"Семерка"

[frs-vetlana.livejournal.com]

Оригинал взят у frs_vetlana в "Семерка"

Одной из загадок моей семейной жизни всегда было 12 апреля. Примерно за месяц до этой даты муж начинал созваниваться со своими институтскими друзьями и обсуждать планы на этот день. И уже который год они встречаются в начале апреля (некоторые прилетают даже из-за границы) и отмечают этот праздник. Я, конечно, понимаю - первый полет человека в космос и все такое... Но чтобы люди, имевшие отношение к ракетам, да и то опосредованное, в конце 90-х, вспоминали о них с завидной регулярностью уже больше десятка лет... Наверное, космос все-таки очень "цепляет". И вот как-то мы с мужем съездили в Звездный. Я прониклась. Но оставалась еще одна загадка. Когда мы встречались с его друзьями, у них в разговорах проскакивало словечко "Орево". Причем вспоминали они об этом, как о потерянном рае, с надеждой когда-нибудь снова побывать там.
И вот после долгой раскачки, улаживания некоторых формальностей, муж договорился с своей кафедрой и съездил с нами в то самое Орево.
В Ореве расположена загородная база МГТУ им. Баумана. Про нее ходит много слухов (а может и не слухов). Например, что там в лаборатории динамики жидкости есть прозрачный бак с двум отверстиями снизу. И если его специальным образом заполнить водой, потрясти  и открыть отверстия, то образующиеся хвосты воронок будут переплетаться, как две змеи. Еще говорят, что где-то в лесу есть бронекамеры, где отжигают твердотопливные двигатели, и даже стенды, на которых испытывают боеприпасы.
Но мы попали в ангар, где лежат ракеты. Да, да, самые настоящие.


За примерно два часа экскурсии мы покачали рулевые двигатели, заглянули в баки, нам рассказали столько всего интересного про ракеты, что уезжали мы потрясенные и с чувством, что прикоснулись к какой-то необычной для многих людей вещи.
Но поскольку за два часа невозможно рассказать то, чему учат годами, а интересно узнать подробности, почему у ракеты нет крыльев, а она летает, я попросила мужа написать несколько постов про эти "бочки, не полностью заполненные жидкостью".

Поскольку оревский демзал не музей, а учебная лаборатория кафедры М1, я не буду расписывать тут цифры, историю создания, применения и прочие вещи - если будет интересно, все это можно найти в Интернете. Постараюсь как можно проще объяснить, зачем нужна та или иная железка в ракете (если, конечно, сам не забыл за почти 20 лет).
Ракета Р-7. Та, что запустила первый спутник Земли, первого космонавта, да и сейчас "возит" экипажи на международную космическую станцию. Модификации, конечно, разные, но в основе - королёвская "семерка".

Перед ракетой - камера двигателя РД-216. Это, так сказать, для масштаба.
А чтобы понять размеры камеры, мы в ней сфотографировали Анюту.

Раз уж камера двигателя попалась на глаза, поговорим о ней чуть-чуть побольше.

Идея реактивного движения основана на законе сохранения импульса. Опуская несложные преобразования, сделаем вывод, что для полета ракеты необходимо истечения продуктов сгорания ракетного топлива из двигателя как можно с более высокой скоростью. Для этого и существует камера двигателя. Посмотрим на ее части сверху вниз.
На самом верху патрубок непосредственного ввода в камеру одного из компонентов топлива. По бокам "уши" для крепления рамы двигателя (она передает тягу на корпус ракеты). Затем форсуночная головка. Эти маленькие отверстия - форсунки, разбросанные по огневому днищу, нужны чтобы распылять окислитель и горючее, поступающие под давление в камеру, в мельчайшие капли, чтобы смешиваясь, они  сгорали. Отверстия побольше на ребре форсуночной головки - ввод другого компонента топлива, которое прошло через рубашку охлаждения.

Цилиндрический стакан - это камера сгорания. Там сгорают окислитель и горючее, образуя продукты сгорания, которые здесь находятся под очень большим давлением.
Сужающаяся часть - дозвуковая часть сопла, здесь происходит течение с дозвуковой скоростью.
Самая узкая часть камеры - критическое сечение. Здесь скорость продуктов сгорания в теории равна скорости звука.
Двигаясь дальше по специально спрофилированному соплу, продукты сгорания расширяются, их давление падает, а скорость возрастает, что собственно и требуется. Давление на срезе сопла невелико и в идеале должно быть равно давлению атмосферы. Если оно будет меньше, то придется преодолевать атмосферное давление "входящее" в сопло, а это потери тяги. Если оно будет больше, то будет недорасширение продуктов сгорания, т.е. двигатель будет работать не на максимальном режиме. Понятно, что атмосферное давление с высотой полета уменьшается, а давление на срезе остается постоянным. Поэтому для обеспечения лучшего расширения продуктов сгорания, на разных высотах применяют, например, выдвигающиеся высотные насадки. Но их мы увидим позже.
Кроме высоких скоростей и давлений, в камере двигателя, естественно, очень высокие температуры. И чтобы не допустить прогара стенок камеры, их делают двойным, прогоняя между ними какой-нибудь компонент топлива, охлаждающий внутреннюю стенку камеры. "Протекает" "охладитель" по каналам специального профиля (или по трубкам). Которые нужны во-первых, чтобы эффективно охладить внутреннюю стенку, но не допустить при этом пленочного кипения, т.к. из-за паровой пленки резко ухудшится теплопередача и произойдет прогар. А во-вторых, т.к. внутреннюю стенку делают достаточно тонкой для увеличения теплопередачи, стенки каналов служат для передачи давления на внешнюю, силовую стенку камеры двигателя.
Патрубок ввода компонента топлива в рубашку охлаждения камеры двигателя.

Отсюда он распределяется по рубашке охлаждения.

И снизу вверх к форсуночной головке.
А теперь вернемся к "семерке", точнее к одной из ее модификаций - 8К710

Эта модификация двухступенчатая, пакетной схемы (это когда блоки ступеней рядом друг с другом).
Блок А  второй ступени.

На блоке установлен двигатель РД-108, работающий на жидком кислороде и керосине. То, что мы видим - это не 4 маршевых двигателя и 4 рулевых, а один двигатель, имеющий 4 основные камеры, 4 рулевые и один общий турбонасосный агрегат. Именно ТНА является характерной чертой двигателя (хотя чуть позже будет ракета с двигателем, работающим без ТНА). Если на один ТНА приходится одна камера, то двигатель однокамерный, две - двухкамерный, 4 - четырехкамерный. Все красное - защитные элементы, перед полетом все красные вещи с ракеты должны быть убраны.
Боковой блок Б первой ступени

Двигатель РД-107, почти аналогичный РД-108, но с двумя рулевыми камерами. Камеры качаются в одной плоскости. Кроме рулевых камер виден еще и аэродинамический руль. Черное отверстие между камерам - выброс газов после турбины ТНА. Если газы после ТНА выбрасываются за борт (создавая какой-то добавок к тяге), говорят, что двигатель работает по открытой схеме.
Двигатель 8Д75, он же РД-108

Хорошо виден патрубок подвода горючего в рубашку охлаждения.
А вот как выглядит огневое днище с форсунками через критическое сечение.

А теперь посмотрим на двигатель с другой стороны.
Двигательный отсек бокового блока Д. Видны камеры двигателя, рама, крепящаяся к ним. Справа - ТНА. От него отходят две толстые трубы, выбрасывающие генераторный газ после турбины.

Рама двигателя упирается в клепанный силовой шпангоут. Им же ракета лежит на бандаже.

Именно этот шпангоут распределяет сосредоточенное усилие тяги двигателей, приходящее на него через раму, на тонкостенный корпус ракеты.
В этом случае мы видим раму, направленную по полету ракеты, и двигатель как-бы толкает ракету. Но бывает и наоборот, рама направлена против полета и двигатель "тянет" ракету. В первом случае рама работает на устойчивость, во втором - на растяжение. Примерно это так. Попробуйте взять тонкую проволоку и порвать ее растягивая. А теперь сжимайте ее с концов пальцами - она тут же согнется. Если рама установлена по полету, то можно не делать большой сухой двигательный отсек (при соответствующей компоновке двигателя), а это минус килограммы. Если рама установлена против полета, то силовой шпангоут расположен близко к срезу сопла двигателя, следовательно на него можно ставить ракету на стартовом устройстве. В общем, варианты возможны всякие, и дело конструкторов, какой они выберут оптимальным для конкретной ракеты.
Рядом с силовым шпангоутом расположен штуцер заправки окислителя. Компоненты ракетного топлива не заливаются в баки сверху, как в бочку, а заправляются всегда снизу, так сказать, путем поднятия зеркала жидкости.
Торовые баки перекиси водорода (белый) и жидкого азота (в зеленой теплоизоляции).

Перекись водорода нужна как рабочее тело для турбины турбонасосного агрегата. В газогенераторе перекись в присутствии обычной марганцовки каталитически разлагается и образует парогаз, который попадает в турбину. Турбина раскручивает насосы окислителя и горючего. Парогаз после турбины выбрасывается за борт.
Жидкий азот поступает в теплообменник в двигателе, откуда уже в газообразном виде идет на наддув баков. Для чего нужен наддув? Возьмем полную бутылку газировки и попробуем смять ее. Не получается? Теперь выпьем через соломинку, плотно вставленную в пробку, половину или даже побольше. Бутылка начинается сминаться вовнутрь сама.  А теперь потрясем немного, чтобы из жидкости вышел газ. Бутылка опять приняла свою первоначальную форму. Попробуем смять ее руками. Пока сминается. Потрясем еще сильнее. Бутылка надулась так, что ее уже не смять. Также обстоит дело и с баком. Хотя надо признать, что если бак в полете несколько потеряет устойчивость, т.е помнется, ничего страшного не случится. Но газ наддува еще разгружает бак от нагрузок от двигателя и веса выше расположенных баков и отсеков.
А теперь баки.
Нижнее днище бака горючего - керосина.

Толстая труба вваренная в днище - тоннельная труба, по которой окислитель жидкий кислород, из верхнего бака поступает в двигатель. Кольцевые выпуклости - зиги для увеличения устойчивости ( в плане сопромата, а не равновесия:)
За тоннельной трубой видны лепестки заборного устройства магистрали горючего.
В тонкой трубе на переднем плане расположены поплавковые датчики системы СОБИС - системы опорожнения баков и синхронизации. С синхронизацией все более-менее понятно. Топлива во всех боковых блоках первой ступени должно расходоваться синхронно. Если в каком-то баке остается топлива больше чем в других (считаем, что тяга двигателей всех боковых блоков останется одинаковой), то изменится момент инерции ракеты и придется компенсировать это изменение.
Теперь об опорожнение баков окислителя и горючего. Предположим, что расход какого-то компонента, ну допустим горючего, уменьшится по сравнению с расчетным. Соответственно тяга упадет. Система регулирования кажущейся скорости для поднятия тяги к номиналу увеличит расход обоих компонентов. Расход горючего возрастет для расчетного, но расход окислителя станет больше номинального. Он будет в буквальном смысле слова "вылетать в трубу". Можно, конечно, заправить ракету с запасом, но в больших баках этот гарантийный запас топлива будет очень большим. А поднимать лишние сотни килограммов горючего и окислителя неразумно, ведь это уменьшает выводимый полезный груз или дальность (ведь этот запас можно было сжечь в двигателе). Система опорожнения баков "следит" за уровнем компонентов топлива в каждом баке, удерживая его в заданных пределах путем изменения расхода каждого компонента. "Усы" в нижней части трубы нужны чтобы колебания жидкости в баке не влияли на работу поплавковых датчиков.
Верхнее днище бака горючего.

Тоннельная труба крепится к верхнему днищу при помощи сильфона, компенсирующего температурные деформации и угловые перемещения трубы.
За трубой виден заваренный технологический люк-лаз.
На верхнем же днище расположены штуцер наддува и дренажный клапан.
Нижнее днище бака окислителя.

Опять видно заборное устройство и труба СОБИС.
Верхнее днище сфотографировать не удалось - надо было высоко забираться на ракету. Ну может быть в следующий раз. Вот так выглядит боковой блок целиком.
Узел крепления бокового блока к центральному.

Узел расположен на силовом шпангоуте блока А. Через 4 таких узла тяга двигателей боковых блоков передается на центральный блок. На этих же узлах ракета вывешивается на стартовом устройстве. В узлах крепления установлены шаровые опоры. При разделении ступеней сначала разрываются пироболтами нижние узлы крепления. Из-за того, что ось двигателя бокового блока имеет отклонение наружу относительно линии, соединяющей центр масс пустого бокового блока и верхний узел крепления, после выключения двигателя бокового блока и разрыва нижних стяжек, за счет импульса последействия двигателя (потом расскажу что это такое) блок поворачивается наружу относительно верхнего узла. Шаровой замок раскрывается. Тогда же подрываются пироболты, крепящие крышку сопла газохода разделения ступеней (она видна между боковым и центральным блоками под лючком с буквами П.П.), и через сопло выходит газ наддува бака окислителя, тем самым отводя боковой блок от центрального.
Приборный отсек.

Посередине виден толкатель,  отделяющий по возможности без возмущений головную часть в конце активного участка. Головную часть именно этой ракеты, конечно же, правильнее назвать боевой.
Но хотя Р-7 и могла забрасывать термоядерную боевую часть мощностью в несколько мегатонн на межконтинентальную дальность, основой ракетно-ядерного щита она не стала.
Зато в качестве ракеты-носителя для освоения космоса она зарекомендовала себя как нельзя лучше.
Вот, например,что устанавливали на "семерку" вместо БЧ.
Межпланетная станция для изучения Венеры или Марса - 2МВ и блок Л (четвертая ступень ракеты-носителя "Молния"). Для запуска межпланетных станций к Марсу и Венере на блок А устанавливали блок третьей ступени И, а на него блок Л. Вряд ли его можно считать ступенью, т.к. его двигатель имел возможность запуска в невесомости. Впрочем, к особенностям запуска двигателей 2-й и следующих ступеней мы еще вернемся.
Вид сзади на блок Л и двигатель С1-5400.

Про Р-7 на этом все. Не в смысле, что сказать больше нечего, а просто фотографий больше нет.
Но дальше будет еще интереснее.

Comments

[22sobaki.livejournal.com]

Понятно. По поводу последнего довода

сомневаюсь, что двигатели проектировались на многократный запуск

я рассудил, что раз двигатели в первой и второй ступенях почти одинаковые, а вторая ступень работает дольше, то у двигателей первой ступени должен оставаться невыработанный ресурс, который можно использовать.

А что там с Н-1?

[frs-vetlana.livejournal.com]

Вкратце дело было так. На Н-1 ставили двигатели прямо с завода. Естественно были отказы, повлекшие аварии. Потом были спроектированы двигатели, рассчитанные на многократный запуск (ну дважды как минимум). Предполагалось, что они сначала будут проходить огневые приемочные испытания, и только затем устанавливаться на ракету. Но программу уже закрыли...

[22sobaki.livejournal.com]

В чем трудность с многократным запуском? Для пары "кислород-керосин" нужно некое устройство для воспламенения в камере сгорания, которое при первом пуске сгорает нафиг?

[frs-vetlana.livejournal.com]

Трудностей с запуском нет. Есть трудности с обеспечением надежной работы. При работе давление в камере сгорания десятки атмосфер, температура газов за 3500К. Значит давление за насосами и температуры в турбине еще выше. Потом двигатель выключается и остывает и так несколько раз. Не самый лучший режим. Значит проектировать надо чуть по-другому (материалы, размеры и пр.). Плюс к этому диагностика после каждого запуска. Сейчас это не так уж и сложно, поэтому проекты таких двигателей и есть. Ну скажем, тот же Шаттл или боковые блоки Энергии. Тогда это было гораздо сложнее.

[22sobaki.livejournal.com]

Спасибо за ликбез.

[suvorow-.livejournal.com]

Конкретно у семёрочных движков именно так и есть. При подготовке ракеты к старту в сопло каждой камеры (20 основных и 12 рулевых) вставляется деревянная (!) фигня в форме буквы "Т", ножкой в сопло, поперечинкой цепляется за 2 бобышки на срезе сопла. На конце ножки укреплена шашка пиросостава с электрозапалом.

Когда адаптировали "Союз-2" к Южной Америке (космодром Куру), французы заказали доработку движков под химическое зажигание. Наши сделали. Оказалось, это лишние 150 кг на каждый блок. Помимо денег. Французы подумали-подумали, и оставили, как есть. :)

А обычно, если нужно, для воспламенения пары кислород-керосин, используется пусковое горючее - смесь триэтилбора и триэтилалюминия. Эта жидкость самовоспламеняется на воздухе (и в парах кислорода, соответственно). Керосиновый двигатель РД-58М разгонного блока ДМ может включаться, в зависимости от модификаций, 3 или 5 раз (а исходный РД-58 лунного блока Д вообще 7 раз).

[22sobaki.livejournal.com]

Как-то даже приятно, что в русской ракете не обошлось без маленькой, но деревянной детали :))

А в реактивных самолетах электрический поджиг?

[suvorow-.livejournal.com]

В самолётах поджиг обычно электрический, да, но ступенчатый, сам движок заводят от маленького "запальника", поджечь искрой поток горючего в большой камере не удаётся.
Но у SR-71 "Blackbird" тоже химическое зажигание - в его движках использовалось такое тяжёлое горючее (с температурой вспышки выше, чем у обычной солярки), что для его воспламенения тоже приходилось использовать триэтилбор.
На документальных кадрах про этот самолёт хорошо видна зелёная вспышка триэтилбора при запуске двигателей.

Что же до деревянных деталей в Р-7, то их там гораздо больше. Во-первых, перегородки в приборном отсеке Р-7 - фанерные. Во-вторых, те самые воздушные рули - из дельта-древесины, т.е. той же фанеры, но на горячую пропитанной фенол-формальдегидной смолой.

[22sobaki.livejournal.com]

Почему не дюраль? Раз уж боремся за каждый килограмм.

[suvorow-.livejournal.com]

ааа! А кто сказал, что дюралевая обязательно будет легче? ведь фанера и дельта-древесина - композиты, как ни крути!
На самом деле перегородки фанерные потому, что в фанере хорошо поглощаются высокочастотные вибрации :) и не нужно ставить дополнительные виброизоляторы. Ну и, потом, не всегда толщина определяется прочностью, бывают и технологические ограничения.
А воздушные рули потому такие, что алюминиевые сплавы недостаточно термостойки. "Морковки" успевают разогнаться до шести махов, и температура достаточна для полной потери прочности любого алюминиевого сплава. Баки ракеты сложно нагреть, да и обшивка сухих отсеков более-менее охлаждается, но рули выставлены в поток, и им приходится несладко.

[22sobaki.livejournal.com]

Пока фанера сохнет, дюраль сдохнет)

Возвращаясь к количеству - зачем двигателю четыре камеры?

[suvorow-.livejournal.com]

Это всё шуточки Глушко! :)
Ну, на самом деле, в ЖРД есть такая засада - ВЧ колебания. То есть, фактически, камера сгорания работает, как акустический резонатор. И, стоит возникнуть случайному колебанию давления, от него во все стороны идут волны. Те, которые укладываются в камере целое или полуцелое число раз, начинают усиливаться.
Вообще-то, ВЧ встали на дороге двигателистов ещё до войны, и до того, как наши ракетчики увидели камеру двигателя Фау-2, было распространено мнение, что больше 2 тонн с одной камеры не снять.
Вальтер Тиль решил проблему "в лоб" - взял 18 верхних половинок полуторатонных камер и насадил на нижнюю половину одной большой. Маленькие "пупырья" назвали форкамерами. Получилось.
Когда Исаев впервые засунул голову в обломки движка Фау-2, он был поражён в самое сердце, и, когда Болховитинов спросил, что это он там изучает, Исаев ответил - "то, чего не может быть!".
Ну, вот, для того, чтобы ВЧ не возникали, сейчас делают антипульсационные перегородки и акустические полости. Тогда, в середине 50-х, когда делали движки для "семёрки", использовали форсунки с плохим распылением - нарочно. Струя крупных капель из такой форсунки тоже служит преградой для акустической волны.
Но этот метод недостаточно эффективен, и "стотонник" (а на самом деле - 70-тонник) с одной камерой был неподъёмен. Вот Глушко и распилил камеру на 4 поменьше.
Сейчас теория внутрикамерных процессов продвинулась куда дальше, поэтому в РД-170 с одной камеры снимают почти 176 тонн.
Но рекорд F-1 остался непобитым - 680 тонн тяги (полтора миллиона фунтов) на номинале и 704 на форсированном режиме. С одной камеры. В 1967 году.
РД-170 остаётся утешаться тем, что он на 10% экономичнее. Что для ЖРД существенно.

[tolerast (from livejournal.com)]

Сам окончил бауманку, бывал много раз в Орево, и имею отношение к космонавтике. Но перед такими людьми преклоняюсь. Офигеть, сколько Вы знаете)) Качество понимания впечатляет. Респект)

[suvorow-.livejournal.com]

Я очень люблю ракеты :)
Вообще-то, я окончил не МВТУ, а МФТИ. И, вообще-то, ракету 8К84 изучал на военной кафедре, а по основному образованию - разработчик РЭА, А ракеты - это хобби, точнее, одно из.
Так что, спасибо за комплимент! :)

[tolerast (from livejournal.com)]

Я тоже разработчик РЭА, не столько по образованию (приборист-робототехник), сколько по работе. Мы коллеги)

[suvorow-.livejournal.com]

Нет, невыработанного ресурса не остаётся. Двигатели первой ступени имеют несколько большую тягу, за счёт увеличенного давления в камере (и сниженного, за счёт этого, ресурса).
Многие двигатели - принципиально одноразовые, потому что не имеют запаса прочности и работают в области пластических деформаций. Т.е. некоторые размеры "уходят". Это видно на соплах - до работы они гофрированные только снаружи, а после - ещё и изнутри :)
Кроме номинального давления и разного количества рулевых камер, двигатели первой и второй ступени отличаются ещё и элементами автоматики, способом регулировки тяги, и ещё кое-какими "мелочами".
Кстати, в отличие от первых двигателей для Н-1, называвшихся НК-15 (вторая модификация, которая сейчас полетела на ракетах "Антарес" и "Союз-2-1в", называется НК-33), и, действительно, не прожигавшихся на заводе, РД-107/108 имеют 20-секундный "запас" на огневое испытание.
Надо ещё отличать многоразовые двигатели однократного запуска (т.е. подобные НК-33), которые за полёт можно включить лишь 1 раз, но, если спасти, то потом ещё раз отправить в полёт, и двигатели многократного запуска (т.е. те, что ставят на разгонные блоки, им приходится включаться и выключаться несколько раз за полёт). Последние, при этом, могут быть и одноразовыми, расходовать свой ресурс в час работы за одну заправку разгонного блока (но в несколько включений).

[frs-vetlana.livejournal.com]

О, спасибо! Совсем из головы вылетело слово "многоразовые". Конечно, так точнее будет.
А двигатели многократного запуска разгонных блоков - это вообще отдельная интересная тема.

[22sobaki.livejournal.com]

Понял.
Зачем, к слову, на каждом боковом блоке ДВА рулевых двигателя? По смыслу вроде достаточно одного.

[suvorow-.livejournal.com]

;) Чтобы отклонять их на меньший угол. Чем меньше угол отклонения рулевой камеры - тем меньше потеря тяги (тяга вдоль оси пропорциональна косинусу угла отклонения, т.е., для малых углов, единица минус квадрат угла отклонения). Поэтому на более поздних и "продвинутых" ракетах отклоняют камеру целиком, нет отдельных рулевых камер.
Там для того же - уменьшения угла отклонения - ещё и воздушные рули стоят. Хотя они, вообще говоря, чистый архаизм. Они были актуальны у тех ракет, где управление было газоструйными рулями, как у Фау-2, там потери тяги были, в процентах, куда больше, и даже при нулевом угле отклонения рулей, и воздушные рули позволяли уменьшить размер газоструйных (и сэкономить куда больше потерь).

[22sobaki.livejournal.com]

Как раз про воздушные рули хотел спросить. Теперь понятно - пароход с парусами.

[frs-vetlana.livejournal.com]

Думается мне, что дело не только в углах отклонения. Рулевые камеры отклоняются аж на 45 градусов. Но, если мне не изменяет память, они дают примерно 20% общей тяги. При выключении РД-107, он переводится на ступень промежуточная 1 и выключаются рулевые камеры, а потом уже основные. Таким образом уменьшается импульс последействия. Была бы одна камера с тягой в 0,1 общей тяги - был бы больше импульс последействия. Была бы одна камера с тягой 0.2 общей тяги - пропала бы унификация с двигателем РД-108.

[suvorow-.livejournal.com]

Импульс последействия не важен для первой ступени, если есть вторая. Там важно лишь чистое разделение - чтобы отсечка всех четырёх боковушек прошла синхронно. Но для синхронизации этого процесса используется ещё и подрыв нижних связей пакета.
Тяга одной рулевой камеры у земли 3,25 тонны, а основной - 16,8 тонны. Таким образом, это у РД-108 они дают 20% тяги, а у РД-107 - только 10%. Но суммарная тяга РД-107 всё равно больше, т.к. у него больше давление в основных камерах.
Для уменьшения импульса последействия введена конечная ступень на РД-108, когда несколько секунд ракета, наоборот, летит на одних рулевых камерах.
У некоторых модификаций РД-108 (на память, правда, не скажу, у каких) этой конечной ступени нет - на трёх- и четырёхступенчатой ракете это тоже не очень нужно.

[frs-vetlana.livejournal.com]

Мне кажется, что импульс последействия для жидкостных ракет все-таки важен на всех ступенях. Потому что если при достижении расчетной скорости произойдет выключение двигателя, а ступень за счет этого импульса чуть-чуть добавит - будет не очень хорошо. Для уменьшения действия импульса даже на первых ступенях ставят РДТТ обратной тяги.
А вот для твердотопливных ракет, которые летят не по жесткой траектории, а по "трубке" траекторий, не важно, как отработают все ступени, кроме последней. В общем-то они и работают "на пронос". А последняя ступень выключается по функционалу.

[suvorow-.livejournal.com]

Даже если у нас ракета с жёстким законом управления, точное значение кажущейся скорости, на которой произошло разделение, на точность не повлияет. РДТТ обратной тяги ставили для того, чтобы отработавшая ступень не догнала и не стукнула следующую. Но они важны для холодного разделения, даже при полугорячем, когда у верхней ступени запускаются только рулевики, обычно импульс последействия недостаточен, чтоб догнать верхнюю ступень. Промежуточная ступень тяги перед отсечкой у РД-107 - это, в основном, чтобы уменьшить гидроудар при отсечке, и избежать разрушения трубопроводов.
Кстати, использовать терминальное наведение на жидкостных ракетах ничто не мешает, и уже 15А30 летела не по жёсткой траектории.