сожалению, после этого решения тема «Спираль» оказалась словно бы лишней, В справке для ЦК КПСС ее разработчики попытались убедить руководство страны в том, что затраченные на «Спираль» около 75 млн, рублей позволили получить научно-технический задел для создания системы, альтернативной по концепции американской, и отработанные решения не должны пропасть. Однако судьба этой темы была предрешена, и ее в конце концов закрыли. Обычно в публикациях, рассказывающих об этой истории, авторы сетуют на неумение тогдашнего руководства страны предвидеть перспективы развития техники, безоглядную ориентацию на чужой опыт в ущерб здравому смыслу и т.п. Все это так, однако необходимо учитывать, что положение в экономике СССР уже было весьма не простое, и страна не располагала ресурсами для одновременного развития нескольких грандиозных космических программ. Даже очень богатые США отказались от более легкой системы Dyna Soar, когда занялись «Шаттлом».
Ракетные двигатели РД-170 и РД-0120
С принятием решения по облику орбитального корабля окончательно определились требования к ракете-носителю и системе в целом. За основу решили взять проект РЛА-120 с подвеской корабля сбоку между ускорителями 1 -й ступени. Некоторые специалисты предлагали применить для ускорителей двигатели на твердом топливе, как у «Шаттла», мотивируя это их более высокой надежностью. Конструктивно такой двигатель по сравнению с ЖРД более прост, и обеспечить его многократное использование также проще. Возможно, именно поэтому в США пошли по такому пути. Каждый твердотопливный ускоритель (ТТУ) первой ступени «Шаттла» развивает огромную тягу - порядка 1315 тс! Это две громадные «пороховые бочки» длиной более 45 м и диаметром 3,7 м, начиненные по 503 т топлива. Многократность их использования (до 20 полетов) обеспечивается, благодаря приводнению в океане на парашютах. Но за кажущейся простотой ТТУ скрывается их существенный недостаток - невозможность отключения даже в аварийной ситуации, пока не выгорит все топливо. Именно этот приведенный В.П. Глушко аргумент стал решающим для принятия решения об использовании на 1-й ступени советской ракеты ЖРД.
Начиная с 1974 г, в коллективе Глушко велось проектирование экологически чистых кислородно- керосиновых маршевых двигателей РД-170 и РД-171. которые предполагалось использовать на ракетах серии «РЛА». В ноябре 1976 г. был разработан эскизный проект самого мощного в мире жидкостного ракетного двигателя РД-170 со следующими характеристиками: тяга на земле - 740 тс, в пустоте - 806,4 тс; удельный импульс* на земле - 309,3 с, в пустоте - 337 с: давление в камере сгорания - 250 атм., в газогенераторе - до 583 атм., мощность турбонасосного агрегата - более 250 000 л. с. Если ранее характеристики новых ЖРД росли довольно плавно, то при переходе к РД-170 произошел их скачок: тяга увеличилась в 5 раз, мощность турбонасосного агрегата - в 10. Однако имевшегося научно-технического задела оказалось недостаточно для быстрого воплощения задуманного в жизнь, и потребовалось почти 8 лет, чтобы довести двигатель до стендовых огневых испытаний. Одной из основных конструктивных особенностей РД-170 стало наличие четырех камер, качающихся в двух плоскостях, и двух газогенераторов, работающих на одну турбину.Такое решение позволило как бы объединить в одном двигателе четыре, каждый из которых развивал тягу 185 тс, близкую к параметрам более ранних и уже отработанных изделий (около 150 тс). Разработчики РД-170 предусмотрели возможность не менее, чем двадцатикратного его использования, с учетом межполетных огневых проверок. Гарантированный запас работоспособности двигателя перед последним применением должен составлять не менее 5 включений, необходимых для одного полета. По состоянию на 1 января 1991 г было проведено 804 огневых испытания РД-170 общей продолжительностью 93300 с, в том числе 22 двигателя прошли успешные летные испытания в составе ракет-носителей «Зенит» и «Энергия»**.
Сам «Зенит» создавался в соответствии с правительственным постановлением от 16 марта 1976 г. в днепропетровском КБ «Южное» под руководством В.Ф. Уткина. Изначально подразумевалось, что первая ступень этой РН могла быть использована в качестве стартовых блоков рождавшегося в то же время суперносителя. Так и получилось: все четыре блока первой ступени «Энергии» - это, по сути, четыре «Зенита».
Значительным достижением отечественного ракетостроения стало создание высокоресурсного маршевого двигателя большой тяги РД-0120 на энергоемких компонентах топлива (кислород-водород), предназначенного для второй ступени «Энергии». Его разработка началась в 1976 г. в Воронежском КБ химической автоматики под руководством АД. Конопатова. Были проведены обширные исследования поведения конструкционных материалов в водородной среде при различных условиях, которые позволили установить закономерности нового явления - снижения свойств сталей и сплавов от водородного «охрупчивания» в условиях чрезвычайно низких температур. Удалось создать новые материалы. Например, получили титановый сплав, из которого изготовили крыльчатку для насосных агрегатов, работоспособную при окружных скоростях 600 м/с (разрушающая - 886-928 м/с), что в 1,7 раза превысило достигнутый в насосостроении уровень.
Основные характеристики двигателя РД-0120: тяга на уровне земли - 147,6 тс; тяга в пустоте - 200 тс; удельный импульс на уровне земли - 353,2 с; удельный импульс в пустоте - 455 с; давление в камере сгорания - 223 атм; масса сухого - 3450 кг; диапазон дросселирования тяги - 45-100 %; время работы на форсаже - 750 с (такой режим использовался в нештатной ситуации: при отказе одного из четырех двигателей остальные выводились на форсаж).
Для отработки двигателя была создана уникальная экспериментальная база, включающая три кислородно-водородных стенда, системы переохлаждения компонентов топлива и их нейтрализации, командно-измерительный комплекс. Огневое испытание РД-0120 началось в марте 1979 г., а первое испытание на 100% режиме тяги удалось провести лишь через 5 лет. В феврале 1986 г. создатели двигателя перешли к его испытаниям в составе блока «Ц» РН «Энергия» на универсальном комплексе стенд-старт На 1 марта 1991 г. общая наработка при 785 испытаниях двигателя составляла 166250 с. Наибольшая наработка на одном двигателе - 4072 с при 9 включениях (испытания 1987-88 гг,}. Наибольшее время одного пуска - 1202 с (январь 1988 г). Наибольший достигнутый режим форсирования - 123% в течение 100 с (сентябрь 1987 г). Многоразовость использования РД-0120 планировалось довести до 20 запусков.
Для повторного применения блоки первой ступени «Энергии» собирались возвращать на Землю с помощью парашютных систем, а саму посадку выполнять на специальные опоры с использованием двигателей мягкой посадки. Сохранять огромный блок «Ц» пока не предполагали, намереваясь решить эту проблему в перспективе.
* Удельный импульс - показатель эффетивнисти ракетного двигателя, отношение его тяги к расходу топлива в секунду.
*** Существует мнение, что отечественная промышленность не достигла уровня американской, специалистам которой удалось создать однокамерный (а значит, и более надежный) двигатель F- 7 почти такой же мощности, нашедший применение еще на Saturn-V. И все же, РД-170 в сравнении с F-1 имеет на 50 тс большую тягу и на 1,5 м меньшую габаритную высоту при почти одинаковых ширине и сухом весе. К тому же, производство F-1 в США прекращено вместе с полетами «Сатурнов», и американцы охотно покупают в России для своей ракеты-носителя Atlas-3А модификацию РД-170- двухкамерный РД-180 тягой 375 тс.
ГРОМКИЕ ЭПИЗОДЫ ТИХОЙ ВОЙНЫ
