Реактивный научно-исследовательский институт

Результаты, достигнутые в начале 30-х годов двумя ведущими научно-исследовательскими организациями - Газодинамической лабораторией в Ленинграде и Группой изучения реактивного движения в Москве,- показали, что назрела необходимость объединить усилия ученых, инженеров и конструкторов в едином научно-исследовательском и опытно-конструкторском центре. Таким центром явился Реактивный научно-исследовательский институт (РНИИ), сформированный в Москве 21 сентября 1933 г. на базе ГДЛ и ГИРД. Создание РНИИ придало работам по ракетной технике государственное значение, привело к улучшению их материально-технического обеспечения, позволило установить постоянную связь специалистов по ракетной технике с ведущими научными учреждениями страны, открыло широкие возможности кооперации в проведении научных исследований и изготовления изделий, осуществило синтез ракетно-артиллерийского и ракетно-авиационного направлений. Начальником РНИИ был назначен И. Т. Клейменов, заместителем сначала С. П. Королев, а с января 1934 г.- Г. Э. Лангемак. Научное руководство РНИИ осуществлял технический совет в составе Г.Э.Лангемака (председатель), В.П.Глушко, В. И. Дудакова, С. П. Королева, Ю. А. Победоносцева и М. К. Тихонравова. Почетным членом совета 23 июня 1935 г. был избран К. Э. Циолковский.

В РНИИ под руководством Г. Э. Лангемака на основе работ, проведенных ранее в ГДЛ, продолжалась разработка пороховых реактивных снарядов и пусковых установок различного назначения. Были усовершенствованы реактивные снаряды РС-82 и РС-132 и пусковые станки, монтировавшиеся под крыльями самолетов. Ракетные заряды стали изготавливать из нитроглицеринового пороха, который обладал по сравнению с пироксилин-тротиловым порохом энергетическими и технологическими преимуществами. Теплота сгорания и, следовательно, удельный импульс нитроглицеринового пороха выше, чем у пироксилин-тротилового. Из нитроглицеринового пороха можно было изготавливать пороховые заряды больших размеров методом непрерывного прессования, что в наибольшей степени отвечало требованиям крупномасштабного производства. Из пироксилин-тротилового пороха каждая пороховая шашка приготавливалась индивидуально методом «глухого» прессования.

После успешных войсковых испытаний реактивные снаряды РС-82 были приняты на вооружение истребительной, а РС-132 - бомбардировочной авиацией. С 1938 г. в РНИИ начались работы по созданию опытных образцов многозарядной самоходной пусковой установки с РС-132 для реактивной артиллерии сухопутных войск. В 1939- 1941 гг. установка и снаряды прошли заводские и полигонные испытания, было освоено промышленное производство РС-132 и начата работа над серийными образцами пусковых установок для РС-132 и РС-82. В 1939 г. реактивные снаряды успешно использовались в Монголии во время боевых действий против японских войск на реке Халхин-Гол, а в 1941 -1945 гг. широко применялись во время Великой Отечественной войны.

Опыт работы ГДЛ и ГИРД позволил РНИИ разработать обоснованную программу по созданию жидкостных ракет. Этот опыт, в частности, показал, что одной из главных задач в области жидкостного ракетостроения является создание надежного ракетного двигателя на жидком топливе, пригодного для массового применения на ракетных аппаратах. В 1939 г. было спроектировано и изготовлено несколько вариантов кислородно-спиртового двигателя, развивавшего тягу 300 кгс в течение 60 с (Л. С. Душкин, М. К. Тихонравов и др.). Под руководством Глушко был разработан азотнокислотно-керосиновый двигатель (усовершенствованный вариант ЖРД ОРМ-52), развивавший тягу 310 кгс и выдержавший 29 запусков с общим временем работы 530 с.

Наряду с проблемой создания надежных ЖРД все большее значение приобретала проблема обеспечения устойчивости полета ракет, в том числе проблема автоматической стабилизации баллистических ракет. Первый ракетный гироскопический прибор стабилизации ГСП-1 был создан группой сотрудников РНИИ под руководством С. А. Пивоварова во второй половине 1934 г. Наряду с разработкой аппаратуры управления важное значение имели экспериментальные исследования особенностей полета крылатых ракетных аппаратов. Нужно было выяснить причину возмущений, приводящих к нарушению устойчивости в полете, выбрать наиболее подходящие аэродинамические схемы ракет, профили несущих плоскостей. Для этого требовалось провести летные испытания моделей крылатых ракет. Было принято решение исследовать устойчивость ракет без систем управления на моделях с пороховыми двигателями, которые отличались от имевшихся в то время ЖРД более высокой надежностью и простотой эксплуатации. В 1935 г. состоялись многочисленные пуски экспериментальных неуправляемых пороховых ракет массой 5-11 кг, имевших размах крыла и длину фюзеляжа 0,5 м и отличавшихся одна от другой формой крыла и оперения. Ракеты изготавливались весьма тщательно. Были введены регулировка направления вектора тяги двигателя на центр тяжести ракеты, чтобы исключить возмущающий момент, а также регулировка по продувкам в аэродинамической трубе положения плоскостей управления ракеты, чтобы исключить их аэродинамическую несимметрию и обеспечить полет с заданным углом атаки. Пуски этих ракет дали богатый экспериментальный материал для теоретических исследований устойчивости полета и проектирования крылатых ракет с ЖРД.

В 1936 г. работы над жидкостными баллистическими и крылатыми ракетами с системами управления были объединены в одном отделе РНИИ, руководимом Королевым. В этом же году прошел официальные стендовые испытания двигатель ОРМ-65 конструкции Глушко, работавший на азотной кислоте и керосине и предназначавшийся для ракетоплана и крылатой ракеты. Его создание позволило приступить к разработке более простых в эксплуатации ракет на высококипящем топливе.

Под руководством Королева разрабатывались крылатые ракеты 212 с гироскопическим автопилотом и 301 с гирокомандной системой наведения, оснащенные двигателем ОРМ-65, а также серия ракет 217-П на РДТТ. Рабочий проект ракеты 212 был утвержден техническим советом РНИИ в августе 1936 г. Ракета имела следующие характеристики: стартовая масса 165 кг, масса топлива 15 кг, масса полезного груза 35 кг, размах крыла 3 м, площадь крыльев 1,7 м², аэродинамическое качество 12,5, длина 3 м, максимальная скорость 280 м/с, скорость взлета 40 м/с, максимальная дальность полета 80 км. На ракете использовался автомат стабилизации, обеспечивавший стабилизацию по трем осям. Старт производился с ракетной тележки-катапульты, разгоняемой пороховым двигателем тягой 1850 кгс. Ракета представляла собой моноплан со среднерасположенным трапециевидным крылом. Крыло несло элероны, а хвостовое оперение - рули курса и тангажа. В центроплане поперек фюзеляжа располагались топливные баки: три бака для азотной кислоты и один для керосина, а также баллон со сжатым азотом. Все трубопроводы, электропроводка и тяги к органам управления проходили внутри корпуса ракеты и в расположенном над фюзеляжем желобе коммуникаций. Корпус ракеты - цельнометаллический из дюралюминия.

В 1937-1938 гг. проводились продувки ракеты в аэродинамических трубах ЦАГИ, отработка установки двигателя ОРМ-65, гироавтомата, регистрирующей аппаратуры, пневмогидравлической схемы, холодные и огневые испытания двигательной установки.

29 января 1939 г. было проведено первое летное испытание ракеты, которая стала первым отечественным ракетным летательным аппаратом, взлетевшим с помощью ЖРД на высококипящих компонентах топлива. Однако основной идеей Королева в 30-е годы было создание экспериментального ракетного летательного аппарата для полета человека в стратосфере как первой ступени на пути к космическим кораблям.

В 1934-1935 гг. Королев, используя свой опыт и положение известного конструктора и летчика, в свободное от работы время проектировал летательные аппараты, пригодные для использования в качестве ракетопланов.

В 1936 г. работы над ракетопланом были включены в планы РНИИ. После углубленных изысканий и рассмотрений различных конструкций был разработан проект двухместного самолета - моноплана РП-318 с жидкостной ракетной двигательной установкой на основе трехкамерного ЖРД с суммарной тягой 900 кгс, работавшего на азотной кислоте и керосине. Тяговооруженность самолета позволяла осуществлять взлет с Земли и быстрый набор высоты. Самолет имел следующие расчетные характеристики: стартовая масса 1600 кг, масса топлива 540 кг, масса полезного груза 160 кг, длина 7,5 м, размах крыльев 7,4 м, тяговооруженность 0,56, максимальная высота при взлете с Земли 9 км, при старте с восьмикилометровой высоты - 25 км. В качестве первого шага было принято решение о создании ракетоплана РП-318-1 на базе двухместного планера СК-9, который был построен Королевым еще в 1935 г. Для ракетоплана была создана и отработана двигательная установка на основе ЖРД ОРМ-65. После проведения серии холодных испытаний по регулировке системы подачи в период с декабря 1937 г. по апрель 1938 г. было проведено 32 огневых испытания двигателя, которые показали, что двигательная установка отвечает предъявляемым требованиям и может обеспечить полет ракетоплана.

В феврале 1938 г. Королев совместно с Е. С. Щетинковым выдвинул и обосновал идею создания истребителя-перехватчика с ЖРД. Были представлены различные варианты компоновки экспериментального стратосферного самолета на азотнокислотном и кислородном ЖРД, поднимающегося с Земли до высоты 20 км и при пуске с самолета до высоты 40 км. Королев готовился совершить первые полеты с работающим ЖРД на ракетоплане РП-318-1, однако в июле 1938 г. он был ранен при аварии на стенде крылатой ракеты 212, и отработка ракетоплана надолго задержалась.

В последующие годы ведущим конструктором по ракетоплану РП-318-1 был назначен известный в те годы авиаконструктор А. Я. Щербаков, а по двигателю - А. В. Палло. На ракетоплане был установлен ЖРД РДА-1-150, являющийся модификацией ОРМ-65. Ракетоплан РП-318-1 имел следующие характеристики: масса конструкции 345 кг, масса двигательной установки 137 кг, масса топлива 75 кг, масса пилота с парашютом 80 кг, полная стартовая масса 657 кг, длина 7,88 м, размах крыльев 17 м, площадь крыла 22 м².

Исторический полет ракетоплана, пилотируемого первым советским летчиком-ракетчиком В. П. Федоровым, состоялся 28 февраля 1940 г. В отчете Федорова о полете говорилось: «После отцепки установил скорость 80 км/ч. Включение двигателя произвел на высоте 2600 м. Запуск ЖРД прошел нормально. Все контрольные приборы работали хорошо. При давлении в камере 12 ат, что соответствовало тяге 150 кгс, ЖРД имел ровный режим работы, который поддерживался до полного израсходования топлива. Примерно на пятой-шестой секунде после включения ЖРД скорость полета возросла от 80 до 140 км/ч. Я установил режим полета с набором высоты 120 км/ч и держал его во все время работы. По показаниям приборов подъем происходил со скоростью 3 м/с. В продолжение всей работы ЖРД в течение 110 с был произведен набор высоты в 300 м. На всем протяжении работы ЖРД никакого влияния на управляемость РП-318-1 замечено не было. Планер вел себя нормально - вибрации не ощущалось. После выключения двигателя спуск ракетоплана происходил нормально».

10-19 марта 1940 г. на РП-318-1 состоялись еще два успешных полета. Эти полеты стимулировали также развитие работ по внедрению ракетного двигателя в авиацию.