А.И.Полярный и его роль в ракетной технике

[Reader]

Шестая на Машинах, М6. Про Коломну посмотрите

[Salo]

Ну да, Непобедимый... :idea:

[Salo]

Следов деятельности в Коломне не обнаружил.

[Reader]

Следов деятельности в Коломне не обнаружил

Коломну я упомянул в связи с кафедрой. Кстати, в вышеописанном случае приглашал А.И.Полярного М.И.Киселёв - по линии СНТО

[Salo]

Т.е. посмотреть твердотопливную тематику?

[Salo]

http://rgantd.ru/vzal/korolev/razdel3.htm

[Salo]

http://zvezda-put.ru/strateg25.php

Группой научных сотрудников института при участии М. К. Тихонравова, А. И. Полярного, В. А. Штоколова, А. Б. Ионова, М. С. Кисенко, В. А. Букина и других в 1939 — 1940 годах была разработана баллистическая ракета увеличенной дальности 604.

http://www.testpilot.ru/espace/bibl/golovanov/doroga/19.html

Первая советская двухступенчатая ракета конструкции Меркулова. Ракета 604 с дальностью полета до 20 километров.

[Salo]

http://www.nkau.gov.ua/gateway/news.nsf/NewsALLR/5E473A33AF7A895BC2257093002BDC44

10 октября 1902 г. – Родился конструктор ЖРД А.И.Полярный.

[Salo]

http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/134/11.shtml

Успеху развития работ по ракетной технике в РНИИ способствовали также усилия Н.Г.Чернышева по привлечению к исследованиям крупных советских научных организаций и ведущих ученых: Н.Н.Семенова, П.Л.Капицу, Бардина И.П.

Но руководство РНИИ того периода отрицательно относилось к кислородной тематике, оценив ее как сомнительное направление в ракетной технике, мешающее развитию работ по пороховым PC и азотно-кислотным ЖРД. Работы Чернышева были прекращены. В знак протеста против действий руководства РНИИ Н.Г.Чернышев, как и ряд других сотрудников РНИИ — сторонников кислородных направлений, в 1936 году уволился из РНИИ и поступил на работу в КБ-7 НКБ.

КБ-7 являлась специализированной экспериментально-конструкторской организацией по кислородным ЖРД и ракетам. Она была создана в 1936 году по приказу М.Н.Тухачевского и была признана восполнить брешь в данном направлении исследований в результате прекращения работ по ним в РНИИ. Возглавлялось КБ-7 бывшими ГИРДовцами — Л.К.Корнеевым и А.И.Полярным.

Н.Г.Чернышев работал в КБ-7 в качестве начальника испытательной станции, обеспечивая стендовую отработку кислородных ЖРД и летные испытания ракет на полигонах. Несмотря на то, что поле творческой деятельности для Чернышева здесь было более узким, чем в РНИИ, перед ним открывались возможности для непосредственного участия в создании кислородных ракет, которым в будущем суждено летать в космос.

Что касалось работ в области химии ракетных топлив, то они в период работы в КБ-7 не прекращались, а были перенесены в стены научных библиотек и квартиры. В этот период им были написаны и опубликованы статьи о применении озона в ракетной технике.

Работа Н.Г.Чернышева в КБ-7 продолжалась до момента перевода его в систему РНИИ в 1940 году, когда в нем сменилось руководство, и он стал функционировать как НИИ-3 НКБ. Чернышев снова занялся научной деятельностью в химической лаборатории в качестве заместителя начальника лаборатории. На этом посту у него были более благоприятные возможности для самостоятельной работы.

Основным направлением в его работе являлось изыскание новых жидких ракетных топлив на основе тетронитрометана и подготовки материалов для написания книги по топливам для ЖРД. В поле его внимания были тогда и проблемы использования в ракетной технике жидкого водорода. Уже тогда он считал ошибочным отрицательное отношение к использованию водорода, проявлявшееся сотрудниками ГДЛ.

В период Великой Отечественной войны Чернышев ушел добровольцем на фронт. В 1942 году он был откомандирован в НИИ-3, когда НИИ-3 стал функционировать при СНК СССР и перед ним были поставлены новые задачи по ракетной технике, в частности, разработка и создание ЖРД с насосной подачей топлива многоразового действия, как основного двигателя ракетного самолета. Чернышев возглавил работу химической лаборатории, участвуя таким образом в развитии работ по ЖРД.

В результате успешных стендовых испытаний были созданы двигатели — однокамерный РД-2М и двухкамерный РД-2М3В — они явились первыми отечественными образцами ЖРД с ТНА и легли в основу развития отечественной конструкции ЖРД.

В военный период Чернышев активно занимался анализом трофейной (немецкой) ракетной техники, разработкой и проведением мероприятий по восполнению пробелов или отставаний, имевшихся в нашей ракетной технике в области жидкостного ракетного двигателестроения. Он был ярым противником преклонения перед немецкой ракетной техникой и принижения отечественного научно-технического потенциала. Он считал, что создание мощных образцов кислородных ЖРД типа ракеты "ФАУ-2" могло произойти в нашей стране раньше, чем в Германии, если бы этому направлению не создавали искусственных преград деятели из ГДЛ в предвоенный период.

Так в октябре 1949 года он в содружестве с М.К.Тихонравовым и Ю.А.Победоносцевым выступил в газете "Известия" с защитой приоритета советских ученых в области развития теоретических и практических работ по ракетной технике. В 1952 году Чернышев опубликовал в журнале "Вестник воздушного флота" статью под названием "Реактивный самолет Н.И.Кибальчича", в которой он, развивая мысль о гениальности и мужестве русских ученых в разработке теории реактивного летания, иллюстрирует это проектом Кибальчича, относя его к национальной гордости русского народа.

Заботы и усилия Чернышева по созданию кислородных ЖРД на основе имеющегося отечественного потенциала не пропали даром и послужили толчком для принятия решения о разработке в НИИ-1 варианта мощного отечественного образца кислородного ЖРД для дальнобойных ракет.

Проект двигателя "Д-2" с тягой 100 тонн был разработан в 1947-1948 гг. в НИИ-1 МАП под руководством М.В.Келдыша и А.И.Полярного. Он получил высокую оценку со стороны С.П.Королева и видных советских ученых.

[Salo]

http://www.mentallandscape.com/Isaev_FirstStepsOfKosmicEngines.pdf

27 марта 1943 года Бахчиванджи погиб, совершая полет на максимальной скорости. Машина, достигнув критической скорости, опустила нос, пошла вниз и врезалась в землю.
Следует рассказать более подробно, как проходила работа над двигательной установкой в тот период. Как уже говорилось, за сам двигатель отвечал РНИИ, в состав которого входила группа Л. С. Душкина. Ближайшими помощниками Душкина тогда были В. А. Штоколов, А. В. Палло, А.И.Полярный. Болховитиновцев не посвящали в работу с двигателем. Они занимались лишь системой
подачи топлива. Ведущим конструктором по двигательной установке стал с самого начала рабочего проектирования А.М. Исаев. (А. Я. Березняк был ведущим по машине в целом). К работе была подключена моторная группа, где трудились Н. И. Новиков, Н. И. Коровин, студент Д. Н. Майоров. Еще до отъезда на Урал, болховитиновцы стали думать о поршневом топливном насосе, приводимом сжатым воздухом. От такого насоса ожидали получить стабильное соотношение расходов компонентов. Насос был спроектирован, и его должен был изготовить московский завод Борец. Но этого не получилось. Спроектировали и испытывали гидравлический поршневой регулятор соотношения компонентов, как его тогда назвали альфа-стабилизатор. Но и он не попал тогда на машину. Основные усилия всю зиму 1941 1942 гг. и лето 1942 г. болховитиновские двигателисты направляли на решение проблемы баллонов.
Работы над ракетным перехватчиком конструкции РНИИ к этому времени вступили в завершающую стадию, и институт стал уделять им первостепенное внимание, в то время как работы по двигателю для самолетов БИ были приостановлены. Поэтому В. Ф. Болховитинов предложил А. М. Исаеву передать разработку топливной системы другому сотруднику и вплотную заняться самим двигателем. Трудными были первые дни. В ОКБ Болховитинова не было ни литературы, ни знающих двигательную технику людей. Удалось узнать, что работами в этой области занимается некто В. П. Глушко.
Немедленно В. Ф. Болховитинов с Исаевым отправились к нему. На авиационном заводе, в конструкторском бюро В.П. Глушко с готовностью показал свои стенды, участки производства, конструкции, разъяснил методику термодинамического расчета охлаждения, словом, все, что он знал сам, а новым двигателистам казалось, что знает он все. Под руководством этого человека была так хорошо организована работа, что прежнее кустарничество не могло идти с ней ни в какое сравнение. Окрыленным вернулся Исаев от Глушко. Почувствовав, что может разобраться в новом деле, он начал действовать смелее. Появились первые проекты отдельных узлов. Начала отрабатываться новая система зажигания при помощи форкамеры с авиационной 'свечой, воспламеняющей бензовоздушную смесь. Форкамера, укрепленная на березе, что росла на берегу заводского пруда, с шумом извергала огонь, являя собой первый объект огневых испытаний. Забота о будущих огневых стендах весьма занимала тогда Исаева.
На Первоуральском новотрубном заводе он вытаскивал драгоценные нержавеющие трубы, похороненные под горой лома. Сотрудник ВЙАМа И. Г. Лиференко внедрял в первые конструкции хромистый чугун. Т. К. Зилова из ВИАМа занималась диффузионным хромированием, преследующим цель придать простым сталям кислото- и жаростойкость. Конструкторы, овладев глушковскими расчетными методиками, развивали их дальше.

[Salo]

А вот откуда у Д-2 видимо растут ноги:
http://www.astronaut.ru/bookcase/books/evstafiev/text/08.htm

29 ноября 1946 г. начальником НИИ-1 НКАП назначается выдающийся ученый нашей страны академик Мстислав Всеволодович Келдыш [28, с.7]. Ему было дано задание разобраться с проектом самолета Зенгера и Бредт, а исходной задачей НИИ-1 стала задача внедрения ЖРД и ПВРД в авиации.
22 февраля 1947 г М.В.Келдыш направляет в НКАП письмо с просьбой обсудить тематические и организационные вопросы НИИ-1 НКАП. 1 апреля 1947 г. состоялось заседание Научного совета НКАП, где М.В.Келдыш выступил с докладом о перспективах реактивного двигателестроения и направления развития НИИ-1 НКАП. В докладе был, в частности, затронут проект самолета Зенгера и дан предварительный анализ развития ЖРД и ВРД на тот период [28, с. 16-19]. 3 апреля 1947 г. М.В.Келдыш направляет в НКАП докладную записку о необходимости развития исследовательских работ по самолетам с ЖРД, где говорится об анализе схем ЛА с ЖРД, о том что для самолетов обычных схем самостоятельное применение ЖРД является малоэффективным, в следствие крайне малой экономичности этих двигателей, а также о возможности создания ЖРД с чрезвычайно большими тягами. Если будет решен вопрос о ЖРД с чрезвычайно большими тягами — тогда будет поставлен по-новому вопрос о самолете с ЖРД. В связи с этим упоминается проект Зенгера и сведения о работе по этой теме американцев. В конце докладной записки делается вывод о невозможности построить в данный момент дальний ракетный самолет, так как научно-исследовательские проблемы по этому самолету не решены и следует считать такие работы своевременными [28, с.20]. 8 июля 1947 г. М.В.Келдыш направляет в НКАП докладную записку о развитии экспериментальной базы НИИ. Из записки видно, какое большое значение придавал М.В.Келдыш развитию экспериментальной базы с учетом перспектив [28, с. 21]. Докладные записки свидетельствуют, как М.В.Келдыш определяет пути создания проекта ракетного самолета, подобного проекту самолета Зенгера, а также заглядывает в перспективу применения ЖРД и ПВРД в авиации. В 1947 г. в НИИ-1 НКАП был выполнен научно-технический отчет под руководством М.В.Келдыша. В этом НТО исполнителем главы «О силовой установке стратосферного сверхскоростного самолета» был сам М.В.Келдыш. В своей главе М.В.Келдыш рассматривает проект самолета Зенгера и предлагает свой проект самолета дальнего действия с комбинированной двигательной установкой (СПВРД и ЖРД), исходя из существующих в то время взглядов.
В этой главе делается вывод, что параметры ЖРД, принятые в работе Зенгера и приводящие к интересным вариантам, вряд ли могут быть достигнуты в ближайшее время при существующих топливах (используя бензин и кислород, можно достигнуть низшей удельной тяги 300 с только в высотных условиях, достижение же удельной тяги 400 с, принятой в основных вариантах расчетов Зенгера, в ближайшее время невозможно). В главе указывается, что ЖРД Зенгера мало экономичны, поэтому получаются весьма малые конечные веса конструкции, а вес топлива составляет до 90% от веса самолета. Использование более экономичного ПВРД (применение в ПВРД диффузора с косыми скачками уплотнения дает возможность добиться большой тяги при малом весе) после отрыва от стартового устройства в начале разгона с последующим включением ЖРД позволяет достичь нужных результатов (при конечном весе самолета в 22% достичь скорости порядка 5 км/с и дальности 12000 км). Общая схема ракетного самолета М.В.Келдыша приведена на рис. 7. Ракетный самолет М.В.Келдыша должен был иметь крыло и фюзеляж формы, рациональной для сверхзвукового ЛА: фюзеляж — полуоживальная формы, крыло — предположительно треугольного профиля.


Общая схема реактивного самолета, предложенного М.В.Келдышем.
 
В главе М.В.Келдыша рассматривается устройство и работа КДУ предложенного им самолета. Общая схема и состав КДУ ракетного самолета М.В.Келдыша показаны на рис. 8.
 

Рис.8. Общая схема комбинированной двигательной установки
ракетного самолета, предложенного М.В.Келдышем:
1 - кислородный бак; 2 - бак керосина; 3 - бак с перекисью водорода;
4 - пускорегулирующий бак; 5 - насос;
6 - парогазогенератор пускорегулирующего блока;
7 - парогазогенератор; 8 - турбонасос ЖРД; 9 - ЖРД;
10 - баллон со сжатым воздухом; 11 - турбонасос СПВРД; 12 - СПВРД; 13 - кран.
 
КДУ ракетного самолета М.В.Келдыша работала следующим образом: после разгона стартовой ракетой в работу включаются два СПВРД, а затем, после окончания их работы и сбрасывания с самолета на высоте 20 км, включается ЖРД. Питание топливом СПВРД и ЖРД осуществляется с помощью турбонасосов 8 и 11. Питание двигателей керосином идет из одного и того же бака 2. Питание ЖРД - кислородом из бака 1. По выключении СПВРД турбонасос 11 отключается, и вместо него вступает в работу турбонасос 8. Турбины турбонасосов 8 и 11 работают на парогазе, вырабатываемом в парогазогенераторе 7 за счет разложения концентрированной перекиси водорода. Пуск двигателей осуществляется путем создания давления в пускорегулирующем баке 4 сжатым воздухом из баллона 10. Из бака 4 перекись подается в парогазогенератор пускорегулирующего блока 6, приводящего в действие насос 5, подающий перекись водорода из бака 3 в пускорегулирующий бак 4. При закрытом кране 13 излишек перекиси из бака 4 сливается обратно в бак 3, а при открытом кране подается в основной парогазогенератор 7, приводящий в действие основные топливные насосы двигателей 8 и 11.
 

Рис.9. Общая схема СПРВД.
 

Рис.10. Общая схема ЖРД для реактивного самолета, предложенного
М.В.Келдышем (все обозначения соответствуют рис.8 )
 
В главе приведены данные расчета и рассмотрены устройство и основные данные ПВРД, схема и основные данные ЖРД самолета, стартовая ракетная установка, а также траектория полета такого ракетного самолета (см. рис. 9, 10, 6). Сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель самолета М.В.Келдыша состоит из сверхзвукового диффузора, камеры сгорания и регулируемого сопла. Путем спецпрофилирования диффузора в нем создается система косых скачков уплотнения (при диффузоре обычных форм камере СПВРД 100 м/с, а расчетные температуры не превышают 850°С, что позволяет сделать двигатель из стали (кратковременное действие двигателя порядка 3 мин). ЖРД ракетного самолета М.В.Келдыша - РКДС-100, в силовой установке он работает как один из самостоятельных двигателей. Вступает в работу после остановки и сброса СПВРД на высоте 20 км, обеспечивая самолету дальнейший набор скорости и высоты полета. Насосная система подачи топлива, с самостоятельным турбинным приводом для насосов, питаемых от парогазогенератора, работающего на принципе разложения маловодной перекиси водорода. Основные характеристики ЖРД самолёта Келдыша показаны в табл. 6.
 

Основные характеристики ЖРД самолёта М.В.Келдыша.

 

Тяга ЖРД на высоте, т	100
Удельный импульс тяги на высоте, с	285
Тяга на земле, т	90
Удельный импульс тяги на земле, с	252
Массовый расход топлива, кг/с	357
Массовый расход керосина, кг/с	145
Массовый расход кислорода, кг/с	212
Давление в камере,атм	40
Давление подачи топлива, атм	60
Вес ЖРД, кг	2500
Объем камеры сгорания, м3	1
Диаметр критического сечения, мм	438
Диаметр выходного сечения, мм	1124
Вес сухой камеры, кг	1600

В заключение главы на основе проведенных расчетов сделан вывод о возможности создания КДУ (СПВРД и ЖРД), которая обеспечит дальность полета ракетного самолета порядка 12000 км и при этом Gкп+Gпн=0,22Gо, а Gт+Gспврд=0,78Go и приблизительно в два раза больше дальности полета самолета с ЖРД при I = 300 с, в предлагаемом проекте Зенгера [28, с. 23-34]. По главе М.В.Келдыша можно сделать вывод, что автор впервые предлагает применить комбинацию СПВРД с ЖРД на ракетном самолете большой дальности у нас в стране, а также доказывает возможность создания такого самолета в ближайшее время, если будут решены все проблемы с КДУ. С 1946 г. исходной задачей НИИ-1 НКАП было внедрение ЖРД и ПВРД в авиацию, но к 1948 году выяснилось, что эти типы реактивных двигателей в применении к самолетам не могут конкурировать с газотурбинным воздушно-реактивными двигателями (ТРД). Головным по ТРД являлся в то время Центральный институт авиационного моторостроения (ЦИАМ ) им. П.И.Баранова, и тогда НИИ-1 НКАП в 1948 г. был присоединен к ЦИАМу на правах филиала, а М.В.Келдыш стал научным руководителем одного из комплексов ЦИАМа.[/quote:9531be7503] [quote:9531be7503]В 1948 г. М.В.Келдыша приглашают для консультаций, а затем начинаются совместные работы с НИИ-88. Здесь он знакомится с С.П.Королевым, с его планами на будущее.
14 апреля 1947 г. в СМ СССР состоялось заседание по обсуждению вопросов связанных с планами работы по ракетостроению на ближайшее будущее [29]. В частности, обсуждался вопрос о создании ракеты Р-3 с дальностью полета 3000 км, в эскизном проекте которой рассматривались различные конструктивные схемы: одноступенчатые, составные и крылатые. Тогда предпочтение было отдано одноступенчатой схеме, но работа по Р-3 проводилась (Постановление СМ СССР от 7 мая 1947 г. о плане опытных работ по созданию образцов ракетного вооружения на 1947 г. [30], далее Постановление СМ СССР от 14 апреля 1948 г.[31]) как научно-исследовательская работа, как комплексное исследование дальнейшего развития ракет дальнего действия (РДД), что обязывало отслеживать различные конструктивные схемы РДД, в том числе и крылатую схему.14 апреля 1947 г. в СМ СССР состоялось заседание по обсуждению вопросов связанных с планами работы по ракетостроению на ближайшее будущее [29]. В частности, обсуждался вопрос о создании ракеты Р-3 с дальностью полета 3000 км, в эскизном проекте которой рассматривались различные конструктивные схемы: одноступенчатые, составные и крылатые. Тогда предпочтение было отдано одноступенчатой схеме, но работа по Р-3 проводилась (Постановление СМ СССР от 7 мая 1947 г. о плане опытных работ по созданию образцов ракетного вооружения на 1947 г. [30], далее Постановление СМ СССР от 14 апреля 1948 г.[31]) как научно-исследовательская работа, как комплексное исследование дальнейшего развития ракет дальнего действия (РДД), что обязывало отслеживать различные конструктивные схемы РДД, в том числе и крылатую схему.
Международная обстановка в те годы продолжала обостряться. США в своей политике «холодной войны» опирались на стратегическую авиацию, оснащенную атомными бомбами, которая базировалась на военных базах, расположенных вблизи границ СССР. Для того чтобы противостоять этому, требовалась мощная ПВО, поэтому большое внимание уделялось созданию зенитных средств, в том числе и ракетных. А чтобы надежно подавить стратегические средства противника, нужны были РДД. В СССР не жалели средств на создание РДД. 7 декабря 1949 г. на Пленарном заседании НТС НИИ-88 состоялась защита эскизного проекта по теме Р-3.

[Salo]

http://arch.boom-zoom.ru/data/book/firewings/firewings.pdf

ЖРД ракетного самолета НИИ-1 — РКДС-100 разработки Л.С. Душкина, в силовой установке он как один из самостоятельных двигателей. Он вступает в работу после остановки и сброса СПВРД на высоте 20 000 м, обеспечивая самолету дальнейший набор скорости и высоты полета. Насосная система подачи топлива с самостоятельным турбинным приводом для насосов, питаемых от парогазогенератора, работающего на
принципе разложения маловодной перекиси водорода. Основные расчетные характеристики РКДС-1 представлены в табл. 15 прил. 1.

 

Основные характеристики ЖРД самолёта М.В.Келдыша. 

 

Тяга ЖРД на высоте, т	100
Удельный импульс тяги на высоте, с	285
Тяга на земле, т	90
Удельный импульс тяги на земле, с	252
Массовый расход топлива, кг/с	357
Массовый расход керосина, кг/с	145
Массовый расход кислорода, кг/с	212
Давление в камере,атм	40
Давление подачи топлива, атм	60
Вес ЖРД, кг	2500
Объем камеры сгорания, м3	1
Диаметр критического сечения, мм	438
Диаметр выходного сечения, мм	1124
Вес сухой камеры, кг	1600

 

[Дмитрий В.]

В "М.В.Келдыш. Избранные труды. Ракетная техника и космонавтика" двигатель назван РДКС-100  Там же приведены и параметры ЖРД. "Тяга на высоте" соответствует высоте 20 км.

[Salo]

А о Д-2 там ничего нет?

[Дмитрий В.]

А о Д-2 там ничего нет?

Нет, к сожалению.

[Славянский танцор]

Вроде Ю.В.Бирюков в свое время рассказывал, что один двигатель для бомбардировщика Келдыша отличался от другого замкнутой схемой. Душкин проектировал РДКС-100 по обычной схеме увеличенного в размерах ЖРД от "Фау-2", а Полярный - по некоторой вариации исходного зенгеровского двигателя...
Впрочем, могу ошибаться - ведь и для последующей ракеты Р-3 тоже предлагались два варианта двигателя - открытой и замкнутой схемы.

[Salo]

Т.е. Полярный разрабатывал двигатель замкнутой схемы, поскольку открытую схему для Р-3 делал Глушко?

[Salo]

У Зенгера был вариант с промежуточным охладителем (вода). У Полярного скорее всего тоже.
Уж не этот ли вариант впоследствии рассматривал Королёв в 1957 году?
http://epizodsspace.narod.ru/bibl/vetrov/korolev-delo/03-03.html#35

Ракета Р-10-1 — с применением новой схемы двигательной установки, в которой рабочее тело, охлаждающее камеру сгорания, доводится до температуры, близкой к температуре кипения при данном давлении, испаряется, приводит во вращение турбину, конденсируется и вновь поступает в охлаждающий тракт камеры сгорания. Это так называемый замкнутый контур охлаждения камеры и привода ТНА. В нем отсутствует расход компонента на привод ТНА, что дает повышение удельной тяги на 15 ед.

У Глушко такого двигателя не было. Полярный и Д-2?

[Славянский танцор]

Кажется, Юрий Васильевич [Бирюков] говорил именно о двигателе Полярного...
У Глушко был вариант 100-тонника с промежуточным водяным охлаждением, по теме РД-110, но его, по-моему, очень быстро "задвинули" (слишком сложно, и для запуска ТНА все одно требовалась стартовая раскрутка с помощью перекиси или пороха - ведь вода в рубашке камеры при старте еще холодная, и гонять турбину не может)

[Salo]

http://epizodsspace.no-ip.org/bibl/glushko/izbran-rab-glushko/1/02.html

03.01.1958г.
ГЛАВНОМУ КОНСТРУКТОРУ ОКБ-1 тов. КОРОЛЕВУ С.П.

В результате проработки в ОКБ-456 вопроса о возможных путях дальнейшего усовершенствования ЖРД, выявилась принципиальная возможность создания двигателей с весьма высокими параметрами. Реализация ряда конструктивных мероприятий и использование более эффективного горючего /диметилгидразина/ позволяет существенно повысить удельную тягу в пустоте, именно, на 16-33 единицы /в том числе на 8 единиц за счет диметилгидразина/.

К основным конструктивным мероприятиям относятся: а/ увеличение давления в камере сгорания до 75 ата; б/ улучшение процесса сгорания без ухудшения устойчивости процесса; в/ увеличение высотности сопла; г/ лучшее использование выхлопа из турбины; д/ повышение температуры рабочего тела турбины; е/ создание газогенератора на диметилгидразине.

В итоге предлагаемый двигатель будет иметь удельную тягу лишь на примерно 5 единиц меньшую, чем в случае использования замкнутого контура охлаждения и привода ТНА, однако выгодно отличается от него меньшим весом и меньшей сложностью. В ОКБ-456 продолжается работа по изысканию путей рационального конструирования двигателей с замкнутым контуром и дожиганием.

На основании изложенного предлагается заложить разработку нового изделия, следующего за 8К71, того же стартового веса, тоже двухступенчатого с продольным или поперечным, либо смешанным делением ступеней по усмотрению ОКБ-1, с использованием новых двигателей, обладающих следующими основными характеристиками:

Характеристики двигателей	Двигатели
	I ступени	II ступени
Номинальная удельная тяга в пустоте с учетом расхода всех компонентов	325	333
Тяга	близкая к тяге двигателей 8Д74 и 8Д75
Окислитель	кислород
Горючее	диметилгидразин
Газогенератор	на основных компонентах
Давление газов на срезе сопла/ра/ /ата/	0,45	~0,25 /уточняется/
Удельный вес двигателя	не более, чем 8Д74 и 8Д75

Ориентировочная оценка показывает, что использование предлагаемых новых двигателей на изделии типа 8К71 повысит дальность полета примерно на 2500 км /~2000 км в связи с повышенной удельной тягой и ~500 км вследствие перехода на газогенератор, использующий основные компоненты топлива/.

Использование на таком новом изделии третьей ступени с принятым нами к разработке двигателем /«ОД» и «ЛР»/ с удельной тягой 343 единицы позволит создать весьма эффективное изделие для дальних перелетов, включая лунные.

Представляется целесообразным составить проект постановления правительства по разработке такого нового изделия и сосредоточить на этом основные силы ведущих ОКБ. Предполагаемый срок отработки двигателей для 1-й и 2-й ступеней — IV квартал 1959 г. /поставка стендовых испытаний в НИИ-229/.

Прошу Вашего решения по поставленному вопросу.

Главный конструктор ОКБ-456 ГЛУШКО
Арх.№ 1095 (166-168 )