
587
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
лительного тракта, заменой в уплотнении турбины про-
стого графита на меднографит, не склонный к растрес-
киванию. Проблемы, возникавшие при запуске двигате-
лей, были решены переходом от системы одноразового
к системе многоразового запуска, применением в топ-
ливном регуляторе двигателя усовершенствованного
автомата запуска со строго регламентированными вре-
менами выведения двигателей на промежуточную и
главную ступени тяги.
Для снижения гидроударов и улучшения затухания
колебаний давления во входных топливных магистра-
лях двигателей при запуске в сильфонные демпферы
с продольными гофрами были установлены перфори-
рованные вставки. Ударные нагрузки, действующие на
конструкцию ракеты при выключении двигателей, были
снижены до допустимых пределов путем введения
плавного останова двигателей.
Проведенные мероприятия полностью исключили
аварии при запуске и обеспечили высокую надежность
и безопасность всех переходных и переменных режи-
мов работы двигателей. После завершения доводки
разброс времени запуска и выхода на режим всех дви-
гателей первой ступени ракеты не превышал 0,1 с, что
в несколько раз меньше допустимого разброса по усло-
виям стабилизации ракеты при старте.
Был разработан и внедрен в практику испытаний
высокоэффективный измерительный и диагностиче-
ский комплекс быстропротекающих динамических про-
цессов, применены методы детального математиче-
ского моделирования нестационарных режимов работы
двигателей, а также методы искусственного физиче-
ского воспроизведения при стендовых испытаниях раз-
личных предполагаемых (даже маловероятных) причин
отказов двигателей. Ни один из проявившихся дефек-
тов не оставался без исследования, проведения устра-
няющих мероприятий и проверки их эффективности в
ужесточенных условиях.
В 1972 г. двигатели НК-33 успешно выдержали
межведомственные испытания, подтвердив свои вы-
сокие параметры. Разработанные под руководством
Н.Д.Кузнецова по авиационной технологии мощные
кислородно-керосиновые ЖРД закрытой схемы НК-33 с
высокой топливной экономичностью (удельный им-
пульс - 331 с) и непревзойденным до сих пор значе-
нием удельного веса (8,1 кг массы на тонну силы
тяги) опередили свое время более чем на четверть
века. Это был большой успех коллектива Н.Д.Кузне-
цова, а также всех участников этих работ, в т.ч. уче-
ных и преподавателей факультета двигателей лета-
тельных аппаратов Куйбышевского авиационного
института.
При создании ракетных двигателей был использо-
ван опыт разработки авиационных двигателей, приме-
нены проектные и расчетные методики, а также кон-
структивные и схемные решения, апробированные в
газотурбинных двигателях.
Формирование научных школ в области
ракетного двигателестроения и
космической энергетики
В процессе решения проблем, связанных с созда-
нием семейства ракетных двигателей «НК», в Куйбы-
шевском авиационном институте сложились следую-
щие научные школы:
-	на кафедре конструкции двигателей летательных
аппаратов - в области конструкционной и динамиче-
ской прочности камер сгорания и ТНА ЖРД (д.т.н., про-
фессор А.И.Белоусов), автоматики и регулирования,
конструкционных методов управления динамическими
свойствами гидравлических и газовых систем ЖРД
(академик В.П.Шорин, д.т.н., профессор А.Г.Гимадиев,
д.т.н., профессор А.Е.Жуковский);
-	на кафедре теории двигателей летательных аппа-
ратов - в области термогазодинамики рабочих процес-
сов ЖРД (д.т.н., профессор Ю.М.Дубинкин, д.т.н„ про-
фессор В.С.Кондрусев, д.т.н., профессор В.ЯЛевин) и
газодинамических процессов в малоразмерных турби-
нах ТНА (д.т.н., профессор А.С.Наталевич, д.т.н., про-
фессор Н.Т.Тихонов);
-	на кафедрах производства двигателей летатель-
ных аппаратов и резания, станков и режущих инстру-
ментов - в области технологии производства ракетных
двигателей (д.т.н., профессор Л.П.Медведев, д.т.н.,
профессор М.Н.Резников, д.т.н., профессор Ф.П.Урыв-
ский, д.т.н., профессор И.Л.Шитарев).
При этом в Куйбышевском авиационном институте
в 1958 г. впервые в стране были созданы отраслевые
научно-исследовательские лаборатории, которые и
явились центрами формирования научных школ в
области ракетного двигателестроения.
В ОНИЛ-1 «Вибрационная прочность и надежность
авиационных изделий» при кафедре конструкции и
проектирования двигателей летательных аппаратов
было разработано оригинальное отечественное изоб-
ретение - упругодемпфирующий пористый материал
МР (металлический аналог резины). Материал МР стал
основой целой гаммы высокоэффективных изделий
различных типов и назначений. В результате комплекс-
ных научно-исследовательских, опытно-конструктор-
ских и технологических разработок были созданы и се-
рийно освоены амортизаторы, демпферы, фильтры,
дроссели, гасители пульсаций давления гидравличе-
ских и газовых систем, пористые форсунки, катализа-
торы для интенсификации химического разложения
топлива в ракетных двигателях, капиллярные топливо-
заборные устройства баков космических систем, фи-
тили тепловых труб, теплопередающие элементы, ин-
тенсификаторы и замедлители охлаждения, топливные
элементы прямого преобразования различных видов
энергии в электрическую, пористые подшипники и
вкладыши подшипников скольжения, акустические па-
588
Глава 10
кеты, уплотнения неподвижных стыков и роторных
узлов, ловушки окислов жидких металлов и многое-
многое другое.
Большой объем исследований выполнен и при раз-
работке методов и средств конструкционного, гидро-
динамического и релаксационного демпфирования. Ре-
зультаты этих работ использованы для решения
проблем, возникающих при создании систем вибра-
ционной защиты тяжелых объектов, устройств для на-
земных динамических испытаний мощных ракет-носи-
телей, компактных тягоизмерительных установок для
испытания ракетных двигателей.
Научная школа академика РАН Владимира Павло-
вича Шорина в настоящее время известна как школа
конструкционных методов управления динамическими
свойствами гидрогазовых систем и нацелена на повы-
шение параметрической надежности систем летатель-
ных аппаратов. Начало формирования этой научной
школы относится к середине 1960-х гг. В этот период
были разработаны специальные методы и средства по-
давления колебаний жидких и газовых рабочих сред в
системах двигателей летательных аппаратов, созданы
эффективные конструкции гасителей пульсаций в тру-
бопроводных цепях. В дальнейшем на базе исследова-
ния нестационарных процессов в пневмогидравличе-
ских системах и динамических характеристик гасителей
были сформулированы алгоритмы оптимизации струк-
туры и параметров гасителей, разработаны методы и
средства обеспечения устойчивости пневмогидравли-
ческих систем и коррекции динамических характери-
стик цепей систем управления и контроля.
Эти исследования получили развитие в работах уче-
ников В.П.Шорина - А.Г.Гимадиева, Л.И.Брудкова,
В.И.Санчугова, Н.Д.Быстрова, АГ.Конева, АНГоловина,
В.Я.Свербилова, Е.В.Шахматова. На основе фундамен-
тальных теоретических исследований, проводимых на ка-
федре автоматических систем энергетических установок
и Института акустики машин ими разработаны принципы
построения и конструкции эффективных корректирую-
щих устройств акустического типа, нашедшие примене-
ние в топливных и гидрогазовых системах современных
летательных аппаратов и двигателей. Создана методоло-
гия моделирования и испытаний многомерных динами-
ческих систем, разработаны принципы построения спе-
циализированных стендов для динамических испытаний.
В настоящее время одним из важнейших направле-
ний деятельности Института акустики машин является
не только снижение пульсаций рабочих сред, но и
уменьшение вибраций и шума. Эти исследования ведут
ученики В.П.Шорина уже со своими коллективами.
Один из них - Евгений Владимирович Шахматов - стал
членом-корреспондентом РАН в 2016 г. В рамках этой
относительно молодой научной школы виброакустики
сложных технических систем проводятся работы по ис-
следованию внутренних и внешних виброакустических
полей агрегатов пневмогидромеханических систем, мо-
делированию виброакустических характеристик и сни-
жению виброакустических нагрузок трубопроводных
систем, устранению автоколебаний и обеспечению
устойчивости в гидромеханических системах аэрокос-
мической техники, созданию эффективных звукопо-
глощающих и звукоизоляционных конструкций.
Формирование научной школы в области
космической энергетики
Разработка активных систем управления простран-
ственным положением первых космических аппаратов
дистанционного зондирования Земли типа «Зенит»,
создаваемых в филиале № 3 ОКБ-1 С.П.Королева в Куй-
бышеве (ныне АО «Ракетно-космический центр «Про-
гресс»), была связана с целым рядом проблем. По-
этому для их решения в начале 1960-х гг. на кафедре
теории двигателей летательных аппаратов Куйбышев-
ского авиационного института под научным руковод-
ством профессора В.М.Дорофеева были начаты иссле-
дования рабочих процессов ракетных двигателей малой
тяги как на газообразном рабочем теле, так и на жидких
компонентах топлива.
Поскольку РДМТ являются основным видом испол-
нительных органов систем управления пространствен-
ным положением любых космических аппаратов, то в
связи со стремительным развитием пилотируемой кос-
монавтики, включая создание долговременных орби-
тальных станций, автоматических межпланетных стан-
ций, а также космических аппаратов оборонного и
коммерческого назначения, фронт исследования рабо-
чих процессов в РДМТ быстро расширялся. В связи с
этим вышел совместный приказ Министерства общего
машиностроения СССР и Министерства высшего и
среднего специального образования РСФСР (№ 871/29
от 29 февраля 1966 г.). На основании этого приказа для
выполнения актуальных работ в интересах ведущих
предприятий Министерства общего образования СССР
в Куйбышевском авиационном институте была создана
Отраслевая научно-исследовательская лаборатория
микроэнергетики - ОНИЛ-2 (ныне Научно-исследова-
тельский центр космической энергетики Самарского
национального исследовательского университета
имени академика С.П.Королева). Основным инициато-
ром создания нового облика лаборатории и главным
заказчиком ее работ выступило АО «Ракетно-космиче-
ский центр «Прогресс». Основателем и первым на-
учным руководителем лаборатории микроэнергетики
был профессор Виталий Митрофанович Дорофеев, а с
1968 по 1988 г. руководство лабораторией осуществлял
д.т.н., профессор, ректор Виктор Павлович Лукачев.
К настоящему времени в Самарском университете
сформировались следующие основные научные на-
правления исследований в области космической энер-
гетики:
589
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
-	физико-химические процессы в камерах сгорания
РДМТ на жидких и газообразных компонентах топлива
тягой от 0,1 до 1*105 Н, включая процессы воспламене-
ния (первые руководители-д.т.н., профессор Ю.М.Ду-
бинкин, д.т.н., профессор В.ЯЛевин);
-	термогазодинамические процессы в соплах и
струях ЖРД малой тяги (первые руководители - д.т.н.,
профессор В.С.Кондрусев, д.т.н., профессор А.Н.Пер-
вышин);
-	системы автоматизированного проектирования
ЖРД малой тяги и двигательных установок с их исполь-
зованием (руководитель - д.т.н., профессор В.Е.Год-
левский).
По этим направлениям исследования проводятся
совместно с ведущими научными и проектно-конструк-
торскими организациям отечественной ракетно-косми-
ческой отрасли: Исследовательским центром имени
М.В.Келдыша (г. Москва), Российским научным цент-
ром «Прикладная химия» (г. Санкт-Петербург), Ра-
кетно-космической корпорацией «Энергия» имени
С.П.Королева (г. Королев), АО «Ракетно-космический
центр «Прогресс» (г. Самара), Научно-исследователь-
ским институтом машиностроения (г. Нижняя Салда
Свердловской области), Конструкторским бюро хими-
ческого машиностроения имени А.М.Исаева (г. Коро-
лев), Опытным конструкторским бюро «Факел» (г. Ка-
лининград), Тураевским машиностроительным бюро
«Союз» (г. Тураево Московской области).
Проведенные исследования обеспечили существен-
ное повышение топливной экономичности и надежно-
сти отечественных ракетных двигателей малой тяги, ко-
торые используются на пилотируемых космических
кораблях «Союз» и грузовых космических кораблях
«Прогресс», российских модулях Международной кос-
мической станции, космических аппаратах дистанцион-
ного зондирования Земли, межпланетных автоматиче-
ских станциях и космических аппаратах специального
назначения.
Научное направление по малоразмерным турбинам
- микротурбинам - в период своего создания на рубеже
1950-1960-х гг. было сориентировано на исследование
рабочих процессов и энергетических характеристик га-
зовых турбин мощностью до 10 кВт с частотой враще-
ния от 5000 до 100000 об./мин.
Научно-технические проблемы создания микротур-
бин были обусловлены их небольшими размерами, ма-
лыми расходами, крутящими моментами и мощно-
стями. Поэтому для экспериментальных исследований
была создана специализированная стендовая база для
определения характеристик различных типов микро-
турбин (центростремительных, осевых, центробежных
и радиально-осевых) и их элементов (сопловых аппа-
ратов и рабочих колес). Для изучения структуры потока
на выходе из сопловых аппаратов и рабочих колес была
применена установка, использовавшая метод теневых
доплеровских снимков.
На базе микротурбин были созданы целые серии
турбоприводов, нашедших широкое применение в ра-
кетно-космической, авиационной технике и технологи-
ческих устройствах. В частности, были разработаны
турбоприводы электрогенераторов, гироскопов и ком-
мутаторов космических аппаратов, резервных источни-
ков электроснабжения пусковых установок ракет, на-
сосов систем топливопитания. У истоков научной
школы микротурбин стояли профессор В.М.Дорофеев
и его ученики А.С.Наталевич и Н.Т.Тихонов.
Разработанные и модернизированные в процессе
научных исследований стенды для испытаний малораз-
мерных центростремительных турбин, центробежных
компрессоров и кольцевых лопаточных венцов широко
используются в учебном процессе при подготовке спе-
циалистов, бакалавров и магистров, а также при под-
готовке кадров высшей квалификации.
В течение последнего десятилетия область прово-
димых исследований расширилась и претерпела ряд
изменений. В настоящее время кроме микротурбин
исследуются рабочие процессы и характеристики
агрегатных и полноразмерных турбин. В качестве ин-
струмента исследований широко применяются совре-
менные программные комплексы вычислительной га-
зовой динамики.
Организационно в настоящее время направление
микротурбин развивается в рамках Лаборатории лопа-
точных машин Научно-образовательного центра газо-
динамических исследований Самарского университета.
В области производственных технологий ракетного
двигателестроения на рубеже конца 1950-х - начала
1960-х гг. также проводилась активная работа по соз-
данию новых научных направлений.
В 1958 г. в Куйбышевском авиационном институте
создается отраслевая Научно-исследовательская лабо-
ратория № 3 (ОНИЛ-3) при кафедре резания, станков и
режущих инструментов. В качестве основного научного
направления этой лаборатории было определено ис-
следование обрабатываемости жаропрочных и высоко-
прочных материалов. Научным руководителем лабора-
тории был назначен профессор Н.И.Резников.
Первые научно-исследовательские работы ОНИЛ-3
были посвящены развитию теоретических основ про-
цесса резания, созданию и совершенствованию высо-
копроизводительных методов механической обра-
ботки, исследованию обрабатываемости титановых
сплавов. В дальнейшем под руководством профессора
Л.П.Медведева были исследованы вопросы жесткости
технологических систем, их влияния на виброустойчи-
вость процесса резания, стойкости инструмента, каче-
ство обработанной поверхности. Под руководством
профессора Ф.П.Урывского проводились научные ис-
следования в области финишных методов обработки
металлов. Особенно эффективным оказалось направ-
ление, связанное с разработкой и применением преры-
590
Глава 10
вистых и композиционных абразивных кругов, кругов
с различными вставками для электроалмазного шли-
фования.
При кафедре производства двигателей летательных
аппаратов в 1960 г. открывается Отраслевая научно-ис-
следовательская лаборатория № 12 (ОНИЛ-12). Ее пер-
вым руководителем стал профессор А.С.Шевелев. Осо-
бенно интенсивно в то время развернулись работы в
области электрохимической размерной обработки. В
дальнейшем это направление и тематика по разработке
управляющих программ для станков с ЧПУ интенсивно
развивались под руководством доцента В.А.Шманева.
Большое внимание в ОНИЛ-12 уделялось созданию
методов технологических размерных расчетов (руководи-
тель - профессор И.А.Иващенко) и установлению про-
странственных размерных связей при изготовлении дета-
лей и сборке (руководитель - профессор Ф.И.Демин).
В настоящее время в Самарском национальном ис-
следовательском университете интенсивно разви-
ваются исследования по ряду перспективных техноло-
гических направлений, таких как:
-	разработка технологий выращивания деталей ме-
тодом селективного лазерного сплавления из специ-
альных порошковых материалов;
-	создание технологий получения заготовок на основе
использования методов быстрого прототипирования;
-	разработка и изготовление специального инстру-
мента для высокопроизводительной механической об-
работки деталей ракетных двигателей;
-	совершенствование технологий на основе исполь-
зования магнитно-импульсного воздействия в процес-
сах получения и обработки заготовок, а также сборки
изделий;
-	повышение точности размерной обработки мало-
жестких деталей за счет корректировки траекторий
формообразования с использованием действительных
размеров, полученных в цифровом виде;
-	разработка новых специальных теплозащитных
покрытий;
-	разработка адаптивных методов управления меха-
нической обработкой, в т.ч. методов прогнозирования
износа и энергосиловых параметров процесса на ос-
нове анализа спектра виброакустической эмиссии;
-	разработка математических моделей и программ-
ных алгоритмов на основе новых подходов для высо-
коточных измерений геометрии сложных деталей ра-
кетных двигателей;
-	сертификация процесса измерения геометрии де-
талей для специальной приемки;
-	повышение точности и производительности
сборки изделий за счет оптимального выбора размеров
пригоночных элементов, взаимного положения соби-
раемых деталей и их комплектации посредством про-
гнозирования величин сборочных параметров на ос-
нове использования технологий цифрового
моделирования.
Выполнение в вузе перспективных научных иссле-
дований, использование их результатов в учебном
процессе, а также тесное сотрудничество с ведущими
научными центрами и предприятиями ракетно-косми-
ческой отрасли, прежде всего входящими в ракетно-
космический кластер Самарского региона, позволили
создать в Самарском национальном исследователь-
ском университете уникальную школу подготовки вы-
сококвалифицированных специалистов по ракетным
двигателям.
Современный этап совершенствования учебного
процесса по направлению ракетных двигателей ха-
рактеризуется интенсивным использованием инфор-
мационных технологий, проектным подходом к об-
разовательной деятельности, обучением студентов
через исследования. Целью применения в учебном
процессе информационных технологий является
более глубокое изучение физики рабочих процессов
и развитие навыков проектирования и конструирова-
ния ракетных двигателей с помощью современных
CAD/CAM/CAE-пакетов.
Уже на первом курсе для выполнения чертежно-
графических работ студенты осваивают графиче-
ские пакты, а в рамках учебной практики развивают
навыки использования офисных пакетов WORDh
EXCEL. В дальнейшем обучающиеся знакомятся с
основами метода конечных элементов - базой со-
временных CAE-пакетов. Сами же программные ком-
плексы осваивают в дисциплинах «САЕ - системы в
механике деформируемого твердого тела» и «САЕ -
системы в механике жидкости и газа». Эти два курса
дают возможность освоить современный инстру-
ментарий, крайне необходимый в проектно-кон-
Натурный образец и численная модель
турбонасосного агрегата двигателя НК-33
591
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
структорской деятельности, как и программный
комплекс NX, востребованный конструкторами-дви-
гателестроителями, для объемного моделирования
изделий.
Дисциплина «Моделирование рабочих процессов
ракетного двигателя» позволяет студентам подгото-
виться к курсовым работам и проектам по специ-
альным дисциплинам старших курсов, в которых из-
учаются рабочие процессы, проектирование и
конструирование основных агрегатов и узлов ракет-
ного двигателя: турбонасосного агрегата, газогене-
ратора, форсуночной головки и камеры ракетного
двигателя.
Таким образом, к дипломному проекту у студентов
оказываются готовы все основные элементы двигателя
для его полной компоновки. Указанная совокупность
курсовых работ и проектов и составляет основу сквоз-
ного курсового компьютерного проектирования по раз-
ным учебным дисциплинам кафедр теории, конструк-
ции и проектирования, производства двигателей
летательных аппаратов.
В последние годы практикуется выполнение сквоз-
ного компьютерного проекта командой студентов,
когда группа в 5-6 человек работает над одним двига-
телем на протяжении нескольких семестров и каждый
студент отвечает за свой узел. При этом в группе один
из студентов выполняет функции главного конструк-
тора, обеспечивая согласование параметров узлов, вхо-
дящих в состав единого двигателя.
Большое внимание в учебном процессе уделяется
овладению навыками проведения исследований и
получению через них новых знаний. Для этого пред-
усмотрено решение различных проектных задач в
курсовых и дипломных работах, выполнение иссле-
довательских заданий на лабораторных работах (экс-
периментальных и виртуальных) и практических за-
нятиях, а также в рамках НИРС - научной
исследовательской работы студента.
Натурный образец и компьютерная модель
камеры сгорания ракетного двигателя
В рамках взаимодействия Самарского университета с
научно-производственными центрами и научно-исследо-
вательскими институтами, конструкторскими бюро и про-
мышленными предприятиями реализуется взаимный
трансфер знаний. Результаты научных исследований, по-
лученные на кафедрах и в научных подразделениях уни-
верситета в области ракетных двигателей, передаются в
организации и на предприятия ракетного двигателестрое-
ния в виде научно-технических отчетов, методик расчета,
отраслевых стандартов и т.д. В то же время опыт органи-
заций и предприятий ракетного двигателестроения пере-
дается на кафедры университета в формате совместно
подготовленных учебников, учебных и методических по-
собий.
По предложению высокотехнологичных предприятий
открываются новые профили подготовки специалистов
для ракетно-космической отрасли, осуществляется целе-
вое обучение работников предприятий в магистратуре и
аспирантуре университета. В частности, в настоящее
время прорабатывается образовательная программа
уровня магистратуры «Теория, расчет и системы управле-
ния двигателей летательных аппаратов» по подготовке
высококвалифицированных кадров для проведения ана-
лиза результатов испытаний и доводки жидкостных ра-
кетных двигателей.
Ведущие специалисты ракетно-космической отрасли
по совместительству работали и работают в Самарском
университете. Н.Д.Кузнецов с 1969 по 1978 г. заведовал
кафедрой конструкции и проектирования двигателей ле-
тательных аппаратов. Генеральный директор ОАО «Мото-
ростроитель» ИЛ.Шитарев долгие годы руководил ка-
федрой технологии производства двигателей летательных
аппаратов. Генеральный конструктор ПАО «Кузнецов»
ДТ.Федорченко работал на кафедре конструкции дви-
гателей летательных аппаратов, а главный конструктор
по направлению ракетных двигателей ПАО «Кузнецов»
В.П.Данильченко - на кафедре теории двигателей ле-
тательных аппаратов. Ведущий специалист ПАО «Куз-
нецов», руководитель термодинамического отдела
В.С.Кондрусев, перешел на работу в институт и возглав-
лял цикл ракетных двигателей на кафедре теории дви-
гателей летательных аппаратов. Можно было бы при-
вести и много других примеров такого взаимодействия,
которое существенно повышает уровень учебного про-
цесса по ракетным двигателям.
В заключение необходимо отметить, что большой
научно-технический задел в области ракетного дви-
гателестроения, имеющийся в Самарском нацио-
нальном исследовательском университете, исполь-
зуемый в научно-исследовательской работе и при
подготовке высококвалифицированных специали-
стов мирового уровня, в настоящее время востребо-
ван предприятиями и организациями ракетно-косми-
ческой отрасли при решении актуальных задач
создания перспективных высокоэффективных и на-
дежных ракетных двигателей.
592
Глава 10
СЛФеЭосеЖ К.ШУгмй, HH.Vuo&i
ПОДГОТОВКА ВОЕННЫХ РАКЕТЧИКОВ-
ДВИГАТЕЛИСТОВ В ВОЕННОЙ АКАДЕМИИ
ИМЕНИ Ф.Э.ДЗЕРЖИНСК0Г0
В последние годы Великой Отечественной войны
усилилось внимание к исследованиям в области ре-
активной авиации и ракетной техники. Промышлен-
ности стали нужны квалифицированные специалисты
в этих сравнительно новых отраслях науки и техники.
В 1948 г. в МГТУ им. Н.Э.Баумана была основана ка-
федра «Ракетные двигатели» (кафедра Э1В). В1953 г.
в МАИ имени Серго Орджоникидзе также создается
кафедра «Ракетные двигатели» (кафедра 202).
Возникновение этих кафедр и их история - лето-
пись стремительного технического прогресса XX в.,
подготовки высококвалифицированных специалистов
широкого профиля по новым отраслям машинострое-
ния.
Самое активное участие в создании ракетной тех-
ники принимали военные специалисты. На всех этапах
создания ракетного комплекса при активном участии
военных специалистов закладывалось его эксплуата-
ционное совершенство - совокупность эксплуатацион-
ных свойств, обусловливающих способность агрегатов
и систем удовлетворять определенным потребностям в
соответствии с их назначением в заданных условиях и
режимах функционирования.
Особо ответственная роль в процессе создания ра-
кетного вооружения отводилась военным представи-
тельствам. Без надлежащего контроля качества и соот-
ветствия характеристик заданным ТТТ в
специфических условиях кооперированного производ-
ства создание современного совершенного оружия
было бы проблематичным. В целях изучения и обобще-
ния отечественного и зарубежного опыта разработки,
обеспечения производственных процессов, проведения
испытаний и эксплуатации ракетных двигателей воен-
ного назначения нужны были соответствующие воен-
ные специалисты.
Опыт постановки учебного процесса в области дви-
гателей имелся в академиях Военно-воздушных сил им.
Н.Е.Жуковского и А.Ф.Можайского. Однако опыт этот
не мог быть воспринят в академии им. Ф.Э. Дзержин-
ского в полной мере. Существовали значительные раз-
личия в предмете изучения - в двигателях. В академиях
ВВС это были, в основном, двигатели авиационные, в
академии РВСН - двигатели для ракет и космических
аппаратов. Эти виды двигателей значительно отлича-
лись и по особенностям рабочих процессов (теории), и
по конструкции. Было ясным, что организация подго-
товки слушателей в ракетной академии должна значи-
тельно отличаться от подготовки слушателей авиацион-
ных академий.
Научная школа ракетных двигателей опирается на
труды ученых и воспитанников академии XIX - первой
половины XX в.
В сентябре 1958 г. в составе факультета ракетного
вооружения была образована кафедра жидкостных ре-
активных двигателей (№ 42), которая через два месяца,
после присоединения к ней кафедры внутренней бал-
листики, была преобразована в кафедру ракетных дви-
гателей на твердом, жидком топливе и ядерном горю-
чем (№15). Начальником кафедры был назначен к.т.н.,
доцент, инженер-полковник Е.Б.Волков. Он по праву и
считается основоположником академической научной
школы ракетных двигателей.
Евгений Борисович Волков (1923-2008 гг.) - Герой
Социалистического Труда, генерал-лейтенант. В1946 г.
окончил Артиллерийскую академию имени Ф.Э.Дзер-
жинского. Проходил службу в должностях начальника
отдела испытаний жидкостных ракетных двигателей
(1946-1950 гг.), адъюнкта, преподавателя, старшего
преподавателя кафедры реактивного вооружения, за-
местителя начальника кафедры жидкостных реактив-
ных снарядов (1950-1958 гг.), начальника кафедры ра-
кетных двигателей (1958-1968 гг.), заместителя
начальника НИИ-4 МО СССР (1968-1970 гг.), началь-
ника НИИ-4 (1970-1982 гг.). С 1983 по 2008 г. - про-
фессор академии. Д.т.н., профессор, заслуженный дея-
тель науки и техники РСФСР, действительный член
Международной академии космонавтики имени
К.Э.Циолковского. Почет-
ный профессор Военной
академии РВСН имени
Петра Великого.
Следует отметить, что в
академии им. Ф.Э.Дзержин-
ского и до создания специа-
лизированной кафедры, с
конца 1940-х гг., велись на-
учные исследования в обла-
сти теории ЖРД. Они пред-
ставляли исключительный
интерес и важность по при- Е.Б.Волков
593
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
чине их новизны и актуальности, однако были немно-
гочисленными и несистематизированными.
На факультете ракетного вооружения была образо-
вана специальность «Конструкции ракет и двигателей
к ним» со специализациями:
-	конструкции ракет - 25 слушателей;
-	ракетные двигатели - 25 слушателей.
Для реализации решения о создании кафедры ра-
кетных двигателей необходимо было определить на-
правления ее научных интересов, оптимальные формы
ее организации и постановки учебного процесса по
подготовке инженеров указанной специальности. Это
оказалось достаточно сложной задачей, что было свя-
зано с особенностями области деятельности кафедры.
В эту область попадали три типа маршевых двига-
телей (ЖРД, РДТТ, на ядерном горючем), заметно от-
личающихся особенностями конструкции и рабочих
процессов, а также двигатели малой тяги для космиче-
ских аппаратов, работающие с использованием элек-
трической энергии. И по всем этим типам и разновид-
ностям двигателей необходимо было обеспечить
научное обоснование подготовки слушателей в области
теории рабочих процессов в двигателях, их конструк-
ции (основ проектирования), испытаний, производства,
а в некоторых случаях и в области эксплуатации.
Если даже учесть, что производством ракетного во-
оружения (в т.ч. двигателей) и его эксплуатации в ака-
демии занимались специальные кафедры, то и в этом
случае для кафедры № 15 оставался очень широкий
круг вопросов из области теории двигателей, их кон-
струкции и испытаний. Заметим, что в этот круг вопро-
сов попадали и такие специфические и сложные раз-
делы науки о двигателях, как их регулирование,
надежность и т.п. Кроме того, необходимо было найти
педагогические (и научные) кадры, способные вести
подготовку будущих военных ракетчиков-двигатели-
стов по смежным областям знаний (термодинамика,
гидравлика, теплопередача, горение и т.д.).
Педагогический коллектив кафедры ракетных двига-
телей был образован из преподавателей двух кафедр: ка-
федры конструкции ракет (№ 11) и кафедры внутренней
баллистики. С кафедры № 11 пришли Е.Б.Волков,
Е.К.Мошкин, А.Н.Иванов, ТАСырицын, В.И.Пухов, Л.Г.Го-
ловков; с кафедры внутренней баллистики - М.Ф.Дюнзе,
В.С.Егоров, П.Н.Шкворников, И.И.Деденев, Н.М.Платонов,
В.С.Жимолохин. Первая из указанных группа преподава-
телей состояла из специалистов в области жидкостных
ракетных двигателей и ракет с ЖРД, преподаватели ка-
федры внутренней баллистики были в какой-то степени
подготовлены в вопросах горения твердых топлив и теп-
ловых процессов, протекающих в ствольных каналах ар-
тиллерийских систем.
Распределение преподавателей по направлениям
работы кафедры отчасти менялось в зависимости от
изменений задач и условий ее деятельности. Однако
для основных преподавателей оно было довольно
устойчивым и сложилось
следующим образом: тео-
рию ЖРД вели Е.К.Мошкин,
А.Н.Иванов, Е.Б.Волков; тео-
рию РДТТ - М.Ф.Дюнзе и
В.С.Егоров; регулирование
двигателей - Т.А.Сырицын;
нехимические ракетные
двигатели - Б.С.Динамов,
вошедший в состав препо-
давателей кафедры вскоре
после ее образования; теп-
лотехнику - В.И.Пухов,
АН.Иванов.
Е.К.Мошкин
Начальник кафедры считал, что для пользы дела дол-
жен поближе познакомиться со всеми курсами, которые
ведут преподаватели кафедры. Самый эффективный
путь к этому лежал в том, чтобы эти курсы прочитать са-
мому. Поэтому, помимо теории ЖРД, он прочитал лекции
и по теплотехнике, и по теории автоматического регули-
рования, и по некоторым смежным курсам.
Значимый вклад в развитие теории ЖРД в то время
внес инженер-подполковник Е.К.Мошкин (1912-2001 гг.),
в последующем - д.т.н., профессор, действительный
член Академии космонавтики имени К.Э.Циолковского,
почетный профессор академии. Работал в академии
(1939-1941 гг., 1944-1954 гг., 1960-1967 гг.), в Ро-
стовском ВВКИУ РВ (1954-1960 гг.), в НИИ ТМ МОМ
(1967-1990 гг.).
Е.К.Мошкин в 1950-е гг. впервые в нашей стране
создал и испытал серию надежно работавших жидкост-
ных микродвигателей. Кстати, он также впервые в мире
провел продувки моделей звездолетов и разработал
несколько их принципиальных проектов, постепенно
переходя к разработке плазменного ракетного двига-
теля («плазмотрона», как его иногда называли).
Е.К.Мошкин был в течение нескольких лет начальником
кафедры двигателей в Ростовском высшем училище
РВСН. В 1953 г. защитил докторскую диссертацию на
тему «Основные вопросы взаимосвязи процессов, про-
текающих в жидкостном реактивном двигателе ракеты
дальнего действия». Это была первая в академии док-
торская диссертация в области ракетных двигателей.
Вначале он был единствен-
ным профессором кафедры
и обладал качествами, кото-
рые позволяли ему занять
главенствующее положение
в постановке учебного про-
цесса и НИР по ЖРД.
Важную роль в станов-
лении основного направле-
ния работы кафедры - тео-
рии ЖРД - сыграл
А.Н.Иванов. Став преподава-
телем, он по праву занял
А.Н.Иванов
594
Глава 10
место одного из ведущих специалистов кафедры в
области жидкостных двигателей и теплотехники. Его
вклад в постановку соответствующих курсов был
весьма заметным. Он был, безусловно, одним из луч-
ших преподавателей кафедры.
Другой ведущий преподаватель кафедры - Т.А.Сы-
рицын - начал заниматься статическими и динамиче-
скими характеристиками ЖРД сразу же после прихода
на кафедру, никогда не менял направления своей на-
учной и педагогической деятельности. Работая в этом
направлении, поставил курсы регулирования и надеж-
ности двигателей. Написал много монографий, выпол-
нил и защитил докторскую диссертацию. Когда был
уволен из Вооруженных Сил, стал профессором МАДИ,
где создал кафедру по проблемам гидравлики и авто-
матики и соответствующую специализацию подготовки
студентов.
Помимо перечисленных, к ведущим преподавате-
лям кафедры в области ЖРД можно отнести В.И.Пу-
хова и Л.Г.Головкова. Оба они играли важную роль в
решении задач, стоявших перед кафедрой в учебном
процессе и в НИР. Оба защитили докторские диссерта-
ции и стали профессорами.
Несколько позднее на кафедру пришли новые пре-
подаватели - специалисты в области жидкостных ра-
кетных двигателей М.А.Феоктистов, М.В.Архипкин,
С.П.Анисимов, И.М.Юркевич. Все они вполне успешно
вошли в коллектив кафедры.
Сложилось так, что всегда внимание кафедры при-
влекала прежде всего теория ЖРД. Попытки «вырас-
тить» своего специалиста по проектированию (и в пер-
вую очередь по прочности конструкции двигателей) не
привели к успеху. По договоренности с кафедрой кон-
струкции двигателей академии им. Н.Е.Жуковского к
нам был переведен и назначен на должность старшего
преподавателя (с повышением) Г.В.Куликов. Вопросы
проектирования и расчета прочности стали исследо-
ваться и излагаться на достаточно высоком для нужд
кафедры уровне.
Вторым направлением, требовавшим усиления вни-
мания, были нехимические ракетные двигатели. Воспи-
танники академии Р.С.Трофимов (в последующем -
д.т.н., профессор) и Б.С.Динамов сумели решить
крайне сложную задачу - создать курс, где излагались
совершенно новые вопросы.
И, наконец, о таком важном в 1950-е гг. направле-
нии работы кафедры № 15, как постановка учебного
процесса в области изучения вопросов теории, расчета
и проектирования двигателей на твердом топливе. Эти
вопросы были разработаны в какой-то степени для дви-
гателей пороховых PC времен Великой Отечественной
войны. Однако это были совсем не те двигатели, что
интересовали кафедру № 15. Резко отличались и топ-
лива, и параметры рабочих процессов, и конструктив-
ные особенности (размеры, форма зарядов, наличие
устройств регулирования вектора тяги и т.п.) двигате-
лей. Теорию РДТТ нужно было, по сути, создавать за-
ново. Эта задача и выполнялась преподавателями ка-
федры, работающими в области РДТТ. Основную роль
в этом сыграл М.Ф.Дюнзе. Первым его помощником
был В.С.Егоров.
Итак, на кафедре были охвачены все типы двигате-
лей, которые могли в те годы применяться в интересах
Ракетных войск или в целях освоения космоса. Ка-
федра ракетных двигателей академии в данном, одном
из основополагающих, направлении развития ракетной
техники могла бы претендовать на самые высокие
оценки по сравнению с соответствующими научно-
учебными подразделениями других военных и граж-
данских учебных заведениях.
К моменту создания кафедры ракетных двигателей
в академии уже имелись установки для испытания дви-
гателей на жидком и твердом топливах. Эти установки
в последующем совершенствовались в направлении,
главным образом, повышения информативности и точ-
ности измерений параметров, характеризующих рабо-
чий процесс двигателей. Однако для кафедры № 15
этого было недостаточно, в связи с чем в ее лаборато-
риях дополнительно был создан и ряд других устано-
вок, позволявших проводить эксперименты с двигате-
лями разных типов.
В общей совокупности на кафедре использовались
для научных и учебных целей стенды для испытания
двигателей со спиртовым горючим, для испытания дви-
гателей, работающих на азотнокислотных окислителях,
для испытаний турбонасосных агрегатов ЖРД, для ис-
пытаний плазменного (электрического) ракетного дви-
гателя, для испытаний прямоточного воздушно-реак-
тивного двигателя, два стенда для испытания
двигателей на твердом топливе, а также установки для
испытаний различных элементов автоматики ЖРД.
Кроме того, в лабораториях кафедр имелись установки
для проведения лабораторных работ по теплотехнике,
на которых выполнялись научные и учебные задачи по
основным законам гидравлики, газовой динамики, го-
рения и теплопередачи.
Часть оборудования для экспериментальных уста-
новок изготавливалась в академии в учебно-опытном
заводе по чертежам, которые разрабатывались в КБ
академии совместно с авторами проектов - преподава-
телями и инженерами лабораторий кафедры. Были в
этом оборудовании и элементы, которые в академии не
могли быть изготовлены. Их удавалось получать в со-
ответствующих подмосковных научно-конструкторских
организациях. Так, на договорной основе были полу-
чены турбонасосный агрегат, турбокомпрессорный
авиационный двигатель для стенда испытаний ПВРД и
сам прямоточный двигатель, и, наконец, оборудование,
позволяющее обеспечивать условия для испытаний
плазмотрона - вакуумная камера и насосы, пригодные
для достижения глубокого вакуума в ней. Рабочий
объем камеры был весьма внушителен - 24 м3, в ней
595
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
достигалось давление до 10 мм ртутного столба, без
чего работа плазмотрона была невозможной. Для ис-
пытаний двигателя была смонтирована мощная си-
стема энергоснабжения. Для проведения эксперимен-
тальных работ по исследованию рабочих процессов в
камерах ЖРД и твердотопливных ракетных двигателей
использовалась созданная база загородного учебного
центра.
Целью и основной задачей испытаний ЖРД было
экспериментальное исследование процессов конвек-
тивной теплоотдачи от продуктов сгорания топлива к
стенкам камеры сгорания. Для постановки эксперимен-
тов был решен ряд новых, сложных для того времени
задач. В частности, была создана методика измерения
тепловых потоков. Решение научно-технических задач
в рамках проводимых экспериментов осуществлялось
А.Н.Ивановым и Е.Б.Волковым.
Выполненные исследования и их результаты позд-
нее были оценены как одно из самых значительных до-
стижений ученых академии в новой для них области
науки - ракетной. Был накоплен определенный опыт
работы с жидкими компонентами топлива, в т.ч. крио-
генными, автоматикой и измерительными приборами,
а также по проектированию различных узлов и агрега-
тов ЖРД. Экспериментальные работы проводились и
на установках твердотопливных двигателей.
Результаты испытаний ЖРД и РДТТ широко исполь-
зовались в диссертационных работах адъюнктов и пре-
подавателей кафедры. Кроме того, на базе стенда ЖРД
проводились научные работы и в интересах промыш-
ленных предприятий, в частности, ОКБ-586. К их числу,
например, относится НИР «Экспериментальные методы
исследования теплопередачи в ЖРД», акт о приемке ко-
торой утвержден Главным конструктором В.П.Глушко
30 сентября 1950 г.
Научные работы, выполненные в академии в обла-
сти ракетных двигателей до 1959 г., имели большое
значение для организации учебного процесса новой ка-
федры и проведения исследований по ракетной тема-
тике уже на новом, более высоком уровне.
Несомненной заслугой ЕБ.Волкова после назначения
его начальником кафедры ракетных двигателей было соз-
дание коллектива исследователей различной научной ква-
лификации, объединенных совместной научной и педаго-
гической деятельностью по общему научному
направлению. Новый коллектив включал преподавателей
кафедры, сотрудников научно-исследовательской лабо-
ратории и двух учебных лабораторий.
Наибольшее развитие научная школа «Ракетные
двигатели» получила в первое десятилетие с момента
ее основания. Научная и педагогическая деятельность
участников школы в тот период строилась по следую-
щим основным направлениям:
-	рабочие процессы в камере ЖРД;
-	внутренняя баллистика РДТТ, теплозащита корпу-
сов РДТТ, горение зарядов твердого топлива;
-	гибридные и нехимические ракетные двигатели;
-	надежность и регулирование ЖРД;
-	конструкция и проектирование ракетных двигате-
лей.
Основное внимание участников школы было уде-
лено, как и до 1959 г., ЖРД и РДТТ, однако проводимые
в этот период исследования отличались новизной ре-
шаемых задач, глубиной их проработки, а также выда-
чей обоснованных рекомендаций по использованию
полученных результатов на практике.
Вопросами смесеобразования топлива, тепло-
обмена и устойчивости рабочего процесса в камере
ЖРД занимались Е.Б.Волков, Л.Г.Головков, А.Н.Иванов,
В.И.Пухов и Д.Д.Спицын. К основным результатам про-
веденных исследований в этой области следует от-
нести:
-	разработку физической и математической моде-
лей возникновения низкочастотных и высокочастотных
колебаний давления в камере;
-	подтверждение взаимосвязи процессов смесеоб-
разования, охлаждения и возникновения неустойчиво-
сти горения;
-	рекомендации по выбору схемы охлаждения.
Результаты теоретических исследований, подтвер-
жденные испытаниями на специально созданном в ака-
демии стенде, были внедрены в ряде КБ промышлен-
ности. Так, методические материалы кафедры были
использованы при проектировании смесительной го-
ловки камеры двигателя 11Д58, а рекомендации по вы-
бору схемы охлаждения камеры реализованы в про-
ектных разработках КБ «Химавтоматика». Кроме того,
полученные результаты использовались для уточнения
содержания учебной дисциплины «Теория ЖРД».
В проведении теоретических и экспериментальных
исследований по твердотопливному направлению при-
нимали активное участие М.Ф.Дюнзе, В.С.Егоров,
Ю.С.Векшин, К.С.Виноградов, С.В.Капырин и В.Г.Жимо-
лохин. К основным результатам их научной деятельно-
сти можно отнести:
-	уточнение законов горения зарядов твердого топ-
лива в статических и динамических режимах работы;
-	рекомендации по выбору оптимальных парамет-
ров газового потока в каналах зарядов твердого топ-
лива;
-	рекомендации по выбору теплозащитных покры-
тий.
Полученные результаты были реализованы на пред-
приятиях промышленности, а также использовались в
учебной дисциплине «Теория РДТТ».
Исследованиями гибридных двигателей занимались
Е.Б.Волков и Л.Г.Головков. Ими проведен большой цикл
экспериментально-теоретических работ, итогом кото-
рых явилось создание стройной теории таких двигате-
лей. Были разработаны вопросы их регулирования, а
также обоснованы рекомендации по проектированию
для промышленности. Результаты проведенных иссле-
596
Глава 10
дований нашли свое отражение в докторских диссер-
тациях Е.Б.Волкова и Л.Г.Головкова.
Развитие исследований по созданию нехимических
двигателей обеспечивалось Е.К.Мошкиным, Б.С.Дина-
мовым, Ю.Г.Стрельцовым и Р.С.Трофимовым. При этом
значительное место в общем объеме работ отводилось
экспериментальным исследованиям. Для их проведе-
ния в академии совместно с КБ «Красная Звезда» был
построен стенд для испытания плазменных ракетных
двигателей. Стенд позволял воспроизводить условия
космического пространства и с высокой точностью
определять энергетические и тяговые характеристики
двигателей.
Может быть, у читателя возникнет вопрос (вполне
законный): «А что же дали эти диссертации, какой
вклад внесли они в ракетную науку?» Начнем с того,
что перечислим основные задачи, решавшиеся в дис-
сертациях. В работах М.Ф.Дюнзе и В.С.Егорова иссле-
довались процессы воспламенения и горения смесевых
твердых топлив в камерах двигателей ракет больших
дальностей (в т.ч. устойчивости горения). Диссертация
Е.Б.Волкова была посвящена исследованиям вопросов
регулирования и расчета статических характеристик
двигателей на твердом и комбинированном топливах.
В диссертации В.И.Пухова исследовались процессы
смесеобразования и горения топлива в камерах ЖРД,
в диссертации ТАСырицына - проблемы регулирова-
ния ЖРД, в диссертации Л.Г.Головкова - вопросы ор-
ганизации и расчета внутрикамерных процессов двига-
телей на комбинированном топливе.
Конечно, ни одна из этих работ не могла претендо-
вать на то, что ее результаты внесут что-то особое, ка-
чественно новое в разработку соответствующих на-
учных проблем, явятся крупным шагом в их решении.
Время «гениальных изобретений» уже прошло. Но су-
ществовали общепринятые нормы и правила оценки
диссертаций, выполнение которых гарантировало, что
по уровню полученных в них научных результатов они
могут рассматриваться как, безусловно, нужные для
практики. Эти нормы и правила в академии выполня-
лись пунктуально.
Результаты работ направлялась, как правило, не
менее чем в десять организаций, занимающихся ре-
шаемой проблемой. Для оппонирования привлекались
знающие и авторитетные специалисты, результаты ра-
боты должны были быть опубликованы достаточно ши-
роко до ее защиты и т.д. В качестве примера укажем,
что оппонентами на защите диссертации Е.Б.Волкова
выступали начальник кафедры теории двигателей ака-
демии им. А.Ф.Можайского генерал И.И.Кулагин, на-
чальник кафедры топлив академии им. Ф.Э.Дзержин-
ского генерал И.В.Тишунин и начальник отдела
твердотопливных двигателей 4-го НИИ полковник
Н.Л.Максимов. Ни уровень компетентности их, ни объ-
ективность в оценках работы не вызывали никаких со-
мнений.
И все упомянутые выше докторские диссертации и
другие научные работы, выполненные на кафедре, со-
держали результаты, оказавшиеся нужными и полез-
ными в организациях, занимающихся соответствую-
щими проблемами. На кафедре велась работа и по
подготовке кандидатов наук. Ежегодно защищали свои
диссертации по несколько адъюнктов, некоторые из
них из них впоследствии сами стали руководителями
научных и научно-педагогических коллективов (напри-
мер, начальники кафедры МАФеоктистов, В.В.Асеев,
В.П.Францкевич, И.Н.Тренькин, А.Ю.Норенко).
Результаты, полученные в ходе исследований, были
воплощены в конструкции корректирующих плазмен-
ных двигателей, нашедших применение на одном из
отечественных искусственных спутников Земли, и, ес-
тественно, были использованы при постановке на ка-
федре учебной дисциплины «Нехимические ракетные
двигатели».
Заслуга в развитии направления «Надежность и ре-
гулирование ЖРД» принадлежит Т.А.Сырицыну и
М.А.Феоктистову. В рамках данного направления были
исследованы вопросы регулирования и настройки дви-
гателей, динамические процессы, протекающие в агре-
гатах и системах ЖРД на переходных режимах, воз-
можности построения систем активной и пассивной
защиты двигателей и повышения их надежности. Как
правило, эти работы проводились в тесном сотрудни-
честве с заинтересованными НИИ и КБ промышленно-
сти, а их результаты отвечали насущным потребностям
создателей ракетной техники. Благодаря ТАСырицыну
и М.А.Феоктистову, на основании проведенных ими ис-
следований впервые в практике военно-инженерного
образования была поставлена учебная дисциплина «Ре-
гулирование ракетных двигателей».
Активными участниками процесса формирования
направления «Конструкция и проектирование ракетных
двигателей» были Г.В.Куликов и И.М.Юркевич. Им уда-
лось систематизировать все то, что было накоплено в
двигателестроении к рассматриваемому моменту вре-
мени, разработать методики расчета характеристик ос-
новных агрегатов двигателей и двигателей в целом, по-
ставить фундаментальный курс «Конструкция и
проектирование ЖРД». Дальнейшее развитие этого на-
правления в 1980-е гг. было связано с разработкой ме-
тодик проведения инженерного анализа схем и пара-
метров ЖРД, оценки возможных направлений
совершенствования двигателей.
К середине 1980-х гг. научная школа «Ракетные
двигатели» пополнилась новыми направлениями.
Прежде всего это новое, поистине пионерское, направ-
ление «Техническая диагностика ракетных двигателей»,
которое возглавил ВАРыбкин. К основным, достигну-
тым по этому направлению, результатам относятся раз-
работанные диагностические модели двигателей, алго-
ритмы диагностирования, методики оценивания
эффективности диагностирования. Этот оригинальный
597
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
методический аппарат реали-
зован в профильных НИИ, за-
нимающихся вопросами соз-
дания ракетных двигателей, и
использован при постановке в
академии учебной дисцип-
лины «Техническая диагно-
стика ракетных двигателей».
Позднее профессором
О.Е.Бородиным были разра-
ботаны новые теоретические
методы решения фундамен-
тальных задач термодина-
мики и теплообмена, стоха-
стические методы оценивания
сохранности элементов во-
оружения. Результаты много-
летних исследований О.Е.Бо-
Преподавательский состав кафедры. Слева направо; первый ряд: Г.В.Куликов,
М.Ф.Дюнзе, Е.Б.Волков, В.С.Егоров, М.В.Архипкин; второй ряд: С.П.Анисимов,
В.ЕЖимолохин, И.И.Деденев, Л.Г.Головков, И.М.Юркевич; третий ряд -
Б.СДинамов, МА.Феоктистов, ГА.Сирицын, А.Н.Иванов, Ю.С.Векшин. 1968 г.
родина и его ученика С.И.Косенко были
реализованы в КБ при модернизации
одной из самых мощных межконтинен-
тальных баллистических ракет Р-36. За-
служивает внимания также проведен-
ные В.А.Асеевым и его учениками
теоретические и экспериментальные ис-
следования по совершенствованию
процессов, протекающих в реактивных
соплах, направленные на повышение
энергетических характеристик ракетных
двигателей.
Необходимость повышения инфор-
мативности испытаний, а также интерес
зарубежных спецслужб к характеристи-
кам отечественного вооружения обусло-
Отладка аппаратуры перед испыта-
ниями РДТТ. Руководит испытаниями
П.Н.Шкворников
Е.Б.Волков и адъюнкты кафедры, в последующем - авторитетные
военные ученые. Слева направо: И.Т.Мельников, В.Ф.Сафронович,
А.Т.Музыкантов
Работа на стенде натурных огневых испытаний
в специальной вакуумной камере электродуговых (плазменных)
ракетных двигателей Руководит
испытаниями И.П.Бурмистров (в центре)
598
Глава 10
Один из лучших ученых-экспериментаторов академии
Д.Д.Спицын за отладкой оригинальной установки по
испытаниям ракетных двигателей
вили появление еще одного направления исследова-
ний, связанного с акустическими полями РДУ при их
огневых испытаниях. Под руководством Ю.Г.Стрель-
цова были проведены эксперименты на модельных
стендах и установках предприятий промышленности,
получены методики и соответствующие рекомендации,
принятые к использованию в ракетной отрасли.
В 1990-е гг. усилиями Б.П.Умушкина, В.П.Давыдова
и А.Г.Лысака был выполнен широкий спектр работ по
определению работоспособности конструкций, в т.ч.
корпусов РДТТ из композиционных материалов. Про-
веденные ими исследования послужили основой для
разработки методов многокритериальной оптимизации
параметров элементов твердотопливных ракет и нашли
практическое применение в прогрессивных техноло-
гиях, разрабатываемых на предприятиях оборонной
промышленности.
Научная школа «Ракетные двигатели» имеет
большие достижения и в подготовке новых ученых.
За 40 лет ее существования 9 участников школы защи-
тили докторские диссертации: Е.К.Мошкин (1954 г.),
Е.Б.Волков (1964 г.), М.Ф.Дюнзе (1965 г.), В.И.Пухов
(1965 г.), ТАСырицын (1970 г.), В.С.Егоров (1971 г.),
Л.Г.Головков (1973 г.), О.Е.Бородин (1985 г.), В.П.Давы-
дов (2000 г.).
Аппаратурная огневого стенда для испытаний ЖРД на
высококипящих компонентах
Состав научной школы постоянно пополнялся
кандидатами технических наук, подготавливаемыми
из числа адъюнктов, преподавателей, сотрудников
НИЛ и учебных лабораторий, а также внешних со-
искателей.
С1959 по 2000 г. адъюнктуру по профилю кафедры
закончили 37 офицеров. Большинство из них защитили
диссертации и были направлены на должности препо-
давателей академии и других вузов (В.В.Асеев, В.Н.Бо-
бырев, О.Е.Бородин, Ю.С.Векшин, ВЛДавыдов, А.Д.Крас-
нов, А.Ю.Норенко, ВАРыбкин, В.М.Столяров,
В.В.Суздальцев, И.Н.Тренькин, МАФеоктистов,
В.П.Францкевич), а также научных сотрудников академии
и НИИ МО (ВАКарелин, И.Т.Мельников, А.Т.Музыкантов,
В.И.Потемин, В.Ф.Сафроно-
вич, Д.Д.Спицын, ЮАШиш-
кин). В дальнейшем выпуск-
ники адъюнктуры по кафедре
В.Н.Бобырев, О.Е.Бородин,
В.Ф.Сафронович, В.П.Давы-
дов защитили докторские дис-
сертации; В.В.Асеев,
А.Ю.Норенко, И.Н.Тренькин,
МАФеоктистов, В.П.Франц-
кевич стали начальниками
кафедр академии; Ю АШиш-
кин - начальником управле-
ния 4 ЦНИИ МО.
М.ФДюнзе
ГА.Сырицын
В.И.Пухов
Л.Г.Головков
В.С.Егоров

599
История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок
За счет соискателей научная школа пополнилась
19 кандидатами технических наук. Из них 10 офицеров
остались преподавателями кафедры: И.И.Анисимов,
С.И.Косенко, А.ГЛысак, В.М.Мартинихин, О.Н.Махот-
кин, Ю.Г.Стрельцов, И.М.Юркевич и др. Остальные про-
должили службу в качестве сотрудников научно-иссле-
довательских лабораторий академии и внешних
организаций.
Результаты научных исследований участников
школы широко использовались в преподавательской
деятельности и литературной работе. Всего с 1959 г.
профессорско-преподавательским составом кафедры
было подготовлено к печати и издано более 60 учебни-
ков, учебных пособий и методических разработок.
Е.Б.Волков оставался руководителем научной
школы «Ракетные двигатели» вплоть до 1969 г. После
его ухода в НИИ-4 МО школу возглавляли д.т.н., про-
фессора полковники М.Ф.Дюнзе и Т.А.Сырицын. Оба -
участники Великой Отечественной войны, окончили Ар-
тиллерийскую академию имени Ф.Э.Дзержинского
М.Ф.Дюнзе состоялся как ученый на кафедре внутрен-
ней баллистики ствольных систем, а Т.А.Сырицын - на
кафедре жидкостных ракетных снарядов. В 1968 г.
М.Ф.Дюнзе был назначен начальником кафедры ракет-
ных двигателей, Т.А.Сырицын - его заместителем.
Кроме того, Т.А.Сырицын с 1972 по 1976 г. исполнил
обязанности члена военной секции ВАК Совета Минист-
ров СССР.
В 2000 г. при очередной оптимизации академии ка-
федра ракетных двигателей была ликвидирована. Ос-
новные учебные дисциплины и научные задачи ка-
федры были переданы на кафедру баллистических
ракет, которая в 2009 г. в ходе реорганизации академии
была переименована в кафедру ракетного вооружения.
Ее возглавил воспитанник научной школы «Ракетные
двигатели» к.т.н. подполковник А.Ю.Норенко.
Приложение 1
ОБ АВТОРАХ, РЕДАКТОРАХ,
СОСТАВИТЕЛЕ
АКИМОВ Владимир Николаевич
Начальник отдела комплексного
анализа ракетно-космических систем
ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша». Лауреат
премии Правительства РФ.
АРБУЗОВ Игорь Александрович
Генеральный директор АО
«НПО Энергомаш имени академика
В.П.Глушко». Лауреат премии Пра-
вительства РФ (дважды).
БАРМИН Игорь Владимирович
Генеральный конструктор ЦЭНКИ. Член-
корреспондент РАН. Президент Российской
академии космонавтики им. К.Э.Циолков-
ского. Лауреат Государственной премии
СССР, премий Правительства РФ.
БАУЭР Станислав Теофилович
С 1968 г. - на заводе «Красный
Октябрь»: главный конструктор КБ
по ТНП, начальник эксплуатационно-
ремонтного отдела.
БАЯНДИН Михаил Александрович
С 2001 г. - главный технолог - за-
меститель главного инженера АО
«Пермский завод «Машинострои-
тель».
БЕЛОУСОВ Анатолий Иванович
Профессор кафедры конструкции и про-
ектирования двигателей летательных аппаратов
Самарского госуниверситета. Доктор техниче-
ских наук. Заслуженный деятель науки и техники
РСФСР. Почетный работник высшего профес-
сионального образования РФ.
БЕРЕЗИН Александр Николаевич
Помощник генерального директора АО
«Пермский завод «Машиностроитель» по
организации подготовки научных кадров.
Лауреат премии Госкомоборонпрома РФ.
БИРКИН Виктор Иванович
С1979 по 2014 г. - заместитель глав-
ного инженера ВМЗ по производству
ЖРД. Кандидат технических наук, до-
цент. Лауреат Государственной премии.
БЛАГОВ Анатолий Викторович
Работал главным специалистом
проектного отдела АО «ВПК «НПО
машиностроения». Заслуженный
конструктор РФ.
601
Приложение 1
БОРОВИКОВ Владимир Егорович
Технический руководитель, спе-
циалист по проектированию оснастки
АО «Пермский завод «Машинострои-
тель».
БОЯРИНЦЕВ Владимир Геннадь-
евич
С 1975 г. - на заводе «Красный
Октябрь», занимал инженерно-техни-
ческие и руководящие должности в
подразделениях предприятия.
БУЛДАШЕВ Сергей Алексеевич
С 2014 г. - заместитель директора
по НИР - главный конструктор ФГУП
«НИИМаш».
БУТРИН Александр Викторович
Заместитель главного конструктора по
испытаниям двигателей, двигательных и
энергетических установок, заместитель
руководителя НТЦ РКК «Энергия». Заслу-
женный испытатель космической техники.
ВАСИН Анатолий Иванович
Ветеран отдела электрофизики ГНЦ
ФГУП «Центр Келдыша». Кандидат тех-
нических наук.
ГАЛАЙДА Олег Геннадьевич
Генеральный директор ФКП
«НИЦ РКП».
ГАЛЕЕВ Айвенго Гадыевич
Главный научный сотрудник ФКП
«НИЦ РКП». Доктор технических наук,
профессор кафедры МАИ. Действитель-
ный член РАКЦ. Лауреат премии Совета
Министров СССР.
ГАФАРОВ Альберт Акрамутдинович
Начальник сектора отдела ком-
плексного анализа ракетно-космиче-
ских систем ГНЦ ФГУП «Центр
Келдыша». Кандидат технических наук.
Лауреат Государственной премии СССР.
ГЛОТИН Дмитрий Панкратьевич
Заместитель руководителя Перм-
ской региональной ветеранской органи-
зации ракетных и космических войск.
Полковник в отставке. С1985 по 1994 г.
- начальник отдела на Пермском маши-
ностроительном заводе им. В.И.Ленина.
602
Об авторах, редакторе, составителе
ГОЛОВИН Юрий Макарьевич
Начальник отдела отделения эко-
логии и энергообеспечения ГНЦ ФГУП
«Центр Келдыша». Доктор техниче-
ских наук. Лауреат премии Прави-
тельства РФ имени Ю.А.Гагарина.
ГОРБУНОВ Александр Викторович
Заместитель генерального дирек-
тора по космическим комплексам АО
«Корпорация «ВНИИЭМ». Кандидат
технических наук. Действительный
член АЭН РФ.
ГРЕБЕНКИН Владимир Иванович
Работал заместителем генераль-
ного конструктора АО «Корпорация
«МИТ». Лауреат Государственной пре-
мии СССР, премии Правительства РФ.
Заслуженный конструктор РФ
ГУБЕРТОВ Арнольд Михайлович
Заместитель, с 2017 г. - советник ге-
нерального директора ГНЦ ФГУП «Центр
Келдыша». Доктор технических наук, про-
фессор. Лауреат Государственных премий
СССР и РФ, премий Правительства РФ.
ГУСЕЙНОВ Ширин Латифович
Заместитель генерального директора
ГНЦ РФ АО «ГНИИХТЭОС». Доктор техни-
ческих наук. Лауреат премии Правитель-
ства РФ.
ДАНИЛЬЧЕНКО Валерий Павло-
вич
Главный конструктор ПАО «Куз-
нецов». Доктор технических наук,
профессор. Заслуженный работник
высшей школы РФ.
ДЕМИЧЕВ Валентин Васильевич
С 1960 г. - на заводе «Красный Ок-
тябрь»; занимал различные должности -
от технолога опытного производства до
заместителя генерального директора.
ДОМБРОВСКИЙ Леонид Иванович
Заместитель главного конструктора
ОАО «Металлист-Самара». С 1999 по
2014 г. - главный конструктор пред-
приятия.
ДУДАРЕВ Сергей Евгеньевич
Главный сварщик АО «Пермский
завод «Машиностроитель».
603
Приложение 1
ЕНОТОВ Владимир Георгиевич
С 1961 г. работает в ГП КБЮ по
проектированию маршевых РДТТ; ве-
дущий специалист.
ЕФИМИК Виктор Александрович
Заместитель начальника отдела
АО «Пермский завод «Машинострои-
тель».
ЗАЙЦЕВ Виталий Олегович
Ведущий инженер отделения ракет-
ных двигателей твердого топлива ГНЦ
ФГУП «Центр Келдыша».
ЗРЕЛОВ Владимир Андреевич
Профессор кафедры конструкции и
проектирования двигателей летательных
аппаратов Самарского госуниверситета.
Директор учебно-научного центра им.
акад. Н.Д.Кузнецова. Эксперт РАН.
ИВАШКЕВИЧ Владимир Владимиро-
вич
Историк и журналист. Ведущий спе-
циалист отдела информ, политики АО
«ОДК-Пермские моторы». Автор книг по
истории авиации.
ИЗМАЙЛОВА Валерия Викто-
ровна
Пресс-секретарь АО «Турбона-
сос».
КАЖИКИН Александр Александрович
Пресс-секретарь АО КБХА.
КАТОРГИН Борис Иванович
С 1958 по 2010 г. работал в ОКБ-456
(ОАО «НПО Энергомаш имени академика
В.П.Глушко»), в 1991-2005 гг - генераль-
ный директор и генеральный конструктор.
Академик РАН. Лауреат Государственной
премии РФ, премии Правительства РФ.
КАЦ Иосиф Рахмаилович
Начальник сектора ПАО «НПО
«Искра». Заслуженный создатель
космической техники.
604
Об авторах, редакторе, составителе
КОКОУЛИН Николай Александрович
Технический руководитель отдела 610
АО «Пермский завод «Машинострои-
тель».
КОМАРОВ Игорь Анатольевич
Генеральный директор Государст-
венной корпорации по космической
деятельности «Роскосмос».
КОСТЕНКО Иван Иванович
Первый заместитель генерального
директора - главный конструктор ПАО
ТМКБ «Союз». Участник создания регу-
лируемых двухпозиционных сопел
ПВРД, СПВРД для КР Х-31А, Х-31П,
Х-31АД, Х-31ПД.
КОЧАНОВ Александр Викторович
Начальник сектора отделения жид-
костных ракетных двигателей ГНЦ ФГУП
«Центр Келдыша». Кандидат технических
наук.
КОШЛАКОВ Владимир Владимирович
Генеральный директор ГНЦ ФГУП
«Центр Келдыша». Кандидат физико-
математических наук. Заслуженный
работник ракетно-космической про-
мышленности РФ.
КУРАНОВ Михаил Леонидович
Начальник сектора отделения
ракетных двигателей твердого топ-
лива ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша».
Кандидат технических наук.
КУЧКИН Владимир Николаевич
Первый заместитель генерального ди-
ректора по испытаниям ФКП «НИЦ РКП».
Кандидат технических наук, доцент. Член-
корреспондент РАКЦ.
ЛЕВИТОВ Василий Васильевич
С 1958 г. работает в ПО ЮМЗ, с
2015 г. - заместитель генерального ди-
ректора по производству.
ЛОВЦОВ Александр Сергеевич
Начальник отдела электрофизики
ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша». Кандидат
физико-математических наук.
605
Приложение 1
Л03ИН0-Л03ИНСКАЯ Ирина Гле-
бовна
Главный специалист отделения
жидкостных ракетных двигателей ГНЦ
ФГУП «Центр Келдыша». Кандидат
технических наук.
МАКАРЕВИЧ Юрий Леонидович
Управляющий ПАО «НПО «Искра»
по маркетингу. Вице-президент Феде-
рации космонавтики России. Акаде-
мик РАКЦ. Заслуженный конструктор
РФ.
МАКРИДЕНКО Леонид Алексеевич
Генеральный директор АО «Корпо-
рация «ВНИИЭМ». Доктор технических
наук. Действительный член РАКЦ, АЭН
РФ. Лауреат премии Правительства РФ.
МАТВЕЕВ Валерий Николаевич
Заведующий кафедрой «Теория дви-
гателей» Самарского университета. Док-
тор технических наук, профессор.
Почетный работник высшего профес-
сионального образования школы.
МЕЛЬНИКОВ Михаил Васильевич
(1919-1996 гг.)
Герой Социалистического Труда. В
1961-1986 гг. - заместитель главного кон-
структора; заместитель главного конструк-
тора - ОКБ-1 / ЦКБМ / НПО «Энергия».
Доктор технических наук, профессор. Лау-
реат Ленинской премии.
МИЛЁХИН Юрий Михайлович
Генеральный директор и генераль-
ный конструктор ФГУП «ФЦДТ
«Союз». Доктор технических наук, про-
фессор. Академик РАН, РАРАН. Лау-
реат Государственных премий СССР и
РФ, премии Правительства РФ.
МИРОНОВ Вадим Всеволодович
Заместитель генерального директора
ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша». Доктор тех-
нических наук. Лауреат Государственной
премии СССР, премии Правительства РФ.
МИТИНА Наталья Алексеевна
Ведущий научный сотрудник центра
по применению нанотехнологий в энер-
гетике и электроснабжении космиче-
ских систем ГНЦ ФГУП «Центр
Келдыша». Кандидат технических наук.
МОСОЛОВ Сергей Владимирович
И. о. зам. генерального директора
по качеству, начальник отделения жид-
костных ракетных двигателей ГНЦ
ФГУП «Центр Келдыша». Кандидат фи-
зико-математических наук. Лауреат
премии Правительства РФ.
606
Об авторах, редакторе, составителе
НЕСТЕРЕНКО Александр Никито-
вич
Ведущий научный сотрудник ОКБ
«Факел». Кандидат технических наук.
НОВИКОВ Андрей Евгеньевич
Заместитель начальника ЦКБМ,
начальник отделения АО «ВПК «НПО
машиностроения». Кандидат техниче-
ских наук.
НОВИКОВ Георгий Николаевич
С1965 г. работает в ПО ЮМЗ: глав-
ный специалист отдела НТИ.
НОСОВ Валентин Дмитриевич
Заместитель генерального директора
АО «Златмаш» по государственному обо-
ронному заказу.
ОГНЕВ Сергей Витальевич
Ведущий конструктор ПАО «НПО
«Искра». Заслуженный создатель косми-
ческой техники.
ПАЛЬКОВ-СВИРЩЕВСКИЙ Вик-
тор Александрович
С 1962 г. работает в ГП КБЮ по
задачам проектирования ракет и
боевого оснащения: ведущий спе-
циалист отдела информации.
ПЕРЕВЕРЗЕВ Владимир Григорьевич
С 1994 г. - начальник проектно-кон-
структорского отдела КБ-4 ГП «КБ
«Южное», с 2007 г. - главный специалист.
Заслуженный машиностроитель Украины.
Лауреат Государственной премии
Украины.
ПЕТРЕНКО Владислав Михайлович
Ведущий научный сотрудник экспе-
риментально-исследовательского от-
дела ПАО ТМКБ «Союз». Кандидат
технических наук. Лауреат Государст-
венной премии СССР. Лауреат премии
Совета Министров СССР
ПЛОТНИКОВ Виктор Васильевич
Работал ведущим конструктором
ОКБ им. А.Люльки.
607
Приложение 1

ПОЛЯЧЕНКО Владимир Абрамович
Главный научный сотрудник НИЦ ис-
тории АО «ВПК «НПО машиностроения».
Кандидат технических наук. Заслужен-
ный испытатель космической техники.
Ветеран космонавтики России.
ПОНОМАРЕВ Николай Борисович
Начальник сектора отделения
ЖРД ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша».
Кандидат технических наук. Лауреат
премии Правительства РФ имени
Ю.А.Гагарина.
ПОПОВ Сергей Александрович
Заместитель начальника отделения
перспективных космических двигате-
лей ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша»
ПРОНИЧЕВ Николай Дмитриевич
Профессор кафедры «Технология и
производство двигателей» Самарского
госуниверситета. Доктор технических
наук.
РАХМАНИН Вячеслав Федорович
Главный специалист АО «НПО Энер-
гомаш имени академика В.П.Глушко».
Кандидат технических наук. Действи-
тельный член РАКЦ. Лауреат Государст-
венной премии СССР.
РЕБРОВ Сергей Григорьевич
Начальник отдела отделения
перспективных космических двига-
телей ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша».
Доктор технических наук. Лауреат
премии Правительства РФ.
РЕШ Георгий Фридрихович
Первый заместитель начальника отде-
ления АО «ВПК «НПО машиностроения».
Кандидат технических наук. Заслуженный
конструктор Российской Федерации.
РИЗАХАНОВ Ражудин Насредино-
вич
Начальник центра по применению
нанотехнологий в энергетике и электро-
снабжении космических систем ГНЦ
ФГУП «Центр Келдыша». Кандидат фи-
зико-математических наук.
САФРОНОВ Михаил Иванович
Заместитель начальника экспери-
ментально-производственного ком-
плекса отделения жидкостных ракетных
двигателей ГНЦ ФГУП «Центр Кел-
дыша».
608
Об авторах, редакторе, составителе
СЕДЫХ Вадим Лукич
С1958 г. работает в КБ «Арсенал»,
прошел путь от инженера-конструк-
тора до заместителя генерального ди-
ректора- генерального конструктора.
СЕМЕНКИН Александр Вениами-
нович
Заместитель генерального дирек-
тора, нач. отделения перспективных
космических двигателей ГНЦ ФГУП
«Центр Келдыша». Доктор техниче-
ских наук. Лауреат премии Прави-
тельства РФ.
СИДЛЕРОВ Дмитрий Анатольевич
Начальник отдела отделения ЖРД
ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша». Доктор
технических наук. Лауреат премии Пра-
вительства РФ.
СИТНИКОВ Сергей Васильевич
Работает в АО «Пермский завод «Ма-
шиностроитель»: с 1977 г. Заслуженный
испытатель космической техники.
СЛЕСАРЕВ Денис Федорович
Ведущий инженер отделения ЖРД
ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша».
СМИРИЧЕВСКИЙ Леонард Дмит-
риевич
Начальник НИЦ истории АО
«ВПК «НПО машиностроения». Кан-
дидат технических наук. Заслужен-
ный испытатель космической
техники.
СМИРНОВ Игорь Александрович
Генеральный конструктор КБХМ. Кан-
дидат технических наук. Член-корреспон-
дент Академии космонавтики им.
К.Э.Циолковского.
СОКОЛОВ Борис Александрович
Советник президента РКК «Энер-
гия». Доктор технических наук, профес-
сор. Академик РАКЦ и МАА. Лауреат
Ленинской и Государственной премий
СССР, премии Правительства РФ.
СОКОЛОВСКИЙ Михаил Иванович
Генеральный конструктор - первый
заместитель генерального директора
ПАО «НПО «Искра». Член-корреспон-
дент РАН.
609
Приложение 1
СТОРОЖЕНКО Павел Аркадьевич
Временный генеральный дирек-
тор АО «ГНИИХТЭОС». Доктор хими-
ческих наук, профессор. Член-корр.
РАН. Вице-президент Ассоциации
ГНЦ РФ. Лауреат премии Правитель-
ства РФ.
СУДАКОВ Владимир Сергеевич
Начальник отдела рекламно-выста-
вочной деятельности АО «НПО Энерго-
маш имени академика В.П.Глушко».
Член-корреспондент РАКЦ. Вице-пре-
зидент Ассоциации музеев космонав-
тики России.
СУХАНОВСКИЙ Алексей Феликсо-
вич
Писатель, фотограф. Главный
редактор журнала «Поморская сто-
лица». Главный редактор издатель-
ства «СК-Столица». Автор около
40 книг.

ТРУСОВ Юрий Дмитриевич
Старший научный сотрудник отделе-
ния ракетных двигателей твердого топ-
лива ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша».
УГЛОВ Валентин Иванович
Старший научный сотрудник Воен-
ной академии РВСН имени Петра Вели-
кого. Доцент. Советник РАРАН.
Заслуженный работник культуры РФ. По-
четный работник высшего профессио-
нального образования РФ.
УГЛОВА Наталья Николаевна
С1957 по 2017 г. - лаборант, на-
учный сотрудник, старший научный
сотрудник Научно-исследователь-
ского испытательного института
авиационной и космической меди-
цины. Кандидат биологических наук.
УСОВ Борис Иванович
С1959 по 2014 г. работал на «Красном
Октябре», прошел путь от конструктора
ОКБ-466 до главного конструктора пред-
приятия.
УСТИНОВ Георгий Николаевич
Ведущий научный сотрудник отде-
ления ЖРД ГНЦ ФГУП «Центр Кел-
дыша». Кандидат технических наук.
УСТЮЖАНИНОВ Юрий Александро-
вич
В 1993-2015 гг. - главный кон-
структор - начальник отдела ОАО
«Пермский завод «Машиностроитель»;
с 2015 г. - технический руководитель
отдела ОГК.
610
Об авторах, редакторе, составителе
ФЕДОСЕЕВ Сергей Анатольевич
Заместитель начальника НИЦ Во-
енной академии Генерального штаба
ВС РФ. Кандидат технических наук,
доцент. Член-корреспондент Акаде-
мии военных наук, руководитель от-
деления АВН.
ХОДНЕНКО Владимир Павлович
Главный научный сотрудник АО
«Корпорация «ВНИИЭМ». Доктор тех-
нических наук, профессор. Действи-
тельный член РАКЦ.
ХРОМОВ Александр Викторович
Начальник отдела по созданию слу-
жебных обеспечивающих систем и бло-
ков АО «Корпорация «ВНИИЭМ».
Кандидат технических наук.
ШАТРОВ Владимир Борисович
Генеральный директор ПАО «НПО
«Искра». Кандидат технических наук. Ака-
демик РАКЦ. Заслуженный машинострои-
тель РФ.
ШУЛЬГА Владимир Андреевич
С 2012 г. - заместитель главного кон-
структора КБ-4 ГП «КБ «Южное». Канди-
дат технических наук. Заслуженный
деятель науки и техники Украины. Лау-
реат Государственной премии Украины.
ШУСТОВ Станислав Алексеевич
Доцент кафедры «Теория двига-
телей» Самарского университета.
Кандидат технических наук.
ЯГОДНИКОВ Дмитрий Алексеевич
Заведующий кафедрой «Ракетные
двигатели» МГТУ имени Н.Э.Баумана. Док-
тор технических наук, профессор.
611
Приложение 2
ПРЕДПРИЯТИЯ. ОРГАНИЗАЦИИ. УЧРЕЖДЕНИЯ.
ХРОНИКА ОСНОВНЫХ СОБЫТИЙ
Военная орденов Ленина, Октябрьской Революции и Суворова Академия Ракетных войск
стратегического назначения имени Петра Великого
25 ноября 1820 г. в Санкт-Петербурге по инициативе генерал-фельдцейхмейстера Великого Князя Михаила Павловича при учебной
артиллерийской бригаде было официально открыто Артиллерийское училище, от офицерского отделения которого взяла начало одна
из ведущих высших военных школ Отечества. За эти годы она несколько раз меняла наименование: Михайловская Артиллерийская
академия, Артиллерийская академия РККА. Военно-техническая академия РККА имени тов. Дзержинского, Артиллерийская академия
РККА имени тов. Дзержинского, Военная артиллерийская инженерная академия имени Ф.Э.Дзержинского, Военная инженерная ака-
демия имени Ф.Э.Дзержинского, Военная академия имени Ф.Э.Дзержинского, Военная академия Ракетных войск стратегического на-
значения имени Петра Великого. Во вновь образованном училище, в офицерском отделении (с 1855 г. ставшем Артиллерийской
академией), перечень учебных дисциплин и их содержание соответствовали уровню научной подготовки столичных университетов.
Артиллерийское училище, таким образом, наряду с Морским кадетским корпусом и Медико-хирургической академией, Инженерным
училищем явилось родоначальником военного академического образования. Одновременно, вместе с другими столичными вузами
(Горным институтом, Институтом инженеров транспорта и Инженерным училищем), оно вошло в число первых отечественных высших
технических учебных заведений.
Историю академии можно условно разделить на пять периодов:
1.1820-1855 гг. Деятельность в статусе офицерских классов артиллерийского училища.
2.1855-1925 гг. Артиллерийская академия - высшее двухуровневое однопрофильное военно-специальное учебное заведение.
Период делится на два этапа:
- 1855-1922 гг.: деятельность в качестве унитарного учебного заведения, обучение в котором осуществлялось по одной специ-
альности;
-1922-1925 гг.: зарождение дифференцированного по специальностям артиллерийского образования.
3.1925-	1932 гг. Единая для Сухопутных войск РККА военно-техническая академия.
4.1932-	1959 гг. Высшее артиллерийское одноуровневое многопрофильное военно-учебное заведение. Период делится натри этапа:
-	1932-1941 гг.: формирование дифференцированного по профилям (командный и инженерный) и по специальностям (механики,
прибористы, боеприпасники) артиллерийского образования;
-	1941-1945 гг.: деятельность академии в годы Великой Отечественной войны;
-	1945-1959 гг.: работа в условиях военно-технической революции, происходящей под влиянием результатов Второй мировой войны.
5.	С1960 г. по н.в. Высшее ракетно-ядерное и ракетно-космическое двухуровневое многопрофильное командное и политехническое
военно-учебное заведение.
Первые сто лет своей деятельности академические научно-педагогические школы фактически были единственными отечествен-
ными центрами по развитию теории оружия, выработке основ проектирования и производства огнестрельных, ракетных, минных
устройств - средств поражения и уничтожения противника.
НИОКР, выполненные в 1918-1927 гг. в составе Комиссии особых артиллерийских опытов воспитанниками академии В.М.Трофи-
мовым, Н.Ф.Дроздовым, И.П.Граве, О.Г.Филипповым, М.Е.Серебряковым, Б.Н.Окуневым, Д.А.Вентцелем и другими, стали научным
фундаментом для перевооружения артиллерии перед Второй мировой войной.
В 1920-е гг. военно-техническое образование в академии было дифференцировано. Были созданы факультеты, постепенно складывалась
кафедральная структура. В стенах академии зародился, получил развитие ряд военно-технических направлений, впоследствии оформившихся
в шесть самостоятельных учебных заведений (Ленинградский Военно-механический институт; военные академии: Моторизации и механи-
зации, Химической защиты, связи, Артиллерии, ПВО Сухопутных войск), три факультета и пять военных кафедр в вузах страны.
В военной (1941-1945 гг.) летописи героических свершений дзержинцев - имена 127 Героев Советского Союза. Воспитаннику ака-
демии командиру первой ракетной батареи («Катюш») капитану И.А.Флерову указом Президента РФ от 21 июня 1995 г. за мужество и
героизм, проявленные в борьбе с немецко-фашистскими захватчиками, посмертно присвоено звание Героя Российской Федерации.
В обеспечении Победы в Великой Отечественной войне, радикального послевоенного перевооружения Советской Армии выдаю-
щуюся роль сыграли выпускники академии, среди которых действительные члены и члены-корреспонденты отечественных академий
наук А.А.Благонравов, Н.П.Бусленко, М.Ф.Васильев, А.Ф.Горохов, И.П.Граве, Н.Ф.Дроздов, В.Г.Дьяконов, Е.В.Золотов, Н.А.Изгарышев,
В.М.Летов, М.М.Струсельба, Я.М.Шапиро.
В 1950-е гг. академия возглавила новое военно-техническое направление подготовки офицерских кадров и научных исследований
- ракетное. Заметную роль при этом играли военно-технические, научно-педагогические школы, которые возглавляли видные ученые:
Е.Б.Волков (ракетные двигатели), П.П.Ганичев (ядерные боеприпасы), А.Ф.Головин (материаловедение), Л.И.Карпов (экономика и ор-
ганизация производства), М.И.Копытов (баллистические ракеты), Н.Н.Миролюбов (электро-, радиотехника), Б.И.Назаров (командные
приборы, системы прицеливания и навигации), А.Д.Погорелов (баллистика и теория полета летательных аппаратов), А.П.Пятибратов
(электронно-вычислительная техника), М.Ф.Самусенко (технологическое оборудование и системы ракетных комплексов), С.Д.Силь-
вестров (полигонные измерения), А.В.Солодов (самонастраивающиеся и самообучающиеся нелинейные многомерные системы), В.С.Су-
лаквелидзе (специальное вооружение), И.В.Тишунин (пороха и ракетные топлива). А.С.Шаталов (автоматическое управление ЛА),
Б.И.Шехтер (физика горения и взрыва).
Непосредственное участие в создании, испытаниях и эксплуатации ракетно-ядерного оружия принимали выпускники академии
М.И.Неделин (комплексы Р-1, Р-2, Р-5, Р-7, Р-12, Р-16), П.А.Дегтярев (Р-5), М.Г.Григорьев (Р-1, Р-2, Р-7, РС-9), А.И.Соколов (Р-2,
612
Предприятия, организации, учреждения
Р-16, РС-10), А.И.Семенов (Р-9, Р-12), Ф.П.Тонких (Р-2, PC-9, РС-16), Е.Б.Волков (РС-18), Г.Н.Малиновский (PC-10), РС-22), Ю.А.Яшин
(PC-20, СС-15), а также Г.Е.Алпаидзе, Е.В.Бойчук, А.А.Васильев, Л.И.Волков, Л.С.Гарбуз, К.В.Герчик, Л.И.Долинов, А.С.Калашников,
С.Б.Кормер, А.А.Курушин, А.С.Матренин, А.И.Нестеренко, Г.Ф.Одинцов, А.Ф.Тверецкий, Д.Х.Чаплыгин, Н.Д.Яковлев и др. В разработке
космической техники активно участвовали А.Г.Карась, А.А.Максимов, В.Л.Иванов, В.А.Боков, К.А.Керимов, А.С.Кириллов, И.В.Меще-
ряков, В.В.Фаворский; вооружения для ПВО - М.И.Ненашев, Е.С.Юрасов; авиационного вооружения - В.А.Чернорез; ракетно-артилле-
рийского вооружения Сухопутных войск - В.И.Королев.
Большой вклад ученые академии внесли в создание оперативного искусства и тактики ракетных войск, организацию и обеспечение
боевой подготовки войск. Фундаментальные работы, выполненные под руководством Г.Ф.Одинцова, Ф.П.Тонких, С.А.Торкунова,
А.Г.Абакумова, В.В.Бутылкина, С.М.Бармаса, Н.М.Соломко, В.Г.Маликова, В.Ф.Шулежко, М.И.Емелина. К.А.Федоренко, Л.И.Волкова,
Ю.В.Крючкова, А.А.Ларина, способствовали обоснованию закономерностей, принципов, характера и содержания боевого применения
ракетно-ядерного вооружения, формированию учебных дисциплин командного профиля. Оперативно-тактические школы академии
обеспечили подготовку большого отряда видных военачальников, среди которых - Маршал Российской Федерации И.Д.Сергеев, ге-
нералы армии Ю.А.Яшин и В.Н.Яковлев, генералы В.И.Болятко, И.Н.Валынкин, В.Н.Верховцев, В.И.Герасимов, В.И.Есин, В.Л.Иванов,
С.В.Каракаев, С.Г.Кочемасов, В.А.Поповкин, Н.Е.Соловцов и др.
Среди выпускников академии, ее сотрудников - 41 Герой Труда, более 600 сотрудников академии отмечены почетными званиями за-
служенных деятелей, почетных работников, государственными премиями. Воспитанники академических школ, ставшие основой офицер-
ского корпуса стратегических ядерных сил Отечества, в последние десятилетия в решающей мере способствовали достижению паритета
по ракетно-ядерному оружию СССР и США, всестороннему освоению космоса, развитию передовых технологий, обеспечению ядерной
безопасности, предотвращению экологического кризиса, проведению конверсии.
Академия, имея в своем составе три факультета, около 40 кафедр и научных подразделений со значительным научным потенциа-
лом - более 107 докт. и около 500 канд. наук, - готовит офицерские кадры командного и инженерного профилей в широком спектре
военно-технических направлений. С 2010 г. возглавляет академию ее воспитанник, ветеран РВСН генерал-лейтенант В.А.Федоров.
АО «КБ «Арсенал»
1949-1952 гг. Начальником и главным конструктором ЦКБ-7 назначен Н.П.Антонов
1952-1953 гг. Временно исполняющим обязанности начальника КБ назначен В.Ф.Лендер.
1953-1958 гг. Начальником и главным конструктором ЦКБ-7 был П.А.Тюрин.
1958-1967 гг. Начальником ЦКБ-7 - директором опытного завода № 7 им. М.В.Фрунзе был В.Н.Семенов.
1958-1971 гг. Заместителем начальника - главным конструктором ЦКБ-7 назначен П.А.Тюрин.
1959	г. Впервые в стране по теме Д-6 разработан эскизный проект твердотопливной БР, запускаемой из ПЛ. 15 апреля авторским
свидетельством закреплен приоритет изобретения разрезного управляющего сопла, успешно использованного в дальнейшем пред-
приятиями отрасли при создании двенадцати маршевых РДТТ шести различных БР.
1965	г. Совместно с Государственным институтом прикладной химии впервые в стране отработана технология снаряжения РДТТ
зарядом смесевого твердого ракетного топлива методом свободного литья непосредственно в корпус двигателя. А.М.Поляков удостоен
Ленинской премии.
1966	г. Совместно с Алтайским НИИ химических технологий впервые в стране отработана технология снаряжения РДТТ зарядом
смесевого ТРТ методом литья под давлением непосредственно в корпус двигателя. 26 февраля проведено первое летно-конструктор-
ское испытание РДТТ (с зарядом ТРТ разработки ГИПХ) в составе второй ступени БР РТ-2.4 ноября проведено первое летно-конструк-
торское испытание РДТТ (с зарядом ТРТ разработки АНИИХТ) в составе второй ступени БР РТ-2.
1967-1976 гг. Начальником КБ и директором машиностроительного завода «Арсенал» имени М.В.Фрунзе избран Е.К.Иванов.
1968	г. 18 декабря сдан в штатную эксплуатацию маршевый РДТТ 15Д24 второй ступени межконтинентальной БР РТ-2 (разработки
ОКБ-1), принятой на вооружение РВСН. Государственной премии удостоены А.И.Арефьев, П.А.Тюрин, Е.И.Малишевский, А.Л.Щупак,
Б.Л.Капитанов.
1970	г. Изготовлены и проведены прочностные испытания первого опытного образца КА УС-А (ЕР), аттестация технологии; полу-
чены разрешения на изготовление КА для ЛКИ. 31 марта сдан в опытную эксплуатацию РВСН первый в стране подвижный БРК 15П696
стратегического назначения с БР РТ-15 средней дальности; для БР РТ-15 разработаны маршевые РДТТ 15Д27 (первой ступени) и
15Д92 (второй ступени).
1972	г. Проведены всесторонние наземные испытания и отработка конструкции опытных образцов КА УС-А (ЕР) и УС-П (Е2); получен
допуск на Государственные ЛКИ. 28 декабря сдана на вооружение РВСН модернизированная межконтинентальная БР РТ-2П, впервые в
стране оснащенная средствами преодоления противоракетной обороны; для БР РТ-2П разработан маршевый РДТТ 15Д24П1 второй ступени.
1973	г. 27 декабря запущен и проведены ЛКИ первого опытного КА УС-А (ЕР).
1974	г. Начато серийное изготовление КА УС-А (ЕР) на заводе «Арсенал» имени М.В.Фрунзе». 24 декабря запущен и проведены
ЛКИ первого опытного КА УС-П (Е2) производства ПО «Арсенал».
1975	г. Начато серийное изготовление КА УС-П (Е2) на заводе «Арсенал» имени М.В.Фрунзе». Сдан в эксплуатацию КК системы
МКРЦсКАУС-А (ЕР).
1976	г. 22 декабря впервые в стране проведен успешный катапультирующий пуск твердотопливной БР Р-31 из сухой шахты ПЛ (проекта
667АМ) из подводного положения с глубины 50 м при скорости 5 узлов. М.М.Тыртов удостоен Государственной премии.
1976	-1980 гг. Заместитель директора ПО «Арсенал» им. М.В.Фрунзе - начальник КБ «Арсенал» - А.И.Арефьев.
1978	г. Сдан в эксплуатацию КК системы МКРЦ с КА УС-П (Е2).
1979	г. Выпущены технический проект и конструкторская документация МСО и СО для оснащения МИК ракеты-носителя «Энергия» и
орбитального корабля «Буран» (МСО и СО были изготовлены, смонтированы в МИК и прошли аттестацию в 1983 г.). Государственной пре-
мии удостоены К.А.Саравайский и А.Д.Циопа.
1980	г. 28 августа в составе ПЛ (проекта 667АМ) сдан в опытную эксплуатацию ВМФ первый в стране БРК Д-11 стратегического
назначения с твердотопливной БР Р-31 средней дальности; для БР Р-31 разработаны маршевый РДТТ ЗД17А (первой ступени) и дви-
гательная установка боевой ступени, состоящая из четырех РДТТ ЗД16.
1980-1983 гг. Начальником КБ «Арсенал» назначен И.Н.Борошнев.
1981	г. Завершена отработка уникальных высокоточных рулевых приводов (РПА и РПЦ) большой мощности, с цифровым управ-
лением, для отклонения поворотных камер ЖРД ракеты-носителя «Энергия».
613
Приложение 2
1983 г. 12 марта впервые в стране проведено успешное огневое стендовое испытание экспериментального (тягой 250 т) ПУС с
эластичным опорным шарниром; цикл из 8 ОСИ, проведенных совместно с КБ «Южное» в 1983-1984 гг., позволил успешно разработать
и испытать ЭОШ для ПУС РДТТ первой ступени новой БР РТ-23 УТТХ (разработки КБ «Южное»).
1983-1995 гг. Начальник - главный конструктор КБ «Арсенал» - Ю.Ф.Валов.
1985 г. 23 января произведен успешный запуск первого модернизированного КА УС-ПМ (Е2М), изготовленного по документации,
разработанной КБ «Арсенал». Л.С.Фаломеев удостоен Государственной премии.
1987 г. 2 февраля и 10 июля произведены успешные запуски экспериментальных КА «Плазма-А» с ядерной термоэмиссионной
ЭУ и электрореактивной ДУ. 12 декабря произведен успешный запуск первого модернизированного КА УС-AM (ЕРМ).
1988 г. Изготовление, отработан и 25 мая произведен успешный запуск первого модернизированного КА УС-ПУ (Е2У). Е.И.Мали-
шевский удостоен Ленинской премии.
1989 г. «Арсенал» прекратил проектные работы по твердотопливным БР и в соответствии с договором ОСВ-1 ликвидировал все
оставшиеся БР Р-31 и РТ-2П в период до 1995 г. В составе КА 17Ф12 («Орлец») 26 июля проведено успешное испытание первого се-
рийного твердотопливного двигателя 17Д712 для торможения спускаемых космических капсул; данный двигатель используется до
настоящего времени. Ю.Ф.Валов удостоен Государственной премии.
1992 г. 22 декабря проведено успешное ОСИ РДТТ 15Д24П1 после 18 лет штатной эксплуатации в составе БР РТ-2П (для того вре-
мени - самый длительный в стране срок хранения крупногабаритного РДТТ; это позволило обосновать в дальнейшем возможность
продления срока эксплуатации РДТТ в составе БР до 20 лет).
1995 г. 20 декабря произведен успешный запуск КА УС-ПУ (Е2У) с дополнительно установленной научной аппаратурой «Конус-А»,
разработанной ФТИ им. А.Ф.Иоффе для проведения исследований всплесков космического гамма-излучения. (Научная аппаратура
«Конус-А» была установлена еще на двух КА УС-ПУ (Е2У), запущенных соответственно 25 декабря 1999 г. и 25 июня 2006 г., что обес-
печило продолжение космического эксперимента и получение новых научных данных.)
1995-1997 гг. Начальник - главный конструктор КБ «Арсенал» - Б.И.Полетаев.
1997-2009 гг. Генеральный директор - генеральный конструктор ФГУП «КБ «Арсенал» - Б.И.Полетаев.
2009 г. Директором - генеральным конструктором ФГУП «КБ «Арсенал» избран М.К.Сапего.
2012 г. Генеральным директором ФГУП «КБ «Арсенал» избран М.К.Сапего.
АО «Корпорация «ВНИИЭМ»
АО «Корпорация «ВНИИЭМ» представляет собой сложную интегрированную структуру, в состав которой входят предприятия (дочерние
общества) разработчиков и изготовителей инновационной продукции, обладающие ключевыми технологиями в области основной деятель-
ности: АО «НИИЭМ», ЗАО «Новатор», АО «НПО «Новатор», АО «МЗЭМА», ОАО «ПКП «ИРИС». Основными направлениями деятельности АО
«Корпорация «ВНИИЭМ» являются разработка и изготовление космических аппаратов дистанционного зондирования Земли и околоземного
пространства, а также для проведения фундаментальных научных исследований; электрооборудования комплексов контроля, управления и
защиты АЭС; специальных электромеханических устройств на электромагнитных подшипниках для газовой и нефтеперерабатывающей про-
мышленности; электрооборудования в интересах морского флота РФ; электромеханического оборудования, комплексов и систем служебного
назначения для КА различного назначения; испытательных вычислительных комплексов для наземной отработки КА. За истекшие годы у
предприятия накоплен богатый опыт в разработке, создании и запуске космических аппаратов. Всего было запущено около 90 космических
аппаратов разработки ВНИИЭМ.
1941 г. Приказом Наркомата электропромышленности СССР от 24 сентября для разработки и быстрейшего выпуска электротех-
нических средств для обороны столицы был создан завод № 627.
1941-1945 гг. За годы войны завод разрабатывал и создавал уникальное электрооборудование различного типа для авиации, радио-
локации, военно-морского флота, средств связи, разведчиков и партизан, ранее электропромышленностью не выпускавшиеся. Основную
часть продукции завода составляли разработанные его коллективом новые образцы военной электротехники, создававшиеся на базе
новых типов изоляции, лаков, металлокерамики, магнитов, также разработанных на заводе.
1944 г. Завод № 627 преобразован в Научно-исследовательский институт электромеханики (НИИ-627). ВНИИЭМ был первым в
стране заводом-институтом, в котором одновременно были развернуты научные, проектно-конструкторские подразделения и про-
изводство.
1945-1950 гг. Предприятие выполняло крупномасштабные работы в интересах обороны страны - разрабатывало электротехни-
ческое оборудование для стратегического бомбардировщика Ту-4, которое стало основой для развития отечественной авиационной
электромеханики. Для подводного флота было разработано электротехническое оборудование на переменном токе, обеспечившее
резкое повышение энерговооруженности подводных лодок.
1959 г. НИИ-627 переименован во Всесоюзный научно-исследовательский институт электромеханики (ВНИИЭМ).
1950-1960-е гг. В институте формируются новые научно-технические направления.
1960-е гг. На ВНИИЭМ возложено создание первых метеорологических спутников.
1961 г. ВНИИЭМ был награжден орденом Трудового Красного Знамени за разработку электротехнического оборудования ракет-
носителей.
1966 г. 25 июня выведен на орбиту первый экспериментальный метеорологический спутник «Космос-122».
1967 г. Запущены спутники «Космос-144» и «Космос-156». Таким образом, была создана первая оперативная космическая метеоро-
логическая система, которая в дальнейшем восполнялась аналогичными спутниками, получившими название «Метеор». Успешная реали-
зация этих космических проектов и определила место ВНИИЭМ в космической отрасли. В последующий период ВНИИЭМ создает несколько
поколений автоматических космических аппаратов серии «Метеор», «Метеор-Природа», «Ресурс-01» для нужд гидрометеорологии, ис-
следования природных ресурсов Земли и экологического мониторинга, первый в России геостационарный гидрометеорологический кос-
мический аппарат «Электро», а также КА высокодетального дистанционного зондирования Земли «Канопус-В» и др.
1986 г. Предприятие награждено орденом Ленина за создание электрооборудования для подводного флота.
1992 г. ВНИИЭМ преобразован в Научно-производственное предприятие Всероссийский научно-исследовательский институт элек-
тромеханики с заводом (НПП ВНИИЭМ).
1996 г. НПП ВНИИЭМ присвоено имя А.Г.Иосифьяна.
1998 г. НПП ВНИИЭМ переименован в Федеральное государственное унитарное предприятие «Научно-производственное пред-
приятие - Всероссийский научно-исследовательский институт электромеханики с заводом имени А.Г.Иосифьяна» (НПП ВНИИЭМ).
614
Предприятия, организации, учреждения
2002 г. Присвоено сокращенное наименование ФГУП «НПП ВНИИЭМ».
2011 г. Проведена реорганизация путем преобразования в Открытое акционерное общество «Научно-производственная корпорация
«Космические системы мониторинга, информационно-управляющие и электромеханические комплексы» имени А.Г.Иосифьяна» (ОАО
«Корпорация «ВНИИЭМ»). ВНИИЭМ награжден Почетной грамотой Правительства РФ за большой вклад в создание специальной тех-
ники и достигнутые трудовые успехи.
2015 г. Наименование изменено на Акционерное общество «Научно-производственная корпорация «Космические системы мони-
торинга, информационно-управляющие и электромеханические комплексы» имени А.Г.Иосифьяна» (АО «Корпорация «ВНИИЭМ»).
2016 г. Предприятию вручена Благодарность Президента Российской Федерации за большой вклад в развитие ракетно-космической
промышленности, укрепление обороноспособности страны.
«Воронежский механический завод» - филиал ФГУП «ГКНПЦ им. М.В.Хруничева»
1928 г. 1 октября основан Воронежский механический завод как завод «Триер» для выпуска зерноочистительных машин «триер».
1931-1940 г Предприятие называлось Государственный союзный дизелестроительный завод им. И.В.Сталина.
1931 г. Проведена небольшая реконструкция завода, после чего он перешел на производство дизелей и к середине 1930-х гг. стал
крупным дизелестроительным предприятием союзного значения.
1940 г. В интересах повышения обороноспособности страны завод переведен на изготовление легких авиационных моторов.
1941 г. Предприятию дано наименование Государственный союзный завод № 154 им. И.В.Сталина.
1941-1945 гг. Завод эвакуирован в Среднюю Азию, где выпустил свыше 15 тыс. моторов М-11, которые ставились на самолеты
ПО-2.
1945 г. После войны завод вернулся в г. Воронеж и в короткий период освоил производство авиадвигателей АШ-62ИР, АИ-14Р,
М-14В26 и др. Завод выпустил семейства этих двигателей различной мощности и модификации. Завод награжден орденом Трудового
Красного Знамени.
Середина 1950-х гг. Заводом освоены и серийно выпускались ЖРД, предназначенные для военной и космической техники.
1961-1998 гг. Предприятие переименовано в Воронежский механический завод (п/я А-1872).
1976 г. Завод награжден орденом Октябрьской Революции.
1998 г. Наименование предприятия - ФГУП «Воронежский механический завод». К концу XX в. ВМЗ стал лидером по изготовлению
ЖРД.
Сегодня ВМЗ производит продукцию для различных отраслей промышленности: ракетно-космической, авиационной, железнодо-
рожной и нефтегазовой. Неоднократно удостоен премий Правительства России в области науки и техники, а также в области качества.
Высокий уровень выпускаемой продукции подтвержден сертификацией по ISO 9001 Международной организации по стандартизации.
ГНЦ РФ АО «ГНИИХТЭОС»
1945 г. Постановлением Совета Народных Комиссаров СССР от № 3128/943 от 21 декабря 1945 г. создан Государственный на-
учно-исследовательский институт химии и технологии элементоорганических соединений (в наст, время Государственный научный
центр РФ Акционерное общество «Государственный Ордена Трудового Красного Знамени научно-исследовательский институт химии
и технологии элементоорганических соединений» - ГНЦ РФ АО «ГНИИХТЭОС»).
1949-1951 гг. Организованы производство и выпуск антидетонаторов моторных топлив на основе тетраэтилсвинца.
1951 г. Начаты работы по кремнийорганической и металлоорганической тематике.
1951-1957 гг. Организованы производство и выпуск карбонилов металлов и материалов.
1952-1955 гг. Разработана технология алюминийорганических и оловоорганических соединений. Создано собственное конструкторское
бюро. Количество производств по разработанным в институте технологиям на Дзержинском опытном заводе достигло 30.
1952-1965 гг. Разработана технология и организовано производство перекиси водорода антрахинонным способом. Впоследствии
лицензия на данное производство проданы в Польшу, Турцию, Швецию и Чехословакию.
1962-1975 гг. Создано производство алюминийорганических соединений для катализаторов полимеризации олефинов и синтеза
высших спиртов. Впоследствии лицензия на данный процесс продана в Болгарию, Венгрию.
1964 г. Начаты работы по разработке технологии получения германийорганических соединений.
1965-1968 гг. Создано производство оловоорганичеких соединений.
1970-1980 гг. Создана технология и организовано производство крупнотоннажного алюминиевого порошка марок АСД-1, АСД-4,
АСД-6 и других в г. Волгограде.
1975-1990 гг. Разработана технология и организовано отечественное производство гидрида алюминия в г. Новаи.
1979-1980 гг. Организовано производство арсина и фосфина.
1978 г. Начаты фундаментальные исследования с разработкой технологии получения и организовано производство специальных
химических изделий для нужд обороны России.
1981-1984 гг. Организовано производство производных ферроцена.
АО «Златмаш»
АО «Златмаш» - самое крупное машиностроительное предприятие Челябинской области по объемам государственного оборонного
заказа. Предприятие возглавляет А.В.Лобанов.
1939 г. Основан Златоустовский машиностроительный завод как предприятие по изготовлению стрелкового оружия.
1941-1845 гг. Круглосуточно велось строительство заводских корпусов. В цехах шла напряженная работа по освоению и выпуску
оружия: авиационных пулеметов и пушек, автоматов и противотанковых ружей, станковых пулеметов.
1945 г. Завод за самоотверженный труд и успешное выполнение правительственных заданий по выпуску пулеметно-пушечного
вооружения для Красной Армии был награжден орденом Ленина.
1947 г. На заводе началась ракетная тематика.
1955-1959 гг. На заводе работал главный конструктор В.П.Макеев.
615
Приложение 2
1969 г. За заслуги в создании и производстве новой техники коллектив предприятия награжден орденом Трудового Красного Знамени.
1978 г. Предприятие награждено орденом Октябрьской Революции.
1983-1989 гг. На Златоустовском машиностроительном заводе выпускались первая твердотопливная БРПЛ для комплекса «Тай-
фун».
2000-е гг. Велись работы по новой модификации ракеты третьего поколения РСМ-54. которая получила название «Синева».
2007 г. 9 июля ракета принята на вооружение.
2008 г. Завод приступил к изготовлению транспортно-заряжающих машин для зенитно-ракетного комплекса «Печора-2М». крано-
манипуляторных установок к зенитному пушечно-ракетному комплексу «Панцирь-С1».
2009 г. Завод приступил к изготовлению опорно-поворотных устройств для телескопов, которые являются составной частью мощ-
ного оптико-электронного комплекса для контроля космического пространства.
2012 г. Для обеспечения выполнения государственного оборонного заказа на предприятии начаты работы по реконструкции со
значительным обновлением производственных фондов.
ОАО «ИПРОМАШПРОМ»
1937 г. 11 ноября постановлением Совета Народных Комиссаров СССР был создан Государственный союзный проектный институт
№ 7 (ГСПИ-7). Задачи, поставленные перед институтом: разработка проектов строительства новых заводов промышленности воору-
жения, реконструкции и расширения действующих; разработка и внедрение технологии производства изделий военной промышлен-
ности; научно-исследовательские работы.
1937-1941 гг. Директор института - И.П.Корчагин.
1941 г. В октябре институт эвакуирован в г. Свердловск. Созданы 23 комплексные бригады проектировщиков, работающие непо-
средственно на новых площадках эвакуированных заводов: сроки разработки проектов сократились в 2-3 раза. Идет работа над пе-
репрофилированием гражданских зданий в предприятия военного производства, сбор средств для одного из воинских подразделений.
Предприятие получило телеграмму от И.В.Сталина с благодарностью коллективу за собранные деньги.
1941-1952 гг. Директор института - Г.А.Дунаев.
1943 г. Институт вернулся в Москву. Новые задачи - восстановление заводов, бывших в зоне военных действий или во временной
оккупации, проектирование жилья и культурно-бытовых зданий. Выполнены первые НИР, нормативные и руководящие материалы по
проектированию.
1946-1950 гг. Созданы экспериментальные базы, уникальные лаборатории и сооружения для освоения новых видов вооружения
и оборонной техники для главных конструкторов С.П.Королева, В.П.Глушко, А.М.Исаева, А.Н.Пилюгина и др. Идет проектирование пер-
вой испытательной станции огневых испытаний ступеней и блоков ракет в НИИ-229 - филиале 2 НИИ-88 в пос. Новостройка Загорского
района Московской обл., первая испытательная станция в НИИ-229.
1949 г. В декабре состоялись первые испытания на стенде ИС-1 в НИИ-229 (в дальнейшем «НИИХИММАШ»). Объект испытания -
ракеты Р-1 КБ С.П.Королева.
1951-1955 гг. Ведется интенсивная работа по созданию экспериментальной базы отрасли.
1952 г. Идет проектирование испытательной базы Южного машиностроительного завода, г. Днепропетровск. Начаты работы по соз-
данию уникального стендового комплекса ИС-102 на экспериментально-испытательной базе ракетной техники НИИ-229 (НИИХИММАШ)
в Московской области, пос. Новостройка (ныне г. Пересвет). Мощность стенда -1200 т.е. Компоненты топлива: жидкий кислород +
РГ-1 и др. Конструкторами Института создано уникальное нестандартизированное оборудование. Испытательная станция Златоустов-
ского машиностроительного завода, Челябинская обл.: стенды огневых испытаний ЖРД, узлов, агрегатов (камер сгорания, газогене-
раторов) на компонентах топлива АТ, ТГ-02.
1952-1955 гг. Директор института - С.А.Глазов.
1953 г. Ведется проектирование и строительство стендовых комплексов ИС-103 и ИС-104 на площадке НИИ-229 (НИИХИММАШ),
испытания морских ракет, зенитных управляемых ракет и ракетных двигателей. Испытательная станция Усть-Катавского вагонострои-
тельного завода, Челябинская обл.: серийные огневые испытания ЖРД.
1955 г. Комплекс сооружений стенда № 5 (ИС-105) в НИИ-229 (НИИХИММАШ) для огневых испытаний ЖРД. Пекинская база
ракетной техники: проектирование станций огневых испытаний двигателей и стендов для испытаний зенитных и баллистических
ракет средней дальности для КНР. Испытательная станция ЖРД и их агрегатов Красноярского машиностроительного завода,
г. Железногорск, Красноярский край. Стенды № 2 и № 3 ОКБ-456 главного конструктора В.П.Глушко (АО «НПО «Энергомаш»),
г. Химки, Московская обл. Приморский филиал ОКБ-456 (АО «НПО «Энергомаш»), г. Приморск, Ленинградская обл. Испытательная
база: огневые испытания ЖРД, проливочные (холодные) испытания узлов и агрегатов ЖРД, компонент: жидкий кислород; ре-
сурсные и доводочные огневые испытания ЖРД, компоненты топлива: жидкий кислород, циклин; испытания узлов и агрегатов на
компонентах: жидкий и газообразный фтор. НИИ машиностроения (филиал НИИ ТП), г. Нижняя Салда, Свердловская обл.: отра-
ботка двигателей малых тяг в импульсных и непрерывных режимах; разработка уникальных лабораторий по отработке конструкций
новой ракетной техники.
1955-1958 гг. Директор института - Г.А.Дунаев.
1956 г. В июле комплекс сдан в эксплуатацию. На комплексе ИС-102 проводилась отработка ракеты-носителя Р-7 («Восток»), вы-
ведшей на орбиту первый искусственный спутник Земли. В последующие годы на комплексе проводились испытания изделий главных
конструкторов В.Н.Челомея, М.К.Янгеля, В.П.Мишина, В.Ф.Уткина и др.: ракет Р-9, ГР-1, PH Н1, РН «Протон», РН «Зенит», блока «А»
РН «Энергия». Проводилась отработка отдельных систем изделия «Энергия - Буран» и перспективных изделий «Русь», «Ангара».
1958-1978 гг. Директор института - Ф.Г.Титенков.
1961-1965 гг. Проектирование объектов для отработки космической системы Н-1, разрабатываемой ОКБ-1 (ОАО «РКК «Энергия»)
под руководством С.П.Королева совместно с главным конструктором двигателей Н.Д.Кузнецовым, главным конструктором систем
управления Н.А.Пилюгиным, главным конструктором стартового комплекса В.П.Барминым. Н-1 - уникальная система, носитель кос-
мического корабля с тремя космонавтами для высадки их на Луну и возвращения их на землю. Для проведения сборочно-сварочных
работ и контрольных гидропневмоиспытаний проектируется уникальный МИК на площадке 112 космодрома Байконур. Одновременно
выполняются проектные работы по системе Н-1 для ОКБ-1 (НПО «Энергия») и завода «Прогресс», г. Самара. НИИХИММАШ (ФГУП
«НИЦ РКП»): проектирование первого в Советском Союзе комплекса стендовых сооружений для испытания высотных двигателей,
агрегатов и узлов на компонентах «жидкий кислород + жидкий водород; разработана рабочая документация на строительство водо-
616
Предприятия, организации, учреждения
родного завода производительностью 1200 т жидкого водорода в год; проектируется первая в Советском Союзе уникальная теплова-
куумная камера ВК-600 для испытания космических скафандров с участием космонавта.
1965 г. Ленинская премия за создание уникальных комплексов и лабораторий по отработке и испытанию жидкостных ракетных
двигателей и баллистических ракет сотрудникам института: Ф.Г.Титенкову, А.Ф.Утыро, К.Н.Васильеву, Н.Л.Клыкову, Л.Н.Бурову.
1966-1970 гг. Приморский филиал КБ «Энергомаш»: реконструкция стенда № 101, рабочее место РМ-2 для испытаний разгонного
блока спутника связи, обеспечивающего прямое телевидение на всей территории СССР. НИИ тепловых процессов, г. Москва: стенды
для моделирования рабочих процессов в ядерном двигателе; лаборатория с установкой ускорителя электронов большой мощности.
ЦНИИМАШ (НИИ-88, ФГУП «ЦНИИ машиностроения»), г. Королев, Московская обл.: комплекс лабораторий исследования газодина-
мических, акустических и тепловых процессов при старте. НИИХИММАШ (НИИ-229, ФКП «НИЦ РКП»), г. Пересвет, Московская обл.:
кислородно-водородный комплекс ИС-106;стенд В5 на 4 рабочих места; автономная отработка СЭП космических аппаратов, их агре-
гатов, узлов, баков, арматуры на компонентах жидкий кислород, жидкий водород. НИИ «Машиностроения» (филиал НИИ ТП),
г. Нижняя Салда, Свердловская обл.: стенд 201; огневые испытания ЖРД.
1969 г Институт награжден Орденом Трудового Красного Знамени. Премия Совета Министров за проект сборочного корпуса
№ 160 для завода им. М.В.Хруничева.
1971-1980 гг. Развитие экспериментальной базы отрасли для наземной отработки РКТ. Разработка проектов строительства и рекон-
струкции объектов для создания МРКС «Энергия - Буран»: комплекс тепловакуумной отработки РКТ КИ-2 с установкой двух теплова-
куумных камер КВИИ ГКИ для испытаний космических аппаратов в вертикальном и горизонтальном положениях; в составе комплекса
проектируется производство жидкого азота для охлаждения камер и параллельно жидкого кислорода и аргона. ЦНИИ машиностроения
(НИИ-88): комплекс аэрогазодинамических установок для исследования процессов обтекания, устойчивости, теплозащиты КА, опреде-
ления аэрогазодинамических характеристик тяжелых PH и КА на всех участках траектории полета; КТПИ в составе трех железобетонных
боксов для статических испытаний крупногабаритных натурных баковых конструкций и корпусов ракет. ГКНПЦ им. М.В.Хруничева,
г. Москва: сборочный корпус № 160 - сборка орбитальных пилотируемых станций; сборочно-комплектовочный комплекс для сборки, ис-
пытания и хранения твердотопливных ракет стратегического назначения; СКК для КР со сборкой, заправкой жидким топливом, ампули-
зацией и контрольными испытаниями. НИИ машиностроения (филиал НИИ ТП), г. Нижняя Салда, Свердловская обл.: стенд 301, ресурсные
испытания кислородно-водородных двигателей больших тяг. КБ «Энергомаш» (АО «НПО «Энергомаш»), г. Химки, Московская обл.: ре-
конструкция стендов № 1 и № 2 под испытания двигателей первой ступени PH «Энергия» и «Зенит». ФГУП «КБ «Химмаш»), г. Королев,
Московская обл.: отдел 15-7 стендов, огневые испытания ЖРД, агрегатов, узлов (КС, ГГ, дроссели) на компонентах АТ, АК, НДМГ; отдел 16 -
ресурсные испытания двигателей малых тяг; 12 стендов - огневые испытания ЖРД МТ; экспериментальные изделия для научно-техни-
ческих исследований. НИО-9 - Филиал КБ «Химмаш» им. А.М.Исаева, пос. Фаустово, Московская обл.: испытательные комплексы 301,
301 Л, 302 - экспериментальная отработка ЖРД, ТНА, ГГ. ОАО КБХА, г. Воронеж: испытательная станция КБ Химавтоматики в составе
26 стендов для холодных испытаний деталей, узлов, агрегатов изделий и 6 стендов для огневых стендов ЖРД. ОАО «РКК «Энергия»
им. С.П. Королева», г. Королев, Московская обл.: испытательные средства по отработке ЖРД, их узлов и агрегатов: корпус комплексных
испытаний № 57, корпус агрегатных испытаний № 57-3. ФГУП «ОКБ «Факел», г. Королев, Московская обл.: экспериментальная испыта-
тельная база по отработке ЖРД малых тяг, ЭРД и ЭРДУ для космических установок различного направления.
1978-1980 гг. Директор института - Ю.Д.Лобанов.
1980-1983 гг. Директор института - Н.Т.Семенов.
1981-1990 гг. ПО «Полет», г. Омск: ресурсные испытания ЖРД больших тяг - 800 т.е., огневые испытания ЖРД. УКСС, космодром
Байконур, площадки 250 и 250А: I этап - стенд - испытание изд. 11К25 (PH «Энергия), II этап - старт - пуск изд. 11Ф36 (система «Энер-
гия - Буран»); испытания изделия 11К25.
1983-1991 гг. Директор института - В.А.Суров.
1991-1996 гг. Директор института - О.А.Черноморец.
1991-2000 гг. АО «НПО «Энергомаш»: доработка сооружения 1 с целью повышения безопасности; реконструкция (восстановление)
сооружения 2. Испытательная станция Красмашзавода - «Химзавод»: комплекс гидрогенизации гептила. НИИМАШ: комплекс гидро-
генизации гептила.
1996-2006 гг. Директор института - В.Ю.Новожилов.
2001-2015 гг. КБ «Салют» (ГКНПЦ им. М.В.Хруничева) на площадке «Фаустово»: реконструкция и модернизация технологических
систем в корпусах № 306 и № 309; системы АТ и НДМГ. ФКП «НИЦ РКП» (НИИХИММАШ): доработка комплекса ИС-102 для проведения ис-
пытаний изделия PH «Русь»; проект хранилища пероксида водорода на площадке 250а космодрома Байконур. ЦНИИМАШ: реконструкция
и техническое перевооружение испытательной базы и комплекса ЦУП-М. Испытательный комплекс ОАО «КБХА»: реконструкция стенда
№ 50, хранилища «О», хранилища «Г». Центр Келдыша (НИИ ТП): реконструкция и техперевооружение стендово-испытательной базы. ГНП
РКЦ «ЦСКБ-Прогресс»: реконструкция и техническое перевооружение производственной и испытательной базы для PH «Союз-2», «Ре-
сурс-ДК», «Персона». ФКП «НИЦ РКП»: реконструкция ИС-102 под изделие «Ангара». НПО машиностроения: реконструкция и техническое
перевооружение производственной и испытательной баз. ФГУП «Воткинский завод»: реконструкция и техническое обеспечение перево-
оружения для обеспечения выпуска перспективных изделий РКТ. КБ Химмаш им. А.М.Исаева - филиал НИО-9, «Фаустово»: расширение
сооружения 302 для проведения огневых испытаний ЖРД МТ, проектирование трех новых стендов тягой до 20 кг. ФКП «НИЦ РКП»: рекон-
струкция и техническое перевооружение комплекса ИС-106 и водородной производственной базы. ФКП «НИЦ РКП»: подготовка ИС-102 к
проведению испытаний блока I ступени PH СКПГ (ОКР «Русь-М»); подготовка ИС-106 к проведению испытаний блока второй ступени PH
СКПГ (ОКР «Русь-М»).
2006 г. Директором института избран И.А.Якушкин.
2016 г. - н.в. ФКП «НИЦ РКП»: реконструкция и техническое перевооружение комплекса ИС-101 под перспективные изделия; рекон-
струкция и техперевооружение комплекса ИС-106 под перспективные изделия; создание новых рабочих мест на стендах В2 и ВЗ; рекон-
струкция и техническое перевооружение комплекса ИС-102 под перспективные изделия и компоненты ракетного топлива.
ПАО «НПО «Искра»
26 декабря 1955 г. Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР № 2132-1157 на СКБ-172 артиллерийского вооружения
Пермского машиностроительного завода им. В.И.Ленина были возложены работы по созданию образцов ракетной техники. В 1966г.
СКБ-172 преобразовано в КБ машиностроения, в 1975 г. - в ПО «Искра», в 1987 г. - в НПО «Искра», в 1996 г. предприятие акциониро-
вано и с 2014 г. именуется ПАО «НПО «Искра».
617
Приложение 2
За 60 лет существования коллективом предприятия создано более 40 твердотопливных двигателей для ракетных комплексов глав-
ных и генеральных конструкторов, академиков С.П.Королева, М.К.Янгеля, В.Ф.Уткина, В.Н.Челомея, В.П.Макеева, Ю.С.Соломонова и
их преемников. Среди наиболее важных научно-технических достижений в области создания твердотопливных ракетных двигателей,
определяющих приоритет предприятия, двигатели высотных ступеней сверхмалого удлинения, управляемые поворотные сопла с вы-
двигаемыми насадками, высокоэффективные корпуса из композиционных материалов, серия высоконадежных РДТТ специального
назначения для РКС «Энергия - Буран» и стартово-разгонные ступени крылатых ракет, сопловые насадки из углерод-углеродных ком-
позиционных материалов для жидкостных ракетных двигателей. НПО «Искра» участвует практически во всех программах создания пер-
спективных стратегических ракетных комплексов, в т.ч. ранее - «Тайфун», «Молодец», сейчас - «Тополь-М», «Ярс», «Булава», а также
КР «Гранит», «БраМос» и др., и до настоящего времени является мировым лидером в создании уникальных раздвижных сопел, обладая
пакетом из более чем 200 изобретений. Профессионализм и репутация пермских специалистов твердотопливного двигателестроения
уже сегодня обеспечили заказами предприятие на ближайшую пятилетку.
Реализуя конверсионную программу, НПО «Искра» с 1993 г. приступило к разработкам и производству наукоемкого импортоза-
мещающего оборудования для топливно-энергетического комплекса. Пермские газоперекачивающие агрегаты сегодня составляют
основу на компрессорных станциях газотранспортных систем Газпрома. Изготовлено свыше 500 агрегатов разработки НПО «Искра»
различных модификаций мощностью 4-32 МВт для линейных и дожимных компрессорных станций, для станций подземного хранения
газа. В1997 г. предприятие приступило к созданию центробежных компрессоров собственной разработки. Газотранспортным и неф-
техимическим предприятиям поставлено 6олее200 компрессоров.
Приоритетным направлением деятельности предприятия являются изобретательство и создание объектов интеллектуальной собст-
венности. Высокий творческий потенциал коллектива НПО «Искра» подтвержден более чем 2000 патентами и авторскими свидетель-
ствами на изобретения, более чем 90 медалями и призами Международных салонов изобретений и инноваций в Брюсселе, Женеве,
Париже, Москве, Сеуле, Лионе, Куала-Лумпуре, Севастополе, Белграде. Семь разработок предприятия отмечены Золотыми знаками
качества «Российская марка».
Запатентованный товарный знак является брэндом НПО «Искра» и хорошо известен как у нас в стране, так и за рубежом.
Объединение награждено орденом Трудового Красного Знамени (1982 г.) за большой вклад в разработку, проведение испытаний
и освоение серийного производства комплекса специальной техники, орденом Циолковского (2008 г.) за большой вклад в разработку
и реализацию проектов и программ ракетно-космической отрасли СССР и России. Труд более 40 работников отмечен высокими госу-
дарственными наградами.
АО КБХА, г. Воронеж
История Конструкторского бюро химавтоматики берет свое начало в суровом 1941 г. Образованное в первые месяцы Великой Оте-
чественной войны, ОКБ-296 (позже ОКБ-154, а ныне КБХА) приступило к созданию агрегатов для боевой авиационной техники и внесло
значимый вклад в Победу над фашизмом. Основателем и главным конструктором КБ с 1941 по 1965 г. был С.А.Косберг - Герой Со-
циалистического Труда, лауреат Ленинской премии, д.т.н.
Первоначальный опыт, накопленный в тяжелых условиях эвакуации, стал фундаментом для создания предприятия с мировым
именем в области разработки жидкостных ракетных двигателей для ракет космического и стратегического назначения.
В тесном содружестве с отечественными первопроходцами ракетостроения коллектив ОКБ-154 в 1950-е гг. активно включился в создание
ЖРД для знаменитых ракет-носителей главного конструктора С.П.Королева «Луна», «Восток», «Молния», «Восход». Первые полеты к Луне,
запуск ЮАГагарина в космос, первый выход человека в космос, первые групповые полеты космонавтов - эти и многие другие исторические
задачи были решены с использованием ЖРД разработки ОКБ-154, переименованного впоследствии в КБХА.
С 1965 по 1993 г. коллективом КБХА руководил главный конструктор А.Д.Конопатов - Герой Социалистического Труда, лауреат
Ленинской и Государственной премий, д.т.н., профессор, академик РАН.
С1993 по 2015 г. коллективом КБХА руководил генеральный конструктор - генеральный директор В.С.Рачук - лауреат Государст-
венной премии РФ и премии Правительства РФ, д.т.н., профессор, заслуженный конструктор РФ, академик Международной академии
астронавтики и Академии космонавтики им. К.Э.Циолковского.
Вот уже более 40 лет КБХА разрабатывает совершенные и мощные ЖРД для ракеты-носителя Протон» и МБР сухопутного и мор-
ского базирования Р-9А, РС-10, РС-10М, РС-18, РС-20А, РС-20Б, РС-20В, РСМ-54. Многие из них продолжают нести боевое дежурство,
обеспечивая ракетно-ядерный паритет с США. Каждый вновь разработанный двигатель отличается от предыдущего лучшими энерге-
тическими характеристиками, большим совершенством и удобством эксплуатации.
Предприятие более полувека занимается разработкой ЖРД, из них около 45 лет разрабатывает ракетные двигатели с использо-
ванием в качестве горючего (рабочего тела) жидкого водорода. За это время созданы:
-	единственный в стране ядерный ракетный двигатель 11Б91 (РД-0410);
-	самый мощный в стране однокамерный кислородно-водородный ЖРД РД-0120 тягой 200 тс для второй ступени универсального
многоразового ракетно-космического комплекса «Энергия - Буран»;
-	гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель 58Л, достигший в полете скорости 6,5 М;
-	первый отечественный безгенераторный ЖРД РД-0146 для разгонных блоков.
В КБХА создан мощный СО2-газодинамический лазер. Все это свидетельствует о широте научных исследований и потенциале
предприятия.
Много раз предприятие выступало в роли первопроходца ракетно-космической техники. PH «Союз» до сих пор выводит в космос
пилотируемые и грузовые корабли. Стоят на боевом дежурстве в РВСН МБР РС-18, РС-20А, РС-20В. Ракетные подводные крейсеры
стратегического назначения ВМФ оснащены ракетами РСМ-54. Выводят на орбиту космические аппараты конверсионные PH «Рокот»,
«Днепр», «Штиль», «Стрела». Пуски ракет различного назначения обеспечили более 7000 экземпляров ЖРД, а всего на серийных за-
водах страны изготовлено более 20 тыс. экземпляров двигателей разработки КБХА.
С октября 2015 г. АО КБХА возглавляет исполнительный директор А.В.Камышев. В настоящее время начата летная эксплуатация
первого в постсоветской России кислородно-керосинового двигателя 14Д23 для PH «Союз-2», начаты летные испытания кислородно-
керосинового двигателя РД-0124А в составе PH семейства «Ангара», летные испытания рулевого ЖРД 14Д24 в составе первой ступени
легкой PH «Союз-2.1 в».
Продолжается отработка кислородно-водородного ЖРД РД-0146Д для кислородно-водородного блока тяжелого класса PH «Ан-
гара», ведутся успешные работы по ЖРД на сжиженном природном газе и кислороде. Завершен большой цикл исследовательских
618
Предприятия, организации, учреждения
работ и огневых испытаний по созданию трехкомпонентного двигателя; проведена работа по переводу серийных двигателей МРБ с
токсических компонентов топлива на экологически чистые.
В постсоветский период предприятием накоплен большой опыт международного сотрудничества в области разработки ракетных
двигателей с ведущими фирмами США, Франции, Германии, Италии.
«КБхиммаш» имени А.М.Исаева» - филиал ФГУП «ГКНПЦ им. М.В.Хруничева»
Коллектив Конструкторского бюро химического машиностроения (КБхиммаш) ведет свое начало от подразделения, созданного
для разработки жидкостных ракетных двигателей, образованного 21 июня 1943 г. на авиационном заводе № 293. Это подразделение
возглавил А.М.Исаев, будущий Главный конструктор жидкостных ракетных двигателей, один из основоположников ракетного двига-
телестроения.
В июне 1946 г. подразделение А.М.Исаева перевели в НИИ-1, а спустя 2 года - в НИИ-88, где оно стало отделом 9 ОКБ. В марте
1952 г. в НИИ-88 были созданы два ОКБ по разработке ЖРД для зенитных управляемых ракет:
-	ОКБ-2 на базе отдела 9 (главный конструктор - А.М.Исаев),
-	ОКБ-3 (главный конструктор - Д.Д.Севрук).
В декабре 1958 г. приказом ГКОТ ОКБ-2 и ОКБ-3 были объединены в одно подразделение - ОКБ-2 во главе с А.М.Исаевым. 16 ян-
варя 1959 г. ОКБ-2 было выделено из состава НИИ-88 в самостоятельную организацию.
За выполнение правительственных заданий предприятие было награждено орденами Трудового Красного Знамени (1961 г.) и Ок-
тябрьской Революции (1975 г.). Ряд разработок предприятия отмечен Ленинскими и Государственными премиями.
В 1967 г. ОКБ-2 переименовано в Конструкторское бюро химического машиностроения. В1991 г. Конструкторскому бюро хими-
ческого машиностроения было присвоено имя А.М.Исаева.
КБ Химмаш входит в систему предприятий Федерального космического агентства и является одним из ведущих предприятий Рос-
сии в области разработки, изготовления и испытаний жидкостных ракетных двигателей, двигательных установок и жидкостных ра-
кетных двигателей малой тяги.
Предприятие состоит из конструкторского бюро, отделений опытного производства, комплекса технологических отделов и лабораторно-
испытательной базы, что обеспечивает практически полный цикл работ по созданию двигателей и двигательных установок.
АО «Климов»
Основан в 1914 г. в Петрограде как Акционерное общество «Русский Рено». Основными видами его деятельности были сборка и
ремонт, а в дальнейшем - производство автомобилей и авиационных двигателей фирмы «Рено». Поршневые двигатели «Рено 12Ге»
устанавливались на первых в мире тяжелых 4-моторных бомбардировщиках И.И.Сикорского «Илья Муромец». В 1927 г. под новым
названием «Красный Октябрь» завод начал производить двигатели для тракторов, детали и узлы для танков Т-26 и Т-28, артиллерий-
ские снаряды, первые советские мотоциклы Л-300.
Свою деятельность в авиации завод начал с ремонта двигателей М-5. С началом Великой Отечественной войны завод эвакуируется
в Уфу, куда также эвакуируются Рыбинский авиамоторный завод № 26 и ОКБ, руководимое В.Я.Климовым. Здесь налаживается про-
изводство авиационных двигателей М-105 (в дальнейшем ВК-105), продолжаются работы по созданию более мощных модификаций.
По количеству произведенных двигателей семейства М-100-ВК-107 (около 100000 шт.) завод превосходил все другие предприятия
СССР.
После окончания войны на базе кадров Уфимского завода были созданы авиамоторные заводы в Уфе, Рыбинске, Ленинграде. В
1946 г. в Ленинграде, на территории бывшего завода «Красный Октябрь», создано ОКБ, возглавляемое В.Я.Климовым. Заводу присвоен
номер 117, на последующие годы закрепленный в названии двигателей разработки ОКБ. Название «Красный Октябрь» перешло к се-
рийному заводу № 466.
На заводе № 117 создается первый крупносерийный турбореактивный двигатель отечественного производства ВК-1. Двигатель
устанавливался на истребителях МиГ-15, МиГ-17, фронтовых бомбардировщиках Ил-28 и на ряде других военных самолетов. Двигатель
ВК-1 и его модификации серийно производились до 1958 г. на заводах СССР, а также в Польше, Чехословакии, Китае. Всего было из-
готовлено около 20000 двигателей.
В1960 г. главным конструктором ОКБ и руководителем предприятия становится С.П.Изотов. «Визитной карточкой» завода стано-
вятся газотурбинные двигатели для вертолетов. С1959 по 1963 г. в ОКБ разрабатывается газотурбинный двигатель ГТД-350 для легкого
вертолета Ми-2 ОКБ М.Л.Миля. За весь период серийного производства изготовлено около 15000 двигателей.
С 1959 по 1964 г. в ОКБ разрабатывается газотурбинный двигатель ТВ2-117 для вертолета среднего класса Ми-8 ОКБ М.Л.Миля.
Всего изготовлено более 22000 двигателей.
В 1963 г. заводу присваивается имя В.Я.Климова. С 1965 по 1972 г. в ОКБ разрабатывается газотурбинный двигатель ТВЗ-117,
предназначенный для вертолетов среднего класса Ми-24 и Ми-14 ОКБ М.Л.Миля и Ка-27 и Ка-32 ОКБ Н.И.Камова. Всего изготовлено
около 25000 двигателей ТВЗ-117 различных модификаций. Одновременно с проектированием газотурбинных вертолетных двигателей
ОКБ вело разработку главных вертолетных редукторов. Двигатели ГТД-350, ТВ2-117 и ТВЗ-117 применяются в двухдвигательных си-
ловых установках вертолетов. Всего изготовлено около 30000 редукторов всех типов.
Деятельность ОКБ по созданию жидкостных ракетных двигателей долгое время оставалась известной только в узких кругах спе-
циалистов. С1963 по 1967 г. в ОКБ разрабатывается двигательная установка 8Д419 для второй ступени МБР разработки ОКБ Н.В.Че-
ломея УР-100(8К84). Серийное производство было организовано на Омском моторостроительном заводе им. П.И.Баранова и на
Ленинградском заводе «Красный Октябрь». УР-100 была самой массовой МБР в РВСН СССР. УР-100 и УР-100М стояли на вооружении
с 1967 по 1993 г.
С 1970 г. на вооружение поступают улучшенные ракеты УР-ЮОУТТХ (8К84УТТХ), с 1972 по 1993 г. - ракеты УР-100К (15А20), с
1974 по 1993 УР-100У (15А20У) максимальным количеством 440 ед. В 1960-е гг. в ОКБ разрабатывается ЖРД 5Д12 (5Д67) для второй
ступени зенитной ракеты 5В28 разработки ОКБ П.Д.Грушина комплекса С-200. Серийное производство было организовано на Ленин-
градском заводе «Красный Октябрь». ЗРК С-200 был принят на вооружение в 1967 г. В1969 г. за создание жидкостных ракетных дви-
гателей для МБР завод им. В.Я.Климова награжден орденом Ленина.
С 1967 г. ОКБ разрабатывает газотурбинный двигатель ГТД-ЮООТ для танка Т-80. С 1976 г. на вооружение поступает танк Т-80,
который с 1980 г. оснащается двигателем ГТД-ЮООТФ увеличенной мощности. С1986 г. на вооружение поступает танк Т-80У с дви-
619
Приложение 2
гателем ГТД-1250 увеличенной мощности. Всего было изготовлено более 10000 двигателей всех модификаций. В1977 г. за создание
газотурбинного двигателя ГТД-ЮООТ для танка Т-80 завод награжден орденом Октябрьской Революции.
С 1971 в ОКБ начинаются работы над двигателем для фронтового истребителя 4-го поколения МиГ-29, который с 1984 г. начал
поступать на вооружение. Всего было изготовлено около 3500 двигателей РД-33.
С 1983 по 1988 г. генеральным конструктором и генеральным директором завода был В.Г.Степанов, с 1988 по 2003 г. - А.А.Сар-
кисов. В этот период на заводе велись работы по созданию турбовинтового двигателя ТВ 7-117С для самолета МВЛ Ил-114 и его мо-
дификаций для других самолетов и вертолетов, модификаций двигателей семейства ТВЗ-117 для вертолетов и самолета МВЛ АН-140,
модификаций двигателей семейства РД-33.
Разработаны осесимметричные всеракурсные реактивные сопла с управляемым вектором тяги для двигателей семейств РД-33 и
АЛ-31. Создано энергетическое производство для разработки и производства электростанций на базе конвертируемых авиационных
ГТД, производство САУ для разработки и производства электронных агрегатов САУ. Организованы и сертифицированы ремонт и про-
изводство двигателей семейства ТВЗ-117.
В 2004 г. генеральным директором ФГУП «Завод им. В.Я.Климова» назначен А.И.Ватагин. ФГУП «Завод им. ВЯКлимова» преобразовано
в ОАО «Климов» в соответствии с распоряжением № 417 от 11 декабря 2006 г. В настоящее время - АО «Климов».
АО «Красмаш»
Датой основания АО «Красноярский машиностроительный завод» принято считать 13 июля 1932 г. С началом войны основной
продукцией Красмаша стали автоматические зенитные пушки. За годы войны завод вырос в мощное оборонное предприятие. Под ло-
зунгом «Все для фронта, все для Победы!» Красмаш изготовил 26000 пушек различных систем, более 5000 минометов. 220000 крупных
авиабомб, 3500 морских мин. За героический, самоотверженный труд в годы войны 16 сентября 1945 г. Красмаш награжден орденом
Ленина. 230 работников были удостоены орденов и медалей Советского Союза.
С1958 по 1960 г. на заводе была проведена масштабная реконструкция, началось освоение и изготовление изделий РКТ. Совместно с
предприятиями-разработчиками ракетной техники Красмашем отработаны и поставлены на серийное производство первые одно- и двух-
ступенчатые баллистические ракеты, различные виды ракетных двигателей первой и второй ступеней, легкие космические спутники.
В1964 г. завод приступил к освоению производства ракеты-носителя 11К65, предназначенной для выведения легких спутников на
различные орбиты. Позже эта ракета была модернизирована и получила индекс 11К65М («Космос-3»). 26 июля 1966 г. за заслуги в соз-
дании и производстве новой техники завод награжден орденом Трудового Красного Знамени.
С середины 1960-х гг. Красмаш приступил к освоению и серийному производству баллистических ракет для подводных лодок,
разработанных КБМ под руководством В.П.Макеева (АО «ГРЦ им. академика В.П.Макеева»). В1971 г. за освоение новых изделий, рост
производства и производительности труда Красмаш награжден орденом Октябрьской Революции. «За особые заслуги в создании и
производстве новой техники» в феврале 1975 г. Красмаш награжден вторым орденом Ленина. В1982 г. «за успешное освоение новой
техники и производственные заслуги» завод награжден вторым орденом Трудового Красного Знамени. За время производственной
деятельности предприятия 13 работников удостоены звания Героя Социалистического Труда, 11 красмашевцев стали лауреатами Го-
сударственной премии СССР.
В1989 г. Красмаш начал освоение и выпуск базовых модулей разгонных блоков ракет-носителей «Протон» и «Зенит», а в 1997 г.
- базового модуля разгонного блока ДМ-SL для PH «Зенит-ЗБЬ» по проекту «Морской старт». За годы работы в этом направлении на
предприятии освоено производство 14 модификаций разгонных блоков. С 2015 г. АО «Красмаш» совместно с РКК «Энергия» приступил
к работам по созданию разгонных блоков 11С861-03.
Сегодня приоритетным направлением работы завода является производство уникальных образцов ракетной техники. Продол-
жаются работы по производству морской ракеты «Синева», испытания ее составных частей, заправка и утилизация. Ведется сервисное
обслуживание ракетных комплексов по гарантийному надзору за эксплуатацией изделий РСМ-50, РСМ-54, поставка ЗИП. Выполняются
НИОКР по перспективным видам продукции. Наряду с производством РКТ Красмашем освоен выпуск продукции гражданского на-
значения.
В 2003,2007.2012.2015 гг. за большой вклад в разработку и создание РКТ, укрепление обороноспособности страны предприятие
отмечено Благодарностями Президента РФ. В 2010 г. за достижение значительных результатов в области качества продукции и услуг,
внедрение высокоэффективных методов менеджмента качества АО «Красмаш» присуждена премия Правительства РФ в области ка-
чества.
Сохранив кадры и технологии, постоянно работая на обновление и развитие достигнутого, в 2014 г. завод вышел на масштабную
реконструкцию основного производства согласно ФЦП «Развитие оборонно-промышленного комплекса РФ на 2011-2020 годы». В
рамках этой программы на предприятии реализуется ряд крупных проектов, что позволит Красмашу участвовать в освоении и изго-
товлении образцов новой техники и спецзаказов.
Сегодня АО «Красмаш» - один из основных производителей ракетно-космической техники в России. В составе интегрированной
структуры оборонно-промышленного комплекса во главе с АО «ГРЦ им. В.П.Макеева» завод изготавливает баллистические ракеты
для подводных лодок, обеспечивая морскую составляющую ядерных сил родины. АО «Красноярский машиностроительный завод»
возглавляет генеральный директор, к.т.н., профессор В.А.Колмыков.
СПб ОАО «Красный Октябрь»
Основными направлениями деятельности Акционерного общества, включающего в себя головной завод «Красный Октябрь» в
Санкт-Петербурге, заводы «Энергия» в В.Новгороде, «Двигатель» в г. Боровичи, «Автоматика» в г. Зеленогорске и дочерние пред-
приятия, являются разработка, производство, ремонт и сервис авиатехники, а также мини-сельхозтехники.
1891 г. Основан Электротехнический завод «В.Савельев и Ке».
1921-1924 гг Завод участвовал в строительстве первой по плану ГОЭЛРО теплоэлектростанции.
1925 г. 5 сентября завод получил наименование «Красный Октябрь».
1938 г. Предприятие получило номер 234.
1920-1930-е гг. Завод производил бытовую и промышленную электротехнику, электроизмерительные приборы, электроподъемное
оборудование, мотоциклы, трансмиссии танков и узлы к тракторам, боеприпасы, ремонтировал авиамоторы.
1940 г. 5 августа завод переводится в НКАП и перепрофилируется на производство авиадвигателей М-105.
620
Предприятия, организации, учреждения
1940-1941 гг. Директор предприятия - А.П.Петров.
1940-1945 гг. Налажено производство двигателей семейства М-105/ВК-107.
1941	г. В июле-августе завод эвакуирован в г. Уфу, где объединяется с заводом № 26 НКАП. На площадях завода в Ленинграде
всю блокаду работала Рембаза № 3 ВВС (ремонт авиадвигателей, производство деталей PC для БМ «Катюша»).
1941-1945 гг. Директор завода № 26 - В.П.Баландин.
1942	-1950 гг. Заводом № 466 НКАП (г. Горький, в 1945-1950гг. - завод № 466 МАП, г. Ленинград) руководит И.Н.Лукин.1944 г. В
сентябре в процессе начавшегося восстановления образован завод № 274 НКАП (Ленинградский моторостроительный завод)
1945	г. В октябре завод № 274 НКАП объединился с заводом № 466 НКАП. За выпуск авиадвигателей в годы Великой Отечественной
войны для Як-1, Як-9, ЛаГГ-3, Пе-2, Ер-2, Ар-2 и других самолетов завод 2 июля 1945 г. награжден орденом Трудового Красного Зна-
мени.
1946	г. Началось освоение производства турбореактивных двигателей, при заводе создается ОКБ главного конструктора В.Я.Кли-
мова (впоследствии ОКБ было выделено в самостоятельный опытный завод ГСМЗ № 117 МАП, ныне АО «Климов»), начаты работы по
РД-10, ВК-1 и других ТРД.
1950-1952 гг. Выпуск двигателей семейства РД-10А.
1950-1956 гг. Директор завода - С.Г.Кондратов.
1952 г. Начался выпуск трансмиссий и автоматов перекоса для вертолетов.
1954-1957 гг. Выпуск двигателей семейства РД-9Б.
1956 г. На заводе № 466 МАП («Красный Октябрь») образуется Ленинградский филиал ОКБ-45 для работ по ГТД (ведущий кон-
структор - Ю.М.Лерман).
1956-1959 гг. Директор - В.И.Тарасов.
1957 г. В апреле филиал ОКБ-45 преобразован в филиал ОКБ-500.
1958 г. В июне филиал ОКБ-500 стал самостоятельным ОКБ-466 (главный конструктор - А.С.Мевиус). В ОКБ-466 были созданы
ЖРД и бортовые источники питания ракет: Л, Л-2, Л-2А (в серии - 5Д12), Л-6, Л-6А, Л-726,5Д16 и др. Завод стал первым предприятием
в МАП, где был налажен серийный выпуск ЖРД.
1958-1991 гг. Выпущены ЖРД С2.711 .В1 (для ЗУР В-750В), С2.720 (для ЗУР В-755), С2.726 (для ПР В-1000, геофизических ракет),
5Д12 (для ЗУР В-860), 5Д67 (для ЗУР В-880), 15Д13 и 15Д14 блока 8Д419 (для МБР серии УР-100), 15Д113 и 15Д114 (для МБР
УР-100Н, УР-ЮОНУТТХ, PH «Стрела», «Рокот»), 5Д22 и 5А18 (для ПР 5В61/А-350Ж) и другие двигатели ракет различного назначения;
бортовые источники питания и блоки подач: 5И43, 5И47,4Е60, С5.15А, 5И27, 5И28 для ЗУР В-860, В-880,4К60, ЗМ8 и других ракет.
1959-1976 гг. Предприятием руководит М.Н.Ляпунов.
1967 г. Предприятию на вечное хранение передано Почетное Красное Знамя Верховного Совета СССР, Совета Министров и ВЦСПС.
1970 г. Начат выпуск главных редукторов вертолетов «Ми».
1970-1980-е гг. Выпускаются двигатели семейства РД-33.
1975-1986 гг. Завод входит в ЛНПО им. В.Я.Климова.
1976-1986 гг. Директор хзавод - В.А.Фомичев.
1979 г. Начался выпуск главных редукторов для вертолетов соосной схемы «Ка».
1982 г. Начат выпуск коробок самолетных агрегатов и газотурбинных двигателей-энергоузлов.
1986 г. Генеральным директором назначен А.Н.Фомичев.
1986-1994 гг. ЛМПО «Красный Октябрь».
1990-е гг. Начато производство воздушных стартеров и приводов-генераторов для самолетов.
1991 г. Предприятию на вечное хранение передано Почетное Красное Знамя МАП СССР и ЦК профсоюзов отрасли.
1994 г. Предприятие переименовано в СПб ОАО «Красный Октябрь».
1996 г. Налажен выпуск воздушных стартеров СВ-65(Б) для ТВ7-117.
1998 г. Образовано Авиационное конструкторское бюро, где разработаны гл. редукторы ВР-38 и ВР-382 для Ми-38/38-2, ВР-226Н
для Ка-226Т, ГТДЭ-117-1М для Су-27/35 и Су-34, воздушно-газовый стартер СТВГ-117, вспомогательная силовая установка ВСУ-117 и
другие изделия.
2008 г. Выпуск воздушных стартеров ВСУ-117 и СТВГ-117 для Т-50.
ПАО «Кузнецов», г. Самара
ПАО «Кузнецов» - объединение на базе серийного завода ОАО «Моторостроитель» технологически связанных между собой са-
марских предприятий: ОАО «СНТК им. Н.Д.Кузнецова», ОАО «СКБМ», ОАО «НПО «Поволжский АвиТи». Входит в состав ОАО «Объеди-
ненная двигателестроительная корпорация». Является одним из ведущих предприятий в России по разработке, производству,
техническому сопровождению в эксплуатации и ремонту газотурбинных авиационных, жидкостных ракетных двигателей, газотурбинных
установок для наземного использования в газовой отрасли, энергетике. Предприятие включает три ключевых составляющих: кон-
структорское бюро, завод серийного производства двигателей и уникальную испытательную базу.
1912 г. Предприятие начало свою деятельность с производства французского ротативного двигателя «Гном» мощностью 50 л.с.
1925-1949 гг. Предприятие выпускало более мощные поршневые отечественные двигатели конструкций А.А.Бессонова, А.Д.Шве-
цова, А.А.Микулина.
1941 г. Предприятие награждено орденом Ленина.
1945 г. Предприятие награждено орденом Красного Знамени.
1949-1990 гг. Разработано и выпущено 57 оригинальных и модифицированных авиационных, ракетных и наземных двигателей.
Авиационные двигатели НК-12, НК-8-2У, НК-8-4, НК-22, НК-144, НК-86, НК-25, НК-32 установлены на самолетах, получивших широкую
известность в стране и за рубежом - Ту-95, Ту-114, Ту-126, Ту-142, Ан-22 «Антей», Ту-154, Ил-62, Ту-144, Ил-86, самолетах дальней и
стратегической авиации.
1950-1954 гг. Предприятие выпускало первый отечественный турбореактивный двигатель ВК-1 конструкции ОКБ В.Я.Климова.
1957 г. Предприятие награждено орденом Ленина. В конце года открыта космическая страница в истории предприятия. Жидкостные
ракетные двигатели РД-107 и РД-108 и их модификации, разработанные в ОКБ под руководством В.П.Глушко в его Приволжском фи-
лиале, серийно производятся уже более 50 лет. Все пилотируемые и грузовые космические корабли в СССР и России от PH «Восток»
до «Союз-СТ-Б» запущены с помощью ЖРД РД-107 и РД-108 и их модификаций производства ОАО «Кузнецов».
621
Приложение 2
1960 г. Предприятие награждено орденом Трудового Красного Знамени.
1962-1967 гг. Разработаны и успешно прошли огневые испытания ЖРД НК-15, НК-15В, НК-19 и НК-21.
1969-1972 гг. Состоялись четыре экспериментальных пуска ракетно-космического комплекса Н1-ЛЗ, однако все они закончились
неудачно.
1969-1973 гг. Разработаны ЖРД НК-33, НК-43, НК-39 и НК-31.
1974 г. В конце года все работы по лунной программе были прекращены по политическим мотивам после того, как СССР усту-
пил США в «лунной гонке». Научно-технический задел ЖРД НК-33 был использован при разработке модифицированного двигателя
НК-33, адаптированного для применения в РН легкого класса «Союз-2-1в», запуск которой успешно прошел в декабре 2013 г.
1969-1974 гг. На предприятии впервые в отечественном двигателестроении разработаны и реализованы принципы конвертирования
авиационных двигателей. Первым отечественным серийным авиационным двигателем стал двигатель НК-12СТ, разработанный на базе ГТД
НК-12МВ. Техническое руководство осуществлял Н.Д.Кузнецов. На его базе создан двигатель НК-14СТ. 323 двигателя НК-12СТ работают на
43 компрессорных станциях, 122 двигателя НК-14СТ работают на 18 компрессорных станциях.
Сегодня для нужд ОАО «Газпром» предприятие производит НК-14СТ-10, НК-36СТ. Подготовлен к серийному выпуску целый ряд
энергетических установок с использованием конвертированных двигателей семейства «НК» (НК-143, НК-14СГЭ, НК-14ЭБР, НК-37),
действующих в составе блочно-модульных электростанций и охватывающих мощностной ряд от 8,5 до 25 МВт. Новым направлением
развития ПАО «Кузнецов» является выпуск механических приводов силового блока ГТЭ-8.3/НК для тяговой секции магистрального
газотурбовоза на базе ГТД НК-361.
МГТУ имени Н.Э.Баумана
1.	МРУЗ
1830 г. Утверждено положение об организации Московского ремесленного учебного заведения.
1839 г. Произведен первый выпуск мастеров.
1844 г. Утвержден Устав.
1851 г. МРУЗ приняло участие в Московской выставке мануфактурных изделий, во Всемирной выставке в Лондоне.
1854 г. Начато преподавание механической технологии.
1855 г. Создана учебная мастерская токарного и столярного дела.
1860 г. МРУЗ приняло участие во Всероссийской выставке сельского хозяйства и промышленности.
1867 г. МРУЗ приняло участие во Всемирной выставке в Париже.
2.	ИМТУ
1868 г. МРУЗ переименовано в Императорское Московское техническое училище (ИМТУ). Утвержден Устав Училища как высшего
учебного заведения. Организованы первые кафедры: общей механики, построения машин, высшей математики, общей и прикладной
физики, строительного искусства, технологии волокнистых веществ, общей химии, химической технологии.
1871 г. Состоялся первый выпуск дипломированных инженеров: выпущено 5 инженеров-механиков, 5 инженеров-технологов
и 4 механика-строителя.
1872 г. Начало работы в ИМТУ профессора Н.Е.Жуковского.
1873 г. ИМТУ приняло участие во Всемирной выставке в Вене. Триумф «русского метода обучения ремеслами».
1874 г. В училище открыта первая в России механическая лаборатория.
1878 г. ИМТУ приняло участие во Всемирной Парижской выставке. Н.Е.Жуковский организовал кафедру теоретической механики,
которую возглавлял более 40 лет.
1888 г. П.К.Худяков издал первый русский «Атлас конструктивных чертежей деталей машин».
1889 г. В соответствии с указом императора Александра II, лица, окончившие ИМТУ и получившие ученое звание, могут произво-
диться в государственные чины.
1894 г. Н.Е.Жуковский выступил в Политехническом обществе с докладом о теории летания. Утверждено Положение об ИМТУ,
задача которого - «доставлять учащимся в нем высшее образование по специальности механической и химической».
1897 г. Организована кафедра технологии металлов и дерева.
1901-1903 гг При училище строится Институт технологии волокнистых веществ.
1902 г. Создан Физико-электротехнический институт.
1904 г. Организована кафедра электротехники, электротехническая лаборатория выделена из кафедры физики.
1905 г. В истории училища впервые прошли выборы ректора. Ректором избран профессор А.П.Гавриленко.
1907 г. Создана гидравлическая лаборатория.
1908 г. Создана лаборатория технологии металлов. В училище Н.Е.Жуковский начал читать курс «Воздухоплавание» Открыта спе-
циальность «Паровозостроение».
1908-1909 гг. В училище организованы первые студенческие научные кружки.
1910 г. Создана аэродинамическая лаборатория. Член воздухоплавательного кружка А.Н.Туполев построил первый в России пла-
нер.
1913 г. Создана Московская школа воздухоплавания. Основана кафедра машиностроительной гидравлики.
1916 г. При училище Н.Е.Жуковским создано авиационное расчетно-испытательное бюро.
3.	МВТУ
1917 г. ИМТУ переименовано в Московское высшее техническое училище (МВТУ).
1918 г. Организованы электротехнический и инженерно-строительный факультеты. Теоретические курсы преобразованы в Мос-
ковский авиационный техникум. Развивается аэродинамическая лаборатория, ставшая впоследствии базой ЦАГИ. Организована научная
автомобильная лаборатория, ставшая впоследствии НАМИ. На базе металлографической лаборатории А.М.Бочвар начинает органи-
зацию Института испытаний материалов. Организована подготовка инженеров по аэродинамической специальности.
1921 г. По инициативе ученых создано училище Всесоюзного теплотехнического института.
1924 г. Открыты Высшие педагогические курсы при училище.
1925 г. Открыто аэромеханическое отделение на механическом факультете.
622
Предприятия, организации, учреждения
1926 г. Организована специализация по текстильному машиностроению.
1927 г. Организована тепловозная лаборатория.
1929 г. Созданы специальности «Точная механика» и оптическая Открыта кафедра «Экономика и организация производства».
4.	МММИ им. Н.Э. Баумана
1930 г. Приказом по ВСНХ СССР на базе факультетов училища образованы Высшее механико-машиностроительное училище, Мос-
ковское высшее аэромеханическое училище, Академия химической защиты РККА, Высшее инженерно-строительное училище, Мос-
ковское энергетическое училище. Высшее механико-машиностроительное училище переименовано в Московский
механико-машиностроительный институт (МММИ). МММИ присвоено имя Н.Э.Баумана. Организованы кафедры металлорежущих
станков, обработки металлов давлением, иностранных языков, резания металлов и инструментального производства.
1931 г. Созданы кафедры сварки и метрологии и взаимозаменяемости.
1932 г. Отдел испытания авиаматериалов преобразован во Всесоюзный институт авиационных материалов.
1933 г. МММИ награжден орденом Трудового Красного Знамени. Организована кафедра тепловозостроения и прокатки и волоче-
ния.
1933-1934 гг. Образованы факультеты сварочного производства, общетехнический, механико-технологический, «Тепловые и гид-
равлические машины», «Точное приборостроение». Организованы кафедры «Колесные машины», «Физическое воспитание». Орга-
низован Ученый совет вуза.
1937 г. Создана кафедра гироскопических систем управления.
1938 г. На базе кафедр МММИ организован НИИ черной металлургии им. И.П.Бардина. МММИ им. Н.Э.Баумана передан в ведение
Наркомата оборонной промышленности СССР. Постановлением Совнаркома в МММИ созданы факультеты артиллерии, боеприпасов
и танковый.
1941 г. МММИ эвакуирован в Ижевск. 500 студентов и преподавателей МММИ ушли на фронт в составе 7-й дивизии народного
ополчения.
5.	МВТУ им. Н.Э.Баумана
1943 г. МММИ вернулся из Ижевска в Москву. Институт переименован в Московское высшее техническое училище им. Н.Э.Бау-
мана.
1943-1946 гг 20 ученых МВТУ удостоены звания лауреатов Сталинской премии за разработки в области оборонной техники.
1945 г. Создано первое в Москве студенческое научно-техническое общество. Организована кафедра «Оборудование и автомати-
зация термической обработки».
1947 г. МВТУ передано в ведение Министерства высшего и среднего специального образования СССР.
1948 г. Создан факультет ракетной техники. Создана кафедра систем автоматического управления.
1949 г. Создана кафедра газотурбостроения, машин и автоматов прокатного производства и математических машин. Организованы
Высшие инженерные курсы по подготовке специалистов в области ракетной техники.
1955 г. Училище награждено орденом Ленина.
1956 г. Организовано вечернее отделение. Создана кафедра «Приборные устройства».
1956-1972 гг. Созданы отраслевые филиалы МВТУ.
1959 г. Открыт Калужский филиал МВТУ. На базе оборонных факультетов образован факультет машиностроения. Создана кафедра
«Автоматические установки» под руководством В.П.Бармина.
1960 г. Создана кафедра под руководством В.Н.Челомея.
1961 г. Создана кафедра энергетических машин и установок под руководством Н.А.Доллежаля. Начата подготовка специалистов
по квантовой электронике оптического диапазона.
1962-1965 гг. Строится Учебно-экспериментальный центр училища в пос. Орево Дмитровского района Московской области (ныне
Дмитровский филиал).
1963 г. Созданы кафедры плазменных энергетических установок и аэродинамики.
1971 г. При училище создан НИИ проблем машиностроения.
1974 г. Создана кафедра полупроводникового и электровакуумного машиностроения.
1976 г. Организована кафедра «Конструирование и производство электронно-вычислительной аппаратуры».
1980 г. Училище награждено орденом Октябрьской Революции.
1981 г. Организована кафедра «Оборудование и технология лазерной обработки».
1982 г. Организована кафедра «Системы автоматизированного проектирования».
1984 г. Организована кафедра «Автоматические системы и роботы».
1986 г. Два робота «Мобот-ЧХВ», разработанные в МВТУ, работали при ликвидации последствий аварии на Чернобыльской АЭС.
1987 г. Совместным постановлением ЦК КПСС и Совмина СССР МВТУ преобразовано в вуз нового типа. Принята новая структура,
включающая Научно-учебные комплексы.
6. МГТУ им. Н.Э.Баумана
1989 г. МВТУ преобразовано в Московский государственный технический университет им. Н.Э.Баумана. Организована кафедра
«Подводные роботы и манипуляторы».
1991 г. Проведены первые после 1917 г. выборы ректора МГТУ. Ректором избран профессор И.Б.Федоров.
1992	г. Создана Ассоциация технических университетов.
1993	г. Организован факультет инженерного бизнеса и менеджмента. Организован Головной учебно-исследовательский и мето-
дический центр профессиональной реабилитации инвалидов по слуху.
1995	г. Указом Президента России МГТУ им. Н.Э.Баумана включен в Государственный свод особо ценных объектов культурного
наследия народов Российской Федерации.
1996	г. Открыта подготовка по специальностям «Безопасность жизнедеятельности», «Нетрадиционные и возобновляемые источ-
ники энергии», «Теплофизика» и «Техническая физика».
1998 г. Организован факультет биомедицинской техники.
2002 г. Организована кафедра «Ракетно-космические композитные конструкции».
623
Приложение 2
2004	г. Полностью введен в строй Учебно-лабораторный корпус. Созданы факультеты лингвистики и физкультурно-оздорови-
тельный (в составе факультета ФН).
2005	г. 1 июля прошел первый съезд выпускников всех поколений МГТУ им. Н.Э.Баумана. Собралось несколько тысяч выпускников,
приехавших не только из разных уголков России, но и граждане иностранных государств. 24 ноября в Большом Кремлевском Дворце
прошло празднование 175-летия со дня основания МГТУ им. Н.Э.Баумана. В сентябре-октябре организована выставка и лекторий в
Политехническом музее, посвященные 175-летию МВТУ.
2008	г. Советник ректората академик РАН К.С.Колесников международным биографическим центром в Кембридже включен в
число 100 ведущих инженеров мира Создан и лицензирован медико-технологический центр.
2009	г. МГТУ им. Н.Э.Баумана установлена категория «Национальный исследовательский университет».
2010	г. Открыты кафедры «Промышленный дизайн» и «Инновационное предпринимательство». Советник ректората академик РАН
А.И.Леонтьев удостоен международной премии «Глобальная энергетика» за выдающиеся достижения в области энергетики.
2012 г. 25 апреля президентом РФ открыт научно-образовательный центр МГТУ им. Н.Э.Баумана «Фотоника и инфракрасная тех-
ника». 31 августа открыт новый корпус отраслевого факультета «Приборостроение».
АО «Металлист - Самара»
Акционерное общество «Металлист-Самара» было образовано в 1941 г. на базе трех заводов, эвакуированных в Самару (бывший
Куйбышев) из гг. Тула, Ковров и Винюково в начале Великой Отечественной войны. В военное время на предприятии выпускались пу-
леметы ШКАС, которые устанавливались на штурмовиках Ил-2. Затем был освоен выпуск пулеметов ДШК в пехотном, танковом и
морском вариантах, а с 1960 по 1992 г. производились зенитные установки ЗУ-23.
В 1959 г. на предприятии начато создание производства камер сгорания для жидкостных ракетных двигателей. С тех пор было
освоено производство многих типов камер сгорания, в т.ч. для двигателей ракет-носителей Н-1, «Зенит», ракетно-космического ком-
плекса «Энергия - Буран».
АО «Корпорация «МИТ»
1946 г. 13 мая постановлением Совета Министров СССР № 1017-419 в Министерстве сельхозмашиностроения на базе ГЦКБ-1 соз-
дан Научно-исследовательский институт пороховых реактивных снарядов.
1946-1951 гг. Научно-исследовательский институт пороховых реактивных снарядов преобразован в НИИ-1, в котором объединили
три КБ:
-	малых ракет (типа «Катюш»);
-	пусковых установок (бывший завод тачанок);
-	остатки авиазавода.
1947 г. 1 апреля приказом по Минсельхозмашу № 126 утверждено положение о НИИ-1.
1952-1960 гг. НИИ-1 (директор - С.Я.Бодров, руководитель работ - Н.П.Мазуров) совместно с ОКБ В.П.Бармина и НИИ-125 (ныне
ФЦДТ «Союз») впервые разработали и создали экспериментальные образцы тактической ракеты на твердом топливе на дальность 32
км («Нептун») и пусковой стартовой установки. На полигоне Капустин Яр (начальник полигона - В.И.Вознюк) были проведены 6 ус-
пешных пусков. Эти работы положили начало разработкам в НИИ-1 тактических ракет для Сухопутных войск («Марс», «Филин»,
«Луна», «Луна-М», а позднее и для Военно-морского флота («Вихрь», «Ливень», «Медведка»).
1953-1957 гг. Под руководством Н.П.Мазурова создана система «Смерч-1» с дистанционно-наводимой глубинной бомбой для
ВМФ.
1955-1957 гг. Под руководством Н.П.Мазурова разработана система с реактивными кормовыми бомбами «Бурун».
1955-1960 гг. Под руководством Н.П.Мазурова разработаны и находились на вооружении Сухопутных войск тактические ракеты
«Марс» и «Филин».
1959-1963 гт. Под руководством А.Д.Надирадзе разработана управляемая твердотопливная оперативно-тактическая ракета «Темп».
1961 г. 20 мая на полигоне Капустин Яр осуществлен пуск первой в истории отечественного ракетостроения управляемой балли-
стической твердотопливной ракеты «Темп». Директором - главным конструктором НИИ-1 назначен А.Д.Надирадзе.
1962 г. 5 сентября начата разработка новой твердотопливной ОТР «Темп-С».
1965 г. 29 декабря ракета «Темп-С» принята на вооружение.
1966 г. 6 марта начата разработка твердотопливной межконтинентальной ракеты и подвижного грунтового комплекса «Темп-2С».
1968 г. Под руководством Н.П.Мазурова разработан ракетный противолодочный комплекс «Вихрь». 12 июня НИИ-1 переименован
в Московский институт теплотехники. 8 июля МИТ определен головным по разработке и производству РК (подвижные ОТР и МБР на
твердом топливе). 21 августа за выдающиеся заслуги в создании образцов новой техники и передачу их народному хозяйству Мос-
ковский институт теплотехники указом Президиума ВС СССР награжден орденом Ленина.
1969 г. 15 октября ракетный комплекс «Луна-М» принят на вооружение.
1972 г. 14 марта начаты летные испытания ракеты «Темп-2С» на полигоне Капустин Яр.
1972-1978 гг. Под руководством Н.П.Мазурова разработан новый противолодочный комплекс «Ливень».
1973 г. 28 апреля под руководством А.Д.Надирадзе развернуты ОКР по созданию нового комплекса с ракетой «Пионер».
1974 г. 21 сентября начаты летные испытания ракеты «Пионер» на полигоне Капустин Яр.
1975 г. Завершена разработка и принят на вооружение первый подвижный ракетный комплекс «Темп-2С» с твердотопливной меж-
континентальной ракетой.
1976 г. 11 марта ракетный комплекс «Пионер» принят на вооружение. 19 июля под руководством А.Д.Надирадзе развернуты работы
по ракете «Тополь». 9 сентября Московский институт теплотехники награжден вторым орденом Ленина.
1981 г. 23 апреля ракетный комплекс «Пионер УГГХ» принят на вооружение. 5 июля под руководством А.ДНадирадзе разработана
командная ракета «Горн», предназначенная для доведения команды на боевое применение стратегического оружия от высших звеньев
боевого управления до частей РВСН.
1982	г. 21 мая комплекс «Ливень» принят на вооружение.
1983	г. 8 февраля на полигоне Плесецк начались летные испытания ракеты «Тополь».
1984	г. В декабре поставлен на серийное производство РК «Тополь».
624
Предприятия, организации, учреждения
1985	г. 23 июля на боевое дежурство заступила первая в/ч РВСН с партией ПГРК «Тополь».
1986	г. 11 марта принят на вооружение комплекс командных ракет.
1987	г. В сентябре Московский институт теплотехники возглавил генеральный конструктор и директор Б.НЛагутин, бывший до
этого первым заместителем директора - главного конструктора.
1988	г. 1 декабря ПГРК «Тополь» принят на вооружение.
1989	г. 27 января начаты работы над созданием новой командной ракеты с использованием ракетной части от МБР «Тополь»
1991	г. В декабре ракетный комплекс «Сирена» с командной ракетой поставлен на боевое дежурство.
1992	г. МИТ становится Государственным предприятием «Московский институт теплотехники». Начаты работы по основным на-
правлениям в рамках конверсионных программ:
-	информатика, связь, разведка полезных ископаемых, контроль за экологией на основе системы малых спутников, запускаемых
коммерческим ракетно-космическим комплексом «Старт-1»;
-	системы безотходной переработки, транспортировки и хранения сельхозпродукции;
-	оборудование для глубокопроникающего гидровзрыва нефтяных пластов.
1993	г. 25 марта в рамках конверсионных мероприятий проведен первый испытательно-демонстрационный пуск четырехступен-
чатой ракеты «Старт-1».
1994	г. 10 февраля принят на вооружение комплекс командных ракет «Сирена».
1995	г. 28 марта в целях решения задач по народно-хозяйственному использованию твердотопливной ракетной техники проведен
пуск пятиступенчатой ракеты «Старт».
1997	г. 4 марта с космодрома «Свободный» (Амурская обл.) впервые произведен запуск РН «Старт-1», который вывел на орбиту
спутник «Зея». 11 марта директором и генеральным конструктором госпредприятия «Московский институт теплотехники» назначен
Ю.С.Соломонов. 24 декабря с космодрома «Свободный» успешно произведен третий запуск РН «Старт-1», с помощью которого на
расчетную орбиту выведен американский спутник «Ранняя пташка». В этот же день на боевое дежурство поставлены первые две
(боевая и учебно-боевая) МБР шахтного базирования РК «Тополь-М».
1998	г. 24 июня на основании предложения РКА распоряжением Правительства РФ № 838-Р создано акционерное общество «Пус-
ковые услуги», на которое возложено предоставление услуг по запуску российских и зарубежных малогабаритных спутников мирного
назначения с использованием РН типа «Старт» и «Космос». 27 декабря на боевое дежурство заступил первый полк РК «Тополь-М»,
имеющий в своем составе 10 МБР.
1999	г. В декабре Заказчику представлен эскизный проект комплекса «Булава».
2000	г. 25 апреля Государственная комиссия утвердила акт о принятии на вооружение РК «Тополь-М» шахтного вида базирования.
13 июля указом президента РК «Тополь-М» шахтного вида базирования принят на вооружение. 27 сентября с космодрома Плесецк
боевым расчетом РВСН успешно осуществлен первый испытательный пуск МБР «Тополь-М» с мобильной ПУ. 5 декабря с космодрома
«Свободный» успешно осуществлен четвертый пуск РН «Старт-1», с помощью которого на расчетную орбиту выведен израильский
спутник «Эрос-А1».
2001	г. 20 февраля с космодрома «Свободный» успешно осуществлен пятый пуск РН «Старт-1», с помощью которого на расчетную
орбиту выведен шведский спутник «Один».
2003 г. 25 апреля успешно проведено первое бросковое испытание весового макета ракеты «Булава».
2005	г. 24 сентября из акватории Белого моря успешно осуществлен первый испытательный пуск МБР морского базирования «Бу-
лава». Пуск произведен из надводного положения с ракетного подводного крейсера стратегического назначения «Дмитрий Донской».
21 декабря произведен первый пуск ракеты «Булава» с борта РПКСН «Дмитрий Донской», находившегося в подводном положении.
2006	г. 25 апреля с испытательного космодрома «Свободный» боевым расчетом Космических войск успешно осуществлен пуск
РН «Старт-1». На расчетную орбиту выведен израильский спутник дистанционного зондирования Земли «Эрос-Б1». 10 декабря в Тей-
ковской дивизии РВСН на боевое дежурство поставлены первые три пусковые установки подвижного грунтового ракетного комплекса
«Тополь-М».
29.0	5.2007-26.11.2008 гг. С космодрома Плесецк успешно осуществлены испытательные пуски новой МБР «Ярс» с РГЧ с мо-
бильной ПУ.
28.0	6.2007-29.10.2010 гг. Из акватории Белого моря с борта РПКСН «Дмитрий Донской», находившегося в подводном положении,
успешно произведен пуск МБР «Булава».
2009	г. В сентябре Московский институт теплотехники возглавил генеральный директор С.П.Никулин, бывший до этого генераль-
ным директором ОАО «Московский машиностроительный завод «Вымпел».
2010	г. 19 июля первый дивизион, оснащенный МБР «Ярс» с РГЧ, заступил на боевое дежурство в Тейковской дивизии РВСН.
24 ноября распоряжением Росимущества №2338 ФГУП «Московский институт теплотехники» преобразован в ОАО «Корпорация «МИТ».
2011	г. С 28 июня по 28 октября из акватории Белого моря с борта РПКСН «Юрий Долгорукий», находившегося в подводном по-
ложении, произведены пуски МБР «Булава». 23 декабря с борта РПКСН «Юрий Долгорукий», находившегося в подводном положении,
произведен успешный залповый пуск двух ракет «Булава».
2012	г. 20 сентября Тейковское ракетное соединение стало первой в РВСН дивизией, полностью перевооруженной на ракетные
комплексы пятого поколения «Тополь-М» и «Ярс».
2013	г. 10 января АПЛ «Юрий Долгорукий» и первая отечественная твердотопливная межконтинентальная баллистическая ракета
морского базирования «Булава» приняты на вооружение ВМФ.
ФГУП «НИИМаш»
1955	г. 25 декабря начато строительства авиационного завода Б-175, заложившего материальную основу для создания Научно-
исследовательского института машиностроения.
1958	г. 1 сентября создан Научно-исследовательский институт машиностроения как филиал НИИ-1 (г. Москва).
1962	г. 17 июня проведено первое огневое испытание на испытательном комплексе жидкостных ракетных двигателей ИС-101. Начаты
практические работы в обеспечение экспериментальных исследований ЖРД и их узлов по программам НИИ-1 и КБ отрасли.
1970 г. В июле поставлен первый комплект ракетных двигателей 11Д428 для первой в мире долговременной орбитальной станции «Салют».
1971 г. Начало поставок первых товарных комплектов двигателей 11Д428А для автоматических кораблей «Космос-670»,
«Космос-772», «Космос-869» и «Космос-1001».
625
Приложение 2
1972 г. Поставлены первые товарные комплекты двигателей 11Д428М и 11Д446 для создания управляющих усилий в процессе
ориентации спутника оптической разведки «Янтарь-2К», а также двигателей 11Д445 для создания управляющих усилий в процессе
стабилизации спускаемого аппарата указанного спутника.
1973 г. Поставлены первые товарные комплекты двигателей малой тяги 17Д51 для создания управляющих моментов в процессе ста-
билизации спускаемых аппаратов спутника оптической разведки «Янтарь-2К» и его усовершенствованной модификации «Янтарь-4К1».
1978 г. Поставлены первые товарные комплекты двигателей малой тяги 11Д458 как двигателей жесткой стабилизации космических
аппаратов радиолокационного наблюдения «Космос-1870» и станции «Алмаз-1».
1979 г. Поставлены первые товарные комплекты ракетных двигателей малой тяги 11Д459 как двигателей жесткой стабилизации
космических аппаратов радиолокационного наблюдения «Космос-1870» и станции «Алмаз-1». Поставлен первый товарный комплект
двигателей 11Д457 для создания управляющих усилий в процессе ориентации спутника оптической разведки «Янтарь-бК». Поставлен
первый товарный комплект двигателей 11Д456 для спутников оптической разведки серии «Янтарь».
1980 г. 19 января на испытательном комплексе 201 проведено первое испытание (холодная проливка жидким азотом) жидкостного
ракетного двигателя РД-0120 второй ступени PH «Энергия». 25 июля начата эксплуатация криогенного стендового комплекса: прове-
дено первое огневое испытание ЖРД РД-0120 (маршевого двигателя ракеты-носителя «Энергия» (блок «Ц»). Созданный криогенный
комплекс обеспечил проведение более 500 огневых испытаний указанного двигателя, отработку систем и технологий PH «Энергия» и
стартового комплекса космодрома Байконур.
1981 г. 25 мая филиал НИИТП преобразован в головной институт ракетно-космической отрасли России в области разработки и
изготовления жидкостных ракетных двигателей малой тяги для космических аппаратов различного назначения (в т.ч. пилотируемых),
а также научно-экспериментальный комплекс для испытаний кислородно-водородных жидкостных ракетных двигателей тягой до
3000 кН для средств выведения.
1984 г. Поставлен первый товарный комплект двигателей 17Д16 на экологически безопасной топливной композиции «кислород-
керосин» для управления положением многоразового транспортного космического корабля «Буран» в пространстве.
1985 г. Поставлен первый товарный комплект двигателей 17Д58Э, предназначенных для мягкой стабилизации и ориентации кос-
мического летательного аппарата.
1989 г. Поставлен первый товарный комплект двигателей МД5 для управления положением и перемещения средства передвижения
космонавта в открытом космосе.
1991 г. Поставлен первый товарный комплект двигателей МД08 для точной ориентации космического аппарата в пространстве.
2000 г. 20 ноября поставлен первый товарный образец двухкомпонентной двигательной установки 11Д414НС для создания кор-
ректирующих усилий по управлению положением спутника «Молния» на высокоэллиптической орбите.
2005 г. 23 июня поставлен первый товарный комплект двигателя 11Д458М для исполнительного органа системы ориентации, ста-
билизации и обеспечения запуска маршевого двигателя разгонного блока «Бриз-М» взамен двигателя-прототипа 11Д458.
2009 г. Начинаются поставки блока хранения ксенона для комплектования электроракетных ДУ спутников связи. 27 марта постав-
лены первые товарные электропневмоклапаны 14Ц7100200.00 для управления подачей газообразных рабочих тел в системе наддува
топливных баков двигательной установки по программе «Фобос - Грунт», а также товарный образец ДУ возвращаемого аппарата по
международной программе «Фобос - Грунт». 27 апреля поставлены товарные образцы блоков двигателей перелетного модуля по меж-
дународной программе «Фобос - Грунт».
2012 г. Начинается разработка двигателя МВСК02 тягой 25 кгс для перспективной транспортной системы. Начинается разработка
бака рабочего тела для хранения и подачи гидразина.
2014 г. Поставлены первые баки рабочего тела для летных испытаний.
2016 г. Начата разработка двигателя МВСК14 на экологически безопасных компонентах топлива для двигательной установки ре-
активной системы управления перспективного кислородно-углеводородного разгонного блока.
ФКП «НИЦ РКП»
НИЦ РКП - головной испытательный центр Госкорпорации «Роскосмос» по стендовой отработке ЖРД, ДУ на различных компо-
нентах топлива, испытаниям космических аппаратов в термобарокамере в условиях имитации космоса, исследованиям проблем старта
PH и стартовых сооружений. В состав НИЦ РКП входят испытательные комплексы, не имеющие аналогов в ракетно-космической от-
расли России: ИС-101 и ИС-102 для испытаний ступеней ракет с ЖРД тягой до 1200 тс; стенды для испытаний ЖРД на традиционных
и перспективных компонентах топлива (в т.ч. на компонентах топлива метан - кислород); стендовый комплекс для отработки кисло-
родно-водородных ЖРД тягой до 200 тс и разгонных блоков с кислородно-водородными ЖРД, включающий производство по выра-
ботке жидкого водорода мощностью 800 т в год; термобарокамеры для тепловакуумных испытаний космических аппаратов и модулей
орбитальных станций.
За время деятельности предприятия на его стендах было проведено более 60000 испытаний ЖРД, ДУ, их агрегатов, ступеней
ракет, тепловакуумных испытаний космических аппаратов.
1949 г. Создано ФКП «НИЦ РКП» как Филиал № 2 НИИ-88 (ЦНИИМАШ).
1956 г. Филиал № 2 НИИ-88 преобразован в самостоятельное предприятие - НИИ-229 Государственного комитета по оборонной
промышленности.
1966 г. В связи с организацией Министерства общего машиностроения предприятие включено в его структуру и получило наиме-
нование НИИ химического машиностроения (НИИХИММАШ). В дальнейшем НИИХИММАШ был включен в структуру Российского кос-
мического агентства.
2008 г. Предприятие реорганизовано в ФКП «Научно-испытательный центр ракетно-космической промышленности», входящее в
структуру Федерального космического агентства.
АО «ВПК «НПО машиностроения»
1944 г. В.Н.Челомей назначен директором и главным конструктором завода № 51 НКАП.
1944-1953 гг. Под руководством В.Н.Челомея созданы четыре типа самолетов-снарядов с ПуВРД (10Х, 16Х, 10ХН, 14Х).
1948 г. На основании постановления Совета Министров СССР от 14 апреля по заказу ВВС СА начата разработка самолета-сна-
ряда 16Х.
626
Предприятия, организации, учреждения
1950 г. Вышло постановление Совета Министров СССР от 4 декабря о разработке самолета-снаряда 10ХН по заказу Главного Ар-
тиллерийского Управления Советской Армии.
1953	г. Работы закрыты, завод № 51 передан в ОКБ-155.
1954	г. Под руководством В.Н.Челомея создана Специальная конструкторская группа, размещенная в корпусах завода № 500
(г. Москва, район Тушино).
1955	г. Проведена реорганизация предприятия в Опытно-конструкторское бюро № 52 (ОКБ-52). Коллективу ОКБ-52 поручена раз-
работка сверхзвуковой крылатой ракеты П-5 для вооружения подводных лодок ВМФ.
1956	г. Коллектив ОКБ-52 перебазирован на территорию Реутовского механического завода.
1958	г. В состав ОКБ-52 в качестве филиала включен НИИ-642.
1959	г. Комплекс с крылатой ракетой П-5 принят на вооружение. ОКБ-52 награждено орденом Ленина за успешное выполнение задания
Правительства по созданию специальной техники (за разработку и создание комплекса с крылатой ракетой П-5). В.Н.Челомей назначен
Генеральным конструктором авиационной техники.
1960	г. ОКБ-52 постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР поручены работы по двум новым тематическим направлениям -
создание космических систем и универсальных ракет-носителей. В качестве филиала № 1 состав ОКБ-52 включено ОКБ-23.
1961	г. Задана разработка универсальной ракеты УР-200. Работы прекращены постановлением от 7 июля 1965 г.
1962	г. В качестве филиала № 3 для участия в работах по космической и крылатой тематике в состав ОКБ-52 включено ОКБ завода
№ 301. Задана разработка тяжелых универсальных ракет УР-500 и УР-500К.
1963	г. За большие заслуги в деле создания и производства новых типов ракетного вооружения (за создание ракетных комплексов
с крылатыми ракетами П-6 и П-35) ОКБ-52 награждено орденом Трудового Красного Знамени. Произведен запуск первого в мире ма-
неврирующего космического аппарата «Полет-1».
1963-1964 гг. На полигоне Тюратам проведены летные испытания ракеты УР-200. Всего произведено 9 пусков ракеты.
1965	г. ОКБ-52 переведено из Минавиапрома СССР в Минобщемаш СССР. Созданной ОКБ-52 двухступенчатой ракетой-носителем
УР-500 запущена в космос самая тяжелая в мире научная станция «Протон».
1966	г. ОКБ-52 переименовано в Центральное конструкторское бюро машиностроения.
1967	г. Принят на вооружение боевой ракетный комплекс с межконтинентальной баллистической ракетой УР-100.
1968	г. Ракетой-носителем УР-500К запущена станция «Протон-4».
1972	г. Приняты на вооружение боевой ракетный комплекс 15П120 с МБР УР-100К (с отделяющейся ГЧ с тремя ББ) и боевой ра-
кетный комплекс с МБР УР-100М.
1974	г. 25 июня трехступенчатой ракетой-носителем УР-500К запущена орбитальная пилотируемая станция «Салют-3» комплекса
«Алмаз». Принят на вооружение боевой ракетный комплекс 15П120У с МБР УР-100У.
1975	г. Принят на вооружение ракетный комплекс с МБР УР-100Н с автономным блоком разведения.
1976	г. Произведен запуск орбитальной пилотируемой станции «Салют-5» комплекса «Алмаз». За заслуги в создании и производ-
стве новой техники предприятие награждено орденом Октябрьской Революции.
1978	г. Принята в эксплуатацию трехступенчатая ракета-носитель УР-500К («Протон»).
1980 г. Принят на вооружение боевой ракетный комплекс 15П135 с МБР УР-100Н УТТХ. Проведен первый пуск стратегической
сверхзвуковой крылатой ракеты «Метеорит» с наземного стенда.
1983	г. ЦКБМ преобразовано в НПО машиностроения.
1984	г. Умер Генеральный конструктор В.Н.Челомей. Генеральным конструктором НПО машиностроения назначен Г.А.Ефремов.
1987	г. На территории НПО машиностроения открыто дневное отделение аэрокосмического факультета МГТУ им. Н.Э.Баумана.
1990	г. В связи с упразднением Министерства общего машиностроения СССР НПО машиностроения переведено в Министерство
промышленности РСФСР.
1992	г. Из Министерства промышленности РСФСР НПО машиностроения переведено в Российское космическое агентство.
1996	г. НПО машиностроения присвоен статус Федерального научно-производственного центра.
1998	г. С участием НПО машиностроения создана совместная индийско-российская организация «БраМос».
1999	г. Вышло постановление Правительства РФ о создании космического ракетного комплекса «Стрела».
2000	г. На территории предприятия открыт монумент с ракетой П-35.
2002	г. За разработку специальных систем комплекса «Метеорит» коллективу авторов присуждена премия Правительства РФ за
2001 г. Принят на вооружение ракетный комплекс с новой унифицированной ПКР с ПВРД.
2003	г. Завершена разработка и проведен первый пуск с космодрома Байконур ракеты-носителя «Стрела».
2004	г. Президентом РФ подписан указа об образовании Военно-промышленной корпорации «НПО машиностроения».
2007	г. ФГУП «НПО машиностроения» в результате акционирования преобразовано в ОАО «ВПК «НПО машиностроения». Гене-
ральным директором, генеральным конструктором ОАО «ВПК «НПО машиностроения» назначен А.Г.Леонов.
2009	г. Завершено формирование Военно-промышленной корпорации «НПО машиностроения» в составе: ОАО «ВПК «НПО машиностроения»
- головная компания. ОАО «ПО «Стрела», ОАО «НПО электромеханики», ОАО «ПЗ «Машиностроитель», ОАО «Авангард», ОАО «УНИИКМ».
2011	г. Проведен пуск межконтинентальной баллистической ракетой УР-100Н УГГХ. В результате пуска продлен срок эксплуатации
до 33 лет.
2013	г. Проведен пуск PH «Стрела» с космодрома Байконур. На расчетную орбиту выведен первый летный МКА дистанционного
зондирования Земли «Кондор-Э».
2014	г. Ракета-носитель «Стрела» вывела на заданную орбиту космический аппарат дистанционного зондирования Земли «Кон-
дор-Э» в интересах инозаказчика.
2015	г Принят на вооружение подвижный береговой ракетный комплекс «Бастион».
ОКБ имени А Люльки - Завод № 165
ОКБ имени А.Люльки - первое отечественное предприятие по разработке и изготовлению авиационных турбореактивных двига-
телей. Его основателем и многолетним руководителем был выдающийся конструктор и ученый Архип Михайлович Люлька.
Предприятие было организовано в 1946 г. В этом же году созданному КБ была передана производственная площадка с целью
развития на нем мощной опытно-конструкторской базы по реактивным двигателям. История возникновения данной промплощадки
уходит в далекие 90-е гг. XIX в.
627
Приложение 2
На окраине Москвы (сегодня муниципалитет «Алексеевский» СВАО г. Москвы) в районе слияния небольшой речки Копытовка с
рекой Яузой в 1883 г. был построен мыловаренный завод, главный корпус которого сохранился до настоящего времени. Это мылова-
ренное предприятие просуществовало до революции 1917 г. В1923 г. на основе новой экономической политики и законов, принятых
Советским правительством о концессиях в Москве, здесь было организовано Русско-американское акционерное общество «РАГАЗ»,
в задачу которого входило производство кислорода, ацетилена и других газов, а также производство автогенно-сварочных работ.
Потребность в сжатых газах в период восстановления и реконструкции промышленных предприятий была огромна, и завод
«РАГАЗ» по существу являлся одним из основных поставщиков сжатых газов, кислорода и ацетилена на территории Советской России.
Общество «РАГАЗ» просуществовало до 1934 г. В1925-1931 гг. общество построило производственный корпус - пристройку к суще-
ствовавшему производственному мыловаренному корпусу. Этот производственный корпус из кирпича с деревянным перекрытием си-
стемы Шухова существует и сегодня. В нем было налажено сварочное производство. Для размещения кислородной станции было
построено в створ производственному корпусу кирпичное одноэтажное здание с башней для размещения газгольдеров. Для механи-
ческой мастерской было построено двухэтажное кирпичное здание и двухэтажное смешанное здание для размещения служб завода.
Был заложен фундамент большого основного производственного корпуса, но строительство было приостановлено и законсервировано,
и только в 1942 г. этот корпус был окончательно построен и находится в эксплуатации до настоящего времени.
В начале 1943 г. действующий кислородно-ацетиленовый завод из акционерного общества «РАГАЗ» был передан всесоюзному автоген-
ному тресту «ВАТ», а через полгода - объединению «Союзформлитье» с выполнением тех же задач, что и при «РАГАЗе».
В1935 г. завод в качестве филиала передается Московскому автомобильному заводу (ныне ЗИЛ), стал называться заводом «Спец-
автомаш», с профилем выпуска бензоводомаслозаправщиков для самолетов при сохранении кислородно-ацетиленового производства.
Завод получал с автомобильного завода шасси, которые оборудовал цистернами своего производства. Для выколотки днищ цистерн
была построена небольшая кузница, где вручную производилась выколотка.
При организации Наркомата авиационной промышленности в 1939 г. завод переходит в его ведение с профилем выпуска бензо-
водомаслозаправщиков для самолетов и самолетных шасси и металлических бочек специального назначения. Заводу присваивается
номер 261.
В1940 г. по чертежам Гипроавиапрома был построен каркас основного производственного корпуса, использован фундамент зда-
ния, заложенный при «РАГАЗе». Начавшаяся в 1941 г. война не позволила закончить строительство этого корпуса. В конце 1941 г.
завод № 261 НКАП был эвакуирован из Москвы.
В июле 1942 г. промышленная площадка завода № 261 передается заводу № 453 НКАП, образованному в апреле 1941 г. для про-
изводства, ремонта авиамоторов иностранных марок. Производственные корпуса, а также корпуса вспомогательных служб завода
№ 261 после эвакуации были приняты заводом № 453 в полуразрушенном состоянии. Размещение носило временный характер, был
достроен основной производственный корпус, было смонтировано 38 единиц металлообрабатывающего оборудования. Восстанов-
ленная на один котел котельная и электроподстанция еле обеспечивали теплом и электроэнергией только основной корпус.
21 апреля 1943 г. состоялось решение ГКО о реэвакуации бывшего завода № 261, которому 18 сентября 1943 г. присвоено новое
наименование «Государственный Союзный завод № 165», в Москву и слиянии его с заводом № 453. Летом 1943 г. на промплощадке
и в заводских корпусах слесари-ремонтники расширяли котельную с установкой нового котла и с переводом ее на дровяное топливо,
устанавливали новые трансформаторы на электроподстанции, заново прокладывали кабельную сеть осветительной и силовой элек-
троэнергии, прокладывали трубопроводы отопительной, водопроводной и канализационной системы. Была смонтирована временная
компрессорная станция.
В конце лета 1943 г. в Москву стали прибывать эшелоны эвакуированных рабочих и служащих, оборудование, материалы, оснастка.
Прибыло семь полногрузных эшелонов, а с полей подсобного хозяйства и индивидуальных огородов - свыше 55 вагонов с различными
сельскохозяйственными товарами. Уже в октябре 1943 г. завод полностью начал выпуск плановой продукции.
В начале 1944 г. были сданы в эксплуатацию кузнечный, литейный цеха. 1945 г. для завода явился годом целого ряда перестроек про-
изводства, вызванных получением дополнительных заданий. Так, в первых числах января завод получил задание от НКАП об организации
выпуска отдельных узлов и деталей необычного для того времени изделия, называемого реактивным двигателем, создаваемым конструк-
тором А.Люлькой. Несмотря на то, что завод по своему профилю не был приспособлен к производству изделий такого рода, и работники
не имели необходимого производственного опыта по изготовлению таких изделий, коллектив завода с большим воодушевлением приступил
к выполнению этого трудного, но почетного и ответственного задания.
В течение 15 дней были разработаны технологические процессы на обработку весьма сложных деталей и спроектированы чертежи на
специальные приспособления и инструмент. Всего было спроектировано и изготовлено свыше 350 наименований специальной оснастки.
Запуск в производство этого изделия потребовал модернизации ряда станков в целях приспособления их для обработки деталей больших
размеров. В течение 1945 г. была изготовлена первая партия узлов этого изделия в количестве 5 экземпляров.
1945 г. Союзный завод № 165 начал выполнять работы, связанные с созданием первого отечественного турбореактивного двигателя
конструкции А.М.Люльки, а с марта 1946 г. началась новая важная страница в истории завода: завод штампов и приспособлений пол-
ностью перешел на выпуск турбореактивных двигателей под руководством Главного конструктора А.М.Люльки.
АО «Пермский завод «Машиностроитель»
Основные направления деятельности ОАО «Пермский завод «Машиностроитель» - разработка, производство, реализация и мо-
дернизация отечественной РКТ; производство и утилизация ракетных и ракетно-космических комплексов; производство продукции
для авиационной промышленности; производство узлов и агрегатов для нужд газодобывающей и нефтяной промышленности; изго-
товление теплообменного оборудования для нефтехимических предприятий; изготовление бурового оборудования; изготовление то-
варов народного потребления.
1967 г. 6 октября - официальная дата рождения самостоятельного предприятия, образованного на базе филиала Пермского ма-
шиностроительного завода им. В.И.Ленина и названного Пермским заводом химического оборудования. Завод был создан для про-
изводства составных частей ракетных, ракетно-космических комплексов и ракетных двигателей на твердом топливе.
1967-1972 гг. Директором ПЗХО был В.И.Валетко.
1967-1975 гг. Главный инженер ПЗХО - А.Е.Подольский.
1967-1977 гг. Главный технолог ПЗХО - А.Д.Юзефович.
1967-1993 гг. Главный конструктор - начальник отдела ПЗХО («Пермский завод «Машиностроитель») - Ю.В.Ожогин.
1972-1975 гг. Директор ПЗХО - Н.Д.Сергеев.
628
Предприятия, организации, учреждения
1975 г. 8 мая организовано производственное объединение «Искра» (ПО «Искра») на базе ПЗХО (головное предприятие) и КБ ма-
шиностроения (структурное подразделение).
1975-1980 гг. Главный инженер ПЗХО - В.А.Исаченко.
1975-1987 гг. Генеральный директор ПО «Искра» - директор ПЗХО - С.Ф.Сигаев.
1977-1987 гг. Главный технолог ПЗХО - В.И.Назаров.
1980-1995 гг. Первый заместитель генерального директора ПО «Искра» - главный инженер ПЗХО (Пермский завод «Машино-
строитель») - Б.И.Будник.
1982 г. 10 октября ПО «Искра» награждено орденом Трудового Красного Знамени за большой вклад в освоение и производство
специальной техники.
1987 г. 8 апреля ПО «Искра» преобразовано в научно-производственное объединение (НПО) «Искра». КБ машиностроения стано-
вится головным, а ПЗХО - структурным подразделением.
1987-1999 гг. Первым заместителем генерального директора НПО «Искра» - директором Пермского завода «Машиностроитель»
был М.В.Иванов.
1988 г. 6 мая предприятию присвоено новое наименование - Пермский завод «Машиностроитель», завод входит в состав НПО
«Искра».
1988-2001 гг. Главный технолог - заместитель главного инженера Пермского завода «Машиностроитель» - В.В.Балдин.
1991 г. 26 сентября Пермский завод «Машиностроитель» выходит из НПО «Искра» и становится самостоятельным предприятием.
1993 г. Главным конструктором ОАО «Пермский завод «Машиностроитель» избран Ю.А.Устюжанинов.
1995-2011 гг. Первый заместитель генерального директора - главный инженер ОАО «Пермский завод «Машиностроитель» -
А.К.Сироткин.
1999 г. Генеральным директором ОАО «Пермский завод «Машиностроитель» избран В.И.Ломаев. 2 декабря завод получил статус
федерального государственного унитарного предприятия (ФГУП «Пермский завод «Машиностроитель»).
2001 г. Главным технологом - заместителем главного инженера ОАО «Пермский завод «Машиностроитель» избран М.А.Баяндин.
2007 г. 29 июня предприятие преобразовано в открытое акционерное общество (ОАО «Пермский завод «Машиностроитель»).
2008 г. За большой вклад в освоение космической техники решением Бюро Президиума ФКР 20 февраля предприятие награждено
орденом им. К.Э.Циолковского.
2009 г. Завершено формирование ВПК «НПО машиностроения», в ее состав входит и ОАО «Пермский завод «Машиностроитель».
2012 г. Первым заместителем генерального директора - главным инженером ОАО «Пермский завод «Машиностроитель» избран
И.С.Башмаков.
ПАО «Протон - Пермские моторы»
ПАО «Протон - Пермские моторы» специализируется на изготовлении жидкостных ракетных двигателей РД-276, используемых в
качестве энергетической установки первой ступени ракет-носителей тяжелого класса «Протон-М». Основным заказчиком продукции
является ГКНПЦ им. М.В.Хруничева. ПАО «Протон-ПМ» входит в интегрированную структуру НПО Энергомаш.
Всего осуществлено более 400 запусков ракеты «Протон» с пермскими двигателями. С ее помощью в космос были выведены спут-
ники «Космос», «Экран», «Радуга», КА для исследования Луны, Марса, Венеры, ОС «Салют», «Мир», основные модули МКС.
Самарский университет
Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П.Королева (Национальный исследовательский
университет) подготовил более 60000 специалистов, многие из которых стали видными учеными, конструкторами и организаторами
производства, крупными государственными и общественными деятелями, в их числе: В.И.Воротников-председатель Совета Министров
РСФСР, министры и заместители министров И.М.Буров, А.Н.Геращенко, В.В.Горлов, Н.А.Дондуков, А.Г.Ильин, Л.С.Свечников, О.Н.Сы-
суев, С.С.Курдюков, академик РАН В.П.Шорин, губернатор Самарской области К.А.Титов. Практически все руководители аэрокосмиче-
ских предприятий Самарского региона и многих других предприятий России - выпускники КуАИСГАУ, которыми по праву гордится
университет.
1942 г. В город было эвакуировано около 30 предприятий и организаций авиационной промышленности для производства штур-
мовика Ил-2 - самого массового самолета второй мировой войны. Для подготовки инженерных кадров было принято решение создать
Куйбышевский авиационный институт. В соответствии с приказом Всесоюзного комитета по делам высшей школы при СНК СССР, за-
нятия в институте начались в октябре 1942 г. Исполняющим обязанности директора института с июля по ноябрь 1942 г. назначен
А.М.Сойфер.
1942-1956 гг. Директором КуАИ назначен Ф.И.Стебихов.
1944 г. Осуществлен первый выпуск специалистов.
1950-1970-е гг. Среди научных разработок можно отметить создание уникального материала «МР» (металлорезина), широко при-
меняющегося во всем мире для изготовления демпфирующих устройств в сложных агрегатах; разработку целой гаммы микроэнер-
гетических установок и оригинальных холодильных камер с использованием вихревого эффекта; изготовление материалов методом
порошковой металлургии и многое другое. Научные разработки ученых института применялись при проектировании и производстве
самолетов Ту-144, Ту-154. Ил-76, Ил-86, Ил-114 и др.
1956-1988 гг. Институт возглавлял Герой Социалистического Труда профессор В.П.Лукачев. В эти годы институт стал одним из
крупнейших научно-образовательных центров, создавшим уникальные научные школы, прежде всего в области конструкции и про-
ектирования авиационных двигателей, самолетов, космических аппаратов. В институте значительно расширились направления под-
готовки специалистов и научных исследований, вырос контингент студентов, развивалась материальная база института.
1957 г. В институте началась подготовка специалистов по РКТ. Ученые и специалисты института принимали участие в разработке
и освоении производства первых отечественных МБР Р-7, Р-7А, Р-9; PH «Восток», «Молния», «Союз» и их модификаций; участвовали
в создании ракетно-космического комплекса для обеспечения пилотируемого полета на Луну Н1-ЛЗ по проекту С.П.Королева, воз-
душно-космической системы «Энергия» - «Буран»; разрабатывали КА различного назначения, в т.ч. для космических средств нацио-
нального контроля земной поверхности; участвовали в подготовке и осуществлении программ на орбитальном комплексе «Мир», в
реализации многих других проектов, в т.ч. по программам международного сотрудничества.
629
Приложение 2
Конец 1950-х гг. Институт выступил инициатором создания отраслевых научно-исследовательских лабораторий, что послужило
мощным толчком развития вузовской науки. К работе в институте были привлечены известные ученые и производственники. Многие
годы кафедру конструкции и проектирования двигателей ЛА возглавлял академик АН СССР и РАН НД.Кузнецов - генеральный кон-
структор авиадвигателей. Кафедру летательных аппаратов возглавлял патриарх отечественной космонавтики, член-корреспондент АН
СССР и РАН Д.И.Козлов - генеральный конструктор РКТ.
1966	г. Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР № 136 от 22 февраля «Об увековечении памяти академика С.П.Коро-
лева» Куйбышевскому авиационному институту было присвоено имя академика С.П.Королева.
1967	г. Куйбышевский авиационный институт награжден орденом Трудового Красного Знамени.
1970-1980е гг. Широкое развитие получили исследования в области вибрационной прочности и надежности двигателей, оптими-
зации процессов и систем управления движением КА, разработки в области компьютерной оптики и других наукоемких технологий. В
это время расширилась сеть диссертационных советов, укрепились контакты с АН СССР, научными организациями и производствен-
ными предприятиями страны.
1988	г. Ректором института впервые в результате альтернативных выборов был избран профессор (ныне академик РАН) В.П.Шорин.
1990-2010 гг. Вуз возглавлял член-корреспондент РАН В.А.Сойфер (ныне президент СГАУ).
2008	г. Произошла реорганизация университета путем присоединения к нему Самарского авиационного техникума.
2009	г. В результате конкурсного отбора СГАУ стал одним из первых 14 высших учебных заведений России, в отношении которых
установлена категория «Национальный исследовательский университет».
2010	г. Ректором СГАУ избран профессор Е.В.Шахматов. В соответствии с приказом Федерального агентства по образованию
№ 387 от 21 апреля 2010 г. вуз переименован в Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образо-
вания «Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П.Королева (Национальный исследовательский
университет)».
2011	г. В соответствии с приказом Минобрнауки России № 1884 от 27 мая 2011 г. вуз переименован в Федеральное государственное
бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования «Самарский государственный аэрокосмический
университет имени академика С.П.Королева (Национальный исследовательский университет)». Университет подготовил около 80 тысяч
специалистов, многие из которых стали видными учеными, конструкторами и организаторами производства, крупными государствен-
ными и общественными деятелями. В их числе В.И.Воротников - председатель Совета Министров РСФСР, заместитель Председателя
Правительства РФ О.Н.Сысуев, министры и заместители министров И.М.Буров, А.Н.Геращенко, В.В.Горлов, Н.А.Дондуков, А.Г.Ильин,
С.С.Курдюков, Л.С.Свечников, губернатор Самарской области К.А.Титов, академики РАН Ф.В.Гречников, В.А.Сойфер, В.П.Шорин. На
протяжении семи с половиной десятилетий у руля руководства практически всех аэрокосмических предприятий Самарского региона
и многих других предприятий России стоят выпускники КуАИ-СГАУ, которыми по праву гордится вуз.
2013	г. В соответствии с постановлением Правительства РФ № 211 от 16 марта 2013 г. вуз прошел процедуру конкурсного отбора,
защитил «дорожную карту» (I этап - в октябре 2013 г., II этап - в марте 2014 г.) на заседании Совета по повышению конкурентоспо-
собности ведущих университетов РФ среди ведущих мировых научно-образовательных центров и вошел в число 15 ведущих универ-
ситетов, получивших соответствующую поддержку (субсидии).
2014 г. В соответствии с приказом Минобрнауки России № 738 от 10 июля 2014 г. университет перешел в категорию автономных
учреждений высшей школы путем изменения типа существующего учреждения.
2015 г. 22 июня приказом Министерства образования и науки Российской Федерации № 608 Федеральное государственное авто-
номное образовательное учреждение высшего образования «Самарский государственный аэрокосмический университет имени ака-
демика С.П.Королева (Национальный исследовательский университет)» (СГАУ) и Федеральное государственное бюджетное
образовательное учреждение высшего профессионального образования «Самарский государственный университет» (СамГУ) реорга-
низованы в форме присоединения к СГАУ СамГУ в качестве структурного подразделения. (Куйбышевский государственный университет
организован на основании Постановления Совета Министров СССР № 940 от 14 декабря 1966 г. «Об организации Куйбышевского го-
сударственного университета» и Совета Министров РСФСР № 1006 от 21 декабря 1966 г. Официальное открытие состоялось 17 октября
1969 г. В1991 г. Куйбышевский государственный университет был переименован в Самарский государственный университет.) В соот-
ветствии с приказом Минобрнауки России 12 ноября 2015 г. закончился процесс объединения СГАУ и Самарского государственного
университета. В объединенном университете численность научно-педагогических работников выросла в 2 раза, численность студентов
очной формы обучения - с 5900 до 10870 человек, число образовательных программ увеличилось в три с лишним раза. В настоящее
время в объединенном университете 8 учебных институтов, 15 факультетов, 97 кафедр. Учебный процесс ведут 273 докт. наук, про-
фессора, 834 канд. наук, доцента; число образовательных программ - около 300. Общая численность студентов -16,8 тысяч человек,
аспирантов - 525, численность научно-педагогических работников - 1456 человек. Таким образом, технический профиль вуза был
значительно диверсифицирован за счет гуманитарных и социально-экономических направлений СамГУ.
2016 г. 6 апреля приказом Министерства образования и науки Российской Федерации № 379 Федеральное государственное авто-
номное образовательное учреждение высшего образования «Самарский государственный аэрокосмический университет имени ака-
демика С.П.Королева (Национальный исследовательский университет)» было переименовано в Федеральное государственное
автономное образовательное учреждение высшего образования «Самарский национальный исследовательский университет имени
академика С.П.Королева» (сокращенное название - «Самарский университет»). Самарский университет является участником проекта
«5-100» - государственной программы отбора и повышения конкурентоспособности ведущих российских университетов, начатой
в 2013 г. и рассчитанной на 7 лет.
ПАО Тураевское МКБ «Союз»
Приказом Государственного комитета авиационной промышленности от 1 августа 1964 г. было создано предприятие п/я 1864
(ОКБ4-300). Основу нового предприятия составил коллектив конструкторов Московского ОКБ-ЗОО, которых перебазировали на про-
изводственный филиал ОКБ-ЗОО в поселок Тураево (пригород г. Лыткарино Московской обл.). Специализацией предприятия является
разработка и изготовление жидкостных ракетных двигателей и двигательных установок для космических аппаратов и воздушно-ре-
активных двигателей для крылатых ракет.
1964-1983 гг Руководителем предприятия - главным конструктором являлся В.Г.Степанов.
1965 г. Завершена стендовая отработка жидкостных ракетных двигателей Р201-300 и Р209-300 для крылатых ракет главного кон-
структора А.Я.Березняка.
630
Предприятия, организации, учреждения
1966 г. Приказом ГКАТ от 30 апреля ОКБ4-300 переименовано в ТМКБ «Союз».
1967 г. Завершена стендовая отработка двигательной установки 5Д18.
1968 г. Осуществлен первый в мире перехват космической цели аппаратом «ИС», в состав которого входила ДУ 5Д18.
1969 г. Завершены Межведомственные испытания ДУ 11Д71.
1970 г. Осуществлена доставка в автоматическом режиме лунного грунта космическим аппаратом Е8-5 («Луна-16»), в состав ко-
торого входили двигатели 11Д441М Тураевского МКБ «Союз». На поверхность Луны с помощью КА Е8, в состав которого входили
двигатели 11Д441М Тураевского МКБ «Союз», доставлен автоматический аппарат «Луноход-1».
1974 г. ДУ 4Я18 принята на вооружение в составе КА УС-А. Завершены межведомственные испытания ДУ 11Д79. Запущен в космос
пилотируемый аппарат «Алмаз-2» (ОКБ-52) с двигателями стабилизации 11Д432,11Д433,11Д434 Тураевского МКБ «Союз».
1975 г. ДУ 5Д18 поставлена на боевое дежурство в составе КА «ИС».
1977 г. Завершены межведомственные испытания ДУ 5Д26.
1979 г. Первый запуск на геостационарную орбиту ИСЗ спутника связи «Горизонт» с корректирующей ДУ 11Д78 ТМКБ «Союз».
1980 г. Завершены межведомственные испытания ДУ 11Д78.
1982 г. Завершены межведомственные испытания ПВРД ЗД-81.
1983 г. Руководителем предприятия - главным конструктором назначен Д.Д.Гилевич.
1984 г. Завершены государственные стендовые испытания ФК и всережимного PC в составе двигателя РД-33 (для самолета МиГ-29).
1986 г. Предприятие награждено орденом Трудового Красного Знамени. Завершены государственные стендовые испытания
ПВРД31ДП.
1989 г. Завершены межведомственные испытания ПВРД ЗД-83. Завершена стендовая отработка изделия 58 (ПВРД) для гиперзву-
ковой летающей лаборатории.
1991 г. Генеральным директором предприятия - главным конструктором назначен Г.В.Комиссаров.
1992 г. Указом Президента РФ № 721 Государственное предприятие ТМКБ «Союз» преобразовано в ОАО ТМКБ «Союз».
2002 г. Предприятие ОАО ТМКБ «Союз» вошло в состав ОАО «Корпорация «Тактическое ракетное вооружение».
2003 г. Генеральным директором предприятия назначен Ю.Т.Руднев.
2008 г. Завершены государственные стендовые испытания ПВРД 52ПМ для ракет Х-31АД и Х-31ПД.
2009 г. Генеральным директором предприятия назначен Н.Н.Яковлев.
2015 г. Исполняющим обязанности генерального директора предприятия назначен А.Ф.Шульгин.
2016 г. Изменена организационно-правовая форма предприятия с ОАО на ПАО. Генеральным директором предприятия назначен
А.Ф.Шульгин.
ФГУП «ФЦДТ «Союз»
1940 г. Организован завод 512 по производству снарядов авиационного вооружения на базе Люберецкого комбината им. Дзер-
жинского НКВД СССР.
1941 г. Завод приступил к выпуску пороховых зарядов к снарядам реактивной артиллерии М-8 и М-13, 82-мм батальонному и
120-мм полковому минометам.
1943 г. На заводе 512 создано Особое техническое бюро ОТБ.
1944 г. Завод 512 реорганизован в опытно-исследовательский завод по развитию и внедрению на заводах Наркомата боеприпасов
новой (шнековой) технологии производства нитроглицериновых порохов. За годы войны завод выпустил и поставил на фронт более
500 тыс. зарядов к реактивным снарядам и 30 млн зарядов к минометным системам.
1947 г. Создано НИИ-125 на базе опытно-исследовательского завода 512.
1951 г. Становление предприятия и развитие твердотопливного ракетостроения тесно связаны с именем дважды Героя Социали-
стического Труда, лауреата Ленинской, Сталинской и Государственной премии СССР академика Жукова - выдающегося отечественного
ученого и конструктора, талантливого организатора науки и производства, который руководил институтом с 1951 г., в течение 37 лет.
Все эти годы он был научным руководителем и главным конструктором важнейших работ предприятия. Благодаря системному ком-
плексному подходу, который активно и последовательно применялся Б.П.Жуковым во всех работах предприятия, были радикально
расширены области использования твердых топлив в оборонной технике и народном хозяйстве и обеспечено достижение наивысших
научно-технических результатов.
1966 г. На базе НИИ-125 создан Научно-исследовательский химико-технологический институт. За создание новой техники, внесшей
значительный вклад в укрепление обороноспособности страны, предприятие награждено орденом Ленина.
1973 г. В состав НИХТИ включены Опытный завод химического машиностроения, Центральное научно-конструкторское бюро и
образовано Люберецкое научно-производственное объединение «Союз» (ЛНПО «Союз»).
1976 г. Предприятие награждено орденом Октябрьской Революции.
1988-1996 гг. Предприятие возглавлял генеральный директор - генеральный конструктор, лауреат Ленинской премии, Государст-
венной премии СССР, премии Правительства РФ, д.т.н. профессор З.П.Пак.
1994 г. ЛНПО «Союз» преобразовано в Федеральный центр двойных технологий «Союз» (Указ Президента РФ № 1692 от 15 августа
1994 г.).
1996 г. - н.в. ФГУП «ФЦДТ «Союз» руководит генеральный директор и генеральный конструктор, лауреат Государственных премий
СССР и РФ, премии Правительства РФ, д.т.н., профессор, академик РАН и РАРАН Ю.М.Милехин.
2002 г. ФЦДТ «Союз» переименован в Федеральное государственное унитарное предприятие «Федеральный центр двойных тех-
нологий «Союз».
2007 г., 2012 г. Коллективу предприятия объявлена Благодарность Президента РФ за большой вклад в разработку и создание спе-
циальной техники и технологий двойного назначения.
АО «Турбонасос»
АО «Турбонасос» - динамично развивающееся научно-производственное предприятие, включающее в себя конструкторский,
производственный и экспериментальный комплексы, связанные между собой общим производственно-технологическим циклом.
За АО «Турбонасос» закреплены разработка, изготовление, испытания и сервис насосов, турбин и энергетических систем для
631
Приложение 2
ракетно-космической отрасли, а также для таких базовых отраслей национальной экономики РФ, как добыча и переработка
нефти и газа, энергетика, черная и цветная металлургия, производство минеральных удобрений.
1992 г. В ноябре на базе конструкторского отдела КБХА создан научно-производственный комплекс «Турбонасос» - отделение,
которое наряду с разработкой ТНА для ЖРД занялось созданием конкурентоспособного насосного и другого энергетического обору-
дования для промышленных предприятий базовых отраслей народного хозяйства России.
1999 г. На базе НПК «Турбонасос» создано дочернее Унитарное предприятие «Турбонасос» - ФГУП «Конструкторское бюро хи-
мавтоматики».
2003 г. 10 сентября предприятие преобразовано во ФГУП «Турбонасос».
2012 г. Предприятие ФГУП «Турбонасос» приватизировано путем преобразования в ОАО «Турбонасос».
2017 г Предприятие переименовано в Акционерное общество «Турбонасос».
ФГУП ОКБ «Факел»
1955 г. С целью разработки и исследований новых типов двигателей для подводных аппаратов было образовано Калининградское
отделение лаборатории двигателей АН СССР.
1961 г. Предприятие переключилось на электроракетные двигатели космического назначения. В свое время были разработаны и
исследованы различные типы двигателей: магнитоплазменные, торцевые, электродуговые, электронагревные, ионные и др.
1971 г. Предприятие стало именоваться Опытное конструкторское бюро «Факел» и остановило свой выбор на разработке и про-
изводстве стационарных плазменных и термокаталитических двигателей, а также двигательных блоков и двигательных установок на
их основе. Продукция ОКБ «Факел» широко применяются на космических аппаратах различного назначения.
ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша»
ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша» - головная организация России, осуществляющая научно-исследовательские и опытно-конструк-
торские работы в области ракетного двигателестроения и космической энергетики. Центр Келдыша входит в структуру Роскосмоса,
принимает участие в разработке и осуществлении ФКП, разрабатывает, изготавливает, испытывает современные образцы различных
типов РД, двигательных и энергетических установок. В Центре Келдыша в разные годы работали выдающиеся представители ракетно-
космической науки и техники: М.В.Келдыш, С.П.Королев, В.П.Глушко, Б.В.Раушенбах, В.П.Мишин, А.М.Исаев, А.М.Люлька, М.М.Бон-
дарюк, Г.И.Петров, В.С.Авдуевский, А.П.Ваничев, В.М.Иевлев.
1933 г. 31 октября на основании постановления Совета Труда и Обороны СССР № 104 образован Реактивный научно-исследова-
тельский институт. Первый отдел РНИИ занимался разработкой и применением ракет на твердом топливе. Второй отдел разрабатывал
двигатели на жидком и гибридном топливах и ракеты на их основе. Бригада под руководством В.П.Глушко разрабатывала азотно-кис-
лотные ЖРД, а бригада под руководством Л.С.Душкина - кислородных ЖРД.
1933-1941 гг. Разработано более 40 двигателей, в т.ч. 27 азотно-кислотных ЖРД, 6 кислородных ЖРД, 5 комбинированных РД
(РДТТ + ЖРД).
1937 г. РНИИ переименован в НИИ-3.
1938-1945 гг. Приняты на вооружение пусковые установки с реактивными снарядами РС-82 для истребителей и РС-132 для бом-
бардировщиков. Приняты на вооружение наземные мобильные пусковые установки залпового огня с реактивными снарядами М-13
(«Катюша»). Совершен первый в СССР полет реактивного истребителя БИ-1 с созданным в НИИ-3 самым мощным отечественным
азотно-кислотным ЖРД той поры тягой 10 кН конструкции Л.С.Душкина. Создан первый в СССР опытный турбореактивный двигатель
(С-18) конструкции А.МЛюльки. Разработан прямоточный воздушно-реактивный двигатель конструкции М.М.Бондарюка для самолетов
Ла-7 и Ла-9.
1942 г. За успешную разработку новых видов вооружений институт награжден орденом Красной Звезды.
1944 г. Предприятие переименовано в НИИ-1 (Научно-исследовательский институт реактивной авиации) Наркомата авиационной
промышленности, МАП, ГКАТ.
1946-1954 гг Заложены научные основы проектирования и разработки ЖРД на высококипящих и криогенных компонентах
топлива в обеспечение создания двигателей для первых советских баллистических ракет. Создана первая в мире сверхзвуковая
аэродинамическая труба с широким диапазоном изменения числа Маха для изучения пространственного обтекания тел сложной
формы.
1954-1957 гг. Осуществлялось научное сопровождение разработки ЖРД и головных частей для первой межконтинентальной бал-
листической ракеты Р-7. В кооперации с предприятиями отрасли создана межконтинентальная крылатая ракета «Буря» со сверхзву-
ковым ПВРД и астронавигационной системой наведения. Предложена и теоретически обоснована схема ГПВРД.
1957-1961 гг. Решены проблемы обеспечения высокой надежности ЖРД и продольной устойчивости ракет-носителей на базе
МБР Р-7, что позволило осуществить запуск первых космических аппаратов к Луне (1959 г.) и первый полет человека в космос
12 апреля 1961 г.
1957-1978 гг. Развернуты работы по созданию ЯРД. Проведен энергетический пуск реактора ЯРД.
1958-1974 гг. Создана аппаратура и проведено первое измерение из космоса инфракрасного излучения Земли. Разработана ап-
паратура и впервые проведены измерения освещенности в атмосфере и на поверхности Венеры (1972 г.).
1959-1970 гг. Теоретически и экспериментально обоснована и внедрена на всех лучших в мире современных двигателях схема
ЖРД с дожиганием генераторного газа (замкнутая схема). Разработаны и внедрены в промышленность эффективные методы подав-
ления всех видов автоколебательных процессов в ЖРД.
1962-1992 гг. Выполнен большой объем комплексных НИР по РДТТ специального назначения, при активном участии специалистов
института завершена отработка мощных РДТТ для изделий специального назначения.
1965 г. Предприятие вошло в состав Министерства общего машиностроения и получило наименование Научно-исследовательский
институт тепловых процессов.
1970-1975 гг. Разработано семейство мощных электродуговых плазмотронов постоянного тока, нашедших широкое применение
в авиационно-космической технике, плазмохимии и плазмометаллургии.
1974 г. Создана электронно-пучковая установка «Онега» с выводом в атмосферу электронного пучка мегаваттного уровня мощ-
ности в непрерывном режиме.
632
Предприятия, организации, учреждения
1975 г Впервые на ИСЗ проведено успешное испытание торцевых плазменных движителей. Создана аппаратура и с помощью
спускаемых аппаратов «Венера-9» и «Венера-10» впервые проведены прямые измерения спектрального состава излучения и скорости
ветра в атмосфере и на поверхности Венеры. За заслуги в развитии ракетно-космической техники НИИТП награжден орденом Трудового
Красного Знамени.
1977-1988 гг. Осуществлялось научное сопровождение и участие в разработке мощных ЖРД и ряда систем для ракетно-космиче-
ской системы «Энергия - Буран».
1984 г. Начаты работы по созданию и совершенствованию нового поколения экологически чистых РД: ЖРД на топливе кислород
+ метан, трехкомпонентного ЖРД на топливе кислород + водород + углеводородное горючее, ЖРД безгазогенераторной схемы.
1986-1991 гг. Завершена разработка и внедрен на крылатых ракетах новый тип ПВРД.
1992 г. НИИТП вошел в состав Российского космического агентства.
1993-2003 гг. Разработаны и продолжают совершенствоваться высокоэффективные холловские плазменные двигатели нового
поколения (от 0,1 до 6 кВт), в т.ч. обладающие высоким (до 2500-3000 с) удельным импульсом и возможностью управления вектором
тяги. Начаты летные испытания холловского двигателя в составе КА «Экспресс-А» № 4.
1995 г. НИИТП переименован в Федеральное государственное унитарное предприятие «Исследовательский центр имени М.В.Кел-
дыша».
1998-1999 гг Создан и испытан стендовый прототип многоразового кислородно-метанового двигателя нового поколения.
2003-2006 гг. Разработана концепция международного проекта пилотируемой экспедиции на Марс, использования ЯЭУ и ЯЭДУ
для полетов к ближним и дальним планетам Солнечной системы.
2006 г. Развернуты работы по водородной энергетике, в т.ч. наземной. Создана первая в России топливная батарея для получения
электричества с использованием твердополимерных мембран.
2006 г. Развернуты ОКР по созданию инфракрасного фурье-спектрометра ИКФС-2 для КА «Метеор-М».
2007-2008 гг. Развернуты работы в области наноматериалов и нанотехнологий.
2008 г. Постановлением Правительства РФ № 874 от 22 ноября 2008 г. Центру Келдыша присвоен статус Государственного научного
центра Российской Федерации.
2009-2018 гг. Научное руководство и координация работ по реализации кооперацией предприятий Роскосмоса, Росатома, РАН
проекта «Создание транспортно-энергетического модуля на основе ядерной энергодвигательной установки мегаваттного класса» (Рас-
поряжение Президента РФ от 22 июня 2010 г.).
ПАО «РКК «Энергия» имени СЛКоролева»
ПАО «РКК «Энергия» осуществляет деятельность в ракетно-космической отрасли начиная с 1946 г. - с даты образования коллектива
разработчиков баллистических ракет дальнего действия во главе с Главным конструктором ракетно-космических систем и основопо-
ложником практической космонавтики С.П.Королевым.
9 августа 1946 г. приказом министра вооружения Д.Ф.Устинова Главным конструктором изделия № 1 - баллистической ракеты
дальнего действия - был назначен С.П.Королев. 26 августа 1946 г. приказом министра вооружения Д.Ф.Устинова была определена
структура НИИ-88, в которой юридически утверждено образование отдела 3 в составе СКБ. 26 августа 1946 г. стал днем основания
предприятия. Предприятие стало родоначальником практически всех направлений отечественной ракетной и космической техники.
ПАО «РКК «Энергия» - ведущее российское ракетно-космическое предприятие, головная организация по пилотируемым космическим
системам. Ведет работы по созданию автоматических космических и ракетных систем (средств выведения и межорбитальной транспор-
тировки), высокотехнологичных систем различного назначения для использования в некосмических сферах.
Корпорация преобразована в Акционерное общество в соответствии с Указом Президента Российской Федерации № 237 от 4 фев-
раля 1994 г. «О порядке приватизации Научно-производственного объединения «Энергия» имени академика С.П.Королева» и на ос-
новании Постановления Правительства Российской Федерации № 415 от 29 апреля 1994 г. «О создании Ракетно-космической
корпорации «Энергия» имени С.П.Королева». ПАО «РКК «Энергия» является правопреемником ОКБ-1, ЦКБЭМ и НПО «Энергия» имени
академика С.П.Королева.
На предприятии в середине 1940-х - начале 1950-х гг. были созданы первые отечественные баллистические ракеты различных
типов: от мобильных сухопутных комплексов тактического назначения до баллистических ракет ПЛ и стратегических межконтинен-
тальных носителей термоядерного оружия. Здесь разработаны 14 стратегических ракетных комплексов, 11 из которых сданы на во-
оружение и переданы в серийное производство на другие заводы, в т.ч. комплексы первых жидкостных и твердотопливных ракет,
включая ракеты на высоко- и низкокипящих компонентах жидкого топлива. Первая космическая ракета Р-7 до настоящего времени
остается одной из самых надежных космических ракет в мире. Этими проектами были заложены основы дальнейшего развития ра-
кетного вооружения страны.
С начала 1950-х гг. предприятие инициировало и возглавляло работы практически по всем направлениям развития космонавтики.
Геофизические ракеты (1951-1960 гг., 1964-1975 гг.), первый искусственный спутник Земли (1957 г.) и первая ракета космического
назначения типа Р-7 («Спутник»), доставившая его на орбиту, первый полет человека в космическое пространство, осуществленный
гражданином нашей страны Ю.А.Гагариным (1961 г.), пилотируемые космические корабли «Восток» (1960-1963 гг.), «Восход» (1964—
1966 гг.), первые автоматические межпланетные станции, запущенные к Луне и планетам Солнечной системы - Венере и Марсу (1959—
1969 гг.), первые спутники для научных исследований (с 1957 г.), спутники-разведчики типа «Зенит» (1962 г.), спутники связи
«Молния-1» (1965 г.), первая «мягкая» посадка на Луну (1966 г.) - все это было создано и осуществлено нашим коллективом, воз-
главляемым главным конструктором С.П.Королевым. Также были разработаны другие проекты (пилотируемые лунные комплексы Л1,
ЛЗ, ракета-носитель Н1 сверхтяжелого класса, многоцелевой орбитальный комплекс, марсианский пилотируемый комплекс).
При головной роли предприятия созданы и эксплуатировались:
-	орбитальные станции «Салют» (1971 г.); «Салют-4» (1974-1977 гг.); «Салют-6» (1977-1982 гг.); «Салют-7» (1982-1991 гг.); много-
модульная станция «Мир» (1986-2001 гг.), ставшая первым международным исследовательским космическим центром, на котором вы-
полнялись проекты «Евромир», «Мир - Шаттл», «Мир - НАСА»; Российский сегмент Международной космической станции (с 1998 г.);
-	пилотируемые космические корабли «Союз» (1966-1981 гг.), «Союз Т» (1979-1986 гг.), «Союз ТМ» (1986-2002 гг.), «Союз ТМА»
(2002-2012 гг.), «Союз ТМА-М» (2010-2016 гг.), «Союз МС» (с 2016 г.);
-	грузовые космические корабли «Прогресс» (1978-1990 гг.), «Прогресс М» (1989-2009 гг.), «Прогресс М1» (2000-2004 гг.),
«Прогресс М-М» (2008-2015 гг.), «Прогресс МС» (с 2015 г.);
633
Приложение 2
-	многоразовая космическая система «Энергия - Буран» с крупнейшей в мире ракетой-носителем «Энергия» (1987-1988 гг.), которая
до настоящего времени не имеет технических аналогов в мире, и многоразовым ОК «Буран» (1988 г.);
-	космическая орбитальная обсерватория «Гамма» астрофизического и геофизического направлений (1990-1992 гг.);
-	спутники связи нового поколения «Ямал-100» (1999-2011 гг.), «Ямал-200» (с 2003 г.);
-	спутник дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ) «БелКА» (2006 г.);
-	космическая система ДЗЗ для иностранного заказчика (2014-2015 гг.) и др.
Предприятие являлось активным участником международных космических программ: «Союз-Аполлон», «Интеркосмос». В1991-
1998 гг. впервые в мире в рамках транснациональной компании осуществлена разработка комплекса «Морской старт».
Основные направления деятельности: пилотируемые космические системы (основные заказчики - ГК «Роскосмос», космическое
агентство США (NASA), европейское космическое агентство (ESA), космические агентства других стран), автоматические космические
системы (основные заказчики - Госзаказчик. иностранные заказчики), ракетные системы (основные заказчики - ГК «Роскосмос», Гос-
заказчик, международная компания «Си Лонч»).
В направлении «Пилотируемые космические системы» ПАО «РКК «Энергия» - головная организация по созданию и эксплуатации
Российского сегмента Международной космической станции. Осуществляет изготовление и запуски транспортных пилотируемых КК
типа «Союз ТМА», транспортных грузовых КК «Прогресс М», модулей Российского сегмента МКС. Обеспечивает интеграцию и управ-
ление полетом Российского сегмента МКС, доставку на нее космонавтов и грузов, выполнение программ научных исследований и экс-
периментов. Осуществляла поставку российских систем для европейского грузового корабля ATV и его интеграцию в состав
Российского сегмента МКС. Проводит НИОКР в области создания перспективных пилотируемых транспортных систем, космической
инфраструктуры XXI в. и осуществления пилотируемых экспедиций в различные области околоземного пространства и Солнечной си-
стемы.
В направлении «Автоматические космические системы» ПАО «РКК «Энергия» создает на базе унифицированной космической
платформы автоматические КА космических систем различного назначения, в т.ч. спутников связи и дистанционного зондирования
Земли.
В направлении «Ракетные системы» ПАО «РКК «Энергия» изготавливает разгонные блоки типа «ДМ» для обеспечения запусков спут-
ников глобальной навигационной системы ГЛОНАСС и КА по госзаказу, а также по коммерческим программам. Совместно с компаниями
США, Норвегии и Украины ПАО «РКК «Энергия» создала ракетно-космический комплекс морского базирования «Морской старт», в
котором является ведущей компанией по ракетному сегменту. Кроме того, ПАО «РКК «Энергия» обеспечивала выведение КА с ис-
пользованием разгонного блока ДМ-SLB в рамках программы «Наземный старт». Продолжается дальнейшая модернизация разгонного
блока типа ДМ, в т.ч. для расширения программы исследования космического пространства.
Разрабатываются проектные предложения по созданию ракетно-космических комплексов и транспортных межорбитальных систем
нового поколения, включая средства межорбитальной.
Для выполнения программ ПАО «РКК «Энергия» использует стартовые комплексы и технические позиции на космодромах Бай-
конур, Плесецк, Центр управления полетами в г. Королеве и другие региональные центры и пункты управления, а также уникальную
стендовую базу для проведения наземных испытаний.
Основными видами работ по направлениям деятельности ПАО «РКК «Энергия» являются НИОКР. Основным партнером по изготовлению
заказов Корпорации является ЗАО «ЗЭМ «РКК «Энергия». При создании наукоемких изделий космического и некосмического назначения ПАО
«РКК «Энергия» осуществляет закупки продукции российских предприятий с целью обеспечения развития своей деятельности, а также для
реализации инвестиционных проектов, направленных на повышение эффективности бизнеса.
ПАО «РКК «Энергия» обладает многолетним опытом объединения и координации кадрового и технического потенциала сотен
предприятий в России и международной кооперации для реализации крупных современных ракетно-космических проектов. Этот опыт
накоплен и при реализации программ универсальной транспортной ракетно-космической системы «Энергия» - «Буран», орбитальных
станций «Салют», орбитального комплекса «Мир», МКС, комплекса «Морской старт».
Предприятие награждено четырьмя орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, имеет две Благодарности от Президента
РФ и одну благодарность от Председателя Правительства РФ.
В различные периоды работы организации ее возглавляли академики АН СССР С.П.Королев (1946-1966 гг.), В.П.Мишин (1966-
1974 гг.), В.П.Глушко (1974-1989 гг.). В последующем предприятие возглавляли В.Д.Вачнадзе (1977-1991 гг.), академик РАН
Ю.П.Семенов (1989-2005 гг.), Н.Н.Севастьянов (2005-2007 гг.), член-корреспондент РАН В.А.Лопота (2007-2014 гг.), академик
РАН В.П.Легостаев (2014-2015 гг.). В настоящее время Корпорацию возглавляют генеральный директор ПАО «РКК «Энергия»
В.Л.Солнцев и генеральный конструктор - первый заместитель генерального директора ПАО «РКК «Энергия» академик РАН Е.А.Ми-
крин. В Корпорации работают один действительный член и один член-корреспондент РАН, 180 канд. и 29 докт. наук. Ведущие уче-
ные наряду с производственной деятельностью занимаются педагогической работой, из них 20 сотрудников имеют ученое звание
профессора. За выдающиеся достижения в создании уникальных образцов РКТ и освоении космического пространства 25 со-
трудникам предприятия было присвоено звание Героя Социалистического Труда, а С.П.Королев и В.П.Глушко дважды удостоены
этого звания. Лауреатами Ленинской, Государственных премий и премии Правительства РФ стали более 200 работников пред-
приятия. Многие сотрудники награждены орденами и медалями. Дважды Героями Советского Союза стали 16 сотрудников, Героями
Советского Союза - 7 сотрудников предприятия (космонавты). Звания Герой Российской Федерации удостоены 17 сотрудников
Корпорации (космонавты).
АО «НПО Энергомаш имени академика В.П.Глушко»
АО «НПО Энергомаш имени академика В.П.Глушко» - ведущее предприятие России по разработке, испытаниям и производству
мощных жидкостных ракетных двигателей. АО «НПО Энергомаш» в настоящее время является головным предприятием новой интег-
рированной структуры ракетного двигателестроения, объединившей ведущие российские предприятия ракетного двигателестроения.
В НПО Энергомаш было разработано более 60 мощных ЖРД на различных компонентах топлива как для космических ракет-носителей,
так и для боевых баллистических ракет. НПО Энергомаш обладает уникальным рядом кислородно-керосиновых ЖРД с диапазоном тяг от
60 до 10ОО тс, которые могут соответствовать потребностям разработчиков ракет-носителей различных классов. Предприятие было основано
в 1929 г. основоположником ракетного двигателестроения В.П.Глушко. На предприятии работали в разные годы выдающиеся представители
ракетно-космической науки и техники: В АВитка, Д.Д.Севрук, НАЖелтухин, В.И.Курбатов, В.Л.Шабранский, М.Р.Гнесин, А.Д.Дарон, В.П.Ра-
довский, В.Ф.Трофимов, Б.И.Каторгин, В.К.Чванов.
634
Предприятия, организации, учреждения
1929	г. 15 мая в Газодинамической лаборатории создано подразделение по разработке электрических и жидкостных ракет и ракетных
двигателей под руководством В.П.Глушко. Эта дата считается датой основания НПО Энергомаш имени академика В.П.Глушко - ведущего
предприятия по разработке мощных жидкостных ракетных двигателей.
1929-1933 гг. Под руководством В.П.Глушко проводятся работы над электротермическим реактивным двигателем.
1930	г. Разработана конструкция и начато изготовление первого отечественного ЖРД ОРМ-1 конструкции В.П.Глушко.
1931	г. Разработан и впервые в СССР испытан ЖРД - ОРМ конструкции В.П.Глушко. Впервые предложено применять самовоспла-
меняющееся топливо и химическое зажигание.
1931-1932 гг. На Научно-испытательном артиллерийском полигоне (Ржевка, Ленинград) проводятся испытания ЖРД серии ОРМ,
а также исследования жидких топлив.
1931-1933 гг. Разработаны экспериментальные ЖРД семейства ОРМ: от ОРМ-1 до ОРМ-52.
1932-1933 гг. Спроектированы неуправляемые жидкостные ракеты РЛА-1 и РЛА-2, управляемая жидкостная ракета РЛА-3.
1933	г. 21 сентября вышел приказ Реввоенсовета о формировании первого отечественного Реактивного научно-исследовательского
института РККА в Москве путем объединения ГДЛ при Управлении военных изобретений и МосГИРД при ОСОАВИАХИМ. С 1 октября
1933 г. по 2 января 1934 г. продолжились работы подразделения В.П.Глушко в составе Ленинградского отделения РНИИ.
1934	г. 3 января В.П.Глушко и его сотрудники переехали в Москву для продолжения работ по ЖРД в составе РНИИ. В.П.Глушко
назначен начальником сектора «Азотнокислотные ЖРД» отдела № 2.
1934-1935 гг. Разработка семейства экспериментальных ЖРД ОРМ-53 - ОРМ-64.
1935-1936 гг. Разработка конструкции газогенератора ГГ-1 на азотной кислоте и керосине с впрыском воды.
1936-1939 г. Разработка ЖРД ОРМ-65 для ракетопланера РП-318 и крылатой ракеты 212.
1938	г. 23 марта В.П.Глушко арестован по ложному обвинению по делу антисоветской троцкистско-вредительской организации в
НИИ № 3.
1939	г. 15 августа вышло Постановление Особого совещания при наркоме внутренних дел СССР о заключении В.П.Глушко в ИТЛ
на 8 лет.
1939-1940 гг. В.П. Глушко получил возможность продолжить работы по ЖРД в спецгруппе 4-го Спецотдела НКВД при Тушинском
авиастроительном заводе № 82. Разработка проектов мощного газогенератора ГГ-3 и установки ЖРД (на базе ОРМ-65) в качестве
ускорителя на самолет С-100 и «Сталь-7».
1940-1944 гг. Работы В.П.Глушко и его сотрудников продолжаются в ОКБ 4-го Спецотдела НКВД при авиазаводе № 27 (затем
№ 16) в Казани.
1941 г. В.П.Глушко назначен главным конструктором по ЖРД в ОКБ 4-го Спецотдела при заводе № 16.
1941-1947 гг. Разработка одно-, двух-, трех- и четырехкамерных самолетных реактивных установок семейства РД-1 - РД-3 с на-
сосной подачей топлива с тягой от 300 до 1200 кгс.
1943-1946 гг. Летные испытания двигателей РД-1 и РД-1ХЗ на самолетах Пе-2, Ла-7 и 120Р, Як-3, Су-6 и Су-7 (около 400 пусков
двигателей).
1944	г. 27 июля вышло постановление Президиума Верховного Совета п СССР о досрочном освобождении со снятием суди-
мости В.П.Глушко и группы сотрудников ОКБ 4-го Спецотдела НКВД при заводе № 16 (всего 35 человек). В конце июля организовано
ОКБ спецдвигателей (ОКБ-СД) Наркомата авиационной промышленности во главе с В.П.Глушко на базе ОКБ 4-го Спецотдела при заводе
№ 16 в Казани.
1945	г. В июле В.П.Глушко направлен в Германию для работы в составе Особой правительственной комиссии под руководством
генерала Л.М.Гайдукова. В1945-1947 гг. группа специалистов ОКБ-СД под руководством В.П.Глушко работала в Германии. В сентябре
сотрудники ОКБ-СД впервые награждены орденами и медалями: В.П.Глушко и Д.Д.Севрук - орденами Трудового Красного Знамени,
С.П.Королев, Г.С.Жирицкий, Н.Н.Артамонов, Г.Н.Лист, Н.С.Шнякин - орденами «Знак Почета», большая группа сотрудников награждена
медалью «За доблестный труд в Великой Отечественной войне». 23 ноября В.П.Глушко подает докладную записку председателю Особой
правительственной комиссии генералу Л.М.Гайдукову о результатах работы группы сотрудников ОКБ-СД в Германии и с предложениями
о развитии ракетной техники в СССР.
1946	г. В феврале создан институт «Нордхаузен» в Германии под руководством генерала Л.М.Гайдукова, в состав которого вошли
завод «Монтанья» по производству ЖРД для Фау-2 и база огневых испытаний ЖРД в Леестене (завод «Форверк-Митте»), руководимые
В.П.Глушко. 3 июля вышел приказ министра авиационной промышленности о перепрофилировании авиаремонтного завода № 456
под производство ЖРД и переводе в Химки ОКБ-СД из Казани. Главным конструктором ОКБ при заводе № 456 назначен В.П.Глушко.
18 августа состоялась первая в мире публичная демонстрация летательного аппарата в полете с работающим ЖРД - показ на авиа-
ционном параде в Тушине самолета-истребителя 120Р с двигателем РД-1ХЗ. 29 сентября вышло распоряжение правительства о пере-
дислоцировании ОКБ-СД на завод № 456. В ноябре-декабре состоялся переезд коллектива ОКБ-СД из Казани на завод № 456 в Химках.
1946-1950 гг. Работы по воспроизводству двигателей немецкой ракеты А-4 из отечественных материалов.
1947	г. В январе в Химки прибыла группа сотрудников ОКБ-СД после командировки в Германию. В конце года первый ЖРД
РД-100 производства ОКБ-456 был готов к заводским испытаниям.
1947-1951 гг. Разработка ЖРД РД-101 для ракеты Р-2. Проводятся работы над экспериментальным ЖРД РД-110 для баллистиче-
ской ракеты дальнего действия.
1948	г. 24 мая проведено первое огневое испытание ЖРД РД-100 на стенде № 1 ОКБ-456 в Химках.
1948-1949 гг. Разработана и испытана конструкция экспериментальной модельной камеры КС-50, а затем ЭД-140, предназначенной
для разработки конструкции смесительных головок ЖРД РД-110. Паяно-сварная конструкция этих камер стала базовой конструкцией
всех камер сгорания разработки ОКБ-456 и других двигателестроительных КБ страны.
1952-1955 гг. Разработка ЖРД РД-103 и РД-1 ОЗМ для ракеты Р-5 (Р-5М).
1954	г. Принято решение о создании на Карельском перешейке испытательного полигона для работ со фтором и его соединениями,
впоследствии Приморского филиала КБ Энергомаш. 27 октября приказом Министерства оборонной промышленности ОКБ-456 и завод
№ 456 объединены под руководством начальника и главного конструктора ОКБ-456 В.П.Глушко.
1954-1958 гг Разработка ЖРД РД-107 и РД-108 для МБР Р-7.
1954-1959 гг. Разработка ЖРД РД-214 для ракеты Р-12.
1956	г. 2 февраля осуществлен экспериментальный пуск ракеты Р-5М с ядерным зарядом с использованием ЖРД РД-1 ОЗМ В
феврале же выпущен отчет «Термоядерный ракетный двигатель». В апреле указом Президиума Верховного Совета СССР за разработку
ЖРД РД-1 ОЗМ для ракеты Р-5М, несущей ядерный заряд, В.П.Глушко удостоен звания Героя Социалистического Труда, а ОКБ-456 на-
635
Приложение 2
граждено орденом Трудового Красного Знамени. 15 августа выполнено первое стендовое огневое испытание ЖРД РД-107 в составе
бокового блока ракеты Р-7 в Загорске. 27 декабря осуществлено первое стендовое огневое испытание ЖРД РД-108 в составе цент-
рального блока ракеты Р-7 в Загорске. В этом же году принято постановление правительства о разработке ядерных ракетных двигателей
в СССР. В.П.Глушко назначен главным конструктором ЯРД.
1957	г. Принято постановление правительства о запуске первого спутника с помощью ЖРД РД-107ПС и РД-108ПС. 20 февраля
проведено стендовое огневое испытание ЖРД РД-107 и РД-108 в составе «пакета» ракеты Р-7 в Загорске. 30 марта проведено огневое
стендовое испытание летного варианта «пакета» ракеты Р-7 с ЖРД РД-107 и РД-108 в Загорске. 15 мая осуществлен первый пуск
ракеты Р-7 с ЖРД РД-107 и РД-108.21 августа проведен первый успешный пуск МБР Р-7 с ЖРД РД-107 и РД-108.4 октября запущен
первый искусственный спутник Земли ракетой-носителем «Спутник» с ЖРД РД-107 и РД-108. В этом же году главному конструктору
В.П.Глушко и начальнику лаборатории огневых испытаний В.Л.Шабранскому присуждена Ленинская премия, заместителям главного
конструктора В.А.Витке и В.И.Курбатову, слесарю-сборщику Н.Г.Васильеву присвоены звания Героев Социалистического Труда за раз-
работку двигателей РД-107 и РД-108.
1958	г. 30 июня принято постановление правительства о дальнейшем развитии работ по ядерным двигателям. ОКБ-456 определено
головным в области двигателей типа «А». Начало работ по ЖРД РД-216, РД-218 и РД-219 для ракет Р-14 и Р-16.
1958-1960 гг. Разработка ЖРД РД-216 для ракеты Р-14.
1959	г. Разработан эскизный проект мощного ядерного ракетного двигателя.
1959-1962 гг. Разработка ЖРД РД-111 для ракеты Р-9.
1960	г. Начаты работы по ЖРД РД-303 на фторе и аммиаке тягой 10 тс. Заместитель главного конструктора В.И.Лавренец-Семенюк
и начальник объединенного двигательного отдела В.П.Радовский удостоены Ленинской премии за создание РД-214 для ракеты Р-12.
1960-1961 гг. Выпущен отчет и эскизный проект ядерного ракетного двигателя на жидком водороде.
1960-1963 гг. Разработка ЖРД РД-119 для второй ступени PH «Космос».
1961	г. 12 апреля с помощью ЖРД РД-107 и РД-108 осуществлен полет первого в мире человека в космос на PH «Восток». За
обеспечение полета в космос Ю.А.Гагарина ОКБ-456 награждено орденом Ленина, главному конструктору В.П.Глушко вторично при-
своено звание Героя Социалистического Труда. Этого звания удостоены также рабочие В.П.Зиновьев, М.Н.Илюшин, испытатель
Н.А.Шмагин, начальник конструкторского отдела С.П.Агафонов, начальник лаборатории огневых испытаний В.Л.Шабранский, заме-
ститель главного конструктора В.И.Лавренец-Семенюк, директор завода Ю.Д.Соловьев.
1961-1965 гг. Разработка ЖРД РД-253 для первой ступени PH «Протон».
1962	г. 18 июля принято постановление правительства о проведении ОКБ-456 поисковых работ по выбору оптимальных схем и
параметров ЖРД с тягой до 1000 тс в одной камере сгорания. Разработан эскизный проект ядерного ракетного двигателя на жидком
водороде с максимальными показателями удельного импульса тяги.
1962-1966 гг. Разработка ЖРД РД-251 и РД-252 для ракеты Р-36.
1962-1969 гг. Разработка ЖРД РД-270 по схеме «газ + газ» для первой ступени PH тяжелого класса УР-700.
1963	г. Переход к разработке газофазных ядерных ракетных двигателей с отказом от продолжения работ по ЯРД с твердофазным
реактором. Выпущен отчет по ядерному ракетному двигателю средней мощности.
1965 г. 16 июля осуществлен первый пуск PH «Протон» с ЖРД РД-253 на первой ступени.
1965-1971 гг. Проведены проектные работы и экспериментальные исследования по созданию ЖРД с использованием
новых компонентов топлива в различных сочетаниях: фтора, перекиси водорода, водорода, гидрида бериллия, жидкого лития,
порошкообразного алюминия и др. Определены основы конструкции двигателя РД-560 на перекиси водорода и гидриде бе-
риллия.
1966-1970 гг. Разработка ЖРД РД-261 и РД-262 для PH «Циклон-2».
1967	г. 1 января ОКБ-456 и опытный завод №456 переименованы в КБ и Опытный завод энергетического машиностроения (КБЭМ
и ОЗЭМ). В августе начаты ЛКИ PH «Циклон-2А» с ЖРД РД-251 и РД-252.
1968	г. Начато издание сборника «Труды КБ Энергомаш».
1969	г. В июле принято постановление правительства по разработке фторно-аммиачного ЖРД РД-301 по техническому заданию
КБ Прикладной механики.
1969-1975 гг. Разработка ЖРД РД-264 для ракеты Р-36М.
1970-1976 гг. Разработка ЖРД РД-268 для ракеты МР-УР-100.
1971	г. Начата разработка устройств на новых физических принципах - непрерывных химических лазеров на фторе.
1973	г. Выбрана компоновка четырехкамерного ЖРД для разработки мощного кислородно-керосинового двигателя.
1974	г. 22 мая В.П.Глушко назначен директором и генеральным конструктором НПО «Энергия». КБЭМ и ОЗЭМ, наряду с другими
предприятиями, вошли в состав образованного НПО «Энергия».
1976-1986 гг. Разработка ЖРД РД-120 для PH «Зенит».
1976-1988 гг. Разработка ЖРД РД-170 и РД-171 для PH «Энергия» и «Зенит».
1979	г. 29 декабря КБ Энергомаш награждено орденом Октябрьской Революции за большой вклад в организацию и развитие работ
по созданию новой техники.
1980	г. 25 августа проведено первое огневое испытание ЖРД РД-170 - самого мощного в мире ЖРД, предназначенного для первой
ступени PH «Энергия».
1981	г. Начаты исследования конструкции и параметров трехкомпонентного ЖРД различных схем на топливе кислород - углево-
дородное горючее - водород. Начаты исследования схем и параметров ЖРД с использованием сжиженного природного газа (метана)
применительно к перспективным средствам выведения.
1983	г. 30 июня КБЭМ определено головным исполнителем в части опытно-конструкторской разработки двигателя на ядерной
энергии типа «А».
1984	г. 1 декабря проведено первое успешное огневое испытание ЖРД РД-171 в составе первой ступени PH «Зенит» на стенде
НИИХиммаша в Загорске.
1985	г. 13 апреля осуществлен первый запуск PH «Зенит» с ЖРД РД-171 и РД-120 на первой и второй ступени.
1987	г. 15 мая осуществлен успешный запуск PH «Энергия» с ЖРД РД-170 на первой ступени.
1988	г. 15 ноября осуществлен успешный пуск универсальной ракетно-космической системы «Энергия - Буран» с ЖРД РД-170 на
первой ступени.
1990	г. 19 января КБ и завод Энергомаш выведены из состава НПО «Энергия» и преобразованы в НПО Энергомаш.
636
Предприятия, организации, учреждения
1992	г. 26 октября заключено Соглашение о совместном маркетинге и лицензировании технологий НПО Энергомаш в США между
Пратт энд Уитни (США) и НПО Энергомаш (Россия). Официально подтверждена возможность десятикратного полетного использования
ЖРД РД-170. НПО Энергомаш назначено головной организацией в стране по научно-исследовательской и экспериментальной работе
по непрерывным химическим лазерам.
1994	г. 9 августа проведено первое огневое испытание экспериментального трехкомпонентного ЖРД на стенде НИИХиммаша в
Сергиевом Посаде с целью подтверждения концепции трехкомпонентных двухрежимных ЖРД РД-701 и РД-704.
1995	г. 11 октября впервые проведены демонстрационные огневые испытания российского серийного ЖРД РД-120 в США на
стенде компании Пратт энд Уитни во Флориде. 11 октября проведено первое летное испытание PH «Протон» с двигателями РД-275 -
модернизированным вариантом двигателя РД-253.
1996	г. В январе НПО Энергомаш объявлено победителем конкурса на разработку ЖРД для модернизированной PH «Атлас IIAR»
компании Локхид Мартин (США). 15 ноября на стенде НПО Энергомаш в Химках проведено первое огневое испытание ЖРД РД-180,
разрабатываемого для первой ступени американской PH «Атлас IIAR».
1999	г. 28 марта успешно проведен первый испытательный запуск PH «Зенит» с ЖРД РД-171 и РД-120 по программе «Морской
старт» с плавучей платформы. 21 апреля выполнен первый коммерческий пуск PH «Днепр» - преобразованной МБР РС-20 с двигате-
лями РД-264.
2000	г. 24 мая впервые в истории выполнен запуск американской PH «Атлас ША» с российским двигателем РД-180.
2001	г. 21 мая выполнен запуск PH «Союз-ТМ» с модернизированными двигателями РД-107А и РД-108А. 27 июля проведено
первое доводочное испытание двигателя РД-191 для нового семейства PH «Ангара».
2002	г. 21 августа выполнен первый запуск PH «Атлас V» с двигателем РД-180.
2003	г. 10 июня выполнен первый пуск PH «Зенит 3SL» по программе «Морской старт» с модифицированным двигателем РД-120
второй ступени.
2014	г. 9 июня произведен первый пуск ракеты-носителя «Ангара-1.2» с двигателем РД-191 разработки НПО Энергомаш.
2015	г. 7 мая завершена сертификация двигателя РД-181 для первой ступени усовершенствованной PH Antares. В декабре АО
КБХА (г. Воронеж) и ПАО «Протон-ПМ» (г. Пермь) перешли под управление АО «НПО Энергомаш».
2016	г. 18 октября осуществлен первый пуск американской модернизированной PH Antares, оснащенной двигателями РД-181.
ГП «КБЮ»
ГП «ПО «Южмаш»
1944	г. 21 июля ГКО принял постановление о строительстве автомобильного завода в г. Днепропетровске для производства гру-
зовых автомобилей (ДАЗ). В октябре на юго-западной окраине города начато строительство ДАЗа.
1950	г. 19 апреля директором ДАЗа назначен Г.М.Григорьев, главным инженером - Н.П.Левицкий. 27 сентября начальником про-
изводства ДАЗа назначен А.М.Макаров.
1951	г. 9 мая вышло Постановление правительства № 1528-768 «О передаче Министерству вооружения Днепропетровского авто-
мобильного завода Министерства автомобильной и тракторной промышленности и строящегося Днепропетровского шинного завода
Министерства химической промышленности и объединения их в единый Днепропетровский машиностроительный завод № 586 Ми-
нистерства вооружения». 24 мая директором завода № 586 назначен Г.М.Григорьев, главным инженером - С.Н.Курдин. 1 июня вышел
приказ министра вооружения № 380 об организации на заводе № 586 серийного производства ракет Р-1.12 июля главным конструк-
тором завода назначен В.С.Будник. В июле в структуре завода образован отдел 101 (ОГК) во главе с В.С.Будником. 25 октября поста-
новлением правительства при заводе № 586 организовано военное представительство Управления заказов производства вооружения
гвардейских минометных частей ГАУ. 30 ноября вышел приказ министра вооружения № 874 об организации на заводе № 586 серийного
производства ракет Р-2 разработки ОКБ-1 С.П.Королева.
1952	г. В июне директором завода № 586 назначен Л.В.Смирнов, главным инженером - Н.Н.Казаков. Сданы Заказчику первые ра-
кеты Р-1, собранные на заводе из узлов и деталей изготовления НИИ-88 и завода № 456.15 августа введен в строй испытательный
стенд № 1 на объекте 100. Проведены первые огневые испытания ЖРД 8Д51 для ракеты Р-1. В ноябре проведен первый успешный
пуск ракеты Р-1, изготовленной на заводе № 586.
1953	г 13 февраля постановлением правительства № 442-212 отделу главного конструктора завода № 586 поручена разработка
эскизного проекта ракеты Р-12 (8А63). В июне на заводе изготовлены первые ракеты Р-2.
1954	г. 10 февраля главным инженером - заместителем директора завода назначен А.М.Макаров, начальником производства -
заместителем главного инженера назначен Л.Л.Ягджиев. 10 апреля постановлением правительства № 670-283 отдел главного кон-
структора завода преобразован в самостоятельную организацию - Особое конструкторское бюро № 586 (ОКБ-586). 9 июля приказом
МОП № 171 главным конструктором ОКБ-586 назначен М.К.Янгель, первым заместителем главного конструктора - В.С.Будник, главным
конструктором завода - Н.С.Шнякин. 13 ноября министр оборонной промышленности Д.Ф.Устинов утвердил представленное М.К.Ян-
гелем «Положение об ОКБ-586» и его первое штатное расписание.
1955	г. 29 января ведущим инженером по ракете Р-12 (8А63) назначен В.В.Грачев. 13 августа вышло постановление правительства
о создании ракеты Р-12 (8К63). В сентябре введен в эксплуатацию инженерный корпус 14 - первый собственный корпус ОКБ-586.
12 октября обязанности главного конструктора завода возложены на главного конструктора ОКБ-586 М.К.Янгеля. В октябре разработан
эскизный проект ракеты Р-12 (8К63).
1956	г. 10 января приказом директора завода начальником отдела 301 ОКБ-586 назначен В.Ф.Уткин. 2 февраля на ГЦП-4 произведен
первый в стране пуск ракеты с ядерной боеголовкой (ракеты Р-5М разработки ОКБ-1, изготовленной на заводе № 586). 17 декабря
вышло постановление правительства о создании межконтинентальной баллистической ракеты Р-16 (8К64).
1957	г. В январе в ОКБ-586 начаты проектно-поисковые работы по созданию космической PH на базе боевой ракеты Р-12 (8К63).
4 мая постановлением правительства № 494-244 ОКБ-586 поручена разработка ракеты Р-15 морского базирования для ВМФ. 22 июня
на ГЦП-4 (г. Капустин Яр) успешно проведен первый пуск по программе ЛКИ ракеты Р-12 (8К63) - первой собственной разработки
ОКБ-586. В сентябре разработан эскизный проект ракеты Р-15 морского базирования. В ноябре разработан эскизный проект первой
в стране МБР на высококипящих компонентах топлива - Р-16 (8К64).
1958	г. 2 июля постановлением правительства ОКБ-586 поручена разработка боевой ракеты Р-14 (8К65). 28 августа постановлением пра-
вительства № 1003-476 ОКБ-586 поручено развернуть работы по созданию ракеты Р-16 (8К64) в кратчайшие сроки. В октябре начато серийное
производство ракет Р-12 (8К63) на заводе № 586. В декабре разработан эскизный проект ракеты Р-14 (8К65).
637
Приложение 2
1959	г. 4 марта постановлением правительства ракета Р-12 (8К63) принята на вооружение (находилась на боевом дежурстве до
1988 г.). 13 мая постановлением правительства с целью ускорения создания ракет Р-14 (8К65) и Р-16 (8К64) ОКБ-586 и завод № 586
освобождены от всех работ по тематике ОКБ-1 и разработки ракет для ВМФ. 10 июля указом Президиума Верховного Совета СССР за
создание ракеты Р-12 (8К63) завод № 586 и ОКБ-586 награждены орденом Ленина. М.К.Янгелю, Л.В.Смирнову и В.С.Буднику присвоено
звание Героя Социалистического Труда. Большая группа работников ОКБ и завода награждена орденами и медалями СССР. В июле
завод № 586 и ОКБ-586 посетил глава государства Н.С.Хрущев для вручения правительственных наград .31 августа на ГЦП-4 проведен
первый пуск опытной ракеты Р-12У (8К63У) из экспериментальной ШПУ «Маяк».
1960	г. В апреле разработан эскизный проект PH 63С1 на базе боевой ракеты Р-12 (8К63). 23 мая постановлением правительства
№ 546-233 ОКБ-586 поручена разработка ракеты Р-26 (8К66). 30 мая вышло постановление правительства № 560-226 о создании ШПУ
для ракет Р-12, Р-14, Р-16 «Двина», «Чусовая», «Шексна». 17 июня приказом ГКОТ в Омске создан филиал № 1 ОКБ-586. Начальником
и главным конструктором филиала № 1 - заместителем главного конструктора ОКБ-586 назначен О.А.Мартынов. 3 августа вышло по-
становление правительства о создании PH 63С1 на базе боевой ракеты Р-12 (8К63), разработке и запуске десяти малых ИСЗ. 24 октября
на НИИП-5 во время подготовки к пуску первой летной ракеты Р-16 (8К64) произошла катастрофа, приведшая к гибели 92 человек.
1961	г. 2 февраля проведен первый успешный пуск ракеты Р-16 (8К64) по программе ЛКИ. Разработан эскизный проект ракеты
Р-26 (8К66). 3 апреля приказом ГКОТ В.Ф.Уткин назначен заместителем главного конструктора ОКБ-586. 24 апреля постановлением
правительства № 353-157 ракета Р-14 (8К65) принята на вооружение (находилась на БД до 1987 г.). В апреле разработан эскизный
проект PH 65СЗ на базе боевой ракеты Р-14 (8К65). 17 июня указом Президиума Верховного Совета СССР за создание ракеты Р-14
(8К65) ОКБ-586 награждено вторым орденом Ленина, завод № 586 награжден орденом Трудового Красного Знамени. М.К.Янгель на-
гражден второй Золотой медалью «Серп и Молот», звание Героя Социалистического Труда присвоено А.М.Макарову, Н.Д.Хохлову,
В.М.Ковтуненко, В.В.Грачеву, Н.Ф.Герасюте, И.И.Иванову, Л.Л.Ягджиеву, Д.Т.Смиюхе, М.Н.Лапшину. Большая группа работников ОКБ
и завода удостоена правительственных наград. 10 октября проведен первый пуск ракеты Р-16У (8К64У) с наземного старта. 30 октября
вышло постановление правительства № 984-425 о создании PH 65СЗ на базе боевой ракеты Р-14 (8К65) и космических аппаратов
«Метеор», «Стрела», «Пчела».
1962	г. 12 января проведен первый пуск ракеты Р-14У (8К65У) с наземного старта. 11 февраля начаты ЛКИ ракеты Р-14У (8К65) с
ШПУ. 16 марта ракетой-носителем 63С1 выведен на орбиту первый КА разработки ОКБ-586-ДС-2 («Космос-1»). В марте разработан
эскизный проект ракеты Р-36 (8К67). 16 апреля вышло постановление правительства о создании ракет Р-36 (8К67), Р-36 орбитальной
(8К69) и разработке РН тяжелого класса Р-56 (8К68). 9 июля постановлением правительства прекращена дальнейшая разработка ра-
кеты Р-26 (8К66). 13 июля начаты ЛКИ ракеты Р-16У (8К64У) с ШПУ. В декабре разработан эскизный проект ракеты Р-36 орбитального
варианта (8К69).
1963	г. 22 мая постановлением правительства № 565-197 ОКБ-586 поручена разработка ракеты РТ-20П (8К99) с подвижной грун-
товой стартовой установкой. 15 июня постановлением правительства ракета Р-16 (8К64) принята на вооружение (находилась на боевом
дежурстве с апреля 1961 г. по 1967 г.). 15 июля постановлением правительства ракетные комплексы Р-12У, Р-14У и Р-16У приняты на
вооружение (находились на БД: Р-12У-до 1988 г., Р-14У-до 1987 г., Р-16У-до 1976 г.). 28 сентября начаты ЛКИ ракеты Р-36 (8К67)
на НИИП-5 (первый пуск с наземного старта - аварийный).
1964	г. 19 июня постановлением правительства № 524-215 прекращена разработка РН тяжелого класса Р-56 (8К68). ОКБ-586 по-
ручено участвовать в создании РКК Н1-ЛЗ. 18 августа начаты ЛКИ ракеты-носителя 65СЗ (11К65) на НИИП-5. В декабре разработан
эскизный проект ракеты РТ-20П (8К99).
1965	г. 12 января вышел приказ ГКОТ о развертывании работ по ампулизации ракет Р-36 (8К67) и Р-36 орбитальной (8К69).
13 июля проведен первый успешный пуск ракеты Р-36 (8К67) с ШПУ типа ОС. В августе вышло постановление правительства о
создании на базе ракеты Р-36 ракеты-носителя для запуска космических аппаратов ИС и УС. В декабре начаты ЛКИ ракеты Р-36
орбитальной (8К69) на НИИП-5.
1966	г. В марте разработаны эскизные проекты ракет-носителей 11К67 и 11К69 на базе ракетР-36 (8К67) и Р-36 орбитальной
(8К69). 1 октября переименованы все предприятия оборонного направления. ОКБ-586 стало именоваться Конструкторское бюро
«Южное» (КБ «Южное»), завод № 586 - Южный машиностроительный завод (ЮМЗ).
1967	г. В мае постановлением правительства космический комплекс «Радуга» в составе РН «Космос» (11К63) и космического аппарата
ДС-П1-Ю принят на вооружение. 21 июля постановлением правительства № 706-234 ракетный комплекс Р-36 (8К67) принят на вооружение
(находился на БД до 1978 г.). В октябре начаты ЛКИ ракеты РТ-20П (8К99) на НИИП-53 (г. Плесецк). Начаты ЛКИ ракеты-носителя 11К67 («Ци-
ЮЮН-2А») на НИИП-5 с КА ИС системы ПРО. В декабре начата разработка ракеты Р-36 (8К67П) с РГЧ.
1968	г. 9 августа проведен первый пуск ракеты Р-36 (8К67П) с опытной конструкцией РГЧ. 19 ноября постановлением правительства
ракета Р-36 орбитальная (8К69) принята на вооружение (находилась на БД до 1983 г.). 18 декабря вышло постановление правительства
о создании штатной РГЧ (8Ф676) для ракеты Р-36 (8К67П).
1969	г. В марте разработан эскизный проект ракеты Р-36 (8К67П) с РГЧ. 23 июля указом Президиума Верховного Совета СССР
за заслуги в создании РКТ и сельскохозяйственных машин Южный машиностроительный завод награжден вторым орденом Ле-
нина. 6 августа начаты ЛКИ ракеты-носителя 11К69 («Циклон-2») с КА ИС системы ПРО. 2 сентября вышло постановление прави-
тельства № 712-247 о разработке ракетного комплекса Р-36М (15А14). 6 октября постановлением правительства разработка
ракетного комплекса РТ-20П (8К99) прекращена. 14 октября ракетой-носителем 11К63 выведен на орбиту космический аппарат
ДС-УЗ-ИК-1 («Интеркосмос-1») в присутствии делегаций девяти социалистических стран - «Пальма2». В декабре разработан эс-
кизный проект ракеты Р-36М (15А14).
1970	г. 2 января вышло постановление правительства о разработке PH 11К68 на базе PH 11К69 и ступени С5М для запуска КА
«Целина» и «Метеор». В марте разработан эскизный проект ракетного комплекса Р36М (15А14) с ШПУ повышенной защищенности.
19 августа вышло постановление правительства № 682-218 о разработке ракетного комплекса МР-УР100 (15А15). В сентябре разработан
эскизный проект ракетного комплекса МР-УР100 (15А15). 26 октября постановлением правительства ракета Р-36 (8К67П) с РГЧ принята
на вооружение (находилась на БД до 1979 г.).
1971	г. 22 октября на НИИП-5 произведен успешный экспериментальный пуск макета тяжелой жидкостной МБР 15А14 из транс-
портно-пускового контейнера, ознаменовавший рождение нового способа старта - минометного. 29 октября главным конструктором
и начальником КБ «Южное» назначен В.Ф.Уткин.
1972	г. В декабре начаты ЛКИ ракетного комплекса МР-УР-100 (15А15).
1973	г. 21 января начаты ЛКИ ракетного комплекса Р-36М, проведен первый пуск из ШПУ по минометной схеме старта тяжелой
жидкостной ракеты 15А14 на НИИП-5. В сентябре постановлением правительства КБ «Южное» поручена разработка двигателя ЗД65
638
Предприятия, организации, учреждения
для первой ступени твердотопливной ракеты для ВМФ. В октябре постановлением правительства № 675-251 КБ «Южное» поручено
создание экспериментальной самонаводящейся ГЧ «Маяк-1» (15Ф678) и проведение ее ЛКИ в составе ракеты Р-36М (15А14).
1974	г. В декабре разработан эскизный проект PH среднего класса 11К77 на высококипящих компонентах топлива.
1975	г. В апреле разработан эскизный проект экспериментальной самонаводящейся ГЧ «Маяк-1» (15Ф678). 26 мая постанов-
лением правительства № 462-138 космический ракетный комплекс 11К69 принят в эксплуатацию. В октябре начаты ЛКИ ракеты-
носителя 11К69 («Циклон-2») с космическим аппаратом УС-П. 30 декабря постановлением правительства № 1063-354 ракетный
комплекс Р-36М (15А14) принят на вооружение (находился на БД до 1983 г.). Постановлением правительства № 1064-355 ракетный
комплекс МР-УР-100 (15А15) принят на вооружение (находился на БД до 1983 г.). В декабре разработан эскизный проект командной
ракеты 15А11 системы «Периметр».
1976	г. 16 марта вышло постановление правительства № 183-70 о создании универсального космического ракетного ком-
плекса 11К77 («Зенит»). 23 июля постановлением правительства КБ «Южное» поручено создание ракетного комплекса РТ-23 с
ШПУ. 12 августа указом Президиума Верховного Совета СССР за создание ракетных комплексов Р-36М и МР-УР-100 ПО «Южный ма-
шиностроительный завод» и КБ «Южное» награждены орденом Октябрьской Революции. 16 августа вышло постановление правитель-
ства № 654-213 об улучшении ТТХ ракетного комплекса Р-36М. Вышло постановление правительства № 656-215 о разработке ракетного
комплекса МР-УР-100 УГГХ. В декабре разработаны эскизные проекты ракетных комплексов Р-36М УГГХ (15А18) и МР-УР-100 УТТХ
(15А16).
1977	г. В феврале разработан эскизный проект PH 11К77 («Зенит»). В марте разработан эскизный проект ракетного комплекса РТ-23
(15Ж44) стационарного базирования. 24 июня начаты ЛКИ ракеты-носителя 11К68 («Циклон-3») - проведен первый пуск с выводом на ор-
биту КА «Космос-921». В октябре начаты ЛКИ ракетных комплексов Р-36М УГГХ (15А18) и МР-УР-100 УГГХ (15А16) на НИИП-5.
1978	г. 13 апреля А.М.Макаров назначен генеральным директором ПО ЮМЗ. В июле начаты ЛИ самонаводящейся ГЧ «Маяк-1» (15Ф678)
в составе ракеты Р-36М (15А14).
1979	г. 1 июня постановлением правительства КБ «Южное» задана разработка БЖРК с ракетой РТ-23 (15Ж52). 29 ноября поста-
новлением правительства РГЧ15Ф143У ракетного комплекса Р-36М (15А14) принята на вооружение. В ноябре В.Ф.Уткин назначен ге-
неральным конструктором КБ «Южное». В декабре проведены первые пуски командных ракет 15А11 системы «Периметр» на НИИП-5.
1980	г. 11 января постановлением правительства № 34-10 космический ракетный комплекс 11К68 («Циклон-3») принят в экс-
плуатацию. В июне разработан эскизный проект БЖРК РТ-23 (15Ж52). 17 декабря постановлением правительства ракетный комплекс
Р-36М УТТХ (15А18) принят на вооружение (находился на БД до 1988 г.). Постановлением правительства №1183-403 ракетный ком-
плекс МР-УРЮО УТТХ (15А16) принят на вооружение (находился на БД до 1994 г.).
1982	г. В июне разработан эскизный проект ракетного комплекса Р-36М2 «Воевода» (15А18М). 26 октября начаты ЛКИ ракеты
РТ-23 (15Ж44) на НИИП-53.
1983	г. 9 августа постановлением правительства № 768-247 КБ «Южное» поручена разработка ракетного комплекса РТ-23 УТТХ
«Молодец» с единой ракетой и тремя вариантами базирования. Постановлением правительства № 769-248 КБ «Южное» поручена раз-
работка ракетного комплекса Р-36М2 «Воевода» (15А18М).
1984	г. 18 января начаты ЛКИ ракеты РТ-23 (15Ж52) на НИИП-53 - проведен первый в мире запуск МБР из железнодорожной
пусковой установки. В сентябре разработан эскизный проект ракетного комплекса РТ-23 УТТХ (15Ж60) с ШПУ.
1985	г. В январе комплекс командной ракеты 15А11 системы «Периметр» поставлен на боевое дежурство (находился на БД до
1995 г.). 27 февраля начаты ЛКИ боевого железнодорожного ракетного комплекса РТ-23УТТХ (15Ж61) на НИИП-53.13 апреля начаты
ЛКИ ракеты-носителя «Зенит-2» (11К77) - проведен первый пуск на НИИП-5.
1986	г. 21 марта начаты ЛКИ ракетного комплекса Р-36М2 «Воевода» на НИИП-5 (первый пуск ракеты 15А18М из ШПУ закончился
аварией). 31 июля начаты ЛКИ ракетного комплекса РТ-23 УТТХ (15Ж60) - проведен первый пуск из ШПУ на НИИП-53.15 октября
приказом министра общего машиностроения образовано Научно-производственное объединение «Южное», в состав которого вошли
КБ «Южное», ПО ЮМЗ и ДФ НИИТМ. Генеральным конструктором - генеральным директором НПО «Южное» назначен В.Ф.Уткин.
14 ноября приказом министра общего машиностроения генеральным директором производственного объединения «Южный маши-
ностроительный завод» назначен Л.Д.Кучма.
1987	г. 15 мая проведен успешный пуск PH «Энергия» (11К25), на первой ступени которой использовалась связка из четырех пер-
вых ступеней PH «Зенит» (11К77). В ноябре начата опытная эксплуатация боевого железнодорожного ракетного комплекса РТ-23
(15Ж52).
1988	г. 11 августа постановлением правительства ракетный комплекс Р-36М2 «Воевода» (15А18М) принят на вооружение (нахо-
дится на БД в России по настоящее время). 27 сентября главным конструктором ракетного комплекса РТ-23 УТТХ назначен Г.Д.Хо-
рольский.
1989	г. 22 сентября вышел приказ МОМ № 222 о создании ракетного комплекса с универсальной ракетой РТ-2ПМ2 (15Ж65). 28 ноября
постановлением правительства боевой железнодорожный ракетный комплекс РТ-23 УПХ (15Ж61) принят на вооружение.
1990	г. 24 ноября В.Ф.Уткин назначен директором ЦНИИмаш.
1991	г. 11 января генеральным конструктором КБ «Южное» назначен С.Н.Конюхов. В августе ракетный комплекс Р-36М2 «Воевода»
(15А18М) с ГЧ 15Ф175 принят на вооружение. В сентябре Конструкторскому бюро «Южное» присвоено имя М.К.Янгеля. 4 декабря
приказом Гособоронпроммаша Украины утвержден Устав КБ «Южное» и присвоено наименование Государственное конструкторское
бюро «Южное».
1992	г. 29 февраля указом Президента Украины создано Национальное космическое агентство Украины (НКАУ) во главе с гене-
ральным директором В.П.Горбулиным. В апреле решением Главкома Вооруженных Сил СНГ и Министерства промышленности России
КБ «Южное» и ПО ЮМЗ освобождены от функций головного разработчика и изготовителя универсальной ракеты РТ-2ПМ2 (8Ж65) с
передачей их в организации России. В октябре генеральным директором ПО ЮМЗ назначен Ю.С.Алексеев.
1993	г. 25 ноября подписано соглашение между ГКБ «Южное», ГП ПО ЮМЗ (Украина), РКК «Энергия» (Россия), фирмами «Боинг»
(США) и «Кварнер» (Норвегия) о создании космического РК морского базирования с РКН «Зенит-ЗЗЬ>.
1994	г. В ноябре в КБ «Южное» начаты работы по созданию станции нейтрализации и разборки ракет 15А35, подлежащих утили-
зации. В декабре выпущено решение об увеличении до 18 лет сроков эксплуатации ракетных комплексов Р-36М (15А14) и Р-36М УГГХ
(15А18), находящихся на боевом дежурстве в России.
1995 г. В феврале указом Президента Украины генеральным директором НКАУ назначен А.А.Негода. 3 мая подписано соглашение
о создании совместного предприятия - Sea Launch Company - для предоставления пусковых услуг из акватории Тихого океана. Со-
учредители - Boeing (США), Kvaerner (Норвегия), РКК «Энергия» (Россия), ГКБ «Южное» и ПО ЮМЗ (Украина).
639
Приложение 2
1996 г. 4 января приказом министра Минмашпрома Украины КБ «Южное» подтвержден статус государственного предприятия с
полным наименованием «Государственное конструкторское бюро «Южное» имени М.К.Янгеля». 12 января С.Н.Конюхов назначен ге-
неральным конструктором - генеральным директором ГКБ «Южное» им. М.К.Янгеля. 12 ноября руководители РКА и НКАУ подписали
меморандум о создании российско-украинского предприятия МКК «Космотрас» для реализации проекта космического РК «Днепр»,
создаваемого на базе ракеты Р-36М УГГХ (15А18). В декабре выпущено решение об увеличении до 20 лет срока эксплуатации ракетных
комплексов Р-36М УГГХ (15А18), находящихся на БД в России.
1997 г. 6 ноября вышло Постановление Кабинета Министров Украины «О создании космических ракетных комплексов с исполь-
зованием ракет РС-20 и РС-18». 17 ноября создано представительство ГКБ «Южное» на космодроме Байконур. 2 декабря указом Пре-
зидента Украины утверждена Комплексная программа сокращения и ликвидации МБР SS-24.
1998 г. 2 апреля подписано рамочное соглашение между ГКБ «Южное», ПО ЮМЗ и «Фиат Авио» (Италия) по программе «Циклон-4».
5 октября вышло Постановление Правительства России № 1156 «О создании космического ракетного комплекса «Днепр» на базе тех-
нологии ракеты РС-20».
1999 г. 26 февраля в ГКБ «Южное» утилизирована последняя ракета СС-19 из числа находившихся на боевом дежурстве на тер-
ритории Украины. 28 марта впервые в мире проведен пуск PH с плавучей стартовой платформы - первый пуск РКН «Зенит-SSL» в
рамках международного проекта «Морской старт» (выведен на орбиту макет КА DemoSat, США). В марте выпущено заключение об
увеличении до 15 лет срока эксплуатации БЖРК РТ-23 УГТХ (15Ж61), находящихся на БД в России. 21 апреля произведен первый
пуск PH «Днепр», разработанной на базе ракеты 15А18, - выведен на орбиту КА UoSat-12 (Великобритания). 10 октября РКН «Зенит-ЗБЬ»
выведен на орбиту КА DirecTV-1 R (США) в рамках проекта «Морской старт». В декабре выпущен эскизный проект ракеты-носителя
«Циклон-4».
2000 г. 26 сентября проведен второй пуск PH «Днепр» с группой КА: UniSat-1, MegSat-1 (Италия), TiungSat-1 (Малайзия), Saudi-
Sat-1 А и SaudiSat-1 В (Саудовская Аравия). В декабре выпущены заключения о возможности увеличения до 25 лет сроков эксплуатации
ракет 15А18 и ракетных комплексов Р-36М УГГХ, находящихся на БД в России.
2002 г. В апреле завершены работы по разборке ракет SS-24, подлежащих утилизации. 26 июля на встрече партнеров компании
Sea Launch принято решение о начале разработки проекта «Наземный старт» (с использованием PH «Зенит»). В октябре разработаны
эскизные проекты КРК «Зенит-М», PH «Зенит-ЗБЬБ» и «Зенит-2БЬБ» в рамках проекта «Наземный старт». 20 декабря с космодрома
Байконур ракетой-носителем «Днепр» выведены на орбиту шесть КА: UniSat-2 (Италия), Rubin-2 (Германия), SaudiSat-1 С (Саудовская
Аравия), LatinSat-A, LatinSat-B и макет «ТрейлБлейзер» (все - США). В декабре разработан эскизный проект PH «Зенит-М» для запуска
коммерческих КА с космодрома Байконур.
2003 г. 3 июня вышло постановление правительства России № 321 о модернизации ракетно-космического комплекса «Циклон-2»
с участием ГКБ «Южное». В августе подписан долгосрочный контракт с РВСН Министерства обороны России на проведение работ по
продлению сроков эксплуатации ракетных комплексов Р-36М2 (15А18М). В октябре в Бразилии подписаны Меморандум о взаимопо-
нимании между НКАУ и БКА по перспективным совместным космическим проектам и Договор между Украиной и Федеративной Рес-
публикой Бразилия о долгосрочном сотрудничестве по использованию PH «Циклон-4» на космодроме Алкантара.
2004 г. В феврале Президент Украины подписал принятый Верховной Радой Закон Украины «О ратификации Договора между
Украиной и Федеративной Республикой Бразилия о долгосрочном сотрудничестве по использованию ракеты-носителя «Циклон-4» на
пусковом центре Алкантара». 8 ноября Президент Бразилии подписал соглашение с Украиной о долгосрочном сотрудничестве по за-
пускам PH «Циклон4» с бразильского космодрома Алкантара. В декабре выпущены заключения о продлении до 18 лет сроков экс-
плуатации ракет 15А18М и ракетных комплексов 15П118М, находящихся на БД в России.
2005 г. В августе генеральным директором НКАУ назначен Ю.С.Алексеев.
2006 г. В феврале генеральным директором ГП ПО ЮМЗ назначен В.А.Щеголь.
2007 г. 17 апреля ракетой-носителем «Днепр» запущен КА Egyptsat-1, разработанный КБ «Южное» по заказу Национального управления
по дистанционному зондированию и космическим наукам ((NARSS) Республики Египет. 4 мая приказом НКАУ изменено наименование «Го-
сударственное КБ «Южное» им. М.К.Янгеля» на «Государственное предприятие «КБ «Южное» им. М.К.Янгеля».
2008 г. 28 апреля на космодроме Байконур компанией «Международные космические услуги» произведен первый пуск РКН
«Зенит-ЗБЬБ» по программе «Наземный старт». На орбиту выведен КА AMOS-З (Израиль). В декабре выпущены заключения о про-
длении до 22 лет сроков эксплуатации ракет 15А18М и ракетных комплексов Р-36М2, находящихся на БД в России.
2009 г. 30 января с космодрома Плесецк ракетой-носителем «Циклон-3» (11К68) выведен на орбиту КА «Коронас-Фотон» Рос-
сийской Федерации - последний (122-й) пуск PH «Циклон-3». 11 февраля генеральным директором НКАУ назначен А.А.Зинченко.
6 мая на ГП ПО ЮМЗ им. А.М.Макарова изготовлена сотая PH «Зенит». 29 июля с космодрома Байконур PH «Днепр» выведены на
орбиту шесть КА (13-й пуск по программе «Днепр»). 24 декабря с пусковой базы «Ясный» проведен успешный учебно-боевой пуск
ракеты 15А18М, находившейся в эксплуатации 22 года.
2010 г. 17 марта генеральным директором Национального космического агентства Украины назначен Ю.С.Алексеев. 8 апреля с
космодрома Байконур PH «Днепр» выведен на орбиту КА Cryosat Европейского космического агентства. 21 июня с космодрома Байконур
PH «Днепр» выведен на орбиту КА TanDEM-X. 31 августа генеральным конструктором - генеральным директором ГП «КБ «Южное»
назначен А.В.Дегтярев.
2011 г. 17 августа с пусковой базы «Ясный» PH «Днепр» выведены на орбиту семь КА, в т.ч. КА «Сич-2» (Украина).
2012 г. В феврале произведен успешный пуск PH «Вега» с космодрома Куру с двигателем разработки ГП «КБ «Южное» на четвертой
ступени.
Приложение 3
Литература
Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика. - М.-Л.: Гостехиздат, 1951.
Азатян В.В., Галеев А.Г. Эффективные методы химического управления воспламенением и детонацией газовых смесей водорода
с воздухом и кислородом // Сборник тезисов докладов Российской научно-технической конференции «Ракетно-космическая техника
и технология - 2011». Самара, СГАУ. - 2011. - С. 124-127.
Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф., Тишин А.П. Теория ракетных двигателей / Под ред. В.П.Глушко. - М.: Машиностроение, 1989.
Артамонов К.И. Термогидроакустическая устойчивость. - М.: Машиностроение, 1982.
Баллистическая ракета на твердом топливе / А.М.Синюков, Л.И.Волков, А.И.Львов и др.; Под ред. А.М.Синюкова. - М.: Воениздат,
1972.
Бородачев В.Я. Теоретическое и экспериментальное исследование воздушно-заградительного охлаждения плоской пластины. -
М.: Оборонгиз, 1956.
Вернидуб И.И. Очерки из истории ракетной артиллерии и промышленности. - М.: НПО «Информация и технико-экономические
исследования», 1992.
Виницкий А.М. Ракетные двигатели на твердом топливе. - М.: Машиностроение, 1973.
Волков Е.Б., Головков Л.Г., Сырицын Т.А. Жидкостные ракетные двигатели. - М.: Воениздат, 1970.
Волков Е.Б., Мазинг Г.Ю., Сокольский В.Н. Твердотопливные ракеты: История, теория, конструкция. - М.: Машиностроение, 1992.
Волков Е.Б., Пухов В.И. Основы теплотехники ракетных двигателей. - М.: ВАИА, 1959 г.
Волков Е.Б., Судаков Р.С., Сырицын Т.А. Основы теории надежности ракетных двигателей. - М.: Машиностроение, 1974 г.
Вулис Л.А. Тепловой режим горения. - М-Л.: Энергоиздат, 1954.
Газодинамические и теплофизические процессы в ракетных двигателях твердого топлива/А.М.Губертов, В.В.Миронов, Д.М.Борисов
и др.; Под редакцией А.С.Коротеева. - М.: Машиностроение, 2004.
Ганин С.М. Главный конструктор Анатолий Сергеевич Мевиус // Бастион: Военно-технический сборник. - 2000, № 4.
Гафаров А.А. Легендарная «Катюша». Доклад в Политехническом музее. Москва, 2005.
Гафаров А.А. От РНИИ до Центра Келдыша: 80 лет на передовых рубежах ракетно-космической науки и техники // Полет. - 2013,
№10.
Гафаров А.А. Продолжение и развитие работ ГИРД в РНИИ. Доклад в Политехническом музее. Москва, 2006.
Гликман Б.Ф. Автоматическое регулирование ЖРД. - М.: Машиностроение, 1974.
Глушко В.П. Путь в ракетной технике: Избранные труды (1929-1946). - М.: Машиностроение. 1977.
Глушко В.П. Развитие ракетостроения и космонавтики в СССР. - М., Машиностроение. 1987.
Головков Л.Г. Гибридные ракетные двигатели. - М.: МО СССР, 1974 г.
Головков Л.Г., Иванов А.И., Пухов В.И. Ракетные двигатели на жидком и твердом топливе. Часть I. - М.: ВАИА, 1971 г.
Душкин Л.С., Голлендер М.Ю. К истории развития отечественных работ по жидкостным ракетным двигателям. Отчет НИИ-1 МАП.
1952.
Дюнзе М.Ф., Егоров В.С., Жимолохин В.Г. Ракетные двигатели на жидком и твердом топливе. Часть III. - М.: ВАИА, 1973.
Жидкостные ракетные двигатели, созданные ОКБ-1 - ЦКБЭМ - НПО «Энергия» - РКК «Энергия» им. С.П.Королева (1957-2009):
Сборник научных трудов РКК «Энергия» им. С.П.Королева. Серия XII. Выпуск 1-2. - 2009.
Зуев В.С., Макарон В.С. Теория прямоточных и ракетно-прямоточных двигателей. - М.: Машиностроение, 1971.
Иевлев В.М. Турбулентное движение высокотемпературных сплошных сред. - М.: Наука, 1966.
Исаев А.М. Первые шаги к космическим двигателям - М.: Машиностроение, 1979.
Испытательные комплексы и экспериментальная отработка жидкостных ракетных двигателей / А.Г.Галеев, К.П.Денисов, В.И.Ищенко
и др. - М.: Машиностроение - Машиностроение-Полет, 2012.
Исследовательский центр имени М.В.Келдыша. 70 лет на передовых рубежах ракетно-космической техники. - М.: Машиностроение, 2003.
История развития отечественного ракетостроения. - М.: ИД «Столичная энциклопедия», 2014.
История развития отечественной пилотируемой космонавтики. - М.: ИД «Столичная энциклопедия», 2015.
История развития отечественных автоматических космических аппаратов. - М.: ИД «Столичная энциклопедия», 2015.
Карпенко А.В., Уткин А.Ф., Попов А.Д. Отечественные стратегические ракетные комплексы / Под ред. В.Ф.Уткина, Ю.С.Соломонова,
Г.А.Ефремова. - СПб.: Невский бастион, 1999.
Келдыш М.В. Ракетная техника и космонавтика // Избранные труды. - М., 1988.
Компьютерные модели жидкостных ракетных двигателей / Е.В.Лебединский, С.В.Мосолов, Г.П.Калмыков и др.; Под ред. А.С.Коро-
теева. - М.: Машиностроение. 2009.
Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей. М.: Машиностроение, 1989.
Коротеев А.С., Семенкин А.В., Попов С.А. и др. Ядерная энергодвигательная установка космического аппарата И Известия РАН.
Энергетика. - 2015, № 5.
Коротеев А.С., Гафаров А.А. Кузница ракетного оружия Победы // Полет. - 2005, № 5.
Коротеев А.С., Гафаров А.А. От РНИИ до Центра Келдыша (к 60-летию ракетно-космической отрасли) // Полет. - 2006, № 5.
Коротеев А.С., Коба В.В., Костылев А.М., Ломовцев М.А. Генераторы низкотемпературной плазмы. - М.: Наука, 1966.
Коротеев А.С., Миронов В.М., Свирчук Ю.С. Плазмотроны: конструкции, характеристики, расчет. - М.: Машиностроение, 1993.
Корпорация «Вымпел». Системы ракетно-космической обороны. - М.: ИД «Оружие и технологии», 2004.
641
Приложение 3
Космонавтика: Энциклопедия / Гл. ред. В.П.Глушко; Редколлегия: В.П.Бармин, К.Д.Бушуев, В.С.Верещетин и др. - М.: Советская
энциклопедия, 1985.
Космонавтика и ракетостроение России. - М.: Столичная энциклопедия, 2011.
Куликов Г.В., Юркевич И.М. Ракетные двигатели на жидком и твердом топливе. Часть II. - М.: ВАНА, 1972.
Кучкин В.Н., Кучкин К.В., Сайдов Г.Г. Теоретические основы разработки испытательного оборудования для наземной отработки
ракетно-космической техники. - М.: Машиностроение, 2014.
Лангемак Г.Э., Глушко В.П. Ракета. - Изд. Осоавиахима, 1931.
Лангемак Г.Э., Глушко В.П. Ракеты, их устройство и применение. - М.-Л.: ОНТИ НКТП, 1935.
Мартинихин В.М, Юркевич И.М. Оптимизация и методы оценки технического уровня ракетных двигательных установок. - М.: ВАД,
1986.
Мишин В.П. Записки ракетчика. Воспоминания, дневники, интервью. - М.: Фонд «Русские витязи», 2017.
Многоразовый орбитальный корабль «Буран» / Ю.П.Семенов, Г.Е.Лозино-Лозинский, В.Л.Лапыгин и др. - М.: Машиностроение,
1995.
Мошкин Е.К.. Нестационарные режимы работы ЖРД. - М.: Машиностроение, 1970.
Наземные испытания ракетно-космической техники. Опыт отработки ракетной и ракетно-космической техники 1949-1999 гг. Под
ред. д.т.н., профессора А.А.Макарова. - Пересвет: Весь Сергиев Посад, 2001.
На стратегическом направлении. - М.: Интервестник, 2006.
Натанзон М.С. Неустойчивость горения. - М.: Машиностроение, 1986.
Натанзон М.С. Продольные автоколебания жидкостной ракеты. - М.: Машиностроение, 1977.
Николаев Ю.М., Соломонов Ю.С. Инженерное проектирование управляемых баллистических ракет с РДТТ. - М.: Воениздат, 1979.
Новые наукоемкие технологии в технике. Энциклопедия. Том 30. Нанотехнологии - новый уровень решения проблем при создании
перспективных изделий РКТ / Агуреев Л.Е., Бармин А.А., Давыдов В.А. и др.; Под общей ред. А.Н.Котова, ред. тома Р.Н.Ризаханов. -
М.: ЗАО НИИ «ЭНЦИТЕХ», 2011.
Обобщение опыта наземной экспериментальной отработки ЖРД, ЖРДУ и космических аппаратов. Особенности технологии под-
готовки и проведения испытаний. НИР «Основа» по госконтракту № 252-4824 /93 (740) от 14.05.1993 г. НТО, НИИХИММАШ, 1996.
Однажды и навсегда... Документы и люди о создателе ракетных двигателей и космических систем академике Валентине Петровиче
Глушко. - М.: Машиностроение, 1998.
ОКБ «Факел»: Филиал ОКБ «Заря». Филиал института двигателей. Предприятие п/я 3740. Калининградское отделение лаборатории
двигателей АН СССР: К 50-летию предприятия / Авт.-сост. А.Н.Нестеренко, ред. В.М.Мурашко. - Калининград: ИП Мишуткина И.В.,
2005.
Оружие наследников победы. К 70-летию Победы в Великой Отечественной войне / Под ред. Д.О.Рогозина. - М., 2015.
Основы проектирования твердотопливных управляемых баллистических ракет. Часть I: Учебное пособие / Ю.М.Николаев, С.Д.Панин,
Ю.С.Соломонов и др. - М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э.Баумана, 1998.
Основы устройства и проектирования ЖРД / Е.Б.Волков, Л.Г.Головков, А.И.Иванов и др. - М.: ВАИА, 1959.
Памятные даты из истории НПО Энергомаш имени академика В.П.Глушко / Сост. В.С.Судаков, Р.Н.Котельникова, Л.Д.Перышкова.
- НПО Энергомаш, 1999.
Первое М.А. Ракетные комплексы РВСН. - М.: Типография «Новости», 1999.
Первое М.А. Рассказы о русских ракетах в 3-х т. - М.: ИД «Столичная энциклопедия», 2012-2013.
Перельман Я.И. Межпланетные путешествия. Основы ракетного летания. - М.-Л.: ОНТИ-ГТТИ, 1934.
Пионеры ракетной техники. Кибальчич, Циолковский, Цандер, Кондратюк. Избр. труды. - М.: Наука, 1964.
Пирумов У.Г. Обратная задача теории сопла. - М.: Машиностроение, 1988.
Пирумов У.Г., Росляков Г.С. Газовая динамика сопел. - М.: Наука, 1990.
Применко А.Е. Реактивные двигатели, их развитие и применение. - М., 1947.
Процессы в гибридных ракетных двигателях/А.М.Губертов, В.В.Миронов, Р.Г.Голлендер и др.; Под ред. А.С.Коротеева. - М.: Наука, 2008.
Путь в ракетной технике / Под. ред. академика РАН Б.И.Каторгина. - М.: Машиностроение, 2004.
Рабочие процессы в жидкостном ракетном двигателе и их моделирование / Е.В.Лебединский, Г.П.Калмыков, С.В.Мосолов и др.;
Под ред. А.С.Коротеева. - М.: Машиностроение, 2008.
Разработка комплекса мероприятий по стенду и объекту испытаний с использованием современных средств раннего обнаружения
опасных накоплений водорода, систем аварийной защиты испытаний и разработка технологии безопасного проведения испытаний
ракетных блоков с заправкой в топливный бак ДУ до 7000 кг водорода на стенде ВЗ ИС-106 ФКП «НИЦ РКП». Итоговый НТО о НИР
«Эксперимент-1-6» по госконтракту от 17.02.2009 г. № 851-0436/09. ФКП «НИЦ РКП». 2011.
Ракетные двигатели и энергетические установки на основе газофазного ядерного реактора / А.С.Коротеев, А.Б.Пришлецов,
В.М.Мартишин и др. - М.: Машиностроение, 2002.
Раушенбах Б.В. Вибрационное горение. - М.: Физматгиз, 1961.
Резниченко С.Н. Реактивное вооружение советских ВВС 1930-1945 гг. - М.: Бедретдинов и К0,2007.
Рыбкин В.А. Техническая диагностика ракетных двигательных установок. - М.: МО СССР, 1984.
Рыбкин В.А., Францкевич В.П. Техническая диагностика - М.: МО СССР, 1990.
Рынин Н.А. Ракеты и двигатели прямой реакции (история, теория и техника). Л., 1929.
Сырицын Т.А., Феоктистов М.А. Ракетные двигатели на жидком и твердом топливе. Часть IV. - М.: ВАИА, 1972.
Теория и проектирование ракетных двигательных установок / Под ред. В.В.Асеева. - М.: РВСН, 1996.
Тихонравов М.К. Введение в ракетную технику. - М.: МВТУ, 1952.
Отечественные стратегические ракетные комплексы / В.Ф.Уткин, Ю.С.Соломонов и др. - СПб.: Невский бастион - Гангут, 1999.
Феодосьев В.И., Синярев Г.Б. Введение в ракетную технику. - М.: Оборонгиз, 1961.
Физические основы рабочего процесса в камерах сгорания ВРД / Б.В.Раушенбах, С.А.Белый, И.В.Беспалов и др. - М.: Машино-
строение, 1964.
Холловские и ионные плазменные двигатели для космических аппаратов / О.А.Горшков, В.А.Муравлев, А.А.Шагайда; Под ред.
А.С.Коротеева. - М: Машиностроение, 2008.
642
Литература
Цандер Ф.А. Избранные труды по ракетной технике. - М.: Оборонгиз, 1947.
Цандер Ф.А. Проблемы полета при помощи реактивных аппаратов. Межпланетные полеты. - М.: Оборонгиз, 1961.
Циолковский К.Э. Исследование мировых пространств реактивными приборами // Научное обозрение. - СПб., 1903, № 5.
Циолковский К.Э. Труды по ракетной технике. - М.: Оборонгиз, 1947.
Циолковский К.Э. Собрание сочинений. Т. 2. Реактивные летательные аппараты. - М.: Изд-во АН СССР, 1954.
Черток Б.Е. Ракеты и люди. - М.: Машиностроение, 1995.
Черток Б.Е. Ракеты и люди. Горячие дни холодной войны - М.: Машиностроение, 1997.
Черток Б.Е. Ракеты и люди. Лунная гонка - М.: Машиностроение, 1999.
Черток Б.Е. Ракеты и люди. Фили - Подлипки - Тюратам. - М.: Машиностроение, 1996.
Щетинков Е.С. Физика горения газов. - М.: Физматгиз, 1965.
Ядерные ракетные двигатели / Ю.Г.Демянко, Г.В.Конюхов, А.С.Коротеев и др.; Под ред. А.С.Коротеева. - М.: Норма-Информ, 2001.
30 лет проблемному совету 1А «Ракетные двигатели на твердом топливе» НТС Федерального космического агентства / Ракетно-
космические двигатели и энергетические установки: Научно-технический сборник. Вып. 1 (158). - М.: ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша»,
2014.
Приложение 4
Сокращения
АВД - аварийное выключение двигателя
АГ - агрегат гидравлический
АГГ - агрегат газогидравлический
АДИ - автономные доводочные испытания
АМС - автоматическая межпланетная станция
АНИИХТ-Алтайский научно-исследовательский институт хи-
мических технологий
АПП - аварийное прекращение пуска
АРСС - амортизационная реактивная стартовая система
АТ - азотный тетроксид
БВ - блок выведения
БИМ - бортовой источник мощности
БИП - бортовой источник питания
БК - блок коррекции
БКУ - бортовой комплекс управления
БМЗ - блок многократного запуска
БНА - бустерный насос
БПГ - блок подачи горючего
БПО - блок подачи окислителя
БТ - большая тяга
БТНА - бустерный турбонасосный агрегат
БТНАО - бустерный турбонасосный агрегат окислителя
БУД - блок управления двигателями
БХК - блок хранения ксенона
БЦВМ - бортовая цифровая вычислительная машина
ВА - возвращаемый аппарат
ВБР - вероятность безотказной работы
ВКС - Воздушно-космические силы
ВМЗ - Воронежский механический завод
ВНН - выдвижной неохлаждаемый насадок
ВНСН - выдвижной неохлаждаемый сопловый насадок
ВПВ - высококонцентрированная перекись водорода
ВПК - Военно-промышленная комиссия
ВТТ - высокотемпературное топливо
ВУ - вертикальная установка
ВУС - вращающиеся управляющие сопла
ВЧ - высокочастотный
г. - год, город
ГАС - генератор активной среды
ГВМ - габаритно-весовой макет
ГГ - газогенератор
гг. - годы
ГДЛ - Газодинамическая лаборатория
ГКАЭ - Государственный комитет по использованию атомной
энергии
ГКНПЦ-Государственный конструкторский научно-производ-
ственный центр им. М.В.Хруничева
ГИАП - Государственный институт азотной промышленности
ГИПХ - Государственный институт прикладной химии
ГИРД - Группа по изучению реактивного движения
ГКАТ - Государственный Комитет по авиационной технике
ГКО - Государственный Комитет Обороны
ГКОТ - Государственный Комитет по оборонной технике
ГПВРД - гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный
двигатель
ГРЦ - Государственный ракетный центр
ГУ - горизонтальная установка
ГУКОС - Главное управление космических средств
ГЦП - Государственный центральный полигон
ГШМ - горно-шахтная машина
ДГК - динамические гасители колебаний
ДЖС - двигатель жесткой стабилизации
ДЗЗ - дистанционное зондирование Земли
ДМС - двигатель мягкой стабилизации
ДМТ - двигатель малой тяги
ДО - двигатель ориентации
ДОС - долговременная орбитальная станция
ДР - двигатель разгона
ДР - дросселированный режим
ДСЕ - деталь сборочной единицы
ДУ - двигательная установка
ДЭХО-дифференцированная электрохимическая обработка
оболочки
ЖРД-жидкостный ракетный двигатель
ЖРДМТ - жидкостный ракетный двигатель малой тяги
ЗДИ - завершающие доводочные испытания
ЗКС - защитно-крепящий слой
ЗРД - завод ракетных двигателей
ЗУ - зенитная установка
ЗЭМ - Завод экспериментального машиностроения
ИД - ионный двигатель
ИПД - импульсный плазменный двигатель
ИПРЗ - исследование природных ресурсов Земли
ИСЗ - искусственный спутник Земли
ИСМАН - Институт структурной макрокинетики и проблем
материаловедения РАН
ИТЛ - исправительно-трудовой лагерь
ИТР - информационно-технический работник
КА - космический аппарат
КБ - Конструкторское бюро
КБПМ - Конструкторское бюро прикладной механики
КБХА - Конструкторское бюро химавтоматики
КБХМ - Конструкторское бюро химического машиностроения
КВД - кислородно-водородный двигатель
КВИ - контрольно-выборочное испытание
КВРБ - кислородно-водородный разгонный блок
КВЦ - корпус вспомогательных цехов
кг - килограмм
КД - конструкторская документация
КДИ - контрольно-доводочные испытания
КДУ - корректирующая двигательная установка
КЖРТ - компоненты жидких реактивных топлив
КЗУ - капиллярное заборное устройство
КИПР - комплекс измерений пристартового района
КК - катод-компенсатор
КК - космический корабль
ККБМ - Куйбышевское конструкторское бюро машинострое-
ния
644
Сокращения
км - километр
КМ - композиционный материал
КОРД - контроль работы двигателей
КПЭО - комплексная программа экспериментальной отра-
ботки
КР - крылатая ракета
КРД- комбинированный ракетный двигатель
КС - камера сгорания
КСИ - контрольно-сдаточное испытание
КСТ - конечная ступень тяги
КТИ - контрольно-технологические испытания
КУ - концевой участок
КУПТ - капиллярный узел подачи топлива
КХИ - капельный холодильник-излучатель
КЭ - конечные элементы
ЛА - летательный аппарат
ЛК-лунный корабль
ЛКИ - летно-конструкторские испытания
ЛСЗ - лазерная система зажигания
МАКС - многоцелевая авиационно-космическая система
МАП - Министерство авиационной промышленности
МБР - межконтинентальная баллистическая ракета
МВИ - межведомственные испытания
МВК - Межведомственная комиссия
МД - маршевый двигатель
МИК - монтажно-испытательный комплекс
мин - минута
МИТ - Московский институт теплотехники
МКР - межконтинентальная крылатая ракета
МКЭ - метод конечных элементов
мм - миллиметр
ММГ - монометилгидразин
МО - Министерство обороны
МОМ - Министерство общего машиностроения
МПД - магнитоплазменный двигатель
МПДД - магнитоплазмодинамических двигателей
МРКС - многоразовая космическая система
МТ - малая тяга
НВ - непосредственный впрыск
НДМГ - несимметричный диметилгидразин
НДС - напряженно-деформированное состояние
НИК - Научно-исследовательский комплекс
НИРА - Научно-исследовательский институт реактивной авиа-
ции
НИЦ РКП - Научно-испытательный центр ракетно-космиче-
ской промышленности
НКАП - Народный комиссариат авиационной промышленности
НКВД - Народный комиссариат внутренних дел
НО - носовой отсек
НПО - научно-производственное объединение
НРО - насадок радиационного охлаждения
НТВ - непосредственное телевизионное вещание
НП - низкотемпературное топливо
НХЛ - непрерывный химический лазер
ОВЭД- отдел внешнеэкономической деятельности
ОГГ - окислительный генераторный газ
ОД - одиночный двигатель
ОДУ - объединенная двигательная установка
ОЗЭМ - Опытный завод энергетического машиностроения
ОК - орбитальный корабль
ОКБ - Опытное конструкторское бюро
ОКБ-РД - Особое конструкторское бюро реактивных двигателей
ОКБ-СД- Особое конструкторское бюро специальных двига-
телей
ОНИЛ - Отраслевая научно-исследовательская лаборатория
ОПС - орбитальная пилотируемая станция
ОР - основной режим
ОРМ - опытный ракетный мотор
ОСИ - огневые стендовые испытания
ОСОАВИАХИМ - Общество содействия обороне, авиацион-
ному и химическому строительству
ОУ - органы управления
ПАД - пороховой аккумулятор давления
ПГС - пневмогидравлическая схема
ПГСП - пневмогидравлические средства подачи
ПЗУ - пирозажигательное устройство
ПО - производственное объединение
ППЗУ - программируемое постоянно запоминающее устройство
ППТС - перспективная пилотируемая транспортная система
ПС - простейший спутник
ПСИ - приемосдаточные испытания
ПТДУ - посадочная твердотопливная двигательная установка
ПТП - пироксилино-тротиловый порох
ПУС - поворотное управляющее сопло
ПФЯВ - поражающий фактор ядерного взрыва
ПЩС - пневмощиток стартовый
РАЕН - Российская академия естественных наук
РАКЦ-Российская академия космонавтики имени К.Э.Циол-
ковского
РАН - Российская академия наук
РБ - разгонный блок
РД - ракетный двигатель
РДМТ - ракетный двигатель малой тяги
РДТТ - ракетные двигатели твердого топлива
РИКТ - радиационный измеритель количества топлива
РК - ракетный комплекс
РКА - Российское космическое агентство
РКВН - рабочее колесо водородного насоса
РКК - ракетно-космический комплекс
РКС - регулирование (регулятор) кажущейся скорости
РЛА - реактивный летательный аппарат
РМ - рулевая машина
PH - ракета-носитель
РНИИ - Реактивный научно-исследовательский институт
РП - рулевой привод
PC - реактивный снаряд
РСК - регулирование соотношения компонентов
РСК-ТК - регулирование соотношения компонентов с темпе-
ратурной коррекцией
РТО - расходный трубопровод окислителя
РУС - разрезные управляющие сопла
с - секунда
СА - сопловый аппарат
САЗ - система аварийной защиты
САС - система аварийного спасания
САС - срок активного существования
СБ - солнечная батарея
СБ - сопловой блок
СГ - смесительная головка
СГИ - стенд гидравлических испытаний
СГК - Совет Главных конструкторов
СГП - система гидроприводов
СД - сигнализатор давления
СДК - сигнализатор работы двигателя
СЗЖК - система заправки жидким кислородом
СК - стартовый комплекс
СКБ - серийно-конструкторское бюро
СКЗ - средство (система) контроля заправки
645
Приложение 4
CKO - серийно-конструкторский отдел
СКР - система коррекции и разгрузки
СНОВ - система наддува и очистки вакуумная
СОБ - система опорожнения баков
СОЗ - система обеспечения запуска
СПВРД - сверхзвуковой прямоточный реактивный двигатель
СПД - стационарный плазменный двигатель
СПЗО - система программного запуска и останова
СПГ - сжиженный природный газ
СПИД - средства поддержания избыточного давления
СПРН - система предупреждения о ракетном нападении
СПУ- система питания и управления
СПХ - система подачи и хранения
СРС - стартовая разгонная ступень
СРТТ - смесевые ракетные твердые топлива
СУ - Система управления
СУВТ - система управления вектором тяги
СФЭ - структурный функциональный элемент
СЭ - смесительные элементы
СЭП - система электропитания
т - тонна
ТВИ - тепло-вакуумные испытания
ТВС - тепловыделяющая сборка
ТДУ - тормозная двигательная установка
ТЗ - техническое задание
ТЗП - теплозащитное покрытие
ТКД - термокаталитический двигатель
ТКС - транспортный корабль снабжения
ТНА - турбонасосный агрегат
ТНАГ-турбонасосный агрегат горючего
ТНАО - турбонасосный агрегат окислителя
ТПК - транспортно-пусковой контейнер
ТРС - турбореактивный снаряд
ТСА - транспортно-стыковочный агрегат
ТТТ - тактико-технические требования
ТТХ - тактико-технические характеристики
ТУ - техническое условие
ТЭА - триэтилалюминий
УВЗ - Уральский вагоностроительный завод
УГР - узел газораспределения
УД - управляющий двигатель
УКСС - универсальный комплекс «Стенд-старт»
УМР - ультразвуковой микрорасходомер
УОТ - устройство отсечки тяги
УРМ - универсальный ракетный модуль
УСИВ - установка смещения и воспламенения
УТТХ - улучшенные тактико-технические характеристики
УУКМ - углерод-углеродный композиционный материал
УУС - удлиненный узел стыка
УЭЦ - Учебно-экспериментальный центр
ФКП - Федеральное казенное предприятие
ФЭИ - Физико-энергетический институт
ХСБ - холодный стендовый блок
ХСИ - холодные стендовые испытания
ЦГИРД - Центральная группа по изучению реактивного дви-
жения
ЦИЛ - Центральная измерительная лаборатория
ЦКП - Центр коллективного пользования
ч-час
ЧДИ - чистовые доводочные испытания
ШКС - шаблон контура сечения
ЭБ - экспериментальная база
ЭВТИ - экранно-вакуумная тепловая изоляция
ЭДД - электродуговой двигатель
ЭНД - электронагревный двигатель
ЭОШ - эластичный опорный шарнир
ЭПК - электропневмоклапан
ЭПУ- экспериментальная пневмоустановка
ЭРД - электрический ракетный двигатель
ЭРДУ - электроракетная двигательная установка
ЭУ - эжекторные устройства
ЭХГ - электрохимический генератор
ЮМЗ - Южный машиностроительный завод
ЯДЭУ- ядерная двигательно-энергетическая установка
ЯРД - ядерный ракетный двигатель
ЯЭРДУ - ядерная электроракетная двигательная установка
ЯЭУ - ядерная энергетическая установка
ЯЭУСМ - ядерная энергоустановки средней мощности
Книжная серия
«РАЗВИТИЕ ОТЕЧЕСТВЕННОЙ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ
НАУКИ И ТЕХНИКИ»
Председатель редколлегии -
Генеральный директор Госкорпорации «Роскосмос» ИАКомаров
Научный редактор серии - член-корреспондент РАН И.В.Бармин
ГОСУДАРСТВЕННАЯ КОРПОРАЦИЯ ПО КОСМИЧЕСКОЙ ДЕЯТЕЛЬНОСТИ «РОСКОСМОС»
РОССИЙСКАЯ АКАДЕМИЯ КОСМОНАВТИКИ
ИМЕНИ К.З.ЦИ0ЛК0ВСК0Г0
ИЗДАТЕЛЬСКИЙ ДОМ «СТОЛИЧНАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ»
ИСТОРИЯ РАЗВИТИЯ
ОТЕЧЕСТВЕННОЙ
ПИЛОТИРУЕМОЙ
КОСМОНАВТИКИ
Том1
ИСТОРИЯ РАЗВИТИЯ ОТЕЧЕСТВЕННОГО РАКЕТОСТРОЕНИЯ
2014 г.
Книга об истории создания и развития первых отечественных ракет, балли-
стических ракет дальнего действия, межконтинентальных баллистических ракет,
космических ракет-носителей. Освещены вопросы появления первых отечествен-
ных ракет в XVII—XVIII вв., организации производства, боевого применения, раз-
работки теории реактивного движения и космонавтики в конце XIX - начале
XX вв., разработки и освоения производства реактивных установок залпового
огня в годы Великой Отечественной войны, вопросы становления и развития оте-
чественной ракетно-космической отрасли с 1946 по 2012 г.
Том 2
ИСТОРИЯ РАЗВИТИЯ ОТЕЧЕСТВЕННОЙ ПИЛОТИРУЕМОЙ
КОСМОНАВТИКИ
2015 г.
Книга об истории развития отечественной науки и пилотируемой космиче-
ской техники от первого в мире космического полета Ю.А.Гагарина до наших
дней. Освещены вопросы разработки, производства и эксплуатации космических
кораблей «Восток», «Восход», «Союз» и их модификаций, транспортных кораб-
лей «Прогресс» и их модификаций, орбитального корабля «Буран», орбитальных
космических станций и комплексов «Салют», «Алмаз», «Мир», российского сег-
мента Международной космической станции. Приведены описания проектов пи-
лотируемых экспедиций на Луну и Марс, космических самолетов.
647
ИСТОРИЯ РАЗВИТИЯ
ОТЕЧЕСТВЕННЫХ
АВТОМАТИЧЕСКИХ
КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
ИСТОРИЯ РАЗВИТИЯ
ОТЕЧЕСТВЕННЫХ
РЙКЕТН0-К0Ш1ЧЕСиИХ
ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВОК
ТомЗ
ИСТОРИЯ РАЗВИТИЯ ОТЕЧЕСТВЕННЫХ АВТОМАТИЧЕСКИХ
КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
2015 г.
Книга об истории создания и развития автоматических космических аппаратов -
от первого искусственного спутника Земли до современных космических аппаратов
«Сесат» и «Глонасс». Освещены вопросы разработки межпланетных станций «Луна»,
АМС для исследования Марса и Венеры, космических аппаратов «Зенит», «Молния»,
«Электрон», системы морской космической разведки и целеуказания «УС», системы
противокосмической обороны «ИС», космических аппаратов для исследования при-
родных ресурсов Земли и экологического мониторинга, фундаментальных космиче-
ских исследований, других КА. Представлены материалы о работе над созданием
устройств для забора грунта на Луне, Марсе и Венере.
Том 4
ИСТОРИЯ РАЗВИТИЯ ОТЕЧЕСТВЕННОЙ НАЗЕМНОЙ
РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ИНФРАСТРУКТУРЫ
2017 г.
Книга об истории становления и развития наземной ракетно-космической инфра-
структуры. Опубликованы материалы о развитии наземных стартовых и технических
комплексов, шахтных и подвижных пусковых установок для грунтовых, железнодо-
рожных и морских ракетных комплексов. Приведены описания всех космодромов,
функционирующих в нашей стране и в мире.
Том 5
ИСТОРИЯ РАЗВИТИЯ ОТЕЧЕСТВЕННЫХ
РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИХ ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВОК
2018 г.
В книге рассказывается об истории создания первых в нашей стране ракетных
двигателей на твердом и жидком топливе, об истории разработки и производства
двигателей и двигательных установок для отечественной ракетно-космической тех-
ники, их испытаниях, о топливе, технологиях и материалах.
По вопросам оптовой и розничной продажи книг
Издательского дома «Столичная энциклопедия»
обращаться по телефонам
+7 495 777 9516	+7 495 940 98 60 E-mail: pervov-izdat@yandex.ru
648
Содержание
Содержание
Б.И.Каторгин. Предисловие...............................................................................5
Глава 1. Первые ракетные двигатели
А.А.Гафаров. ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша».
В.Ф.Рахманин, В.С.Судаков. АО «НПО Энергомаш имени академика В.П.Глушко»
Работы ГДЛ по РДТТ, ЭРД, ЖРД до 1933 г...........................................................8
Работы ГИРД по ЖРД, ГРД, ПВРД. 1931-1933 гг.....................................................14
Работы РНИИ - НИИ-3 по РДП, ЖРД, ГРД, КРД, ПВРД. 1933-1944 гг...................................18
Работы КБ-7 по ЖРД, КРД. 1935-1939 гг...........................................................28
Работы по ПВРД..................................................................................29
Работы В.П.Глушко по авиационным ЖРД. 1939-1944 гг..............................................29
Работы А.М.Исаева по авиационным ЖРД. 1941-1944 гг..............................................32
Работы НИИ-1 по ракетным двигателям. 1944-1946 гг...............................................33
Изучение немецкого опыта производства мощных ЖРД................................................38
Глава 2. Двигательные установки баллистических ракет дальнего действия. 1946-1954 гг. Деятельность ВЛГлушко
В.Ф.Рахманин, В.С.Судаков. АО «НПО Энергомаш имени академика В.П.Глушко»
Разработка ЖРД РД-100, РД-101, РД-103, РД-1 ОЗМ, РД-105, РД-106, РД-110..........................42
Глава 3. Двигательные установки первых межконтинентальных баллистических ракет, баллистических ракет подводных лодок,
космических ракет-носителей, космических кораблей и автоматических космических аппаратов. Начало разработки ЯРД и ЯЭУ.
Электрореактивные двигатели с солнечными и ядерными источниками питания. 1954-1969 гг.
В.Ф.Рахманин, В.С.Судаков. АО «НПО Энергомаш имени академика В.П.Глушко»
Деятельность В.П.Глушко..........................................................................50
Разработка ЖРД РД-107/108 для ракет Р-7, Р-7А и космических PH...................................50
Разработка ЖРД РД-214 (8Д54) для ракеты Р-12 и космических PH....................................57
Разработка ЖРД РД-216 (8Д514), РД-218 (8Д712) и РД-219 (8Д713) для ракет 8К65 и 8К64............59
Разработка ЖРД РД-253 для первой ступени PH УР-500К.............................................64
Разработка ЖРД РД-111 для первой ступени ракеты Р-9.............................................68
Разработка ЖРД РД-119 для второй ступени PH «Космос»............................................72
Разработка ЖРД РД-251 для первой ступени и РД-252 для второй ступени ракет Р-36, Р-36-0, Р-36П..75
Разработка ЖРД РД-216М для PH «Космос-ЗМ»........................................................78
Разработка ЖРД РД-261 и РД-262 для первой и второй ступеней PH «Циклон 2» и «Циклон 3»..........80
Разработка ЖРД РД-270 для PH УР-700 ............................................................82
Начало разработки ЯРД и ЯЭУ. Электрореактивные двигатели с солнечными
и ядерными источниками питания..................................................................85
Ядерные ракетные двигатели......................................................................86
Филиалы АО «НПО Энергомаш»......................................................................89
Деятельность Приволжского филиала НПО Энергомаш, г. Самара......................................89
Деятельность Сибирского и Омского филиалов НПО Энергомаш, г. Омск...............................91
Деятельность Камского филиала НПО Энергомаш, г. Пермь...........................................94
Деятельность Красноярского филиала НПО Энергомаш, г. Красноярск.................................96
Деятельность Приморского филиала НПО Энергомаш, г. Выборг.......................................98
Деятельность Петербургского филиала НПО Энергомаш, г. Санкт-Петербург..........................100
ИА.Смирнов. ЖРД Кбхиммаш имени А.М.Исаева
Образование КБ А.М.Исаева.......................................................................102
ЖРД и ДУ пилотируемых и беспилотных космических аппаратов......................................102
ЖРД и ДУ автоматических космических аппаратов..................................................104
ЖРД ракет различного назначения................................................................105
ЖРД для тактической ракеты с подвижным стартом.................................................106
ЖРД для боевого космического комплекса.........................................................106
АА.Кажикин. ЖРД АО КБХА. 1954-1969 гг.
Первые двигатели...............................................................................107
ЖРД РД-0105 для третьей ступени PH 8К72 «Луна».................................................110
ЖРД РД-0109 для третьей ступени PH 8К72 «Восток» ................................................111
ЖРД РД-0106 для второй ступени ракеты Р-9А.....................................................112
ЖРД РД-0107, РД-0108, РД-0110 для PH 8К78 «Молния», 11А57 «Восход», 11А57 и 11А511 «Союз» .....112
ЖРД РД-0202, РД-0203, РД-0204, РД-0205, РД-0206, РД-0207 для ракеты УР-200 ....................114
ЖРД РД-0208, РД-0209, РД-0210, РД-0211, РД-0212, РД-0213, РД-0214 для PH 8К82,8К82К «Протон».....114
649
Содержание
ЖРД РД-0216 И РД-0217..........................................................................116
ЖРД РД-0225 для космической станции «Салют» («Алмаз») .........................................117
ЖРД РД-0221 для разгонного блока лунного комплекса ЛЗ..........................................117
А.Ф.Сухановский. АО «Климов». ЖРД С.П.Изотова
Ракетная жила...................................................................................118
Укрощение огня. ЖРД 15Д13 и 15Д14 для второй ступени ракеты УР-100.............................119
Инженерный штурм...............................................................................120
Война интеллектов..............................................................................120
«Русский крест»................................................................................121
Теория и практика катастроф....................................................................122
Всем миром.....................................................................................123
В.П.Данильченко. ЖРД ПАО «Кузнецов»
Предыстория начала работ по ЖРД.................................................................124
ЖРД для МБР Р-9 (Р-9А). 8К75...................................................................125
ЖРД для глобальной ракеты ГР-1.8К713...........................................................128
БА.Соколов, М.В.Мельников. ЖРД, созданные ОКБ-1 - ЦКБЭМ - НПО «Энергия» -
РКК «Энергия» им. С.П.Королева
Предисловие...........................................................................................131
Истоки работ по ЖРД в ОКБ-1.1933-1952 гг.......................................................132
Рулевые двигатели для ракетного комплекса Р-7.1954-1958 гг.....................................133
Первый космический ЖРД 8Д714 (РО-5) разгонного блока «Е» ракеты 8К72
для запуска автоматических аппаратов к Луне. 1958 г............................................135
Основные результаты разработки двигателя 8Д714 (РО-5)..........................................136
Первый ЖРД 11 ДЗЗ, созданный по схеме с дожиганием генераторного газа,
для разгонного блока «Л» ракеты 8К78.1960 г....................................................137
Основные результаты разработки двигателя 11 ДЗЗ.................................................139
ЖРД 8Д726 с двукратным включением для блока «В» глобальной ракеты ГР-1 8К713.1962-1965 гг.......141
Основные результаты разработок двигателя.......................................................142
ЖРД 11Д58 с семикратным включением для разгонного блока «Д». 1964-1968 гг......................143
Особенности пневмогидравлической схемы двигателя 11Д58 ........................................144
Применение газо- и гидродинамических ограничителей расходов окислителя и горючего
при включении двигателя........................................................................145
Результаты разработки двигателя 11Д58..........................................................145
Рулевые двигатели 11Д121 для первой ступени ракетно-космической системы Н1-ЛЗ. 1972 г..........146
ЖРД 11Д58М с улучшенными характеристиками для разгонного блока «ДМ». 1969-1973 гг..............147
Особенности пневмогидравлической схемы двигателя...............................................148
Основные результаты разработки двигателя 11Д58М ...............................................148
Высотные установки для испытания двигателя 8Д714 со степенью расширения газов
в сопле Рк/Ра = 930.1958-1959 гг...............................................................149
Установка ГУ-1 для отработки НРО и дросселей с трубопроводами системы управления
в высотных условиях ...........................................................................149
Установка ВУ-1 для испытания полноразмерного двигателя и камер сгорания
с имитацией космических условий................................................................150
Установка ВУ-2 для испытания двигателя 8Д714 с имитацией космических условий и измерением
полной тяги....................................................................................152
Установка НИИ-229 для испытаний двигателя 8Д714 в составе полноразмерного блока «Е»
в условиях имитации космического пространства..................................................153
Высотные установки для испытания двигателей 8Д715,11ДЗЗ (01.5400), 11Д58,11Д58М
со степенью расширения газов в сопле Рк/Ра = 1 000...1 800.1960-1968 гг........................153
Экспериментальные работы с целью исследования возможностей использования жидкого кислорода
для охлаждения камеры сгорания ЖРД. 1959-1960 гг...............................................155
Основные результаты работ по созданию ЖРД в ОКБ-1 - ЦКБЭМ - НПО «Энергия» -
РКК «Энергия» им. С.П.Королева.................................................................156
А.Е.Новиков, В.АЛоляченко. ДУ АО «ВПК «НПО машиностроения»
Разработка двигательных установок космических аппаратов «Полет».......................................158
В.Г.Переверзев, ВА.Шульга. Разработка в КБ «Южное» ЖРД для МБР и PH. Деятельность И.И.Иванова
Рулевые ЖРД РД851, РД852, РД855, РД856 для МБР Р-16, МБР Р-36, PH «Циклон-2» и «Циклон-3».
ЖРД РД854 орбитальной ступени ракеты Р-36 орб (8К69). ЖРД РД861 третьей ступени PH «Циклон-3».
Маршевый ЖРД РД857 для второй ступени опытной ракеты РТ-20П...........................................159
ВЛ.Седых. ДУ на твердом топливе для БРК, разработанные в АО «КБ «Арсенал»
РДТТ 15Д24 (15Д24П1) для второй ступени БР РТ-2 (РТ-2П). РДТТ 15Д27,15Д92 для первой
650
Содержание
и второй ступени БР РТ-15. РДТТ ЗД17 (ЗД17А) для первой ступени БРПЛ Р-31. РДТТ ЗД16
для маневрирующей ступени БРПЛ Р-31 ...........................................................165
М.И.Соколовский, ЮЛ.Макаревич, И.Р.Кац. ДУ ПАО «НПО «Искра»
СКБ-172 - Конструкторское бюро машиностроения (г. Пермь). Разработка РДТТ
для изделий ракетной техники. РДТТ 15Д23,15Д25 маршевых ступеней ракет 8К96,8К97,8К98,
экспериментальные крупногабаритные
секционные двигатели для 2БА РН. Деятельность М.Ю.Цирульникова.................................169
Глава 4. Развитие отечественного ракетно-космического двигателестроения в 1970-е гг.
В.Ф.Рахманин, В.С.Судаков. АО «НПО Энергомаш имени академика В.П.Глушко»
Разработка ЖРД РД-264 и РД-268 для ракет Р-36М и МР-УР-100.....................................178
Разработка опытного ЖРД РД-301 ................................................................179
ИАСмирнов. КБхиммаш имени А.М.Исаева
ЖРД малой тяги.................................................................................183
ЖРД для ракет морского базирования.............................................................184
ААКажикин. ЖРД АО КБХА
ЖРД РД-0233, РД-0234, РД-0235, РД-0236, РД-0237 для первой и второй ступеней ракет
УР-100Н и УР-100Н УТТХ, космических РН «Рокот» и «Стрела»......................................185
ЖРД РД-0242 для ракеты ЗМ25....................................................................186
ЖРД РД-0228 для второй ступени ракет РС-20А и РС-20Б...........................................187
ЖРД РД-0120 для второй ступени РН «Энергия»....................................................187
Разработка ядерных ракетных двигателей.........................................................189
Работы по газодинамическим лазерам.............................................................191
ВЛДанильченко. ПАО «Кузнецов»
ЖРД НК-15 (11Д51), НК-15В (11Д52), НК-19 (11Д53) для первой, второй и третьей ступеней
ракетно-космического комплекса Н1-ЛЗ...........................................................182
Модифицированные ЖРД многократного стендового запуска..........................................183
Стендовая доводка ЖРД..........................................................................196
В.В.Плотников. ОКБ имени АЛюльки
Жидкостный ракетный двигатель Д-57.............................................................199
Б.А.Соколов. Жидкостные ракетные двигатели, созданные ОКБ-1 - ЦКБЭМ - НПО «Энергия» -
РКК «Энергия» им. С.П.Королева
Объединенная двигательная установка орбитального корабля «Буран». 1976-1988 гг.................201
Создание и эксплуатация кибернетического командно-измерительного комплекса «Курс»
экспериментально-испытательной станции ОКБ-1.1958-1974 гг......................................211
В.Г.Переверзев, В.А.Шульга. Работы КБ «Южное» по жидкостным ракетным двигателям и бортовым источникам
мощности в 1970-е гг.
Разработка ЖРД РД858 (11Д411) и РД859 (11Д412) двигательного блока 11Д410
для лунного блока «Е» ракетно-космического комплекса Н1-ЛЗ (лунный корабль ЛК),
маршевого ЖРД РД862 для второй ступени ракеты МР-УР 100 (15А15), рулевого ЖРД РД863
для первой ступени ракеты МР-УР 100, ЖРД РД864 для ступени разведения
МБР Р-36М УТТХ (15А18)..........................................................................213
Разработка бортовых источников мощности.........................................................218
А.Е.Новиков, ВАПоляченко, Г.Ф.Реш. АО «ВПК «НПО машиностроения»
Разработка двигательной установки орбитальной пилотируемой станции «Алмаз» ....................221
Г.Ф.Реш, А.В.Влагов, ЛД.Смиричевский. АО «ВПК «НПО машиностроения»
Разработка двигательной установки возвращаемого аппарата системы «Алмаз».......................223
И.И.Костенко, В.М.Петренко. ПАО ТМКБ «Союз»
ЖРД и ДУ для КА ИС, УС-А, УС-П, УС-К, Е8, Е8-5, «Экран», ракетно-космической системы Н1-ЛЗ,
ОПС «Алмаз», ракетоплана «Бор-4»...............................................................226
САБулдашев. Двигатели для ракетно-космической техники ФГУП НИИМаш». 1958-1980 гг.......................232
М.И.Соколовский, ЮЛМакаревич, И.Р. Кац. ПАО «НПО «Искра»
КБ машиностроения - ПО «Искра» (г. Пермь). Разработка РДТТ для ракет РТ-2П (8К98П),
Р-31 (ЗМ17), Р-39 (ЗМ65) под руководством Л.Н.Лаврова..........................................242
Глава 5. Развитие отечественного ракетно-космического двигателестроения. 1980-е гг.
В.Ф.Рахманин, В.С.Судаков. АО «НПО Энергомаш имени академика В.П.Глушко»
Деятельность В.П.Радовского.....................................................................250
Разработка ЖРД РД-274 для ракеты Р-36М2 ........................................................250
Разработка ЖРД РД-170 для первой ступени РН «Энергия», РД-171 и РД-120
для первой и второй ступеней РН «Зенит»........................................................252
651
Содержание
АА.Кажикин. ЖРД АО КБХА
ЖРД РД-0243 .................................................................................259
ЖРД РД-0255 .................................................................................259
БА.Соколов, А.В.Бутрин. Наземная отработка двигателей, созданных ОКБ-1 - ЦКБЭМ - НПО «Энергия» -
РКК «Энергия» им. С.П.Королева
Система охлаждения жидкого кислорода до 58К (—215°С). 1980-1992 гг...........................260
Сравнительные испытания ЖРД на различных углеводородных горючих. 1974-2008 гг................261
Технология промывки тракта горючего двигателя 11Д58М при его приемосдаточных испытаниях.
1969-1970 гг.................................................................................262
В.Г.Переверзев, ВА.Шульга. Разработки КБ-4 КБЮ по жидкостным ракетным двигателям
и бортовым источникам мощности для МБР и PH в 1980-е гг. ЖРД РД-866 для ступени разведения
МБР РТ 23 УТТХ (15Ж60,15Ж61), ЖРД РД-869 для ступени разведения МБР Р-36М УГГХ, Р-36М2 (15А18М),
рулевой ЖРД РД-8 для второй ступени PH «Зенит», БИМ-729 рулевого агрегата ЖРД первой ступени PH «Зенит»,
БИМ рулевых агрегатов РДТТ первых ступеней МБР 15Ж52,15Ж61 и 15Ж60.
Деятельность главного конструктора А.А.Климова
Разработка ЖРД...............................................................................263
Разработка бортового источника мощности БИМ-729 для рулевого агрегата ЖРД первой ступени
PH «Зенит». Разработка бортового источника мощности БИМ-172 для рулевого агрегата РДТТ
первой ступени МБР 15Ж52,15Ж61 и бортового источника мощности БИМ-869 для рулевого
агрегата РДТТ первой ступени МБР 15Ж60 ......................................................267
САБулдашев. Двигатели для ракетно-космической техники ФГУП «НИИМаш». 1980-1992 гг...................270
В.И.Гребенкин. АО «Корпорация «МИТ». История развития твердотопливных двигательных установок
в МИТ в 1960-1985 гг.
Предисловие..................................................................................273
Введение.....................................................................................273
Маршевые ДУ РДТТ.............................................................................276
Двигательные установки головных частей.......................................................278
Двигатели специального назначения. Основные характеристики тормозных,
креновых и других двигателей.................................................................280
Стендовое оборудование для испытания РДТТ....................................................283
М.И.Соколовский, ЮЛМакаревич, И.Р.Кац. ПАО «НПО «Искра». НПО «Искра»
Завершение отработки РДТТ для ракет ЗМ65,15Ж44,15Ж52. Разработка РДТТ для ракет 15Ж60,15Ж61.
Начало работ по комплексу «Барк» (БРПЛ ЗМ91). Двигатели для PH «Энергия». Основные достижения
НПО «Искра» под руководством Л.НЛаврова......................................................285
В.Г.Енотов, ВАЛальков-Свирщевский. Ракетные двигатели и установки на твердом топливе разработки КБЮ.293
Маршевые ракетные двигатели .................................................................294
Управляющие двигательные установки на твердом топливе РГЧ....................................302
Малогабаритные двигатели, аккумуляторы давления..............................................303
Глава 6. Развитие современного российского ракетно-космического двигателестроения. 1992-2017 гг.
В.Ф.Рахманин, В.С.Судаков. АО «НПО Энергомаш имени академика В.П.Глушко»
Деятельность Б.И.Каторгина...................................................................306
Разработка ЖРД РД-180 для PH «Атлас».........................................................306
Разработка трехкомпонентного двухрежимного маршевого ЖРД РД-701..............................310
Деятельность В.К.Чванова.....................................................................312
Разработка ЖРД РД-191 для семейства PH «Ангара»..............................................313
Разработка ЖРД РД-181 для PH «Антарес».......................................................315
ИА.Смирнов. Работы КБхиммаш имени А.М.Исаева после 1992 г...........................................316
Двигатели разгонных блоков ракет.............................................................318
Научно-технические исследования в обеспечение разработок ЖРД для разгонных блоков ракет......320
Результаты научно-технических исследований...................................................327
АА.Кажикин. ЖРД АО КБХА
ЖРД14Д23 ....................................................................................328
ЖРДРД0124А...................................................................................329
ЖРД РД0125А..................................................................................329
ЖРД РД0146 и РД0146Д.........................................................................330
ЖРД РД-0750 .................................................................................331
ГПВРД........................................................................................332
ЖРД РД-0126 .................................................................................332
ЖРД РД-0155 .................................................................................333
ЖРД14Д24 ....................................................................................333
652
Содержание
ЖРД РД-0162 .....................................................................................334
Работы КБХА в интересах зарубежных заказчиков....................................................335
Производство ракетных двигателей в АО КБХА.....................................................336
БА.Соколов, А.В.Бутрин. Наземная отработка двигателей, созданных ОКБ-1 - ЦКБЭМ - НПО «Энергия» -
РКК «Энергия» им. С.П.Королева
Холодный стендовый блок. 1998-2008 гг..........................................................337
Отработка на ХСБ технологии заправки разгонного блока ДМ-SL переохлажденным кислородом
с получением минимальной его температуры. 1998-2008 гг.........................................339
Результаты отработки технологии захолаживания трубопроводов и технологии заправки бака «О» ....342
Основные результаты работ по автоматизации испытаний в ОКБ-1 ..................................343
СА.Булдашев. Двигатели для ракетно-космической техники ФГУП «НИИМаш». 1992-2016 гг.....................344
В.В.Измайлова. АО «Турбонасос». Разработка ТНА для ЖРД
ТНА для ЖРД....................................................................................354
Исходные предпосылки развития стендовой базы для задач КВТК....................................355
В.Б.Шатров, ЮЛМакаревич, С.В.Огнев. ПАО НПО «Искра». Работы по изделиям
ракетно-космической техники. Основные результаты, достигнутые под руководством М.И.Соколовского........356
Л.А.Макриденко, А.В.Горбунов, АЛХромов, ВЛХодненко. Разработка электроракетных двигателей
для космических аппаратов, создаваемых во ВНИИЭМ
Импульсные плазменные двигатели................................................................362
Электронагревные двигатели.....................................................................364
Стационарные плазменные двигатели..............................................................366
А.Н.Нестеренко. Опытное конструкторское бюро «Факел», г. Калининград.
Разработка электроракетных двигателей для космических аппаратов........................................367
Электродуговые двигатели.......................................................................368
Импульсный плазменный двигатель................................................................371
Стационарные плазменные двигатели..............................................................372
Термокаталитические двигатели..................................................................373
Глава 7. ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша». Головное научно-исследовательское предприятие отрасли
по ракетно-космическим двигательным установкам
А.М.Губертов, АА.Гафаров. 1944-1965 гг. Работы НИИ-1 по ракетным двигателям
в системе авиационной промышленности...........................................................376
А.М.Губертов, А А.Гафаров. 1965 1991 гг. НИИТП - головной двигательный институт
ракетно-космической отрасли....................................................................381
А.М.Губертов, В.НАкимов, А.А.Гафаров. 1992 2017 гг. Центр Келдыша - головное
научно-исследовательское предприятие Роскосмоса по ракетно-космическому двигателестроению......383
С.В.Мосолов, И.ГЛозино-Лозинская, ДА.Сидлеров, Д.Ф.Слесарев, С.Г.Ребров, М.И.Сафронов,
Ю.М.Головин, Г.Н.Устинов, А.В.Кочанов. 1944-2015 гг. Развитие работ по ракетно-космическому
двигателестроению от НИИ-1 до Центра Келдыша...................................................387
В.В.Миронов, ЮД.Трусов, МЛ.Куранов. Ракетные двигатели твердого топлива........................421
В.В.Миронов, В.О.Зайцев. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели «Буря»: от замысла до полетов.431
А.СЛовцов, А.И.Васин. Электрические ракетные двигатели.........................................436
САЛопов. Ядерные ракетные двигатели..............................................................442
А.Семенкин. Ядерные электроракетные двигательные установки.......................................448
Н.Б.Пономарев. Работы по соплам для ракетно-космических двигателей...............................451
РЛРизаханов, НА.Митина. Наноматериалы и нанотехнологии для ракетно-космических двигателей........462
В.В.Кошлаков, А.М.Губертов, В.НАкимов. Стратегия развития ракетно-космического двигателестроения.465
Глава 8. Производство ракетных двигателей
В.Ф.Рахманин, В.С.Судаков. Деятельность Опытного завода энергетического машиностроения, г. Химки.......470
Данильченко В.П. Космическая Безымянка. Завод № 24 имени М.В.Фрунзе - ПАО «Кузнецов»...................479
Химзавод.......................................................................................481
Серийное производство ЖРД разработки коллектива Н.Д.Кузнецова.
Куйбышевский завод № 24 им. М.В.Фрунзе. Куйбышевский моторостроительный завод им. М.В.Фрунзе.
ПАО «Кузнецов» ..................................................................................483
ОКБ-2 в составе ОКБ-24 на заводе № 24 им. М.В.Фрунзе...........................................486
Филиал ОКБ-24 на заводе № 525 ...................................................................487
В.И.Биркин. «Воронежский механический завод» - филиал ФГУП «ГКНПЦ им. М.В.Хруничева».
Страницы истории создания новейших технологий и организации серийного производства жидкостных
ракетных двигателей на ВМЗ.............................................................................488
В.ВЛевитов, Г.Н.Новиков, ВАЛальков-Свирщевский. Производство ракетных двигателей на ПО Южмаш.
653
Содержание
1952-1990 гг...........................................................................................498
С.Т.Бауэр, В.Г.Бояринцев, В.ВДемичев, Б.И.Усов. СПб ОАО «Красный Октябрь».
Из истории производства ЖРД и другой ракетной техники
Объект государственной важности.................................................................506
Невероятное событие.............................................................................508
Главный ресурс..................................................................................510
На острие научного и технического прогресса.....................................................512
В.Ивашкевич. ПАО «Протон-ПМ». Пермский полет к звездам.................................................515
Колл. авт. ЖРД производства АО «Красмаш»...............................................................518
В.Д.Носов. Двигатели АО «Златмаш»......................................................................519
Л.И.Домбровский. История создания и развития производства камер сгорания ЖРД
в АО «Металлист-Самара»................................................................................521
А.Н.Березин, Ю.А.Устюжанинов, Д.П.Глотин. АО «Пермский завод «Машиностроитель».
Производство двигателей ракет 8К98......................................................................527
А.Н.Березин. АО «Пермский завод «Машиностроитель». Изготовление штампа
для штамповки днищ изделия 15Д23 методом взрыва........................................................529
М.А.Баяндин. АО «Пермский завод «Машиностроитель». Изготовление отбортовок на днище 15Д23 .............530
А.Н.Березин, Ю.А.Устюжанинов,Д.П.Глотин. АО «Пермский завод «Машиностроитель».
Ракета 8К98П и ее твердотопливные двигатели............................................................530
В.А.Ефимик. АО «Пермский завод «Машиностроитель». Особенности изготовления
двигателей 15Д23,15Д25,15Д23П, 15Д94 ..................................................................531
С.ЕДударев, Н.А.Кокоулин. Сварочное производство АО «Пермский завод «Машиностроитель»..................531
А.Н.Березин, ЮА.Устюжанинов, Д.П.Глотин. АО «Пермский завод «Машиностроитель».
Твердотопливные двигатели 17Д713 и 17Д714 автономной системы мягкой посадки четырех ускорителей
первой ступени ракеты-носителя «Энергия» ..............................................................533
В.Е.Боровиков. АО «Пермский завод «Машиностроитель».
Интересные технические решения по проекту «Энергия - Буран» ...........................................534
А.Н.Березин, Ю.А.Устюжанинов, Д.П.Глотин. АО «Пермский завод «Машиностроитель».
Твердотопливная баллистическая ракета Р-39 морского базирования комплекса Д-19 и ее двигатели..........534
А.Н.Березин, Ю.А.Устюжанинов, ДЛ.Глотин. АО «Пермский завод «Машиностроитель».
Ракетные комплексы 9П060 и 9П061 с ракетами 15Ж60 и 15Ж61 и твердотопливный
двигатель третьей ступени 15Д291 ......................................................................535
В.А.Ефимик. АО «Пермский завод «Машиностроитель». Особенности изготовления двигателей 15Д291
изделий 15Ж60 и 15Ж61 .................................................................................535
С.В.Ситников. АО «Пермский завод «Машиностроитель». Ликвидация МБР.....................................536
Глава 9. Испытания ДУ РКТ. Топливо, технологии, материалы для ДУ РКТ
О. Г. Галай да, ВЛ.Кучкин, А.ЕГалеев. ФКП «НИЦ РКП». Экспериментальная база Федерального казенного предприятия «Научно-
испытательный центр ракетно-космической промышленности» для стендовой отработки ракетных двигателей и двигательных
установок ракетно-космических систем
Начало...............................................................................................538
Развитие ЭБ института для отработки РКТ первого и второго поколений. 1956-1974 гг.............539
Развитие и модернизация ЭБ института для отработки изделий РКТ третьего
и четвертого поколений, 1975-2000 гг..........................................................546
Отработка современных ЖРД и ДУ на стендах ФКП «НИЦ РКП». 1990-2017 гг.........................551
Ю.М.Милёхин. Разработки ФГУП «ФЦДТ «Союз» для ракетных систем различного назначения
и реализации космических программ....................................................................557
Колл. авт. ОАО «ИПРОМАШПРОМ». Разработка испытательных стендов ЖРД
Создание и начальный период работы института.........................................................564
Военные годы..................................................................................564
Послевоенные годы.............................................................................564
1951-1955 гг..................................................................................565
1961-1965 гг..................................................................................567
1966-1970 гг..................................................................................568
1971-1980 гг..................................................................................569
1981-1990 гг..................................................................................571
1991-2000 гг..................................................................................572
2001-2015 гг..................................................................................572
ПАСтороженко, ШЛ.Гусейнов. Работы АО «ГНИИХТЭОС» в области ракетно-космической техники
Кремнийорганическая продукция.................................................................573
Борорганические соединения ....................................................................573
654
Содержание
Сферические порошки алюминия...................................................................574
Алюминийорганические соединения................................................................574
Технология производства перекиси водорода......................................................574
Производство и испытание катализаторов разложения высококонцентрированного пероксида водорода...574
Пусковое горючее ПГ-2..........................................................................575
Горючее ТМ-185 ................................................................................575
Гидриды металлов...............................................................................575
Керамика, волокна и др.........................................................................576
Нанотехнологии. Нанодисперсные порошки ........................................................576
Карбонилы металлов.............................................................................576
Сотрудничество с другими предприятиями ........................................................576
Глава 10. Подготовка специалистов и проведение научных исследований в области двигателей и двигательных установок ра-
кетно-космической техники
ДА.Ягодников. История педагогической школы МГТУ им. Н.Э.Баумана
подготовки инженеров ракетного двигателестроения......................................................580
В.Н.Матвеев, С.А.Шустов,А.И.Белоусов, ВА.Зрелов, НДЛроничев.
Становление и развитие деятельности Самарского университета в области ракетного двигателестроения......585
Начальный период подготовки инженеров-механиков по ракетным двигателям..........................586
Разработка маршевых жидкостных ракетных двигателей большой тяги................................587
Формирование научных школ в области ракетного двигателестроения и космической энергетики.......588
Формирование научной школы в области космической энергетики....................................589
СА.Федосеев, В.И.Углов, Н.Н.Углова. Подготовка военных ракетчиков-двигателистов
в Военной академии имени Ф.Э.Дзержинского.............................................................593
Приложение 1
Об авторах, редакторах, составителе....................................................................601
Приложение 2
Предприятия. Организации. Учреждения. Хроника основных событий........................................612
Приложение 3
Литература............................................................................................641
Приложение 4
Сокращения.............................................................................................644
ИСТОРИЯ РАЗВИТИЯ
ОТЕЧЕСТВЕННЫХ
РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИХ
ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВОК
Председатель редколлегии - ИАКомаров
Научный редактор - И.В.Бармин
Составитель - М.А.Первов
Ведущий литературный редактор - Л.Н.Марданова
Оформление, верстка, макет, ретушь фотографий -А.М.Первова
УДК 621.453/.457(470+571 )(091)
ББК 32.65(2Рос)г
И90УДК
ISBN 978-5-903989-38-6
©Авторы статей, 2018
© Первое МА., составление, 2018
© ООО «Издательский дом «Столичная энциклопедия», художественное оформление, 2018
Подписано в печать 20 марта
Формат 60 х 90/8
Объем 82 печ.ч.
Тираж 1000 экз.
Телефоны оптовой и розничной продажи книг
Издательского дома «Столичная энциклопедия»:
495 777 9516
495 940 98 60
E-mail: pervov-izdat@yandex.ru
ООО «Издательский дом «Столичная энциклопедия»
105005, г. Москва,
ул. Радио, д. 23/9. А/я 26
www.moskva-kniga.ru
Отпечатано в соответствии с предоставленными материалами
в ООО ИПК «Парето-Принт»,
170546, Тверская область,
Промышленная зона Боровлево-1, комплекс № ЗА
www.pareto-print.ru
Заказ № 2388/18