|
М.В. Келдыш —
научный руководитель работ
по созданию крылатой ракеты "Буря" Владимир Семенович Макарон,
Исследовательский центр им.М.В.Келдыша
Создание МКР "Буря" было выдающимся достижением отечественного ракетостроения как по новизне, так и по масштабу решенной задачи. В процессе создания "Бури" решены фундаментальные задачи сверхзвуковой газодинамики и теплообмена, созданы уникальные стендовые установки, которые до настоящего времени используются в аэрокосмической отрасли. Приобретенный опыт неоценим для коллектива института, работающего уже почти полвека с ОКБ над крупными объектами ракетно-космической техники.
В 50-е годы авиация еще училась преодолевать "звуковой" барьер, а маршевая ступень "Бури" со сверхзвуковым прямоточным двигателем осуществляла 2-часовые полеты на высотах 18‑25 км со скоростью, превышающей скорость звука в 3 раза.
Двухступенчатая ракета "Буря" имела два ускорителя первой ступени, оснащенных четырехкамерными ЖРД, и вторую — маршевую ступень со среднерасположенным тонким стреловидным крылом малого удлинения и центральным сверхзвуковым ПВРД.
Ракета "Буря"
Научным руководителем работ НИИ и ОКБ по созданию ракеты "Буря" был академик Мстислав Всеволодович Келдыш.
В отличие от научно-организационной деятельности М.В. Келдыша в области освоения космического пространства, его работа по созданию научного задела и самой ракеты "Буря" мало освещалась в научно-технической литературе, хотя ею он занимался более 10 лет, будучи сначала директором, а затем научным руководителем НИИ‑1 (ныне Исследовательский центр им. М.В. Келдыша).
Рождение концепции крылатой ракеты "Буря"
Возглавив в декабре 1946 г. НИИ‑1, М.В. Келдыш одной из первоочередных своих задач считал четкое определение тематики и роли института в отрасли.
НИИ‑1 был уже хорошо известен своими разработками ряда образцов ракетной техники ("Катюша", самолет БИ‑1 и др.). Состоял он в то время из научных отделов, лабораторий и нескольких КБ — ЖРД, ПВРД, ТРД.
М.В. Келдыш не считал правильным, чтобы деятельность института сводилась к обслуживанию текущих задач КБ. Он видел будущее института в качестве научно-исследовательской организации, которая решает проблемные задачи в области разработок ЖРД и СПВРД и оказывает помощь конструкторским бюро главным образом в наиболее сложных технических вопросах. Эту точку зрения он отстоял на НТС Министерства авиационной промышленности в феврале 1947 г. в докладе "О перспективах реактивного двигателестроения и направлении развития РНИИ" [1].
Чтобы подготовить институт к новому характеру его деятельности, он предпринял ряд организационных мер: создал крупные научные подразделения, лаборатории — ЖРД, ПВРД, газовой динамики и несколько позже — лабораторию для комплексных исследований динамики и эффективности ракет; постепенно вывел из состава института конструкторские бюро, которые обрели к этому времени значительную самостоятельность (это были КБ А.М. Исаева, В.П. Глушко, А.М. Люльки, М.М. Бондарюка).
В течение 1947‑1953 гг. в научных работах, докладах на НТС министерства и института, докладных записках в министерство М.В. Келдыш последовательно проводил идею развития работ по СПВРД и его применения в ракетной технике [1, 2, 3, 4]. При этом он обращал внимание на сочетание двух типов двигателей — ЖРД и СПВРД и возможность создания на их базе двухступенчатой крылатой ракеты межконтинентальной дальности [3]. Впервые применение СПВРД (разгонного типа) для достижения межконтинентальной дальности было им рассмотрено в 1947 г. в работе [2].
После решения в НИИ‑1 Г.И. Петровым проблемы торможения сверхзвукового потока в многоскачковых воздухозаборниках появилась реальная перспектива создания СПВРД с высокими характеристиками.
В 1950‑1951 гг. сотрудниками НИИ‑1 В.С. Зуевым и Е.Я. Губером была разработана первая методика расчета характеристик СПВРД с многоскачковым диффузором и с реальными газодинамическими и тепловыми потерями в двигателе. Эта методика позволяла оптимизировать проходные сечения газовоздушного тракта и режимы работы камеры сгорания. Вскоре были проведены расчеты семейства характеристик СПВРД для летательных аппаратов дальнего действия [5]. Проведенные расчетные исследования показали эффективность применения СПВРД на различных летательных аппаратах (ЗУРах, КРДД) [6].
Однако, как считал М.В. Келдыш, для того чтобы предлагать конкретные варианты конструкторским бюро, необходимо решить ряд задач организации рабочего процесса в двигателе, провести экспериментальные исследования СПВРД в наземных условиях и испытания СПВРД в полете [3].
В докладе [3] он отмечал: "Работы по дозвуковому ПВРД проводились главным образом в связи с созданием опытных образцов. Проблема создания СПВРД расчленяется на ряд задач, имеющих целью отработку основных элементов двигателя: диффузора, камеры сгорания, выхода (сопла), внешней аэродинамики двигателя" ... "Однако до сих пор лаборатории не имеют сколько-нибудь удовлетворительной экспериментальной базы, и это не дает институту возможности проводить полноценные исследования, позволяющие разработать обоснованные рекомендации по развитию реактивных двигателей" [1].
В институте в период 1947‑1952 гг. строится современная экспериментальная база. Экспериментальные установки, по предложению М.В. Келдыша, создавались с баллонной системой подачи воздуха, что обеспечивало им мобильность и быстроту внедрения. (В отличие от ЦАГИ, где существовало большое компрессорное хозяйство).
В 1947 г. была введена в эксплуатацию сверхзвуковая аэродинамическая труба СТ‑1 с открытой рабочей частью размером 70 • 70 мм, на числа M = 1.5‑3.5, в которой стали проводиться исследования сверхзвуковых многоскачковых диффузоров для СПВРД. Эти эксперименты подтвердили теоретические результаты по эффективности многоскачковых диффузоров, а исследования большого числа вариантов диффузоров позволили создать банк экспериментальных данных для последующих рекомендаций их конкретного применения.
В этой же лаборатории стали исследовать теоретически и экспериментально сверхзвуковые сопла — газодинамические потери выходного импульса, способы профилирования стенок сопла.
Среди прикладных исследований, непосредственно связанных с разработкой СПВРД, следует отметить исследования сверхзвукового пограничного слоя и взаимодействия с ним скачков уплотнения, которые были нужны для анализа работы многоскачковых диффузоров, а также выходных сопел при нерасчетных режимах истечения.
Примерно в то же время были построены стенды для исследования и отработки малогабаритных прямоточных камер сгорания на присоединенном воздухопроводе и высотный аэродинамический стенд А‑6 с рабочей частью 170 • 170 мм, с системой подогрева воздуха, со сверхзвуковыми соплами-решетками на разные числа M, с камерой "Шебеко" и кормовым эжектором на выходе. На этом стенде можно было испытывать небольшие камеры, работающие в составе двигателя, и модельные СПВРД в условиях ограниченного обдува в диапазоне чисел M = 1,75‑3,0 и высотности 5000‑9000 м.
Основной элемент СПВРД — прямоточная камера — должна была обеспечить высокую полноту сгорания топлива и надежно работать. Разработанные ранее для камер дозвуковых ПВРД способы стабилизации горения и теплозащиты ее стенок годились при малых скоростях воздушного потока на входе в камеру, 30‑50 м/с. Создание СПВРД требовало увеличения скорости потока на входе в камеру, на некоторых режимах до 150‑200 м/с, и температур продуктов сгорания выше 2000‑2500 К.
В лаборатории ПВРД под руководством В.С. Зуева и Е.С Щетинкова были поставлены широкие исследования модельных камер и элементов внутрикамерных процессов на этих стендах. Они позволили решить проблему смесеобразования топлива, распыливаемого разного типа форсунками, с воздухом; проблему стабилизации горения с помощью V‑образных стабилизаторов; найти закономерности распространения пламени от стабилизаторов вниз по потоку, что позволяло оценивать длину камеры, обеспечивающую требуемую полноту сгорания.
Высокие температуры и скорости течения газа требовали создания новых способов защиты стенок камеры от тепловых потоков. Было показано, что эта задача может быть успешно решена с помощью воздушно-заградительного охлаждения.
Обнаруженные при работе камер сгорания режимы неустойчивого горения, сопровождающиеся колебаниями давления и скорости потока, срывом горения, а часто и разрушением элементов конструкции, были объяснены в работах Б.В. Раушенбаха физически, и предложены способы борьбы с этим явлением.
Главный итог проведенных широких исследований состоял в разработке рациональных систем организации горения в прямоточных камерах СПВРД. Кроме того, они вселили уверенность в возможности создания прямоточных камер любых размеров и облегчили последующий анализ работы камеры сгорания СПВРД ракеты "Буря" при сравнении стендовых и летных испытаний.
Эти исследования были обобщены впоследствии в монографии [22] и используются при создании камер СПВРД до настоящего времени.
Мстислав Всеволодович лично рассматривал и утверждал большинство выпускаемых отчетов по проводимым исследованиям, а наиболее интересные исследования докладывались авторами на постоянно действующем общеинститутском семинаре, которым он сам руководил.
Значение этого семинара и семинаров в отделах и лабораториях в период становления новой тематики трудно переоценить, так как его участники, а это были и ученые, и рядовые инженеры НИИ, повышали свою квалификацию и становились специалистами, которые могли решать задачи, возникающие в ОКБ — разработчиках двигателей и ракет.
Таким образом, был подготовлен квалифицированный коллектив ученых и инженеров НИИ‑1, который уже к началу 50‑х годов создал научно-технические основы для проектирования, испытания и доводки сверхзвуковых ПВРД.
М.В. Келдышу и другим ученым, работающим в институте, было ясно, что нельзя ограничиваться доказательством хорошей работы отдельных элементов двигателя.
В 1949‑1951 гг. в институте проводятся исследовательские работы, связанные с созданием первой в стране экспериментальной ракеты с СПВРД (ракета Р‑200), летные испытания которой должны были подтвердить эффективность применения СПВРД на сверхзвуковых летательных аппаратах. Этими работами непосредственно руководил М.В. Келдыш.
Была разработана прямоточная камера сгорания диаметром 150 мм. Различные ее варианты испытывались на стендах с присоединенным воздухопроводом. Вариант камеры для летающей модели прошел комплексные испытания при наличии сверхзвукового диффузора на входе и сопла на выходе на высотном стенде А‑6. Камера показала устойчивую работу, безотказный запуск, а коэффициент полноты сгорания на рабочем режиме достигал величины 0,9. Спроектированный в институте регулятор подачи топлива обеспечивал автоматическую работу камеры в заданных условиях по высоте и скорости полета. Испытанный на стенде А‑6 демонстрационный двигатель стал составной частью летающей модели Р‑200, спроектированной в НИИ‑1. Она представляла собой составную ракету с пороховым ускорителем и оперенным СПВРД.
Летные испытания ракеты Р‑200 проходили в 1950‑1951 гг. на Центральном испытательном полигоне министерства обороны в степи, в низовьях Волги. Во время летных испытаний ракета с пороховым ускорителем подвешивалась на направляющих под фюзеляжем самолета Ту‑2, сбрасывалась на высоте 8000 м и разгонялась ускорителем до чисел M = 2,1‑2,3. После отделения ускорителя происходил запуск прямоточного двигателя и дальнейший полет 2-й ступени с работающим СПВРД, с саморазгоном до чисел M = 2,6‑2,7. Продолжительность полета ступени с работающим прямоточным двигателем составляла около 20 с, дальность полета с работающим СПВРД — 11 км.
Результаты измерений параметров ракеты и двигателя передавались разработанной также в институте малогабаритной бортовой телеметрической аппаратурой на наземные приемные устройства.
Ракета Р-200 на полигоне
М.В. Келдыш придавал большое значение летным испытаниям ракеты Р‑200, приезжал на испытательный полигон, анализировал телеметрические данные, обсуждал программу и режимы следующих пусков.
Всего было проведено 22 летных испытания. Они подтвердили в реальных условиях полета работоспособность сверхзвукового ПВРД, возможность полета летательного аппарата на тяге СПВРД и получение тягово-экономических характеристик, близких к ожидаемым величинам [7].
Летные испытания ракеты Р‑200 открыли серию испытаний в 1952‑1953 гг. ракет с СПВРД конструкторского бюро М.М. Бондарюка, которые продемонстрировали способность СПВРД разгонять ракеты до больших сверхзвуковых скоростей с одновременным набором высоты. Следует подчеркнуть, что на всех указанных СПВРД стояли сверхзвуковые диффузоры разработки НИИ‑1.
Успешные испытания ракет с СПВРД ОКБ‑670 определили разработчика СПВРД для экспериментальной крылатой ракеты (ЭКР) и ракеты "Буря".
В конце 1951 г. в КБ С.П. Королева завершается НИР по комплексному исследованию и определению основных летно-тактических характеристик баллистических и крылатых ракет дальнего действия. Непосредственное участие в НИР принимал М.В. Келдыш [8, 9].
Результаты НИР показали возможность создания обоих типов ракет на межконтинентальную дальность.
Учитывая большой научно-технический задел в НИИ‑1 по СПВРД, наличие экспериментальных установок для его исследования на земле и сложность для КБ С.П. Королева одновременно вести два направления, было принято решение передать тематику по крылатым ракетам с СПВРД в МАП. Головная роль в реализации этого направления предназначалась НИИ‑1, что было закреплено вскоре вышедшим Постановлением Правительства.
Одним из результатов НИР по крылатым ракетам с СПВРД, выполненной в КБ С.П. Королева, был эскизный проект экспериментальной крылатой ракеты (ЭКР), которая должна была проверить основные принципы и технические решения по натурной межконтинентальной ракете. В основу компоновки маршевой ступени была положена схема с центральным расположением СПВРД.
Сверхзвуковой прямоточный двигатель маршевой ступени ЭКР — РД‑040 был спроектирован в ОКБ‑670 М.М. Бондарюка, имел диаметр камеры 400 мм и сверхзвуковой трехскачковый диффузор, выбранный и испытанный НИИ‑1.
В 1952 г. в лаборатории прямоточных двигателей НИИ‑1 был введен в эксплуатацию единственный в то время в стране стенд (СТ‑5), представляющий собой сверхзвуковую аэродинамическую трубу с высотной камерой, выполненной по схеме, предложенной И.Ф. Шебеко, носовым и кормовым эжекторами.
В 1952‑1953 гг. на этом стенде были проведены испытания СПВРД ЭКР натурного размера, со сверхзвуковым воздухозаборником, работающим турбонасосным агрегатом, бортовой системой подачи топлива, системой поддержания заданного полетного числа M. Условия испытаний по числам M, углам атаки, давлениям на входе и выходе двигателя, температуре поступающего в двигатель воздуха полностью соответствовали условиям полета. Тяга двигателя измерялась с помощью аэродинамических весов. В диапазоне чисел M = 2,9‑3,3 были подтверждены заданные техническими условиями величины тяги и удельного импульса. Эти испытания убедительно показали высокую надежность конструкции и всех систем двигателя, а также достоверность расчетов его тягово-экономических и регулировочных характеристик [10].
На основании этих испытаний научным руководителем НИИ‑1 М.В. Келдышем и главным конструктором ОКБ‑670 М.М. Бондарюком было подписано следующее заключение: "Сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель РД‑040 можно допустить к официальным контрольно-сдаточным испытаниям".
Результаты демонстрации работоспособности и надежной работы мощного сверхзвукового ПВРД были настолько убедительными, что очень скоро было принято решение отказаться от летных испытаний ЭКР.
Наступило время принять решение по натурной крылатой ракете и определить главных конструкторов двигателей разгонной и маршевой ступеней и ракеты в целом.
Главным конструктором ЖРД разгонной ступени было предложено стать А.М. Исаеву, главным конструктором СПВРД маршевой ступени — М.М. Бондарюку. Этих руководителей конструкторских бюро реактивных двигателей связывало с НИИ‑1 многолетнее творческое сотрудничество, а в недавнем прошлом они входили со своими коллективами в состав НИИ‑1.
М.В. Келдышу оставалось найти главного конструктора ракеты в целом.
После окончания контрольно-сдаточных испытаний двигатель РД‑040, установленный на стенде СТ‑5, использовался в качестве демонстратора. В присутствии приглашенных именитых посетителей — С.А. Лавочкина, А.Н. Туполева, В.М. Мясищева и других — производился запуск двигателя с измерением основных параметров, в том числе тяги. Эти демонстрационные запуски должны были убедить главных конструкторов ракет в реальности создания СПВРД на заданные параметры.
Главным конструктором натурной ракеты, получившей вскоре имя "Буря", стал известный авиаконструктор Семен Алексеевич Лавочкин, которого также связывало с институтом и с разработчиками двигателей давнее сотрудничество.
В мае 1954 г. выходит постановление Совета Министров СССР о создании ракеты "Буря" и ее утяжеленного варианта "Буран" [11] (работы по ракете "Буран" были прекращены в 1957 г. на стадии изготовления после начала летных испытаний "Бури").
Большое внимание в постановлении Правительства уделялось научному обеспечению разработки этих ракет, так как в отличие от баллистических ракет отсутствовал какой-либо практический опыт создания крылатых ракет с СПВРД с заявленными параметрами [9].
На НИИ‑1 была возложена координация всех научно-исследовательских работ, связанных с решением проблем по созданию ракет "Буря" и "Буран". Решением вопросов аэродинамики летательного аппарата занимался ЦАГИ. Научным руководителем работ института, КБ А.М. Исаева, КБ М.М. Бондарюка и КБ С.А. Лавочкина по созданию ракеты "Буря" был назначен академик М.В. Келдыш.
В постановлении Правительства были утверждены также руководители основных научных направлений разработки ракеты — сотрудники НИИ‑1: чл.-корр. АН СССР Г.И. Петров — аэродинамика двигательных установок; канд. техн. наук Б.В. Раушенбах — динамика полета и управление; канд. техн. наук В.М. Иевлев, В.Я. Лихушин — температурные режимы во время полета; докт. техн. наук Е.С Щетинков, канд. техн. наук В.С. Зуев — термодинамика прямоточных двигателей и процессы горения; канд. физ.-мат. наук Д.Е. Охоцимский, инженер К.П. Осминин — общая компоновка и баллистика; докт. техн. наук А.А. Ваничев — термодинамика ЖРД; инженер И.Ф. Шебеко — методика экспериментальных исследований ПВРД на стенде (по нескольким из этих направлений были также назначены работники ЦАГИ). За каждым из перечисленных руководителей стояли многочисленные коллективы ИТР, подготовленные к решению соответствующих задач.
Была образована, как сейчас принято говорить, команда ученых и инженеров, возглавляемая научным руководителем института академиком М.В. Келдышем. Это во многом предопределило успех.
Решение научных проблем
при создании двигателя и ракеты
К началу разработки "Буря" в НИИ‑1 под руководством М.В. Келдыша были обобщены исследования характеристик и особенностей работы СПВРД [12]. Был сделан важный вывод: "Впервые в Советском Союзе практически, в летных условиях и на стендах была доказана работоспособность прямоточных двигателей, и конструкторы летательных аппаратов приобрели твердую уверенность в возможности их эффективного использования". Материалы работы [12], вместе с конкретными расчетами применительно к ракете "Буря", проведенными совместно специалистами НИИ‑1 и ОКБ‑670, позволили выбрать основные геометрические размеры маршевого двигателя и режимы его работы. В частности, была установлена целесообразность разгона с помощью ЖРД крылатой ступени МКР с прямоточным двигателем непосредственно до маршевой скорости полета. Сам участок разгона был тщательно рассчитан и проанализирован в Отделении прикладной математики МИАН СССР под руководством М.В. Келдыша.
Так как разгон по баллистической траектории не позволял обеспечить требуемый поворот ракеты при достижении нужной комбинации скорости и высоты полета ступени с СПВРД, необходимо было рассчитать разные режимы выведения. В итоге было показано, что при совместном использовании дросселирования ЖРД на участке разгона и усилий, создаваемых средствами управления, задачу можно решить [13].
В связи с этим тяга связки ЖРД ускорителя разгонной ступени С2‑1150, разработанного в КБ А.М. Исаева, дросселировалась с 68,4 т до 48,6 т в процессе полета. Кроме того ЖРД имели газовые рули, а с ростом скорости полета управление осуществлялось воздушными рулями.
В 1955 г. для ракеты "Буря" в КБ М.М. Бондарюка был спроектирован и изготовлен сверхзвуковой прямоточный двигатель РД‑012 с диаметром камеры сгорания 1700 мм. СПВРД РД‑012 на высотах более 20 км имел тягу в несколько тонн и удельный импульс тяги в маршевом полете более 1500 с. Впоследствии двигатель был усовершенствован и получил индекс РД‑012У.
Получению высоких характеристик двигателя способствовали, в частности, высокие характеристики разработанного НИИ‑1 трехскачкового воздухозаборника (3‑3‑28) и малые потери импульса в выходном сопле двигателя, спрофилированном по новой методике профилирования оптимальных контуров сопел СПВРД, которая была разработана по заданию М.В. Келдыша Д.А. Мельниковым в НИИ‑1 в 1955 г. Новым соплом было заменено первоначальное коническое сопло.
СПВРД РД‑012У конструкции ОКБ М.М. Бондарюка
Решающим условием, обеспечившим успешную и быструю отработку СПВРД РД‑012У, явилось создание по инициативе и под руководством М.В. Келдыша экспериментальной базы для испытаний натурных СПВРД.
Для испытаний двигателя РД‑012У, проводившихся вначале в ЦАГИ, НИИ‑1 построил натурные стенды — Ц‑7Н, Ц‑9Н и Ц‑12Т.
Стенд Ц‑9Н был выполнен по схеме с присоединенным воздухопроводом, имел газовый подогрев рабочего воздуха. Барокамера стенда диаметром 3,2 м позволяла устанавливать внутри на раме с динамометрическим устройством двигатель РД‑012У с "очковым" соплом (без сверхзвуковой части). Испытания могли проводиться в широком диапазоне высот и скоростей, соответствующих траектории полета ракеты "Буря".
Стенд Ц‑7Н представлял собой аэродинамическую трубу непрерывного действия, с высотной камерой, обеспечивающей высотность 18‑30 км, со сверхзвуковым регулируемым соплом на числа M = 2,7‑3,3. Стенд Ц‑7Н был оборудован подогревателем теплообменного типа, позволявшим имитировать натурные условия по температуре потока, поступающего в двигатель. На установке были предусмотрены аэродинамические весы [14]. Стенды были введены в строй во время летных испытаний и успешно использовались для совместного анализа наземных и летных испытаний и корректировки принимаемых технических решений [15]. Это уникальные стенды используются до настоящего времени для решения газодинамических и тепловых задач аэрокосмической техники.
На стенде Ц‑7Н в реальных полетных условиях, в течение времени, равного времени полета, осуществлялись испытания СПВРД с уменьшенным входом в условиях сверхзвукового обдува подогретым, "чистым" воздухом. Результаты этих испытаний сравнивались с данными испытаний на стенде Ц‑9Н, имеющем газовый подогрев, и с результатами летных испытаний. Такие сравнительные испытания способствовали быстрому устранению всех конструктивных недостатков сверхзвукового ПВРД, обнаруженных в полете. Так, неожиданные прогары конструктивных элементов прямоточной камеры двигателя РД‑012У, обнаруженные в полете и ненаблюдавшиеся при испытании на стенде Ц‑9Н, были объяснены после испытаний двигателя на стенде Ц‑7Н при "чистом" подогреве воздуха. Конструкторами были внесены изменения, и камера СПВРД стала работать в полете более надежно.
Экспериментальные и расчетные исследования сверхзвукового пограничного слоя, проведенные в НИИ‑1, показали, что температура теплоизолированной поверхности, омываемой воздухом при M ≈ 3, достигала температуры порядка 600 К, что потребовало от конструкторов ракеты "Буря" замены традиционного для авиации алюминия на титан, а также принятия специальных мер защиты приборного отсека, баков с топливом и полезной нагрузки для поддержания требуемого теплового режима на протяжении всего времени полета.
Для комплексной проверки работы всех систем второй, маршевой ступени КРДД "Буря" с воспроизведением внешнего аэродинамического нагрева по методике, предложенной В.Я. Лихушиным в 1956 году, в НИИ‑1 был введен в строй тепловой газодинамический стенд Ц‑12Т. На этом стенде проводились испытания натурной ракеты "Буря" с работающим по летной программе двигателем РД‑12У в реальном масштабе времени (время полета ракеты более двух часов). При испытаниях на стенде Ц‑12Т проверялись ресурс двигателя, влияние нагрева топлива в баках на его работу, функционирование приборов и некоторые другие параметры [16].
Стенд Ц‑12Т и установка в него
снаряженной маршевой ступени (без крыла)
Испытаниям ракеты "Буря" на этом стенде М.В. Келдыш уделял большое внимание — он присутствовал при проведении испытаний, руководил обсуждением результатов.
При первых же испытаниях ракеты "Буря" на стенде Ц‑12Т были выявлены существенные недостатки конструкции внутренней обшивки центрального канала, подводящего воздух от воздухозаборника к камере сгорания двигателя. Отдельные участки обшивки отрывались от стенок топливных баков, уносились потоком в камеру сгорания и нарушали рабочий процесс в ней. Создание надежной конструкции обшивки канала (с проведением неоднократных контрольных испытаний на стенде Ц‑12Т) потребовало интенсивной совместной работы конструкторов КБ и сотрудников НИИ‑1 почти в течение года. Комплексная наземная отработка маршевой ступени ракеты "Буря" с работающим двигателем РД‑012У на стенде Ц‑12Т, включая функционирование всех приборов в условиях одновременного штатного нагрева всех элементов конструкции, позволила выявить до начала и во время летных испытаний маршевой ступени конструктивные дефекты, своевременное устранение которых явилось одним из важных условий обеспечения надежной работы сверхзвукового СПВРД. Участие ведущих работников института в совместном с сотрудниками КБ анализе результатов летных испытаниях ракеты на полигоне позволяло оперативно решать возникавшие проблемы.
Помимо проблемных задач М.В. Келдыш ставил перед инженерами НИИ‑1 технические вопросы, которые выпадали из поля внимания конструкторов или не могли ими решаться по тем или иным причинам. Например, теоретически исследовалось влияние малых отклонений параметров, характеризующих работу диффузора, камеры сгорания и сопла на коэффициент тяги и удельный импульс СПВРД [12]; влияние порывов ветра на высоте полета на противопомпажный запас диффузора [17]; влияние отклонений температуры атмосферы на высотах полета от стандартной на дальность; теоретически и экспериментально исследовалась газовая динамика центрального канала и предкамерного диффузора СПВРД [18] и др. Надо было заранее быть готовым к любым неожиданностям.
Эти примеры характеризует тщательность, с которой М.В. Келдыш подходил к решению технических вопросов сложной, масштабной задачи на неизведанном пока пути.
Столь же новой была система управления ракетой в полете и наведения ее на цель. Для разработки системы управления ракеты "Буря" М.В. Келдыш организует в 1955 г. в НИИ‑1 филиал, в котором создавалась астронавигационная система управления (разработчик И.М. Лисович) и автопилот маршевой ступени (разработчик Г.Н. Толстоусов). Основные принципы системы были разработаны ранее и прошли предварительную проверку на макетах. Прежде чем ее устанавливать на ракету "Буря", М.В. Келдыш организовал проверку системы астронавигации на самолете Ту‑16 при полетах на дальность 4000 км, на высоте 11 км. За 5‑6 часов полета система давала ошибку в пределах 3‑6 км, что гарантировало достаточно хорошую точность при ее применении на ракете "Буря" [19].
Летные испытания КРДД "Буря" начались 1 августа 1957 года. М.В. Келдыш присутствовал на большинстве пусков, начиная с первого. Вместе с сотрудниками института, которые его сопровождали, проводил анализ работы двигателей и ракеты. В случае замечаний по пускам ракеты, принимались меры по их устранению.
Ракета "Буря" на участке разгона
После серии наладочных пусков начались регулярные полеты маршевой ступени на возрастающую от пуска к пуску дальность.
В 1960 г. при двух последних пусках с системой астронавигации, которые состоялись 23 марта и 16 декабря 1960 г., по "большой трассе" (Владимировка-Камчатка), ракетой "Буря" была достигнута дальность 6500 км. Точность попадания в цель составила 8 км.
Результаты летных испытаний ракеты "Буря"приведены в работах [20, 21].
Краткие итоги работы
Научное руководство созданием ракеты "Буря" стало яркой страницей в деятельности академика М.В. Келдыша и института НИИ‑1, научным руководителем которого он являлся в то время. Близкая по характеристикам американская крылатая ракета с СПВРД "Навахо", рассчитанная на дальность 6500 км, при маршевом числе M ≈ 2.5, после десятка неудачных пусков так и не была доведена до летных образцов. Работу прекратили из-за неясности путей решения возникших проблем.
Судьба ракеты "Буря" несколько иная. Ракета "Буря" совершала плановые полеты по "большой трассе" на дальность 6500 км, управляемая системой астронавигации, обеспечившей высокую точность попадания в цель. Получение запланированной дальности полета 8000 км сомнений не вызывало.
Однако в 1960 г. руководство страны приняло решение о прекращении дальнейших работ по КРДД "Буря". Оно не являлось следствием ошибочности почти доведенной ракетной системы. Конкретная стратегическая задача была решена баллистической ракетой Р‑7 конструкции С.П. Королева. Технические аргументы в пользу продолжения работ над ракетой "Буря" во внимание не были приняты. Закрытие программы прошло на самом высоком государственном уровне.
Тем не менее, научные и технические результаты, полученные при разработке ракеты "Буря", построенная стендовая база нашли применение при создании последующих изделий с СПВРД, а также в ракетно-космической технике, в частности, при определении тепловых режимов и испытании теплозащиты спускаемых космических аппаратов.
Работа над СПВРД ракеты "Буря" расширила знания во многих прикладных разделах газовой динамики, теплообмена и теории горения. По завершению работы над ракетой "Буря" специалистами НИИ‑1 выпущено около десятка монографий по разным аспектам СПВРД ([22] и др.).
При рассмотрении перспективы увеличения скорости маршевого полета крылатой ракеты Е.С Щетинковым был изобретен в 1957 году ГПВРД, с которым связывают в настоящее время будущее пилотируемой космонавтики.
В период работы над ракетой "Буря" НИИ‑1 приобрел опыт работы с конструкторскими бюро над крупными объектами ракетной техники, который используется многие десятилетия и после ухода в 1961 г. М.В. Келдыша из института в связи с избранием его президентом АН СССР.
Успешный опыт реализации проекта "Буря" особенно ценен в наши дни, когда во всех космических державах мира рассматриваются проекты использования СПВРД, ГПВРД, РПД в качестве комбинированной двигательной установки перспективных многоразовых систем для полетов в космическое пространство. Эти грандиозные проекты будут осуществляться в 21 веке, скорее всего при международном сотрудничестве, и здесь опыт России, и в частности Исследовательского центра им. М.В. Келдыша, может сыграть немалую роль.
Литература
1. Келдыш М.В. О перспективах реактивного двигателестроения и направления развития РНИИ. 1947 г. // М.В. Келдыш. Избранные труды. Ракетная техника и космонавтика. М.: "Наука", 1988.
2. Келдыш М.В. О силовой установке стратосферного сверхзвукового самолета. 1947 г. // Там же.
3. Келдыш М.В. О состоянии работ по ПВРД и их применению. 1950 г. // Там же.
4. Келдыш М.В. О развитии работ по исследованию ПВРД в полете. 1951 г. // Там же.
5. Губер Е.Я., Забежинская Л.Т. Расчетные характеристики семейства прямоточных ВРД для летательных аппаратов дальнего действия: Отчет НИИ‑1, инв. № 2613*, 1950 г.
6. Осминин К.П., Филиппюк С.К. Исследования эффективности применения различных схем ПВРД на самолетах-снарядах дальнего действия: Отчет НИИ‑1, инв. № 4067, 1953 г.
7. Летные испытания работы прямоточного воздушно-реактивного двигателя конструкции НИИ‑1 при сверхзвуковых скоростях на ракете Р‑200. Совместный отчет НИИ‑1 и ЛИИ, 1951 г. Архив Центра Келдыша, инв. № 3525.
8. Королев С.П. Принципы и методы проектирования ракет большой дальности. 1949 г. // Творческое наследие Сергея Павловича Королева. М.: Наука, 1980.
9. Королев С.П. Тезисы доклада по результатам исследований перспектив развития крылатых ракет дальнего действия. 1952 г. // Там же.
10. Леванов И.Б., Шебеко И.Ф. Технический отчет по стендовым испытаниям двигателя РД‑040: Совместный отчет ОКБ‑670 и НИИ‑1, 1953 г.
11. Постановление Совета Министров СССР о разработке межконтинентальных крылатых ракет "Буря" и " Буран". № 957‑409, 20 мая 1954 г.
12. Келдыш М.В, Бондарюк М.М., Беспалов И.В., Щетинков Е.С. и др. Основы теории, принципы проектирования, стендовые и летные исследования сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя: Отчет НИИ‑1, 1956 г.
13. Келдыш М.В., Егоров В.А., Камынин С.С., Охоцимский Д.Е., Энеев Т.М. Теоретические исследования динамики полета составных крылатых ракет дальнего действия. 1953 г. // М.В. Келдыш. Избранные труды. Ракетная техника и космонавтика. М.: Наука, 1988.
14. Каминский Д.Б. Методика испытаний на стенде Ц‑7: Отчет НИИ‑1, инв. № 6618, 1957 г.
15. Обработка результатов летных испытаний РД‑012У по результатам испытаний на стенде Ц‑9Н: Отчет НИИ‑1, инв. № 7658, 1958 г.
16. Лихушин В.Я., Поскачеев Ю.Д. Стенд Ц‑12Т для комплексной отработки крылатых ракет дальнего действия в соответствии с траекторией полета // Альбом НИИ‑1, инв. № 8693, 1959 г.
17. Щетинков Е.С, Колюбакин Р.А. Влияние порывов ветра на устойчивую работу прямоточного двигателя изделия "350": Отчет НИИ‑1, инв. № 5688, 1956 г.
18. Федяев Ю.Г. Исследование газовой динамики предкамерных диффузоров СПВРД: Отчет НИИ‑1, инв. № 59, 1957 г.
19. Черток Б.Е. Ракеты и люди. М.: Машиностроение, 1995. С. 281‑291.
20. Шевалев И., Фомичев А. Межконтинентальная ракета С.А. Лавочкина // Самолеты мира, № 4, 1996 г.
21. Евстафьев М.Д. Долгий путь к "Буре ". М.: Вузовская книга, 1999.
22. Раушенбах Б.В., Белый С.А., Беспалов И.В., Бородачев В.Я., Волынский М.С., Прудников А.Г. Физические основы рабочего процесса в камерах сгорания воздушно-реактивных двигателей. М.: Машиностроение, 1964.
| 
