Воронежское КБ "Химавтоматика", известное также, по имени своего основателя, как "фирма Косберга", прославившееся созданием жидкостных ракетных двигателей для верхних ступеней ракет-носителей "Союз", "Протон", мощнейшего советского водородного двигателя для "Энергии", представило, наконец, советский ЯДЕРНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ.

ДЛЯ "ДАЛЬНЕКОСМИЧЕСКИХ" АМБИЦИЙ. Жидкостные (шире химические) ракетные двигатели открыли человеку дорогу в космос - на околоземные орбиты. Но дальше двигаться на этой энергетической базе просто не имеет смысла: скорость истечения реактивной струи в них не превышает 4.5 км/с, а для межпланетных полетов нужны десятки километров в секунду. Они же не помешают и для некоторых околоземных маневров, например для изменения плоскости орбиты. А чтобы получить конечную скорость больше скорости истечения нужно, по формуле Циолковского, чтобы отбрасываемая масса была значительно больше остающейся. В свою очередь, для дальних полетов эта конечная масса тоже не маленькая...

Короче, пределы возможностей химических двигателей были видны давно, а следующей ступенью по объему энергетического выхода были ядерные реакции. Не удивительно, что работы по ядерным ракетням двигателям - ЯРД - начались в нашей стране и в США еще в 50-х годах. Но если названия американских программ "Нерва" и "Ровер", опытных реакторов "Киви" и "Феб" хорошо известны не только специалистам, но и просто любопытным, то об отечественных разработках в этой области до недавнего времени прихдилось только догадываться.

Впрочем, это в какой-то степени соответствовало вниманию рукводства государства и космической отрасли, объемам финансирования, а значит и темпам разработок. Считая, что атомные двигатели могут быть применены уже в межконтинентальных баллистических ракетах, а там, глядишь, и на Марс пора, американцы, вложив миллионы, в середине 50-х годов постороили в 100 милях к западу от Лас-Вегаса грандиозный испытательный комплекс и уже в июле 1959 г. провели первые "огневые" испытания двигателя с реактором "Киви".

К середине 70-х годов в рамках программы "Нерва-2" предполагалось создать ЯРД с тягой около 30 тонн (ну, ЖРД к этому времени давали 680-720 т), а скоростью истечения - 8.1 км/с! Но к этому времени МБР были уже созданы, на Марс лететь расхотелось, да еще Вьетнам... Наконец, нужно было выбирать: или ЯРД, или "Шаттл", выбрали "Шаттл", и в 1973 г. программа была закрыта.

"НЕСИММЕТРИЧНЫЙ" ОТВЕТ. У нас хватило ума не форсировать работы - или, скорее, не хватило на это сил. Зато научные исследования пошли сразу в нескольких направлениях: космические энергетические установки, ЯРД с твердой активной зоной (энерговыделение которых ограничено температурой плавления ТВЭЛов) и ЯРД "газофазные", где такого ограничения нет, и скорость истечения может быть увеличена еще в несколько раз - правда ценой колоссальной сложности отработки и испытаний и невозможности работы в атмосфере. Работами этими занялся НИИ тепловых процессов - головной научно-исследовательский институт по ракетным двигателям. Широко привлекались и атомщики, головным по реакторам был институт им. Курчатова. А собственно-двигателем занялось КБ "Химавтоматика".

Вот только денег на комплекс типа американского не нашлось. Именно поэтому полномасштабные испытания ЯРД в нашей стране до сего дня не проводились - двигатель может работать только с жидким водородом в качестве рабочего тела, испытывать ядерные энергоустановки можно только на Семипалатинском полигоне (кстати, экспериментальные стенды работают и по сей день), но криогенного водородного комплекса там нет!..

А что же есть? Испытания проводятся двух типов. Во-первых, "горячий" прогон реактора с энергосъемом газообразным водородом. Теплоемкость у него меньше, чем у жидкого, поэтому не все режимы возможны, однако современное состояние реакторостроения позволяет экстраполировать результаты. Главное здесь - чисто "ядерные" параметры предельно облегченного высоконагруженного реактора.

Во-вторых, это газодинамические испытания - продувка тем же газообразным водородом всего газового тракта. Очень важно, чтобы газ тек сквозь активную зону именно так, как расчитано.

Весь проведенный комплекс испытаний позволяет утверждать, что двигатель РД-0410 за 10 включений в течении 1 часа (3600 сек.) будет выдавать тягу 3.6 т и скорость истечения 8,93 км/с при тепловой мощности реактора 196 МВт. Агрегат с теневой защитой но без высотного сопла имеет длину 3.6 м, диаметр 1.6 м и массу 2 тонны.

Нужно отметить, что размерность выбиралась только из одного соображения - чтобы можно было испытать установку на существующих стендах. Но имеющиеся технологии позволяют без принципиальных изменений конструкции и почти не меняя размеров и массы создать двигатель тягой до 40 тонн - для межпланетных кораблей, стартующих с околоземной орбиты, или межорбитальных транспортеров этого больше чем достаточно.

Можно и больше, но тогда нужно перекомпоновывать тепловыделяющую сборку. Дело в том, что управление реактором осуществляется не пресловутыми стержнями, вводимыми в активную зону, а поворотными барабанами, заполненными карбидоим бора, и расположенными в бериллиевом отражателе по ее периферии. Понятно, что такая схема (кстати, типовая для отечественных реакторов космического назначения, и известном "Топазе" то же самое) работает только при определенной геометрии реактора.

УСТАРЕЛИ, НЕ РОДИВШИСЬ. Несмотря на печальное, в целом, положение дел что в двигателестроении, что в космонавтике, программа ядерного ракетного двигателя еще теплится. Глупо отрицать ее конверсинонный потенциал: даже без учета двойного использования появившихся в ходе создания ЯРД технологий, в лоб - как правило, реакторы такой мощности весят значительно больше, а энергия - это то, чего всем не хватает.

Но найдут ли применение ЯРД в той области, для которой они создавались?

Они значительно эффективнее ЖРД, но только в определенном диапазоне. Они не могут запускаться на Земле. Они не могут и возвращаться на Землю из-за остаточной радиации. Они требуют тяжелой радиационной защиты. Их скорость истечения (специалисты чаще применяют термин "удельный импульс", измеряется в секундах, численно равен скорости истечения в м/с, деленной на ускорение свободного падения на Земле) все равно не достаточна для эффективного решения межпланетных задач

***

ЯРД, конечно, стоит иметь - межпланетные полеты могут понадобиться раньше, чем будут доведены "полевые" двигатели. Но, может и к лучшему, что в нашей стране эти работы не вышли из стадии научно-исследовательских. Не случайно в Штатах испытательный комплекс ядерных двигателей окрестили "Страной дураков"...

Ученые и инженеры, работающие в области космонавтики, всегда стремились создавать наиболее эффективные ракетные двигатели. Понятно, что они не могли не попытаться использовать ядерную энергию для нагрева рабочего тела. Ведь это сулило большие перспективы в освоении ближнего и дальнего космоса, позволяло сделать доступным полет космонавтов на Марс. Однако всевозможных трудностей, в том числе финансовых, возникло очень много, и сегодня ни Россия, ни США не имеют вполне пригодных для установки на космический аппарат ядерных ракетных двигателей (ЯРД). Может быть, главная причина в том, что реально ЯРД не планировалось применять для военной ракетно-космической техники. Тем не менее СССР и США примерно в одно время создали и испытывали на стендах прототипы таких двигателей. И если об этих работах в Америке можно было прочитать в специальной литературе, то сведения о советской программе в открытых источниках до последних лет отсутствовали.

Что же представляет собой ядерный ракетный двигатель? Многие его системы устроены так же, как у жидкостного ракетного двигателя (ЖРД). Только температура рабочего тела, истекающего из сопла и создающего тягу, повышается не за счет реакции окисления (горения) двух компонентов, а за счет тепловой энергии, выделяющейся в процессе деления ядер радиоактивного вещества. Вместо камеры сгорания, как у ЖРД, в ядерном двигателе размещен реактор, способный нагреть газ более чем до 3000 К. Эта температура ограничивается стойкостью применяемых материалов.

Но почему ЯРД в несколько раз эффективнее ЖРД? Ведь он гораздо сложнее, имеет во много раз большую массу, нуждается в специальных системах защиты и безопасности, громоздок. Дело в том, что в реакторе можно разогревать любой газ, а энергетическая эффективность ракетного двигателя тем выше, чем это рабочее тело имеет меньшую молекулярную массу. Вот и получается, что если в ЯРД применить водород, то скорость истечения его из сопла будет в 3 раза выше, чем в лучшем - кислородно-водородном ЖРД. Все потому, что молекулярная масса в первом случае - 2 г/моль, а во втором - 18. Значит, для космического полета потребуется существенно меньше рабочего тела.

Делящееся вещество в активной зоне реактора может находиться в твердом, жидком или газообразном состоянии. До полноразмерных натурных испытаний дошли ЯРД только первого типа. Их реакторы состоят из тепловыделяющих сборок, содержащих соединение урана-235 с замедлителем нейтронов (для уменьшения массы урана с десятков до нескольких килограммов) и окруженных отражателем нейтронов, а также из устройств, обеспечивающих запуск, регулирование и останов.

Разработку и испытания ЯРД вели только СССР и США. С 1955 года в Америке приступили к выполнению программы по созданию ядерных реакторов типа NERVA, предназначенных для космических ракетных двигателей. Отработка велась сразу на опытных полноразмерных реакторах без сопла - Kiwi. При этом тепловыделяющие элементы часто разрушались из-за трещин в защитном покрытии. В конце 1963 года была поставлена задача осуществить общую разработку технологии ЯРД для обеспечения в 2014-2016 гг. пилотируемого полета к Марсу.

До 1972 года прошли испытания 20 ядерных реакторов, в том числе система NRX-A6 в течение одного часа работы реактора на полной мощности. 28 запусков стендовых ЯРДов имели суммарную продолжительность около 4 ч. Испытания проходили на полигоне в штате Невада.

В одном из вариантов ЯРД NERVA предварительно подогретый в рубашке охлаждения сопла и корпуса реактора водород поступает в тепловыделяющие сборки, где за счет специально развитой поверхности теплообмена обеспечивается его нагрев до 2360 К. Часть горячих газов отбирается для привода турбины турбонасосного агрегата, что обеспечивает расход водорода до 40,7 кг/с и тягу 33,6 т при тепловой мощности реактора 1510 МВт и его массе 3400 кг.

В СССР проектирование первых ЯРД велось во второй половине 50-х годов. Этими работами занимались КБ главных конструкторов А.М. Люльки, С.А. Лавочкина, В.М. Мясищева, М.М. Бондарюка, В.П. Глушко совместно с рядом научно-исследовательских институтов - НИИТП, ЦИАМ, ИАЭ, ВНИИНМ.

***

Уже летом 1959 года сотрудники НИИТП В.М. Иевлев и Ю.А. Трескин доложили о постановке эксперимента на реакторе ИГР, первый запуск которого состоялся в 1961-м. Конструкции совершенствовались, и в 1975-1989 гг. на реакторе ИВГ-1 была выполнена отработка тепловыделяющих сборок на ресурс в форсированном режиме при температурах до 3100 К и тепловых потоках 20 кВт/см3 (на порядок выше, чем в США). А на стендовом реакторе ЯРД минимальной размерности ИРГИТ проводились запуски при мощности до 60 МВт и температуре 2650 К. В отличие от американских российские ученые использовали более экономичные и эффективные испытания отдельных тепловыделяющих элементов в исследовательских реакторах.

Все это в 70-80-е годы позволило в КБ "Салют", КБ химавтоматики, ИАЭ, НИКИЭТ и НПО "Луч" (ПНИТИ) разрабатывать различные проекты космических ЯРД и ядерных энергодвигательных установок. В КБ химавтоматики при научном руководстве НИИТП (за элементы реактора отвечали ФЭИ, ИАЭ, НИКИЭТ, НИИТВЭЛ, НПО "Луч", МАИ) создавались ЯРД РД 0411 и ядерный двигатель минимальной размерности РД 0410 тягой 40 и 3,6 т соответственно. В результате были изготовлены реактор, "холодный" двигатель и стендовый прототип для проведения испытаний на газообразном водороде. В отличие от американского, с удельным импульсом не больше 8250 м/с, советский ЯРД за счет более жаростойких и совершенных по конструкции тепловыделяющих элементов и высокой температуры в активной зоне имел этот показатель равным 9100 м/с.

Стендовая база для испытаний ЯРД объединенной экспедиции НПО "Луч" размещалась в 50 км юго-западнее г. Семипалатинск-21. Она начала работать в 1962-м. В 1971-1978 гг. на полигоне испытывались натурные тепловыделяющие элементы прототипов ЯРД. При этом отработанный газ поступал в систему закрытого выброса. Стендовый комплекс для полноразмерных испытаний ядерных двигателей "Байкал-1" находится в 65 км к югу от г. Семипалатинск-21. С 1970 по 1988 год проведено около 30 "горячих" пусков реакторов. При этом мощность не превышала 230 МВт при расходе водорода до 16,5 кг/с и его температуре на выходе из реактора 3100 К. Все запуски прошли успешно и безаварийно.

В настоящее время подобные работы на полигоне прекращены, хотя оборудование поддерживается в работоспособном состоянии. Стендовая база НПО "Луч" - единственный в мире экспериментальный комплекс, где можно без значительных финансовых и временных затрат проводить испытания элементов реакторов ЯРД. Не исключено, что возобновление в США работ по ЯРД для полетов к Луне и Марсу в рамках программы "Космическая исследовательская инициатива" с планируемым участием в них специалистов России и Казахстана приведет к возобновлению деятельности семипалатинской базы и осуществлению "марсианской" экспедиции в 20-е годы следующего столетия.

Дальнейшим развитием ЯРД является концепция ядерной двигательно-энергетической установки на основе высокотемпературного газофазного реактора - ГФЯР. В России и США эти работы находятся на стадии научных исследований и осуществления базового реакторного эксперимента по комплексному исследованию рабочих процессов. Как упоминалось, разогрев рабочего тела в ЯРД с твердофазным реактором ограничен температурой тепловыделяющих элементов и стойкостью их материала. А чем выше температура, тем больше удельный импульс двигателя. И если использовать газообразное ядерное топливо, то эта проблема снимается. Появляются возможности увеличения удельного испульса до 20-30 км/с при температуре рабочего тела до 12000 К.

В основе одного из проектов такой установки - высокотемпературный ГФЯР со вспомогательными подвижными твердофазными тепловыделяющими сборками, которые обеспечивают критическую массу ядерного горючего. В центральной цилиндрической полости ГФЯР - рабочей камере - за счет магнитного поля соленоида, окружающего реактор, формируется малорасходная, "застойная", зона. Уран, находящийся в ней в газовой фазе, разогревает до температуры выше 9000 К протекающий водород за счет распределенных в газе лучепоглощающих добавок и не смешивается с ним. Истекающая из сопла плазма обладает высокой электропроводностью и обеспечивает получение электрической энергии во встроенном в сопло МГД-генераторе. Эта энергия необходима для питания соленоида, насосов, подающих рабочее тело, и бортовых систем аппарата. Некоторая часть урана постоянно уносится потоком водорода в окружающее пространство, но система подачи ядерного горючего все время компенсирует его убыль.

Энергоснабжение космического аппарата с ГФЯРД на режиме выключенной рабочей камеры осуществляют две газотурбинные энергоустановки общей мощностью 200 кВт с нагревом рабочего тела в твердофазных тепловыделяющих сборках. По расчетам, такой ГФЯРД будет иметь тягу 17,3 т при давлении в рабочей камере 100 кг/см2 и скорости истечения водорода 20 км/с. Продолжительность работы на номинальном режиме при пяти включениях - около 3,5 ч. Мощность МГД-генератора должна составлять 25 МВт.

Возможно, разработки ЯРД и ГФЯРД несколько опередили свое время. Однако они вовсе не столь преждевременны, как может показаться. Ведь подготовка пилотируемой "марсианской" экспедиции длится десятилетия, и энергетику для нее нужно готовить заблаговременно. Сейчас существует несколько российских и американских проектов пилотируемых комплексов с ЯРД для экспедиции на Марс. В них предполагается использовать уже испытанные конструкции, которые показали свою работоспособность, так что труды ученых и конструкторов не пропадут даром. Да они и не могут оказаться напрасными, потому что значительно продвинули вперед науку, технику и технологию. За счет применения некоторых "ноу-хау" в России и за рубежом удается получать средства для продолжения исследований

Фрагмент статьи С.Александрова и статья Леонида Квасникова ( доктор технических наук, профессор, МАИ) и Анатолия Костылева(доктор технических наук, НЦ им. М. В. Келдыша)

Назначение

Получение экспериментальных данных для проектирования натурных гиперзвуковых силовых установок для воздушно-космических систем (в т.ч. на режимах, нереализуемых при наземных испытаниях)

Описание разработки

Представляет собой трехмодульный гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель с размером по входу в проточный тракт 150х150мм для каждого модуля. Диапазон работы по числу Маха полета от 6 до 14. Экологичность: на уровне современных норм.

По отношению к лучшим отечественным образцам в России аналогов нет. По отношению к лучшим мировым образцам: ГПВРД аналогичного типа созданы фирмами Пратт-Уитни (США) и МББ (Германия), но с меньшими диапазонами работы по числу Маха полета (до Мп=8 и 7 соответственно).

Предложения по сотрудничеству

Поиск потенциальных инвесторов. Требуемый объем инвестиций: 10 млн.долл.

Конкретные потребители: РКА (Российское космическое агенство), ESA (Европейское космическое агенство), NASA (США).

Летные испытания водородных гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ГПВРД) в составе гиперзвуковой летающей лаборатории "Холод"

ГЛЛ "Холод" создана на базе зенитной ракеты SA-5, используемой для этих работ в соответствии с программой конверсии ракетной техники в России. При этом к маршевой ступени SA-5 вместо боевой части подстыковываются головные отсеки ГЛЛ "Холод", в которых размещаются бортовая емкость с жидким водородом, система управления полетом, бортовая система измерений и передачи информации, система подачи жидкого водорода в камеру сгорания с регулятором расхода и, наконец, экспериментальный ГПВРД осесимметричной конструкции, расположенный в носовой части ракеты.

В создании ГЛЛ "Холод" и проведении гиперзвуковых летных экспериментов участвовали фирмы России (МКБ "Факел", Тураевский "Союз", КБХА) и Казахстана (НЦРЭС, КазГНУ)

В такой конфигурации проведено 5 полетов ГЛЛ "Холод". Максимальная достигнутая скорость полета ГЛЛ "Холод" составила 1855 м/с, что соответствует числу Маха Мf=6,49. Совершенная система охлаждения жидким водородом обеспечила работоспособность ГПВРД в течение заданных 77 секунд работы при температурах газов в камере выше 3300 К.

Большую часть гиперзвуковых летных экспериментов ЦИАМ проводил по контрактам с фирмами Франции (ONERA, Aerospatiale, SNECMA-SEP) и США (NASA).

Организация - разработчик:

ГНЦ РФ "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И.Баранова"

Ионный двигатели и двигатели Холла, часто причисляют к т.н. электроракетным двигателям ( тяга в которых обеспечивается за счёт электрической энергии ), являются, конечно реактивными двигателями

Рабочее тело ионизируется ( реактивная струя ионов ) и разгоняется электрическим ( в ионных двигателях ) или магнитным ( в двигателях Холла ) поле. Пеимущество таких двигателей - чрезвычайно высокий удельный импульс ( из-за высокой скорости реактивного ионного потока ), гораздо выше чем у, даже Ядерных ракетных двигателей ( ЯРД ). Соответственно, будут использоваться для межпланетных, ( в далёком будующем и для межзвёздных ) полётов, для межорбитального манёвра спутников, а для стабилизации спутников на орбите такие двигатели уже используются

Ракета-носитель легкого класса, разработанная в КБ «Салют» (бывшее КБ В.Н.Челомея). Создана на базе межконтинентальной баллистической ракеты (МБР) УР-100Н (SS-19 Stilleto по западной классификации; РС-18 по терминологии советско-американского договора ОСВ-1), принятой на вооружение в 1975 году. В настоящая время ракета снята с боевого дежурства, что позволило провести конверсию этой МБР и создать на ее базе ракету-носитель «Рокот». Старт РН осуществляется из шахтного пускового контейнера. Кроме того, предусмотрен вариант старта РН из пускового контейнера, находящегося на наземном стартовом столе. РН «Рокот» должна стать штатным носителем космодрома Свободный, где имеется пять шахтных пусковых установок МБР УР-100Н. Кроме того на космодроме Плесецк ведутся работы по обеспечению пусков РН «Рокот» с наземной пусковой установки

РН «Рокот» - трехступенчатая ракета. Первая и вторая ступени - ракетный блок МБР УР-100Н. В качестве третьей ступени используется разгонный блок «Бриз». Длина ракеты - 27,7 метров, диаметр - 2,5 метра. Стартовая масса (без полезного груза) - 107 тонн. РН способна выводить полезный груз массой 1950 килограмм на орбиту высотой 200 километров или 1250 килограмм на орбиту высотой 1500 километров. Относительная масса полезного груза - 1,82 %. Ступени соединены последовательно (схема «тандем»). Разделение первой и второй ступеней происходит по полугорячей схеме, второй и третьей - по холодной. В качестве компонент топлива все ступени используют азотный тетраксид и несимметричный диметилгидразин

Двигательная установка первой ступени состоит из четырех маршевых жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) РД-0233/0234 конструкции Косберга. Двигатели имеют турбонасосную ситему топливоподачи с дожиганием окислительного газа. Общая тяга двигательной установки первой ступени составляет 1880 кН. Верхнее днище бака окислителя первой ступени имеет сложную форму и состоит из конической части, направленной внутрь бака, и сферической центральной части, имеющей выпуклость наружу. В образовавшемся таким образом пространстве размещается сопло маршевого ЖРД второй ступени. Разделение первой и второй ступени происходит за счет рулевого двигателя второй ступени, который запускается до подачи команды на выключение ЖРД первой ступени. Торможение первой ступени осуществляется пороховыми двигателями, установленными на хвостовом отсеке

Двигательная установка второй ступени включает в себя маршевый ЖРД РД-0235/0236 конструкции Косберга и четырехкамерный рулевой двигатель. Маршевый двигатель имеет схему топливоподачи с дожиганием, а рулевой - без дожигания генераторного газа. Общая тяга двигательной установки второй ступени составляет 255 кН. Отделение третьей ступени от второй происходит при неработающем ЖРД третьей ступени за счет тяги тормозных двигателей второй ступени

Третья ступень - разгонный блок (РБ) «Бриз» - обеспечивает до 25 включений маршевого ЖРД и имеет рабочий запас топлива до 5150 килограмм. Топливный отсек цилиндрический с совмещенным днищем при переднем размещении бака окислителя. Верхнее днище бака окислителя сферическое, а нижнее имеет сложную форму и образует полусферическую нишу. Тяга двигательной установки РБ «Бриз» - 19,6 кН. Удельный импульс - 3193 Нс/кг. Заправка РБ «Бриз» компонентами топлива предусмотрено производить в заводских условиях

Официально начало работ по созданию глобальной ракеты датируется 24 сентября 1962 года, когда было принято соответсвующее Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР

Этим документом задавалось создание новой мощной мощной баллистической ракеты в трех вариантах:

- межконтинентальная баллистическая ракета (индекс изделия 8К713), способная доставить на дальность 12000 км моноблочный термоядерный заряд мощностью свыше 5 Мт;

- глобальная ракета (индекс изделия 11А513), способная вывести на околоземную орбиту орбитальный блок, который, после нескольких витков вокруг Земли, своей боеголовкой мощностью до 2,2 мегатонн мог поразить цель в любой точке земного шара;

- противоспутниковая ракета (индекс изделия 8К513), способная поражать спутники на рабочих орбитах.

Головная роль в разработке ракет во всех вариантах отводилась ОКБ-1. Возглавил работы Сергей Павлович КОРОЛЕВ.

Вероятнее всего, проектирование нового носителя начались в ОКБ-1 задолго до принятия Постановления. Ведь неспроста еще 15 марта 1962 года тогдашний Первый секретарь ЦК КПСС, Председатель Совета Министров СССР Никита Сергеевич ХРУЩЕВ заявил, что «мы можем запускать ракеты не только через северный полюс, но и в противоположном направлении». Кроме того, создание такой ракеты, способной преодолеть систему противоракетной обороны вероятного противника (то есть США; другого противника у нас в те годы не было), диктовалось реалиаями международной обстановки начала 60-х годов. Да и Сергей Павлович КОРОЛЕВ вряд ли допустил бы принятие документа, не имея серьезного научно- технического задела по данной тематике.

Как бы то ни было, работы по глобальной ракете «ГР-1» официально велись в ОКБ-1 с 1962 года. В том же году был представлен эскизный проект изделия.

Ракета проектировалась трехступенчатой и должна была иметь следующие габариты:

- длина полная - 35,305 - 36,5 м;

- длина без головной части - 33,9 м;

- максимальный диаметр корпуса - 2,85 м.

Стартовая масса - 117 т.

Дальность стрельбы «ГР-1» предполагалась 40000 км, а точность:

- по дальности - + 5000 м;

- по боковому отклонению - + 3000 м.

Система управления проектировалась инерциальная.

Первая ступень имела размеры:

- длина - 18 м;

- диаметр - 2,85 м.

На ней должен был быть установлен четырехкамерный жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) замкнутого цикла «НК-9» (разработчик - ОКБ- 276; Главный конструктор - Николай Дмитриевич КУЗНЕЦОВ). Двигатель имел тягу в пустоте 152 тс и тягу у Земли 147 тс.

Вторая ступень имела размеры:

- длина - 7,7 м;

- диаметр - 2,7 м.

Ступень оснащалась однокамерным ЖРД замкнутого цикла «НК-19» (разработчик - ОКБ-276; Главный конструктор - Николай Дмитриевич КУЗНЕЦОВ) с тягой в пустоте от 46 до 46,1 тс.

Третья ступень имела размеры:

- длина - 6,4 м;

- диаметр - 2,35 м.

На ней устанавливался разработанный в ОКБ-1 однокамерный ЖРД замкнутого цикла «8Д726» с тягой в пустоте 6,8 тс.

В двигателях всех трех ступеней в качестве топлива доджен был использоваться керосин, а в качестве окислителя - кислород.

Третья ступень выводилась на околоземную орбиту вместе с термоядерной головной частью (ГЧ), в заданный момент осуществлялась ориентация ступени, включались тормозные двигатели, после чего ГЧ сходила с орбиты и пикировала на цель. Настильная траектория снижения позволяла ГЧ быть практически невидимой для радиолокационных станций системы противоракетной обороны вероятного противника.

В том же 1962 году были созданы стендовые макеты ракеты, а в 1963 году началась отработка двигателя третьей ступени. Всего заводом № 88 было изготовлено 230 двигателей «8Д726» и проведено около 500 их испытаний.

Пуск ракеты предполагалось осуществлять из шахтной пусковой установки, для чего на площадке 51 полигона Тюра-Там был создан специальный стартовый комплекс с полной автоматизацией предстартовых операций. На позицию ракета должна была поставляться в транспортно-пусковом контейнере.

Изготовление «ГР-1» велось на самарском заводе «Прогресс».

Однако из-за трудностей, возникших в ОКБ-276 при отработке двигателей «НК-9» для первой ступени, ракета «ГР-1» не была доведена и в серию не пошла. Всего было изготовлено два экземпляра ракеты, которые предполагалось использовать для летных испытаний. Но на летные испытания ракета не передавалась. Работы по комплексу с глобальной ракетой были прекращены в 1964 году.

В связи с закрытием работ, оба экземпляра некоторое время использовались как демонстрационные (демонстрировались на военном параде на Красной площади в Москве 9 мая 1965 года с официальным представлением как орбитальные ракеты), а в их дальнейшей судьбе есть некоторые неясности. Согласно одним источникам информации, обе ракеты в конце 60-х годов были уничтожены. По другим - уничтожен был только один экземпляр, а другой был оставлен в Самаре, где и хранится до сих пор.

В дальнейшем наработки по глобальной ракете были использованы при создании "лунного носителя" "Н-1". Однако, как и глобальная ракета, лунный носитель лишь одна из страниц отечественной космонавтики.

И в завершении рассказа о разработке глобальной ракеты одна любопытная деталь: сразу после начала работ среди конструкторов ракета получила неофициальное название «межконтинентальная ракета Москва - Ленинград». Таковой ей и суждено было остаться в истории ракетной техники

Ракета-носитель тяжелого класса, разработанная в КБ «Салют» (бывшее КБ В.Н.Челомея). Создана на базе межконтинентальной баллистической ракеты (МБР) УР-500 в 1967 году. Разработка УР-500, как МБР, была в конце 1964 года приостановлена и ее дальнейшая разработка проводилась велась уже как космического носителя. Старт РН осуществляется со специальных стартовых площадоки, которые имеются только на космодроме Байконур.

РН «Протон-К» - трехступенчатая ракета. Для вывода КА на геостационарную орбиту используется с разгонным блоком "ДМ" в различных модификациях. Длина ракеты без полезного груза- 42,3 метра, диаметр - 4,1 метра, а максимальный поперечный размер - 7,4 метра. Стартовая масса (без полезного груза) - 700 тонн. РН способна выводить полезный груз массой 20,6 тонны на орбиту высотой 200 километров или 2300 килограмм на геостационарную орбиту. Относительная масса полезного груза - 2,94 %. Ступени соединены последовательно (схема «тандем»). Разделение первой и второй ступеней происходит по горячей схеме, второй и третьей - по полугорячей. В качестве компонент топлива все ступени используют азотный тетраксид и несимметричный диметилгидразин.

Первая ступень состоит из центрального блока и шести боковых блоков, расположенных симметрично вокруг центрального. Двигательная установка первой ступени состоит из шести автономных маршевых жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) РД-253 конструкции В.П.Глушко. Двигатели имеют турбонасосную ситему топливоподачи с дожиганием окислительного газа. Общая тяга двигательной установки первой ступени составляет 9024 кН у Земли и 10002 кН в пустоте. Запуск двигателя осуществляется путем прорыва пиромембран на входе в двигатель

Вторая ступень имеет цилиндрическую форму и состоит из переходного, топливного и хвостового отсеков. Двигательная установка второй ступени включает в себя четыре однотипных автономных маршевых ЖРД: трех РД-0210 и одного РД-0211 конструкции С.А.Косберга. На двигателе РД-0211, в отличие от РД-0210, установлены аналогичные с РД-253 агрегаты наддува баклв - газогенератор наддува бака горючего и смеситель наддува бака окислителя. Все ЖРД с помощью цапф закреплены в ферме так, что допускают отклонение любого из них на углы до 3 градусов 15 минут. Двигатели второй ступени также имеют турбонасосную систему подачи топлива и выполнены по схеме с дожиганием окислительного газа. Общая тяга двигательной установки второй ступени составляет 2352 кН в пустоте. Запуск двигателей пневмостартерный. Двигатели второй ступени запускаются раньше начала включения маршевых ЖРД первой ступени, что обеспечивает "горячий" принцип разделения ступеней. Как только тяга двигателей второй ступени превысит остаточную тягу ЖРД первой ступени, происходит подрыв пироболтов, соединяющих фермы ступеней, ступени расходятся, а продукты сгорания из камер ЖРД второй ступени, воздействуя на тепловой экран, тормозят и отталкивают первую ступень.

Третья ступень имеет цилиндрическую форму и состоит из приборного, топливного и хвостового отсеков. Двигательная установка третьей ступени состоит из маршевого двигателя ЖРД РД-0212 и четырехкамерного рулевого двигателя РД-0214. Все двигатели конструкции С.А.Косберга. Маршевый двигатель по устройству и работе аналогичен двигателю РД-0210 второй ступени и является его модификацией. Тяга маршевого двигателя - 588 кН в пустоте, а рулевого - 32 кН в пустоте. Разделение второй и третьей ступеней происходит за счет тяги рулевого ЖРД третьей ступени, запускаемого до выключения маршевых ЖРД второй ступени, и торможения второй ступени имеющимися на ней шестью пороховыми двигателями. Отделение полезного груза осуществляется после выключения рулевого двигателя РД-0214. При этом третья ступень тормозится четырьмя пороховыми двигателями.

Первый старт РН "Протон-К" был осуществлен в 1968 году, когда на орбиту был выведен тяжелый научно-исследовательский спутник "Протон-4". За тридцать лет эксплуатации было произведено несколько сот пусков ракеты-носителя "Протон-К". Несколько запусков РН закончились аварией, но по своей надежности она опережает ракеты-носители аналогичного класса в США, Китае и Европе. Ракета-носитель "Протон-К" будет использована для доставки на околоземную орбиту модулей Международной космической станции

Использование космической техники в военных целях всегда имело в Советском Союзе первостепенное значение. Некоторые программы целиком ориентировались на военные нужды, другие предусматривали их двойное применение, третьи просто прикидывались на возможное военное использование. В таком положении вещей ничего удивительного не было, так как в подавляющем большинстве случаев Министерство обороны выступало в роли заказчика, и, что вполне естественно, заказывало музыку.

Одной из программ, которую разрабатывали исключительно для военного использования, являлась система «частично-орбитальной бомбардировки» или более известная по ее английской аббревиатуре "FOBS" [Fractional Orbital Bombardment System]. Ее создание можно рассматривать как логичное продолжение работ, начатых в свое время в конструкторском бюро Сергея Павловича КОРОЛЕВА и предусматривавших разработку глобальной ракеты "ГР- 1", способной поразить цели на территории противника с любого направления. Королевская ракета хотя и была создана, но на вооружение не принималась. Одной из причин такого решения стала разработка в конструкторском бюро Михаила Кузьмича ЯНГЕЛЯ более мощной ракеты «Р-36орб», способной эффективнее решать задачу доставку ядерного боезаряда к цели.

Разработка «Р-36орб» (индекс изделия - 8К69; в различных источниках встречаются и другие обозначения ракеты: ОР-36 или Р-36-0; код NATO - SS-9 Mod 3 «Scarp»; в США имела также обозначение F-1-r) на базе межконтинентальной баллистической ракеты «Р-36» была задана Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 16 апреля 1962 года. Создание ракеты и орбитального блока для нее было поручено ОКБ-586 (ныне КБ «Южное»; Главный конструктор Михаил Кузьмич ЯНГЕЛЬ), ракетных двигателей - ОКБ-456 (ныне НПО "Энергомаш"; Главный конструктор Валентин Петрович ГЛУШКО), система управления - НИИ-692 (ныне КБ «Хартрон»; Главный конструктор Владимир Григорьевич СЕРГЕЕВ), командные приборы - НИИ-944 (ныне НИИ КП; Главный конструктор Виктор Иванович КУЗНЕЦОВ). Боевой стартовый комплекс для ракет «Р-36орб» разрабатывался в КБСМ под руководством Главного конструктора Евгения Георгиевича РУДЯКА.

Уже в декабре 1962 года был выполнен эскизный проект, а в 1963 году началась разработка технической документации и изготовление опытных образцов ракеты.

Создаваемая ракета имела две ступени. Ее полная длина составляла 32,6 - 34,5 м, максимальный диаметр корпуса 3,05 м. На старте ракета весила 180 т. Дальность стрельбы составляла 40000 км, а круговое вероятностное отклонение -1100 м. Высота орбиты блока оценивалась в 150 -180 км. Насколько реальные параметры орбит орбитальных блоков соответствовали расчетным можно увидеть в таблице 1, где приведены основные данные о состоявшихся пусках. Система управления предполагалась инерциальная с гиростабилизированной платформой, система прицеливания - с помощью наземных приборов. Разделение ступеней и отделение орбитального блока должно было происходить с применением тормозных ракетных твердотопливных двигателей (РДТТ). Стартовать ракета должна была из шахтной пусковой установки. Тип старта - газодинамический. Время подготовки к пуску всего 5 мин., что выгодно отличало «Р- 36орб» от первой ракеты такого класса "ГР-1", где время подготовки было существенно больше.

Первая ступень имела длину 18,9 м и диаметр 3 м. Ее сухой вес составлял 6,4 т, а в заправленном состоянии ступень весила 122,3 т. На ступени был установлен шестикамерный жидкостный ракетный двигатель РД-251 с турбонасосным агрегатом (3 блока по 2 камеры), разработанный в ОКБ-456. Двигатель обеспечивал тягу в пустоте 270,4 тс и время работы 120 с. Разработанный в ОКБ-586 рулевой двигатель РД-68М мог проработать 125 с и обеспечить тягу в пустоте 295 кН.

Вторая ступень имела длину 9,4 м и диаметр 3 м. Ее сухой вес составлял 3,7 т, а вместе с горючим 49,3 т. На ступени был установлен двухкамерный жидкостный ракетный двигатель РД-252 разработки ОКБ-456 с тягой в пустоте 120 тс и временем работы 160 с. Рулевой двигатель РД-69М с четырьмя рулевыми камерами имел тягу 54,3 кН и временем работы 163 с.

В качестве горючего двигатели обоих ступеней использовали несимметричный диметилгидразин (НДМГ), вес которого составлял 48,5 тонн, а в качестве окислителя – азотный тетраксид (АТ) весом 121,7 тонн.

Орбитальный боевой блок 8Ф021, который и отличал ракету «Р-36орб» от МБР «Р-36», состоял из корпуса, приборного отсека с системой управления, термоядерного моноблочного заряда весом 1700 кг и мощностью 5 Мт, а также тормозной двигательной установки (ТДУ), который сводил блок с околоземной орбиты и обеспечивал доставку заряда к цели. Отделение ТДУ от головной части происходило путем сбрасывания давления из топливных баков через специальные сопла.

Проведение летно-конструкторских испытаний ракеты «Р-36орб» планировалось по стандартной схеме в четыре взаимосвязанных этапа. Первый этап предусматривал отработку самой ракеты-носителя, второй – отработку выведения орбитального блока на околоземную орбиту, третий - отработку системы "частично-орбитального бомбометания" в целом, четвертый, зачетный, - сдачу системы заказчику с устранением замечаний, выявленных на предыдущих этапах.

Первый этап начался 16 декабря 1965 года пуском с наземной пусковой установки, расположенной на площадке № 67 полигона Тюра-Там (для простоты повествования и дабы избежать путаницы, я буду именовать полигон Тюра-Там более привычным названием - космодром Байконур), ракеты «Р- 36орб». Вместо орбитального блока на носителе был установлен его габаритно- весовой макет. Выведение на околоземную орбиту не планировалось, а пуск производился исключительно для проверки бортовых систем носителя и наземного оборудования. В целом, несмотря на отдельные мелкие недостатки, все прошло успешно.

В следующем году первый этап ЛКИ был продолжен. 5 февраля, 16 марта и 19 мая 1966 года были проведены еще три пуска, причем во время третьего ракета впервые стартовала из шахтной пусковой установки на площадке № 69. Как и в первом испытательном полете, ракета вместо орбитального блока несла его габаритно-весовой макет, а сами испытания проводились в целях доводки систем и агрегатов носителя. Пуски были признаны успешными.

Так как, к сожалению, нет возможности ознакомиться с технической документацией об этих пусках, приходится полагаться только на имеющиеся публикации о них, основанные либо на воспоминаниях очевидцев, либо на данных западных разведок, которые приводятся в многочисленных зарубежных источниках. Эти данные не позволяют однозначно утверждать, что в 1966 году были осуществлены только три испытательных полета ракеты «Р-36орб» в рамках первого этапа испытаний. В некоторых источниках сообщается, что в 1966 году в рамках ЛКИ были проведены четыре пуска. Возникшая неточность может иметь два возможных объяснения. Либо, говоря о четырех пусках, источники учитывают и пуск 16 декабря 1965 года, ошибочно суммируя его с пусками следующего года. Либо действительно было четыре пуска, но автор не располагает никакими сведениями о четвертом

Второй этап ЛКИ был начат осенью 1966 года и включил в себя два пуска ракеты «Р-36орб». Так как оба пуска имеют интерес с точки зрения истории космонавтики, остановлюсь на них более подробно

17 сентября 1966 года из шахтной пусковой установки на 69-й площадке космодрома Байконур (чтобы не повторять каждый раз, все последующие пуски происходили из шахтных пусковых установок на этой площадке космодрома) была запущена ракета «Р-36орб». Через девять минут головной блок ракеты вышел на околоземную орбиту. Официально о запуске, как и о любом другом запуске боевой ракеты (за редким исключением), сообщено не было. Однако западные средства наблюдения зафиксировали появление на околоземной орбите, сначала одного объекта, который был зарегистрирован в каталоге Космического командования США под номером 02437 (в реестре COSPAR запуск получил обозначение 1966-088), а через некоторое время еще 52 небольших объектов, идентифицированных как возникшие в результате этого запуска. В советских публикациях долгое время этот пуск долго фигурировал под названием - «Нет данных». Я помню, что журнал «Авиация и космонавтика» в конце 60-х годов пытался приписать все подобные пуски (в советских изданиях упоминались восемь таких запусков) либо Франции, либо Китаю. Истина всплыла в конце 80-х. В таблице 2 для справки я привожу данные об этих пусках, хотя к программе создания системы «частично-орбитальной бомбардировки» отношение имеют только два.

Но вернемся к испытаниям 17 сентября 1966 года. До сих пор нет ясности в отношении результатов этого испытательного пуска. Известно только, что объект взорвался на орбите. Но было ли это сделано умышленно или взрыв произошел произвольно, неизвестно. В пользу успешности свидетельствует тот факт, что данный пуск был первым пуском ракеты Р-36 с выводом головной части на околоземную орбиту. С другой стороны, факт взрыва на орбите, отсутствие официального сообщения, а также отличные от дальнейших пусков элементы орбиты, могут свидетельствовать в пользу отрицательного результата. Логичнее всего предположить, что, при попытке сведения орбитального блока с орбиты, не сработала ТДУ и в действие была приведена система аварийного уничтожения, в те годы устанавливавшаяся практически на всех советских космических аппаратах. Однако вполне логична и версия, что к моменту этого пуска ТДУ просто не была еще готова, и на этом этапе испытывался только сам орбитальный блок, не оборудованный ТДУ. Мне долгое время казалось, что верна версия аварийного пуска, но после долгих размышлений я стал склоняться к версии отсутствия ТДУ на орбитальном блоке. Исходя из этого, я отношу два пуска 1966 года ко второму этапу ЛКИ, и не объединяю их ни с более ранними, ни с более поздними пусками ракет "Р-36орб".

Аналогичный запуск, о котором также официально сообщено не было, но COSPAR и ему присвоил свой номер 1966-101, состоялся 2 ноября 1966 года. Единственным его отличием от предыдущего было число обломков на орбите. В этот раз их было несколько меньше - 40.

О дальнейших пусках в рамках создания системы частично-орбитального бомбометания официально сообщалось, как об очередных запусках спутников серии «Космос», естественно без расшифровки истинного их назначения.

В 1967 году третий этап ЛКИ носил достаточно интенсивный характер. Было осуществлено 9 пусков с выводом орбитального блока на околоземную орбиту. По другим данным пусков было 10. Не совсем ясна ситуация с запуском «Р-36орб» 22 марта 1967 года. Официально о нем сообщено не было, Космическое командование США появление объектов на орбите не зафиксировало, но и не сообщало об аварийном запуске ракеты. Опять приходится гадать и высказывать свои версии. Вполне вероятно, что программа полета была выполнена не полностью. Орбитальная ступень по тем или иным причинам на орбиту не вышла, а совершила полет по суборбитальной траектории. Этим и объясняется, что американские средства наблюдения не смогли зафиксировать на орбите никаких объектов. Но, с другой стороны, так как все космические объекты, возникавшие при реализации данной программы, были короткоживущими, то вполне возможно, что американцы просто «проспали» запуск, а в Советском Союзе «забыли» объявить о запуске очередного «Космоса» (кстати, все сообщения о запуске очередных спутников при реализации программы испытаний системы «частично-орбитальной бомбардировки» появлялись только после того, как их регистрировало Космическое командование США). То есть действовали по принципу, раз увидели, значит, было, а не увидели, значит, не было. В целом пуски прошли успешно, но нарекания вызвала система наведения на цель, которая не позволяла добиться требуемой точности, а также ряд других замечаний, высказанных военными.

Американская сторона впервые сообщила о том, что Советский Союз проводит испытания системы «частично-орбитальной бомбардировки» только 3 ноября 1967 года. К тому времени основные испытания был уже завершен, и разработчики устраняли замечания, сделанные заказчиком в ходе испытательных пусков.

В 1968 году было осуществлено два (по другим данным четыре) пуска ракет №Р-36орб". Если в отношении запусков 25 апреля и 2 октября картина довольно ясна, то пуски 21 и 28 мая ясной картины не дают. Во время майских пусков не фиксировалось появление на околоземной орбите каких-либо объектов. Вероятнее всего они классифицированы как пуски «Р-36орб» ошибочно, так как одновременно проходили летно-конструкторские испытания МБР «Р-36», которая по своим тактико-техническим параметрам была очень близка к «Р-36орб». Однако допускаю, что это могли быть и пуски «Р-36орб», но при этом удалось скрыть факт выхода орбитальной ступени на околоземную орбиту (в конце концов, не так уж всесильна техническая разведка США, как это сейчас пытаются представить). Вполне возможно, что при этих пусках испытывался только сам носитель и его надежность, но не система «частично-орбитальной бомбардировки» в целом.

Как бы то ни было, 19 ноября 1968 года система "частично-орбитальной бомбардировки" в составе ракеты-носителя "Р-36орб" и орбитального блока 8Ф021 была принята на вооружение. Первый ракетный полк с МБР «Р-36орб» заступил на боевое дежурство 25 августа 1969 года на космодроме Байконур (командир полка - А.В.Милеев).

В состав полка входили 18 шахтные пусковые установки, объединенные в три боевых стартовых комплекса (по 6 ШПУ в каждом БСК). Каждая шахта имела диаметр ствола 8,3 м и высоту 41,5 м. Расстояние между шахтными пусковыми установками составляло 6 –10 км.

Полк остался единственным в составе Ракетных войск стратегического назначения, вооруженный этими ракетами.

В последующие годы запуски осуществлялись с частотой один - два раза в год и их задачей было поддержание боеготовности системы. В 1971 году был осуществлен последний запуск по частично-орбитальной траектории. Дальнейшие запуски не проводились. Объяснением этому могут служить несколько причин. Во-первых, система не была настолько эффективной, как хотелось бы. Во- вторых, она была довольно уязвимой в связи с шахтным базированием ракет. В- третьих, в США была создана и введена в эксплуатацию достаточно эффективная система раннего обнаружения и предупреждения, которая была способна зафиксировать ракету в момент ее запуска, а не на траектории подлета. В-четвертых, началась разрядка международной напряженности и советско-американские переговоры о сокращении стратегических вооружений.

В США система, аналогичная системе частично- орбитального бомбометания, не создавалась, хотя в начале 60-х годов американские военные достаточно серьезно изучали данный вопрос. Идея не получила поддержки из-за высокой стоимости развертывания полномасштабной системы