Двигатели для космических полетов отличаются от земных тем, что они при возможно меньшей массе и объеме должны вырабатывать как можно большую мощность. Кроме того, к ним предъявляются такие требования, как исключительно высокая эффективность и надежность, значительное время работы. Но виду используемой энергии двигательные установки ракет-носителей подразделяются на термохимические и ядерные. Каждый из указанных типов имеет свои преимущества и недостатки и может применяться в определенных условиях. В настоящее время космические корабли, орбитальные станции и беспилотные спутники Земли выводятся в космос ракетами, оснащенными мощными термохимическими двигателями. Существуют также миниатюрные двигатели малой силы тяги. Это уменьшенная копия мощных двигателей. Некоторые из них могут уместиться на ладони. Сила тяги таких двигателей очень мала, но и ее бывает достаточно, чтобы управлять положением корабля в пространстве.

Ядерные ракетные двигатели (ЯРД) еще находятся на стадии развития, но, очевидно, найдут применение на межпланетных аппаратах.

ТЕРМОХИМИЧЕСКИЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ

Из повседневной практики известно, что в двигателе внутреннего сгорания, топке парового котла – всюду, где происходит сгорание, самое активное участие принимает атмосферный кислород. Без него нет горения. В космическом пространстве воздуха нет, поэтому для работы ракетных двигателей необходимо иметь топливо, содержащее два компонента – горючее и окислитель.

В жидкостных термохимических ракетных двигателях в качестве горючего используется спирт, керосин, бензин, анилин, гидразин, димстилгидразин, жидкий водород, а в качестве окислителя – жидкий кислород, пероксид водорода, азотная кислота, жидкий фтор. Горючее и окислитель для ЖРД хранятся раздельно, в специальных баках и под давлением или с помощью насосов подаются в камеру сгорания, где при их соединении развивается температура 3000 – 4500 °С.

Продукты сгорания, расширяясь, приобретают скорость 2500-4500 м/с, создавая реактивную тягу. Чем больше масса и скорость истечения газов, тем больше сила тяги двигателя. Насосы подают топливо к головке двигателя, в которой смонтировано большое число форсунок. Через одни из них в камеру впрыскивается окислитель, через другие – горючее. В любой машине при сгорании топлива образуются большие тепловые потоки, нагревающие стенки двигателя. Если не охлаждать стенки камеры, то она быстро прогорит, из какого материала ни была бы сделана. ЖРД, как правило, охлаждают одним из компонентов топлива. Для этого камеру делают двухстеночной. В зазоре между стенками протекает компонент топлива.

Большой удельный импульс тяги создает двигатель, работающий на жидком кислороде и жидком водороде. В реактивной струе этого двигателя газы мчатся со скоростью немногим больше 4 км/с. Температура струи около 3000°С, и состоит она из перегретого водяного пара, который образуется при сгорании водорода в кислороде. Основные данные типичных топлив для ЖРД (на Земле) приведены в таблице.

Но у кислорода наряду с рядом достоинств есть и один недостаток – при нормальной температуре он представляет собой газ. Понятно, что применять в ракете газообразный кислород нельзя, ведь в этом случае пришлось бы хранить его под большим давлением в массивных баллонах. Поэтому уже Циолковский, первый предложивший кислород в качестве компонента ракетного топлива, говорил о жидком кислороде. Чтобы превратить кислород в жидкость, его нужно охладить до температуры -183 °С. Однако сжиженный кислород легко и быстро испаряется, даже если его хранить в специальных теплоизолированных сосудах. Поэтому нельзя, например, долго держать снаряженной ракету, двигатель которой работает на жидком кислороде. Приходится заправлять кислородный бак такой ракеты непосредственно перед пуском.

Азотная кислота не обладает таким недостатком и поэтому является «сохраняющимся> окислителем. Этим объясняется ее прочное положение в ракетной технике, несмотря на существенно меньший удельный импульс тяги, которую она обеспечивает.

Слева – Твердотопливный Ракетный Двигатель (ТПРД) Справа – Гибридный ракетный двигатель

ТЕРМОХИМИЧЕСКИЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ

Использование фтора – наиболее сильного из всех известных химии окислителей – позволит существенно увеличить эффективность ЖРД. Правда, жидкий фтор неудобен в эксплуатации из-за ядовитости и низкой температуры кипения (-188 °С). Но это не останавливает ракетчиков: экспериментальные двигатели на фторе уже существуют. Ф. А. Цандер предложил использовать в качестве горючего легкие металлы – литий, бериллий и др., в особенности как добавку к обычному топливу, например водородно-кислородному. Подобные «тройные композиции» способны обеспечить наибольшую возможную для химических топлив скорость истечения до 5 км/с. Но это уже, вероятно, предел ресурсов химии. Большего она практически сделать пока не может.

Эффективность двигательной установки (ДУ) с ЖРД возрастает с увеличением удельного импульса тяги и плотности топлива. Причем в последнее время предъявляется все больше требований к экологической чистоте как самих компонентов топлива, так и продуктов их сгорания. В настоящее время жидкий кислород и жидкий водород являются наилучшим высокоэффективным, экологически чистым топливом. Однако чрезвычайно низкая плотность жидкого водорода (всего 70 кг/м³) существенно ограничивает возможность его применения. Наилучшими компонентами топлива для ДУ первой ступени являются жидкий кислород и углеводородное горючее. До сих пор в качестве углеводородного горючего (УВГ) чаще всего используют керосин. Однако керосину свойственен ряд недостатков, в связи с чем рассматривается применение метана (СН₄), пропана (С₃Н₈) и сжиженного природного газа.

1 – Камера сгорания 3 – Турбина 4 – Насос окислителя 5 – Насос горючего 7 – Газогенератор

СХЕМА ЖРД БЕЗ ДОЖИГАНИЯ ГАЗОГЕНЕРАТОРНОГО ГАЗА

Увеличение давления в камере сгорания является вторым по важности способом повышения энергетических характеристик ЖРД. Увеличение давления в камерах ЖРД способствует также уменьшению габаритных размеров силовой установки. Следует отметить, что увеличение удельного импульса тяги ЖРД, сокращение габаритных размеров двигателей и носителя в целом может быть обеспечено применением выдвижного сопловного насадка (двухпозиционное сопло), т. е. применением сопла с высотной компенсацией.

1 – Камера сгорания 2 – Газовод 3 – Турбина 4 – Насос окислителя 5 – Насос горючего 6 – Генераторный насос горючего 7 – Газогенератор

СХЕМА ЖРД С ДОЖИГАНИЕМ ГАЗОГЕНЕРАТОРНОГО ГАЗА

Хотя мы и начали рассказ с ЖРД, нужно сказать, что первым был создан термохимический ракетный двигатель на твердом топливе – ТТРД. Топливо – специальный порох – находится здесь непосредственно в камере сгорания. Камера с реактивным соплом – вот и вся конструкция. РДТТ имеют много преимуществ перед двигателями на жидком топливе: они просты в изготовлении, длительное время могут храниться, всегда готовы к действию, взрывобезопасны. Но по удельному импульсу тяги РДТТ на 10 – 30% уступают жидкостным.

Разработкой отечественных топлив в течение многих лет занимались ученые Государственного института прикладной химии под руководством В. С. Шпака в городе Ленинграде. В зарубежных РН используется:

• смесевое твердое топливо на основе полибутадиенового каучука (НТРВ);
• смесевое твердое топливо на основе полибутадиенакрилнитрильного каучука (PBAN).

Один из основных недостатков ракетных двигателей, работающих на жидком топливе, связан с ограниченной скоростью истечения газов. В ЯРД представляется возможным использовать колоссальную энергию, выделяющуюся при разложении ядерного горючего для нагревания рабочего тела. Принцип действия ЯРД почти не отличается от принципа действия термохимических двигателей. Разница заключается в том, что рабочее тело нагревается не за счет собственной химической энергии, а за счет «посторонней» энергии, выделяющейся при внутриядерной реакции. Рабочее тело пропускается через ядерный реактор, в котором происходит реакция деления атомных ядер (например, урана), и при этом нагревается.

У ЯРД отпадает необходимость в окислителе и поэтому может быть использована только одна жидкость. В качестве рабочего тела целесообразно применять вещества, позволяющие двигателю развивать большой удельный импульс тяги. Этому условию наиболее полно удовлетворяет водород, затем следует аммиак, гидразин и вода. Процессы, при которых выделяется ядерная энергия, подразделяют на радиоактивные превращения, реакции деления тяжелых ядер, реакции синтеза легких ядер. Радиоактивные превращения реализуются в так называемых изотопных источниках энергии. Удельная массовая энергия (энергия, которую может выделить вещество массой 1 кг) искусственных радиоактивных изотопов значительно выше, чем химических топлив. Так, для ²¹⁰Р₀ она равна 5 х 10⁸ кДж/кг, в то время как для наиболее энергопроизводительного химического топлива (бериллий с кислородом) это значение не превышает 3 x 10⁴ кДж/кг.

К сожалению, подобные двигатели применять на космических ракетах-носителях пока не рационально. Причина этого – высокая стоимость изотопного вещества и трудности эксплуатации. Ведь изотоп выделяет энергию постоянно, даже при его транспортировке в специальном контейнере, при стоянке ракеты на старте. В ядерных реакторах используется более энергопроизводительное топливо. Так, удельная массовая энергия ²³⁵U (делящегося изотопа урана) равна 5 х 10⁹ кДж/кг, т. е. примерно на порядок выше, чем у изотопа ²¹⁰Р₀. Эти двигатели можно «включать» и «выключать», ядерное горючее (²³³U, ²³⁵U, ²³⁸U, ²³⁹Pu) значительно дешевле изотопного. У таких двигателей могут применяться эффективные рабочие вещества – спирт, аммиак, жидкий водород. Удельный импульс тяги двигателя с водородом около 9000 Н*с/кг.

Простейшая схема ЯРД с реактором, работающим на твердом ядерном горючем, показана на рис.. Рабочее тело помещено в баке. Насос подает его в камеру двигателя. Распыляясь с помощью форсунок, рабочее тело вступает в контакт с тепловыделяющим ядерным горючим, нагревается, расширяется и с большой скоростью выбрасывается через сопло наружу. Ядерное горючее по запасу энергии превосходит любой другой вид топлива. Так почему же установки на этом горючем имеют сравнительно небольшую удельную тягу и большую массу? Дело в том, что удельная тяга твердофазного ЯРД ограничена температурой делящегося вещества, а энергетическая установка при работе испускает сильное ионизирующее излучение, оказывающее вредное действие на живые организмы и материалы.

ЯДЕРНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

В земных условиях атомный реактор, являющийся главной частью атомных электростанций, окружают толстыми бетонными стенами. Конечно, такой вид защиты не пригоден на космических летательных аппаратах (КЛА). Какая же защита экипажа от проникающей радиации, возникающей при работе атомного реактора, возможна на КЛА? По-видимому, ядерная энергетическая установка во время работы должна находиться не на борту, а на некотором расстоянии от аппарата. При такой схеме нейтроны и гамма-лучи будут рассеиваться в космическом пространстве, минуя корпус КЛА, но все же какая-то часть излучения будет попадать в помещение, где находятся люди, и от нее также нужна защита в виде экранов из металлических пластин. Но толщина – это масса, а увеличение массы для космических объектов очень нежелательно.

Экраном, защищающим человека от потока заряженных частиц и гамма-лучей, может служить свинец. Взаимодействуя с атомами свинца, эти излучения быстро поглощаются, но для нейтронов даже толстые свинцовые стены не преграда. Эти частицы хорошо замедляются в водородосодержашей среде и очень сильно поглощаются ядрами атомов некоторых элементов: кадмия, гафния, гадолиния. Тонкая пластинка из этих металлов, установленная после водородосодержащего экрана, преграждает путь почти всем нейтронам. Практические разработки ЯРД, использующих твердое ядерное горючее, были начаты в середине 50-х годов, т. е. одновременно с введением в строй первых атомных электростанций.

Существуют и более экзотические проекты ядерных ракетных двигателей, в которых делящееся вещество находится в жидком, газообразном или даже в плазменном состоянии, однако реализация подобных логически возможных конструкций при современном уровне техники встречает значительные трудности.

ИМПУЛЬСНЫЙ ЯДЕРНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Это очень интересный и перспективный двигатель. В нем используется энергия большого числа небольших ядерных зарядов (в том числе и термоядерных), находящихся на борту ракеты. Эти ядерные заряды последовательно выбрасываются из ракеты и на некотором расстоянии за ней взрываются. При каждом взрыве часть расширяющихся газообразных продуктов в виде плазмы с высокой плотностью и скоростью ударяет об основание ракеты – толкающую платформу.

Под действием удара платформа движется вперед с большим ускорением. Ускорение гасится демпфирующим устройством таким образом, чтобы возникающая при этом перегрузка не превышала предела выносливости человека. После цикла сжатия демпфирующее устройство возвращает толкающую платформу в начальное положение, после чего она готова принять новый очередной удар. Суммарное приращение скорости полета ракеты зависит от числа ядерных взрывов.

ТЕРМОЯДЕРНЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ

Ядерные ракетные двигатели, по-видимому, не пригодны для установки на ракеты, стартующие с Земли. Для таких ракет может оказаться более предпочтительным термоядерный двигатель (ТЯРД). В качестве горючего для ТЯРД могут использоваться изотопы водорода. Энергопроизводительность водорода в этой реакции составляет 6,8 х 10¹¹ кДж/кг, т. е. примерно на два порядка выше энергопроизводительности ядерных реакций деления. Ученые во многих странах мира работают над созданием термоядерных установок на их основе.

ОСНОВНЫЕ ОРГАНИЗАЦИИ ИССЛЕДОВАТЕЛИ:

ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ЦЕНТР им М.В. КЕЛДЫША

Реактивный научно-исследовательский институт – РНИИ был образован приказом Реввоенсовета СССР от 21 сентября 1933 года № 113 и постановлением Совета Труда и Обороны СССР от 31 октября 1933 года № 104. РНИИ стал первой в мире научно-исследовательской организацией по разработке ракетной техники и оригинальных методов ее отработки и испытаний. РНИИ был создан на базе ленинградской Газодинамической лаборатории (ГДЛ) и московской Группы по изучению реактивного движения (ГИРД) и подчинен Наркомтяжнрому. Возглавил институт начальник ГДЛ И. Т. Клейменов, а его заместителем был назначен начальник ГИРД С. П. Королев. В составе РНИИ были организованы отделы по разработке пороховых снарядов, жидкостных ракет, стартовых установок, подразделения по разработке ЖРД, крылатых и баллистических ракет, прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД), газодинамическая и химическая лаборатории, испытательные станции и производственные мастерские.

ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ЦЕНТР им М.В. КЕЛДЫША

Важнейшей вехой довоенного и военного периодов истории института является создание ракетного вооружения нашей армии. Работы по созданию пороховых ракетных снарядов были начаты пионером отечественной ракетной техники инженером-химиком Н. И. Тихомировым еще в 1921 г. и продолжены в ГДЛ под руководством Б. С. Петропавловского и Г. Э. Лангемака. В период 1933—1940 гг. в институте были завершены разработки и переданы на вооружение осколочно-фугасные реактивные снаряды, предназначенные для стрельбы по воздушным, морским и наземным целям.

Установка БМ-13 с пороховыми реактивными снарядами М-13, смонтированная на автомашине высокой проходимости, была разработана в институте в 1939-1940 гг., принята на вооружение в 1941 г. и стала легендарной артиллерийской системой – «катюшей», сыгравшей большую роль в период Великой Отечественной войны 1941-1945 гг. Разработку ЖРД на высококипящих компонентах топлива (азотная кислота + керосин) возглавил В. П. Глушко. Разработку кислородно-керосиновых ЖРД возглавлял М. К. Тихонравов.

Значительные успехи были достигнуты в подразделении, которым руководил С. П. Королев. В нем были развернуты работы но летательным аппаратам с ракетными двигателями – разработаны и испытаны в полете крылатая ракета 212 и ракетоплан РП-318, вошедшие в историю как первые летательные аппараты с ЖРД. В мае 1942 года проведены летные испытания первого советского истребителя-перехватчика БИ-1, оснащенного ЖРД, разработанным Л. С. Душкиным. В феврале 1944 года постановлением Государственного Комитета Обороны РНИИ был преобразован в НИИ реактивной авиации с литерным наименованием НИИ-1 НКАП.

В послевоенные годы основным направлением в деятельности института стали научно-исследовательские работы по созданию ракетных двигателей и энергетических установок ракетных и ракетно-космических комплексов. В 1946-1961 гг. вначале директором, а затем научным руководителем института был выдающийся ученый, теоретик космонавтики академик М. В. Келдыш. Длительное время (1955-1988) институт возглавлял В. Я. Лихушин. С 1988 г. директор института – академик А. С. Коротеев. В 1946 г. институт включился в масштабную работу по созданию в стране ракет дальнего действия. Были теоретически и экспериментально изучены глубокие внутренние закономерности рабочих процессов ЖРД, что позволило институту разработать научные основы проектирования и конструирования ЖРД на высококипящих и криогенных компонентах топлива для первых баллистических ракет Р-1 и Р-2.

В 1954-1957 гг. институт обеспечивал научное сопровождение разработок по ЖРД для межконтинентальной баллистической ракеты Р-7 и по теплозащите головных частей. В этот же период институт являлся научным руководителем разработки ЖРД и ПВРД для межконтинентальной крылатой ракеты «Буря». В 1957-1961 гг. институтом решены проблемы обеспечения высокой надежности ЖРД и продольной устойчивости ракет. В эти годы впервые обоснована и экспериментально продемонстрирована высокая эффективность ЖРД, работающего по схеме с дожиганием генераторного газа. В дальнейшем в стране по такой схеме были разработаны двигатели с высокими параметрами для маршевых и разгонных ступеней ракет, которые не имели аналогов в мировой практике.

В период 1965-1991 гг. основные работы по ракетным и ракетно-космическим комплексам в нашей стране были сосредоточены в Министерстве общего машиностроения. Институт становится головной научно-исследовательской организацией отрасли по проблемам ракетного двигателестроения и получает новое наименование НИИ тепловых процессов (НИИТП). В этот период работы института были направлены, главным образом, на научное обеспечение разработок ЖРД на стабильных компонентах топлива с высокими энергомассовыми характеристиками и высокой надежностью. Этими работами был закрыт целый ряд сложнейших проблем, связанных с обеспечением устойчивости, регулирования, запуском ЖРД под водой (для морских БРК), с минометным стартом ракет, и тем самым внесен большой вклад в создание высокосовершенных боевых ракет наземного и морского базирования УР-100, Р-36, Р-29. Р-29Р, Р-29РМ и их модификаций.

В обеспечение создания ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ) разработаны и внедрены в практику работы КБ методы профилирования сопел с большими степенями расширения, методики расчета теплообмена и теплозащиты РДТТ, выбора рецептур твердых топлив, теплозащитных и эрозиестойких материалов, усовершенствованы методы и средства отработки РДТТ и обеспечения работоспособности органов управления вектором тяги. Этими работами институт внес значительный вклад в успешное создание высокоэффективных БРК наземного и морского базирования с твердотопливными МБР РТ-2П, РТ-23УТТХ, Р-39.

С 1992 г. институт (с 1995 г. он носит современное название — Центр Келдыша) находится в составе Российского авиационно-космического агентства и является головной научно-исследовательской организацией по двигателям и бортовой энергетике ракетно-космических комплексов, а также по нескольким направлениям конверсионной тематики. В последние годы в Центре Келдыша развернуты исследования по выявлению перспективных направлений и путей развития космических двигательных и энергетических установок с учетом новых требований и условий, предъявляемых к ракетно-космическим комплексам по экономическим показателям, ресурсу активной работы, надежности и безопасности. С этой целью ведется разработка и совершенствование новых двигателей для перспективных средств выведения и космических аппаратов, в том числе ЖРД с использованием сжиженных природных газов, ЖРД на трехкомпонентном топливе (кислород—углеводородное горючее-водород), жидкостно-воздушных комбинированных двигателей, двигателей на твердом топливе, электроракетных и ядерных двигателей.

В настоящее время в Центре Келдыша разработаны и готовятся к ЛКИ два типа электрорсактивных двигателей мощностью 1,35 и 4,5 кВт для систем коррекции и стабилизации космических аппаратов и их межорбитальной транспортировки. Эти двигатели используют в качестве рабочего тела газообразный ксенон и имеют удельный импульс тяги при кпд порядка 50%.

Проводятся комплексные исследования технического облика, структуры и параметров систем энергоснабжения космических аппаратов, исследования путей повышения энергетических характеристик и ресурса солнечных батарей и фотопреобразователей, химических источников тока на никель-кадмиевой и никель-водородной основе, ядерных источников энергии, солнечных газотурбинных установок. Ведутся работы по созданию новых плазменных установок – генераторов высокотемпературного газа, используемых для изучения верхних слоев атмосферы Земли и применяемых для исследовательских целей в авиакосмической технике, плазмохимии, плазмометаллургии, а также исследования гидрогазодинамики, горения, теплообмена в условиях микрогравитации.

Центр Келдыша освоил и производит различное оборудование для водоочистки, которая при меньшей стоимости по своим техническим характеристикам существенно превосходит зарубежные аналоги. Оборудование используется промышленными предприятиями Московского региона и находит спрос в ряде стран за рубежом. Одной из последних разработок Центра Келдыша является предложенная им и совместно с РКК “Энергия” разрабатываемая в настоящее время высокоэффективная двухрежимная солнечная тепловая энергодвигательная установка для разгонных блоков космических аппаратов. Использование солнечной энергии для подогрева водорода позволяет увеличить удельный импульс тяги, в результате чего баллистическая эффективность разгонного блока при выведении полезного груза с низкой на геостационарную орбиту возрастает в 1,5—2 раза, что позволяет выводить космические аппараты на ГСО ракетами-носителями среднего класса («Союз-2», «Ямал») с космодрома Плесецк вместо тяжелых ракет типа «Протон» с космодрома Байконур.

Центр принимает также активное участие в формировании концепции и программ развития ракетно-космической техники, разрабатывает новые ключевые технологии, обеспечивающие создание высокоэффективных образцов техники народнохозяйственного, научного и военного назначения, активно участвует в международном сотрудничестве.

НПО энергетического машиностроения (НПО «Энергомаш») имени академика В. П. Глушко – ведущее российское предприятие по разработке мощных жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Оно обладает развитой инфраструктурой, включающей все необходимые элементы технологического цикла создания ЖРД. Творческий путь коллектива НПО «Энергомаш» начался 15 мая 1929 года, когда в Газодинамической лаборатории в г. Ленинграде была организована группа но разработке электрических и жидкостных ракетных двигателей. В начале 30-х гг. под руководством В. П. Глушко был создан первый в мире электрический ракетный двигатель, первый отечественный ЖРД – ОРМ-1, серия опытных ракетных моторов, в том числе ОРМ-65, предназначенный для ракетоплана и крылатой ракеты конструкции С. П. Королева. Эти работы были продолжены в г. Москве в Реактивном научно-исследовательском институте (РНИИ), организованном в сентябре 1933 гола.

НАУЧНО ПРОИЗВОДСТВЕННОЕ ОБЪЕДИНЕНИЕ “ЭНЕРГОМАШ” им. академика В.П. Глушко

Аресты руководства РНИИ и ряда ведущих специалистов, в том числе В. П. Глушко, в 1937-1938 гг. негативным образом сказались на развитии реактивной техники в стране. В. П. Глушко был арестован 23 марта 1938 года, а 15 августа 1939 года был осужден сроком на 8 лет, но не сдался и добился возможности работать в условиях заключения по специальности. Вначале это было группа при Московском авиамоторостронтслыюм заводе, затем при Казанском заводе № 16. В 1944 г. после досрочного освобождения В. П. Глушко и его коллеги продолжили работу в ОКБ СД.

В Казани в 1940-1945 гг. были созданы конструкции самолетных ЖРД — ускорителей для боевой авиации – РД-1, РД-1ХЗ с тягой 300 кг, РД-2 с тягой 600 кг, экспериментальный трехкамерный двигатель РД-3 с тягой 900 кг. Начаты были работы по созданию двигателя РД-4 с тягой 2000 кг и двигателя с тягой 3000 кг. В июне 1946 года группа работников ОКБ СД была направлена в Германию для изучения немецкой трофейной техники. В 1946 г. было организовано ОКБ-456 (г. Химки Московской обл.) по разработке мощных ЖРД. Главным конструктором ОКБ-456 был назначен В. П. Глушко. В ноябре-декабре 1946 года основной состав специалистов ОКБ СД из Казани был переведен в ОКБ-456.

Было принято решение воспроизвести двигатель немецкой ракеты, а затем двигаться дальше. РД-100, созданный для ракеты Р-1, является копией немецкого двигателя, только изготовленного из отечественных материалов и по отечественной технологии. РД-101 и РД-103 для ракет Р-2 и Р-5М соответственно созданы в результате усовершенствования РД-100: применения горючего большей концентрации, форсирования рабочих параметров и т. д. Изменения претерпели многие системы и элементы ЖРД.

В 1954-1957 гг. были разработаны четырехкамериые кислородно-керосиновые двигатели РД-107 и РД-108 для первой и второй ступеней РН «Восток», с помощью которой был осуществлен запуск первого искусственного спутника Земли, а также первый полет человека в космос. На двигателях РД-216 с тягой 1480 кН, РД-219 с тягой в пустоте 892 кН и т. д. впервые было применено высокоэффективное самовоспламеняющееся горючее – несимметричный диметилгидразин (ПДМГ).

В 1961-1965 гг. был разработан шестикамерный двигатель РД-251, состоящий из трех двухкамерных блоков. Здесь впервые в отечественной практике было применено азоттетроксидное топливо (азотный тетроксид и несимметричный диметилгидразин).

В 1961-1965 гг. был создан РД-253 для первой ступени РН «Протон», что явилось большим достижением отечественного ракетного двигателестроения. Это самый мощный однокамерный ЖРД на высококипящих компонентах топлива, выполненный по схеме с дожиганием окислительного газа. В последующие годы дальнейшее развитие получили двигательные установки с замкнутым циклом на высокипящих компонентах, которые были созданы для боевых ракет-носителей. Это двигатели РД-264 и РД-268, позволившие создать современные высокосовершенные боевые ракеты.

После кончины С. П. Королева в 1966 г. главным конструктором ЦКБ ЭМ (ныне РКК «Энергия») назначен Мишин Василий Павлович. В мае 1974 года В. П. Глушко назначен директором и Генеральным конструктором НПО «Энергия». В 1989 г. скончался В. П. Глушко. Начальником и главным конструктором КБ «Энергомаш» стал Виталий Петрович Радовский, а с 1990 г. по 1991 г. – генеральный директор и главный конструктор НПО «Энергомаш». С 1991 г. генеральным директором и Генеральным конструктором НПО «Энергомаш» им. В. П. Глушко стал Борис Иванович Каторгин.

В 1985 г. было завершено создание однокамерного двигателя ГД-120 для второй ступени РН «Зенит». Модификации двигателя РД-120 могут использоваться на первых ступенях РН. Одним из выдающихся достижений НПО «Энергомаш» является создание двигателей РД-170 и РД-171 для первых ступеней ракетно-космического комплекса «Энергия» -«Буран» и РН «Зенит» соответственно. РД-170 – самый мощный в мире маршевый двигатель нового поколения. Он предназначен для многоразового использования (до 10 пусков). Особый интерес вызывает проект трехкомпонентиого двух режимного ЖРД нового поколения – РД-704. Двигатель обеспечивает последовательную работу сначала на трех компонентах топлива (кислород—керосин—водород) с максимальной тягой 200 тс, а затем на двух компонентах (кислород—водород) с тягой 80 тс. Предусмотрено его многократное использование. Двигатель предназначен для перспективных космических систем. С 1982 г. в НПО «Энергомаш» ведутся проектные исследования двигателей с использованием сжиженного природного газа (метана) в качестве перспективного горючего в сочетании с жидким кислородом в качестве окислителя. В настоящее время разрабатываются двигатели РД-169, РД-185, РД-190.

ДВИГАТЕЛИ НПО “ЭНЕРГОМАШ”

С 1991 г. НПО «Энергомаш» приступило к активным действиям по выходу на международный рынок, что привело в 1992 г. к заключению соглашения с американской фирмой Pratt& Whitney о совместном маркетинге и лицензировании двигателей НПО «Энергомаш» на мировом рынке США. В октябре 1995 года в США проведено огневое испытание двигателя РД-120, а в январе 1996 г. НПО «Энергомаш» было признано победителем конкурса по разработке и поставке двигателей для модернизированной ракеты-носителя Атлас-IAR Компании «Локхид Мартин» (США).

Деловой интерес, проявленный к разработкам НПО «Энергомаш» ведущими двигателестроительными фирмами США, Франции и других стран мира, подтверждает высокий научный и технический уровень продукции объединения.