First of all - about the engine of first step РД-170



Development of rocket engines for space transport systems of heavy and superheavy classes was fastened within the limits of the program of creation of the carrier{bearer} and subordinated to her.
In Soviet Union existed a little этапных development which are known, but it would be desirable to pay attention, that with the first start-up of rockets-carriers{-bearers} "Zenith" and "Energia" in 1985 and 1987 has opened a new stage. Before этапной development was a booster rocket "Proton" which has started to carry out the transport functions in 1965 and as the steady carrier{bearer} more than thirty years are maintained in the space program of the country. Rockets of "Energia" and "Zenith" though also different classes, on the idea are closely connected rockets. A connecting part became impellent installation of the first step which is identical to both rockets.

Thus, in Soviet Union, since 1974, development, in essence, only three mid-flight engines was conducted: РД-170/171 (oxygen-керосиновые) and РД-0120 (oxygen-hydrogen). These engines also are unique representatives of that time.
As to liquid engines on высококипящих components of fuel (type of engines of a rocket "Proton") and твердотопливных engines (type of accelerators " the Space of the Shuttle "), that, by results of the analysis and researches, they have been recognized by developers unacceptable for perspective transport systems as low-energy and ecologically dirty.
After the long period of works on creation of liquid rocket engines on высококипящих components in 1973 КБ "Энергомаш" under direction of V.P.Glushko and V.P.Radovskogo has come back to works above ecologically pure{clean} oxygen-hydrocarbonic engines for rockets-carriers{-bearers} of space application. In view of experience of application of the first domestic hydrocarbonic fuel the new concept of application топлив consisted that operation of rockets-carriers{-bearers} was carried out, basically, with regular fuel РГ-1, and synthetic fuel are used for the decision of the problems{tasks} demanding raised{increased} power expenses.
Per 1973-1974 there have been begun design works on engines. By way of design works feasibility reports on creation of perspective carriers{bearers} of powerful reusable liquid rocket engine RD-123 with draft 800 т, on liquid oxygen and kerosene of type РГ-1 have been completed. In the end 1973 - the beginning 1974 on creation of engines RD-124 by draft 125 т everyone and РД-125 with draft on 130 т, as a matter of fact updating РД-124 technical offers have been developed for a booster rocket "Zenith". In June, 1974 technical offers on engine RD-150 with draft up to 1500 т have been developed. Settlement and design studies, since 1974, were accompanied by experimental researches.
On the basis of the serial engine 15Д168, working on nitric тетраксиде and asymmetrical диметилгидразине, the experimental engines-analogues working on liquid oxygen and kerosene, by draft 90 т and pressure in the chamber of combustion of 200 atmospheres have been created. It has been spent more than 300 tests for 200 copies with a total operating time on time in 20 thousand with. Preliminary on them have been fulfilled: chemical ignition, смесеобразование in the chamber of combustion and газогенераторе, high-frequency stability of working process in the chamber and газогенераторе, многоразовость start.
It has been recognized, on the basis of the analysis of experience, necessity is enough great volume of experimental operational development with a level of an operating time of a total resource not less than 100 thousand with. Besides it was required to provide a design reserve on the basis of what was запроектирован a fivefold stock of a resource. è«¡ÔÓ«½ý¡«-technological test for each engine, without переборки has been entered. Have been recommended: a stock on unloading axial force on a shaft турбонасосного the unit not less than 20 %, exception of an opportunity of work of pumps in a zone partial кавитации, and the pulsation of pressure should be no more than 1-2 % of an operating level. It was provided to give special attention to stability{resistance} of materials the environment of oxidizing gas. As a whole by the moment of decision-making on creation of the engine for "Energia" and "Zenith", to 1976 already was available the certain research and experimental reserve.
Three years originally allocated{removed} for creation of the powerful engine, - term, though and corresponding{meeting} the best experience, but obviously unreal.
In February-March, 1976 the government the decision on development of rocket systems " Energia " - "Buran" and "Zenith" was accepted. In November, 1976 the outline sketch of engine RD-170 with following characteristics has been developed: draft on the ground 740 т, in emptiness - 806,4 т (these values have been accepted on the basis of optimization of two projects of rockets-carriers{-bearers} of "Energia" and "Zenith"); a specific impulse on the ground 309,3 with, in emptiness-337 with; pressure in the chamber of combustion of 250 atmospheres, in газогенераторе - up to 583 atmospheres; capacity{power} of the turbine up to 297,26 horsepowers.
In the developed technical requirements to shape and characteristics of engine RD-170, working components of fuel, draft, profitability, to restrictions on dimensions and weight, многоразовости uses, reliability and безаварийности, maintainability have been incorporated a principle of advancing development domestic rocket двигателестроения in a class of heavy engines on long prospect. Engine RD-170 was considered{examined} as base for of some powerful rockets-carriers{-bearers}.
For all period of development of liquid rocket engines in КБ Power mechanical engineering of the characteristic of engines grew smoothly enough. At transition to engine RD-170 for the first time characteristics have grown "jump": on draft in 5 times, on capacity{power} турбонасосного the unit in 10 and on labour input in 9,5 times. However, as it has then appeared, a reserve in development of engines of such class was insufficiently that there was a spasmodic growth of characteristics which was запроектирован.
The engine was created far outside the mastered area of characteristics. The output{exit} for limits is caused by that in rocket system " Energia ", in view of an operational experience on Н-1, the direction to reduction of quantity{amount} of engines in a sheaf was accepted, proceeding from requirements of reliability. One of the basic design features of this engine - presence of four chambers shaking in two planes, and two газогенераторов, working on one turbine. Four chambers of combustion have allowed to have parameters of the chamber on the draft, close to the mastered range: 185 т drafts at reached{achieved} in other development 150 т. On the core to a shaft with the turbine there is a pump of an oxidizer, is coaxial with which on other to a shaft two steps of the pump of fuel are located. Shaft of pumps of an oxidizer and fuel are connected by a spring. Турбонасосный the unit settles down between chambers, and its{his} axis is parallel to an axis of chambers. These design features have allowed to solve the whole complex of the technical problems connected with realization of optimum configuration of the engine in limited dimensions of a tail compartment, reception of comprehensible characteristics of the engine as agency of a control system of flight, the organization of independent working off of the basic units.



Weight of the dry engine of 9755 kg. Components of fuel: an oxidizer - liquid oxygen, fuel - kerosene. A parity{ratio} of components - 2,6. The engine supposes change of a parity{ratio} of components from nominal, in percentage, from +7 up to-7. The Operating time 140-150 with. The engine supposes дросселирование drafts from nominal up to 50 %. A geometrical degree of expansion сопла 36,87:1. Overall dimensions in millimeters: height 4015, diameter in a plane of a cut snuffled in shipping position 3565. Management of a vector of draft is carried out качанием chambers in two planes of +7 ... angular degrees.
The engine consists of four chambers of combustion, турбонасосного the unit (ТНА), бустерного the pump unit of fuel (БНАГ), бустерного the pump unit of an oxidizer (БНАО), two газогенераторов, the block of management of automatics, the block of cylinders, system of drives of automatics (СПА), systems of steering drives (СРП), a regulator of the charge of fuel in газогенераторе, two throttles of an oxidizer, a throttle of fuel, пуско-отсечных valves of an oxidizer and the fuel, four ampoules with starting fuel, a starting tank, a frame of the engine, the ground screen, gauges of system of the emergency protection, two теплообменников for heating of helium on pressurization of a tank of an oxidizer. The engine is executed under the oxidizing scheme{plan} with reburning generating gas after the turbine. The chamber represents паяно-welded one-piece unit and consists of a mixing head, the chamber of combustion and сопла. Сопло and the chamber of combustion are cooled by the full charge of kerosene acting in a mixing head of the chamber. Турбонасосный the unit is executed on одновальной to the scheme{plan} and consists of the axial one-stage jet turbine, the two-level centrifugal pump of an oxidizer. Бустерный the pump of fuel consists from высоконапорного шнека and the one-stage hydraulic turbine working on kerosene, selected after the basic pump. Бустерный the pump of an oxidizer consists from высоконапорного шнека and the two-level gas turbine working on generating gas, selected after the turbine. Газогенератор develops{produces} gas a lot of oxidizer for a drive of the turbine (ТНА). He represents the паяно-welded design consisting of a mixing head and the case, connected by a demountable flange. Pneumovalves are put in action helium from the block of high-pressure tanks by means of electrovalves. The engine provides heating of helium for pressurization of a tank of an oxidizer.
Each commodity engine before sending passes{takes place} контрольно-technological огневые tests for a flight resource. One engine from a party{set} from 12 copies passes{takes place} огневые tests for the full guaranteed resource under the weighted program with the subsequent disassembly and fault detection.
Start of engines in structure of rockets-carriers{-bearers} is carried out through a preliminary step, thus change of a level of draft adjustable on time is provided. Before deenergizing engines are translated on the mode of a final step making 50 % from nominal.
Working off and operational development of the engine was conducted on the comprehensive plan of experimental working off developed in 1978-1979. The plan provided a stage of an experimental research of working capacity of units of the engine on special impellent связках with draft 100 т, with a resource equivalent to disposable flight use; a stage of operational development on a mode of disposable use, with achievement of working capacity during 6 resources over огневого контрольно-technological test of the engine; a stage of finishing of the engine on a resource up to a level of quadruple use of the engine in flight that corresponded{met} to a tenfold resource over control tests; a stage of finishing up to full conformity to requirements to the engine of the repeated use corresponding{meeting} its{his} working capacity at a level of 16 resources over control tests; a stage of interdepartmental tests; Stage огневых tests in structure of the block And or the module of the first missile stage "Zenith" at the ground stand and a stage of flights of tests in structure of a rocket "Zenith".



Works were spent under earlier established{installed} requirements and canons with the purpose of maintenance of set reliability. There were some deviations connected with overlapping of stages or rearrangement of some works. During working off there was a necessity to form подэтап working off of the engine with research of a design with decrease{reduction} in draft to 83 %. It has been connected with the arisen complexities at working off турбонасосного the unit. The stage has put in the program before transition to an absolute{a hundred-percent} mode of disposable flight.
Многоразовость uses, maintainability, reliability and безаварийность works - all this complex of requirements to engines of new generation has given birth to a lot of technical problems{tasks} which significant part in a domestic practice has met for the first time. To the cores from these problems{tasks} concern:
- Creation of highly reliable units of system of submission with unique on capacity{power} the turbine and pumps;
- Maintenance of maintainability of a design of the engine due to use of demountable connections of the basic units and elements of the engine (on фланцевых connections mixing heads of chambers and газогенераторов fasten, cases of pumps and turbines);
- Creation of a high-temperature gas path cooled by oxygen between газогенераторами, the turbine and chambers that has allowed to provide a comprehensible level of temperature pressure{voltage} in carrying{bearing} case details,
- Development unique сильфонного the unit established{installed} in a high-temperature gas path, allowed to provide management of a vector of draft due to качания chambers on a demanded corner;
- Creation highly reliable огневых units - chambers and газогенератора in which the new constructive decisions are used, allowed to provide high profitability and stability of work of the chamber, high uniformity of a field of temperatures on an output{exit} from газогенератора;
- Maintenance of tightness of large-sized demountable connections with high internal pressure (up to 700 atmospheres) due to development of spherical self-condensed two-barrier condensation with metal linings;
- System engineering regulation of the engine with use of the internal hydromechanical feedback, allowed with high accuracy to provide regulation of the engine in a wide range on draft and a parity{ratio} of components;
- Development of bench and onboard system of the emergency protection supervising parameters of the engine during work and providing its{his} stop at an output{exit} of controllable parameters for admissible limits;
- Development of the technological processes providing processing of gas and liquid cavities of the engine with the purpose of removal{distance} of kerosene and products of its{his} combustion;
- System engineering the control поставочных the engines, including carrying out of контрольно-technological tests of each copy of the engine on a flight resource of work.
And still the main problem, for oxidizing schemes{plans} of engines, the problem of protection of units of oxygen pathes from ignition is characteristic at influence of casual initiators of ignition. Allocating this problem among other as one of the most important, it is necessary to note, that on the importance its{her} decision far is beyond specific targets of creation of the specified engines. As a result of the spent researches the reasons of ignition of designs have been revealed.
In total there were 19 cases of ignition, it makes 3 % of the general{common} number of the tests spent till January, 1990 the Problem has arisen practically from the first tests of experimental impellent installations and for its{her} overcoming 5 years were required approximately. All can be divided{undressed} cases of ignition conditionally on two groups.
The first group - ignitions because of breakages of elements of a design or friction of rotating details about motionless (owing to sample of backlashes from deformations or наклепа on interfaced{integrated} surfaces from vibration).
It has appeared complex{difficult} enough to provide demanded durability лопаток соплового the device and a rotor. Took measures as on increase in thickness of edges with перепрофилированием лопаток, and on decrease{reduction} in loadings. The matter is that at designing too small backlash between лопатками соплового the device and a rotor has been incorporated. On an output{exit} from лопаток соплового the device speed of a stream could exceed speed of a sound. As a result there were greater{big} (on size of a pulsation) pressure in a backlash, as overloaded лопатки, raised{excited} significant vibrations. The increase in a backlash, in a combination to a thickening of edges, decrease{reduction} in high-speed factor has allowed to leave from such ignitions.
Alongside with it{this} the interdepartmental group created from qualified experts of institutes, КБ the aviation and space-rocket industry, in the conclusion has specified insufficient fatigue durability лопаток a rotor. On one of engines, for example, cracks have appeared after 8-th start-up then he has passed{has taken place} 7 more tests with development of cracks, and on 16-th start-up they have reached{achieved} the critical size that has led to destruction лопаток and to ignition of the engine. Taken measures on increase of fatigue durability have appeared especially valuable to engines of reusable execution{performance}.
The defects connected with наклепом on interfaced{integrated} details, were eliminated{erased; removed} by prompting a медно-silver covering and strengthening{amplification} of cooling by a channel of oxygen. Breakages of other elements of the turbine were eliminated{erased; removed} basically by direct hardening.
The second group - ignition from influence of extraneous particles in generating gas. Preconditions were marked{celebrated} right at the beginning of working off of the engine. At survey of rotors of the engines which have been last огневые tests, were found out local подгары ("streams") лопаток, a bandage, testifying about external influence. The same group of highly skilled experts worked. Attempts to introduce sheetings were undertaken even at working off on special experimental engines. Have been tested алитирование, a covering by copper and galvanic nickel, drawing of enamel, but reliable protection have not given these variants. By the end 1983, in five years after the beginning of experimental working off of the engine, the technology of drawing of a nickel covering on лопатки a rotor and статора with sufficient stability{resistance}, достигаемой, in particular, special heat treatment, and drawings of a ceramic-metal covering on a rotor has been found and fulfilled.
Alongside with increase in stability{resistance}, have been taken measures to reduction of the sizes of weight of extraneous particles. On an input{entrance} in the engine the filter with a cell 0,16х0,16 mm has been put. On it{this} the decision of a problem of ignition has practically come to the end.
The decision of problems is connected not only with activity of the formed group of a high level of experts. The basic measures were accepted, naturally, basically designers, developers. The interdepartmental group has added actions, and the main thing, has given to them more convincing form and has accelerated their realization.
The problem of exception of ignition of the turbine was solved extremely difficultly and long, caused serious doubts in general in a reality of creation of the engine such. This problem has demanded attraction of all scientific and design forces of the country. The most intense and dramatic were 1982 and 1983 was repeatedly discussed a question on expediency of use of four pumps of low power instead of one powerful турбонасосного the unit. It meant as a matter of fact - to establish{install} on a rocket a sheaf from four engines on 185 т instead of one engine of total draft and, thus, to return the batch scheme{plan} with twenty engines, that is to return development in an initial condition. The outline sketch of such engine under index МД-185 has been let out{has been released}, however has not been accepted, in particular, because and in this engine parameters of generating gas were close to similar values on engine RD-170, hence, the problem of ignition of the turbine was not removed. Attempts to use the engines developed for Н-1 have been undertaken. The matter is that by this time, to 1983, spending огневые tests of engines for Н-1, have received, at last, consolatory forecasts in N.D.Kuznetsova proceeded on initiative ОКБ to work on increase of reliability of these engines.
Cases of ignition of the pump of an oxidizer took place at working off practically all liquid rocket engines of an oxygen class: breakages of elements of the pump, наклепы, friction of interfaced{integrated} surfaces, destruction of bearings, затирание лабиринтных condensation, hit of alien bodies and particles were principal causes of ignition.
The analysis of statistics огневых start-up of engines and experimental installations shows, that by the end 1984 the basic actions which have provided a resource of working capacity of the pump for engines of disposable use with the planned stock have been introduced. For it it has been spent more than 5 years. In it{this} to year of failure{accident} on ignition of the pump have made 7 % from number of tests of the engine. In the further work on escalating a resource was spent. The reasons of ignition of pumps of an oxidizer can be generalized, having allocated some groups.

The first group. At designing the pump the factor of scale of parameters has insufficiently been considered. So, applied traditional for developers of engines the scheme{plan} of the autounloading, the floating rings well functioning on engines of dimension 100-150 т, have appeared disabled for engines in 740 т at almost tenfold increase in capacity{power} турбонасосного the unit. It has appeared necessary sharply to expand a range of work of system of unloading in view of disorder of axial forces. On буртах крыльчатки it was necessary to replace floating rings with motionless slot-hole condensation with a silver overlay as process of "emerging" of rings was accompanied by friction in places of contact крыльчатки with the case.

The second group. The reasons of ignition have been connected with raised{increased} виброактивностью the pump, was consequence{investigation} as features of profiling of a flowing part, and imperfection of measures on maintenance of dynamic equation during work. Owing to greater{big} pulsations and vibrations there were destructions of pipelines, ignitions in joints owing to mutual moving details, friction and наклепа. Improvement of profiling шнека, крыльчатки and торового tap{removal} has been spent. More perfect{absolute} dynamic balancing has been developed and applied at manufacturing.

The third group. The reasons of ignition have been connected with insufficient durability шнека, крыльчатки and лопаток the directing device in conditions dynamic нагружения. During work of the engine arose and fatigue cracks developed. There were breakages to the subsequent ignition because of затирания fragments. Measures on the raised{increased} dynamic durability were accepted as in traditional directions of direct increase of constructive perfection and durability due to geometry, materials and cleanliness of working off, and introduction of new technologies: изостатического прессирования cast preparations, application гранульной technologies and other kinds.

The fourth group. The reasons were qualified in reports as influence of extraneous particles. Measures were reduced to increase of stability{resistance} of materials of details of the pump due to application of nickel alloys and protection of the pump against hit of extraneous particles.


Enough defects of a design, though and not led significant destructions of the engine and the stand, but seriously complicated process of operational development of the engine often were shown.

On бустерному to the pump of an oxidizer. As well as in the basic pump of a contact and deformation in a cavity of a high pressure of the autounloading device led to ignitions that has demanded measures on decrease{reduction} in deformations and introductions of a silver overlay in a place of a possible{probable} contact of a disk about the case, the contact of blades шнека about пилоны blades was marked{celebrated} also. It is characteristic, what is it the contact did not lead to ignition in бустерном the pump, but the formed shaving provoked ignition of the turbine and the basic pump. Here influence of rather low pressure of oxygen was showed.
In бустерном the pump the scheme{plan} of a drive шнека from the gas turbine with dump of gas in a stream of liquid oxygen is applied. This decision has caused{called} a problem of occurrence low-frequency pulsations at condensation of gas. The decision consisted in crushing the stream dumping{resetting} gas.

On газогенератору. Notwithstanding what working off газогенератора has been spent on special installations, at operational development of the engine there was a necessity of acceptance of measures as on hardening atomizers, change of a design of a joint of a mixing head with the case, and on liquidation of cases of display of the raised{increased} level of a pulsation and vibrations. Influence of pressure differences on atomizers and narrowings of a target branch pipe газогенератора on низко-and high-frequency stability is in this respect characteristic.
The general{common} conclusion on ignition in газоводах, units качания a mixing head of the chamber, the valve of an oxidizer was increase of cleanliness of gas pathes and недопущение presence of organic substances.

On the chamber of combustion. Introduction even at independent working off антипульсационных partitions on a mixing head in a combination to other traditional measures have allowed to avoid on this engine of the most dangerous and complex{difficult} epopee of struggle against high-frequency instability of working process. At the same time attempts to increase a specific impulse of the chamber due to change смесеобразования encounter occurrence of the raised{increased} level of high-frequency fluctuations and infringement of cooling. In this plan of change of a design and technology are critical.

As a whole the deep and extensive plan of experimental operational development of the engine has enabled to reach{achieve} enough high values of reliability of the engine.
As of January, first, 1991 it has been spent 804 огневых tests by the general{common} duration 93300 with, including 22 engines have was tested successful flights in structure of rockets-carriers{-bearers} "Zenith" and "Energia". In 1991 it was planned to finish ground working off of updating of engine RD-170 on a resource providing tenfold flight use both the further perfection and development in a direction of increase of capacity{power}, improvement of specific characteristics.
The essential step forward has been made in development and realization of qualitatively new, scientifically proved techniques and programs of experimental working off of the engine focused on reception of necessary results with the maximal economy of an equipment in maximal deadlines. Features of the program of experimental working off are:
- Independent working off огневых units of the engine;
- Independent working off of system of submission of fuel;
- Maintenance maximal информативности огневых tests;
- Use of the automated systems of processing of results;
- Recurrence resource огневых tests which have made a basis of experimental working off of the engine in a regular complete set.
The system of technical diagnostics was developed in parallel with creation of the engine as means of an estimation техническою conditions of the engine and the forecast of its{his} working capacity. Besides she was used for the analysis of refusals and defects as enabled more deeply to investigate{research} взаимоувязку parameters, their statistical characteristics.
The system was represented as set of means, methods of diagnosing and object of diagnosing, and also organizational-technical actions for gathering, transformations, storages, the analysis of the information and decision-making on a condition of the engine. The system should provide an establishment of a place and the reasons of occurrence of malfunctions.
The system of technical diagnostics had following subsystems:
- Information-measuring;
- фукционного diagnosings;
- Test diagnosing as not destroying quality monitoring of a condition. Efficiency of technical diagnostics regarding an establishment of boundary values of parameters and characteristics could not be based on statistics of tests before refusal because of high cost of engines and danger of such tests to the stand. In this connection the great value has got mathematical modelling. Great volume of the information, complexity of mathematical models and algorithms of processing have caused necessity of attraction of powerful universal and specialized computer complexes.
During system engineering diagnosing are created:
- A technique of the control of stability of characteristics of start, the basic mode and a mode of a final step. The technique intended for an estimation of values of slowly varying parameters and their speeds received at огневых tests in view of a field of admissible borders;
- A technique допускового the control of parameters over the basic mode and a mode of a final step; she intended for an estimation of conformity of parameters of the engine measured at огневых tests, to the settlement values received with use of mathematical models and modelling characteristics of units on their independent tests that is defined{determined} by a finding of parameters in a floor{field} of admissions;
- A technique of planimetric coordination of slowly varying parameters; intended for an estimation of functioning of the engine as a whole and its{his} contours on stationary modes by comparison of the measured and settlement values of slowly varying parameters in characteristic points;
- A technique of an estimation of stability and definition виброакустических characteristics; intended for the control of a level of a pulsation and vibrations over conformity to statistical admissions and an estimation of stability of the chamber of combustion and газогенератора, with the analysis of the physical nature of spectra and definition of decrements of attenuation of fluctuations;
- A technique of an estimation of size of the developed{produced} resource of assembly units; she is based{founded; established} on the theory of multicyclic weariness of materials and considers the dynamic loadings caused by pulsations and vibrations; integrated value of fatigue damageability was estimated{appreciated} at контрольно-technological tests, its{her} value was predicted at operation and their sum was compared to the limiting value defined{determined} by results of многоресурсовых of tests;
- The technique of the parametrical control - was used at diagnosing on stationary modes with a view of localization of malfunctions; the analysis is based{founded; established} on estimations of functional characteristics of units;
- A complex of not destroying quality monitoring.

By results of an estimation of efficiency of systems of diagnostics it is noted, that nevertheless refusals of engines in some cases took place at re-testing though the system did not specify their preconditions. Measures on improvement of system have been realized and these cases have been excluded. It has been as a result certain, that the risk of the supplier and risk of the customer made 0,03 at confidential probability 0,95.
Opportunities of perfection of system cannot be considered{counted} settled{exhausted}. In many respects lacks are connected with errors of measurements, including such characteristics, as spectral structure of a flame, electroconductivity of gas and its{his} luminosity.
The guaranteed stock of working capacity of engines makes on a resource and number of inclusions over operational not less than three flights. Frequency rate of use of the module of the serial sample in structure of the block Instead of less than 10. The residual resource of working capacity of devices, units and systems at the moment of last start-up provides an opportunity of carrying out not less than five flights.
By development of the engine the possibility of its{his} not less twentyfold use in structure of the carrier{bearer}, including interflight огневые checks in structure of the block has been stipulated. The guaranteed stocks of working capacity of engines on a resource and quantity{amount} of inclusions, over потребных in operation (before last use), should make not less than 5, necessary for one flight.
In view of complexity of a problem working off on a resource within the limits of the third stage was carried out in some подэтапов. On the first подэтапе the problem{task} of finishing of the guaranteed resource up to size, sufficient for unitary flight use of the engine, that is totally, in view of two technological start-up, - up to nine resources (a resource - an operating time of the engine in one flight) was put. Further the guaranteed resource was gradually increased and as a result he should be finished to 27 resources. The guaranteed resource of engine RD-170, finally, should make at a stage of unitary use not less than nine regular cycles, at a stage of repeated flight use after end of working off - not less than 27 regular cycles.
If in the first years of development of engines it was represented, that their parameters are close to limiting, especially on temperature of generating gas in the subsequent the real opportunity of appreciable increase of the basic characteristics - drafts and a specific impulse has come to light.
The opportunity of increase of draft was defined{determined} as due to the accepted measures on protection of elements of the turbine of the pump of an oxidizer against ignition, and due to measures on decrease{reduction} in temperature of generating gas and reduction of speed of rotation of a shaft турбонасосного the unit - in this connection increases of efficiency of pumps of the turbine, decrease{reduction} in hydroresistance and downturn of a level виброактивности.
The opportunity of increase of a specific impulse is obvious that the reached{achieved} level of factor of completeness of a specific impulse (0,943) though is close to maximal for the previous liquid rocket engines, nevertheless testifies to some losses in chambers. Carried out researches confirm presence of a reserve of increase of completeness of combustion due to improvement смесеобразования.
Already during operational development of engines tests with speeding up on draft and special tests for definition of stocks on temperature of generating gas took place. At these tests the mode of 105-107 % on draft with a repeated resource has been realized. Speeding up on draft on 5 % did not cause doubts. Basically, working capacity was provided at temperature of generating gas up to 700 ╟С.
Parallel variants of impellent installations of the first step have appeared and studied basically under the initiative of a management{manual} of the ministry because during 1982-1983 position with development developed in drama. Continuous emergency outcomes огневых tests have given birth to doubts in an opportunity of creation of such engine with demanded characteristics. There was a situation when creation of "Energia" as a whole was endangered.
We mentioned study of the engines developed КБ by N.D.Kuznetsova for Н-1, as one of variants of application. Characteristics of these engines are known. We should define{determine} a level of reached{achieved} reliability with the purpose of an estimation of an opportunity of their application in "Energia".
Under the arrangement of two ministers - Минобщемаша and Минавиапрома - we from R.K.Ivanovym have taken off for Kuibyshev and in detail studied{investigated} a state of affairs with these engines. Nikolay Dmitrievich has shown us more than 90 ready engines which in due time have been collected at a factory of a name of Frunze. It were engines of the first step - НК-33. They were tested under the certified program approved{confirmed} by the Ministry of the aviation industry, working capacity of each engine demanding acknowledgement{confirmation} during a quadruple resource. Огневые tests of forty engines at the stand have shown working capacity from 7 up to 14 thousand with is almost ten flight resources. Engines of the second step - НК-43, the third - НК-39, the fourth-НК-31. Engines for the first step were necessary to us. Results of a statistical estimation of reliability of engines have been shown - she has essentially increased in comparison with from time to time H-1 Us have supplied with the corresponding{meeting} documentation.
On our question that is necessary for renewal of manufacture and delivery to flights of test of these engines for "Energia", Nikolay Dmitrievich has listed some usual conditions in this situation on expansion of industrial and experimental base, and the main thing as he has told, " engines and collective should be rehabilitated ". " If rehabilitation will not be - engines we shall not give... ", - has told, how cut off.
Remarkable collective, good manufacture... We have left "to chew" the received information.
The second variant of the engine was born within the precincts of КБ V.P.Glushko, in Химках. It is so-called " variant Клепикова ". I.A.Klepikov - проектант, he has acted on one of sessions of board Minobshchemasha with idea "четвертовать" four-chamber engine RD-170, that is of one to make four independent cursors with draft approximately as at кузнецовского НК-33. It was supposed, that, having divided{undressed} турбонасосный the unit on four, it is possible to receive the efficient unit. Opponents "четвертушки" showed, that for achievement of specific characteristics integral РД-170 authors will come to necessity of the decision of the same problems what are solved now.
Certainly, the situation was complex{difficult}, but it is necessary to give due to Valentine Petrovichu Glushko who stood on the : " we Shall lead up and to not jump aside in the parties{sides} ". The position at it{him} was firm. Experience affected.
The estimations of liquid variants spent by us, and in fact were and твердотопливные variants, have shown, that any of them will demand alteration of the project of "Energia" and, first of all, A.Eto's blocks led to a conclusion that some years is required in addition. The prize from seeming simple decisions was greased. But the main thing is reliability. "Четвертушка" in this problem on account of did not go: we came again to a problem of multiimpellent installations, even at high now reliability НК-33...
There was one more variant - твердотопливный about which spoke during designing "Energia" and even after its{her} successful first flights much.
Estimation of an opportunity of creation mid-flight твердотопливного the engine of the first step conducted КБ ON "Spark", the main designer Lion Николаевич of Laurels. We well knew it{him} on joint development fighting твердотопливных rockets. КБ differed boldness of decisions, novelty, progressiveness. The technical project given out by us on study of the engine of the first step was unusual for this purpose КБ on many parameters. However Lion Николаевич has apprehended this work as personally necessary, with desire really to help{assist} business. By results of study preliminary materials in volume about the good preoutline sketch have been let out{have been released}.
The shape of this{thus} unique твердотопливного the engine was made with following characteristics:

- The maximal dimensional diameter - 3,6 m;
- Length-44,92 of m;
- A degree of expansion сопла - 2,8;
- Weight of a design - 60 т;
- Weight of fuel - 460 т;
- Weight of the equipped engine - 520 т;
- Factor of weight perfection - 0,3;
- An operating time on the established{installed} mode of an active site of flight - 124 with;
- A full operating time - 138 with;
- The maximal pressure in the chamber of combustion - 68 atmospheres;
- A specific impulse draft - 263 with;
- Average draft-1050 т.

On the basis of the preliminary analysis the following constructive scheme{plan} of the engine has been accepted: seven-section, односопловый, operated, with two несоосно in the located units of power{force} communication{connection}, with the central block and with top and bottom frames for joining носового обтекателя and a tail compartment of a step.
As constructional materials for the case of the engine were considered{examined} high-strength there were also constructional plastics. On a condition of domestic industrial base, prospect of its{her} development, in view of maintenance of the minimal weight of a design has been accepted стеклопластиковый a variant: in a basis plait РВМН and связующее ЭДТ-10.
To maintenance of энерго-mass characteristics of the engine it was planned to apply смесевое firm fuel with high relative density which is capable to save a high level of elasticity at low temperatures. Structures KD 11/18 and Т9-БК-8/Э were considered{examined}. Fuel КД 11/18 earlier passed{took place} only skilled working off and till this time was not applied.
In design materials the basic opportunity of creation mid-flight твердотопливного the engine of disposable use for the first step of a booster rocket of "Energia" has been shown. The engine under the basic characteristics did not concede to engines " the Space of the Shuttle ". In view of a condition of raw, industrial and technological base in the country of the case of engines began to make of fibreglass in section execution{performance}. Thus trailer the section was supposed to carry out a method of spirally-ring winding under the scheme{plan} "полукокон", the others of section - a method of longitudinal-cross-section winding.
The estimation разнотяговости a package of engines on all operating modes has been spent. It has been established{installed}, that at parallel manufacturing same секций charges of the engines entering into a package, разнотяговость and разновременность the terminations{endings} of work of engines considerably decreases. However realization of parallel filling секций demands significant capital investments.
For the further development твердотопливного the engine it was necessary to solve following questions:
- Acceptance of the proved requirements to sizes of operating efforts;
- Specification of characteristics of the engine in view of aerodynamic and термосилового нагружения;
- Definition of an opportunity and expediency of introduction of system термостатирования engines in a range of temperatures from zero up to +50 ╟С.
The engine could be created at the successful decision of following technological questions:
- Creation of the high-efficiency special equipment for manufacturing секций cases in diameter of 3,6 m a method of winding;
- Creation of technology and the equipment for manufacturing nonmetallic details in diameter up to 3,5 m соплового the block;
- Development of easy{light} designs оправок for winding секций cases;
- Development of rational technology of assembly and tests of the equipped engine;
- Development carbon-carbon of a composite material for the critical loose leaf соплового the block;
- The organization at the enterprises нефтехимпрома manufacturing of vacuum bags in diameter up to 4 and length up to 8 m.
For realization of the accepted technical decisions and maintenance of the basic characteristics of the engine carrying out of great volume of research and experimental works and the organizational actions directed on manufacture of charges from fuel КД 11/18 with weight секций up to 80 т, creation of manufacture on manufacturing cases in diameter up to 3,6 m from plastic, creation of the large-sized rotary managing director сопла, creation of the special hoisting-and-transport equipment and maintenance of carrying out огневых tests of powerful engines with draft up to 1350 т was necessary.
Following terms of development could be realized:
- Manufacturing the first modelling engine - in 2 years;
- Manufacturing the first model engine - in 4,5 years;
- Carrying out of the first огневого tests - in 6 years;
- Delivery of the first complete set of engines to flights of test - in 8 years.
The basic complexity in development such твердотопливного the engine was brought with its{his} dimensions and weight which on all technological chain have not been mastered by the industry of the country. It was necessary to be equipped again. To same - specificity of our cosmodrome - a wide range of seasonal temperatures in Kazakhstan (from 40 ╟ a frost up to 50 ╟ heats) which if to not belittle the purpose of reception of high constructive perfection, demanded application of ground starting means термостатирования a charge of the engine. All this complicated application твердотопливных the first steps in rocket system " Energia ".
It is necessary to remind, that studies of such variants were conducted{ordered} proceeding from preconditions, that creation of such engine as РД-170, will deadlock{call}. In other conditions replacement of a liquid step on твердотопливную is irrational on power qualities and safety in flight About it{this} especially...
The work spent in aggregate led to a conclusion, that " on a ferry of horses do not change ". And if is more concrete, it is necessary to return again to the beginning of development. Engine RD-170 was developed in the dimension not on whim, and necessarily, reliability of system. It was essentially. V.P.Glushko выстоял in dispute also has appeared the rights. Any best - the enemy good We have reported: if we wish to have system it is necessary to lead up it{her} if we wish to have something more perfect{absolute} it can be and eat, but it "is" not our time. Ahead there was a greater{big} work... We have not gone{do not send} on basic changes: " the best - the enemy good ". It was turning point in creation of a booster rocket of "Energia".
Sight from within on problem РД-170: having received on the channels the information on the next failure, minister S.A.Afanasev appeared in КБ and the person on duty out bawled. Fortunately, at our business{affairs} were and the assistants allocated by the big authority among whom first of all I wish to name chairman of the State Committee on L.V.Smirnova's defensive technics{technical equipment}. Nevertheless minister not trusted to design collective, wishing to be reinsured, has brought us a attention to the question on creation of the reserve engine, four times less powerful. It meant, that at transition on "четвертушки" it is required to increase their number twice, having lowered that reliability.
Externally there was a full impression, that V.P.Glushko tries to not accept participation in "operations", even when there was an order on development "четвертушки" (supervised I.A.Klepikov's over development) forces КБ. " Quiet behaviour Глушко Is underlined has appeared optimum for business{affairs} ", - wrote M.R.Gnesin, one of associates Глушко. " Valentine Petrovich has saved collective from a panic and squabbles, has concentrated to its{his} Energia on creativity ", - Michael Ruvimovich has concluded.

- On July, 9th, 1981 the engine for the first time has worked full time at the stand. The first deliveries of engines have begun with the middle 1984 for "Energia". V.P.Glushko has not finished with turncoats.

Original version of the text

Прежде всего - о двигателе первой ступени РД-170



Разработка ракетных двигателей для космических транспортных систем тяжелого и сверхтяжелого классов завязывалась в рамках программы создания носителя и подчинена ей.
В Советском Союзе существовало несколько этапных разработок, которые известны, но хотелось бы обратить внимание, что с первыми пусками ракет-носителей "Зенит" и "Энергия" в 1985 и 1987 гг. открылся новый этап. До этого этапной разработкой была ракета-носитель "Протон", которая начала выполнять свои транспортные функции в 1965 г. и как устойчивый носитель более тридцати лет эксплуатируется в космической программе страны. Ракеты "Энергия" и "Зенит", хотя и разных классов, по своей идее являются тесно связанными ракетами. Связывающим звеном стала двигательная установка первой ступени, которая одинакова для обеих ракет.

Таким образом, в Советском Союзе, начиная с 1974 г., велась разработка, по существу, только трех маршевых двигателей: РД-170/171 (кислородно-керосиновые) и РД-0120 (кислородно-водородный). Эти двигатели и являются уникальными представителями того времени.
Что касается жидкостных двигателей на высококипящих компонентах топлива (типа двигателей ракеты "Протон") и твердотопливных двигателей (типа ускорителей "Спейс Шаттла"), то, по результатам анализа и исследований, они были признаны разработчиками неприемлемыми для перспективных транспортных систем как низкоэнергетические и экологически нечистые.
После длительного периода работ по созданию жидкостных ракетных двигателей на высококипящих компонентах в 1973 г. КБ "Энергомаш" под руководством В.П.Глушко и В.П.Радовского возвратилось к работам над экологически чистыми кислородно-углеводородными двигателями для ракет-носителей космического применения. С учетом опыта применения первого отечественного углеводородного топлива новая концепция применения топлив состояла в том, что эксплуатация ракет-носителей осуществлялась, в основном, со штатным горючим РГ-1, а синтетические топлива используются для решения задач, требующих повышенных энергетических затрат.
В 1973-1974 гг. были начаты проектные работы по двигателям. В плане проектных работ были завершены технико-экономические обоснования создания перспективных носителей мощного многоразового жидкостного ракетного двигателя РД-123 с тягой 800 т, на жидком кислороде и керосине типа РГ-1. В конце 1973 - начале 1974 г. были разработаны технические предложения по созданию двигателей РД-124 тягой 125 т каждый и РД-125 с тягой по 130 т, по сути модификацией РД-124 для ракеты-носителя "Зенит". В июне 1974 г. были разработаны технические предложения по двигателю РД-150 с тягой до 1500 т. Расчетные и конструкторские проработки, начиная с 1974 г., сопровождались экспериментальными исследованиями.
На базе серийного двигателя 15Д168, работающего на азотном тетраксиде и несимметричном диметилгидразине, были созданы экспериментальные двигатели-аналоги, работающие на жидком кислороде и керосине, тягой 90 т и давлением в камере сгорания 200 атмосфер. Было проведено более 300 испытаний на 200 экземплярах с суммарной наработкой по времени в 20 тыс. с. Предварительно на них были отработаны: химическое зажигание, смесеобразование в камере сгорания и газогенераторе, высокочастотная устойчивость рабочего процесса в камере и газогенераторе, многоразовость запуска.
Была признана, на основе анализа опыта, необходимость достаточно большого объема экспериментальной доводки с уровнем наработки суммарного ресурса не менее 100 тыс. с. Кроме того, требовалось предусмотреть конструкторский резерв, на основе чего был запроектирован пятикратный запас ресурса. Было введено контрольно-технологическое испытание для каждого двигателя, без переборки. Были рекомендованы: запас по разгрузке осевой силы на валу турбонасосного агрегата не менее 20 %, исключение возможности работы насосов в зоне частичной кавитации, а пульсация давления должна быть не более 1-2 % рабочего уровня. Предусматривалось особое внимание уделить стойкости материалов в среде окислительного газа. В целом к моменту принятия решения о создании двигателя для "Энергии" и "Зенита", к 1976 г. уже имелся определенный научно-исследовательский и экспериментальный задел.
Три года, первоначально отведенные для создания мощного двигателя, - срок, хотя и соответствующий лучшему опыту, но явно нереальный.
В феврале-марте 1976 г. правительством было принято решение о разработке ракетных систем "Энергия"-"Буран" и "Зенит". В ноябре 1976 г. был разработан эскизный проект двигателя РД-170 со следующими характеристиками: тяга на земле 740 т, в пустоте - 806,4 т (эти значения были приняты на основе оптимизации двух проектов ракет-носителей "Энергии" и "Зенита"); удельный импульс на земле 309,3 с, в пустоте -337 с; давление в камере сгорания 250 атмосфер, в газогенераторе - до 583 атмосфер; мощность турбины до 297,26 лошадиных сил.
В разработанных технических требованиях к облику и характеристикам двигателя РД-170, рабочим компонентам топлива, тяге, экономичности, ограничениям по габаритам и массе, многоразовости использования, надежности и безаварийности, ремонтопригодности был заложен принцип опережающего развития отечественного ракетного двигателестроения в классе тяжелых двигателей на длительную перспективу. Двигатель РД-170 рассматривался как базовый для ряда мощных ракет-носителей.
За весь период разработки жидкостных ракетных двигателей в КБ Энергетического машиностроения характеристики двигателей росли довольно плавно. При переходе к двигателю РД-170 впервые характеристики выросли "скачком": по тяге в 5 раз, по мощности турбонасосного агрегата в 10 и по трудоемкости в 9,5 раз. Однако, как потом оказалось, задела в разработках двигателей такого класса было недостаточно, чтобы произошел скачкообразный рост характеристик, который был запроектирован.
Двигатель создавался далеко за пределами освоенной области характеристик. Выход за пределы обусловлен тем, что в ракетной системе "Энергия", с учетом опыта работы по Н-1, было принято направление к уменьшению количества двигателей в связке, исходя из требований надежности. Одна из основных конструктивных особенностей этого двигателя - наличие четырех камер, качающихся в двух плоскостях, и двух газогенераторов, работающих на одну турбину. Четыре камеры сгорания позволили иметь параметры камеры по тяге, близкие к освоенному диапазону: 185 т тяги при достигнутых в других разработках 150 т. На основном валу с турбиной находится насос окислителя, соосно с которым на другом валу расположены две ступени насоса горючего. Валы насосов окислителя и горючего соединены рессорой. Турбонасосный агрегат располагается между камерами, и его ось параллельна оси камер. Эти конструктивные особенности позволили решить целый комплекс технических проблем, связанных с реализацией оптимальной компоновки двигателя в ограниченных габаритах хвостового отсека, получением приемлемых характеристик двигателя как исполнительного органа системы управления полетом, организацией автономной отработки основных агрегатов.



Масса сухого двигателя 9755 кг. Компоненты топлива: окислитель - жидкий кислород, горючее - керосин. Соотношение компонентов - 2,6. Двигатель допускает изменение соотношения компонентов от номинального, в процентах, от +7 до -7. Время работы 140-150 с. Двигатель допускает дросселирование тяги от номинальной до 50 %. Геометрическая степень расширения сопла 36,87:1. Габаритные размеры в миллиметрах: высота 4015, диаметр в плоскости среза сопел в транспортировочном положении 3565. Управление вектором тяги осуществляется качанием камер в двух плоскостях +7...-8 угловых градусов.
Двигатель состоит из четырех камер сгорания, турбонасосного агрегата (ТНА), бустерного насосного агрегата горючего (БНАГ), бустерного насосного агрегата окислителя (БНАО), двух газогенераторов, блока управления автоматикой, блока баллонов, системы приводов автоматики (СПА), системы рулевых приводов (СРП), регулятора расхода горючего в газогенераторе, двух дросселей окислителя, дросселя горючего, пуско-отсечных клапанов окислителя и горючего, четырех ампул с пусковым горючим, пускового бачка, рамы двигателя, донного экрана, датчиков системы аварийной защиты, двух теплообменников для подогрева гелия на наддув бака окислителя. Двигатель выполнен по окислительной схеме с дожиганием генераторного газа после турбины. Камера представляет собой паяно-сварной неразъемный узел и состоит из смесительной головки, камеры сгорания и сопла. Сопло и камера сгорания охлаждаются полным расходом керосина, поступающим в смесительную головку камеры. Турбонасосный агрегат выполнен по одновальной схеме и состоит из осевой одноступенчатой реактивной турбины, двухступенчатого центробежного насоса окислителя. Бустерный насос горючего состоит из высоконапорного шнека и одноступенчатой гидравлической турбины, работающей на керосине, отбираемом после основного насоса. Бустерный насос окислителя состоит из высоконапорного шнека и двухступенчатой газовой турбины, работающей на генераторном газе, отбираемом после турбины. Газогенератор вырабатывает газ с избытком окислителя для привода турбины (ТНА). Он представляет собой паяно-сварную конструкцию, состоящую из смесительной головки и корпуса, соединенных разъемным фланцем. Пневмоклапаны приводятся в действие гелием от блока баллонов высокого давления с помощью электроклапанов. Двигатель обеспечивает подогрев гелия для наддува бака окислителя.
Каждый товарный двигатель перед отправкой проходит контрольно-технологические огневые испытания на полетный ресурс. Один двигатель от партии из 12 экземпляров проходит огневые испытания на полный гарантированный ресурс по утяжеленной программе с последующей разборкой и дефектацией.
Запуск двигателей в составе ракет-носителей осуществляется через предварительную ступень, при этом обеспечивается регулируемое по времени изменение уровня тяги. Перед выключением двигатели переводятся на режим конечной ступени, составляющий 50 % от номинального.
Отработка и доводка двигателя велась по разработанному в 1978-1979 гг. комплексному плану экспериментальной отработки. План предусматривал этап экспериментального исследования работоспособности агрегатов двигателя на специальных двигательных связках с тягой 100 т, с ресурсом, эквивалентным одноразовому полетному использованию; этап доводки на режиме одноразового использования, с достижением работоспособности в течение 6 ресурсов сверх огневого контрольно-технологического испытания двигателя; этап доведения двигателя по ресурсу до уровня четырехкратного использования двигателя в полете, что соответствовало десятикратному ресурсу сверх контрольных испытаний; этап доведения до полного соответствия требованиям к двигателю многократного использования, соответствующего его работоспособности на уровне 16 ресурсов сверх контрольных испытаний; этап межведомственных испытаний; этап огневых испытаний в составе блока А или модуля первой ступени ракеты "Зенит" на наземном стенде и этап летных испытаний в составе ракеты "Зенит".



Работы проводились по ранее установившимся требованиям и канонам с целью обеспечения заданной надежности. Были некоторые отступления, связанные с совмещением этапов или перестановкой ряда работ. В процессе отработки появилась необходимость образовать подэтап отработки двигателя с исследованием конструкции со снижением тяги до 83 %. Это было связано с возникшими сложностями при отработке турбонасосного агрегата. Этап вклинился в программу до перехода на стопроцентный режим одноразового полета.
Многоразовость использования, ремонтопригодность, надежность и безаварийность работы - весь этот комплекс требований к двигателям нового поколения родил целый ряд технических задач, значительная часть которых в отечественной практике встретилась впервые. К основным из этих задач относятся:
- создание высоконадежных агрегатов системы подачи с уникальными по мощности турбиной и насосами;
- обеспечение ремонтопригодности конструкции двигателя за счет использования разъемных соединений основных агрегатов и элементов двигателя (на фланцевых соединениях крепятся смесительные головки камер и газогенераторов, корпуса насосов и турбины);
- создание охлаждаемого кислородом высокотемпературного газового тракта между газогенераторами, турбиной и камерами, что позволило обеспечить приемлемый уровень температурных напряжений в несущих корпусных деталях,
- разработка уникального сильфонного узла, установленного в высокотемпературном газовом тракте, позволившего обеспечить управление вектором тяги за счет качания камер на требуемый угол;
- создание высоконадежных огневых агрегатов - камеры и газогенератора, в которых использованы новые конструктивные решения, позволившие обеспечить высокую экономичность и устойчивость работы камеры, высокую равномерность поля температур на выходе из газогенератора;
- обеспечение герметичности крупногабаритных разъемных соединений с высоким внутренним давлением (до 700 атмосфер) за счет разработки сферических самоуплотняющихся двухбарьерных уплотнений с металлическими прокладками;
- разработка системы регулирования двигателя с использованием внутренних гидромеханических обратных связей, позволившей с высокой точностью обеспечить регулирование двигателя в широком диапазоне по тяге и соотношению компонентов;
- разработка стендовой и бортовой системы аварийной защиты, контролирующей параметры двигателя в процессе работы и обеспечивающей его остановку при выходе контролируемых параметров за допустимые пределы;
- разработка технологических процессов, обеспечивающих обработку газовых и жидкостных полостей двигателя с целью удаления керосина и продуктов его сгорания;
- разработка системы контроля поставочных двигателей, включающей проведение контрольно-технологических испытаний каждого экземпляра двигателя на полетный ресурс работы.
И все же главной проблемой, характерной для окислительных схем двигателей, является проблема защиты агрегатов кислородных трактов от возгорания при воздействии случайных инициаторов возгорания. Выделяя эту проблему среди прочих как одну из наиболее важных, следует отметить, что по своей значимости ее решение далеко выходит за рамки конкретных задач создания указанных двигателей. В результате проведенных исследований были выявлены причины возгорания конструкций.
Всего было 19 случаев возгорания, это составляет 3 % общего числа испытаний, проведенных до января 1990 г. Проблема возникла практически с первых испытаний экспериментальных двигательных установок и на ее преодоление потребовалось примерно 5 лет. Все случаи возгорания можно условно разделить на две группы.
Первая группа - возгорания из-за поломок элементов конструкции или трения вращающихся деталей о неподвижные (вследствие выборки зазоров от деформаций или наклепа на сопрягаемых поверхностях от вибрации).
Оказалось достаточно сложным обеспечить требуемую прочность лопаток соплового аппарата и ротора. Принимались меры как по увеличению толщины кромок с перепрофилированием лопаток, так и по снижению нагрузок. Дело в том, что при проектировании был заложен слишком малый зазор между лопатками соплового аппарата и ротора. На выходе из лопаток соплового аппарата скорость потока могла превышать скорость звука. В результате возникали большие (по величине пульсации) давления в зазоре, что и перегружало лопатки, возбуждало значительные вибрации. Увеличение зазора, в сочетании с утолщением кромок, снижение скоростного коэффициента позволило уйти от такого рода возгораний.
Наряду с этим межведомственная группа, созданная из квалифицированных специалистов институтов, КБ авиационной и ракетно-космической промышленности, в своем заключении указала на недостаточную усталостную прочность лопаток ротора. На одном из двигателей, к примеру, трещины появились после 8-го пуска, после чего он прошел еще 7 испытаний с развитием трещин, а на 16-м пуске они достигли критического размера, что привело к разрушению лопаток и возгоранию двигателя. Принятые меры по повышению усталостной прочности оказались особо ценными для двигателей многоразового исполнения.
Дефекты, связанные с наклепом на сопрягаемых деталях, устранялись путем наведения медно-серебряного покрытия и усиления охлаждения протоком кислорода. Поломки других элементов турбины устранялись в основном прямым упрочнением.
Вторая группа - возгорание от воздействия посторонних частиц в генераторном газе. Предпосылки отмечались в самом начале отработки двигателя. При осмотре роторов двигателей, прошедших огневые испытания, обнаруживались местные подгары ("ручьи") лопаток, бандажа, свидетельствующие о внешнем воздействии. Работала та же группа высококвалифицированных специалистов. Попытки внедрить защитные покрытия предпринимались еще при отработке на специальных экспериментальных двигателях. Были опробованы алитирование, покрытие медью и гальваническим никелем, нанесение эмали, но надежной защиты эти варианты не дали. К концу 1983 г., через пять лет после начала экспериментальной отработки двигателя, была найдена и отработана технология нанесения никелевого покрытия на лопатки ротора и статора с достаточной стойкостью, достигаемой, в частности, специальной термообработкой, и нанесения металлокерамического покрытия на ротор.
Наряду с увеличением стойкости, были приняты меры к уменьшению размеров массы посторонних частиц. На входе в двигатель был поставлен фильтр с ячейкой 0,16х0,16 мм. На этом практически завершилось решение проблемы возгорания.
Решение проблем связано не только с деятельностью образованной группы высокого уровня специалистов. Основные меры принимались, естественно, в основном конструкторами, разработчиками. Межведомственная группа дополнила мероприятия, а главное, придала им более убедительную форму и ускорила их реализацию.
Проблема исключения возгорания турбины решалась крайне трудно и долго, вызывала серьезные сомнения вообще в реальности создания двигателя такого рода. Эта проблема потребовала привлечения всех научных и конструкторских сил страны. Наиболее напряженными и драматичными были 1982 и 1983 гг. Неоднократно обсуждался вопрос о целесообразности использования четырех насосов малой мощности вместо одного мощного турбонасосного агрегата. Это означало по сути - установить на ракете связку из четырех двигателей по 185 т вместо одного двигателя суммарной тяги и, таким образом, возвратить пакетную схему с двадцатью двигателями, то есть вернуть разработку в исходное состояние. Был выпущен эскизный проект такого двигателя под индексом МД-185, однако не был принят, в частности, потому что и в этом двигателе параметры генераторного газа были близки к аналогичным значениям на двигателе РД-170, следовательно, проблема возгорания турбины не снималась. Были предприняты попытки использовать двигатели, разработанные для Н-1. Дело в том, что к этому времени, к 1983 г., проводя огневые испытания двигателей для Н-1, получили, наконец, утешительные прогнозы в продолжавшейся по инициативе ОКБ Н.Д.Кузнецова работе по повышению надежности этих двигателей.
Случаи возгорания насоса окислителя имели место при отработке практически всех жидкостных ракетных двигателей кислородного класса: поломки элементов насоса, наклепы, трение сопрягаемых поверхностей, разрушение подшипников, затирание лабиринтных уплотнений, попадание инородных тел и частиц были основными причинами возгорания.
Анализ статистики огневых пусков двигателей и экспериментальных установок показывает, что к концу 1984 г. были внедрены основные мероприятия, обеспечившие ресурс работоспособности насоса для двигателей одноразового использования с запланированным запасом. На это было затрачено более 5 лет. В этом году аварии по возгоранию насоса составили 7 % от числа испытаний двигателя. В дальнейшем проводилась работа по наращиванию ресурса. Причины возгорания насосов окислителя можно обобщить, выделив несколько групп.

Первая группа. При проектировании насоса недостаточно был учтен фактор масштабности параметров. Так, примененная традиционная для разработчиков двигателей схема авторазгрузки, плавающие кольца, хорошо функционирующие на двигателях размерности 100-150 т, оказались неработоспособными для двигателей в 740 т при почти десятикратном увеличении мощности турбонасосного агрегата. Оказалось необходимым резко расширить диапазон работы системы разгрузки ввиду разброса осевых сил. Плавающие кольца на буртах крыльчатки пришлось заменить на неподвижные щелевые уплотнения с серебряной накладкой, поскольку процесс "всплывания" колец сопровождался трением в местах контакта крыльчатки с корпусом.

Вторая группа. Причины возгорания были связаны с повышенной виброактивностью насоса, явившейся следствием как особенностей профилирования проточной части, так и несовершенством мер по обеспечению динамической сбалансированности в процессе работы. Вследствие больших пульсаций и вибраций происходили разрушения трубопроводов, возгорания в стыках вследствие взаимного перемещения деталей, трения и наклепа. Было проведено улучшение профилирования шнека, крыльчатки и торового отвода. Была разработана и применена более совершенная динамическая балансировка при изготовлении.

Третья группа. Причины возгорания были связаны с недостаточной прочностью шнека, крыльчатки и лопаток направляющего аппарата в условиях динамического нагружения. В ходе работы двигателя возникали и развивались усталостные трещины. Происходили поломки с последующим возгоранием из-за затирания обломков. Меры по повышенной динамической прочности принимались как по традиционным направлениям прямого повышения конструктивного совершенства и прочности за счет геометрии, материалов и чистоты отработки, так и введением новых технологий: изостатического прессирования литых заготовок, применением гранульной технологии и других видов.

Четвертая группа. Причины квалифицировались в отчетах как влияние посторонних частиц. Меры сводились к повышению стойкости материалов деталей насоса за счет применения никелевых сплавов и защиты насоса от попадания посторонних частиц.


Достаточно часто проявлялись недоработки конструкции, хотя и не приводившие к значительным разрушениям двигателя и стенда, но серьезно осложнявшие процесс доводки двигателя.

По бустерному насосу окислителя. Как и в основном насосе касания и деформации в полости высокого давления авторазгрузочного устройства приводили к возгораниям, что потребовало мер по снижению деформаций и введения серебряной накладки в месте возможного касания диска о корпус, отмечалось также касание лопастей шнека о пилоны лопастей. Характерно, что это касание не приводило к возгоранию в бустерном насосе, но образовавшаяся стружка провоцировала возгорание турбины и основного насоса. Здесь проявилось влияние сравнительно низкого давления кислорода.
В бустерном насосе применена схема привода шнека от газовой турбины со сбросом газа в поток жидкого кислорода. Это решение вызвало проблему возникновения низкочастотных пульсации при конденсации газа. Решение состояло в дроблении потока, сбрасывающего газ.

По газогенератору. Несмотря на то что отработка газогенератора была проведена на специальных установках, при доводке двигателя возникла необходимость принятия мер как по упрочнению форсунок, изменению конструкции стыка смесительной головки с корпусом, так и по ликвидации случаев проявления повышенного уровня пульсации и вибраций. В этом отношении характерно влияние перепадов давления на форсунках и сужения выходного патрубка газогенератора на низко- и высокочастотную устойчивость.
Общим выводом по возгоранию в газоводах, узлах качания смесительной головки камеры, клапана окислителя было повышение чистоты газовых трактов и недопущение наличия органических веществ.

По камере сгорания. Внедрение еще при автономной отработке антипульсационных перегородок на смесительной головке в сочетании с другими традиционными мерами позволили избежать на этом двигателе наиболее опасной и сложной эпопеи борьбы с высокочастотной неустойчивостью рабочего процесса. Вместе с тем попытки увеличить удельный импульс камеры за счет изменения смесеобразования наталкиваются на появление повышенного уровня высокочастотных колебаний и нарушение охлаждения. В этом плане изменения конструкции и технологии критичны.

В целом глубокий и обширный план экспериментальной доводки двигателя дал возможность достичь достаточно высоких значений надежности двигателя.
По состоянию на первое января 1991 г. было проведено 804 огневых испытания общей длительностью 93300 с, в том числе 22 двигателя прошли успешные летные испытания в составе ракет-носителей "Зенит" и "Энергия". В 1991 г. планировалось завершить наземную отработку модификации двигателя РД-170 на ресурс, обеспечивающий десятикратное полетное использование и дальнейшее совершенствование и развитие в направлении повышения мощности, улучшения удельных характеристик.
Существенный шаг вперед был сделан в разработке и реализации качественно новых, научно обоснованных методик и программ экспериментальной отработки двигателя, ориентированной на получение необходимых результатов с максимальной экономией материальной части в максимально сжатые сроки. Особенностями программы экспериментальной отработки являются:
- автономная отработка огневых агрегатов двигателя;
- автономная отработка системы подачи топлива;
- обеспечение максимальной информативности огневых испытаний;
- использование автоматизированных систем обработки результатов;
- многократность ресурсных огневых испытаний, которые составили основу экспериментальной отработки двигателя в штатной комплектации.
Система технической диагностики разрабатывалась параллельно с созданием двигателя как средство оценки техническою состояния двигателя и прогноза его работоспособности. Кроме того, она использовалась для анализа отказов и дефектов, поскольку давала возможность более глубоко исследовать взаимоувязку параметров, их статистические характеристики.
Система представлялась как совокупность технических средств, методов диагностирования и объекта диагностирования, а также организационно-технических мероприятий для сбора, преобразования, хранения, анализа информации и принятия решения о состоянии двигателя. Система должна обеспечивать установление места и причин возникновения неисправностей.
Система технической диагностики имела следующие подсистемы:
- информационно-измерительная;
- фукционного диагностирования;
- тестового диагностирования как неразрушающего метода контроля состояния. Эффективность технической диагностики в части установления граничных значений параметров и характеристик не могла базироваться на статистике испытаний до отказа из-за высокой стоимости двигателей и опасности таких испытаний для стенда. В этой связи важное значение приобрело математическое моделирование. Большой объем информации, сложность математических моделей и алгоритмов обработки обусловили необходимость привлечения мощных универсальных и специализированных вычислительных комплексов.
В ходе разработки системы диагностирования созданы:
- методика контроля стабильности характеристик запуска, основного режима и режима конечной ступени. Методика предназначалась для оценки значений медленно меняющихся параметров и их скоростей, полученных при огневых испытаниях с учетом поля допустимых границ;
- методика допускового контроля параметров на основном режиме и режиме конечной ступени; предназначалась она для оценки соответствия параметров двигателя, измеренных при огневых испытаниях, расчетным значениям, полученным с использованием математических моделей и модельных характеристик агрегатов по их автономным испытаниям, что определяется нахождением параметров в поле допусков;
- методика контурной увязки медленно меняющихся параметров; предназначалась для оценки функционирования двигателя в целом и его контуров на стационарных режимах путем сравнения измеренных и расчетных значений медленно меняющихся параметров в характерных точках;
- методика оценки устойчивости и определения виброакустических характеристик; предназначалась для контроля уровня пульсации и вибраций на соответствие статистическим допускам и оценки устойчивости камеры сгорания и газогенератора, с анализом физической природы спектров и определением декрементов затухания колебаний;
- методика оценки величины выработанного ресурса сборочных единиц; основана она на теории многоцикловой усталости материалов и учитывает динамические нагрузки, вызываемые пульсациями и вибрациями; оценивалось интегральное значение усталостной повреждаемости при контрольно-технологических испытаниях, прогнозировалось ее значение при эксплуатации и их сумма сравнивалась с предельным значением, определяемым по результатам многоресурсовых испытаний;
- методика параметрического контроля - использовалась при диагностировании на стационарных режимах в целях локализации неисправностей; анализ основан на оценках функциональных характеристик агрегатов;
- комплекс неразрушающих методов контроля.

По результатам оценки эффективности систем диагностики отмечено, что все же в ряде случаев имели место отказы двигателей при повторных испытаниях, хотя система не указывала на их предпосылки. Были реализованы меры по усовершенствованию системы и эти случаи были исключены. В результате было определено, что риск поставщика и риск заказчика составлял 0,03 при доверительной вероятности 0,95.
Возможности совершенствования системы нельзя считать исчерпанными. Во многом недостатки связаны с погрешностями измерений, в том числе таких характеристик, как спектральный состав пламени, электропроводимость газа и его светимость.
Гарантированный запас работоспособности двигателей составляет по ресурсу и числу включений сверх эксплуатационного не менее трех летных. Кратность использования модуля серийного образца в составе блока А не менее 10. Остаточный ресурс работоспособности приборов, агрегатов и систем на момент последнего пуска обеспечивает возможность проведения не менее пяти полетов.
При разработке двигателя было предусмотрено обеспечение возможности не менее двадцатикратного его использования в составе носителя, включая межполетные огневые проверки в составе блока. Гарантированные запасы работоспособности двигателей по ресурсу и количеству включений, сверх потребных в эксплуатации (перед последним использованием), должны составлять не менее 5, необходимых для одного полета.
Ввиду сложности проблемы отработка на ресурс в рамках третьего этапа осуществлялась в несколько подэтапов. На первом подэтапе ставилась задача доведения гарантированного ресурса до величины, достаточной для однократного полетного использования двигателя, то есть суммарно, с учетом двух технологических пусков, - до девяти ресурсов (ресурс - время работы двигателя в одном полете). Далее гарантированный ресурс постепенно наращивался и в итоге он должен быть доведен до 27 ресурсов. Гарантированный ресурс двигателя РД-170, в конечном счете, должен составлять на этапе однократного использования не менее девяти штатных циклов, на этапе многократного полетного использования после завершения отработки - не менее 27 штатных циклов.
Если в первые годы разработки двигателей представлялось, что их параметры близки к предельным, особенно по температуре генераторного газа, то в последующем выявилась реальная возможность заметного повышения основных характеристик - тяги и удельного импульса.
Возможность повышения тяги определилась как за счет принятых мер по защите элементов турбины насоса окислителя от возгорании, так и за счет мер по снижению температуры генераторного газа и уменьшения скорости вращения вала турбонасосного агрегата - в этой связи повышения коэффициента полезного действия насосов турбины, снижения гидросопротивлений и понижения уровня виброактивности.
Возможность повышения удельного импульса очевидна из того, что достигнутый уровень коэффициента полноты удельного импульса (0,943) хотя и близок к максимальному для предыдущих жидкостных ракетных двигателей, все же свидетельствует о некоторых потерях в камерах. Проведенные исследования подтверждают наличие резерва повышения полноты сгорания за счет улучшения смесеобразования.
Уже в ходе доводки двигателей имели место испытания с форсированием по тяге и специальные испытания для определения запасов по температуре генераторного газа. При этих испытаниях был реализован режим 105-107 % по тяге с многократным ресурсом. Форсирование по тяге на 5 % не вызывало сомнений. В принципе, обеспечивалась работоспособность при температуре генераторного газа до 700 ╟С.
Параллельные варианты двигательных установок первой ступени появились и прорабатывались в основном по инициативе руководства министерства, потому что в период 1982-1983 гг. положение с разработкой перерастало в драматическое. Непрерывные аварийные исходы огневых испытаний родили сомнения в возможности создания такого двигателя с требуемыми характеристиками. Складывалась ситуация, когда создание "Энергии" в целом ставилось под удар.
Мы упоминали о проработке двигателей, разработанных КБ Н.Д.Кузнецова для Н-1, в качестве одного из вариантов применения. Характеристики этих двигателей известны. Нам надо было определить уровень достигнутой надежности с целью оценки возможности их применения в "Энергии".
По договоренности двух министров - Минобщемаша и Минавиапрома - мы с Р.К.Ивановым вылетели в Куйбышев и подробно изучали положение дел с этими двигателями. Николай Дмитриевич показал нам более 90 готовых двигателей, которые в свое время были собраны на заводе имени Фрунзе. Это были двигатели первой ступени - НК-33. Они испытывались по сертификационной программе, утвержденной Министерством авиационной промышленности, требующей подтверждения работоспособности каждого двигателя в течение четырехкратного ресурса. Огневые испытания сорока двигателей на стенде показали работоспособность от 7 до 14 тыс. с - это почти десять полетных ресурсов. Двигатели второй ступени - НК-43, третьей - НК-39, четвертой -НК-31. Нам были нужны двигатели для первой ступени. Были показаны результаты статистической оценки надежности двигателей - она существенно возросла по сравнению с временами H-1 Нас снабдили соответствующей документацией.
На наш вопрос, что необходимо для возобновления производства и поставки на летные испытания этих двигателей для "Энергии", Николай Дмитриевич перечислил несколько обычных в этой ситуации условий по расширению производственной и экспериментальной базы, а главное, как он сказал, "двигатели и коллектив должны быть реабилитированы". "Если реабилитации не будет - двигатели не дадим...", - сказал, как отрезал.
Замечательный коллектив, хорошее производство... Мы уехали "пережевывать" полученную информацию.
Второй вариант двигателя родился в стенах КБ В.П.Глушко, в Химках. Это так называемый "вариант Клепикова". И.А.Клепиков - проектант, он выступил на одном из заседаний коллегии Минобщемаша с идеей "четвертовать" четырехкамерный двигатель РД-170, то есть из одного сделать четыре самостоятельных движка с тягой примерно как у кузнецовского НК-33. Предполагалось, что, разделив турбонасосный агрегат на четыре, можно получить работоспособный агрегат. Противники "четвертушки" показывали, что для достижения удельных характеристик цельного РД-170 авторы придут к необходимости решения тех же проблем, какие решаются сейчас.
Конечно, ситуация была сложной, но надо отдать должное Валентину Петровичу Глушко, который стоял на своем: "Будем доводить и не шарахаться в стороны". Позиция у него была твердая. Сказывался опыт.
Проведенные нами оценки жидкостных вариантов, а ведь были и твердотопливные варианты, показали, что любой из них потребует переделки проекта "Энергии" и, в первую очередь, блоков А. Это приводило к выводу, что потребуется дополнительно несколько лет. Выигрыш от кажущегося простым решения смазывался. Но главное - это надежность. "Четвертушка" в этой проблеме в счет не шла: мы приходили снова к проблеме многодвигательных установок, даже при высокой теперь надежности НК-33...
Оставался еще один вариант - твердотопливный, о котором много говорили в процессе проектирования "Энергии" и даже после ее успешных первых полетов.
Оценку возможности создания маршевого твердотопливного двигателя первой ступени вело КБ ПО "Искра", главный конструктор Лев Николаевич Лавров. Его мы хорошо знали по совместным разработкам боевых твердотопливных ракет. КБ отличалось смелостью решений, новизной, прогрессивностью. Выданное нами техническое задание на проработку двигателя первой ступени было необычным для этого КБ по многим параметрам. Однако Лев Николаевич воспринял эту работу как лично необходимую, с желанием действительно помочь делу. По результатам проработки были выпущены предварительные материалы объемом с хороший предэскизный проект.
Облик этого уникального твердотопливного двигателя составляли следующие характеристики:

- максимальный габаритный диаметр - 3,6 м;
- длина-44,92 м;
- степень расширения сопла - 2,8;
- масса конструкции - 60 т;
- масса топлива - 460 т;
- масса снаряженного двигателя - 520 т;
- коэффициент весового совершенства - 0,3;
- время работы на установившемся режиме активного участка полета - 124 с;
- полное время работы - 138 с;
- максимальное давление в камере сгорания - 68 атмосфер;
- удельный импульс тяга - 263 с;
- средняя тяга -1050 т.

На основе предварительного анализа была принята следующая конструктивная схема двигателя: семисекционный, односопловый, управляемый, с двумя несоосно расположенными узлами силовой связи, с центральным блоком и с верхним и нижним шпангоутами для стыковки носового обтекателя и хвостового отсека ступени.
В качестве конструкционные материалов для корпуса двигателя рассматривались высокопрочные стали и конструкционные пластики. По состоянию отечественной производственной базы, перспективы ее развития, с учетом обеспечения минимальной массы конструкции был принят стеклопластиковый вариант: в основе жгут РВМН и связующее ЭДТ-10.
Для обеспечения энерго-массовых характеристик двигателя планировалось применить смесевое твердое топливо с высоким удельным весом, которое способно сохранять высокий уровень эластичности при низких температурах. Рассматривались составы КД 11/18 и Т9-БК-8/Э. Топливо КД 11/18 ранее проходило лишь опытную отработку и до этого времени не применялось.
В проектных материалах была показана принципиальная возможность создания маршевого твердотопливного двигателя одноразового использования для первой ступени ракеты-носителя "Энергия". Двигатель по своим основным характеристикам не уступал двигателям "Спейс Шаттла". С учетом состояния сырьевой, производственной и технологической базы в стране корпуса двигателей стали изготавливать из стеклопластика в секционном исполнении. При этом концевые секции предполагалось выполнять методом спирально-кольцевой намотки по схеме "полукокон", остальные секции - методом продольно-поперечной намотки.
Проведена была оценка разнотяговости пакета двигателей на всех режимах работы. Было установлено, что при параллельном изготовлении одноименных секций зарядов двигателей, входящих в пакет, разнотяговость и разновременность окончания работы двигателей значительно уменьшается. Однако реализация параллельного заполнения секций требует значительных капиталовложений.
Для дальнейшей разработки твердотопливного двигателя предстояло решить следующие вопросы:
- принятие обоснованных требований к величинам управляющих усилий;
- уточнение характеристик двигателя с учетом аэродинамического и термосилового нагружения;
- определение возможности и целесообразности введения системы термостатирования двигателей в диапазоне температур от нуля до +50 ╟С.
Двигатель мог быть создан при успешном решении следующих технологических вопросов:
- создание высокопроизводительного специального оборудования для изготовления секций корпусов диаметром 3,6 м методом намотки;
- создание технологии и оборудования для изготовления неметаллических деталей диаметром до 3,5 м соплового блока;
- разработка легких конструкций оправок для намотки секций корпуса;
- разработка рациональной технологии сборки и испытаний снаряженного двигателя;
- разработка углерод-углеродного композиционного материала для критического вкладыша соплового блока;
- организация на предприятиях нефтехимпрома изготовления вакуумных мешков диаметром до 4 и длиной до 8 м.
Для реализации принятых технических решений и обеспечения основных характеристик двигателя необходимо было проведение большого объема научно-исследовательских и экспериментальных работ и организационных мероприятий, направленных на производство зарядов из топлива КД 11/18 с массой секций до 80 т, создание производства по изготовлению корпусов диаметром до 3,6 м из пластика, создание крупногабаритного поворотного управляющего сопла, создание специального подъемно-транспортного оборудования и обеспечение проведения огневых испытаний мощных двигателей с тягой до 1350 т.
Могли быть реализованы следующие сроки разработки:
- изготовление первого модельного двигателя - через 2 года;
- изготовление первого макетного двигателя - через 4,5 года;
- проведение первого огневого испытания - через 6 лет;
- поставка первого комплекта двигателей на летные испытания - через 8 лет.
Основную сложность в освоении такого твердотопливного двигателя вносили его габариты и масса, которые промышленностью страны по всей технологической цепочке не были освоены. Необходимо было оснащаться вновь. К этому же - специфика нашего космодрома - широкий диапазон сезонных температур в Казахстане (от 40╟ мороза до 50╟ жары), которые, если не умалять цель получения высокого конструктивного совершенства, требовали применения наземных стартовых средств термостатирования заряда двигателя. Все это усложняло применение твердотопливных первых ступеней в ракетной системе "Энергия".
Следует напомнить, что проработки таких вариантов велись исходя из предпосылок, что создание такого двигателя, как РД-170, зайдет в тупик. В других условиях замена жидкостной ступени на твердотопливную нерациональна по энергетическим качествам и безопасности в полете Об этом особо...
Проведенная в совокупности работа приводила к выводу, что "на переправе коней не меняют". А если конкретнее, то необходимо вновь вернуться к началу разработок. Двигатель РД-170 разрабатывался в своей размерности не по прихоти, а по необходимости, надежности системы. Это было принципиально. В.П.Глушко выстоял в споре и оказался прав. Любое лучшее - враг хорошего Мы доложили: если хотим иметь систему, то следует ее доводить, если же хотим иметь что-то более совершенное, то оно может быть и есть, но это "есть" не нашего времени. Впереди была большая работа... Мы не пошли на коренные изменения: "лучшее - враг хорошего". Это был поворотный момент в создании ракеты-носителя "Энергия".
Взгляд изнутри на проблему РД-170: получив по своим каналам информацию об очередной неудаче, министр С.А.Афанасьев появлялся в КБ и устраивал дежурный разнос. К счастью, у нашего дела были и наделенные большой властью помощники, среди которых в первую очередь хочу назвать председателя Госкомитета по оборонной технике Л.В.Смирнова. Тем не менее не доверявший конструкторскому коллективу министр, желая перестраховаться, поставил перед нами вопрос о создании резервного двигателя, вчетверо менее мощного. Это означало, что при переходе на "четвертушки" потребуется увеличить их число в четыре раза, снизив тем самым надежность.
Внешне было полное впечатление, что В.П.Глушко старается не принимать участия в "боевых действиях", даже когда вышел приказ о разработке "четвертушки" (руководил разработкой И.А.Клепиков) силами КБ. "Подчеркнуто спокойное поведение Глушко оказалось оптимальным для дела", - писал М.Р.Гнесин, один из сподвижников Глушко. "Валентин Петрович уберег коллектив от паники и склоки, сконцентрировал его энергию на творчестве", - заключил Михаил Рувимович.

- 9 июля 1981 г. двигатель впервые проработал полное время на стенде. С середины 1984 г. начались первые поставки двигателей для "Энергии". В.П.Глушко не расправился с отступниками.