Что такое ступень двигателя

Что такое ступень двигателя

24 АПРЕЛЯ – 50 ЛЕТ НАЗАД ВЫШЛО ПОСТАНОВЛЕНИЕ ЦК КПСС И СОВМИНА СССР О СОЗДАНИИ РАКЕТЫ УР-500К.

Созданная в 60-е годы, ракета-носитель УР-500К до настоящего времени остается наиболее мощным из находящихся в эксплуатации отечественных носителей. Выдающиеся энергетические характеристики ракеты и её надежность обеспечили решение таких научных и прикладных задач, как выведение на орбиту автоматических межпланетных станций, создание орбитальных пилотируемых комплексов «Алмаз», «Салют» и «Мир», выведение автоматических станций наблюдения высокого разрешения, развертывание космических систем связи и навигации.

Можно с уверенностью утверждать, что, несмотря на реализуемый проект «Ангара», ракета-носитель УР-500 ещё долго будет обеспечивать выполнение нашей и международной космических программ.

Разработка ракеты УР-500 (8К82) была развернута в соответствии с Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от 24 апреля 1962 г. (предварительные проработки проводились в ОКБ-52 с 1961 г.). Ракета была задана в трех вариантах:

— межконтинентальная БР с тяжелой головной частью;
— глобальная ракета;
— ракета-носитель космических объектов массой 12-13 тонн.

Основными ограничениями, повлиявшими на выбор конструктивной схемы ракеты, стали необходимость обеспечения возможности поблочной транспортировки ракеты по железной дороге с завода-изготовителя к месту запуска и возможность ускоренной сборки в монтажно-испытательном комплексе полигона.

Первоначально создание тяжелой универсальной ракеты УР-500 предполагалось вести на базе универсальной УР-200, а именно соединить параллельно 4 ракеты УР-200, дополнив полученный «пакет» третьей ступенью (модифицированная вторая ступень ракеты УР-200). Однако проведенный анализ, в том числе с учётом экспериментов на динамически подобном макете, показал неоптимальность такой схемы.

В конечном счете, была принята к проработке двухступенчатая схема с тандемным расположением ступеней. Первая ступень — новой разработки. Вторая ступень УР-500 представляла собой модифицированный вариант первой ступени ракеты УР-200.

Рассматривалось два варианта первой ступени: моноблочный и полиблочный. Первый вариант подразумевал, что ступень будет состоять из двух последовательно соединенных транспортабельных блоков одного диаметра: верхнего (бак окислителя) и нижнего (бак горючего и двигательная установка). В монтажно-испытательном корпусе блоки стыкуются между собой; на них устанавливаются верхние ступени и полезный груз. Преимуществами такого варианта были относительно малая «сухая» масса ступени, простота ее сборки и прокладки топливных магистралей к двигательной установке. Проработку этого варианта вели проектанты филиала №1 под руководством ведущего конструктора М.К. Мишетьяна.

Второй вариант (полиблок) подразумевал, что ступень будет состоять из центрального блока-бака окислителя большого диаметра и нескольких навесных блоков-баков горючего малого диаметра. В монтажно-испытательном корпусе с помощью специального стапеля боковые блоки навешиваются на центральный; производится стыковка топливных магистралей, монтаж двигателей и установка верхних ступеней и полезного груза. Преимущества варианта: небольшая длина ступени в собранном состоянии и использование в качестве несущего элемента только центрального блока. Проработку варианта вели проектанты филиала №1 под руководством ведущего конструктора Э.Т. Радченко.

По совокупности факторов, среди которых (помимо уже изложенных) были ограничения по ветровым нагрузкам и изгибающим моментам, победила полиблочная компоновка с оригинальным расположением баков-блоков, на которую главные разработчики — В.Н. Челомей, В.Н. Бугайский, В.А. Выродов, Г.Д. Дермичев, Н.И. Егоров, В.К. Карраск, Ю.П. Колесников, Я.Б. Нодельман, Э.Т. Радченко — получили авторское свидетельство № 36616 от 26 июля 1966 г. В мае 1962 года был выпущен аванпроект УР-500.

В это время в распоряжении проектантов из ОКБ-52 были только двигатели тягой 50 тонн для ракеты УР-200, которые были созданы в конструкторском бюро химической автоматики (КБХА) под руководством С.А. Косберга. К началу работ по УР-500 было проведено более 700 испытаний этих двигателей, в том числе 225 испытаний на ресурс. Двигатели имели перспективную замкнутую схему с высоким давлением в камерах, узлы карданового подвеса для управления ракетой и отличались высокой экономичностью и надежностью. Однако их размерность для УР-500 была недостаточна: для выхода на требуемую тягу на первой ступени необходимо было установить связку из 15-16 двигателей, что, с точки зрения В.Н. Челомея, было слишком много.

В ноябре 1961 г. группа сотрудников ОКБ-52 посетила ОКБ-456, где под руководством В.П. Глушко велись проектные проработки двигателя тягой 150 тонн для сверхтяжелой ракеты С.П. Королева Н-1. Не вписывавшийся в концепцию создания Н-1, наиболее мощный из создаваемых в тот период, двигатель вполне подходил (после некоторой доработки) по своей размерности для первой ступени УР-500. ОКБ-456 провело работы по доработке двигателя в части обеспечения возможности его качания для управления вектором тяги, упрощения ЖРД и увеличения его надежности. С 1961 года по 1963 год велись испытания отдельных агрегатов и узлов и выбиралась штатная схема двигателя. С июня 1963 года по январь 1965 года проводилась отработка запуска ЖРД в условиях, максимально приближенных к летным, и на режимах, более напряженных по сравнению с представленными в техническом задании.

К разработке, в итоге проектных работ, был принят вариант первой ступени в составе одного центрального и шести навесных блоков. Каждый из последних состоял из бака горючего и двигателя. Центральный блок был «чист» и представлял собой только бак окислителя.

Конструкция второй ступени базировалась на конструкции первой ступени УР-200. На ней, как и на прототипе, решили установить четыре двигателя ОКБ-154 С.А. Косберга, увеличив степень расширения сопел. Управление ракетой на участке полета второй ступени осуществлялось качанием двигателей с помощью четырех рулевых машинок.

Разработка УР-500 начиналась под руководством главного ведущего конструктора темы П.А. Ивенсена. В 1962 году на эту должность назначили Ю.Н. Труфанова. На проектном этапе непосредственное участие в определении технических параметров ракеты приняли Д.А. Полухин (впоследствии — главный ведущий темы), В.К. Карраск, Г.Д. Дермичев, В.А. Выродов, Э.Т. Радченко, Е.С. Кулага, Н.Н. Миркин, Ю.П. Колоснов, В.Ф. Гусев и А.Т. Тарасов.

Эскизный проект УР-500 был закончен в 1963 г. Основные проектно-технологические задачи создания новой ракеты были решены к концу 1964 г. В начале осени того же года, во время визита на космодром Байконур политического руководства страны, В.Н. Челомей продемонстрировал Н.С. Хрущеву полноразмерный макет УР-500, установленный на пусковом столе вновь созданного стартового комплекса. Были также представлены грунтовая транспортная тележка и масштабный макет шахтно-пусковой установки боевого варианта УР-500. Ракета произвела на руководство страны серьезное впечатление своими возможностями, однако Н.С. Хрущев критически заметил по поводу шахтного варианта базирования УР-500: «Так что мы будем строить — коммунизм или шахты для УР-500?»

Для подготовки ракеты-носителя (сборка ракеты, контрольные испытания) на полигоне к 1965 году была создана техническая позиция с монтажно-испытательным корпусом (МИК), которая к 1980 году была дооснащена вторым монтажно-испытательным корпусом МИК-К.

Стартовый комплекс 8П882К состоял из двух одинаковых стартовых позиций (№ 1 и № 2), разнесенных на 600 м. В составе каждой позиции были: сооружение с пусковым устройством, подъемно-установочным агрегатом, агрегатом (башней) обслуживания, транспортно-установочной тележкой. Здесь же — командный пункт, хранилище горючего и окислителя, другие служебные сооружения. На стартовой позиции носитель переводился из горизонтального в вертикальное положение и устанавливался на стартовый стол подъемным устройством установщика. УР-500 крепилась своей хвостовой частью непосредственно на поворотных опорах пускового стола. Обслуживание проводилось с помощью передвижной башни на рельсовом ходу, отводимой перед стартом. Роль кабельных и кабель-заправочных мачт выполнял специальный механизм стыковки со сложным электро-, гидро-, пневморазъемом, ответная часть которого располагалась на днище центрального блока первой ступени.

Пусковой стол имеет двухлотковый газоотводной канал. В момент старта и в первые мгновения полета ракеты шесть поворотных опор стола отслеживают движение носителя до высоты примерно 100-150 мм, а затем убираются в индивидуальную нишу и закрываются защитными створками.

Механизм стыковки разъемов, так же как и опоры, поднимается, отслеживая путь ракеты, а затем отбрасывается пневмоускорителем вниз, герметично закрываясь специальной стальной бронекрышкой, образующей рассекатель газовой струи.

Головным исполнителем по технической позиции был определен филиал № 2 ЦКБМ (ОКБ «Вымпел») по стартовой позиции — КБ общего машиностроения.

Весной 1965 г. завод имени М.В. Хруничева изготовил блоки ракеты УР-500. Спутник-лаборатория, названный «Протон» и предназначенный для изучения космических частиц высоких энергий, включающий, кроме научной, служебную аппаратуру, солнечные батареи и сбрасываемый головной обтекатель, был изготовлен в ОКБ-52 на базе корпуса третьей ступени ракеты УР-500 (о трехступенчатом варианте УР-500 — ниже). После проверки всех систем носитель и спутник были отправлены по железной дороге в Тюра-Там.

Подготовка к старту новой ракеты велась на левом («челомеевском») фланге в западной части полигона. Сборка блоков ракеты, интеграция носителя с полезным грузом и проверка ракетно-космической системы осуществлялись в горизонтальном положении в монтажно-испытательном корпусе (МИК) на технической позиции — площадке №92 космодрома Байконур. Вывоз носителя из МИКа и доставка с технической на стартовую позицию производились специальным транспортером-установщиком на железнодорожном ходу.

Старт состоялся 16 июля 1965 г. Выведение прошло успешно, и на орбите оказался тяжелый научно-исследовательский спутник «Протон-1». Кроме индекса 8К82 и обозначения УР-500, в первом запуске ракета имела и собственное имя — «Геркулес» (по другим источникам — «Атлант»), нанесенное большими буквами на поверхность второй ступени. Оно, однако, не прижилось, и в открытой печати вскоре было изменено на «Протон».
Летные испытания двухступенчатого варианта ракеты, начатые летом 1965 г., закончились через год — 6 июля 1966 г. Во время четырех пусков на орбиту было выведено три тяжелых спутника серии «Протон» для изучения энергетического спектра и химического состава частиц первичных космических лучей, интенсивности и энергетического спектра гамма-лучей и электронов галактического происхождения. Третий по счету пуск, 24 марта 1966 г., был прерван из-за аварии на участке работы второй ступени — обломки носителя упали в районе Акмолинска (Целиноград/Акмола).

Трехступенчатый вариант ракеты УР-500 — УР-500К (8К82К) — разрабатывался в соответствии с Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от 3 августа 1964 г. о лунной программе.

Двигательная установка третьей ступени УР-500К проектировалась ОКБ-154 С.А. Косберга и состояла из неподвижно установленного маршевого двигателя (высотная модификация двигателя первой ступени ракеты УР-200) и рулевого двигателя открытой схемы с четырьмя качающимися камерами.

Модернизация резко повысила грузоподъемность ракеты. Сопоставляя характеристики УР-500К с носителем 11А511 «Союз», можно заметить, что первая превосходит последнюю по стартовой массе в 2,22 раза, по тяге в 2,25 раза, а по полезной нагрузке в 2,78 раза.

В соответствии с упомянутым постановлением, разрабатывался проект, обеспечивающий облет Луны с использованием комплекса в составе трехступенчатой ракеты УР-500К, разгонного блока новой разработки (ОКБ-52) и облетного корабля ЛК новой разработки (ОКБ-52). Комплекс получил индекс УР-500ЛК. Однако, несмотря на достаточно глубокую степень «продвинутости» работ по ЛК, было принято предложение С.П. Королева (представленное им по указанию руководства отрасли) о проведении облета Луны двухместным кораблем, выводимым на траекторию УР-500К и разгонным блоком «Д», взятым из проекта лунного комплекса Н1-ЛЗ. Облетный корабль 7К-Л1 создавался на базе облегченного корабля 7К-ОК «Союз» разработки ОКБ-1, работы по которому к этому времени дошли до стадии изготовления опытных образцов. Этот проект получил название УР-500К-Л-1.

Решено было провести 18 пусков ракеты УР-500К, совместив летно-конструкторские и государственные зачетные испытания носителя с отработкой и выполнением целевой программы по облету Луны сначала беспилотными, а затем и пилотируемыми кораблями 7К-Л1.

Первый пуск УР-500К с упрощенным вариантом Л1 состоялся 10 марта. УР-500К стартовал успешно, груз был выведен на орбиту и выполнил полетное задание. В печати объявили, что запущен спутник «Космос-146».
Летные испытания ракетно-космического комплекса УР-500К (8К82К) проводились в соответствии с решением Военно-промышленной комиссии от 8 сентября 1965 года. В соответствии с этим решением для целей летно-конструкторской отработки было выделено 18 ракет-носителей. Первые 18 пусков ракет были проведены в период с 10 марта 1967 года по 22 октября 1969 года. В ходе этих испытаний на орбиту были выведены 2 макетных лунных корабля Л-1П («Космос-146», «Космос-154»), лунные корабли Л-1 («Зонд-4, 5, 6, 7», тяжелая научная станция «Протон-4», автоматическая лунная станция Е8-5, в т.ч. «Луна-15»).
С ноября 1969 года пуски определялись «Планом пусков ракет-носителей 8К82К». В период с 28 ноября 1969 года по 15 декабря 1976 года было проведено еще 38 пусков ракет-носителей 8К82К, в ходе которых были выведены на орбиту космические аппараты самого различного назначения.

Продолжались запуски беспилотных кораблей «Зонд» по программе облета Луны ЦКБЭМ, автоматических межпланетных станций типа Е8-5, е-8 («Луна-16, 24»), типа М-В («Марс-4+7»), типа 4В («Венера-9,10»), орбитальных пилотируемых станций «Салют», в том числе станций «Алмаз», «Салют-2», «Салют-3», «Салют-5» разработки ЦКБМ, связных спутников «Радуга», «Экран», спутников военного назначения серии «Космос», а также блока 82ЛБ72 («Космос-881, 882») для отработки возвращаемого аппарата ТКС РКК «Алмаз».

Программа государственных испытаний ракеты 8К82К, включавшая 61 пуск, завершилась 29 сентября 1977 г. пуском носителя (серийный №29501) с орбитальной станцией «Салют-6».

В результате проведенных пусков были полностью выполнены задачи, предусмотренные «Программой летных испытаний» и «Планом пусков ракет-носителей 8К82К».

Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 27 июня 1978 года космический ракетный комплекс УР-500 (8К82К) был принят в серийную эксплуатацию.

По материалам книги «60 лет самоотверженного труда во имя мира»
подготовлено редакцией газеты «Трибуна ВПК» с участием Олега ИЗМАЛКИНА
Фото из архива предприятия

Что такое ступень двигателя

Ракета-носитель «Союз-ФГ» — ракета среднего класса, разработана и производится в РКЦ «Прогресс» (г. Самара). Она предназначена для выведения на околоземную орбиту автоматических космических аппаратов социально-экономического, научно-исследовательского и специального назначения, а также пилотируемых кораблей серии «Союз» (сегодня — «Союз-МС») и грузовых космических кораблей серии «Прогресс» (сегодня — «Прогресс МС») по программе полета Международной космической станции.

• Экологически безопасные компоненты топлива — керосин и жидкий кислород
• Одна из самых надежных ракет-носителей в мире.

Ракета-носитель «Союз-ФГ» обладает повышенными энергетическими возможностями по отношению к серийной ракете «Союз» благодаря использованию двигателей с улучшенными энергетическими характеристиками на боковых и центральном блоках ракеты. Конструктивно «Союз-ФГ» выполнена по схеме продольно-поперечного деления ракетных блоков.

Трехступенчатая ракета-носитель «Союз-ФГ» разработана на базе ракеты-носителя «Союз-У». С целью повышения удельного импульса двигательных установок и увеличения грузоподъемности носителя на блоках 1 и 2 ступеней используются модернизированные двигатели с новыми форсуночными головками.

На первом этапе полёта работают двигатели четырех боковых и центрального блоков, на втором — после отделения боковых блоков — только двигатель центрального блока. В хвостовом отсеке каждого бокового блока размещается автономный четырехкамерный жидкостный ракетный двигатель однократного включения РД-107А, оснащенный двумя рулевыми соплами.

На центральном блоке второй ступени используется четырехкамерный двигатель РД-108А с четырьмя рулевыми соплами. Запуск ЖРД центрального и боковых блоков производится на Земле, что даёт возможность контролировать работу двигателей на переходном режиме и при возникновении неисправностей во время пуска отменять старт ракеты. Это существенно повышает безопасность запусков космических кораблей к Международной космической станции!

На третьей ступени применяется двигательная установка РД-0110, состоящая из четырехкамерного двигателя однократного включения и четырех поворотных рулевых сопел (используемых для управления полётом по трем осям). После выключения двигателя третьей ступени и отделения космической головной части третья ступень выполняет маневр увода.

В составе ракеты-носителя «Союз-ФГ» могут быть использованы головные обтекатели следующих диаметров: 2,7 м; 3,0 м; 3,3 м; 3,715 м.

Комплекс на Байконуре предназначен для предстартовой подготовки и проведения пусков ракеты-носителя среднего класса типа «Союз» с различными космическими аппаратами. Головным разработчиком стартового комплекса является филиал ФГУП «ЦЭНКИ» — НИИ СК.

Стартовый комплекс, созданный в 1957 году за необычайно короткое время для МБР Р-7 (прообраза ракеты-носителя «Союз»), в дальнейшем неоднократно дорабатывался в связи с модернизацией самой ракеты. Он успешно использовался при запуске первой межконтинентальной баллистической ракеты, первого искусственного спутника Земли, первого космонавта в истории человечества — Ю. А. Гагарина, космических кораблей «Восток», «Восход», «Союз», космических аппаратов, запущенных на Луну, Марс, Венеру.

Для различных отраслей экономики и обеспечения государственных нужд со стартовых комплексов ракет-носителей «Союз» проводились запуски спутников телевещания, связи, фотосъёмки поверхности Земли, прогнозирования погоды, биологических исследований, а также проводились работы с иностранными фирмами в области биотехнологии и исследования космоса.

Первый пуск модели российской возвращаемой крылатой ракеты намечен на 2023 г.

Москва. 17 ноября. INTERFAX.RU — Испытательный пуск модели разрабатываемой в России многоразовой крылатой ракеты «Крыло-СВ» планируется в начале 2023 года, сообщили в министерстве инвестиций, промышленности и науки Московской области.

«Работы над проектом ракеты «Крыло-СВ» начались еще несколько лет назад, а в феврале текущего года стартовала разработка летного демонстратора. Летные испытания демонстратора, то есть его первый полноценный пуск, намечены на начало 2023 года», — говорится в сообщении министерства.

«После испытаний будет принято решение о создании полноценной ракеты», — сказали в ведомстве.

«Крыло-СВ» является многоразовой крылатой ракетой лёгкого класса. Ракета будет иметь размеры около шести метров в длину и 0,8 метра в диаметре. Демонстратор ракеты будет размером в одну треть от оригинала. Ракета будет перемещаться на скоростях до шести чисел Маха. Пуски планируется проводить с полигона Капустин Яр в сторону Каспийского моря», — говорится в пресс-релизе.

В нем отмечается, что в настоящее время в Королеве на базе Конструкторского бюро химического машиностроения им. Исаева (филиал ГКНПЦ им. Хруничева, входит в «Роскосмос») начала работу лаборатория Фонда перспективных исследований (ФПИ) по разработке двигателя на криогенных компонентах для летно-экспериментального демонстратора многоразовых возвращаемых крылатых ракетных блоков «Крыло-СВ» — ракетный двигатель может получить название «Вихрь».

Головным исполнителем проекта выступает ЦНИИмаш, он же отвечает за разработку ракеты в целом, пояснили в министерстве.

«Предполагается, что после отделения второй ступени, которая продолжит полёт со спутником на борту, первая многоразовая ступень для повторного использования будет возвращаться на космодром на крыльях и с использованием авиационного двигателя», — сказали в ведомстве.

В октябре 2019 года глава Роскосмоса Дмитрий Рогозин сообщил, что в РФ прорабатывают создание возвращаемых ступеней ракет, но все будет зависеть от цены.

По его словам, ЦНИИмаш ведет работу по самолетному принципу возвращения частей. КБ «Салют» прорабатывает вопрос создания возвращаемых ступеней для ракет «Ангара». При этом в госкорпорации пока не уверены, что данные технологии будут применяться. «Надо все считать, сколько это будет стоить», — сказал Рогозин.

Ранее глава Роскосмоса отмечал, что для получения экономической выгоды от многоразового применения ракет нужно выполнять около полусотни пусков.

Аванпроект возвращаемой ступени перспективной ракеты-носителя «Крыло-СВ» был разработан в 2018 году Экспериментальным машиностроительным заводом (ЭМЗ) им. Мясищева (входит в ОАК). По данным разработчика, её ресурс предусматривает возможность более десяти запусков.

На нынешних ракетах первая ступень ракеты-носителя отходит на 80-километровой высоте от второй ступени, а затем падает на Землю, частично сгорая в плотных слоях атмосферы. Согласно проекту российских инженеров, после выхода ракеты на заданную высоту в отработавшей ступени должно раскрываться крыло и включаться турбореактивный двигатель, после чего она, как самолет, садится на аэродром.

В настоящее время полеты в космос осуществляются на одноразовых кораблях, однако в США проект возвращаемых ракет реализовывает SpaceX. Компания возвращает первую ступень ракеты-носителя Falcon 9, причем она садится вертикально.

Согласно последним усовершенствованиям, Falcon 9 оснащается разгонным блоком Block 5. Его конструкция рассчитана на то, чтобы блок можно было использовать до 10 раз без ремонтных работ. По словам Илона Маска, в общей сложности при условии своевременного ремонта такой разгонный блок можно будет использовать до 100 раз.

Что такое ступень двигателя

15 ноября 2003 г. исполнится 15 лет со дня успешного запуска многоразовой космической системы в составе ракеты-носителя сверхтяжелого класса «Энергия» и космического самолета «Буран». Надо сказать, что в КБ Энергомаш одновременно разрабатывались два двигателя: РД-170 и РД-171, предназначавшиеся для первых ступеней ракет-носителей (РН) «Энергия» и «Зенит». По замыслу идеолога их создания В.П. Глушко первая ступень РН «Зенит» должна была обеспечить летную отработку двигательной установки до начала летных испытаний РН «Энергия». В связи с этим оба двигателя РД-170 и РД-171 разрабатывались как близнецы-братья и имели одинаковые рабочие параметры. Отработка РН «Зенит» должна была опережать летные испытания РН «Энергия».
Создание двигателей, ставших самыми мощными в мировой истории ракетостроения, оказалось и самым продолжительным в практике отечественного ракетного двигателестроения.
Наиболее полное и документированное изложение истории разработки двигателей РД-170 (РД-171) представлено в книге «Осуществление мечты», написанной В.Ф. Трофимовым.
Историка, изучающего какое-либо значительное событие, всегда интересует изначальная дата, побудительные причины его происхождения. Автор много размышлял по поводу определения времени возникновения у В.П. Глушко замысла разработки унифицированных двигателей для космических ракет тяжелого и сверхтяжелого класса. В.П. Глушко на протяжении всей своей творческой жизни стремился к разработке двигателей и ракет, превышающих по своей мощности существовавшие на тот момент. В августе 1956 г. В.П. Глушко предлагал С.П. Королеву приступить к разработке ракеты Р-8 с тягой единичного двигателя 200 тс (тяга каждого из пяти двигателей у находившейся в разработке ракеты Р-7 составляла 76 тс). Спустя четыре года он сделал новые предложения — в феврале 1960 г. С.П. Королеву и в марте того же года М.К. Янгелю — о разработке космических ракет тяжелого класса P-10 (суммарная тяга двигателей первой ступени 1960 тс) и сверхтяжелого класса Р-20 (суммарная тяга двигателей первой ступени 2800 тс).
Последний, самый мощный импульс для зарождения своего замысла Глушко получил в июне 1962 г., когда возглавляемому им ОКБ-456 было отказано в участии в разработке двигателей для ракеты-носителя H1. Отказано С.П. Королевым в представленном ОКБ-1 эскизном проекте на разработку этого сверхмощного носителя.
В подтверждение высказанного тезиса автор располагает рядом неопровержимых фактов. При обсуждении характеристик и облика ракеты-носителя H1 на заседаниях Совета главных конструкторов в 1960-1961 гг. Глушко последовательно предлагал использовать различные варианты ракетного топлива: НДМГ в сочетании вначале с азотной кислотой, затем с жидким кислородом и, по его мнению, с наиболее перспективным во всех отношениях азотным тетраоксидом (АТ). Большинство членов СГК поддерживали эти предложения. Королев не возражал. ОКБ-1 последовательно, по мере поступления предложений Глушко, выдало в ОКБ-456 три технических задания, подписанных Королевым. В этих ТЗ предусматривалась разработка двигателей первой ступени H1 на предложенных вариантах топлива. Следует уточнить, что на этапе обсуждения схемы ракеты и определения вида топлива Глушко был согласен с выбором тяги единичного двигателя в 150 тс. К выводу о целесообразности применения двигателей тягой порядка 600 тс и более он пришел несколько позже. Однако Королев выбрал четвертый вариант двигателя на кислородно-керосиновом топливе, ТЗ на который ОКБ-1 одновременно выдало в ОКБ-276 Н.Д. Кузнецова. Подчеркну, одновременно, а не вынужденно (вопреки, повторюсь, бытующему мнению, что техзадание Кузнецову, якобы, было выдано после отказа Глушко от разработки двигателей).
Решение, принятое С.П. Королевым и поддержанное Государственной экспертной комиссией во главе с М.В. Келдышем, глубоко огорчило Глушко. Но это послужило импульсом, который через годы реализовался в идее разработки мощного унифицированного двигателя, на базе которого и были созданы РН «Зенит», «Энергия» и начаты работы по «Вулкану».
Отвергнутый ОКБ-1 вариант двигателя на топливе АТ и НДМГ был использован в ОКБ-52 В.Н. Челомея для первой ступени РН «Протон», запуск которой был успешно осуществлен в июле 1965 г. (напомним, что по правительственному постановлению начало летных испытаний ракеты H1 намечалось на 1965 г.).
Глушко предложил на первую ступень ракеты H1 вместо двигателей HK-15 разработки ОКБ-276 установить двигатели первой ступени РН «Протон», переведя их на кислородно-керосиновое топливо. Однако это предложение было отклонено так же, как не было принято предложение использовать двигатели 8Д420 тягой 640 тс, разрабатываемые для РH УР-700, переведя их на кислородно-керосиновое топливо. Следующее предложение последовало в начале 1973 г. КБ Энергомаш разработало технический проект кислородно-керосинового двигателя 11Д120 тягой 600 тс, и Глушко предложил установить семь таких двигателей на первую ступень H1 вместо тридцати HK-15. И вновь отказ. Глушко окончательно убедился, что разрабатываемые под его руководством двигатели несовместимы с ракетой, разработкой которой руководит В.П. Мишин.
Революционный подход к созданию ракетной техники, сформулированный В.П. Глушко, опрокидывал привычную последовательность создания ракеты. Сформулировав основной принцип дальнейшей работы, Глушко приступил к его реализации. В КБ Энергомаш были проведены проектно-расчетные исследования, осенью 1973 г. состоялся расширенный научно-технический совет предприятия.
После назначения в мае 1974 г. Глушко директором и генеральным конструктором НПО «Энергия», в которое вошли ЦКБЭМ (бывшее ОКБ-1) и КБ Энергомаш с их заводами и филиалами, отработка двигателя приняла более целенаправленный характер.
Сохраняя верность принципу «от двигателя — к ракете», Глушко предложил главному конструктору КБ «Южное» В.Ф. Уткину с опережением по сравнению со сроками разработки сверхтяжелой ракеты-носителя «Энергия» создать ракету-носитель среднего класса «Зенит» с одним двигателем первой ступени РД-171, аналогичным по своим характеристикам двигателю РД-170. Постановление на разработку РН «Зенит» вышло в марте 1976 г. В августе 1980 г. состоялось первое огневое испытание РД-171.
У двигателей РД-170 (РД-171) выявился совершенно новый дефект — неработоспособность ТНА. Полоса аварийных испытаний двигателей затянулась.
Создавшаяся ситуация породила раскол среди специалистов КБ и завода Энергомаш в вопросе выбора конструкции двигателя, главным образом в отношении его мощности. Предложение «четвертовать» двигатель, в форме докладной записки было направлено главному конструктору КБ Энергомаш В.П. Радовскому, который сразу же ознакомил с её содержанием В.П. Глушко. Генеральный конструктор РН «Энергия» к предложению отнесся резко отрицательно, увидев в применении многодвигательной схемы возвращение к схеме H1. Однако о поданной докладной записке стало известно министру общего машиностроения С.А. Афанасьеву, который поручил работникам службы безопасности КБ Энергомаш изъять докладную из сейфа Радовского и доставить её в министерство. Надо сказать, что С.А. Афанасьев очень болезненно воспринимал аварийные результаты испытаний двигателей РД-171. «Руководство страны не позволит повторить бесплодный опыт разработки H1», — считал он. Неудача с РН «Энергия» оказалось бы провалом второго грандиозного проекта в министерстве, которое Афанасьев возглавлял к тому моменту уже более 15 лет. В этой обстановке министр видел выход в дублировании работ по созданию двигателя для РН «Энергия», в подстраховке на случай неудачи с разработкой основного варианта. Предложенное в докладной записке «четвертование» двигателя РД-170 фактически означало создание двигателя тягой 185 тс, т.е. аналога отработанного к тому времени в авиационном ОКБ-276 Н.Д. Кузнецова двигателя НК-33, предназначавшегося для первой ступени H1. Успешное завершение доводки НК-33 вселяло уверенность в возможности благополучного разрешения проблем и с двигателями для РН «Энергия». Создание резервного варианта при осуществлении сложной технической задачи является вполне допустимым решением, но при этом необходимо обеспечить взаимозаменяемость основного и резервного варианта. А это условие при «четвертовании» двигателя РД-170 применительно к схеме РН «Энергия» не соблюдалось.
Однако соблазн выхода из тупикового, по мнению некоторых специалистов, положения путем использования четырех двигателей вместо одного был очень велик. В этом спустя много лет признался главный конструктор комплекса «Энергия», заместитель генерального конструктора НПО «Энергия» Б.И. Губанов. В тайне от Глушко он летал в Куйбышев к Н.Д. Кузнецову и оговаривал возможность поставки двигателей НК-33 для РН «Энергия». Н.Д. Кузнецов поставку двигателей связал с выполнением ряда условий. Этот эпизод свидетельствует об остроте создавшейся ситуации и образе мыслей ближайших сотрудников Глушко.