Двигатели КБХМ им. Исаева

[Старый]

Пора уже составлять таблицу всех изделий от ЗУР до КА с перечнем двигателей где какие.

[abl22]

Только кто это будет делать и кому это будет интересно?

[Старый]

Только кто это будет делать и кому это будет интересно?

Делать будет вестимо Сало, а интересно всем.

[Дмитрий В.]

Пора уже составлять таблицу всех изделий от ЗУР до КА с перечнем двигателей где какие.

И не просто таблицу, а чтоб с картинками

[LRV_75]

Пора уже составлять таблицу всех изделий от ЗУР до КА с перечнем двигателей где какие.

И не просто таблицу, а чтоб с картинками

И с комментариями Salo, тут согласен, тут не согласен  

[Salo]

На первых 205 использовался Т-1. А было ли в 1950  году ТГ-02, чтобы его использовать в качестве пускового горючего?
Если на серийных 205 использовалось ТГ-02, то его серийное производство началось в 1952 году? По моим данным его начали использовать на 207-й.

[Salo]

Есть Середа В.К. Воспоминания и думы. , никаких выходных данных, кроме Королев 2010 г.
Подзаголовок книги: по истории развития ракетной техники в отдельном взятом  КБ. Середа В.К. - главный специалист КБХМ им. А.М. Исаева, т.е. пенсионер

Оглавление и пример типичного скана страниц книги Середы - http://www.onlinedisk.ru/file/619842/

[Salo]

Из журнала Аэрокосмическое обозрение за 2005 год:

[Salo]

[Salo]

"Модернизация эксплуатируемых двигателей и двигательных установок ракет-носителей, космических аппаратов и разгонных блоков в части проведения работ по модернизации составных частей двигателей ракет-носителей типа "Союз", "Протон", "Зенит", разгонных блоков типа "Фрегат", "Бриз", "ДМ", двигательных установок космических кораблей и аппаратов типа "Прогресс", "Союз", "Ресурс", "Экспресс", "Спектр". Шифр: ОКР "Факел"

Документация: http://www.roscosmos.ru/download/2011_03_14_fakel.zip

2.2.14. Доработка камеры двигателя 17Д61.1100-0  для устранения дефекта (оплавления экрана КС) в части: изготовление и проведение автономных испытаний камеры, корректировка КД.

[Луноход]

http://www.vesti.ru/doc.html?id=435290

Через три недели с "Байконура" стартует космический корабль "Союз ТМА-21". Это первый из "Союзов", которому в честь юбилея выхода человека в космос дали персональное имя - "Юрий Гагарин". Выйти на орбиту, а потом и спуститься с нее корабль сможет только благодаря Усть-Катавскому вагоностроительному заводу. Ведь именно там сделали уникальную установку.

Чтобы сварить тысячи микроскопических швов, сотрудники усть-катавского завода работали в три смены и без выходных. Знаменитый "Буран" получил комплекс практически идеальных двигателей - смог красиво взлететь и мягко приземлиться. Сегодня с той же тщательностью здесь проверяют каждую установку. В изделие испытатель Сергей пускает газогелиевую смесь, а чувствительный прибор тут же заметит негерметичность и запищит. "При сварке, возможно, где-то пропустили микротечь. Мы ее находим, проверяем", - объясняет Сергей Веденеев, слесарь-испытатель.

Двигатель их сборки стоял и на первой в истории человечества космической станции. В декабре 1964 года "Союз-5" с помощью установки made in Ust-Katav впервые пристыковался к "Союзу-4". Они же были одними из первых, кто начинал освоение Луны: в 1956 году завод получил впервые заказ на двигатель для космоса - с его помощью корабль должен был сесть на поверхность Луны и вернуться обратно. Тогда лунную программу быстро прикрыли, но сейчас по ней снова идет работа - на этот раз совместно с Индией. Для этой же страны здесь делали пока единственный кислородно-водородный двигатель. Но самая известная разработка вагоностроительного завода - это установка С5-80.

"Все корабли, которые запускаются: и транспортные с космонавтами, и грузовые - все укомплектованы нашими двигательными установками и, в частности, вот этой, - отмечает Юрий Цыганов, главный конструктор Усть-Катавского вагоностроительного завода. - Она достаточно надежная - за всю историю отказов по этой установке не было".

Ее устанавливают в хвостовой части, и именно она позволяет "Союзам" идти на сближение и осуществлять стыковку. Именно поэтому в этот цех не зайти без специального допуска, а на работу сюда берут только после тщательной проверки. "Очень высокая ответственность, потому что вот на этой С5-80 поднимаются и спускаются люди, в том числе и других государств", - подчеркивает Александр Гаинцев, начальник сборочного цеха №27.

Только пятая часть производства Усть-Катавского вагоностроительного завода - трамваи. Все остальное - оборонная и космическая продукция. Больше половины изделий никогда не печатаются в каталогах и уж тем более не попадает на выставки. И если про то, что уже через год в экспедицию должен отправиться луноход с двигателем Усть-Катава, говорить можно, то вся остальная информация о планах строго засекречена.

[Salo]

Поступило предложение выложить скан книги  
Середа В.К. Воспоминание и думы.
в виде as is
Вот - скачать 9.9 мб

[Salo]

Стр.107-109:

5. ДВИГАТЕЛИ ДЛЯ СУХОПУТНЫХ ТАКТИЧЕСКИХ РАКЕТ

Тактическая ракета с подвижным стартом СКАД разработана в КБ Главного конструктора Макеева В.П., заместитель Главного конструктора — Серов В.Р., ведущий конструктор — Бобрышев Ю.А. Впоследствии разработка ракеты была передана на Боткинский машзавод.

5.1. С3.42Т
На базе материальной части двигателя С3.42А, изготавливаемого Южмашем в Днепропетровске, разработан в 1958 году двигатель С3.42Т на несамовоспламеняющихся компонентах ТМ-185 +АК-27, и пусковым горючим ТГ-02. с газовыми рулями, установленными в потоке газа из камеры сгорания двигателя.

5.2. С5.2 (Д21)

Разработан двигатель С5.2 (Д21) (в 1959-1961 гг.) для той цели, что и С3.42Т. Была разработана новая камера его] взамен неустойчиво работающей при низких температурах.
Двигатель однократного применения, открытой схемы, с ТНА и газогенератором, привод турбины пороховыми газами из камеры.
Узлы регулирования поддерживают постоянство режима камере и газогенераторе (давление и соотношение комонентов). Тяга двигателя 13 т.

5.3. Особенности двигателей
— трудность в отработке безопасного останова и обеспечение минимального импульса последействия (за счёт демфирующих устройств отсечных клапанов О и Г);
— в составе двигателя имеется теплообменник, использующий выхлопные газы из ТНА для подогрева воздуха в ВАД ракеты (с целью уменьшения его запаса на борту);
— в камере установлена заглушка из плексигласа, дробящаяся в момент запуска, чтоб не повреждать газовые рули, которыми управляется ракета;
— размещение и заправка пускового горючего ТГ-02 без делительной мембраны;
Пусковое горючее заправляется на старте в магистральную трубу под слой основного несамовоспламеняющегося горючего через специальный клапан, что дало возможность использовать разницу их удельных весов и обойтись без применения разделительных устройств;
- обеспечение безопасной транспортировки ракеты после АВД двигателя в случае несостоявшегося старта (за счёт специальных уплотнений ТНА). Изготовление двигателя С5.2 (Д21) и ракеты СКАД велось на Воткинском машзаводе с 1962 по 1985 гг. Завод довольно быстро и самостоятельно (при минимальной помощи и приезде конструкторов ОКБ-2) освоил изготовление двигателя (Главный конструктор — Тохунц В.Е.. заместитель — Циунелис В.М., ведущий конструктор — Педченко П.Е.).

5.4. Итоги разработки
а) Вышеуказанные схемные и конструктивные мероприятия позволили отработать надёжный двигатель.
б) Изготовление двигателя Д21 ракеты СКАД велось на Воткинском машзаводе с 1962 по 1985 гг.
в) КД передана КБ Воткинского машзавода (Главный конструктор — Тохунц В.Е.).
г) Эта ракета была принята на вооружение Советской Армии и армий государств Варшавского договора, а также ряда развивающихся стран. Она участвовала в арабско-израильском конфликте. Израильские войска в начале войны похитили ракету СКАД прямо с огневой позиции Египта с помощью вертолётов.
А в иракско-израильско-американском конфликте она участвовала уже в модернизированном виде конструктором из Канады (увеличение дальности для достижения Тель-Авива) Доработка ракет производилась в Германии.
д) Ведущий конструктор — Малышева Н. В.
е) Основные исполнители по двигателям С3.42Т и С52 (Д21): Гришин С Д.. Скорняков Р А., Середа В.К, Оглезнев Р.И., Шувалова Л.Г., Кочергина Л.Н., Китаева Г.С., Прасолов А.Ф., Попов В.И., Романов Ю Я., Семёнов Н.В., Малышева Н.В.

Стр. 110-111:

5.5. Д22

В 1970г. был разработан проект и выпущена рабочая конструкторская документация на двигатель Д22 для армейской оперативно-тактической ракеты Главного конструктора Кузнецова А К.
Двигатель одноразовый, 2-х режимный Компоненты НДМГ+АК-27И.
Двигатель обеспечивает
1) подачу рабочего тела в исполнительные органы системы РКС;
2) выработку газа для надува баков О и Г,
3) подачу рабочего тела в рулевую машину и гидропривод энергопитания;
4) управление по тангажу и рысканию (камера в карданном подвесе) и по крену (выхлопное сопло с поворотом в одной плоскости до 39о).
Ведущий конструктор — Салищев Н.К.
Основные исполнители: Елисеев А.П., Скорняков Р А., Середа В.К., Прасолов А Ф , Китаева Г.С., Семёнов Н.В., Салищев Н.К
Была разработана рабочая конструкторская документация. Работа прекращена.

Индекс двигателя явно 9Д22.

И речь видимо идёт о комплексе 9К711 "Уран-П":
http://militaryrussia.ru/blog/topic-181.html

9К711 Уран[/size]

Автор: DIMMI
Создана: 29.03.2009 23:16:35
Изменена: 04.01.2010 11:27:48
Комментариев: 0
ДАННЫЕ НА 2010 г. (стандартное пополнение)
Комплекс 9К711 "Уран" (РДТТ)
Комплекс 9К711 "Уран-П" (ЖРД)
 
Армейский ракетный комплекс (оперативно-тактическая ракета). НИОКР с использованием наработок по ракете 9М76 комплекса "Темп-С" начаты по постановлению СМ СССР №959-319 от 17 октября 1967 г. в Московском институте теплотехники (МИТ). Ракета создавалась в варианте с РДТТ и в варианте с ЖРД (проектирование совместно с КБ Воткинского механического завода). Эскизные проекты представлены МИТ в 1969 г. По состоянию на 1970 -1972 г.г. в проектировании еще оставались оба варианта ракет, но уже только в одноступенчатом варианте. Разработка варианта с ЖРД прекращена решением министра оборонной промышленности СССР С.А.Зверева. В 1972 г. в связи с загруженностью МИТа работами по созданию мобильной МБР "Темп-2С" по предложению С.А.Зверева и по Постановлению СМ СССР №169-57 от 19 марта 1973 г. эскизный проект комплекса передан для доработки в КБ Машиностроения (КБМ), где на его базе создана ОТР "Ока".
 
Наведение - инерциальная система управления ракеты, управление ракетой осуществлялось на активном участке полета с помощью газовых рулей (первоначальный проект) или с помощью поворотных сопел (окончательный вариант). Возможно, предполагалась "крутая" траектория полета с отвесным пикированием на конечном этапе.
 
Пусковая установка - разработку аэромобильной плавающей колесной ПУ вело в 1968 г. КБ завода "Баррикады", способы пуска у разных вариант ракет разные - РДТТ - пуск из ТПК, ЖРД - с пускового стола. Заряжание СПУ не требовало крана.
Скорость на воде - 8-10 км/ч

 
Количество ступеней - 2 (до 1970 г.), 1 (начиная с 1970 г.).

Двигатели:
РДТТ или ЖРД (два варианта ракет в проекте) с поворотными соплами (в первом проекте предполагались газовые рули). В РДТТ разработки МИТ предполагалось смесевое топливо разработки НИИ-125.
 
Длина - 8,7 м (РДТТ), 8,4 м (ЖРД)
Диаметр ракеты - 880 мм
 
Масса - 4270 кг (РДТТ), 4000 кг (ЖРД)
 
Дальность действия:
- 50-355 км (РДТТ)
- 50-427 км (ЖРД)
КВО:
- 600-800 м (РДТТ)
- 700-800 м (ЖРД)
 
Боевые части: предполагалось оснастить БЧ устройствами подавления РЛ-средств противника, источниками активных помех
- легкая ядерная, масса 425 кг;
- ядерная, масса 700 кг;
- осколочная, масса 700 кг;
- зажигательная, масса 700 кг;
- управляемая БЧ, масса 400 кг;
 
Статус: СССР - на вооружении не состояла, вероятно, не испытывалась. Эскизный проект в 1972 г. передан в КБМ.
 
Источники:
Карягин Ю.В., К вопросу о неядерном "отрезвлении" // Политика и экономика, декабрь 2006 г.
Широкорад А.Б., Атомный таран ХХ века. М., Вече, 2005 г.

Стр.156-157:

8.5. Д31

8.5.1.
Двигатель для 2-й ступени изделия МЗО комплекса Д-5М (разработан в 1970 г), пяти-камерный одноразовый с турбонасосной системой подачи, двухрежимный, состоит из двух блоков (основной блок и рулевой блок). Основной блок — по прототипу Д76, рулевой блок — с камерами по прототипу С5.35. Компоновка не имеет прототипа. Рамой для крепления двигателя служит силовой пояс на сопле камеры основного блока. Усилия передаются через камеру на днище 2-й ступени.
Другие особенности:

1) поддержание соотношения компонентов при помощи датчика расхода и дросселя как элементов системы РСК;
2) поддержание тяги автономной системой регулирования;
3) вскрытие клапанов входа О и Г высоким давлением пороховых газов;
4) наддув баков — двухрежимным газогенератором наддува О с двухпозиционным регулятором наддува, а для наддува бака Г — регулятором наддува непрерывного действия.
5) Новое решение: разворот тяги рулевого блока — на заданный угол без дополнительного привода.
6) Основная камера с увеличенным от прототипа давлением, введением неохлаждаемого насадка на срезе сопла. Применен завесный элемент аналогично камере двигателя Д417.
7) Число оборотов ТНА увеличено на 10% от прототипа Д76 и соответственно изменены размеры колес и газовых магистралей турбины

8.5.2.
Работа прекращена на этапе разработки рабочей КД Ведущий конструктор — Серова А.И. Основные исполнители разработки: Елисеев А.П., Скорняков Р.А., Модин С.С, Волотовский Ю.В., Климонова М.И., Разинькина В М., Сенкевич К.Г., Буканов ВТ., Бураковский В.И., Серова А.И.Пчелин Л.А.. Флеров А.В., Климов ВС, Новиков НИ. Работа приостановлена на этапе проектирования

ЖРД явно имеет индекс 3Д31.

[Salo]

Стр.144-147:

7.3. Двигатели на гидразине (С5.71; С5.70; С5.72; С5.78 )

Двигатели предназначались для траекторных блоков 5М, 184Ф, 165В, 186Ф. После приостановки разработки этих блоков работа продолжалась по НИР «Юпитер 2» «Циркон», для двигателей взлетного, посадочного и орбитального аппарата, для посадки автоматической научной станции на Марс с забором и доставкой на Землю грунта Работа проводилась в 1975- 1981 гг.. С5.78 - 1999г.

Основные требования к двигателям:

1) Посадочного блока:
— обеспечение плавного изменения тяги в диапазоне 3000 кг, малая масса и малые габариты, что обусловило выбор высокого давления на входе в сопло;
— факел не должен создавать помех для навигационных систем при посадке аппарата.

2) Разгонного двигателя и коррекции траектории:
— высокие энергетические показатели при малой массе и тягой 400 кг.

Вышеуказанным требованиям мог удовлетворить корректирующий двигатель, использующий топливо гидразин, и выполненный по замкнутой энергетической схеме (на 20 единиц больше для двигателя тягой 400 кг при штатном топливе АТ+НДМГ).
Для двигателя посадки используется гидразин в качестве монотоплива с каталитическим разложением. Для автоматической научной станции предполагалось использовать ДМТ тоже на гидразине. Все это позволило создать объединенную ДУ с одним топливным баком, что дало существенную экономию массы.

К моменту начала работ по теме «Юпитер» не было опыта создания двигателя с ТНА на гидразине До этого гидразин использовался в качестве основного компонента при освоении горючего люминал А.
Разработка катализатора для снаряжения газогенератора велась в ГИПХе.
Испытание двигателя производилось сначала в НИИХМ, потом в комплексе 9 КБ ХМ.

7.3.1. С5.71

Двигатель одноразовый, обеспечивает стабилизацию объекта по каналам тангажа и рыскания, мягкую посадку на поверхность Марса.
Работает на монотопливе (раствор аммиака в гидразине).
Двигатель выполнен с ТНА и максимальными энергетическими характеристиками, минимальной массой по «замкнутой» схеме. Привод ТНА — продукт каталитического разложения гидразина в газогенераторе. После турбины газы истекают через сопло, создавая тягу. По пути к газогенератору топливо охлаждает тракт сопла двигателя.
Тяга, регулируется дросселем и приводом от СУ. Двигатель управляется подачей и стравливанием управляющего газа. После останова полости двигателя продуваются инертным газом, включаемым автоматически при снижении давления в полостях двигателя.
Двигатель однократного применения, но он выполнен для многоразового включения, что обеспечивает проведение КТИ и возможность набора статистики.
Потребовалось применение новых жаропрочных материалов, так как температура газа в ТНА - 12000С
Всего испытано 55 двигателей.

В результате испытаний:
1) Найдена флегматизирующая присадка к гидразину в пи; добавления 3-5% аммиака — создан новый продукт АГ, снижающий его взрывчатые свойства и улучшающий его эксплуатационные свойства.
2) Создана стендовая база.
3) Освоена эксплуатация гидразина и продукта АГ при хранении, транспортировании, заправке, сливе, нейтрализации сливов и продуктов разложения в стендовых условиях и при испытаниях.
4) Впервые разработан двигатель на монотопливе — продукте АГ, с ТНА, тягой изменяющейся в широком диапазоне.
5) Разработана конструкция газогенератора каталитического разложения,
6) Разработана конструкция ТНА. с температурой - 12000С что обеспечено:
— Применением высокопрочных и корозионностойких ниобиевых сплавов, покрытий деталей сложной конфигурации;
— введением термического разделения насоса и турбины;
— введением охлаждения нагретых поверхностей;
7) Работы по разработке не завершены:
— не проверена работоспособность после длительного хранения и виброиспытаний;
— мала статистика по параметрам двигателя;
— не полностью выполнены работы по новым материлам и технологиям,
— не проведены ЗДИ.

7.3.2. С5.70

Двигатель С5 70 предназначен в качестве двигателя траекторного блока, однокамерный, многократного включения (18 раз), с системой подачи топлива, с дожиганием рабочего тела после турбины в камере, на 2-х компонентном топливе на режиме БТ и однокомпонентном на режиме МТ (горючим). Окислитель — АТ, горючее — гидразин, далее продукт АГ (4% раствор аммиака в гидразине).
Испытано всего 49 двигателей.

В результате испытаний:
1) За горючее принят продукт АГ.
2) Приняты меры по изменению конструкции для исключения перегрева и разложения гидразина в полостях двигателя на режиме и после останова, контакта гидразина с горячим газом.
3) В техпроцессы изготовления введено травление и пассивация гидравлических трактов с целью удаления окислов, окалины и загрязнений (обладающих к гидразину каталитическими свойствами)
4) Введена балластирующая продувка полостей насоса О и турбины.
5) Обеспечено быстрое открытие полостей Г двигателя при останове
6) Выбран газогенератор с химическим (2-х компонентным) зажиганием
7) Конструкция подтвердила:
- работоспособность;
- длительное время (до 2000 с);
- многократное включение.
Для повышения работоспособности необходимо увеличение прочности корпуса и диска турбины.
8 ) Для сохранения исходной активности катализатора введен предпусковой подогрев до 1500С для обеспечения соответствующих условий хранения катализатора,
9) Достаточно интенсивный выход на режиме обеспечивается путем подачи газа высокого давления в магистрали Г при одновременно открытых клапанах входа в газогенератор Это также исключает накопление и размещение Г в полостях газогенератора и затурбинной части.

В итоге:
1) Создан двигатель с ТНА по схеме дожигания, с высокими энергомассовыми характеристиками, многократного включения и временем работы до 2000с.
2) Повышена работоспособность из-за повышения жаропрочности диска и корпуса турбины и сохранения активности катализатора пускового газогенератора.
3) Созданы работоспособные на АТ + АГ камера, ТНА, узлы регулирования.
4) Решен вопрос пуска и останова схемы с дожиганием.
5) Не проведены ЗДИ.
6) На основе двигателя С5.70 возможна отработка двигателей для разгонно-траекторных блоков и взлетных ступеней космических аппаратов.

7.3.3. Основные исполнители:

1) По разработке двигателей С5.70 и С5.71: Елисеев А.П., Скорняков Р.А., Середа В.К., Прасолов А.Ф., Шувалова Л.Г., Овчинников А.Г., Егоров ИЛ., Черненко В.И., Славнина В.Б., Рыбаков В А., Крылова О.И., Морозов В.И., Юлдашева Л И., Егоров Н.П., Кличановский Г.Н., Нешин А.М, Салищев Ю.К., Севрюгин Ю.А., Халкевич В А., Флеров А.В., Шутин В.М., Степин Ю.В., Зарубина Е.Е., Козлова ЕИ., Либин В.Л., Макаров А.В., Хандога В.И., Баскаков В.И., Бондовская К.Ф., Веселии В.С, Горин В.Н., Демьянов Ю.И., Ильевич Г.М., Курбашкин Ю А., СемернинаТ.М., Ткаченко В.М., Чугунов М.А., Лаврова С.Е., Черёмных Ф.П.. Жариков В Ф., Колотов А.А., Романова Л.В., Чернов В А, Орлов Н.Н., Воинов В А
2) По материалам и технологическим процессам: Сирачева М.В., Попов Ю.М., Косарев В.В., Чижиков В.И.. Соловьев Э.И., Косенко Л.А., Челышев А.Е., Власова Н.А., Ивано Л. А., Елисеев В.Н., Ефременко В.Ф. , Дегтярева Н.В., Бойц Э.М., Азовская Т И., Красников П.П., Лукьяновым В А., Луговая В.И., Лепшина А.Г., Цукублина Е.В.
Ведущий конструктор - Рыбаков В.А. В работах принимали участие работники ГИПХа и НИИХМ.

7.3.4. С5.72

В 1975г была разработана рабочая КД на двигатель для разгонной ступени комплекса 5М. Двигатель обеспечивает:
— старт с поверхности Марса;
— стабилизацию тяги и соотношения компонентов с помощью импульсных блоков;
— стабилизацию по крену.
Двигатель одноразовый, с 2-мя режимами (ВТ и МТ), компоненты: гидразин + АТ.
Основные исполнители по разработке двигателя: Климонова Разинькина В.М., Модин С.С.. Скорняков Р.А., Морозов В.
Работа прекращена.

7.3.5. С5.78

Автоматический космический комплекс Европейского мического агентства нового поколения для исследования боса и Марса. Маршевый двигатель для космического аппарата «Фобос-грунт» разработан в 1999г.
Двигатель С5.78 предназначен для создания импульса тяги вдоль оси КА «Фобос-грунт» при переводе его с опорной орбиты вокруг Земли на траекторию полета к Марсу, с траектории полета на орбиту вокруг Марса, коррекция орбиты при сближении с Фобосом, а также импульса разгона взлетной ракеты КА «Фобос-грунт» при переводе на траекторию полете к Земле.
Кроме создания тяги двигатель обеспечивает выработку газа наддува баков горючего ДУ КА «Фобос-грунт» с заданными параметрами и подачу топлива в двигатели малой тяги для стабилизации КА на активном участке полета.
Двигатель С5.78 — маршевый двигатель многократного включения с турбонасосной системой подачи топлива, выполненный по схеме без дожигания рабочего тела турбины ТНА в камере.
Рабочее тело турбины — продукты газообразного разложения горючего гидразина в 2-х каталитических газогенераторах, которые при запуске работают совместно, и один отключается на установившемся режиме работы двигателя.
Газ для наддува бака Г отбирается со входа в турбину с последующим охлаждением в теплообменнике, установленном в магистрали на выходе насоса горючего ТНА.
Основные исполнители по разработке двигателя: Козловцев В Д., Колкий Е.Н., Романов В.С., Разинькина В.М , Кличановский Г.Н., Прасолов А.Ф., Морозов ВЦ
Работа приостановлена на этапе разработки рабочей КД.

Стр.169:

3) Двигатели С5.70, С5-71.
Разрабатывались в 1977 — 1981гг. для Марса и его спутника Фобоса на гидразине, так как. требуется радио-прозрачный факел при посадке (НПО им. Лавочкина). Двигатели проходили стендовую отработку, но работа была прекращена;

4) Двигатель С5.78.
Вариант двигателя на базе С5.70 для Европейского космического агентства (маршевый двигатель к Фобосу, Марсу и возврат грунта на Землю, на гидразине)
Разработана проектная документация 1999г.

[Salo]

Стр.163-164:

10. ДВИГАТЕЛЬ ДЛЯ РАКЕТЫ "АРИАН" С5.76

Двигатель разработан для 3-й ступени ракеты-носителя «Ариан» в 1997-1998 гг. (фирма СЭП, Франция).

10.1.
В качестве прототипа принят двигатель Д76, серийно изготавливаемый более 25 лет, эксплуатация которого прекращена. Двигатель-прототип — одноразовый, однокамерный с турбонасосной системой подачи. Двигатель однократного включения. Тяга двигателя создавалась камерой и поддерживалась на постоянном уровне автоматической системой регулирования.
• Соотношение компонентов поддерживалось в заданном диапазоне дросселем, посредством воздействия привода РСК на настройку дросселя.
• В качестве измерительного устройства РСК использовались расходомеры О и Г.
• Двигатель обеспечивал газом наддува баки О и Г.
• Двигатель выполнен цельнометаллическим сварным.

10.2.
Двигатель С5.76 с многоразовыми включениями камеры, ТНА и газогенератора. Схемные и конструктивные решения принимались, исходя из максимального использования отработанных агрегатов прототипов многоразового действия.
При этом на камере сгорания применено новое высотное сопло. Камера с охлаждением горючим. Новое сопло обеспечивает повышенную удельную тягу в пустоте за счет увеличения степени расширения сопла. Раскрутка турбины производится гелием (вместо пусковой камеры). Насосы в паузе между включениями залиты, поэтому применены новые узлы уплотнения (с заменой резиновых манжет на фторопластовые, с торцевыми уплотнениями). На газовом коллекторе ТНА установлен теплообменник для подогрева гелия.
Разработаны пусковые и пускоотсечные клапаны, обеспечивающие подачу гелия для раскрутки ТНА до необходимых давлений за насосами, управляемые золотниками.
Разработана новая рама двигателя с использованием шпангоута баковой системы. Компоненты после клапанов в паузе между включениями сливаются к срезу сопла,
В клапанах и узлах регулирования заменены резиновые уплотнения на фторопластовые. Из прототипа исключены пироузлы взведения пуска и останова, пусковая камера, агрегаты наддува баков О и Г, привод РКС, дроссель сопла и привод системы крена, системы питания рулевых машин, днище к арматура на днище.

10.3.
Были проведены следующие работы:
1) Разработаны подробные проектные материалы (схемы пневмогидравлические в 4-х вариантах и общие виды — компоновки в 7-ми вариантах).
2) Подготовлены ТНА с необходимыми доработками и проведены испытания с положительными результатами.
3) Предполагалась разработка рабочей КД для изготовления в ГП КМЗ опытных образцов выбранного варианта двигателя.
4) Работа по разработке двигателя С5.76 прекращена из-за несвоевременного оформления правительством РФ разрешения на проведение работ по контракту с фирмой СЭП.
5) Основные исполнители разработки двигателя: Леонтьев Н.И., Середа В.К., Колкин Е.Н., Бураковский В.И., Прасолов А.Ф., Разинькина В.М., Романов В.С., Черненко ВИ.. Славнина В.Б., Константинов Р.И.. Поляков В.И., Кличановский Г.Н., Горобцов Б Н., Сивоплясов ВС, Васютин Ю.И.

Стр.186:

2) Двигатель С5.76

Для 3-ей ступени ракеты-носителя «Ариан» (Франция), 1997-1998гг.
Прототип — двигатель Д76, снятый с вооружения, с возможностью использования агрегатов. Особенности:
— многократное включение;
— обеспечение герметичности уплотнений ТНА для разделения полостей насоса и турбины.

[Salo]

Стр.97-102:

3. ДВИГАТЕЛИ ДЛЯ ЗУР

Продолжились работы для ракет главного конструктора Лавочкина СА. (зам. Главного конструктора Ишевский В.Е., руководители отделов ДУ — Горошков Н.Н., Ильин М.Н.):

3.1. С3.42А.
Двигатель разрабатывался в 1957-59 гг. Основная задача — глубокое дросселирование тяги по специальной программе с корректировкой его в зависимости от измеренных продольных ускорений- Снижение режима по программе для осуществления маневра и точного попадания в цель. Это осуществлялось с помощью электрогидравлического регулятора с задающим устройством и датчиком ускорения.

3,2. С5.1
Двигатель разрабатывался в 1959-1961 гг., также как и С3.42А] имел в своем составе электрогидравлический регулятор тямц но по сравнению с С3.42Аимел новую камеру сгорания, болея] устойчиво работающую на низких режимах.
Создание электрогидравлического регулятора с задаю устройством и датчиком ускорений явилось основной ностью в создании двигателя.
Изготовление двигателя производилось на заводе Южмаш Днепропетровске.
Двигатель прошёл стендовую отработку, но работал не* стойчиво при дросселировании тяги на низких режимах
Ведущий конструктор — Леонтьев Н. И..
Основная трудность в создании электрогидравлического гулятора с задающим устройством и датчиком ускорен была преодолена, и двигатель был доведен (основные нители по регулятору — Сивоплясов В. С. и Кабалкин М С.
Основные исполнители по двигателям С3.42А и С5.1: Г[ шин С. Д., Скорняков РА., Леонтьев Н.И. . Модин С.С., шуков В.В., Сенкевич К.Г., Митин П.М., Фокин В.Н., В.Т., Колотов АА., Сивоплясов В.С., Кабалкин М.С.

3.3. С5.1А
Руководство ОКБ-2 избегало применять «электрику» в двигателе, кроме крайней необходимости, боясь отказа, тем более с таким сложным электрогадрорегулятором. Поэтому был разработан двигатель С5.1А (в 1961-1962 гг.) для той же ракеты, но с гидравлическим регулятором тяги.
Двигатель одноразового действия, однокамерный, с ТНА и газогенератором, по открытой схеме. ТНА — с консольным расположением турбины. Привод турбины — от по» роховой пусковой камеры. Останов производится принудительно или по выработке одного из компонентов.
Регулирование осуществлялось управлением от емкости с истечением воздуха из емкости с коррекцией по датчику ускорений.

3.4. Итоги разработки
Оба варианта двигателя С5.1 и С5.1А сначала изготавливались в ОП ОКБ-2, затем в УКВЗ и Уфе, электрорегулятор в Ижевске.
Ведущий конструктор — сначала Сирачев М.К., затем Оленев
В. В.
Основные исполнители по двигателю С5.1А Гришин С Д., Леонтьев НИ., Климонова ММ., Модин С.С., Оленев ВВ., Митин П.М., Новиков Н.И., Ускова (Жилина) М.В
В дальнейшем (1955 год) разработка ракеты и системы была передана из КБ Лавочкина в КБ Тушинского маш-завода (МКБ «Буревестник» — Главные конструктора Потопалов А.В., Куксов В.Г., Селиванов Л.Н, Папиаш-вили Ш.Г., ведущий конструктор — Еленский А.И )

3.5. Д25
В 1963-65гг. двигатель С5.1А был модернизирован (Д25) с увеличением давления в камере и увеличением Руд.
Это вызвало доработку камеры сгорания, газогенератора и повышение оборотов ТНА, применены материалы повышенной прочности, теплопроводности и новая технология изготовления отдельных узлов.

3.6. Д25А, Д25М, Д25МН
В 1969г произведён дальнейший форсаж двигателя по тяге — в 1969г двигатель Д25А, в 1974г — двигатели Д25М и Д25МН.
Двигатели Д25, Д25А, Д25М, Д25МН были приняты на вооружение. Изготовление всех двигателей велось в УКВЗ до 1985 года.   Ведущий конструктор - Сидельников Г.А.. КД передана КБ УКВЗ. Задел двигателей используется для ракет-мишеней. Основные исполнители по двигателю Д25. Елисе А.П , Скорняков РА., Леонтьев Н.И, Оглезнев Р.И., Сидельников ПА., Митин П.М., Саушкин А.Н., Куричьев Л.А.

[Salo]

Стр.137-144:

7. ДВИГАТЕЛИ ДЛЯ НАУЧНОГО КОСМИЧЕСКОГО КОМПЛЕКСА

Разработка двигателя велась по ТЗ КБ им. Лавочкина С.А. Главные конструкторы Бабакин ГЛ., Крюков С.С, Ковту-ненко В.М.
Двигатели обеспечивали решения задач научных исследований на Луне и в «дальнем» космосе.
Активно в НПО им. С.А.Лавочкина с нами работали-. Горошков Н.Н., Немешаев Е.Д.. Ильин М.Н., Холмер АД, Фишер А Я., Осмоловская Н.М., Кочергина Л.Н.

7.1. Д417
Первой задачей было обеспечение Лунной программы Е8-1, Е8-5, Е8-ЛС.
Коррекция траектории к Луне, переход на орбиту спутника Луны, изменение и коррекция орбиты, посадка на Луну.
Для этого был спроектирован в 1968-1969гг. одноразового применения двигатель, по открытой схеме, 3-х камерный на самовоспламеняющихся компонентах с комбинированной системой подачи топлива. Наддув гелием. Двигатель состоит из 2-х блоков. Используется как корректирующе-тормозной двигатель (КТД)
В связи с неудачами по разработке «тяжелого» носителя Н1 для экспедиции на Луну, была поставлена задача решить программу по доставке грунта с Луны с помощью автоматов за несколько дней до высадки американских астронавтов на Луну. Таким образом, предполагалось «утереть нос» американцам и несколько поправить намечающееся отставание СССР от США в освоении космоса.
В связи с такой приоритетной задачей, вопросы по созданию двигателя решались сверхаварийно (1968-1969 гг.) В итоге от момента выдачи ТЗ (30.04.1968) на двигатель до поставки ега для монтажа в объект прошел ровно год. 7.1.1. Основные особенности
1) Основной блок — многоразово включающийся (11 разЬ однокамерный, 3-х режимный, с ТНА.
2) Блок МТ — 2-х камерный с вытеснительной системой пш дачи, одноразового действия.
3) Компоненты НДМГ+АТ, в пусковой период АК27И вместо АТ (запитка из шстеснительных блоков в газогенератор основного блока).
4) Запуск — самопроизвольный из системы баков низкого давления, с пусковыми соплами в ТНА и газовым клапаном перепуск после запуска — через обратные клапаны.
5) Регулирование момента управления (по тангажу и рыскан нию) за счет перепуска газа между соплами через газовые дросселя.
6) Для четкого останова и уменьшения импульса последействия охлаждаемые полости головки камеры сгорания между включениями соединяются с окружающим пространством.
7) Двигатель выполнен цельносварным.
8 ) Применен газовый клапан, увеличивающий расход газогенераторного газа на турбину в пусковой период, имеющий значительно большую площадь пусковых сопел, что обеспечивает запуск двигателя при относительно низких давлениях компонентов топлива.
9) Раскрутка ротора ТНА производится продуктами сгорания топлива в газогенераторе, поступающими под воздействием давления в баках.
10) Над тепловыделяющими агрегатами двигателя установлены экраны-отражатели, которые направляют тепловой поток в сторону разделительного экрана, имеющего высокую поглотительно-излучательную способность и излучающие тепловые потоки в космическое пространство.
11) Применен новый способ доводочных испытаний с активным поиском, выявлением и устранением недостатков конструкции и технологии изготовления путем проведения испытаний до отказа на номинальных, максимально возможных форсированных (утяжеленных) режимах работы
12) Впервые в СССР применен новый способ контроля качества изготовления товарных изделий огневыми КТИ без переборки двигателя, что позволило эффективно отбраковывать экземпляры двигателей со «скрытыми» дефектами. Применен способ очистки двигателя, основанный на термовакуумной возгонке компонентов топлива из полостей двигателя после огневого испытания.
13) Последующие двигатели для дальнего космоса разрабатывались по той же технологии Главный конструктор авиационных двигателей — Кузнецов Н.Д. (г.Куйбышев), применил КТИ без переборки и методику отработки на «утяжеленных» режимах на двигателе для ракеты Н1, изготовил более 100 двигателей (правда с запозданием) и сейчас поставляет их в США

7.1.2. Итоги разработки

а) Двигатель испытывался в объектах Л15-Л24 и обеспечил:
— посадку на Луну устройства для забора грунта и возврат с использованием двигателя С5.61 лунного грунта на Землю;
— доставку на Луну Лунохода1 и Лунохода2;
— создание долговременных искусственных спутников Луны;
— корректировку траектории к Луне, переход на орбиту спутника Луны, изменение и корректировку орбиты, посадку на Луну;
— Изготовление велось в ОП КБХМ. Ведущий конструктор — Рыбаков В.А.
б) Запуск Л15 должен был обеспечить приоритет советской космической техники, вернуть лунный грунт Землю (без посылки на Луну космонавтов). Но, к сожалению, это осуществить на удалось, так как объект Л15, стартовавший 13.06.1969, врезался в гору на Луне при посадке и вышел из строя. Американский старт был осуществлен 16.07.1969 г.
А запуск объектов Л16 и Л17 был осуществлен в 1970 году.
в) За обеспечение работ объектов Л16 и Л17 (возврат грунта с Луны и доставка Лунохода-1 на Луну) 12 сотрудников ОКБ-2 в 1970 году были награждены государственными наградами и премией Ленинского Комсомола (Старыгин В.Ф.). Из КБ — Скорняков Р.А. (орден Ленина), Середа В.К., Малышев В.Я., Бойченко Н.Ф., Зверева М.С., Севрюгин Ю.А.
г) Основные исполнители по разработке двигателя: Исаев А.М., Скорняков Р.А., Середа В.К., Оглезнев Р.И., Богомолов В.Н., Прасолов АФ., Шувалова Л.Г., Китаева Г.С, Попов ВЦ, Петраш Г М., Кочергина Л.Н., Рыбаков В А, Тимофеева ВЛ., а в разработке новых методик КТИ двигателя без переборки и отработки на «утяжеленных» режимах — Трофимов Р.С.

7.2.   Двигатели для обеспечения задач «дальнего» космоса (Д422, Д425, Д425А).

7.2.1. Д422 и Д425
Двигатели для обеспечения посадки на Марс и искусственных спутников Марса: Двигатель Д422
1) Разработан в 1968г., однокамерный, многократного включения (5 раз), глубокий вакуум в течение 300 суток, 2-х режимный, с широким диапазоном изменения тяги (в 30 раз), используется как КТД обеспечивает:
— вторую космическую скорость и траекторию полета;
— коррекцию траектории;
— переход на опорную траекторию;
- переход на орбиту спутника Марса;
- коррекцию орбиты объекта.
2) Две системы баков (вытеснительная, низкого давления). Стабилизация по Т, Р, К.
Управление рулевыми соплами на режиме МТ и рулевыми соплами и камерой на режиме БТ. Монтаж рулевых сопел производится в составе объекта. Управление — путем подачи гелия на ЭПК и пироклапаны.
3) Газовый клапан обеспечивает работу на режиме МТ, перепуская газ из газогенератора на рулевые сопла, минуя турбину (исключая объемную камеру газогенератора при работе на большой тяге).
4) Новый способ запуска двигателя с раскруткой ТНА продуктами сгорания топлива с подачей его в газогенератор непосредственно из топливных баков низкого давления.
5) Остальные решения как в Д417.
6) Испытывался в М69, но не функционировал (АВД на предыдущих ступенях).
7) Основные исполнители по разработке двигателя: Исаев А.М., Скорняков РА., Середа В.К., Оглезнев Р.И., Прасолов А.Ф., Шувалова Л.Г., Рыбаков В.А., Петраш Г.М., Китаева Г.С., Цетлин Ф.В., Попов В.И.

Двигатель Д425:
1) Двигатель разработан в 1969г., однокамерный, по открытой схеме, многократного включения (7 раз), с ТНА, с паузой от 5 часов до 200 суток, в вакууме до 300 суток, на 2-х режимах (БТ и МТ — с разницей тяг в 2 раза).
2) Камера в карданном подвесе (управление Т и Р).
3) Управление двигателем подачей гелия на клапаны.
4) Питание компонентами при пуске обеспечивается системами объекта.
5) Остальные решения — как в Д417 и Д422;
6) Испытывался как КТД М71 для осуществления полета Марсу, зондирования атмосферы Марса и космического пространства.

7.2.2. Д425А
1) Разработан в 1971г. Отличия от Д425:
— изменена настройка золотника;
— изменена конструкция рамы.
2) Испытывался как КТД-М73, М75, В75 и «Вега», обеспечил работу объектов М4, М5, М6, М7, В9 — В16, Вега 1, Вега 2, обеспечил приоритет фотографирования поверхности Венеры, посадку на Марс автоматической станции, спутник Венеры и исследование кометы Вега.
3) Изготовление двигателей Д422, Д425, Д425А велось в ОП ОКБ-2. Ведущий конструктор Рыбаков В А.
4) За обеспечение работ по Венере 9 и 10 (мягкая посадка аппаратов на Венеру и фотографирование ее поверхности) 4 сотрудника КБХМ в 1976 году были награждены государственными наградами и премией Ленинского Комсомола (Астраханцев Ю.В.). Это Середа В.К. (орден Ленина), Петраш Г.М., Рыбаков В.А, Смирнов Ю.М,
5) За обеспечение работ по Марсу (М4, М5, Мб, М7) в 1966 году 4 сотрудника КБХМ были награждены государственными наградами. Из КБ — Прасолов А.Ф. (орден Дружбы Народов).
6) За обеспечение работ по Луне, Венере, Марсу и "Веге" сотрудников КБХМ получили свидетельства участников ВДНХ и медали — золотую (Середа В.К.) и серебряные (Скорняков Р.А., Попов В.И., Прасолов А.Ф.).
7) Основные исполнители по разработке двигателей Д425 и Д425А: Исаев А.М., Богомолов В.Н., Скорняков Р.А., Середа В К., Оглезнев Р.И., Прасолов А.Ф., Шувалова Л.Г., Рыбаков В.А., Петраш Г.М., Китаева Г.С., Попов В.И., Красенков Г.И.

[Salo]

Стр.184-192:

5. ДВИГАТЕЛИ НА КИСЛОРОДЕ И ВОДОРОДЕ

5.1. Двигатель КВД1 — по ТЗ КБ «Салют», для использования в качестве маршевого на разгонном блоке изделия 12КРБ для РН GSLV для Индии с 1991г. Прототипом явились двигатели Д56 и Д56У, разработанные ранее. К настоящему времени проведены 3 успешных натурных испытания в Индии (в 2001, 2003 и 2005гг.).

5.2. Разработаны КД на двигатель КВД1МЗ и БИП МЗ по ТЗ КБ «Салют» в 2000г, (выведение на геопереходную и геостационарную орбиты) Прототипом являются двигатель КВД1 и БИП ЗД06-4.
Проведены проектные разработки вариантов КВД1М, КВД1М1, КВД1М2.

5.3. Другие двигатели на кислороде-водороде Выполнены проектные разработки КВД1М4 и КВД1М5

6. ЛЮМИНАЛ (ТИКСОТРОПНОЕ ТОПЛИВО)
До 1990г. был отработан экспериментальный двигатель С7.86.130В2 тягой 10 тонн на тиксотропном топливе «Люминал» (смесь 59% по массе гидразина, 40% алюминиевого порошка и 1% загустителя САКАП) по ТЗ ГРЦ им .Макеева.

7. МЕТАН
Ведутся работы по двигателям на метане (разработка КД изготовление и испытание).
1) С5.84.140 - НИР (РКА) - 1995г.
2) С5.84.140А - НИР (РКА) - 1998г. и продолжается
3) С7.87.240 - НИР (РКА) - 2000 г.
4) С5.86.1000-0 - НИР (демонстратор для ИЦ им.Келдыша) - 2003г.

Применение метана — более чистого и дешевого топлива по сравнению с основными компонентами.
Прототип — двигатель КВД1.

8. ДВИГАТЕЛЬ С7.81.83У
Проведены работы по отработке многоразового (3 включения) двигателя, 1980—1991гг. Прототип — двигатель Д39

9.Проведены проектные разработки следующих двигателей и установок:
1) С5.231, С5.232, С5.233, С5.234. С5.235 - для МКБ «Радуга» г.Дубна в 1980— 1991гг.; 1,2  и 3 ступени и блок управления для запуска с самолета «Антей».
Прототипы - двигатели Д38, Д39, С5.92.
2) Двигатель С5.76
Для 3-ей ступени ракеты-носителя «Ариан» (Франция), 1997-1998гг.
Прототип — двигатель Д76, снятый с вооружения, с возможностью использования агрегатов-Особенности:
— многократное включение;
— обеспечение герметичности уплотнений ТНА для разделения полостей насоса и турбины.
3) Двигатель С5.135 для ГРЦ им.Макеева, 1991 г., для запуска с самолета АН-122 и ИЛ-76. Прототип — двигатель ЗД39.
4) Устройство аварийной продувки цистерн главного балласта подводных лодок — С5.363 для СПМБМ «Малахит» (г.Санкт-Петербург), 1990г. Продувка предполагается газом каталитического разложения однокомпонентного топлива на основе гидразина.
5) Блок подачи С5.129, 1989- 1990 гг.
6) Двигатели на базе двигателя Д38 для ГРЦ им.Макеева, 1986г., 3-х камерный, запуск с плавучей базы.
7) Двигатель на базе двигателя Д38-01 для ГРЦ им.Макеева, 1986г., с использованием в 2-х ступенях, запуск с самолета.
8 ) Двигатели на базе двигателя Д38 для объектов «Днепр» и «Днепр-2».

10.Постоянно ведутся работы по установлению срока службы загарантийных двигателей, особенно актуальна эта работа с момента прекращения производства двигателей для обеспечения возможности использования имеющегося задела.

11.Проведены разработки, выпущены рабочие чертежи установок для народного хозяйства:
1) 255У 298. Установка УГНС (глушение нефтяных скважин при пожаре) для ВНИИ Морнефтегаз г.Москва, 1992г. Не требует трудоемких подготовительных работ. Работает с автономным энергообеспечением, обслуживает группы скважин. Рабочее тело — вода и водные солевые растворы, работает без нарушения экологии. Расход 50— 100литр/сек. Напор — 20—70 МПа, непрерывной работы — 30 мин, число включений — 10;
2) 255У.322 ВСТК (высоконапорный скважинный турбонасос) — насосная установка сбрасываемого типа (НУСТ) для ВНИИ Морнефтегаз г.Москва, 1980- 1995гг. Обеспечивает одновременно добычу и транспортирование нефтепродуктов на расстояние 100 — 200 км Глубина погружения — до 2500 м. Производительность — до 400 мЗ/сутки;
3) 255У.396. Установка для дозирования и упаковки мяса, для Агропрома, 1995 - 1996 гг.

12.Работы, проведенные с 1991г.
12.1. Разработка и проведение отработки двигателя КВД1.
12.2. Разработка двигателя Д49У (модернизация Д49) Работа приостановлена в 1997г
12.3. Продолжалось серийное производство двигателей Д38-01.Д39-01,Д36-01,Д49.
12.4. Разработка ДУД07 и БИП Д06-4. Работа приостановлена в 1998г
12.5. Разработка генератора С02 лазер, приостановлена в 1992г.
12.6. Активно велись работы по продлению срока службы всех двигателей разработки КБ ХМ.
12.7. Проводились работы по перспективе:
— двигатель КВД1МЗ и БИП МЗ, других кислородно-водородных двигателей;
— двигателей на новых компонентах - гидразин и метан.

[Salo]

9.Проведены проектные разработки следующих двигателей и установок:
1) С5.231, С5.232, С5.233, С5.234. С5.235 - для МКБ «Радуга» г.Дубна в 1980— 1991гг.; 1,2 и 3 ступени и блок управления для запуска с самолета «Антей».
Прототипы - двигатели Д38, Д39, С5.92.

Получается у Бурлака-Дианы был предшественник.

[Salo]

3) Двигатель С5.135 для ГРЦ им.Макеева, 1991 г., для запуска с самолета АН-122 и ИЛ-76. Прототип — двигатель ЗД39.

Тоже интересный вариант.