Роль Глушко в Космонавтике.

[Salo]

стр.489:

Используя полученный задел на базе опытаработ по экспериментальной камере ЭД-1400 и разработок по двигателям для различных ракет в ОКБ-456 велись широкомасштабные разработки ЖРД для боевых ракет: кислородного РД-105* для Р-11 и азотно-кислотного РД-214 для Р-12.

* Параллельно с двигателем РД-105, разрабатывавшимся ОКБ-456, ОКБ-2 А.М.Исаева создавало ЖРД С2.253, который и был установлен на ракете Р-11, принятой на вооружение 13 июля  1954 г. РД-105 остался без ракеты, и дальнейшие его разработки были прекращены.  

Афигеть! :shock:
Как кислородно-керосиновый двигатель тягой 55 тс у Земли мог использоваться на ракете на высококипящих компонентах со стартовой массой в 4,4 т? :roll:
А РД-106 тогда видимо для "второй ступени" Р-11?
Неужели авторы не знакомы с тем фактом, что РД-105 и РД-106 разрабатывались для первого варианта Р-7 с ГЧ массой 3т? :shock:

[Salo]

стр.479:

* Об удивительной надёжности и долговечности ЖРД РД-103 говорят факты: созданные на базе ракеты Р-5 геофизические ракеты Р-5А, Р-5Б, Р-5В и Р-5 в модификации "Вертикаль" запускались с перерывами до 1977 г.

Афигеть! :shock:
"Вертикаль-2", последняя ракета на базе Р-5В, запущена в 1972 году.

[Salo]

стр.532:

C 1963 года  разрабатывалась новая серия академических ракет Р-5Б, предназначенных главным образом  для проведения исследований по программе высотной астрофизической обсерватории (ВАО).В связи с этим ракета получила индекс Р-5 ВАО. Чтобы обеспечить нормальное функционирование аппаратуры ВАОи выполнение научных задач по изучению Солнца и галактических объектов, необходимы были пуск ракеты по траектории близкой к вертикальной, и стабилизация ракеты на  пассивном участке.

Для сравнения у Ветрова: http://epizodsspace.narod.ru/bibl/vetrov/korolev-delo/05-02.html

23 февраля 1960 г. было принято решение об изготовлении пяти экземпляров ракеты Р-5Б, которая существенно отличалась от ракеты Р-5А набором научных экспериментов, связанных с перспективными разработками ОКБ-1. Новая ракета имела неотделяемую головную часть с набором исследовательских установок, имевших индивидуальные системы спасения.

Предусматривались два варианта комплектования головной части аппаратурой — Р-5Б (две ракеты) и Р-5БА (три ракеты).

На всех ракетах этого типа предусматривались также исследования параметров верхней атмосферы, циркуляционных процессов в стратосфере, параметров ионосферы, природы явлений, вызываемых корпускулярным излучением твердого компонента межпланетного вещества, магнитного поля Земли.

Стр. 532:

Ракета Р-5В запускалась в 1964-1975 годах. При запусках исследовались аэродинамика и теплообмен на модели, соответствующей по геометрической форме спускаемому аппарату пилотируемого корабля типа 7К (будущий "Союз"), а также велись исследования по программе "Вертикаль". Всего было выполнено 10 пусков, из которых два были аварийными.

О 77 годе речь уже не идёт?
У Ветрова http://epizodsspace.narod.ru/bibl/vetrov/korolev-delo/05-02.html

27 июля 1963 г. С.П. Королев согласовал ТЗ на разработку новой серии геофизических ракет — Р-5В, предназначенных главным образом для проведения научных исследований по программе Высотной астрофизической обсерватории (ВАО). Поэтому ракеты новой серии имели еще один индекс — Р-5 ВАО.

Чтобы обеспечить нормальное функционирование аппаратуры ВАО и выполнение научных задач по изучению Солнца и галактических объектов, нужно было осуществлять пуск ракеты по траектории, близкой к вертикальной, и обеспечивать стабилизацию ракеты на пассивном участке. Требовалось сбросить носовой конус и освободить верхнюю полусферу с аппаратурой ВАО, которая оставалась открытой в течение дальнейшего полета. Установка ВАО не имела иллюминаторов и герметичных отсеков. Ее работа протекала в условиях той среды, в которой она находилась в данный момент.

После завершения работы установка ВАО опускалась в специальный контейнер. Для отделения контейнера с последующим спасением нужно было разворачивать ракету в горизонтальное положение на высоте 100 км нисходящей ветви траектории.

Предусматривалось спасение установки ВАО целиком, без ее деления на части, что диктовалось необходимостью спасать 25 кассет с отснятыми фотопленками и дорогостоящие приборы с дифракционными решетками, кварцевой оптикой и сложными механизмами.

ОКБ-1 предусматривало продолжение экспериментов для перспективных разработок и на ракете Р-5В. На этот раз намечалось исследовать аэродинамику и теплообмен на модели, соответствующий геометрической форме спускаемого аппарата нового пилотируемого спутника 7К, который должен был сменить корабли "Восток" и "Восход".

Кроме того, на ракете Р-5 В проводились эксперименты ряда институтов АН СССР и отраслевых институтов.

Первый пуск ракеты Р-5 ВАО удалось осуществить только 13 октября 1965 г. Астрофизиков постигла неудача. Пневматическое устройство, открывающее полуоболочки контейнера, не сработало, и провести измерения не удалось.

По другим позициям научной программы во время пуска 13 октября 1965 г. были получены важные научные результаты. Впервые удалось получить данные по аэродинамике и теплообмену в натурных условиях полета при входе в плотные слои атмосферы с большой сверхзвуковой скоростью (М = 10).

Во время этого пуска были также получены новые научные результаты с помощью аппаратуры АН СССР: высотные профили концентрации и температуры электронов, высотное изменение интегрального коэффициента поглощения ультрафиолетового излучения Солнца в ионосфере, спектральное распределение инфракрасного излучения Земли, электрофизические параметры ионосферы и др.

И ещё:
http://www.gazetakoroleva.ru/?arhivyear=2008&month=8&number=2008019&st=290

Стр. 532:

На базе ракеты Р-11 была создана ракета Р-11А (17 успешных пусков). При этом максимальная высота составляла 512 км.

:shock:
http://www.energia.ru/energia/launchers/rocket-r11a.html

Первый пуск ракеты Р-11А на Новой Земле был проведен в октябре 1958 года, ракета достигла высоты 103 км.

[hlynin]

Мне эту книгу подарили, но я не читал еще. Если я правильно понял, то мнение  у знающего дело энергомашевца такое: Качур написал не слишком верно, а В.Глушко не слишком причастен к книге.

[Fakir]

Приобрёл книгу П.И.Качура и А.В.Глушко "Валентин Глушко".
Капитальный труд в 760 страниц с большим количеством иллюстраций.

А что там есть про период начала 30-х, ГДЛ с переходом в РНИИ?

Интересует глушковский ТНА.

[Salo]

ТНА, по книге, создавался уже в Казани в сороковые годы.
А про переход в РНИИ сказано много. Особенно о роли сотрудников ГИРД в последующих репрессиях.

[Salo]

стр.557-564: "Творческий метод" применён ещё раз. Тут почти полностью скопированы статьи И.Афанасьева в НК:
35 лет РН «Протон»
РН «Протон»: летные испытания

[Fakir]

ТНА, по книге, создавался уже в Казани в сороковые годы.

Хм... в другой литературе - кажется, в Овсянникове, а возможно, и в книге самого Глушко 70-х - открытым текстом говорилось и про создание ТНА еще в ГДЛ в 33-м. Там про это совсем ничего нет?
А что там в 40-х было, насколько подробно описание?

[ratte07]

Если был задел по ТНА, почему для Би-1 его так и не дождались?

[Fakir]

Для БИ предполагался изначально вовсе не полноценный ТНА в современном понимании, а своеобразный "эрзац" (поршневой).

Глушковский ТНА может был недостаточно надёжен, может, по параметрам не подходил, может, остался в Питере, в конце концов...

Кроме того, еще до БИ в планах РНИИ стояло ЕМНИП как бы не 2-3 версии насосных агрегатов от разных конструкторов.

[Старый]

Глушко в РНИИ делал некий газогенератор для торпеды. Зачем торпеде газогенератор? Не иначе вращать турбину. Может речь об этом?

[Salo]

Совершенно верно. Причём при создании газогенератора для торпеды Глушко почему-то решил охлаждать огневую стенку только завесой. Газогенератор естественно прогорал. И сей факт Костиков использовал для подтверждения вредительских действий Глушко.

[Salo]

Глушко в РНИИ делал некий газогенератор для торпеды. Зачем торпеде газогенератор? Не иначе вращать турбину. Может речь об этом?

Не факт, что там была турбина. Вечером посмотрю.

[Salo]

Интереснор, что занимаясь 15 лет ЖРД, Глушко так и не превзошёл порог в 300 кгс тяги на камеру. Да его ЖРД были самыми надёжными, но факт есть факт. На том же БИ-1 и у Душкина и у Исаева тяга на камеру составляла 1,2-1,5 тс.

[Salo]

Первый советский газогенератор ГГ-1 конструкции В. П. Глушко. Прошел официальные стендовые испытания в 1937 г.

В 1935-36 годах Глушко был разработан газогенератор ГГ-1 для торпеды, который вырабатывал 40-70л/с нейтрального газа с давлением 20-25 атм и температурой 450-480 градусов Цельсия. Газ должен был использоваться для привода поршневого или турбинного двигателя торпеды. Работал на керосине и азотной кислоте с добавлением воды.
В 1937 году был разработан более мощный газогенератор ГГ-2 производительностью 100 л/с газа при давлении 30 атм. и температуре 450-600 градусов Цельсия.

[Salo]

На РД-1, РД-1Х3, и РД-2 стояли насосные агрегаты с приводом через вал отбора мощности на основном поршневом двигателе самолёта.
РД-3 разрабатываемый в 1944-1945 гг. как автономный двигатель для самолетов был видимо оснащён ТНА.

[Salo]

http://www.rustrana.ru/article.php?nid=7124

Из книги В.П. Глушко "Ракетные двигатели ГДЛ-ОКБ" М. 1975:

Еще в 1932 г. по заданию ВВС нами была начата разработка экспериментальной установки ЖРД на самолете. Предусматривалась установка двух ОРМ-52 с турбонасосными агрегатами питания на подкрылках истребителя И-4 конструкции А.Н.Туполева в качестве вспомогательных к винтомоторной группе. И-4 — одномоторный, одноместный цельнометаллический полутораплан с гофрированной обшивкой; размах крыла 11,4 м, длина самолета 7,28 м, полетный вес 1343 кг, скорость полета 250 км/ч на высоте 3000 м, потолок 8200 м.
     
     В 1936 — 38 гг. двигатель ОРМ-65 проходил испытания на ракетоплане РП-318-1 и крылатой ракете 212 конструкции С.П.Королева. Ракетоплан — деревянный моноплан, размах крыльев 17 м, длина 7,44 м, начальный полетный вес 700 кг; старт с земли — буксировкой. Цельнометаллическая крылатая ракета имела размах 3,06 м, длину 3,16 м, полетный вес 210 кг; моноплан с пороховой ракетной стартовой катапультой.
     
     С 1939 г. я продолжил работу со своим подразделением, выделившимся из РНИИ и ставшим самостоятельной группой, при московском авиационном моторостроительном заводе. Нами разрабатывался проект вспомогательной установки ЖРД на двухмоторном самолете С-100 для форсирования маневров самолета. Привод насосного агрегата предусматривался от основного авиадвигателя. Кроме того, был разработан проект газогенератора ГГ-3 повышенной мощности с подачей топлива автономным турбонасосным агрегатом для быстроходной морской торпеды.
     
     В 1940 г. мы перебазировались на казанский авиационный моторостроительный завод, где разрабатывали одно-, двух-, трех- и четырехкамерные самолетные ракетные установки с насосной подачей топлива, тягой от 300 до 1200 кг у земли.
     
     Выполненный в 1940 — 41 гг. проект установки ЖРД на самолете был принят ВВС, и наша группа с 1941 г. выросла в Опытно-конструкторское бюро (ОКБ) по ЖРД.
     
     Так, с 1929 г. нами был пройден 12-летний путь становления, от подразделения ГДЛ, через подразделение РНИИ к самостоятельной группе, с 1941 г. реорганизованной в ОКБ. Мы тогда не подозревали, что наступит день, когда, отмечая свой путь от ГДЛ до ОКБ, наша организация, именуемая ГДЛ—ОКБ, будет праздновать почти полувековой юбилей.
     
     Основное ядро ОКБ было укомплектовано высококвалифицированными учеными, конструкторами, экспериментаторами, технологами, металлургами, химиками, производственниками. Так, в ОКБ работали профессора Г.С.Жирицкий, К.И.Страхович, А.И.Гаврилов, В.В.Пазухин, инженеры В.А.Витка, Д.Д.Севрук, Г.Н.Лист, Н.Л.Уманский, Н.С.Шнякин, А.А.Мееров, А.С.Назаров, Н.А.Желтухин и многие другие талантливые специалисты. Опыт и знания, принесенные ими из разных областей науки и техники, в которых они ранее работали, позволили ОКБ решать сложные проблемы ракетного двигателестроения. Тогда же в ОКБ пришли талантливый технолог Н.Н.Артамонов и недавно получившие дипломы инженеров И.И.Иванов, В.Л.Шабранский, А.И.Эдельман, Н.П.Алехин, П.П.Бровкин и многие другие, выросшие в крупных специалистов ракетной техники.
     
     По моему ходатайству С.П.Королев был направлен на работу в наше ОКБ. Он горячо взялся за руководство разработкой установки наших двигателей на боевых самолетах и проявил в этой работе блеск своего таланта. С 1942 по 1946 г. С.П.Королев был заместителем главного конструктора ОКБ по летным испытаниям.
     
     Еще в РНИИ нас связала преданность любимому делу и взаимная заинтересованность в сотрудничестве, так как под его руководством разрабатывались летательные аппараты, а под моим — двигатели для них.      
     
     Помимо С.П.Королева, в те же годы моими заместителями работали Г.С.Жирицкий и Д.Д.Севрук, начальником опытного производства ОКБ — Н.Н.Артамонов, таланту и опыту которых ОКБ многим обязано.
     
     В те годы о кооперации в разработке ЖРД не было и речи. Конструкция двигателей разрабатывалась в ОКБ и изготавливалась на заводе комплектно со всеми входящими вспомогательными агрегатами пуска, зажигания, питания, управления, включая электро-, гидро-, пневматические клапаны и реле всех типов (давления, электромагнитных, биметаллических), кабели с электроразъемами, свечи искровые и накаливания, электроподогреватели, терморегуляторы, сигнальные табло и даже переключатели и кнопки. Лишь шарикоподшипники поступали к нам как готовое изделие, а с 1946 г. были применены реле давления, разработанные специализированной организацией.
     
     В итоге работы в сороковых годах ОКБ разработало для форсирования маневров самолетов семейство вспомогательных авиационных ЖРД РД-1, РД-1ХЗ*, РД-2, РД-3 с насосной подачей азотной кислоты и керосина, неограниченным числом (в пределах ресурса) повторных полностью автоматизированных пусков, с регулируемой тягой и максимальной тягой у земли от 300 до 900 кг.
     
     * - Буквы ХЗ означают химическое зажигание.
     
     Стендовый образец РД-1 прошел в 1942 г. испытания длительностью 1 час 10 мин. за 25 пусков без съема со стенда. Максимальная длительность непрерывной работы достигала 40 мин. и определялась емкостью баков. В 1943 г. были проведены официальные стендовые и летные испытания, а с 1944 г. по решению Государственного Комитета Обороны (ГКО)* этот двигатель в двух модификациях находился в серийном производстве. РД-1ХЗ был в серийном производстве с 1945 г. Эти двигатели, помимо стендовых доводочных и официальных испытаний, прошли в 1943 — 46 гг. наземные и летные испытания (около 400 пусков) на самолетах конструкции В.М.Петлякова Пе-2Р, С.А Лавочкина Ла-7Р и 120Р, А.С.Яковлева Як-3 и П.О.Сухого Су-6, Су-7. Двигатели РД-1ХЗ и РД-2 прошли государственные испытания, отчеты по которым утверждены И.В.Сталиным.
     
     * - ГКО — чрезвычайный высший орган государственного управления военного времени. Председателем ГКО был И.В.Сталин.
     
     Однокамерный двигатель РД-1 тягой 300 кг и трехкамерный РД-3 тягой 900 кг имели эфиро-воздушное зажигание от свечи накаливания, а однокамерные двигатели РД-1ХЗ тягой 300 кг и РД-2 тягой 600 кг — химическое зажигание от пусковой жидкости (карбинольное горючее). Давление в камере сгорания — 22,5 ата, ресурс до первой переборки — 1 час. Удельный импульс у земли — 200 сек.
     
     Отработка запуска двигателей на самолетах в различных эксплуатационных условиях как на земле, так и в полете, особенно у потолка самолетов, потребовала значительных усилий и не раз сопровождалась взрывами, к счастью, ограничивавшимися лишь разрушением хвостовой части самолета. Но упорный труд увенчался успехом. С двигателем РД-1ХЗ с целью его отработки только на стенде было сделано 1972 огневых испытания, а вместе с испытаниями на самолетах — 2200 пусков. В отдельные дни делали по 100 и более пусков одного двигателя в день, суммарно до 500 пусков, причем двигатель сохранял работоспособность. В итоге были разработаны пневмогидравлическая и электрическая схемы двигателя, совместно с конструктивными мероприятиями обеспечившие безотказный, плавный, безударный запуск двигателя.
     
     По окончании заводских испытаний самолет Пе-2Р был передан в Летно-испытательный институт (ЛИИ), где прошел наземные и летные испытания в 1945 г. (21 огневое испытание). В выводах отчета ЛИИ указано; «Двигатель РД-1ХЗ запускается надежно с режимов пусковой и максимальной тяги. Переход двигателя с пускового на рабочий режим происходит плавно. Процесс горения в камере двигателя РД-1ХЗ протекает устойчиво как в пусковой, так и в рабочий периоды. Ручное управление режимами работы двигателя, его включение и выключение осуществляются просто; световая сигнализация этапов работы двигателя наглядна и удобна».
     
     Летные испытания самолетов Пе-2Р с исключительным мастерством проведены летчиками-испытателями А.Г.Васильченко и А.С.Пальчиковым при участии в полетах в качестве бортинженеров С.П.Королева и Д.Д.Севрука. Самолеты-истребители с ракетным двигателем прошли через золотые руки летчиков-испытателей А.В.Давыдова, В.Л.Расторгуева, положившего жизнь за новую технику, Комарова и других.
     
     В 1945 г. состоялось первое награждение орденами основных сотрудников ГДЛ—ОКБ. Ордена Трудового Красного Знамени были вручены Главному конструктору и Д.Д.Севруку, ордена «Знак Почета» — С.П.Королеву, Г.С.Жирицкому, Н.Н.Артамонову, Г.Н.Листу и Н.С.Шнякину.
     
     Развитие новой отрасли техники потребовало подготовки кадров специалистов, и этому вопросу нами уделялось внимание. В 1933 — 34 гг. мною были прочитаны в Военно-воздушной академии им. Н.Е.Жуковского двум потокам два курса лекций: «Жидкое топливо для реактивных двигателей» (издан в 1936 г.) и «Конструкция реактивных двигателей». В то время термин «ракетный» еще не нашел широкого применения. В 1935 г. заведовал Реактивными курсами при Центральном Совете Осоавиахима. В 1945 г. был назначен заведующим вновь организованной кафедры ракетных двигателей Казанского авиационного института, а в состав ее вошли С.П.Королев, Г.С.Жирицкий, Д.Д.Севрук, Г.Н.Лист и Д.Я.Брагин. В 1947 — 54 гг. читал на Высших инженерных курсах при Московском Высшем техническом училище (МВТУ) им. Баумана курс лекций «Основы устройства реактивных двигателей на жидком топливе», изданный в 1948 г., и руководил специальностью (ЖРД).
     
     С 1945 г. ОКБ специализировалось по мощным жидкостным ракетным двигателям. Богатый опыт, накопленный при разработке семейства ЖРД РД-1 — РД-3 и их самолетных реактивных установок, послужил солидным фундаментом, на базе которого ОКБ разработало несколько десятков типов мощных жидкостных ракетных двигателей, нашедших широкое применение на ракетах различного назначения.
     
     Создание в Германии в 40-х гг. мощной по тем временам ракеты Фау-2 явилось большим техническим достижением в области ракетостроения.
     
     Двигатель ракеты Фау-2, работая на кислороде с 75-процентным этиловым спиртом, развивал тягу 25 тонн и удельный импульс 203 сек. у земли, при давлении в камере 15,6 ата. Путем ряда конструктивных усовершенствований по охлаждению, тепловой защите и упрочнению можно несколько повысить давление в камере и температуру, уменьшив при этом содержание воды в спирте. Кроме того, было исследовано удлинение сопла, введение насосной подачи перекиси водорода, реактора с твердым катализатором для ее разложения, замена системы трубопроводов, введение регулирования тяги в полете и многое другое.
     
     Однако принцип, заложенный в основу конструкции этих двигателей, был бесперспективным, так как не открывал путь дальнейшего существенного увеличения тяги двигателя и особенно его удельного импульса.
     
     Действительно, улучшение этих характеристик, необходимое для развития ракетной техники, возможно лишь при повышении давления и температуры газов в камере двигателя. Но это неизбежно приводит к увеличению теплового потока через огневую охлаждаемую стенку камеры. Для того чтобы стенка не разрушалась от перегрева, ее необходимо делать возможно более тонкой, но тогда она не выдержит повышенного давления. Получался заколдованный круг, выход из которого надо было искать в принципиально новом конструктивном решении камеры двигателя.
     
     Существенно более высокие характеристики двигателя были достигнуты при применении такой конструктивной схемы камеры, когда оребренная огневая стенка высокотемпературной пайкой сочленяется по вершинам ребер с наружной холодной рубашкой. Охлаждающая жидкость протекает в межреберных каналах, и огневая стенка незначительной толщины, ввиду малости сечения каналов, выдерживает давление во много сотен атмосфер. Это позволило для изготовления огневой стенки в местах, наиболее напряженных в тепловом отношении, использовать тонкостенную жаропрочную высокотеплопроводную бронзу, в менее напряженных — сталь, титан и другие металлы, а вместо фрезерованных ребер впаивать между стенками гофрированную проставку. Наружная холодная стальная рубашка воспринимала давление, создаваемое газами в камере.
     
     Новая камера оказалась длительно работоспособной при температуре 4400°К газа высокого давления. При этом благодаря ажурной конструкции она получилась удивительно легкой. Открылась возможность использования в двигателях высокоэффективных топлив. В дальнейшем такая конструкция и технология ее изготовления стали широко применяться и в других опытно-конструкторских бюро.

[Salo]

Предусматривалась установка двух ОРМ-52 с турбонасосными агрегатами питания на подкрылках истребителя И-4 конструкции А.Н.Туполева в качестве вспомогательных к винтомоторной группе.

При наличии поршневого двигателя у И-4 автономные ТНА? Что-то есть у меня сомнения по этому поводу.

Кроме того, был разработан проект газогенератора ГГ-3 повышенной мощности с подачей топлива автономным турбонасосным агрегатом для быстроходной морской торпеды.

Вот мне интересно, а чем же приводился этот самый автономный турбонасосный агрегат?

[Старый]

на подкрылках истребителя И-4

 А я всегда думал что "подкрылок" это чтото от автомобиля...

[Salo]

http://autovzlet.ru/samolety-s-zhidkostnymi-raketnymi-dvigatelyami/24-istrebitel-i-4-s-zhrd-vp-g-l-u-sh-k-o.html

В 1932 г. под руководством В.П. Глушко по заданию ВВС была начата разработка экспериментальной установки ЖРД для истребителя И-4 (АНТ-5) с поршневым двигателем с целью улучшения основных летно-технических данных истребителя, прежде всего, увеличения его скорости и скороподъемности в воздушном бою. Два ЖРД-ускорителя типа ОРМ-52, по одному с каждой стороны фюзеляжа, предполагалось установить на нижнем крыле истребителя И-4. Двигатель ОРМ-52 с турбонасосной системой подачи компонентов топлива из азотной кислоты и керосина рассчитывался на тягу 300 кгс. Запаса топлива и окислителя на самолете должно было хватить для работы двух ОРМ-52 в течение 60 с. Официальные стендовые испытания ОРМ-52 состоялись в 1933 г., однако большая загрузка коллектива В.П. Глушко другими важными темами (ракетами серии РЛА, морской торпедой) не позволила завершить работы по установке этого двигателя на самолет.
Таким образом, в начале 30-х гг. в России сформировались два основных направления работ по авиационному использованию ЖРД: в качестве основной силовой установки (РП-1 и РП-2) и в качестве вспомогательного двигателя-ускорителя для применения на самолетах с винтомоторной силовой установкой (И-4 с ОРМ-52).
Технические условия на оборудование самолета И-4 реактивным двигателем представлялись в то время в таком виде: «По указанию ВВС РККА в план работ 2 отдела ГДЛ на 1933 г. включена установка на самолете И-4, как добавочное средство к винтомоторной группе. Предложено установить на подкрылках И-4 двух реактивных моторов — по одному с каждой стороны фюзеляжа. Каждый мотор должен развивать тяговое усилие в 300 кг, что дает суммарное усилие в 600 кг. Запаса жидкого топлива (АК + керосин) в количестве 120 кг должно хватить для работы обоих моторов в течение одной минуты.
1. Вся установка в целом является экспериментальной и служащей для выяснения возможностей и рентабельности применения реактивного мотора для самолета специального назначения.
2. Мощность реактивного мотора должна быть достаточной для увеличения полетной скорости самолета до 500 км/ч.
3. Реактивный мотор должен иметь суммарную длительность действия не менее одной минуты.
4. Пуск реактивного мотора в действие должен производиться с места пилота, быть безотказным и обеспечивающим повторное действие мотора в полете.
5. Реактивный мотор и его агрегаты так должны быть размещены на самолете, чтобы не мешать управлению самолетом и основным мотором стрельбе из пулемета и существенно не нарушать летных качеств самолета».

Согласно http://www.lpre.de/energomash/index.htm УИ мог составить 210с  :shock: (значение достигнутое впоследствии на РД-101). Для сравнения УИ РД-1-РД-2 через 10 лет  не превышал 200с при той же тяге.

При УИ в 210 с и тяге 600 кгс, секундный расход составил бы 600 кrc/210c=2.86 ru/ Запаса топлива в 120 кг хватило бы на 42с. :roll:
А зачем ТНА при таком запасе топлива? И почему ОРМ-52 на РЛА-1-3 должен был использоваться с вытеснительной подачей при наличии ТНА? Кстати масса Двигателя ОРМ-52 14,5 кг. :shock:


ОРМ-52 и ОРМ-65


И РД-1.
Через десять лет при той же тяге УИ упал на 10 с, а масса возросла в четыре раза. :roll: