Станислав Архипов - Записки ведущего. Часть 2

С внедрением гептила появилась возможность получения высокого удельного импульса двигателя и при использовании жидкого кислорода в качестве окислителя. Такой двигатель РД-119 (8Д710) был создан и нашёл применение на ракетах серии «Космос». В конструкцию камеры РД–119, по сравнению с двигателями прототипами, был внесён ряд кардинальных изменений, направленных на улучшение энергомассовых характеристик, улучшили охлаждение внутренней стенки камеры, создав двухщелевой пояс дополнительного завесного охлаждения; отработана новая форсуночная головка, повысившая устойчивость рабочего процесса и обеспечившая большую полноту сгорания компонентов топлива. Эти мероприятия позволили получить наивысший для своего времени удельный импульс тяги в пустоте (352 единицы). При этом вследствие выбора рационального профиля сверхзвуковой части сопла, а также благодаря широкому использованию в конструкции камеры титановых сплавов удалось, несмотря на значительное увеличение выходного диаметра сопла, несколько уменьшить массу камеры сгорания. Воспламенение топлива в камере сгорания осуществлялось с помощью пирозажигательного устройства.

При использовании топливной пары «керосин-жидкий кислород» в ракетах тандемной схемы, при запуске двигателя на верхних ступенях кроме пиротехнических устройств применялось химическое зажигание, принципы которого достаточно хорошо были исследованы и отработаны ещё во время войны на самолётных ЖРД, в том числе и для многократных запусков двигателя. Также химическое зажигание применялось и для пары «азотная кислота – продукты на основе керосина». На двигателе РД-214 (8Д59), для ракеты серии «Космос», использовалось двухкомпонентное топливо (окислитель – смесь окислов азота с азотной кислотой, горючее – продукт переработки керосина). Запуск ЖРД производился без предварительной ступени. Зажигание топлива в камере – химическое, при помощи пускового горючего (смесь ксилидина с триэтиламином), заливаемого в магистраль до главного клапана горючего.

Для семейства ракет-носителей «Ангара» был создан РД-191. Это однокамерный ЖРД с тягой 234 тс, работающий на нетоксичных компонентах топлива (керосин +жидкий кислород) с дожиганием в камере окислительного газа. На макете этого двигателя в музее Космонавтики и ракетной техники имени Глушко в Санкт Петербурге представлена принципиальная схема такого двигателя.

Удельный импульс в вакууме 338с. Диапазон дросселирования тяги (от номинального значения): 27–110 %. Карданная подвеска обеспечивает управление по тангажу и рысканию до 8 градусов. Воспламенение топлива в камере и газогенераторе химическое путём подачи пускового горючего, которое воспламеняется при контакте с жидким кислородом.

В. П. Глушко часто был инициатором в поиске и опытной проверке новых топливных композиций. В подготовке по одной из них, на экспериментальной установке с достаточно значительной тягой (порядка 15 тонн), мне довелось принять участие на ранней стадии (при подготовке стендовых систем в Салде). Заключительная стадия – огневое испытание камеры с замером тяги сначала на штатных компонентах топлива с последующим переходом на новую гидразиновую композицию проводилась уже без моего участия. К этому времени я уже был командирован в Москву по работам с ДОС 17К№121. Однако, последствия такого эксперимента – полное разрушение стенда №4 комплекса 101 в Салде, я видел после возвращения из командировки. Так что с какими трудностями приходилось сталкиваться при создании новых топливных композиций я был немного знаком. Примером удачного решения нахождения нового ракетного топлива и создания двигателя на нём является двигатель РД-301 (11Д14) с тягой 10тс на топливе «фтор-аммиак).

Важное преимущество фтора как окислителя ракетного топлива заключается в том, что со всеми известными горючими он образует самовоспламеняющиеся смеси с низким периодом задержки самовоспламенения. Предполагалось этот двигатель использовать на аппаратах НПО прикладной механики (главный конструктор М. Ф.Решетнёв). По Техническому Заданию (ТЗ) этот двигатель должен был иметь ресурс не менее 420 секунд, с трёхразовым включением. Для обеспечения последнего требования пришлось решать и научно – прикладные задачи. Дело в том, что в газогенераторном тракте турбины и смесительной головке камеры при отключении образовывались отложения твердых фтористых солей, исключавшие возможность повторного запуска. Эти задачи были решены и двигатель был отработан на соответствии требований ТЗ. Однако в связи с изменением международных требований к спутникам, которые разрабатывались в КБ М. Ф.Решетнёва, надобность в системах, на которых предполагалось использование двигателя 11Д14, отпала и этот двигатель оказался невостребованным. Но это был хоть и решённый, но промежуточный шаг по пути к дальнейшему совершенствованию отечественных ЖРД. По мнению ведущего специалиста НПО «Энергомаш» Вячеслава Рахманина, В. П. Глушко ставил задачу выйти на предельную величину удельного импульса ЖРД для химических двигателей: «…в ряду химических веществ, пригодных для использования в ЖРД, фтор в качестве окислителя занимает первое место по энергетическим характеристикам. Именно эта объективная истина заставила Глушко попытаться использовать фтор в качестве компонента ракетного топлива. В период начала разработки ЖРД 8Д21 применение пары фтор + аммиак давало прирост удельного импульса тяги на 50…85 с по сравнению с кислородными ЖРД, имевшимися или разрабатывавшимися в тот период. Если бы Глушко намеревался ограничиться применением фтора только в паре с аммиаком, т.е. получить удельный импульс на уровне 400 с, то, безусловно, все затраты на внедрение в ракетную отрасль такого токсичного и химически агрессивного вещества не окупались бы. Но Глушко мыслил перспективно. После освоения фтора с аммиаком планировалась разработка двигателя на топливе фтор + водород. Проект такого двигателя разрабатывался в 1963–65 гг. Пара фтор + водород позволяла довести удельный импульс до 470:475 с, что близко к максимально возможному значению этого показателя для химических источников энергии в ракетных двигателях. Следующий, качественно более высокий уровень удельного импульса тяги может быть получен только при использовании ядерного ракетного двигателя» [7].