Люминал-А: история освоения нового топлива

Автор: 
Хороших А. В. (БГТУ "ВОЕНМЕХ")

С самого начала развития ракет дальнего действия появилась потребность в применении топлив, продукты сгорания которых обладали бы значительными скоростями истечения. На первых порах в баллистических ракетах применялась топливная пара керосин-жидкий кислород. Удельный импульс двигателей, работающих на этом топливе, удовлетворял конструкторов, а само топливо отличала дешевизна и нетоксичность. Однако помимо высокого удельного импульса топливо должно обладать другими свойствами, в первую очередь быть долгохранимым, а значит, быть некоррозионноактивным и не кипеть при нормальных условиях.

Жидкий кислород же кипит при температуре -183 0С, что делает невозможным хранение ракеты в заправленном состоянии (заправка ракеты топливом перед стартом увеличивает время от получения приказа на пуск до самого пуска и повышает уязвимость ракеты).

Топливная пара несимметричный диметилгидразин-азотный тетраоксид (НДМГ-АТ), которую со временем начали широко применять на подавляющем большинстве баллистических ракет наземного и морского базирования, относится к классу высококипящих топлив, что позволяет хранить ракеты в заправленном состоянии. Несмотря на то, что энергетические возможности этой топливной пары уступают паре кислород-керосин, в конструкторских бюро ОКБ-456 (главный конструктор В. П. Глушко; переименовано в Конструкторское бюро энергетического машиностроения, КБЭМ), ОКБ-2 (главный конструктор А. М. Исаев; переименовано в Конструкторское бюро химического машиностроения, КБХМ) и др., были созданы высокоэффективные двигатели, работающие на топливе НДМГ-АТ, в которых удельный импульс тяги двигателя как результат конструктивного совершенства доведён до предельного значения.

Тем не менее, потребность повышения удельного импульса двигателей сохраняется, и в первую очередь – на баллистических ракетах для подводных лодок (БРПЛ). БРПЛ создаются в условиях жесточайших ограничений по объёму и массе ракеты, что диктует применение нетривиальных решений. В Специальном конструкторском бюро №385 (СКБ-385) были созданы ракеты, плотность компоновки которых достигла предела: отсутствуют межбаковые отсеки, приборные отсеки расположены в баках с топливом, двигатель первой ступени «утоплен» в баке первой ступени, а двигатель второй ступени размещён в баке топлива первой ступени.

Таким образом, все пути энергомассового совершенствования БРПЛ – увеличение удельного импульса и облегчение конструкции – были исчерпаны, в связи с чем был выпущен аванпроект на двигатели 4Д75М и 4Д76М, работающие на компонентах топлива АТ-люминал-А. Исходя из индексов, можно заключить, что они предназначались для первой и второй ступеней ракеты 4К75 (Р-29) соответственно.

В январе 1971 г. семнадцать научно-исследовательских институтов и конструкторских бюро оборонных отраслей промышленности в соответствии с решением Комиссии по военно-промышленным вопросам подготовили предложения по проведению опытно-конструкторских работ по комплексу Д-9М. В мае 1971 г. КБ Машиностроения в научно-исследовательской работе «Вега-12» представило программу развития морских стратегических сил на 1971-1985 гг. Помимо всего прочего, в документе предлагалось освоение нового топлива: тетраоксида азота с тиксотропной суспензией алюминия в гидразине, что обеспечивало повышение энергетических возможностей ракеты, её технических характеристик и эффективности. Разработка топлива была поручена Государственному институту прикладной химии (ГИПХ), разработка двигателей – КБХМ, камеры сгорания и двигатели испытывались в НИИХИММАШ.

В связи с обострением гонки вооружений реализовать многие предложения НИР «Вега-12», в том числе по внедрению на флоте ракет на тиксотропном горючем, не удалось, так как было решено ускоренными темпами создавать комплекс Д-9Р с ракетой Р-29Р с разделяющимися боевыми блоками индивидуального наведения.

В начале 80-х годов, когда на вооружение уже был поставлен комплекс Д-9Р с ракетами Р-29Р, Р-29РК и Р-29РЛ, а в процессе разработки и испытаний были новые, более эффективные комплексы Д-9РМ и Д-19, снова встал вопрос о перспективах развития морских стратегических ядерных сил. Рассматривались следующие варианты:

  • Комплекс для размещения на подводных лодках пр. 941; погрузочная масса ракеты 90 тонн.

  • Комплекс для размещения на подводных лодках пр. 955; погрузочная масса ракеты до 70 тонн, рассматривались варианты ракет на перспективных твёрдом и жидком (тиксотропном) топливах.

  • Комплекс для размещения на подводных лодках пр. 667БДР и 667БДРМ при их заводском ремонте; погрузочная масса ракеты до 50 тонн, топливо жидкое, тиксотропное.

В рамках этих работ, в частности, в 1983 и 1984 гг. в Конструкторском бюро машиностроения (так переименовали СКБ-385) в Научно-экспериментальном отделе 101 были проведены исследования внутрибаковых процессов изделия 1Л-4 на люминале для ракет комплекса Д-9РМ2.

Но объявленная в 1983 году президентом Рейганом Стратегическая оборонная инициатива заставила отложить перспективные разработки. В ноябре 1985 г. Постановлением правительства было предписано начать опытно-конструкторскую разработку комплекса Д-19УТТХ, а Постановлением, согласно которому комплекс Д-9РМ принимался на вооружение, предписывалось провести его модернизацию (Д-9РМУ). Таким образом, от планов по созданию баллистических ракет для подводных лодок на тиксотропном топливе отказались.

Другой областью применения топливной пары люминал-А-АТ могли оказаться МБР шахтного базирования. В 1968 г. Постановлением ЦК КПСС и Совмина СССР ОКБ-586 и ОКБ-52 предписывалось разработать модернизированные комплексы МР-УР-100 и УР-100Н, способные нести разделяющиеся головные части индивидуального наведения. Новые комплексы должны были базироваться в уже созданных шахтах, что, наряду с увеличением энергетики ракет, накладывало на ракеты жёсткие габаритные ограничения. В связи с этим в ОКБ-586 совместно с КБЭМ были проведены научно-исследовательские работы, целью которых было выяснение целесообразности применения данной топливной пары на МБР. Отчёты по данным работам см. в приложениях 1 и 2.

Ввиду неудовлетворительных показателях люминала-А как горючего (абразивные свойства частиц алюминия и конденсированной фзы, образующейся при сгорании, налипание на баки и т. д.) от применения топливной пары АТ-люминал-А отказались.

                                                     Испытания камер сгорания и двигателей на люминале-А

(цитируется по книге «Испытания двигателей в НИИХИММАШ» с дополнениями)

Какие же результаты были достигнуты в разработке двигателей на новом топливе? Прежде всего, несколько слов о самом горючем.

Люминал-А – металлизированное горючее, представляющее собой тиксотропную суспензию 1 алюминия в гидразине. В обычных условиях люминал-А является вязкой серого цвета жидкостью (желе). Обладает характерным запахом. Умеренно кипящий. Растворим в воде. Малолетуч. На воздухе дымит. Пары тяжелее воздуха. Коррозионноактивен для большинства металлов. Легко воспламеняется от искр и пламени. Может самовоспламениться при нагревании в присутствии окислителей. Размер частиц алюминия – 20-40 мкм, для поддержания частиц во взвешенном состоянии при хранении в баке и при подаче топлива в энергоустановку вводятся специальные добавки. В качестве добавки к гидразину могут быть использованы бериллий, литий, бром, алюминий, магний. Наилучшие энергетические характеристики дают добавки бериллия, однако продукты сгорания топлива на его основе весьма токсичны. Алюминий несколько уступает в энергетическом отношении бериллию, но позволяет получать наибольшую, по сравнению с другими металлами, плотность топлива. Кроме того, из всех перечисленных металлов алюминий является самым доступным и дешевым.

Исследования люминала как топлива в СССР проводились в двух конструкторских бюро – КБЭМ и КБХМ. О работах, проведённых в КБЭМ, смотри в приложении 2, список экспериментальных камер сгорания и ЖРД, отработанных в КБХМ, см. в приложении 2.

Для проведения научно-исследовательских работ в КБХМ под руководством Главного конструктора В.Н. Богомолова были созданы камеры сгорания С7.20.56 (рассчитана на 3 тс тяги) и С7.21.105 (32 тс), а в НИИХИММАШ во главе с В. Я. Романовым и Г. П. Хализовым создан уникальный испытательный стенд ИС-105, рассчитанный на давление в 350 атм., имеющий в своём составе: системы окислителя, горючего, воды охлаждения, воды промывки на линии «О», воды промывки по линии «Г»; газодинамическую трубу с системой улавливания твёрдой фазы; систему измерения усилий.

Первое испытание камеры сгорания С7.20.56 на топливе азотная кислота-люминал-А было проведено 31 октября 1973 года. Испытание прошло успешно, камера сгорания отработала заданное время без разрушений.

Всего до февраля 1979 года было проведено 234 испытания камер сгорания. В результате исследований был решён ряд эксплуатационных вопросов. В частности, разработана методика надёжного запуска и останова камер сгорания, двигателей тягой 3 и 32 тс, разработаны методы контроля характеристик топлива, очистки сточных вод и улавливания твёрдой фазы продуктов сгорания. По результатам освоения нового топлива специалистами НИИХИММАШ и ГИПХ был разработан «Руководящий материал по хранению, обращению и эксплуатации люминала-А» и даны рекомендации по созданию двигательных установок.

Положительные результаты, полученные при отработке камер сгорания, легли в основу создания двигателя С7.81.78 (Главный конструктор В. Н. Богомолов), испытания которого предполагалось проводить на стенде 5А. С7.81.78 развивал тягу 3 тс и работал на компонентах азотный тетраоксид, люминал, гептил. Для проведения испытаний двигателя в пневмогидравлическую схему стенда 5А были внесены конструктивные изменения. После отработки стенда, параллельно с испытаниями камер сгорания, до 1979 года было проведено 10 испытаний двигателей С7.81.78. В процессе испытаний была выявлена предельная концентрация алюминия в гидразине: при концентрациях, превышающих 10%, наблюдался разгар критической части сопла.

С 1980 года на стенде начались испытания камер сгорания С7.21.128(129) и двигателей С7.86.130 тягой 10 тс. До 1987 года было проведено 18 испытаний камер сгорания и 173 испытания двигателей разработки КБХМ. До 1990 г. 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), техническое задание выдано Конструкторским бюро машиностроения.

                                                                            Заключение

В результате научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ был освоено новое топливо. Прошли отработку двигатели в диапазоне тяги от 3 до 32 тс, были разработаны методы эксплуатации топлива. Нет сомнений, что возможно создание двигателей с большей тягой, применимых на БРПЛ.

Возможно, что в будущем люминал-А может найти применение на межконтинентальных баллистических ракетах и боевых ракетах для подводных лодок, так как в настоящий момент растут требования к энергетике ракет (требуется обеспечить полёт по более энергоёмким настильным траекториям, нести больший комплекс средств преодоления ПРО, активно маневрировать и т. п.).

 

                                                                                                                                                         Приложения

  Приложение 1

21.08.1972г. ГЛАВНОМУ КОНСТРУКТОРУ КБ «ЮЖНОЕ» тов. УТКИНУ В.Ф.

По вопросу: Об эффективности использования на II ступени модификаций 15А15 ЖРД на топливе ВПВ+пентаборан.

В связи с тем, что возможности повышения эффективности боевых ракет при сохранении их объема и при использовании штатных компонентов топлива (АТ+НДМГ) ограничены, весьма актуальным является поиск высокоэффективных компонентов топлива.

При условии преемственности конструктивных и производственно-технологических решений по ракете и стартовому комплексу летно-технические характеристики боевых ракет, в частности модификаций ракеты 15А15, могут быть существенно улучшены за счет применения на верхней ступени двигателей, использующих высокоэффективные топлива.

На основании работ КБЭМ и ряда научно-исследовательских институтов по поиску эффективных высококипящих топлив с учетом летно-технических и эксплуатационных показателей можно сделать вывод, что наиболее перспективным является топливо, состоящее из высококонцентрированной перекиси водорода (с концентрацией 98%) и смеси пентаборана с углеводородным горючим типа РГ-1 или Т-1.

Как уже сообщалось Вам (наш исх. от 30.12.70г.) реальность создания двигателя на топливе ВПВ-96+пентаборан-1 (пентаборан-1 — смесь 94% (по весу) пентаборана с 6% углеводородного горючего типа Т-1) (ПБ-1) подкрепляется многолетними опытными работами ГНИИХТЭОС и КБЭМ.

Проведено на стенде ГНИИХТЭОС более 400 испытаний модельных камер сгорания конструкции КБЭМ и 20 испытаний экспериментального двигателя тягой 10 тонн в Приморском филиале КБЭМ. Результаты проведенных испытаний подтверждают реальность создания двигателя на ВПВ+ПБ-1.

В КБЭМ были проведены предварительные оценки эффективности использования на II ступени ракеты 15А15 ЖРД, работающего на топливе ВПВ+ПБ-1, вместо ЖРД 15Д169, работающего на штатном топливе.

Для сравнения была также проведена оценка эффективности использования на II ступени 15А15 ЖРД, работающих на топливах ВПВ+АлГ (АлГ — тиксотропная суспензия 40% алюминия (по весу) в гидразине) и АТ+АлГ+НДМГ (АлГ+НДМГ — тиксотропная суспензия 40% алюминия (по весу) в гидразине + несимметричный диметилгидразин, используемый для получения генераторного газа).

Учитывая существующие на II ступени ракеты 15А15 ограничения диаметра выходного сечения сопла da =800 мм при оценках параметров ЖРД, работающих на различных топливах, da было принято 800 мм. При этом следует отметить, что эфективность топлива ВПВ+ПБ-1 повышается при увеличении степени расширения продуктов сгорания. Поэтому при оценках были определены параметры ЖРД и дальность полета ракеты 15А15 при использовании на II ступени топлива ВПВ+ПБ-1 и для диаметра выходного сечения сопла больше 800 мм.

Оценка изменения дальности полета ракеты 15А15 при использовании на II ступени двигателей, работающих на различных топливах, вместо двигателя 15Д169 производилась с учетом эквивалентов изменения дальности, сообщенных из КБЮ.

Оценку эффективности применения на II ступени ракеты 15А15 различных топлив целесообразно проводить по величинам прироста полезного груза. Из-за отсутствия в КБЭМ эквивалентов для определения изменения полезного груза ракеты 15А15 сравнение проводилось по приросту дальности стрельбы. По данным НИИТП увеличению дальности на 25% соответствует прирост полезного груза на ~ 40%.

Предварительные основные параметры двигателей II ступени ракеты 15А15 на различных топливах и изменение дальности полета ракеты при использовании этих двигателей вместо ЖРД 15Д169 приведены в таблице 1.

  •  * При определении относительного (в %) прироста дальности стрельбы за номинальную принималась дальность 11000 км.
  •  ** Давление Рк=280 ата в камере сгорания двигателя на ВПВ+ПБ-1 достигается при давлении в газогенераторе, одинаковом с давлением в газогенераторе двигателя на штатном топливе при Рк=200 ата, из-за большей работоспособности продуктов разложения ВПВ.

 Как следует из данных, приведенных в таблице 1, максимальный прирост дальности стрельбы ракеты 15А15 может быть получен при использовании на II ступени ЖРД, работающей на топливе ВПВ+ПБ-1, вместо ЖРД 15Д169, работающего на штатном топливе. Учитывая ряд преимуществ, обусловленных использованием в качестве окислителя ВПВ: простота схемы по сравнению, например, с двигателем на топливе АТ+АлГ+НДМГ, однокомпонентный газогенератор, отсутствие забросов температуры и неравномерности температурного поля перед турбиной и др., — становится очевидной перспективность ЖРД верхних ступеней на топливе ВПВ+ПБ-1.

 Основной проблемой, от решения которой зависит возможность применения ЖРД, работающего на топливе с ВПВ в качестве окислителя, является необходимость повышения стабильности ВПВ в процессе хранения. Уменьшение концентрации ВПВ по времени хранения приводит к уменьшению дальности стрельбы и вызывает необходимость введения специального дыхательного устройства в баках ракеты, т.к. выделяющийся из-за разложения ВПВ кислород может приводить при длительном хранении к повышению давления. При годовом падении концентрации Н2О2 0,3%, принимаемом в настоящее время по экспериментальным данным для хранения ВПВ в емкостях из алюминия АД-1 в складских условиях при среднегодовой температуре 15°С, через 10 лет дальность полета ракеты 15А15 при использовании на II ступени топлива ВПВ+ПБ-1 уменьшится на ~ 3,5%.

 С целью улучшения свойств ВПВ как компонента ЖРТ рядом организаций при участии КБЭМ ведутся работы по повышению стабильности ВПВ в процессе хранения.

 В соответствии с предварительными данными, полученными за последнее время при работе по совместной программе ГИПХ, КБЭМ и ИРЕА (Отчет о НИР «Исследование совместимости и стабилизирующего действия комплексообразующих соединений в контакте с ВПВ», Ленинград-Москва, 1972 г.), в интервале температур 90-100°С при оптимальной концентрации комплексообразующих соединений (нитрилтриметил-фосфоновой кислоты — НТФК и фосфицина), введенных для стабилизации в ВПВ, скорость термического распада 96-97% перекиси водорода снижается в 7-20 раз. Даже, если принять, что введение комплексоноз уменьшит скорость термического распада в 6 раз, т.е. годовая концентрации будет составлять ~0,05% при средней температуре 15°С, то через 10 лет хранения дальность стрельбы уменьшится всего на ~0,6%. Сейчас начаты исследования стабилизирующего действия НТФК и фосфицина при длительном хранении ВПВ в условиях нормальных температур.

 Таким образом, имеются реальные возможности уменьшения потерь концентрации ВПВ до величины, не оказывающей практического влияния на эффективность и эксплуатационные характеристики топлива.

 Представляют интерес данные, полученные в НИИ-25 по результатам хранения ВПВ-96 с начальной концентрацией ~ 97% в армейских емкостях РА-2МП, изготовленных из АД-1, объемом 2 м3, при температуре +5-+25°С. Результаты измерений концентрации ВПВ в процессе хранения приведены в таблице 2 (в %).

 Как видно из таблицы 2, наблюдается падение концентрации ВПВ на 0,3 до 9 месяца хранения и практически сохранение концентрации неизменной в течение следующих 18 месяцев хранения.

 Известно, что скорость падения концентрации ВПВ при хранении уменьшается с увеличением отношения объема емкости к контактирующей с ВПВ поверхностью. В связи с тем, что объем бака с ВПВ на II ступени 15А15 будет в несколько раз больше, чем объем армейских емкостей РА-2МП, то ожидаемое уменьшение концентрации ВПВ при хранении в баке ракеты будет меньше.

 По стабильности пентаборана проблем нет. Проблема, связанная с высокой токсичностью пентаборана, решается ампулизацией II ступени ракеты 15А15. Продукты сгорания пентаборана с ВПВ нетоксичны.

 Что касается возможности использования топлив на основе АлГ и, в частности АТ+АлГ+НДМГ, то помимо того, что при его применении на II ступени ракеты 15А15 получается в ~ 2 раза меньший выигрыш в дальности стрельбы по сравнению со случаем применения ВПВ+ПБ-1, есть еще ряд нерешенных проблем, как по возможности создания стабильной суспензии алюминия в гидразине (учитывая отсутствие положительных данных по длительному хранению АлГ), так и по конструкции двигателя, которые не дают возможности в настоящее время начать полноценную опытно-конструкторскую разработку двигателей. Какие либо данные, позволяющие определить пути и сроки разрешения этих проблем, практически отсутствуют.

 В связи с вышеизложенным КБЭМ считает, что на II ступени модификаций ракеты 15А15 целесообразно использовать ЖРД, работающие на топливе ВПВ+ПБ-1. И это наиболее реальный путь повышения эффективности следующего поколения боевых ракет.

 КБЭМ готово принять участие в проработках и предоставить Вам все необходимые данные.

 Главный конструктор ГЛУШКО

 Арх.№ 3146 (174-179)

 

Приложение 2

ДОКЛАД НА ТЕХНИЧЕСКОМ СОВЕЩАНИИ В КБЭМ ПО НОВЫМ ВЫСОКОКИПЯЩИМ ТОПЛИВAM 17 ИЮНЯ 1969 ГОДА

 

Исследование КБЭМ целесообразности использования суспензий алюминия в гидразине или в растворе НДМГ в гидразине как с AT так и с ПФХ, так же привело к отрицательным результатам. Основная причина — трудности газогенерации для привода турбины двигателя. Создание восстановительного газогенератора исключается, вследствие высокого содержания в горючем алюминия. При работе окислительного газогенератора, расплавленный, частично окислительный алюминий, содержащийся в рабочем теле в количестве 4-5% по весу, представляет опасность для проточной части турбины и для форсунок камеры сгорания, так как будет вызывать эрозию и накапливаться в течение работы двигателя. Если бы эрозия проточной части и засорение даже не имели место, пониженное относительное содержание окислителя в топливе с суспензией (в полтора-два раза) не позволяет обеспечить те же значения давления подачи и в камере сгорания, что при эталонном топливе (АТ+НДМГ), т.е. неизбежно снижение удельного импульса. Таким образом, если бы даже удалось преодолеть трудности, связанные с подачей суспензии алюминия в двигатель (вязкость примерно в 100 раз больше, чем у воды), засорением тракта горючего алюминием, охлаждения камеры и газогенератора суспензией, налипанием суспензии на стенки баков, удалось преодолеть и трудности газогенерации, эрозию и засорение проточной части турбины и форсунок окислителя, например, используя третий компонент для питания окислительного ГГ — горючее без металла, мы не достигли бы выигрыша в удельном импульсе. Лишь увеличение плотности топлива явилось бы наградой за усложнение двигателя и существенное снижение его надежности.

 Использование в качестве горючего монометилгидразина (ММГ) вместо раствора НДМГ в гидразине облегчило бы эксплуатацию, т.к. температура замерзания ММГ -52,4°С. Во всех остальных отношениях проблемы остаются те же. Однако еще предстоит проверить взрывобезопасность ММГ при работе в условиях кавитации.

 Изложенное позволяет сделать следующее заключение:

  1. Гидразин и некоторые горючие на его основе, как-то: гидразин-50, суспензии металлов, металлоидов и гидридов в гидразине, обладают склонностью к локальным взрывам в трактах горючего в условиях эксплуатации в ЖРД. Чем больше тяга двигателя, тем больше проявляется склонность этих горючих к взрывчатому разложению.

  2. Для воспроизведения взрывчатого разложения гидразина и горючих на его основе под воздействием внешних импульсов в лабораторных условиях, необходимо обеспечить содержание в жидком горючем его паровых пузырьков и пузырьков других газов.

  3. Желательно проведение специализированными организациями (напр., ИХФ АН СССР, ГИПХ МХП) лабораторного исследования стойкости против взрыва гидразина и горючих на его основе, указанных в пункте 1, по методике, учитывающей рекомендацию пункта 2.

  4. Желательно заключение компетентных организаций (ИХФ АН СССР, ГИПХ МХП) о возможности исключения взрывов газообразного гидразина и горючих на его основе в условиях эксплуатации без снижения эффективности этих горючих, например, введением газообразного аммиака и другими средствами.

  5. Следует констатировать нецелесообразность использования в качестве горючего суспензии алюминия в гидразине или в растворе НДМГ в гидразине, поскольку использование такого горючего не приводит к увеличению удельного импульса. Получаемое увеличение плотности топлива не может оправдать неизбежное при этом снижение надежности двигателя. Создание ЖРД, работающего на суспензии алюминия, сопряжено с преодолением таких трудностей, что возможность создания работоспосоного двигателя на этом горючем является весьма проблематичной.

  6. Использование пентафторида хлора с эксплуатационно пригодными известными высококипящими горючими не позволяет достичь удельного импульса, заметно большего, чем у эталонного топлива (АТ+НДМГ).

 

 Академик В.П.ГЛУШКО

 Арх.№ 2938 (47-55)

29.11.1969г.

МИНИСТРУ ОБЩЕГО МАШИНОСТРОЕНИЯ тов. АФАНАСЬЕВУ С.А.

 

В течение ряда лет институты АН СССР, отраслевые институты и конструкторские бюро ведут разработку жидких топлив для ампулизированных ракет, более эффективных, чем ныне широко применяемое (АТ+НДМГ). Работа проводится по плану Научного совета при Президиуме АН СССР по проблеме ЖРТ. Ракетные войска и ВМФ проявляют большой интерес к этим работам, способствуя их постановке и развитию.

 Сложность проблемы до последнего времени не позволяла дать конкретные рекомендации по новым топливам. В письме Главкома Ракетных Войск маршала Советского Союза Крылова Н.И. от 24.6.1967г. адресованном АН СССР, MOM, МХП, справедливо указывалось: "Это привело к тому, что в настоящее время опытно-конструкторские работы по проектированию и созданию новых ракет стратегического назначения не предусматривают использование перспективных высокоэффективных ракетных топлив, позволяющих существенно уменьшить габариты и весовые характеристики ракет".

 В 1969 г. положение существенно изменилось, так как в итоге большой проделанной работы оказалось возможным фиксировать внимание на двух топливных комбинациях:

 1. Окислитель — пентафторид хлора (ПФХ), горючее — 25% раствор аммиака в гидразине (АГ). Это долгохранимое химически стабильное жидкое двухкомпонентное топливо позволяет увеличить удельный импульс на 12-17 сек по сравнению со штатным топливом (АТ+НДМГ) и обладает существенно большей плотностью (1,38 вместо 1,18 ). При том же габарите стратегической ракеты новое топливо позволяет увеличить вес полезного груза примерно в полтора раза.

 ПФХ впервые синтезирован в США для ЖРД. Топливная пара ПФХ+АГ предложена КБЭМ. Введение аммиака в гидразин решило три задачи: снизило температуру восстановительного газа в газогенераторе до величины, делающей реальным создание двигателя на этом топливе, исключило взрывное разложение гидразина в условиях крупномасштабной эксплуатации и снизило температуру его замерзания с +1,5°С до -22°С. Недостатком этого топлива является низкая температура кипения под атмосферным давлением, что требует хранения его в ампулизированных баках под давлением до 4 ата. ПФХ более безопасен в эксплуатации, чем фтор, и температура продуктов горения в нем ниже. Методы получения этого топлива разработаны в ГИПХ. По данным ГИПХ производство окислителя может быть организованно на базе существующего Пермского фторного завода, а горючего — на базе существующих заводов НДМГ с относительно небольшими капиталовложениями.

 Проработка в КБЭМ показала, что после проведения необходимых экспериментальных работ, уточняющих характеристики этого топлива, может быть создан двигатель с указанными выше характеристиками.

 2. Окислитель — AT, горючее — суспензия алюминия в гидразине. Установлено, что не может быть создан работоспособный двигатель на этом двухкомпонентном топливе, поэтому НИИТП предложил использовать, помимо этих двух компонентов, еще третий (НДМГ) для питания газогенератора двигателя. Прирост удельного импульса, по сравнению со штатным топливом (АТ+НДМГ) ожидается в несколько единиц при одинаковых температурах в газогенераторе, а плотность топлива может достигать значительной величины (1,3).

 Однако действительная эффективность этого топлива будет меньше рассчитанной только по этим показателям, т.к. применение трехкомпонентного топлива увеличит в полтора раза количество баков на ракете и комплектов автоматики баков и двигателя, что повлечет увеличение веса конструкции, а также снизит ее надежность.

 Кроме того, остатки вязкой суспензии на стенках баков, особенно при низких температурах эксплуатации, также ухудшают весовые характеристики ракеты. Не решен вопрос о взрывобезопасности гидразиновой суспензии в условиях крупномасштабной эксплуатации и ряд других вопросов, связанных с использованием суспензии.

 Научный совет по проблеме ЖРТ рассмотрел эти топлива и решением №33-69 от 20 октября 1969 г. признал перспективным топливо ПФХ+АГ и необходимым выполнение

 КБЭМ в 1970 г. аванпроекта варианта двигателя на этом топливе для комплекса Д9М, разрабатываемого по решению Комиссии по военно-промышленным вопросам, используя результаты дополнительных экспериментальных работ в НИИ и КБ в 1970 г. по изучению свойств компонентов этого топлива. По результатам работы в конце 1970 г. можно будет принять окончательное решение о внедрении нового топлива в ракетную технику.

 Этим же решением Научного совета по ЖРТ использование топлива АТ+суспензия алюминия в гидразине в настоящее время не рекомендуется, но признано целесообразным завершить ведущиеся научно-исследовательские работы по этому топливу.

 25 ноября с.г. Совет главных конструкторов ракетных двигателей MOM рассмотрел эти вопросы и принял решение о выполнении в 1970 г. научно-исследовательских работ по обоим топливам с выполнением аванпроекта двигателей для Д9М на ПФХ+АГ в КБЭМ и на АТ+суспензия алюминия в гидразине в КБЭМ с последующим окончательным решением.

 Конференция в НИИ-4 МО по перспективам развития ЖРД, проходившая 26-28 ноября с.г., поддержала это решение.

 В настоящее время подготавливается проект решения Комиссии Президиума Совета Министров СССР по военно-промышленным вопросам о проведении этих работ.

 Прошу Вашей поддержки.

 Председатель научного совета

 по проблеме «Жидкое ракетное топливо», академик ГЛУШКО

 Арх.№2583 (174-177)

 

Приложение 3

Сводная таблица двигателей КБХМ, работающих на тиксотропном горючем

(цитируется по сайту ]]>http://www.lpre.de/]]> )

 

Двигатель Годы разработки Компоненты топлива Тяга на уровне моря/пустотная, тс Назначение примечание
С7.20.56 1973-1979 Люминал-А/АК /3 Экспериментальная камера сгорания (КС) ЖРД на металлизированном горючем (тиксотропная суспензия алюминия в гидразине
С7.21.105 1974-1979 Люминал-А/АК /32 Экспериментальная КС ЖРД на металлизированном горючем (тиксотропная суспензия алюминия в гидразине
С7.81.78 1977-1979 Люминал-А/АК /3 Экспериментальный двигатель ЖРД на металлизированном горючем (тиксотропная суспензия алюминия в гидразине
С7.21.128 1980-1987 Люминал-А/АК /10 Экспериментальная КС ЖРД на металлизированном горючем (тиксотропная суспензия алюминия в гидразине
С7.21.129 1980-1987 Люминал-А/АК /10 Экспериментальная КС ЖРД на металлизированном горючем (тиксотропная суспензия алюминия в гидразине
С7.86.130 1980-1987 Люминал-А/АК /10 Экспериментальный двигатель ЖРД на металлизированном горючем (тиксотропная суспензия алюминия в гидразине
Источники: 
  1. Середа В. К. Воспоминания и думы, Королёв, 2010
  2. СКБ-385 Конструкторское бюро машиностроения Генеральный ракетный центр им. Академика В. П. Макеева М., Военный парад, 2009
  3. Сайт ]]>novosti-kosmonavtiki.ru]]>
  4. Наземные испытания ракетной техники. 50 лет НИИХИММАШ, М., Военный парад, 1999
  5. Радовский В.П., Трофимов В.Ф., Ромасенко E.H. и др. Аванпроект жидкостных ракетных двигателей 4Д75М и 4Д76М на компонентах топлива ВПВ-1-АлГ. Том 1, книга 2, НПО Энергомаш, 1971г.