ЛитМир - Электронная Библиотека
Содержание  
A
A

Водородный двигатель RL-10 для «Кентавра», разработанный фирмой «Пратт энд Уитни», имел тягу всего 6,8 тс. Но это был первый в мире ЖРД с рекордной по тем временам удельной тягой 420 единиц. В 1985 году вышла в свет энциклопедия»Космонавтика»[6], главным редактором которой был академик Глушко. В этом издании Глушко воздает должное водородным ЖРД и работам американцев.

В статье «Жидкостный ракетный двигатель» написано: «При равной стартовой массе РН они (кислородно-водородные ЖРД) способны вывести на околоземную орбиту втрое больший полезный груз, чем кислородно-керосиновые ЖРД».

Однако известно, что в начале своей деятельности по разработке ЖРД Глушко отрицательно относился к идее использования в качестве горючего жидкого водорода. В книге[7] «Ракеты, их устройство и применение» Глушко приводит сравнительную оценку ракетных топлив для случая движения в космическом пространстве, пользуясь формулой Циолковского. В заключение расчетов, анализ которых не входит в мою задачу, 27-летний инженер РНИИ в 1935 году писал: «Таким образом, ракета с водородным топливом будет иметь большую скорость, чем ракета того же веса с бензином, лишь в том случае, если вес топлива будет превышать остальной вес ракеты более чем в 430 раз… Отсюда мы видим, что мысль об использовании жидкого водорода в качестве горючего должна быть отброшена».

Ошибку молодости Глушко понял не позднее 1958 года, судя по тому, что завизировал постановление, предусматривающее в числе прочих мероприятий также и разработку ЖРД на водороде. К сожалению, в практических разработках водородных ЖРД СССР отстал от США в самом начале лунной гонки. Это отставание во времени нарастало и оказалось в конечном счете одним из факторов, определивших существенное преимущество американской лунной программы.

Отрицательное отношение Глушко к кислородно-водородной паре в качестве топлива для ЖРД было одной из причин резкой критики со стороны Королева и особенно Мишина. Среди ракетных топлив кислородно-водородная пара по эффективности находится на втором месте после фторо-водородного топлива. Особое возмущение вызвало сообщение, что Глушко создает на берегу Финского залива специальный филиал для испытаний фтористых двигателей. «Он может Ленинград отравить своим фтором», – неистовствовал Мишин.

Справедливости ради надо сказать, что, став генеральным конструктором НПО «Энергия», при разработке ракетно-космического комплекса «Энергия» – «Буран» Глушко пришел к решению о создании второй ступени на кислородно-водородном двигателе.

На примере использования водорода для двигателей тяжелых носителей можно показать, что правительства ни США, ни СССР не определяли таких вопросов. Это было всецело компетенцией руководителей разработок.

В 1960 году руководство НАСА одобрило три форсированных этапа программы «Сатурн»:

«Сатурн С-1»-двухступенчатая ракета с первым запуском в 1961 году, вторая ступень на водороде;

«Сатурн С-2» – трехступенчатая ракета с запуском в 1963 году;

«Сатурн С-3» – пятиступенчатая перспективная ракета.

Для всех трех вариантов проектировалась единая первая ступень с ЖРД на топливе кислород – керосин. Для второй и третьей ступеней фирме «Рокетдайн» заказывались кислородно-водородные двигатели J-2 на тягу 90,7 тс. Для четвертой и пятой ступеней фирме «Пратт энд Уитни» заказывались двигатели LR-115 с тягой 9 тс или упоминавшийся уже «Кентавр» с тягой до 7 тс.

После дискуссий и экспериментов окончательно пошли в разработку, производство и на летные испытания три вида ракет-носителей типа «Сатурн»:

«Сатурн-1», предназначенный для экспериментальных полетов с целью отработки на орбите ИСЗ макетов корабля «Аполлон». Эта двухступенчатая ракета стартовой массой 500 тонн выводила на орбиту ИСЗ полезный груз до 10,2 тонны;

«Сатурн-1B», разработанный как модификация «Сатурна-1». Он предназначался для пилотируемых орбитальных полетов с целью отработки модулей корабля «Аполлон» и операции сближения и стыковки. Стартовая масса «Сатурна– 1В» составляла 600 тонн, а масса полезного груза 18 тонн. Вторая ступень «Сатурна-1B» на кислороде и водороде отрабатывалась с целью использовать ее аналог в качестве третьей ступени следующей окончательной модификации «Сатурнов»;

«Сатурн-5» – окончательный вариант трехступенчатого носителя для лунной экспедиции, заменивший пятиступенчатый «Сатурн С-3».

Еще раз возвращаясь к проблеме водородных двигателей, хочу обратить внимание на то, что ЖРД J-2 начал разрабатываться фирмой «Рокетдайн» по контракту с НАСА в сентябре 1960 года. В конце 1962 года этот высотный мощный водородный двигатель уже проходил огневые стендовые испытания, развивая тягу, соответствующую 90 тс в пустоте.

Превзойти эти достижения фирмы «Рокетдайн» по параметрам кислородно-водородного ЖРД удалось фирме, основанной в Воронеже Косбергом. Главный конструктор Александр Конопатов создал в 1980 году для второй ступени ракеты «Энергия» ЖРД РД-0120 тягой в пустоте 200 тс и удельным импульсом 440 единиц. Но это случилось через 25 лет!

Американцами предусматривались также и перспективы использования вместо ЖРД на второй или третьей ступени ядерного двигателя. Работа по этому двигателю в программе под шифром «Ровер» в отличие от работ по ЖРД была строго засекречена даже для сотрудников Центра им. Дж. Маршалла.

По планам НАСА предлагалось осуществить запуски «Сатурнов», постепенно усложняя программу с таким расчетом, чтобы в 1963 – 1964 годах иметь полностью отработанный тяжелый носитель.

Несмотря на авторитет Вернера фон Брауна, разработка проекта лунной экспедиции проходила в обстановке острых дискуссий вокруг выбора ракеты-носителя и принципиальной схемы полета.

В июле 1961 года в США был создан специальный комитет по ракетам-носителям. В комитет вошли руководители НАСА, Министерства обороны, ВВС и некоторых корпораций. Комитет предложил разработать ракету-носитель «Сатурн С-3» в трехступенчатом варианте. Существенно новым было решение комитета о разработке ЖРД F-1 фирмой «Рокетдайн» тягой 680 тс для первой ступени.

«Сатурн С-3» по расчетам способен был вывезти на орбиту ИСЗ 45-50 тонн и к Луне всего 13,5 тонн. Этого было недостаточно, и НАСА, поощряемое позицией президента, смело расширяет фронт работ по лунной программе.

Два мощных научных коллектива НАСА – Центр пилотируемых аппаратов в Хьюстоне (позже космический центр им. Джонсона) и Центр им. Дж. Маршалла, разрабатьшавший носители, – предлагали разные варианты экспедиции.

Хьюстонские инженеры предлагали самый простой прямой вариант полета: три астронавта в космическом корабле стартуют к Луне с помощью очень мощной ракеты и летят кратчайшим путем. По этой схеме космический корабль должен иметь такие запасы топлива, чтобы совершить прямую посадку, затем взлет и возвратиться на Землю без всяких промежуточных стыковок.

По расчетам «прямой» вариант требовал для возвращения на Землю стартовой массы на поверхности Луны 23 тонны. Чтобы получить такую стартовую массу на Луне, требовалось вывести на орбиту ИСЗ 180 тонн, а на траекторию к Луне 68 тонн. Такую массу одним пуском способна была бы вывести ракета-носитель «Нова», проект которой рассматривался в Центре им. Дж. Маршалла. Это чудовище по предварительным расчетам имело стартовую массу свыше 6000 тонн. Создание подобной ракеты, по мнению оптимистов, уходило далеко за 1970 год и комитетом было отвергнуто.

Центр им. Дж. Маршалла, в котором работали немецкие специалисты, вначале предлагал двухпусковой околоземный орбитальный вариант. На орбиту Земли выводится беспилотная разгонная ракетная ступень. На орбите Земли предполагалась ее стыковка с третьей пилотируемой ступенью, имеющей необходимый для разгона к Луне запас водорода. На земной орбите кислород разгонной ракеты перекачивается в пустой бак окислителя третьей ступени и такая кислородно-водородная ракета разгоняет космический корабль к Луне. Далее могут быть два варианта: прямая посадка на Луну или предварительный выход на орбиту искусственного спутника Луны (ИСЛ). Второй вариант был предложен еще Юрием Кондратюком и независимо от него Германом Обертом в двадцатых годах.

вернуться

6

Космонавтика: Энциклопедия / Гл.ред. В.П. Глушко. М.: Сов.энциклопедия, 1985. 528 с.

вернуться

7

Лангемак Г.Э., Глушко В.П. Ракеты, их устройство и применение. М.-Л.: изд.ОНТИ НКТП СССР, 1935.

14
{"b":"6178","o":1}