16.10.1965г.
ПРЕДЛОЖЕНИЕ
ПО СОЗДАНИЮ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ
УР-700
Для решения задачи высадки экипажа на Луну с возвращением на Землю в США разрабатывается ракета Сатурн-5 (С-5), выводящая на низкую орбиту спутника Земли около 127 тонн полезного груза. Для решения той же задачи в Советском Союзе разрабатывается ракета Н-1 с выводом на орбиту около 90 тонн.
Помимо большой грузоподъемности С-5 имеет преимущество большей простоты по сравнению с Н-1, что повышает надежность, так как число двигателей в трех первых ступенях С-5 составляет лишь 11 шт. (5+5+1), против 44 шт. (30+8+6) у Н-1. По состоянию разработки С-5 находится далеко впереди Н-1.
Особую по важности проблему составляет обеспечение надежности ракеты Н-1. Серьезные опасения вызывает использование на борту Н-1 чрезмерно большого количества двигателей, доходящего до 50. Заложенная в проект система отключения двигателя в случае возникновения аварийной ситуации не гарантирует успех, так как в значительном числе случаев выход из строя двигателя сопровождается его разрушением, способным вывести из строя ракету. Наличие на борту 50-ти основных двигателей делает проблему надежности трудноразрешимой.
Изложенное показывает назревшую необходимость поиска другого пути решения полета на Луну, лучше решающего проблему надежности и приводящего к созданию ракеты, не уступающей основным техническим характеристикам американской С-5.
Таким путем является использование разработки ракеты «Протон» с последующим ее развитием. Ракета «Протон» в промежуточном двухступенчатом варианте и в основном трехступенчатом варианте обладает несколько большими стартовыми весами и способна вывести на орбиту спутника Земли несколько больший полезный груз, чем американские ракеты того же класса Сатурн-1 и Сатурн-1Б соответственно. При этом «Протон» выгодно отличается тем, что использует высококипящее топливо вместо трудно эксплуатируемых криогенных топлив (жидкие кислород и водород), а также в отличие от американских ракет может транспортироваться поблочно по железным дорогам. Это свидетельствует о значительном техническом преимуществе ракеты «Протон».
Выполненные в ОКБ-52 проработки показали, что при установке на двухступенчатой ракете «Протон» одной дополнительной ступени с 8 двигателями РД-270 тягой по 600 тонн каждый, разрабатываемыми в ОКБ-456, эта ракета-носитель выведет на орбиту вокруг Земли 120 тонн полезного груза. При этом на всех трех ступенях ракеты будет использоваться высококипящее топливо АТ+ДМГ. Такая ракета на базе «Протон» существенно более надежна, чем Н-1, так как на борту используется на 26 двигателей меньше, чем у Н-1, а именно, 8+6+4 + двигатели космических ступеней вместо 30+8+6 + двигатели космических ступеней. Кроме того, применение самовоспламеняющегося высококипящего топлива по всем ступеням также увеличит надежность ракеты, обеспечив безотказные пусковое зажигание, высотный запуск и упростив эксплуатацию.
Разработка двигателя РД-270 начата в ОКБ-456 по Постановлению ЦК КПСС и СМ СССР от 26 июня 1962 г. К настоящему времени разработан полный комплект технической документации, изготовлена оснастка нулевой очереди, и двигатель находится в производстве на опытном заводе ОКБ-456. Проводятся доводочные холодные и огневые стендовые испытания отдельных агрегатов. Завершается реконструкция стенда №2 ОКБ-456 для огневых испытаний двигателя.
При создании дополнительной ступени к «Протону» необходимо разработать лишь один новый унифицированный блок с одним двигателем РД-270. Этот блок будет иметь тот же калибр (4100 мм), что и центральный блок ракеты «Протон»; следовательно, изготовление его может быть организовано на заводе им. Хруничева с полным использованием оснастки, сварочных машин и стендового оборудования, применяющегося при изготовлении ракеты «Протон».
Стендовая горячая и огневая отработка этого блока может быть проведена автономно и, поэтому, достаточно быстро и надежно.
Транспортировка этого блока будет осуществляться так же, как и ракеты «Протон», т.е. ж.д. транспортом, и, вследствие этого на старте не нужно будет создавать больших заводских сооружений, которые необходимы для РН Н-1, имеющей в основе своей корабельную, а не блочную схему.
Для обеспечения высокой надежности и точности, необходимых при выведении РН УР-700 до второй космической скорости, целесообразно использовать для СУ УР-700 основные приборы и аппаратуру от ракеты Р-36, которые по степени отработки, надежности, точности и другим обеспечивают расчетные характеристики УР-700. Такая унификация приборов и аппаратуры от ракеты Р-36 помимо практической проверки, высокой надежности и точности сократит сроки разработки системы управления и сэкономит значительные средства, так как эти приборы и аппаратура уже проверены летными испытаниями и освоены в серийном производстве.
Предлагаемая РН УР-700 будет компактной: ее высота с учетом лунного корабля равна 60 м и диаметр 17 м (у Н-1 высота 105 м и диаметр 17 м). В отличие от Н-1 РН УР-700 допускает поблочную транспортировку всех ступеней по железной дороге.
Вес полезного груза, приходящийся на единицу веса незаправленной ракеты, для предлагаемой РН УР-700 больше, чем для Н-1, хотя УР-700 в отличие от Н-1 допускает поблочную железнодорожную транспортировку. За счет более тяжелого полезного груза и повышенного удельного веса топлива стартовый вес УР-700 больше, чем у Н-1, и составляет 4200 тонн вместо 2850 тонн.
Для РН УР-700 целесообразно построить стартовую позицию в непосредственной близости от стартовой позиции РН Н-1, используя при этом схему старта Н-1, ее основные проектные и конструктивные решения, штатную внешнюю энергетику, систему водо — и газоснабжения, систему связи, подъездные железнодорожные пути, грунтовые дороги, а также транспортно-установочный агрегат. Сборка ступеней ракеты и ее испытание могут проводиться в одном из пролетов монтажно-испытательного корпуса технической позиции Н-1.
Расчетно-конструкторские проработки показали, что на базе трехступенчатой ракеты-носителя УР-700 может быть обеспечен прямой полет космонавтов на Луну без каких-либо стыковок на орбитах вокруг Земли и Луны, путем использования на разгонной (4-й) ступени и тормозной (5-й) для посадки на Луну четырехкамерной сборки на базе фторо-аммиачного двигателя прототипа РД-301 (4x10 тонн), разрабатываемого в ОКБ-456.
Высокая удельная тяга, фактически достигнутая на этом двигателе при стендовых испытаниях (404 сек), и высокий удельный вес топлива (тот же, что для АТ+ДМГ) обеспечивают возможность осуществления наиболее простой и потому надежной схемы прямого полета на Луну.
При этом вторая космическая скорость может быть сообщена лунному кораблю весом 46 тонн. Лунные корабли ракет Сатурн-5 и Н-1 имеют вес 43 т и 37 т соответственно.
Работа по созданию дополнительной ступени с 8 двигателями РД-270 и ЛК на базе фторо-аммиачного двигателя прототипа РД-301 может вестись одновременно с летной отработкой «Протона» и осуществлением на ее базе облета Луны.
Ракета УР-700 таит в себе большие возможности дальнейшего усовершенствования. Так, при использовании на 3-ей ступени фтораммиачного топлива и двигателей РД-305 с тягой по 50 т, разрабатываемых в ОКБ-456, на орбиту спутника Земли может быть выведен полезный груз около 150 т, а вторая космическая скорость может быть сообщена кораблю весом свыше 50 т. При этом габариты 3-ей ступени останутся практически неизменными.
Когда в Советском Союзе будет освоено производство жидкого водорода, то использование этого горючего со фтором еще более повысит вес полезной нагрузки.
Таким образом, для решения задач полетов на Луну при интенсивной работе, начатой без промедления, к 1970 г. может быть создана тяжелая ракета УР-700 с характеристиками, превышающими американские (прямой полет на Луну), по более простой и надежной схеме, чем С-5 и Н-1.
Просим Вашего разрешения на выполнение эскизного проекта комплекса УР-700.
ЧЕЛОМЕЙ В.Н.
БАРМИН В.П.
ГЛУШКО В.П.
КУЗНЕЦОВ В.И.
Арх.№ 2016а (79-84)
---------- Добавлено в 19:18 ---------- Предыдущее было в 19:18 ----------
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)