Предыдущая публикация
В этот день, в 1958 году, на заводе № 24 им.
Фрунзе (ныне это самарское предприятие «Моторостроитель») впервые были собраны и успешно прошли стендовые испытания ЖРД РД-107 и РД-108 разработки ОКБ Глушко для I и II ступеней РН Р-7.
С помощью двигателей РД-107 «Восток» и его модификаций были обеспечены успешные полёты искусственных спутников Земли, Луны и Солнца, автоматических станций на Луну, Венеру, Марс и пилотируемых кораблей «Восток», «Восход», «Союз», «Союз-Т». Именно эти двигатели впервые в истории вывели в космос искусственный спутник и человека.
Предыстория
Перед началом создания двигателей РД-107 и РД-108 для ракеты Р-7 опыт ОКБ-456 базировался в основном на создании и доведении до серийного производства двигателей для ракет Р-1 - Р-5 и их модификаций, на ряде проектных и экспериментальных работ, в первую очередь - по однокамерным 120- и 65-тонным кислородно-керосиновым ЖРД, а также на многолетних разработках конструкций, технологических процессов и на испытаниях новых типов экспериментальных камер.
В частности, в конце 1948 г. была разработана и 26 апреля 1949 г. впервые испытана экспериментальная камера КС-50 "Лилипут" с медными оребренными стенками и огневым днищем, припаянными по вершинам ребер к силовым стальным наружным элементам конструкции. Охлаждаемая водой камера тягой 50 - 100 кг (в зависимости от давления в ней) много лет использовалась для испытаний высококалорийных компонентов топлива. Тогда же стало ясно, что при повышенных тепловых потоках со стороны продуктов сгорания конструкция должна базироваться на тонких, порядка 1 мм, стенках из рысокотеплопроводного материала - чистой меди или жаропрочного высокотеплопроводного медного сплава. В "Лилипуте" были предложены и реализованы многие основные элементы будущих камер: и выфрезерованные снаружи стенок канавки, с ребрами между ними, и обеспечение изменения числа ребер на конических участках сопла, и пайка медных стенок со стальными рубашками по вершинам ребер, и сварка медных и стальных элементов конструкций друг с другом.
За "Лилипутом" последовало создание экспериментальной модельной камеры ЭД-140 тягой 7 т (1949 - 1952 гг). Эта камера с профилированным соплом надежно работала при давлении газов 60 кг/см2 на топливе кислород + керосин. Главной задачей был поиск конструкции смесительной головки для ЖРД РД-110, обеспечивающую максимальный удельный импульс тяги. На этой камере были отработана многие элементы будущих двигателей: смесительная головка, гофрированные проставки в тракте охлаждения, конструкция и технология сварки узлов стыков секций сопла, а также исследованы конструкции щелевого пояса внутреннего охлаждения с тангенциальной закруткой пелены горючего.
Предварительные изыскания теме Н3 "Исследование перспектив создания РДД различных типов с дальностью полёта 5000-10000 км с массой боевой части 1...10 т" были проведены в соответствии с Постановлением Совета Министров от 4 декабря 1950 г. Среди прочих организаций к работе привлекалось ОКБ-456.
Продолжением темы Н3 явилась тема Т-I "Теоретические и экспериментальные исследования по созданию двухступенчатой баллистической ракеты с дальностью полёта 7000-8000 км". Работы проводились согласно Постановлению Совета Министров от 13 февраля 1953 г. Целью темы Т-I была разработка эскизного проекта двухступенчатой баллистической ракеты дальнего действия массой до 170 т с отделяющейся головной частью массой 3000 кг на дальность 8000 км. Однако в октябре 1953 г. по указанию заместителя Председателя Совета Министров СССР масса головной части увеличивалась до 5500 кг при сохранении дальности полёта.
В 1952-53 гг. в ОКБ-456 были проведены испытания мощного однокамерного двигателя РД-105 тягой 56 тонн, работающего на кислороде и керосине. Камера двигателя разрушалась из-за развития высокочастотной неустойчивости.
В январе 1954 г. состоялось совещание Главных конструкторов С.П.Королева, В.П.Бармина, В.П.Глушко, Б.М.Коноплева, В.И.Кузнецова, Н.А.Пилюгина. В связи с тем, что не было оснований рассчитывать на быстрое решение задачи обеспечения высокочастотной устойчивости, а также, принимая во внимание пожелание ракетчиков сократить длину двигателей, было принято решение о разработке двигателей в компактной четырехкамерной конфигурации с камерами сравнительно небольших размеров.
Тогда же было решено в качестве управляющих органов впервые использовать рулевые двигатели, которые, помимо создания управляющих моментов, обеспечивали бы конечную ступень тяги после выключения основного маршевого двигателя и требуемый импульс последействия. Это было связано с тем, что на стадии эскизного проектирования ОКБ-456 не смогло гарантировать разброс импульса последействия тяги двигателей в строго фиксированном диапазоне, что требовалось для обеспечения заданной точности стрельбы.
Вследствие отказа ОКБ-456 разрабатывать малоразмерные рулевые двигатели, эта работа была поручена С.П.Королевым начальнику отдела ОКБ-1 М.В.Мельникову, где и был разработан двигатель С1.35800. В конце 1957 - начале 1958 гг. для дальнейшей разработки, подготовки к серийному производству и последующего конструкторского сопровождения все материалы по двигателю С1.35800 переданы из ОКБ-1 в ОКБ-154 С.А.Косберга. Пуски первых экземпляров ракеты Р-7 были выполнены с использованием рулевых агрегатов конструкции ОКБ-1. Однако в процессе летных испытаний и при передаче в серию устанавливались уже рулевые камеры конструкции ОКБ-456 с удельным импульсом на 15 с больше, чем на камере конструкции ОКБ-1. Таким образом, разработка всех компонентов двигателя была сконцетрирована в одном КБ.
Материалы по двигателю С1.35800, переданные из ОКБ-1 в ОКБ-154, предположительно были использованы при создании первого для этого КБ двигателя космического назначения РД-0105.
В феврале 1954 г. были согласованы основные этапы отработки ракеты и 20 мая 1954 г. было принято Постановление по разработке двухступенчатой баллистической ракеты Р-7 (8К71). Эскизный проект по ракетному комплексу Р-7 был готов в середине июля 1954 г.
Подробнее о предыстории создания ЖРД РД-107/108 см. Экспериментальные двигатели и проекты - предшественники.
Краткая хронология создания двигателя
4 декабря 1950 г. - выход Постановлением Совета Министров СССР о проведении работ по теме Н3 "Исследование перспектив создания РДД различных типов с дальностью полёта 5000-10000 км с массой боевой части 1...10 т". При выполнении темы была возможность создания двигателей тягой 200-300 т. c удельным импульсом в пустоте 325 с, работающих на компонентах топлива "жидкий кислород - керосин".
13 февраля 1953 г. - выход Постановлением Совета Министров СССР о проведении работ по теме Т-I "Теоретические и экспериментальные исследования по созданию двухступенчатой баллистической ракеты с дальностью полёта 7000-8000 км". Начало разработки эскизного проекта двухступенчатой баллистической ракеты дальнего действия массой до 170 т.
Октябрь 1953 г. - по указанию Совета Министров СССР масса головной части увеличивалась до 5500 кг при сохранении дальности полёта.
Январь 1954 г. - состоялось совещание Главных конструкторов С.П.Королева, В.П.Бармина, В.П.Глушко, Б.М.Коноплева, В.И.Кузнецова, Н.А.Пилюгина с участием М.И.Борисенко, К.Д.Бушуева, С.С.Крюкова и В.П.Мишина, на котором обсуждался вопрос о дальнейших работах по ракете в связи с увеличением массы головной части. В результате обсуждения всех этих вопросов были приняты основные характеристики ракеты Р-7.
20 мая 1954 г. - вышло Постановление Совета Министров СССР о разработке двухступенчатой баллистической ракеты Р-7 (8К71). ОКБ-456 определено в качестве соисполнителя - разработчика двигателей 8Д74 (РД-107) и 8Д75 (РД-108).
Июль 1954 г. - завершен эскизный проект по ракетному комплексу Р-7. Короткий срок разработки эскизного проекта был во многом обеспечены за счёт использования задела по теме Т-1.
20 ноября 1954 г. - эскизный проект ракеты Р-7 (8К71) одобрен Советом Министров СССР.
Начало 1955 г. - осуществлено первое огневое испытание ЖРД РД-107 в четырехкамерном варианте без рулевых камер.
июль 1956 г. - март 1957 г. - проведение огневых испытаний ракетных блоков и ракеты в целом на стендовой базе филиала N2 НИИ-88, построенной специально для отработки ракеты Р-7. Испытания включали огневые испытания одиночных блоков с целью проверки режимов запуска и работы маршевых и рулевых двигателей в составе двигательной установки, проверки работоспособности систем питания двигателей, проверку системы опорожнения баков.
Было проведено пять огневых испытаний трёх боковых блоков (15 августа, 1 и 24 сентября, 11 октября и 3 декабря 1956 г.), три испытания центрального блока (27 декабря 1956 г. блок 2ЦС, 10 и 26 января 1957 г. блок 1ЦС) и огневые испытания двух собранных в "пакет" ракет (20 февраля "пакет" 2С, 30 марта 1957 г. "пакет" 4СЛ - лётный вариант).
15 мая 1957 г. - состоялся первый пуск ракеты Р-7 N5, завершившийся аварией на участке работы первой ступени в результате негерметичности топливной магистрали горючего.
11 июня 1957 г. - три попытки второго пуска. На третьей попытке произошло аварийное выключение двигательных установок на режиме предварительной ступени из-за ошибки, допущенной на технической позиции при установке клапана азотной продувки магистрали окислителя центрального блока. Ракета была снята с пускового устройства и возвращена на техническую позицию.
12 июля 1957 г. - состоялся третий пуск ракеты Р-7, завершившийся аварией в результате потери ракетой устойчивости на 33 с полёта.
21 августа 1957 г. и 7 сентября 1957 г. - состоялись четвёртый (первый успешный) и пятый (второй успешный) пуски.
4 октября 1957 г. и 3 ноября 1957 г. - состоялись шестой (третий успешный) и седьмой (четвертый успешный) пуски ракеты Р-7 (8К71ПС) N 1ПС с первым искусственным спутников Земли и N 2ПС со вторым искусственным спутником Земли соответственно. На ракете 8К71ПС были установлены модифицированные двигатели 8Д74ПС и 8Д75ПС с уменьшенным на 5 с и 6 с (соответственно) удельным импульсом за счет повышенного расхода горючего на пристеночный слой. Кроме того, двигатель 8Д74ПС переводился с главной ступени тяги на первую промежуточную на 100-ой секунде работы и обеспечивал на 15% больший расход азота, а в программе двигателя 8Д75ПС отсутствовала операция по останову, который осуществлялся по выроботке топлива.
1958 г. - на серийном заводе № 24 (ныне ОАО "Моторостроитель", г. Самара) впервые собраны и успешно прошли стендовые испытания двигатели 8Д74 (РД-107) и 8Д75 (РД-108).
27 апреля 1958 г. и 5 мая 1958 г. - пуски ракеты 8А91 с третьим искусственным спутников Земли (первый пуск завершился аварией). На ракете 8А91 были установлены модифицированные двигатели 8Д76 и 8Д77. Двигатель 8Д76 переводился с главной ступени тяги на первую промежуточную на 85-ой секунде работы и обеспечивал на 5% больший расход азота, а в программе двигателя 8Д77 отсутствовала операция по останову, который осуществлялся по выроботке топлива.
23 сентября 1958 г. - первый запуск трехступенчатой ракеты 8К72 с лунной станцией Е1 завершился аварией на 87 секунде полета из-за пульсация давления в камере сгорания доработанных с целью повышения удельного импульса двигателей I и II ступеней. Два последующих пуска 12 октября 1958 г. и
4 декабря 1958 г. также завершились аварийно, причем первый из них - по той же причине, а второй - из-за неисправности в насосе перекиси водорода. 2 января 1959 г. ракета 8К72 успешно вывела на межпланетную траекторию автоматическую станцию "Луна-1" (промах по Луне).
23 декабря 1959 г. - первый пуск усовершенствованной МБР Р-7А (8К74). Ракета оснащалась двигателями 8Д75 и 8Д74. 12 сентября 1960 года ракета Р-7А (8К74) была принята на вооружение и заменила МБР Р-7 (8К71). Позднее эти же двигатели использовались в составе ракеты 8К72К (впоследствии названной "Восток").
10 октября 1960 г. - первый пуск ракеты 8К78 ("Молния") с двигателями 8Д75К и 8Д74К (в дальнейшем двигателю 8Д74К был присвоен индекс 8Д728) c повышенным удельным импульсом. Позднее двигатель 8Д74К под индексом 8Д728 использовался в составе ракет 11А57 ("Восход", первый пуск в 1963 г., двигатели 8Д727 (8Д75М) и 8Д728), 8К78М ("Молния-М", первый пуск в 1964 г., двигатели 8Д727К (8Д75Ф) и 8Д728) и 11А511 ("Союз", первый пуск в 1966 г., двигатели 8Д727 (8Д75М) и 8Д728).
10 февраля 1971 г. - на базе ракеты 11А511 ("Союз") начата разработка ракеты 11А511У ("Союз-У"). В качестве ДУ I и II ступеней использованы двигатели 11Д511 (РД-118) и 11Д512 (РД-117). Эксплуатация ракеты начата в 1973 г.
1982 г. - первый пуск ракеты 11А511У2 ("Союз-У2"), отличающейся от 11А511У ("Союз-У") использованием на второй ступени двигателя 11Д511ПФ, работающего на синтетическом керосине (синтине) вместо обычного, что позволило увеличить полезную нагрузку на 200 кг.
1986 г. - в инициативном порядке начаты работы над модифицированными двигателями 11Д511М и 11Д512М (в последствии двигателям 11Д511М и 11Д512М присвоены индексы 14Д21 (РД-108А) и 14Д22 (РД-107А) соответственно).
14 декабря 1993 г. - принято решение о модернизации комплекса РН типа Р-7А, в том числе повышение энергетических характеристик и высокочастотной устойчивости ДУ I и II ступеней за счёт применения форсуночных головок с улучшенным смесеобразованием (ОКР "Русь").
1993 г. - завершение эскизного проекта модифицированных двигателей 14Д21 (РД-108А) и 14Д22 (РД-107А). Основой модификации была новая конструкция смесительной головки с однокомпонентными форсунками окислителя и горючего (вместо двухкомпонентных) с дополнительными конструктивными мероприятиями по обеспечению устойчивости рабочего процесса в камерах сгорания.
17 марта 1995 г. - принято решение о поэтапном проведении работ в рамках ОКР "Русь". В первую очередь (этап 1а) решено модернизировать I и II ступени, используя модифицированных двигателей 14Д21 и 14Д22.
1996 г. - прекращены пуски ракеты 11А511У2 ("Союз-У2") в связи с невозможностью отбора надежно работающих на синтетическом горючем двигателей из уменьшившейся серии двигателей 11Д511, а также в связи с высокой стоимостью производства синтина.
1999 г. - проведены первые огневые испытания модифицированного двигателя 14Д2x. Всего было изготовлено 23 доводочных двигателя и проведено 163 огневых испытаний.
Май 2001 г. и октябрь 2002 г. - первые непилотируемый и пилотируемый пуски ракеты 11А511У-ФГ ("Союз-ФГ") с двигателями 14Д21 (РД-108А) и 14Д22 (РД-107А) на I и II ступенях.
8 ноября 2004 г. - первый пуск ракеты Союз-2 (этапа 1а) с двигателями 14Д21 (РД-108А) и 14Д22 (РД-107А) на I и II ступенях.
В настоящее время ведутся доводочные работы над двигателями 14Д21ХЗ и 14Д22ХЗ, в которых система пиротехнического зажигания заменена системой химического зажигания.
Общие сведения
Двигатель выполнен по открытой схеме со сбросом генераторного газа после турбины за борт.
Компоненты топлива: окислитель - жидкий кислород, горючее - керосин.
Двигатель состоит из четырех камер сгорания, турбонасосного агрегата (ТНА), газогенератора, испарителя азота для наддува баков ракеты, комплекта агрегатов автоматики.
Кроме того, на двигателе РД-107 имеются два рулевых агрегата, а на двигателе РД-108 четыре рулевых агрегата, которые служат для создания управляющих моментов во время полета ракеты. Рулевые агрегаты включают в себя рулевые камеры и узлы с гидроприводами, обеспечивающие качание рулевых камер в одной плоскости на углы до 45 градусов и подвод компонентов. Рулевые агрегаты питаются от основного ТНА.
На двигателях РД-107 и РД-108 было впервые осуществлено регулирование по тяге и соотношению компонентов топлива при их работе их на основном режиме, что позволило существенно повысить эффективность ракеты как за счет обеспечения более полной и синхронной выработки компонентов топлива из баков (система СОБ), так и за счет обеспечения полета ракеты с заранее рассчитанной оптимальной скоростью по всей траектории полета (система регулирования кажущейся скорости - РКС).
Следующая публикация
Комментарии 4