Специалисты и тема “лунной гонки”

Ввиду важности темы делаю исключение и размещаю сообщение на вашем форуме.

Есть мнение, упорно насаждаемое в СМИ, что все специалисты космической отрасли бывш. СССР и нынешней России не сомневаются в успехе американцев и признают за ними приоритет в “лунной гонке”.

Чтобы дезавуировать этот расхожий тезис, я приведу (с подачи ув. А.И.Попова) свидетельства одного из таких специалистов.

Знакомьтесь –

Родился 15 ноября 1942 года. Образование получил на географическом факультете МГУ и в Московском геологоразведочном институте. По образованию – горный инженер. С 1964 по 1967 год служил на испытательном ракетном полигоне Тюратам (НИИП-5) сначала в 311-ом ракетном полку, в группе двигателистов, которая испытывала двигатели ракет УР-100 и УР-500 (Протон), затем в группе сопровождения (обеспечения) запусков ракет в Главном управлении полигона.

После этого долгое время работал в почтовом ящике, возглавляемом генеральным конструктором академиком Н.А. Пилюгиным, одним из ведущих советских специалистов по системам управления ракетами. В 80-е годы работал в специализированной в/ч по строительству ракетных шахт и других подземных сооружений МО СССР. В частности, участвовал в развертывании противоракетной обороны для отдельных объектов СССР и в строительстве наземных сооружений по проекту «Энергия-Буран». Таким образом, около пятнадцати лет сотрудничал с разными службами космодрома.

^{Примечания. 1. Байконуром называется лишь та часть полигона Тюра-Там, на которой располагалось «хозяйство» Королева. Хозяйства Янгеля и Челомея в Байконур не входили.}

2. В армию я был призван с 4-го курса МГУ, после временного снятия отсрочки от призыва, принятого в 1963 году и действующей по 1967 год. Именно поэтому на космодроме оказалось такое множество солдат срочной службы с законченным и незаконченным высшем образовании.

3. С 1970 года по 1984 годы работал геологом. С 1989 года по 2009 год в РАО «Газпром»

Выдержки из публикации Н.В. Лебедева «Земля, Луна, а далее везде…»

«…Ну а теперь вернемся к экспедиции «Аполлон». Майор Николаев, командир боевого расчета так называемого «Гагаринского» старта, что располагается на ракетно-испытательной площадке №2 космодрома Байконур, в 60-ые годы осуществлявший пуски всех наших космонавтов тех лет, не стесняясь, произнес во всеуслышание: «Когда пришло известие о полете американцев на Луну, на Байконуре от хохота сдохли все суслики, так как ракета «Сатурн-5» не более чем миф. Даже при сопоставлении ее характеристик с характеристиками королевской Н-1 и челомеевской УР-700, нашими вариантами лунных носителей, видно, что мы имеем дело с простым макетом, а не с чем-то реальным». На эти же обстоятельства указывали и другие офицеры, и гражданские испытатели. Чтобы понять их логику, вспомним, что сказал Королев о создании двигателя F1. «Он решил создать супердвигатель на 700-800 тонн тяги на криогенных компонентах топлива. Пусть поковыряется, пока не упрется в стену. Мы уже это проходили». (Это высказывание С.П. Королёва Н.В. Лебедев слышал лично на Байконуре – А.П.). Очевидно, и сам Королев, и «рядовые» ракетчики-испытатели знали, то о чем умалчивала и умалчивает академическая и партийная номенклатура.

При Королеве на полигоне был создан уникальный коллектив. В него входили офицеры испытательных управлений и ракетных частей, гражданские испытатели и «монтажники». К ним примыкала огромная масса солдат срочной службы, многие из которых имели законченное и незаконченное высшее образование, и которых, по окончанию службы, с удовольствием брали на работу в многочисленные, связанные с ракетной техникой, КБ. Но после смерти Королева все изменилось.

Ясно, что высшее руководство страны достаточно быстро осознало, что на полигоне, прежде всего, в среде стартовиков, двигателистов и телеметристов сформировалась достаточно жесткая оппозиция официальному признанию факта полета американцев на Луну, что не могло вызвать озабоченности в его рядах. И вот, в 1971-1972 годах, генерал Курушин, начальник полигона, устроил форменный погром подчиненного офицерского состава. Те, кто еще лейтенантами начинал службу с Королевым и первым строителем космодрома генералом Шубниковым, были безжалостно разброшены по дальним гарнизонам и ИП-ам (измерительным пунктам). Там, их абсолютное большинство или сгорели от водки, или влачили жалкое существование без каких-либо перспектив на будущее».

“… В отличие от большинства советских ракетных двигателей, которые изготовлялись из двух скрепленных цельнолитых оболочек (наружной и внутренней), между которыми по ребристым каналам протекало жидкостное охлаждение одним из компонентов (обычно горючее, реже окислитель), большинство американских ЖРД тех лет представляли из себя набор огромного количества тонких трубок, которые путем пайки и силовых бандажей скреплялись между собой, образуя привычную форму камеры и сопла ЖРД. Трубки обычно шли вдоль оси двигателя, и если использовать двойной набор трубок, то по одним керосин тек, скажем, сверху вниз – от головки до края сопла, а по другим (параллельным) наоборот – снизу вверх, подавая нагретое горючее к форсуночной головке.

Не буду сейчас обсуждать достоинства и недостатки каждой схемы, скажу только, что наши «листовые» оболочки делали из хитрого бронзового сплава, а американские трубки – из никеля или стали. Разница в том, что советская хромистая бронза (придуманная не без подсказки трофейных немцев) обладала лучшими теплопроводными свойствами, чем сталь и никель….

..советские камеры таких классических ЖРД как РД-107 и РД-108 изготовлялись из особой хромистой бронзы (а все медные сплавы обладают великолепной теплопроводностью), поэтому даже весьма толстая стенка надежно отдавала тепло проточному керосину. Никель и сталь обладают куда меньшей теплопроводностью, поэтому, при прочих равных условиях, они рассчитаны на меньший теплопоток на единицу площади поверхности.

Стенка камеры сгорания работает при немыслимых тепловых нагрузках: с одной стороны горячий газ температурой 3500К, с другой – течет керосин с температурой в десять раз меньше. Если тепло в виде конвективной (контактной) передачи и в виде лучистого потока, которое падает на каждый квадратный сантиметр стенки камеры, не будет отведено и «передано» проточному хладагенту (керосину), то температура стенки начнет расти (в пределе до температуры газа), и металл легко расплавится.

В свою очередь, величина теплового потока определяется как температурой газа, так и его давлением (плотностью газа). Очевидно, что температура сгорания определяется химией процесса, и на самом деле у большинства керосиновых ЖРД она различается не более чем на 5-7%. Другое дело давление – газ может быть горячим, но если его плотность будет мала, то и теплопоток будет мал.

У всех первых советских керосиновых ЖРД без серьезного завесного охлаждения впрыском жидкости в пристеночную зону (кроме зоны головки двигателя), давление в камере варьировалось в пределах от 52 до 60 атмосфер.

Первые американские керосиновые ЖРД, созданные разными фирмами (!), такие как LR87-3 фирмы «Аэроджет» тягой 73 тонны для ракеты «Титан-1», или его «брат-близнец» LR79-7 тягой 75 тонн, созданный злейшими конкурентами из «Рокетдайна» для ракет типа «Дельта», имели рабочее давление около 40 атмосфер. Другая известная серия двигателей LR89 того же «Рокетдайна» для семейства ракет типа «Атлас» довольствовалось всего 42 атмосферами в камере, которые к началу 90-х годов довели до уровня порядка 48 атмосфер.

Читатель, конечно же, может усомниться в наличии связи между трубчатой конструкцией камер американских ЖРД и их рабочими параметрами. Но вот парадокс – тот же LR87-5 без переделки камеры и сопла, после замены компонентов с керосина и кислорода на аэрозин-50 и азотный тетроксид, с успехом эксплуатировался при давлении 54атм, а в модели LR87-11 давление было доведено до 59атм!

Те же трубки, та же камера, но в чем разница? Разница простая: во-первых, аэрозин-50 (смесь гептила и гидразина) в азотном тетроксиде горит при температуре на пару сотен градусов ниже, а во-вторых, гидразин и его производные соединения обладают лучшими охлаждающими свойствами, нежели керосин. По правде сказать, из всех применяемых в космонавтике топливных компонентов, керосин – на последнем месте как охладитель.

Если кто интересуется советскими ЖРД с давлением глубоко за 100атм в камере, то я поясню простую вещь: там кроме проточного, еще два-три пояса завесного охлаждения прямым впрыском топлива в пристеночный слой. Просто в листовой оболочке можно организовать пояса впрыска топлива, а в трубчатой камере – нельзя! Сама трубчатая структура служит тому помехой.

Завершив весь этот длинный экскурс, озадачу читателя банальным фактом: в «трубчатом» двигателе F-1 было якобы реализовано давление в 70 атмосфер! Беда в том, что все трубчатые камеры из никелевых и сталистых материалов выше 40..48атм на то время просто не могли быть реализованы. Иначе американцы уж давно бы форсировали все свои керосиновые ЖРД, которые по технологическому уровню так и остались на уровне 40-50 летней давности. Впрочем, этому аспекту я постараюсь как-нибудь посвятить отдельную специальную статью.

Предвижу (заранее) аргумент такого рода: при линейном увеличении размеров двигателя, его поверхность растет в квадрате, а объем в кубе. Скажем, линейный размер растет вдвое, площадь поверхности двигателя вчетверо, а объем – в восемь раз.

И замечательно! Только что из этого следует? Дело в том, что лучистый теплопоток определяется излучающей поверхностью газа, а не его объемом (светимость в принципе определяется как излучаемая мощность единицей площадки), тоже и с конвективным теплопотоком – он определяется площадью поверхности камеры, а не ее объемом. Единственное, что у нас растет – это удельная доля керосина, которую можно использовать для охлаждения единицы площади стенки камеры. Но вот беда – даже если мы в два раза больше прокачаем керосина, охлаждающая способность самой стенки от этого выше не станет, и больше тепла она отдать не сможет. Более того – никакое регенеративное охлаждение керосиновых ЖРД в принципе не способно отводить все теплопотоки с корпуса без использования уже упомянутого завесного охлаждения непосредственным впрыском в пристеночный слой, который (из-за трубчатого характера камеры) кроме как возле головки организовать не представляется возможным.

Если бы это было не так, то сейчас советские (российские) РД-180 с давлением в 250атм в камере с листовой хромо-бронзовой рубашкой и многоярусным завесным охлаждением не применялись бы на американских «Атласах», а наоборот – на наших «Союзах» и «Протонах» стояли бы лицензионные трубчато-никелевые монстры типа F-1 и иже с ними.

Поэтому, исходя из вышеизложенного, тяга ЖРД F-1 должна быть пропорционально «секвестирована» до уровня рабочего давления 40..48атм или на 30..40% от номинала, т.е. до уровня 380..460 тонн у земли, что резко снижает общую оценочную массу ракеты «Сатурн-5» более чем в полтора раза!”

05.04.1965г.
СЕКРЕТАРЮ ЦК КПСС товарищу УСТИНОВУ Д.Ф.

Советские ЖРД недопустимо отстают от американских по мощности единичного двигателя.

 Так американский ЖРД типа F-1, развивающий на кислородо-керосиновом топливе тягу у земли 680 тонн, в декабре 1964 г. успешно прошел официальные стендовые испытания с заказчиком. Двигатель РД-270 конструкции ОКБ-456 примерно на ту же тягу (600 т), но с существенно большей удельной тягой (на 40 единиц), в полтора раза более легкий и вдвое меньшего объема по габариту, на более эксплуатационном высококипящем топливе, до сих пор не получил должного темпа разработки.

Разработка советского мощного двигателя РД-270 была начата по постановлению ЦК КПСС и СМ СССР от 26 июня 1962 г.

Нами разработана полностью техническая документация и спущена в опытное производство ОКБ-456 еще в 1964 г. Однако финансирование этих работ с 1965 г. не осуществляется. Дебатирующийся вопрос об использовании этого двигателя, о привязке его к конкретной ракете может решаться без ущерба для дела до конца текущего года, задержка же с разработкой мощного двигателя приведет к безвозвратной потере времени.

В ОКБ-456 сложилось ненормальное положение, так как спущенный министерством план затрат ОКБ-456 на 1965 г. (67,3 млн. руб.) оказался ниже фактических затрат ОКБ-456 в 1964 г. (75,4 млн. руб.).

Прошу Вашего указания Министерству общего машиностроения дофинансировать план затрат ОКБ-456 в 1965 г. до уровня фактических затрат ОКБ-456 в 1964 г. (8 млн. руб.) целевым назначением на двигатель РД-270, а также обеспечить финансированием в 1965 г. работы по освоению этого двигателя на серийном заводе в помощь ОКБ-456 и дополнительное приобретение в 1965 г. оборудования для цехов и лабораторий ОКБ-456 на сумму 800 т. руб. — целевым назначением для двигателя РД-270.

Прошу также Вашего указания Министерству авиационной промышленности о подключении со II квартала 1965 г. пермского завода им. Свердлова в помощь ОКБ-456 и к подготовке серийного производства двигателя РД-270 к концу 1966 г. (в постановлении ЦК КПСС и СМ СССР от 18 декабря 1962 г. предусматривалась организация на этом заводе производства двигателей с тягой до 1000 т).

Главный конструктор ОКБ-456 ГЛУШКО

Арх.№ 2016 (63-64)

12.05.1965г.

СПРАВКА

СРАВНЕНИЕ ХАРАКТЕРИСТИК ЖРД КОНСТРУКЦИИ ОКБ-

456 и КОНСТРУКЦИИ ОКБ США

1. Двигатели первых ступеней ракет тягой до 200-250 тонн

а) Кислородно-керосиновые двигатели

Лучший американский двигатель этого класса Н-1, впервые установленный на ракете Сатурн-1 в 1965 г., уступает по удельной тяге в пустоте на 26 сек двигателю 8Д74 первой ступени ракеты Р-7, летающему с 1957 г., и на 20 сек у земли и 30 сек в пустоте двигатель Н-1 уступает двигателю 8Д716, несколько лет летающему на ракете Р-9. Причина в пониженном давлении в американских камерах сгорания (45 ата вместо 60-80 ата) и менее совершенном процессе сгорания (полнота удельной тяги двигателя 90%, вместо 92-93%).

Тяга двигателя Н-1 в 1,7 раза меньше тяги двигателя 8Д716. Удельный вес и габаритный диаметр американских двигателей несколько меньше.

б) Азоттетроксид-диметилгидразиновые двигатели

Лучший американский двигатель этого класса YLR-87-AJ5, летающий несколько лет на ракете Титан-2, уступает по удельной тяге на 10-25 сек у земли и 15-30 сек в пустоте двигателям 8Д723 и 11Д43, используемым на ракетах Р-36 и УР-500. Причина та же, что и в кислородных двигателях.

Тяга американского двигателя (195 т) находится в интервале тяг упомянутых советских двигателей (151-241 т). Удельный вес и габариты американского двигателя несколько больше.

В американском двигателе в качестве горючего используется смесь 50% НДМГ+50% гидразина, температура плавления которой составляет -7,3°С вместо -57°С для НДМГ, используемого в отечественных двигателях. Это обстоятельство осложняет эксплуатацию американского двигателя.

Заключение: Двигатели ОКБ-456 первых ступеней ракет на криогенных и высококипящих топливах в диапазоне тяг до 200-250 тонн превосходят американские двигатели этого класса по основным показателям (тяга, удельная тяга).

2. Двигатели первых ступеней ракет тягой 600 тонн

Американский двигатель F-1 тягой 680 т на криогенном топливе уступает по удельной тяге двигателю 8Д420 тягой 600 т на долгохранимом высококипящем топливе на 40 сек у земли и 17 сек в пустоте, имеет худший удельный вес (в 1½ раза) и больший габаритный объем (~ в 2 раза). Однако двигатель F-1 находится ряд лет в стендовой отработке и в конце 1964 г. прошел сдаточные автономные стендовые испытания, в то время как двигатель 8Д420 находится лишь в стадии освоения производства первых опытных образцов и темпы работы замедлены задержкой с выходом Постановления Правительства. По этой же причине еще не подключены смежники.

Необходимо форсирование работ по созданию двигателя 8Д420 с целью исключения серьезного и недопустимого отставания отечественного ракетного двигателестроения от американского в этом классе двигателей, использование которых повышает надежность тяжелых ракет-носителей, позволяя решать задачу с ограниченным числом двигателей (на первой ступени Сатурн-5 установлено лишь 5 двигателей F-1 вместо 30 двигателей на ракете Н-1).

Заключение: СССР находится в серьезном и недопустимом отставании в создании двигателя с тягой 600 т. Энергетические и эксплуатационные характеристики двигателя 8Д420 существенно превосходят американские. Необходимо незамедлительно оформить Постановление Правительства о дальнейшей разработке двигателя 8Д420.

3. Двигатели верхних ступеней ракет на криогенных топливах

а) Кислородно-керосиновые двигатели тягой 35-100 тонн

Американский двигатель этого класса LR105-5 второй ступени ракеты «Атлас» по тяге и, по-видимому, по удельной тяге уступает двигателю 8Д75 второй ступени ракеты Р-7. По удельному весу американский двигатель немного лучше, а габарит его несколько меньше, т.к. тяга почти втрое меньше, чем у двигателя 8Д75.

Заключение: Двигатель ОКБ-456 для второй ступени ракеты превосходит американский того же класса.

б) Двигатель тягой 5÷10 тонн на высокоэффективных криогенных топливах

Американский двигатель RL10A-3 на кислородно-водородном топливе, проходящий летные испытания на ракетах Атлас-Центавр (III-я ступень) и Сатурн-I (II-я ступень), превосходит по удельной тяге на 75 сек двигатель 8Д710 на кислородно-диметилгидразиновом топливе (летает на II ступени 63С1М) и на 27 сек двигатель 8Д21 на фторо-аммиачном топливе (проходит стендовую отработку). Удельная тяга двигателя РД-350 на фторо-водородном топливе на 37 сек больше, чем у этого американского двигателя. Однако двигатель РД-350 находится в самой начальной стадии разработки.

Американский двигатель RL10A-3 практически не имеет преимуществ по эффективности перед двигателем 8Д21, так как удельный вес кислородно-водородного топлива примерно в 3 раза меньше, чем у фторо-аммиачного. Тяга двигателя RL10A-3 в 1½ раза меньше, чем у рассматриваемых отечественных двигателей.

Заключение: Сравнение со всеми известными конструкциями показывает, что двигатель 8Д710 не имеет себе равных по удельной тяге среди любых кислородных двигателей с высококипящим горючим, разработанных как США, так и в СССР. Необходимо форсировать доводку и внедрение фторо-аммиачного двигателя 8Д21, не уступающего по эффективности американскому кислородно-водородному двигателю RL10A-3. Советская ракетная техника находится впереди в освоении фтора как окислителя. Американская ракетная техника опередила советскую в освоении и внедрении жидкого водорода. Необходимо форсировать работы в СССР по жидкому водороду. Выполнение разработки фторо-водородного двигателя РД-350 даст нашей стране наиболее эффективный из известных и возможных видов ЖРД, превосходящий все кислородно-водородные двигатели США и СССР.

в) Двигатели тягой 50-100 тонн на высокоэффективных криогенных топливах

В США в завершающей стадии стендовых испытаний находится кислородно-водородный двигатель J-2 тягой 90 т с удельной тягой ~420 сек, обеспечивающий II и III ступени самых тяжелых американских ракет-носителей (Сатурн-IB и Сатурн-5). В ОКБ-456 в проработке находится двигатель РД-305 на фторо-аммиачном топливе на тягу того же класса, не уступающий двигателю J-2 по эффективности.

Заключение: Для восполнения пробела в тематическом плане советских разработок по созданию двигателя средней тяги на высокоэффективном криогенном топливе форсировать разработку двигателя РД-305 с тягой 50 т и удельной тягой 400 сек.

4. Двигатели верхних ступеней ракет на высококипящих топливах.

а) Азотнокислотно-диметилгидразиновые двигатели

Американский двигатель XLP-81-BA-9 верхней ступени ракеты «Аджена» уступает двигателю 8Д722 на том же топливе по тяге и удельному весу; не отличается по удельной тяге, поскольку при в 6,5 раз меньшей тяге используется сопло с большей степенью расширения.

Заключение: Отечественный двигатель 8Д722 обладает лучшими характеристиками, чем американский XLP-81-BA-9. В связи с существенной разницей в тяге рассматриваемых двигателей, более правильно проводить сравнение двигателя США с двигателями ОКБ-2 на том же топливе, менее отличающихся по тяге.

б) Азоттетроксид-диметилгидразиновые двигатели

Двигатели США этого класса разработаны для II ступени ракеты «Титан-2» и разрабатываются для двигательного отсека лунного корабля «Аполлон». В ОКБ-456 на аналогичном топливе разработан двигатель 8Д724 для II ступени Р-36 и разрабатываются экспериментальные двигатели 8Д725, 11Д44 для II и III ступеней ракет. По диапазону тяг и значению удельной тяги двигатели ОКБ-456 превосходят американские двигатели. «Аэрозин-50» уступает отечественному горючему «Гидразин-50» как по температуре плавления (-7,3°С вместо — 60°С), так и по эффективности, обеспечивая меньшую удельную тягу.

Заключение: Характеристики отечественных двигателей этого класса превышают американские по диапазону тяг и удельной тяге. Необходимо форсировать разработку двигателя 8Д725, обладающего наибольшей удельной тягой среди всех известных двигателей, использующих высококипящие не «экзотические» топлива.

в) Перекисные двигатели

В ОКБ-456 проводятся исследования, связанные с разработкой экспериментальных двигателей на высококипящих долгохранимых топливах, обладающих весьма высокой удельной тягой — от 380 сек для пентаборана в качестве горючего до 444 сек для флюидизированного гидрида берилия как горючего. Создание этих двигателей откроет новые возможности в развитии ракетной техники. О разработке подобных двигателей в США сведений не имеется.

Заключение: Форсировать работы по созданию двигателей 11Д11 и РД-560, способных на базе высококипящих компонентов топлива обеспечить предельные значения удельных тяг, характерные для фторо-кислородных и фторных двигателей.

Главный конструктор ОКБ-456 ГЛУШКО

Арх.№ 2016а (36-42)