В конце 1960-х годов А.М. Исаев прозорливо предвидел, что од-
ним из путей дальнейшего развития космической техники будет совер-
шенствование ранее разработанных и создание новых двигательных
установок, которые обеспечили бы не только движение космического
аппарата по заданной траектории полета, но и управление аппаратом:
его ориентацию, стабилизацию, проведение маневров по стыковке и
расстыковке с другими аппаратами и т.д.
Эффективность выполнения всей программы полета космического
аппарата зависит от успешной работы двигательной установки систе-
мы управления, исполнительным органом которой является двигатель
малой тяги.
В последнее время требования к космическим летательным аппа-
ратам и к их двигательным установкам систем управления интенсивно
возрастают, прежде всего, с точки зрения увеличения до 15. . . 20 лет
срока активного существования, повышения надежности, минимиза-
ции массы и габаритных размеров.
Это, в свою очередь, требует от ЖРДМТ — исполнительных орга-
нов систем управления — значительного повышения ресурса, высокой
экономичности, стабильности параметров, минимального энергопо-
требления, высокой герметичности, минимальных габаритов и массы,
высокой надежности.
Кроме того, в настоящее время на передний план выходит требова-
ние оптимизации стоимости отработки и изготовления, которое может
стать определяющим фактором при выборе того или иного двигателя.
К началу ХХI в. предприятием КБХМ им. А.М. Исаева накоплен
значительный опыт разработки ЖРДМТ с учетом вышеперечислен-
ных требований. Цель настоящей статьи — показать принципиальные
подходы и технические решения, применяемые КБХМ при создании
ЖРДМТ, а также достигнутые при этом некоторые результаты.
Целый ряд созданных двухкомпонентных ЖРДМТ на штатных
компонентах топлива — азотном тетроксиде и несимметричном ди-
метилгидразине — находится на стадии серийного использования, в
том числе для пилотируемых космических комплексов.
Так, начиная с 1991 г. на космических аппаратах предприятия НПО
им. С.А. Лавочкина успешно эксплуатируются двигатели тягой 25 Н с
высокими энергетическими характеристиками, впервые в отечествен-
ной практике укомплектованные камерами сгорания из тугоплавкого
ниобиевого сплава с жаростойким силицидным покрытием.
На пилотируемом космическом корабле “Союз” в течение более
пятнадцати лет успешно эксплуатировался двигатель причаливания и
ориентации тягой 25 Н. Однако, постоянно возрастающие требования
к ЖРДМТ привели к необходимости создания более совершенного
двигателя по техническому заданию РКК “Энергия”.
74 ISSN 0236-3941. Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. “Машиностроение”. 2006. № 3
