Краткая история развития ракетного двигателестроения.

Процесс горения

Стадия инертного прогрева;

Стадия разложения компонентов топлива;

Стадия химического взаимодействия газообразных окисл. горючих элементов. При этом взаимодействии выделяется большое количества тепла.

Факторы, влияющие на величину скорости горения:

Состав топлива

Влияние начальной температуры

Влияние давления в камере сгорания

Влияние технологических добавок

Влияние скорости газового потока, обдувающего горящую поверхность топлива

Применение

В твердотопливных ускорителях для запуска ракет и/или ракетах ближнего боя (ПТУР, ПТРК), как правило, используются дешёвые порохи на основе твёрдого раствора нитроцеллюлозы в нитроглицерине.

В ракетах-носителях (к примеру: американских челноках), МБР и других требующих максимальной энергетики твердотопливных ракетах, как правило, применяются смесевые топлива.

 

13. Сравнительная характеристика ЖРТ и ТРТ

ЖРТ

К преимуществам ЖРД можно отнести следующие:

Самый высокий удельный импульс

Управляемость по тяге:

При создании больших ракет, например, носителей, выводящих на околоземную орбиту многотонные грузы, использование ЖРД позволяет добиться весового преимущества по сравнению с твёрдотопливными двигателями (РДТТ). Во-первых, за счёт более высокого удельного импульса, а во-вторых за счёт того, что жидкое топливо на ракете содержится в отдельных баках, из которых оно подается в камеру сгорания с помощью насосов. За счет этого давление в баках существенно (в десятки раз) ниже, чем в камере сгорания, а сами баки выполняются тонкостенными и относительно лёгкими. В РДТТ контейнер топлива является одновременно и камерой сгорания, и должен выдерживать высокое давление (десятки атмосфер), а это влечёт за собой увеличение его веса. Чем больше объём топлива на ракете, тем больше размер контейнеров для его хранения, и тем больше сказывается весовое преимущество ЖРД по сравнению с РДТТ, и наоборот: для малых ракет наличие турбонасосного агрегата сводит на нет это преимущество

Недостатки ЖРД:

ЖРД и ракета на его основе значительно более сложно устроены, и более дорогостоящи, чем эквивалентные по возможностям твёрдотопливные

Компоненты жидкого топлива в невесомости неуправляемо перемещаются в пространстве баков. Для их осаждения необходимо применять специальные меры, например, включать вспомогательные двигатели, работающие на твёрдом топливе или на газе.

В настоящее время для химических ракетных двигателей (в том числе и для ЖРД) достигнут предел энергетических возможностей топлива, и поэтому теоретически не предвидится возможность существенного увеличения их удельного импульса, а это ограничивает возможности ракетной техники, базирующейся на использовании химических двигателей, уже освоенными двумя направлениями:

1. Космические полёты в околоземном пространстве (как пилотируемые, так и беспилотные).

2. Исследование космоса в пределах Солнечной системы с помощью автоматических аппаратов

 

ТРТ

Достоинствами твёрдотопливных ракет являются: относительная простота, нетоксичность применяемых компонентов топлива, низкая пожароопасность, возможность долговременного хранения, надёжность.

Недостатками таких двигателей являются невысокий удельный импульс и относительные сложности с управлением тягой двигателя (дросселированием), его остановкой (отсечка тяги) и повторным запуском, по сравнению с ЖРД.

 

14. Способы охлаждения конструкции ЖРД.

Одной из основных задач при создании ЖРД является обеспечение надежного охлаждения камеры сгорания и его сопла.
Обеспечение надежного охлаждения определяет срок работы ЖРД, то есть его ресурс.
По сравнению с охлаждением других тепловых машин организация камеры сгорания и сопла ЖРД значительно осложняется. Процесс сгорания в ЖРД протекает при высоких температурах и высоком давлении. Оба эти фактора способствуют увеличению тепловых потоков к стенкам камеры.
Так, например, температуры газов в камере сгорания достигают значения ~3500^оС и выше. Распространенные же конструкционные материалы плавятся при значительно меньших температурах:
Сталь - 1400-1500^оС
Медь - 1083^оС
Алюминий - 675 ^оС
Магний - 651^оС.
Нагрев материалов ведет к снижению их механических свойств, а также к выгоранию материала стенки.
Так как ЖРД применяются для снарядов или на различных летательных аппаратах, то использовать для охлаждения двигателя специальную жидкость нерационально. Обычно ЖРД охлаждают компонентами топлива, пропуская их в камеру сгорания через рубашку охлаждения (внешнее охлаждение). Это вызывает специальные требования к компонентам топлива и к системе охлаждения, поскольку расход охлаждающих компонентов, проходящих через рубашку, ограничен.
Существует три основных вида охлаждения ЖРД: внешнее, внутреннее и емкостное.
Внешнее охлаждение.
Внешнее охлаждение осуществляется обычно одним каким-либо компонентом топлива, протекающим через рубашку камеры. Иногда для охлаждения используются оба компонента топлива; в этом случае один компонент охлаждает сопло, а второй - камеру сгорания двигателя.
Для большой интенсивности теплосъема, движение охлаждающего компонента противоположно движению газов в камере двигателя (противоток).
Компоненты топлива, используемые в качестве охлаждающих жидкостей должны обладать следующими свойствами: не должны кипеть и распадаться под действием высокой температуры, а также не должны вступать в реакцию с материалами стенок рубашки.
Решение задачи охлаждения ЖРД сводится к тому, чтобы при заданных условиях работы двигателя (давление в камере сгорания, расходе охлаждающей жидкости и температуре продуктов сгорания) удовлетворить следующим условиям:
а) температура стенки со стороны газов должна иметь такую величину, которая обеспечивает необходимую прочность стенок;
б) температура жидкости (компонента топлива на выходе из рубашки охлаждения не должна превышать температуру кипения.
Внутреннее охлаждение.

 

При внутреннем охлаждении камеру двигателя предохраняют от прогорания, создавая около стенки слой газа и жидкости пониженной температуры по сравнению с температурой ядра потока. Этот слой обычно называют пристеночным слоем.

Если при наружном охлаждении задача сводится к тому, чтобы как можно эффективнее отбирать тепло, поступающее от газов к стенке, то при внутреннем охлаждении задача состоит в том, чтобы путем создания пристеночного слоя обычно используется горючее. В некоторых случаях на внутреннее охлаждение можно подавать воду или специальную жидкость. Подача горючего производится через форсунки, расположенные концентрично на периферии головки камеры двигателя и через специальные пояса передачи, которые могут быть установлены по всей длине камеры (рис.13). Поступающее в камеру двигателя горючее под воздействием потока продуктов сгорания растекается по стенке камеры толстым слоем. Под воздействием тепловых потоков оно растекается и под слоем жидкости создается защитный слой из паров газа (рис.14). Таким образом, получается два защитных слоя, состоящих из пара и жидкости,

В виду испарения жидкости толщина парового слоя над жидкостью увеличивается по направлению движения потока продуктов сгорания и в конечном итоге вся жидкость испаряется. За этим участком происходит постепенное размывание паровой завесы. Однако интенсивность размывания парового слоя относительно не велика, и поэтому защитное действие парового слоя сохраняется на некоторую величину (порядка 10 см).

П оскольку паровой слой имеет большую толщину, чем слой жидкости, а теплопроводность пара во много раз меньше теплопроводности жидкости, то термическое сопротивление парового слоя в несколько раз выше термического сопротивления жидкостного слоя. Поэтому основным защитным слоем является паровой слой.

Разновидностью внутреннего охлаждения является так называемое «пористое охлаждение». В этом случае стенку камеры двигателя изготовляют из пористого металла. Охладитель поступает через очень малые отверстия, равномерно расположенные по всей поверхности камеры (рис.15). В качестве охладителя, при пористой стенке, могут быть использованы как жидкость, так и газ.
Крупным недостатком имеющихся пористых материалов является их малая прочность и возможность засорения пор при работе двигателя.
При внутреннем охлаждении охладитель, дополнительно поступающий в камеры, не участвует полностью в процессе сгорания и общий удельный расход топлива ЖРД в этом случае больше, чем удельный расход топлива двигателей с наружным охлаждением. Поэтому в настоящее время защита от прогара стенок камеры ЖРД производится с помощью комбинированного охлаждения.
Комбинированное охлаждение.
При комбинированном охлаждении основной теплосъем осуществляется внешним охлаждением, а в более опасных местах дополнительно устраиваются защитные завесы с помощью внутреннего охлаждения (рис.16). Наиболее опасным является критическое сечение сопла.
Защита стенок камеры ЖРД от прогорания с помощью защитных покрытий или путем аккумуляции тепла.
Для защиты стенок камеры двигателя от прогара также используется жароупорная керамика, которая выкладывается с внутренней стороны стенки камеры. Наибольшее применение имеет «Ниофакс», представляющий собой соединение карборунда с нитратами кремня. Это покрытие позволяет иметь температуру газов в камере сгорания до 3000^оК, при непрерывной работе двигателя 40-50 сек.
В ЖРД кратковременного (одноразового) действия (10-15сек) камеры двигателя для предохранения от прогара иногда делают с очень толстыми стенками из весьма теплопроводного материала. Тепловой поток, поступающий в стенки камеры, благодаря хорошей теплопроводности быстро поглощается и распространяется по всей массе металла и таким образом как бы аккумулируется в стенках камеры.

Ядерные ракетные двигатели.

Ядерная энергия.
Ее источниками являются ядерные топлива — вещества, способные выделять тепло в результате ядерных превращений:
а) распада радиоактивных изотопов (непрерывная генерация тепла);
б) деления ядер (с момента достижения критической массы);
в) термоядерного синтеза.

Ядерный ракетный двигатель — реактивный двигатель, рабочее тело в котором (например, водород, аммиак и др.) нагревается за счет энергии, выделяющейся при ядерных реакциях (распада или термоядерного синтеза). Различают радиоизотопные, ядерные и термоядерные ракетные двигатели.

Ядерные ракетные двигатели позволяют достичь значительно более высокого (по сравнению с химическими ракетными двигателями) значения удельного импульса благодаря большой скорости истечения рабочего тела (от 8 000 м/с до 50 км/с и более). Вместе с тем, общая тяга ЯРД может быть сравнима с тягой химических ракетных двигателей, что создает предпосылки для замены в будущем химических ракетных двигателей ядерными. Основной проблемой при использовании ЯРД является радиоактивное загрязнение окружающей среды факелом выхлопа двигателя, что затрудняет использование ЯРД (кроме, возможно, газофазных — см. ниже), на ступенях ракет-носителей, работающих в пределах земной атмосферы. Впрочем, конструктивно совершенный ГФЯРД, исходя из его расчётных тяговых характеристик, может легко решить проблему создания полностью многоразовой одноступенчатой ракеты-носителя.

ЯРД по агрегатному состоянию ядерного топлива в них подразделяются на твёрдо, жидко- и газофазные. В твёрдофазных ЯРД делящееся вещество, как и в обычных ядерных реакторах, размещено в сборках-стержнях (ТВЭЛах) сложной формы с развитой поверхностью, что позволяет эффективно нагревать (лучистой энергией в данном случае можно пренебречь) газообразное рабочее тело (обычно — водород, реже — аммиак), одновременно являющееся теплоносителем, охлаждающим элементы конструкции и сами сборки. Температура РТ ограничена максимальной допустимой температурой элементов конструкции (не более 3 000 °К), что ограничивает скорость истечения. Удельный импульс твердофазного ЯРД, по современным оценкам, составит 8000—9000 м/с, что более, чем вдвое превышает показатели наиболее совершенных химических ракетных двигателей. Такие ядерные ракетные двигатели были созданы и успешно испытаны на стендах (программа NERVA в США, ядерный ракетный двигатель РД-0410 в СССР). Жидкофазные ЯРД являются более эффективными: ядерное топливо в их активной зоне находится в виде расплава, и, соответственно, тяговые параметры таких двигателей выше (удельный импульс может достигать величин порядка 1500 с).

В газофазных ЯРД (ГФЯРД) делящееся вещество (например, уран), также как и рабочее тело, находится в газообразном состоянии и удерживается в рабочей зоне электромагнитным полем (один из многих предложенных вариантов конструкции). Существует также конструкция ГФЯРД, в которой ядерное топливо (раскалённый урановый газ или плазма) заключено в термоустойчивую оптически прозрачную капсулу, т. н. ядерную лампу (light bulb) и таким образом полностью изолировано от омывающего «лампу» потока рабочего тела, вследствие чего нагрев последнего происходит за счет излучения «лампы». В некоторых разработках для материала ядерной лампы предлагалось использовать искусственный сапфир или подобные материалы. В случае же удержания ядерной плазмы электромагнитным полем существует небольшая утечка делящегося вещества во внешнюю среду и в конструкции предусмотрена подача ядерного топлива в активную зону для восполнения его количества.

Краткая история развития ракетного двигателестроения.

1680 — Открытие в Москве «Ракетного заведения» для производства пороховых ракет.

1814 — 1837 — Картмазов и А.Д.Засядко разработали пороховые ракеты различного типа с дальностью полета до 2690 м.

1826 — Создание в Петербурге постоянного ракетного заведения для серийного производства пороховых ракет для русской армии.

1847 — 1871 — К.И.Константинов разработал пороховые ракеты с дальностью полета до 4 — 5 км, заложил основы науки о боевых ракетах, автор печатных трудов по ракетной тематике.

1849, 1870 — И.И.Третеский представил проекты летательных аппаратов легче воздуха с реактивным двигателем.

1880 — 1884 — С.С.Неждановский разрабатывал идею летательного аппарата с пороховым и жидкостным ракетным двигателями.

1881 — Н.И.Кибальчич разработал первый проект ракетного летательного пилотируемого аппарата с пороховым двигателем.

1883 — К.Э.Циолковский в труде «Свободное пространство» описал межпланетный корабль с реактивным двигателем.

1887 — Ф.Р.Гешвенд опубликовал проект летательной машины с паровым реактивным двигателем, снабженным концентрическими эжекторами-соплами.

1896 — Опубликован труд А.П.Федорова «Новый принцип воздухоплавания, исключающий атмосферу как опорную среду».

1902 - 1916 — М.М.Поморцев разработал пороховые ракеты дальностью полета до 8 — 9 км и пневматическую ракету.

1903, 1911, 1912, 1914 — Опубликование классического труда К. Э. Циолковского «Исследование мировых пространств реактивными приборами» с дополнениями.

1912 — Н.И.Тихомиров представил проект пороховой ракеты в морское министерство.

1915 — 1916 — И.П.Граве предложил ракеты на шашечном бездымном порохе и изготовил пироксилиновые шашки.

1917 — 1919 — Ю.В.Кондратюк написал труд «Тем, кто будет читать, чтобы строить».

1918 — 1933 — Ф.А.Цандер разрабатывал методы расчета жидкостных ракетных двигателей.

1919, 3 мая — Обращение Н.И.Тихомирова в письме на имя управляющего делами Совнаркома В.Д.Бонч-Бруевича к В.И.Ленину с просьбой предоставить возможность разрабатывать пороховую ракету.

1921, 1 марта — Организация Н.И.Тихомировым лаборатории военного ведомства для разработки ракет на бездымном порохе. В 1928 г. переименована в Газодинамическую лабораторию (ГДЛ).

1924 — Опубликована статья Ф.А.Цандера «Перелеты на другие планеты».

1926 — Опубликован переработанный и дополненный труд К.Э.Циолковского «Исследование мировых пространств реактивными приборами».

1927 — Опубликован труд К.Э.Циолковского «Космическая ракета. Опытная подготовка».

1928 — Летные испытания ракет на бездымном порохе конструкции Н.И.Тихомирова (ГДЛ).

1928 — 1929 — В.П.Гпушко разработал проект Гелиоракетоплана — космического корабля с электрическими ракетными двигателями, питаемыми от солнечных батарей.

1929 — Опубликована книга Ю.В.Кондратюка «Завоевание межпланетных пространств».

1929, 15 мая — Организация в составе ГДЛ подразделения, руководимого В.П.Глушко, по разработке электрических и жидкостных ракет и ракетных двигателей.

1929 — 1933 — В.П.Глушко разработал и испытал первый в мире электротермический ракетный двигатель (ЭРД).

1930 — В. П. Глушко (ГДЛ) предложил в качестве компонентов ракетных топлив азотную кислоту, растворы в ней азотного тетроксида, перекись водорода, бериллий и др.; разработал и испытал профилированное сопло, термоизоляцию камеры двуокисью циркония; разработал конструкцию первого отечественного жидкостного ракетного двигателя ОРМ-1.

1930 — 1931 — Ф.А.Цандер изготовил и испытал свой первый реактивный двигатель ОР-1, работавший на воздушно-бензиновом топливе.

1930 — 1933 — Разработка и испытания в ГДЛ ракет на бездымном порохе калибров: 82, 132, 245, 410 мм и др.

1930 — 1933 — Разработка и испытания в ГДЛ ракет на жидком топливе РЛА-1, РЛА-2, РЛА-3 и РЛА-100 конструкции В.П.Глушко.

1931 — В. П. Глушко испытал в ГДЛ разработанные им первые отечественные жидкостные ракетные двигатели ОРМ и ОРМ-1; предложил самовоспламеняющееся топливо, карданную подвеску двигателя.

1931, 13 ноября — Создание Ленинградской группы изучения реактивного движения (ЛенГИРД) при Осоавиахиме.

1931, 18 ноября — Создание Московской группы изучения реактивного движения-(МосГИРД) при Центральном Совете Осоавиахима. Ф.А.Цандер заключил договор с Центральным Советом Осоавиахима на проектирование и постройку жидкостного ракетного двигателя для ракетоплана.

1931 — 1932 — В ГДЛ В.П.Глушко провел 100 огневых стендовых испытаний жидкостных ракетных двигателей серии ОРМ.

1932, 14 июля — Приказом Центрального Совета Осоавиахима создана база МосГИРД для разработки ракет и ракетных двигателей.

1932 — Опубликована книга Ф.А Цандера «Проблема полета при помощи реактивных аппаратов».

1933 — Стендовые испытания жидкостных ракетных двигателей ОР-2 и 10 конструкции Ф.А.Цандера (МосГИРД).

1933, 17 августа — Запуск первой в мире ракеты с двигателем на гибридном топливе ГИРД-09 конструкции М.К.Тихонравова.

1933 — Приказом Реввоенсовета СССР, подписанным М.Н.Тухачевским 21 сентября, и Постановлением Совета Труда и Обороны (СТО) 31 октября на базе ГДЛ и МосГИРД организован первый в мире Реактивный научно-исследовательский институт (РНИИ).

1933, 25 ноября — Запуск первой советской ракеты с жидкостным ракетным двигателем ГИРД-Х конструкции Ф.А.Цандера. 1933 — Первые официальные стендовые испытания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) ОРМ-50 и ОРМ-52 конструкции В.П.Глушко (ГДЛ).

1933 — ГДЛ проведены официальные полигонные испытания с земли, морских судов и самолетов 9 видов ракетных снарядов различных калибров на бездымном порохе конструкции Б.С.Петропавловского, Г.Э.Лангемака и В.А.Артемьева.

1934 — 1938 — Руководимое В.П.Глушко подразделение ГДЛ по разработке ЭРД и ЖРД (1929 — 33) продолжило свою работу в качестве подразделения РНИИ.

1935 — Опубликована книга Г.Э.Лангемака и В.П.Глушко «Ракеты, их устройство и применение».

1936 — Опубликована книга В.П.Глушко «Жидкое топливо для реактивных двигателей» (курс лекций, прочитанных в Военно-воздушной академии РККА им. Н.Е.Жуковского).

1936, 5 ноября — Официальные стендовые испытания ЖРД ОРМ-65 конструкции В.П.Гпушко.

1936 — 1940 — Опубликованы 9 выпусков сборника «Ракетная техника» (труды РНИИ).

1937, 27 августа — Официальные стендовые испытания первого отечественного газогенератора ГГ-1 конструкции В.П.Глушко. 1937 — 1938 — Проведено 30 огневых наземных испытаний ЖРД ОРМ-65 на ракетоплане РП-318-1 конструкции С.П.Королева.

1937 — 1939 — Проведено 13 огневых наземных и 2 летных испытания ЖРД ОРМ-65 на крылатой ракете 212 конструкции С.П.Королева.

1939 — Руководимое В.П.Глушко подразделение по разработке ЖРД выделилось из РНИИ в самостоятельную конструкторскую группу при московском авиамоторном заводе.

1939 — 1941 — На базе реактивных снарядов, разработанных в ГДЛ, в РНИИ создано вооружение самолетов и многозарядные мобильные установки БМ-13 и другие, широко и весьма эффективно использовавшиеся в боевых действиях: в районе реки Халхин-Гол в 1939 г. на самолетах и в Великой Отечественной войне 1941 — 45 гг. на самолетных и наземных установках.

1940, 28 февраля — Первый полет ракетоплана РП-318-1, пилотируемого летчиком В. П. Федоровым, с двигателем, являющимся модификацией ОРМ-65.

1941 — Реорганизация конструкторской группы В.П.Глушко по ЖРД в Опытно-конструкторское бюро (ОКБ), г. Казань.

1942, 15 мая — Первый полет ракетного самолета БИ-1 (разработан А. Я. Березняком и А. М. Исаевым под руководством В. Ф. Болховитинова), пилотируемого летчиком Г. Я. Бахчиванджи, с ЖРД Д-1-А-1100 конструкции РНИИ.

1942 — Стендовый образец ЖРД РД-1 с насосной подачей топлива конструкции В.П.Глушко наработал 1 час 10 мин. без съема со стенда.

1942 — Начало работ А. М. Исаева по разработке ЖРД.

1943 — Проведены официальные стендовые и летные испытания вспомогательного самолетного ЖРД РД-1 конструкции В.П.Глушко.

1944 — Постановка ЖРД РД-1 в двух модификациях на серийное производство по решению Государственного Комитета Обороны (ГКО).

1944 — Организация ОКБ А.М.Исаева по разработке ЖРД на высококипящем топливе.

1944 — 1945 — Проведены наземные и летные испытания ЖРД РД-1 на самолетах конструкции В.М.Петллкова (Пе-2), С.Д.Лавочкина (Ла-7), А.С.Яковлева (Як-3) и П.О.Сухого (Су-6).

1945 — Проведены официальные наземные и летные испытания ЖРД РД-1ХЗ конструкции В.П.Глушко на самолетах В.М.Петлякова (Пе-2Р), С.А.Лавочкина (Ла-7Р и 120Р), А.С.Яковлева (Як-3) и П.О.Сукого (Су-7). Серийное производство РД-1ХЗ в двух модификациях.

1945 — Специализация ГДЛ — ОКБ В.П.Гпушко по разработке мощных ЖРД.

1945 - 1948 — Разработка в ГДЛ — ОКБ и начало летных испытаний ЖРД РД-100 для внутриконтинентальной и геофизической ракеты 1РА-Е.

1946, 18 августа — Первая в СССР публичная демонстрация летательного аппарата в полете с работающим ЖРД — показ на авиационном параде в Тушино — (Москва) самолета-истребителя С.А.Лавочкина 120Р с РД-1ХЗ.

1946, 29 ноября — Назначение начальником РНИИ академика М.В.Келдыша, организовавшего деятельность института как головного по ракетному двигателестроению.

1947 — Опубликован труд Я.Б.Зельдовича и А.И.Полярного «Расчеты тепловых процессов при высокой температуре».

1947 — 1949 — Разработка в ГДЛ—ОКБ и начало летных испытаний ЖРД РД-101 для внутриконтинентальной и геофизической ракеты В-2-А.

1948 — Издан труд В.П.Глушко «Основы устройства реактивных двигателей на жидком топливе» (курс лекций, прочитанных в МВТУ им. Баумана).

1952 — 1953 — Разработка в ГДЛ—ОКБ и начало летных испытаний ЖРД РД-103 для внутриконтинентальной и геофизической ракеты В-5-В.

1954 — 1957 — Разработка в ГДЛ—ОКБ и начало летных испытаний ЖРД РД-107 и РД-108 соответственно для 1 и 2 ступеней межконтинентальной и космических ракет.

1954 — Начало разработки ЖРД на унитарном топливе (изопролилнитрате) для самолетов в ОКБ С.А.Косберга.

1955 — 1957 — Разработка в ГДЛ—ОКБ и начало летных испытаний ЖРД РД-214 для 1 ступени ракеты-прототипа ракетносителей «Космос» и «Интеркосмос».

1956 — Опубликован справочник «Термодинамические свойства компонентов продуктов сгорания» в 3 томах, составленный под научным руководством В.П.Глушко. Ведущий автор Л.В.Гурвич.

1956 — Начало разработки ЖРД на двухкомлонентном топливе (кислородно-керосиновом) для самолетов в ОКБ С.А.Косберга.

1957, 4 октября — Начало космической эры, положенное выводом на орбиту первого искусственного спутника Земли ракетой-носителем, разработанной ОКБ С.П.Королева, с ЖРД РД-107 и РД-108 конструкции ОКБ В.П.Глушко.

1958 — Начало разработки ЖРД для верхних ступеней ракетносителей и других ракет в ОКБ С.А.Косберга.

1958 — 1959 — Разработка и стендовые испытания в РНИИ первого экспериментального ЖРД с дожиганием генераторного газа в основной камере двигателя.

1958 — 1960 — Разработка в ГДЛ—ОКБ и летные испытания ЖРД РД-216 для 1 ступени ракеты-прототипа одной из ракет-носителей серии «Космос».

1958 — 1961 — Разработка в ГДЛ—ОКБ и летные испытания ЖРД РД-219 для 2 ступени космической ракеты.

1958 — 1961 — Разработка в ГДЛ—ОКБ и начало летных испытаний ЖРД РД-119 для 2 ступени ракет-носителей «Космос» и «Интеркосмос».

1959 — 1960 — Разработка и начало летных испытаний ЖРД для космических кораблей в ОКБ А.М.Исаева.

1959 — 1961 — Разработка и начало летных испытаний ЖРД с дожиганием генераторного газа.

1959 — 1962 Разработка в ГДЛ—ОКБ и летные испытания ЖРД РД-111 для космической ракеты.

1960 — Комиссия Академии наук СССР по лунным наименованиям присвоила крупному кратеру с центральной горкой на обратной стороне Луны имя Циолковского. 1961 —1965 — Разработка и начало летных испытаний ЖРД с дожиганием генераторного газа для ракеты-носителя «Протон» (РД-253 конструкции ГДЛ—ОКБ для 1 ступени, конструкции ОКБ С.А.Косберга для других ступеней).

1962 — Опубликован справочник «Термодинамические свойства индивидуальных веществ» в 2 томах, составленный под научным руководством В.П.Глушко. Ведущий автор Л.В.Гурвич. 1966 — В ознаменование основополагающего вклада ГДЛ, ГИРД и РНИИ в развитие отечественного ракетостроения Комиссия Академии наук СССР по лунным наименованиям присвоила названия этих организаций кратерным цепочкам на обратной стороне Луны.

1966 — Комиссия Академии наук СССР по лунным наименованиям присвоила кратерам на обратной стороне Луны имена ученых и конструкторов, разрабатывавших пороховые и жидкостные ракетные двигатели: Засядко, Константинов, Кибальчич, Федоров, Поморцев, Тихомиров, Кондратюк, Цандер, Петропавловский, Лангемак, Артемьев, Косберг, сотрудников ГДЛ—ОКБ: Малый, Петров, Чернышев, Жирицкий, Артамонов, Гаврилов, Фирсов, Алехин, Грачев, Мезенцев. 1969 — В связи с 40-летием ГДЛ—ОКБ (1929—1969) на зданиях Главного Адмиралтейства и Иоанновского равелина Петропавловской крепости (Ленинград), там, где в 30-х гг. размещалась ГДЛ, установлены мемориальные доски.

1971 — 1974 — Опубликование справочника «Термодинамические и теплофизические свойства продуктов сгорания» в 10 томах, составленного под научным руководством В.П.Глушко. Ведущий автор В.Е.Алемасов.

1973 — Открыт музей ГДЛ в здании Иоанновского равелина Петропавловской крепости (Ленинград), в котором ранее размещались стенды для испытания ЭРД и ЖРД и мастерские для их изготовления.

123456Следующая ⇒

Поделиться: