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.
Первая ступень - блок А
Ко времени проектирования ракеты-носителя "Зенит" в 1974 г. КБ "Южное" было поставлено условие - возможность использования первой ступени в качестве блоков из четырех ускорителей как первой ступени тяжелой ракеты, которая к тому времени рождалась в проектах НПО "Энергия". Энтузиазма эта унификация у днепропетровских специалистов тогда не вызвала. В памяти стояла "царь-ракета" Н-1. Не верилось в основательность этого направления. Но условие, которое исходило от руководства отрасли и верхнего уровня оказалось решающим.
В середине 1975 г. в КБ "Южное" прилетел В.П.Глушко с большой группой специалистов-проектантов договариваться о форме взаимодействия и степени преемственности первой ступени "Зенит" для "Энергии". Правда, тогда этих наименований еще не было. Наша ракета имела индекс МО 11К77, а носитель В.П.Глушко - 11К52 ("Буран").
Конструкторы и наши проектанты настаивали на четком понимании - делается для 11К52 только то, что может быть применено без изменения, а все, что меняется, делается в НПО "Энергия". Генеральный конструктор КБ "Южное" и Генеральный конструктор НПО "Энергия" поручили совместной группе конструкторов провести эту демаркационную линию и выработать положение о совместных работах. Если бы я знал, что через семь лет буду отвечать за разработку ракеты-носителя "Энергия" в качестве Главного конструктора этой ракеты, то тогда я как главный конструктор КБ-2 конструкторского бюро "Южное" представлял бы на утверждение Генеральным конструкторам не ту схему разделения и положения, которые утвердили, а совершенно другие предложения, избавившись от наших настроений того времени. Я бы тогда предлагал разработку всего блока А взять конструкторскому бюро "Южное". Но в то время родилось понятие модульной части, которая и стала как бы конструкцией, общей для "Зенита" и "Энергии".
Модульная часть первой ступени ракет-носителей "Зенит" и "Энергия" представляет собой классическую ракетную конструкцию. Передний (верхний) бак - бак окислителя - изготовлен из алюминиево-магниевого сплава. Верхнее и нижнее днища гладкостенной конструкции с небольшими химфрезерованными островками. Обечайки ячеистой конструкции типа "вафли". Внутри бака, в его нижнем поясе, крепятся шаро-баллоны для гелия. Нижний бак - бак горючего. Переднее днище - вогнутое эквидистантно конструкции нижнего днища бака окислителя. Нижнее днище - сложной формы. Обечайки бака из "вафельного" полотна. Бак пронизывает по оси тоннельная труба с трубой подачи кислорода к двигателю. На входе в двигатель расположен демпфер гашения продольных колебаний (Родо). Оба бака имеют предельно закрепленные полотна гашения колебаний жидкости в баке. На передней раме крепится двигатель и рулевые агрегаты. Основные отличия модульного блока А "Энергия" от модуля первой ступени "Зенита" сводились к различным в толщине обечайкам баков, а также к различиям в схеме и органах управления двигателем. Блок А в связи с несимметричной нагрузкой, приходящей от точки его бокового крепления в силовой схеме ракеты, вынужден работать на изгибающую нагрузку.
Двигатель РД-170 одинаковой конструкции имеет разные варианты качения и органов управления отклонением камер. Камеры сгорания при управлении ракетой в составе блока А ракеты "Энергия" качаются в радиальных плоскостях, проходящих через продольную ось двигателя, через центр. Такая схема управления более эффективна в структуре пакета ракеты "Энергия", но требует более мощных рулевых машин, которые преодолевают нагрузку, создаваемую набегающим аэродинамическим потоком на выступающую часть сопла камеры сгорания за параметр внешнего обвода блока при ее отклонении в радиальном направлении. Камеры сгорания двигателя РД-170 первой ступени "Зенита" отклоняются при управлении в тангенциальной плоскости качения. Сопла камер не выходят в обтекающий ступень аэродинамический поток и не испытывают его нагрузки. Рулевые машины существенно менее мощны. Эффективность управления такого варианта достаточна для ракеты "Зенит".
Остальные системы и конструкции, в том числе агрегаты пневмогидравлической системы (ПГС) обеспечения питания топливом и сама двигательная установка (ДУ), унифицированы. Даже при разной силовой схеме модулей блока А и первой ступени приняты единые размеры и закладные детали, под которыми понимаются заготовки шпангоутов, фланцев и других элементов баков и корпуса.
Каждый двигатель модуля после изготовления и полного цикла контроля проходит автономные контрольные технологические испытания, которые проводятся на огневом стенде завода-изготовителя с запуском двигателя по полной полетной программе или несколько ускоренной. После огневых стендовых испытаний двигатель может претерпевать переборку. Это значит, что для того, чтобы убедиться в сохранении качества конструкции после огневых испытаний, производится частичная разборка отдельных агрегатов. После полной сборки, при стыковке двигателя и органов управления, контроля после каждой технологической операции производятся так называемые "холодные" технологические испытания модуля, которые по своему объему и последовательности соответствуют всем операциям, выполняемым модулем в полете. При этих испытаниях функционируют практически все системы модуля, но без компонентов топлива и огневого запуска двигателя. Модуль после проведения "холодных" технологических испытаний и заключительных операций по подготовке к транспортировке готов к использованию по назначению.
Модульная часть проектировалась с учетом обеспечения возможности транспортировки грунтовыми, железнодорожными, водными и воздушными средствами передвижения. Это связано с особенностью географического расположения завода-изготовителя (г. Днепропетровск, Украина), испытательного полигона - космодрома (Байконур, Казахстан) и стендовой базы для проведения огневых испытаний модуля (г. Загорск, Подмосковье). Модуль позволяет транспортировку по железной дороге не менее 15 тыс. км, по шоссейной дороге со скоростью не выше 60 км/ч - 2 тыс. км, по грунтовой дороге со специальным сопровождением - до 500 км. Транспортировка водным и воздушным транспортом возможна без ограничений, но оцениваются конкретные условия полета и типа самолета и конкретных характеристик водных средств транспортировки. Перед транспортировкой на хвостовую и носовую часть модуля крепится так называемое съемное оборудование. Для передней части это цилиндрический отсек с небольшой конусностью, с крышкой и рамой для крепления "таблеток" - плоских цилиндрических емкостей, сообщенных трубопроводом с баковой системой. Это дыхательные, разделительные устройства, которые компенсируют суточный перепад давления с изменением температуры окружающей среды. Водопоглащающие компоненты типа селикагель поддерживают влажность внутри бака на допустимом уровне. На хвостовой части также крепится цилиндрический отсек с переходом на третьей части его длины от заднего торца в слабоконусный. Этот отсек предохраняет двигатель от повреждений при транспортировке модуля.
Заниженный относительно общего диаметра модуля диаметр съемного хвостового отсека, конусная законцовка и конусный передний отсек - это следствие ограничений по габаритам модуля при транспортировке по железной дороге. Такая общая конфигурация типа веретена позволяет осуществлять безопасные движения состава поезда с модулями по железной дороге, особенно на поворотах по пути следования. Полетный, штатный хвостовой отсек не вписывается в установленные железной дорогой ограничения, поэтому он устанавливается по прибытию модуля на сборочную площадку космодрома. Перевозка осуществляется на специально разработанных транспортных секциях с амортизацией для железной дороги, тележках с рессорами для грунтовых и шоссейных дорог, рамах с соответствующими креплениями к борту самолета или к борту водных средств. Любая транспортировка осуществляется с закреплением модуля в двух поясах, соответствующих силовому шпангоуту нижнего торца бака горючего и промежуточному шпангоуту бака окислителя. При авиационной транспортировке модуля не внутри фюзеляжа самолета, а на фюзеляже модуль крепится на узлы, подготовленные на самолете, как это сделано для транспортировки центрального блока ракеты-носителя "Энергия". В этом случае применяются соответствующие переходные опоры, и хвостовой отсек закрывается обтекателем, а носовой - стекателем.
Общие требования к проведению огневых стендовых испытаний ракетного модуля, как ступени космического носителя, сводятся к необходимости воспроизведения на Земле близких к реальным условий полета ступени в составе ракеты. Это дает возможность выходить на летные испытания ракеты с уверенностью, что системы, входящие в состав ракетной ступени, функционируют в режиме комплексного взаимодействия в расчетном диапазоне и не создают аномалий в интегральных процессах. Полного соответствия стендовых условий реальным летным, естественно, не может быть, хотя бы потому, что в течение работы ступени при полете меняются характеристики атмосферы, внешнего давления, действующих перегрузок и другие факторы, которые воспроизвести в стендовых условиях достаточно сложно.
Наряду с этим действуют требования обеспечения необходимого уровня безопасности при проведении огневых испытаний ступеней. Огневым стендовым испытаниям блока А предшествовали испытания первой ступени ракеты "Зенит". Испытания производились на стенде ╧2 НИИХиммаша в Загорске (Сергиев Посад теперь). Этот стенд был построен в свое время для проведения огневых испытаний ступеней ракеты "Восток" и имеет все необходимые системы, обеспечивающие подготовку и проведение огневого пуска. На этом стенде проводилось много работ со ступенями ракет различные классов. На 50 стендах института проведена наземная отработка практически всех космических комплексов, разрабатывавшихся в Советском Союзе. Среди них ракеты-носители "Восток", "Союз", "Протон", "Зенит" и "Энергия", орбитальные станции "Салют" и "Мир". Стендовая база за это время обросла кольцом жилых массивов, разросшихся по периферии, что обостряет необходимость обеспечения гарантированной высокой степени безопасности при проведении огневых стендовых испытаний ступеней.
Все эти условия предопределили облик конструкции модуля блока А, предназначенного для огневых стендовых испытаний. С одной стороны, ступень должна соответствовать штатной, летной структуре, а с другой - изменяться в угоду стендовым условиям. С целью имитации полетных перегрузок давление наддува в подушках баков меняется от штатного стартового до давления с добавкой на имитацию осевых полетных перегрузок, что создает на входе в двигатель давление не ниже полетного - по программе полета. Увеличение давления в баках стендового блока по сравнению с баками штатного блока ведет к переупрочнению силовой схемы ступени. Стендовый модуль имеет утолщенные обечайки, днища и другие элементы конструкции. Увеличенная прочность ступени согласуется с требованиями безопасности. Для повышения безопасности стендовый модуль на нижнем днище бака горючего имеет бронезащиту, выполненную из секций профилированных стальных плит, которые образуют преграду возможным пожарам или разрушениям двигателя с целью предохранить от более тяжелых аварийных ситуаций баковых систем. Создана определенная защита компонентов, находящихся в баке от воздействия пламени и осколков.
Впервые достаточно полное описание блока было опубликовано в конце 1991 г. в рамках отчета по результатам исследований возможности использования модифицированных блоков А в составе ракеты-носителя "Ариан-5". Последующее изложение по сути совпадает с этими материалами.
Электрические и пневмогидравлические связи блока с наземным оборудованием, разделяемые при старте ракеты, располагаются в двух поясах:
- на нижнем торце хвостового отсека - связь со стартовым устройством;
- на боковой поверхности носовой части - связь с заправочно-дренажной башней стартового комплекса.
Силовая связь ракеты со стартовым устройством осуществляется по торцам блоков А.
Каждый блок автономен по отношению к другим блокам ракеты, только с центральным блоком он имеет электрическую связь, расположенную в районе верхнего узла силовой связи и разрываемую при их отделении.
Для отделения блоков от центрального блока после выработки их топлива и выключения маршевых двигателей используются ракетные двигатели твердого топлива, расположенные на наружной поверхности каждого блока под обтекателями в двух поясах - на носовой части и в хвостовом отсеке.
В процессе предстартовой подготовки производится термостатирование среды в отсеках и под обтекателями блоков А путем подачи от наземных систем воздуха нужной температуры. Подвод воздуха производится в двух местах к торцу хвостового отсека (от пускового устройства) и к носовой части от заправочно-дренажной башни. Для уменьшения температуры конструкций в условиях воздействия солнечной радиации при стоянке ракеты на стартовом комплексе корпуса блоков окрашены белой эмалью -отношение коэффициента поглощения к степени черноты не менее 0,7.
В полете тепловой режим элементов конструкции и приборов обеспечивается пассивными средствами. Для этого в отдельных местах на корпус наносятся покрытия из теплоизоляционных материалов. Для наружных покрытий используется композиционный материал на основе кремнеземной ткани, для внутренних покрытий - легкие пенопласты.
Носовая часть блока А служит для передачи усилий на центральный блок через шарнирную опору верхнего узла связи, обеспечения равномерного распределения усилий на стыке с баком окислителя и плавного аэродинамического обтекания в верхней части блока. Верхний конус носовой части выполнен из титанового сплава, имеет сварную конструкцию. В вершине верхнего конуса имеется гнездо, в которое ввинчивается шаровая опора силовой связи с центральным блоком.
Переходный и приборно-агрегатный отсеки выполнены из алюминиевых сплавов и представляют собой оболочку в виде обшивки, подкрепленную продольно-поперечным силовым набором. Отсеки имеют наружное теплозащитное покрытие, а цилиндрическая часть приборно-агрегатного отсека - еще и внутреннюю изоляцию.
Корпус носовой части, также как и межбакового и хвостового отсеков, имеет негерметичное пылевлагозащитное исполнение.
На наружной поверхности носовой части установлены твердотопливные двигатели разделения, электрические и пневматические разъемные соединения для связи со стартом, технологические платы бортовой кабельной сети и узлы верхнего пояса силовой связи с соседним блоком А в параблок.
Внутри носовой части, главным образом на цилиндрической части приборно-агрегатного отсека, расположена основная часть приборов системы управления, системы измерений и других электрических систем.
Предусмотрены три люка обслуживания. Кислородный бак с полезным объемом 208 м3 и керосиновый бак с полезным объемом 106 м3 имеют сварные конструкции и выполнены из алюминиевого сплава. Цилиндрические оболочки баков изготовлены из плит толщиной 30 мм, в которых механическим фрезерованием образованы продольные и поперечные ребра.
Бак окислителя имеет выпуклые днища в виде сферического сегмента, днища бака горючего - выпукло-вогнутой формы. В местах соединения днищ с цилиндрической обечайкой вварены подкрепляющие шпангоуты. К шпангоуту нижнего днища бака горючего с помощью рамы крепится маршевый двигатель.
Обечайка межбакового отсека, как и обечайки баков, имеет "вафельную" конструкцию и приварена к подкрепляющему шпангоуту нижнего днища бака окислителя. В межбаковом отсеке размещаются агрегаты пневмогидросистемы и отдельные приборы системы измерений.
В нижней части бака горючего вварен шпангоут для восприятия сосредоточенных усилий от элементов нижнего пояса связей параблока с центральным блоком и блоков А в параблок. На этом шпангоуте имеются две группы крепежных отверстий для установки межблочных связей, позволяющие использовать блок А на любом месте в пакете.
На верхних днищах баков снаружи установлены дренажные и предохранительные клапаны, изнутри - кольцевые распылители для подачи газа наддува. На нижних днищах расположены заборные устройства и разделительные клапаны расходных трубопроводов. Все пневматические и гидравлические магистрали и кабели выводятся из баков через их днища. Расходный трубопровод окислителя проходит по оси бака горючего внутри вваренной в бак горючего специальной тоннельной трубы. Снаружи расходный трубопровод покрыт теплоизоляцией. Заправочно-сливной клапан горючего расположен на нижнем днище бака, а заправочно-сливной клапан окислителя - в нижней части расходного трубопровода. Непосредственно перед входом в двигатель в расходном трубопроводе окислителя установлен газожидкостной демпфер. В нижней части бака окислителя установлены баллоны системы наддува баков.
Внутри баков на штангах, расположенных параллельно продольной оси, установлены датчики контроля уровня топлива при заправке и при опорожнении во время полета. Датчики уровня заправки совместно с наземной аппаратурой образуют систему контроля заправки.
Вдоль обечаек баков установлено по 6 ребер, демпфирующих колебания жидкости в баках. Снаружи вдоль баков проложено несколько трубопроводов небольшого диаметра (для циркуляции окислителя, зарядки баллонов, наддува баков окислителя, управляющего давления) и проходят трассы бортовой кабельной сети.
Цилиндрические обечайки баков не имеют теплозащитного покрытия. Днища, кроме нижнего днища бака горючего, покрыты слоем теплоизоляции.
Хвостовой отсек служит силовой конструкцией для опирания блока А на стартовое устройство, а также для создания вместе с донным экраном замкнутого пространства вокруг двигателя. Материалом для оболочки хвостового отсека, выполненной в виде обшивки с продольно-поперечным силовым набором, служит алюминиевый сплав. На наружной поверхности хвостового отсека расположены твердотопливные двигатели отделения блока, небольшая часть приборов системы управления и системы измерения, трубопроводы пневмогидросистемы, связывающие через разъемные соединения блок А со стартовым устройством. В нижней части хвостового отсека и на торцевом шпангоуте имеются силовые элементы, воспринимающие усилия от замков крепления блока к стартовому устройству. Там же расположены электрические и пневмогидравлические разъемные соединения. Наружная поверхность хвостового отсека имеет теплозащитное покрытие из того же материала, который используется на переходном и приборно-агрегатном отсеках. В донной части используется теплозащита из асботекстолита. Внутри хвостового отсека закомпонован двигатель РД-170, элементы, обеспечивающие подачу жидкости к системе рулевых приводов, элементы пожаро-взрывопредупреждения, заправочно-сливные трубопроводы. Для доступа внутрь хвостового отсека на его корпусе имеется 12 люков.
Система рулевых приводов предназначена для отклонения камер двигателя. В ее состав входят 8 гидравлических приводов, трубопроводы и арматура, обеспечивающие подачу жидкости высокого давления. Питание рулевых приводов производится за счет отбора керосина после насоса двигателя с последующим сливом его в расходную магистраль.
Приводы автоматики двигателя также гидравлического типа и также питаются горючим, отбираемым после насоса двигателя. Средства пожаро-взрывопредупреждения содержат датчики (газоанализаторы и пожарные извещатели) и систему распределения газа в хвостовом отсеке. Средства пожаро-взрывопредупреждения при подготовке ракеты контролируют состав среды в хвостовом отсеке и обеспечивают продувку хвостового отсека газом в двух режимах:
- вялой продувки при безаварийной работе блока;
- интенсивной продувки при повышении содержания кислорода в хвостовом отсеке и признаках пожара.
В состав блока также входят система управления, система измерений, средства аварийной защиты двигателя, датчики процесса подготовки и средств радиоконтроля траектории.
Комплекс автономного управления носителя "Энергии" построен таким образом, что аппаратура системы управления блоков А, помимо выполнения собственных функций, используется и для обмена командами с аппаратурой комплекса автономного управления, установленной на блоке Ц и стартовом комплексе.
В состав системы управления блоков А входит цифровой вычислительный комплекс с устройством ввода-вывода, комплекс приборов для управления исполнительными органами, коммутационно-распределительная аппаратура, уровнемерный тракт, используемый для управления расходом топлива из баков. В состав системы управления входит также система электропитания на основе аккумуляторных батарей.
В состав системы измерения входят датчики и первичные преобразователи, коммутаторы, кабели, радиопередающие средства, автономное записывающее устройство. Корпус записывающего устройства защищает носитель информации от механических и тепловых воздействий при падении блока А на землю.
Два блока А из четырех, входящих в состав первой ступени ракеты "Энергия", оснащены радиомаяками для контроля траектории полета при его снижении после отделения.
Средства аварийной защиты двигателя, установленные на блоках, включают датчики, контролирующие работу двигателя, и блоки преобразования и фильтрации информации с датчиков, связанные с цифровым вычислительным комплексом средств аварийной защиты, размещенным на центральном блоке.
Датчики процесса подготовки ракеты совместно с наземной аппаратурой образуют систему централизованного контроля подготовки пуска. Информация с этих датчиков о температуре конструкции и компонентов и о давлении в системах выведена на пульты операторов, контролирующих процесс подготовки ракеты-носителя к пуску.
Баки блока А и двигатель связаны пневмогидравлической системой подачи компонентов топлива, включающей следующие основные подсистемы:
- питания двигателя компонентами топлива;
- заправки компонентов и газов;
- поддержания избыточного давления в баках при подготовке блока к пуску;
- наддува баков перед стартом и в полете;
- обеспечение работы демпфера в магистрали питания двигателя окислителем;
- управляющего давления для арматуры блока и двигателя;
- продувки полостей двигателя перед запуском и после выключения. Двигатель РД-170 связан с пневмогидросистемами подачи компонентов топлива по основным магистралям:
- подачи компонентов топлива;
- подачи управляющего давления к арматуре двигателя;
- продувки полостей двигателя перед стартом;
- подачи газа наддува к теплообменнику;
- циркуляции окислителя.
Магистрали питания двигателя компонентами топлива имеют разделительные клапаны, а в линии окислителя также фильтр и демпфер. Разделительный клапан в линии окислителя нормально открыт и закрывается только при аварийном выключении двигателя. Разделительный клапан в линии горючего нормально закрыт и открывается в процессе заправки бака горючего. Перед открытием этого клапана полости двигателя (за клапаном) вакуумируются с помощью эжектора, входящего в состав двигателя. В магистралях заправки компонентов топлива установлены управляемые заправочно-сливные клапаны, а в линии окислителя имеется также фильтр.
Для дренирования баков окислителя и горючего используются дренажные и предохранительные клапаны. Для предохранения дренажных устройств от обледенения они до старта обдуваются нейтральным газом.
Избыточное давление в баках при подготовке ракеты к пуску поддерживается путем их наддува газами от наземных систем. Включение и выключение подачи газов производится установленными на борту клапанами с использованием информации от сигнализаторов давления, настроенных на требуемые уровни давления. Для обеспечения наддува баков в полете используется гелий, хранящийся в баллонах, размещенных в нижней части бака окислителя и погруженных в жидкий кислород. Подача газа наддува в бак горючего производится непосредственно из этих баллонов через дроссельные шайбы. Гелий для наддува бака окислителя подогревается в теплообменнике двигателя и через дроссельные шайбы подается в бак. Для контроля давления в баках используются сигнализаторы давления.
Установлен демпфер в линии подачи окислителя для ограничения амплитуды и частоты пульсации давления на входе в двигатель.
Для управления автоматикой блока и двигателя используется гелий, который хранится в двух баллонных батареях (одна из них - в составе двигателя).
Продувка полостей двигателя перед запуском производится от наземных систем, а после его выключения - из баллонов, входящих в состав двигателя.
Каждый блок А опирается на стартовое устройство по четырем опорным площадкам, расположенным на торце хвостового отсека по плоскостям блока. Непосредственная силовая связь блока со стартовым устройством обеспечивается с помощью пневмо-замков и шпилек, закрепленных на стартовом устройстве. Замки воспринимают продольные силы при стоянке незаправленной ракеты-носителя, шпильки - поперечные. Шпильки являются также направляющими на начальном этапе движения ракеты-носителя при старте.
Пневмогидравлические и электрические связи блока А с наземным оборудованием при стоянке ракеты-носителя на стартовом комплексе осуществляется через разъемные соединения. Расстыковка этих соединений производится незадолго до старта или непосредственно при старте.
Блок А с наземным оборудованием связан с помощью 12 разъемных соединений (8 - для подачи жидкости и газов, 4 - электрические связи).
Замки силовых связей блоков со стартовым устройством раскрываются после заправки блоков компонентами топлива подачей на них давления сжатого газа.
Все соединения, расположенные на торце хвостового отсека, расстыковываются при начале движения ракеты. Расстыковка пневмо- и электросоединений блоков А с заправочно-дренажной мачтой производится по командам, подаваемым как со стороны блоков, так и со стороны старта. Команды на расстыковку соединений на мачту подаются в следующей последовательности:
- за 2100 с до команды "Главная" (переход двигателей блоков А на основной режим) подается газ в пневмоцилиндры механизмов отделения разъемных соединений;
- за 52 с до команды "Главная" подается напряжение на электропневмоклапаны магистралей подачи газа к замкам соединений;
- через 1,3 с после этого происходит полная расстыковка соединений.
За 46,2 с до команды "Главная" подается команда на отвод площадки ЗДМ. Если по каким-либо причинам отвод площадки не начинается, через 4,2 с выдается команда на аварийное прекращение подготовки пуска.
Особенность схемы связей блоков А с блоком Ц состоит в том, что отделение блоков первой ступени от второй ступени осуществляется параблоками. При такой схеме легче обеспечивается несоударение блоков А и орбитального корабля "Буран". Под параблоком подразумевается связка из двух боковых блоков. Соединение блоков А в параблок обеспечивается двумя поясами связей.
Верхний пояс связей параблока представляет собой систему тяг, которая воспринимает как продольные, так и поперечные усилия. В процессе полета ракеты на участке первой ступени эта связь не зафиксирована и не препятствует перемещению блоков А. Фиксация тяг производится непосредственно перед отделением параблока от блока Ц.
Крепление параблоков к блоку Ц также осуществляется в двух поясах. Верхний пояс воспринимает как продольные, так и поперечные усилия. Конструктивно этот пояс состоит из четырех узлов, в основе которых лежит сферический шарнир. Узлы устанавливаются в верхних точках силовых конусов блоков А и соединяются с ответными частями, установленными на межбаковом отсеке блока Ц. Разделение узлов осуществляется с помощью пиротехнических средств. Нижний пояс связей параблока с центральным блоком воспринимает только поперечные усилия и крутящий момент. Он расположен на том же уровне, что и нижний пояс связей блоков А в параблок и также представляет собой систему из двух тяг и соединения типа "зуб". Отделение параблоков от блока Ц в нижнем поясе связей осуществляется пиротехническими устройствами.
Электрические цепи блока А связаны с блоком Ц через одно электрическое разъемное соединение, расположенное на верхнем конусе в районе узла связи. Соединение имеет 408 контактов. Направление действия сил при расстыковке примерно параллельно оси блока.
Увод параблоков и сообщение им скорости отделения в радиальном направлении от второй ступени обеспечивается специальными твердотопливными двигателями отделения. Количество, направление вектора тяги двигателей и время их запуска выбрано с учетом обеспечения требований по допустимым тепловым, газодинамическим и эрозионным воздействиям их струй на элементы конструкции второй ступени.
Двигатели отделения, устанавливаемые в районе хвостового и приборно-агрегатного отсеков, составляют группу А, а двигатели отделения, устанавливаемые на конусе блоков 10А и 40А - группу Б.
Процесс отделения параблоков от второй ступени начинается с момента формирования в комплексе автономного управления признака "отделение", который является началом отсчета циклограммы разделения. Признак "отделение" формируется при выдаче команды на выключение двигательной установки блока А и при времени достижения заданного скоростного напора. Через интервал времени около двух секунд, необходимый для спада тяги в блоках до заданной величины, комплекс автономного управления выдает команду на срабатывание пиросредств в верхних межблочных связях для образования параблоков как единого жесткого тела. Через 0,1 с комплекс автономного управления выдает серию команд:
- на срабатывание пиросредств в верхних узлах связи;
- на срабатывание пиросредств в нижних узлах связи;
- на задействование приборов в блоках А, формирующих команды на запуск двигателей отделения.
Комплекс автономного управления сразу же выдает команду на запуск двигателей группы А, а через 0,4 с - команду на запуск двигателей отделения группы Б.
Расстыковка электрической связи происходит в момент отделения блоков А от блока Ц. Замок связи раскрывается ходом блока А.
При подготовке блока А к пуску и при запуске двигателя управление блоком А осуществляется по двум каналам:
- автоматизированной системой управления стартовым комплексом;
- комплексом автономного управления ракеты.
Управление блоком в полете производится только от комплекса автономного управления.
Управление от автоматизированной системы управления стартовым комплексом осуществляется подачей или снятием напряжения с соответствующего клапана. Информация, принимаемая автоматизированной системой управления стартовым комплексом с блока А и используемая для управления, передается в виде релейных сигналов о состоянии соответствующих концевых контактов и контактов сигнализаторов давления. Команды на электро-пневмоклапаны блока выдаются по дублированным двухпроводным линиям. Передача информации с концевых контактов сигнализаторов давления осуществляется по троированным двухпроводным линиям. Кроме того, при управлении подготовкой блоков А к пуску используется информация об уровне заправки, получаемая от датчиков уровня системы контроля заправки. Данные, получаемые по каналам системы централизованного контроля подготовки пуска, при безаварийной работе в процессе управления подготовкой блока не участвуют. Исключение составляет только температура горючего в баках, которая из системы централизованного контроля подготовки пуска вводится в наземную аппаратуру комплекса автономного управления и используется для начальной настройки двигателя.
Аппаратура системы управления блоков взаимодействует с аппаратурой блока Ц и наземной аппаратурой по цифровым и релейным каналам связи.
По каналу M1 из блока Ц в блок А передается:
- команда синхронизации цифровых вычислительных комплексов блоков А и Ц, команды на образование магистралей питания в цепях пироэлементов;
- команда "Подготовка двигательной установки" (подается за 600 с до запуска двигателя, с этого момента все операции по заправке топливом и газами проходят в автоматическом режиме, по этой же команде начинается отсчет времени для операции по запуску двигателя);
- команда "Контакт подъема" (формируется при подъеме ракеты на высоту 15 мм);
- сигнал о подъеме ракеты на высоту 200 м - используется при формировании логики работы в нештатных ситуациях;
- команды на выключение двигателя, на начало отделения параблоков, коды времени, соответствующие моментам формирования;
- команды "Контакт подъема", начала перевода двигателя на режим конечной ступени тяги, начала отделения параблоков;
- команды на аварийное прекращение подготовки к пуску, на аварийное выключение двигателя:, команды, обеспечивающие контроль работоспособности канала связи. По каналу М2 из блока Ц в блок А передаются: семизарядные коды управления на каждый из восьми рулевых приводов, семизарядные коды управления приводами системы регулирования двигателя (4 привода), они используются для регулирования тяги и соотношения расходов компонентов через двигатель;
- команды на автоматику двигателя, обеспечивающую выключение двигателя. Из блока А в блок Ц по каналу М2 передаются:
- семизарядные сигналы с датчиков положения штоков рулевых приводов;
- сигналы с контактных групп исходного и конечного положений приводов системы регулирования двигателя;
- сигналы с датчиков системы управления расходом топлива. По каналу связи машин от наземной аппаратуры комплекса автономного управления передаются в блок А данные на пуск и служебная информация, обеспечивающая повышенную достоверность ввода. Ввод данных на пуск осуществляется за 20 минута до запуска двигателя.
Обмен информацией между наземной аппаратурой комплекса автономного управления и блоком А по технологическому каналу связи обеспечивает:
- контроль теста включения аппаратуры;
- контроль стыковки приборов;
- приведение в исходное состояние приборов силовой коммуникации;
- приведение в исходное состояние автоматики пиросредств;
- включение аппаратуры системы измерений;
- включение цифрового вычислительного комплекса;
- включение приборов радиоконтроля траектории.
По релейному каналу связи передаются команды, обеспечивающие приведение в исходное состояние схемы образования шин питания пиросредств и элементов пневмо-автоматики, управляемых совместно с автоматизированной системой управления стартовым комплексом и наземной аппаратурой комплекса автономного управления. По этому же каналу, при необходимости, передается сигнал на аварийное прекращение подготовки.
Для обеспечения функционирования блоков А в составе ракеты-носителя "Энергия" цифровым вычислительным комплексом блока Ц решаются задачи:
- регулирования двигателей блоков А;
- управления обмена цифровой информацией между блоком Ц и блоками А;
- формирования управляющих команд на рулевые приводы обработки сигналов обратной связи с рулевых приводов блоков А;
- выдачи временных команд управления пироэлементами, пневмогидросистемой и другими системами блоков А.
Установленный на блоке Ц цифровой вычислительный комплекс имеет быстродействие по смеси команд типа "Шаттл" около 370 тысяч операций в секунду.
Многоразовый блок А
Проектом предусматривалось многократное применение блоков первой ступени. Представлялось, что проблема возврата с траектории этого блока менее сложная, чем возврат орбитального корабля или центрального блока. Многократность сразу же сказывалась на структуре блока, на исполнении пневмогидравлической схемы, системе управления. Появлялись дополнительные специфичные системы. Повысились требования к двигателю этого блока. Маршевый двигатель должен был обеспечивать не менее десятикратной работы в полетном режиме, а с учетом необходимости проведения контрольных технологических испытаний количество включений двигателя достигало двадцати раз. Это была основная проблема обеспечения надежной работоспособности двигателя при многократном включении. Требовался большой запас ресурса. Задача управления блоком и его посадка на поверхность Земли считалась простой инженерной задачей. Поэтому проблема многоразовости блока начиналась с достижения высокой работоспособности маршевых двигателей с длительным ресурсом их использования.
При всех технологических проверках блока в процессе изготовления, проверок в собранном состоянии, в составе пакета и на старте перед заправкой пневмогидравлическая схема обеспечения работы двигателя и управления всей автоматикой блока и двигателя выполнялась как система многократного включения. Система не имела одноразовых элементов, кроме клапанов и агрегатов, срабатывающих или в аварийном режиме, или при обеспечении запуска двигателя. Работоспособность блока в условиях многократности, а также системы управления обеспечивалась.
Анализ возможных вариантов спасения ракетных блоков первой ступени привел к применению парашютной системы. При выборе вариантов оценивалась целесообразность спасения параблоков или раздельной посадки на Землю каждого блока, спасения всего блока или его части, например, двигателя, по схеме спасения: с приведением "Бурана" на посадочную полосу или на заранее подготовленную площадку, или без приведения - с посадкой в зоне падения блоков первой ступени. Оценивались варианты и по способу спуска: с планированием параблока, отдельного блока, с помощью парашютной системы или парашютно-реактивной, или реактивной. Средства приведения - крыло, управляемый парашют. Оценивались варианты по средствам управления: аэродинамическими рулями с использованием качества крыла или парашюта и корректирующими двигателями. Торможение в атмосфере - корпусом, крылом, парашютом, щитками. Посадка - горизонтальная, вертикальная, на шасси или амортизирующем устройстве. В конечном счете определились: спасение индивидуально для каждого блока, торможение, снижение и посадка в зону отчуждения для блоков А - с помощью парашютной системы с применением двигателей мягкой посадки на амортизационные стойки блока.
Схема возвращения блоков А. Примерно на 135-й секунде полета происходит отделение параблоков на высоте порядка 50 км, при этом скорость движения параблоков немного более 1800 м/с. На 150-165-й секундах происходит разделение блоков и их разведение на высоте 65-70 км, скорость - 1760-1720 м/с. Перед входом в плотные слои атмосферы на высоте порядка 80 км при скорости движения 1650 м/с включается система ориентации. Блок в этой связи оснащается системой управления и газо-реактивной ориентации. Блок направляется в атмосферу носовой частью, которая имеет соответствующую теплозащиту. Блок входит в плотные слои атмосферы со скоростью 1780 м/с, предварительно задействовав тормозной парашют. С 285-й по 450-ю секунды происходит движение с тормозным парашютом и снижение до высоты порядка 5 км. Скорость на этом участке уменьшается до 70 м/с. На этой высоте вводится основной многокупольный парашют. Силовые стропы закреплены на заднем торце блока. Блок снижается носиком по направлению движения, скорость падает до 30 - 20 м/с. На высоте 3-4 км происходит "перецепка" парашюта: узел крепления парашюта смещается к центру тяжести блока. Блок приземляется в горизонтальном положении со скоростью 13-19 м/с. Амортизационные стойки устанавливаются в рабочее положение. На высоте 30-50 м по команде системы управления, следящей за высотой, включаются двигатели мягкой посадки. Посадка осуществляется через 11-12 мин. после старта ракеты.
При разработке блока А на стадии дополнения к техническому проекту (1979 г.) было выявлено, что существовавшее на тот период представление о схеме спасения не удовлетворяет требованиям по массовым характеристикам. Схема оказалась сложной в конструктивном отношении, недостаточно надежной и не обеспечивала должного управления блоком после отделения. Поэтому, после дополнительных проработок и обсуждений с предприятием Минавиапрома, было принято решение о проведении исследовательских работ по разработке сверхзвукового парашютного тормозного устройства. Предусматривалось провести исследование технологических и конструкционных свойств материала СВМ, из которого намечалось изготавливать парашюты, и летную отработку модели на экспериментальном изделии Т6К.
Работы, проведенные в НПО "Энергия", показали, что проблему повышения термостойкости ткани можно решить нанесением на этот материал композиционного теплозащитного состава на основе водосодержащих микрокапсул. Были изготовлены образцы такой ткани и проведены испытания в ЦАГИ.
В конструкции блока А, готовившейся в полет, уже были заложены элементы парашютной системы посадки. После полета специалисты, особенно иностранные, будут постоянно задавать вопрос - "что это за конструкторские нагромождения на блоке в районе носовой и хвостовой частей?" Это - два встроенных контейнера для размещения парашютов, средств приземления и системы управления. В первых полетах они были заполнены измерительной аппаратурой.
Тогда, в период поиска лучшего решения, нам стало ясно, что следует искать кардинальные пути и варианты. Усложняло создание средств возврата блоков А то, что посадка этих блоков должна была осуществляться на твердый грунт и при практически нулевых перегрузках. За это надо было платить весом полезной конструкции ракеты. Предстояли исследования других вариантов - не простых, а более эффективных.
Аварийный слив окислителя
Важнейшей проблемой при создании ракеты-носителя "Энергия" явилось непременное обеспечение безопасности орбитального корабля с экипажем на протяжении всего участка выведения. Особенно актуальной эта проблема становится на участке полета первой ступени ракеты при возникновении нештатной ситуации, связанной с отказом маршевого жидкостного ракетного двигателя РД-170 одного из боковых блоков первой ступени или аварийного выключения его с помощью специальных средств аварийной защиты двигателя.
С такой ситуацией в процессе полета ракеты-носителя приходится считаться, так как надежность двигателей не является абсолютной и на первых ракетах-носителях она, как правило, еще не достигает заданных величин.
Решение задачи обеспечения безопасности орбитального корабля осложняется тем, что полет на участке первой ступени характеризуется сравнительно малыми скоростями и высотами, отрезком траектории с большими скоростными напорами и большими управляющими моментами, которые должны создавать двигатели блоков первой ступени. Важен и тот факт, что штатная система отделения орбитального корабля рассчитана на отделение от автономного блока второй ступени после выключения его двигателей в условиях очень малых скоростных напоров и после обязательного отделения блоков первой ступени.
Расчеты показывали, что при аварийном выключении двигателя одного из блоков первой ступени, приводящем к уменьшению расчетной тяги двигателей ракеты на 20%, выполнение задачи по выведению орбитального корабля на заданную орбиту становится невозможным, и возникает необходимость экстренного отделения орбитального корабля от ракеты с дальнейшей его посадкой через ограниченный промежуток времени на ближайшем аэродроме. Одновременно прекращается и полет ракеты-носителя.
Однако достижение достаточной вероятности безударного отделения орбитального корабля на протяжении всего полета, особенно на начальном участке и в зоне максимальных скоростных напоров, проблематично и приводит к необходимости оснащения орбитального корабля специальными ракетными двигателями твердого топлива системы аварийного спасения (за счет соответствующего снижения массы полезного груза) и создания запасных аэродромов на территории России по всем трассам полета.
В связи с этим представлялось целесообразным продолжение управляемого полета ракеты-носителя с орбитальным кораблем после аварийного выключения маршевого двигателя одного из блоков первой ступени, отделение блоков после выработки топлива и обеспечение на участке работы второй ступени ракеты маневра возврата орбитального корабля на основной аэродром посадочного комплекса, расположенного поблизости от места старта ракеты-носителя.
При таком решении экстренное отделение орбитального корабля в случае необходимости может использоваться при более сложных и менее вероятных нештатных ситуациях, чем аварийное выключение маршевого двигателя одного из блоков первой ступени, и представляется возможность применить его на участке полета, где величина скоростного напора не столь велика. Причем достаточная вероятность безударного отделения орбитального корабля от ракеты-носителя обеспечивается без специальных ракетных двигателей твердого топлива аварийного спасения и не требует создания дополнительных аэродромов.
В этом случае уменьшается количество вариантов выхода из аварийных ситуаций. Кроме того, при аварийном выключении двигателя блока первой ступени в конце участка первой ступени возможен вывод орбитального корабля на пониженные орбиты искусственных спутников Земли, например, одновитковую орбиту.
Однако для эффективной реализации такого способа требуется избавиться от пассивной массы в виде отказавшего блока, которая, например, при аварийном выключении двигателя на нулевой секунде равна начальной массе одного из боковых блоков.
Отделить один отказавший боковой блок сразу после аварийного выключения двигателя невозможно, так как по условиям компоновки "пакета" блоки отделяются только попарно, соединенные между собой межблочными силовыми связями, в виде параблока. Следовательно, отказавший блок должен продолжать полет в составе ракеты-носителя до израсходования топлива в работающих блоках первой ступени, чтобы oтделиться вместе с ними. С другой стороны, энергетика отделения параблока выбрана из расчета на отделение боковых блоков с выработанным топливом, и нерационально увеличивать ее в несколько раз для обеспечения задачи отделения в рассматриваемой нештатной ситуации. Таким образом, избавиться от пассивной массы в виде отказавшего блока или существенно ее уменьшить в процессе продолжающегося полета ракеты-носителя крайне необходимо по двум причинам: для уменьшения баллистических потерь ракеты-носителя и для создания условий отделения параблока, в составе которого оказался блок с выключенным двигателем. Для блока первой ступени, использующего жидкие компоненты топлива, единственным приемлемым способом, позволяющим решать эту задачу, является организация слива топлива в окружающее пространство в процессе полета ракеты.
Рассматривался вариант более рационального использования топлива, например, перелив топлива из отказавшего блока в соседний, работающий, с одновременной перестройкой уровней тяги двигателей с целью завершения выработки топлива у всех блоков примерно в одно и то же время. Однако такое решение имеет серьезные недостатки:
- увеличивается масса конструкции за счет введения дополнительных трубопроводов и арматуры для перелива топлива и объединения систем наддува двух боковых блоков, работоспособность этих элементов должна обеспечиваться в условиях свободного относительного перемещения соседних блоков в осевом направлении;
- за счет введения регулировки тяги двигателя в широком диапазоне снижаются его номинальные характеристики.
По этим причинам сводится на нет баллистический выигрыш при использовании топлива из отказавшего блока, но вводится громоздкая система, отработать которую непросто.
Слив топлива в окружающее пространство из отказавшего блока первой ступени был принят к реализации. Расчеты показали, что поставленные задачи могут быть решены при сливе только одного окислителя, которого на борту блока примерно в три раза больше, чем горючего. Кроме того, слив сразу двух компонентов усложнил бы конструкцию и мог бы вызвать трудно предсказуемые последствия при смешении сливаемых компонентов и их взаимодействии с истекающими струями работающих двигателей соседних блоков.
При разработке конструктивно-схемного решения для обеспечения слива окислителя необходимо было решить следующие проблемы:
- экспериментальное исследование процессов истечения криогенной жидкости в разреженное пространство с целью выработки рекомендаций для конструктивного оформления устройства слива;
- выбор места (точки на блоке), откуда должен производиться слив;
- определение диаметра сливного отверстия, соответственно клапана и трубопроводов для обеспечения требуемого расхода кислорода при сливе;
- определение типа сливного клапана и принципа его действия;
- обеспечение работы системы наддува бака окислителя при интенсификации процесса слива;
- придание струе сливаемого кислорода такого направления, при котором попадание кислорода на элементы ракеты-носителя и орбитального корабля было бы исключено или сведено к минимуму;
- исследование стойкости используемых конструкционных материалов в условиях возможного воздействия сливаемого кислорода;
- исследование обтекания изделий набегающим потоком при наличии струи сливаемого кислорода;
- определение минимальной высоты полета ракеты-носителя, при которой допустимо начало слива жидкого кислорода с точки зрения безопасности сооружений стартового комплекса;
- комплексное экспериментальное подтверждение работоспособности устройства слива и эффективности его использования для ракеты-носителя.
При выборе места слива кислорода на блоке первой ступени рассматривался прежде всего район хвостового отсека, так как в этом случае обеспечивалось минимальное воздействие сливного продукта на элементы конструкции ракеты и полезного груза. Но из-за большой плотности компоновки элементов внутри хвостового отсека разместить там сливной клапан большого диаметра на расходном трубопроводе и вывести патрубок через оболочку хвостового отсека не представлялось возможным. Как невозможен слив кислорода и по "естественному" тракту - через камеры сгорания после открытия клапанов двигателя - из-за большого гидравлического сопротивления и интенсивного испарения на нагретых поверхностях величина расхода кислорода будет явно недостаточной. По этой причине для размещения клапана аварийного слива окислителя была выбрана нижняя часть обечайки бака окислителя на расстоянии 15,5 м от среза двигателя бокового блока.
Для обеспечения слива основной массы кислорода из бака через клапан аварийного слива окислителя к моменту выключения работающих двигателей боковых блоков необходимо, чтобы секундный расход был примерно равен расходу кислорода через работающий двигатель. Исходя из этого условия, проходной диаметр аварийного сливного тракта был выбран равным 600 мм, а слив кислорода производится не просто самотеком под действием осевой перегрузки, но и подачей в бак газа штатной системы наддува. При этом на наддув бака окислителя переключается и газобаллонная батарея, используемая при штатном полете для наддува бака горючего.
Проблема создания бортового клапана с таким большим проходным диаметром впервые решена в отечественном ракетостроении. В качестве клапана аварийного слива окислителя разработан пневмоклапан тарельчатого типа с заданными характеристиками по герметичности в закрытом положении и по скорости открытия и закрытия. Закрытие клапана после завершения слива кислорода должно производиться с целью сохранения внутрибакового давления по прочностным условиям на момент отделения параблока.
О маршевом кислородно-водородном двигателе РД-0120
Создание кислородно-водородного двигателя РД-0120 явилось сложной научно-технической задачей не только для конструкторского бюро, но и для отечественной науки и промышленности. Двигатель по своей размерности, уровням давлений и диапазонам температур, статическим и динамическим нагрузкам, по энерго-массовым характеристикам, напряженности основных элементов конструкции, времени работы и многократности включений, трудоемкости и сложности изготовления качественно превосходит все предшествующие отечественные ракетные двигатели такого класса.
Разработка двигателя началась в 1976 г. в КБ химической автоматики под руководством конструктора А.Д.Конопатова.
История КБХА началась в первый год Великой Отечественной войны, когда в середине октября 1941 г. оно было образовано как самостоятельная организация при разделении ОКБ завода N33 Народного комиссариата Авиапрома при эвакуации из Москвы. Часть ОКБ - будущее КБХА - была направлена в Бердск Новосибирской области. Главным конструктором был назначен С.А.Косберг. ОКБ разрабатывало агрегаты непосредственного впрыска, применявшиеся на многих авиационных двигателях того времени.
Кончилась война. В апреле 1946 г. КБ было перебазировано в Воронеж и вело разработку основных агрегатов реактивных двигателей. В 1954-1958 гг. были разработаны в качестве дополнительных автономных силовых установок запускаемые в полете жидкостные ракетные двигатели. С 1958 г. начался новый этап по созданию ряда жидкостных ракетных двигателей для стратегических ракет и ракет-носителей.
Первой разработкой (совместно с ОКБ-1) стал кислородно-керосиновый двигатель РД-0105 для третьей ступени ракеты-носителя "Восток", с помощью которого были осуществлены полеты космических аппаратов к Луне и полеты с живыми существами (собаками) на орбиту. Этот двигатель был создан в рекордно короткий срок - за 9 месяцев. Двигатель РД-0109 стал следующей разработкой, он был создан для третьей ступени ракеты "Восток" для запуска ориентированных спутников Земли. С его помощью осуществлен первый полет человека в космическое пространство. Очередные разработки более мощных кислородно-керосиновых двигателей РД-0107 и РД-0110 для ракет "Восход" и "Союз" предназначались для обеспечения запуска межпланетных станций, космических кораблей с космонавтами на борту, эксплуатации долговременных орбитальных космических станций.
В начале 1965 г. С.А.Косберг погиб в автомобильной катастрофе. Главным конструктором был назначен Александр Дмитриевич Конопатов.
ОКБ с 1962 г. работало над созданием мощных высокоэкономичных двигателей РД-0210 и РД-0211 (для второй ступени) и РД-0213 (для третьей ступени ракеты-носителя "Протон"). Двигатели были выполнены по принципиально новой, замкнутой схеме с дожиганием генераторного газа. Двигатели КБХА обеспечили вывод на орбиту тяжелых автоматических станций "Протон", запуск станций "Зонд" для облета Луны, доставку луноходов и вывод орбитальных станций. Кроме того, следует напомнить, что за этот период КБХА создало мощное семейство двигателей для боевых ракет.
Одной из последних и наиболее значимой по сложности и новизне технических решений стала разработка кислородно-водородного двигателя РД-0120.
С КБХА я начал взаимодействовать давно - еще со времен совместной работы КБЮ и КБХА по созданию боевых ракет. Это талантливый, рабочий коллектив. Вместе с А.Д.Конопатовым тогда работали Александр Александрович Голубев, Михаил Александрович Голубев, Рем Федорович Игнатуша, Герман Иванович Чурсин, Георгий Васильевич Костин, Яков Иосифович Гершкович, Василий Петрович Кошельников.
Владимир Сергеевич Рачук работал в КБХА с 1965 г. Еще на ранней стадии исследований в области кислородно-водородных двигателей он участвовал в научно-поисковой работе под наименованием "Даль". Начало разработки двигателя РД-0120 захватило и его - Владимир Сергеевич во второй половине семидесятых годов становится главным конструктором этой разработки. Позднее он станет генеральным конструктором КБХА.
Разработка двигателя РД-0120 потребовала создания новых крупных стендов для испытания двигателя и его агрегатов, существенного увеличения производственных мощностей, оснащения производства современными видами оборудования, освоения новых производственно-технологических процессов, внедрения совершенной измерительной аппаратуры, разработки и освоения новых материалов, работоспособных в экстремальных условиях - в водороде, кислороде и продуктах их сгорания при давлении до 700 атмосфер и температурах от -250 до +850 ╟С, освоения новых видов упрочнения конструкции, внедрения чувствительных средств неразрушающего контроля, решения ряда крупных научно-технических проблем.
Двигатель разрабатывался с использованием опыта создания кислородно-водородных жидкостных ракетных двигателей тягой 7,5 и 40 т. Эти двигатели имели значительно меньшую размерность, более низкие удельные характеристики, меньшую энергоснаряженность агрегатов.
Основные характеристики двигателя:
- тяга в пустоте, т............................................................................................. 200;
- тяга на земле, т................................................................................................147,6;
- удельный импульс тяги в пустоте, с........................................................... 455;
- удельный импульс на земле, с..................................................................... 353,2;
- давление в камере сгорания, атм................................................................223;
- масса "сухого" двигателя, кг.........................................................................3450;
- компоненты топлива:
- окислитель - жидкий кислород, горючее - жидкий водород
- соотношение компонентов .......................................................................... 6:1;
- допустимое изменение соотношения компонентов топлива
- от номинального, % .......................................................................................7-10;
- время работы двигателя в нештатном режиме полета ракеты, с.........750;
- допуск дросселирования тяги двигателя в диапазоне, % ......................45 -100;
- геометрическая степень расширения сопла ............................................85,7:1;
- габаритные размеры, мм:
высота ................................................................................................................ 4550;
диаметр сопла .................................................................................................. 2420;
- допустимый угол качания камеры в двух плоскостях (в угл.град.)...... 7-11.
Двигатель включает в себя следующие основные агрегаты:
- камера сгорания;
- турбонасосный агрегат (ТНА);
- бустерный насосный агрегат горючего (БНАГ);
- бустерный насосный агрегат окислителя (БНАО);
- газогенератор;
- пневмоклапаны управления запуском и выключением;
- регулятор с электроприводом;
- исполнительный элемент системы управления величиной тяги;
- запальные устройства камеры сгорания;
- система продувки;
- датчики системы аварийной защиты.
Двигатель выполнен по схеме дожигания генераторного газа после турбины.
Камера сгорания представляет собой паяно-сварной неразъемный агрегат и состоит из смесительной головки, камеры сгорания и сопла. Сопло и камера охлаждаются частью водорода, отбираемого после насоса.
Турбонасосный агрегат выполнен по одновальной схеме и состоит из двухступенчатой осевой турбины, трехступенчатого насоса горючего и двух насосов окислителя.
Бустерный насосный агрегат горючего состоит из шнекоцентробежного насоса и активной двухступенчатой газовой турбины, работающей на газообразном водороде, поступающем из охлаждающего тракта камеры.
Бустерный насос окислителя состоит из осевого насоса с раздельным приводом от гидравлических турбин, работающих на жидком кислороде, отбираемом после газогенераторной ступени насоса.
Газогенератор вырабатывает газ с избытком горючего для привода турбины. Представляет собой паяно-сварную конструкцию, состоящую из смесительной головки, коллектора подвода горючего и корпуса.
Пневмоклапаны приводятся в действие гелием от баллонов высокого давления. Двигатель обеспечивает подогрев гелия для наддува бака окислителя, выработку газообразного водорода для наддува бака горючего и привода бортовых агрегатов электроснабжения.
Топливо в камеру поступает при помощи системы подачи, которая включает турбонасосный агрегат, бустерный насосный агрегат горючего, бустерный насосный агрегат окислителя. Рабочие колеса центробежных насосов горючего и окислителя расположены на одном валу турбонасосного агрегата. Вал приводится во вращение осевой турбиной. Ротор бустерного насосного агрегата горючего приводится во вращение газовой турбиной, ротор бустерного насоса окислителя - гидротурбиной. Газовые турбины турбонасосного агрегата и бустерного насосного агрегата горючего вращаются газом, вырабатываемым на газогенераторе.
Система управления включает пневмоклапаны, баллоны со сжатым гелием и электро-пневмоклапаны. Пневмоклапаны являются исполнительными агрегатами управления запуском и остановом двигателя. Открытие клапанов обеспечивается подачей напряжения на соответствующие электро-пневмоклапаны. Гелий из баллонов через электро-пневмоклапан подается в управляющие полости пневмоклапанов, пневмоклапаны открываются.
Система регулирования включает регулятор, дроссель, дроссель пусковой. Регулятор является исполнительным агрегатом регулирования по тяге и служит для обеспечения управляемого запуска, поддержания заданного режима работы двигателя, его изменения по команде от системы управления. Дроссель является исполнительным агрегатом регулирования по соотношению компонентов. Дроссель пусковой обеспечивает соотношение компонентов топлива в камере при запуске.
Система продувки обеспечивает газодинамическое разделение компонентов топлива в жидкостных магистралях.
Система зажигания включает запальники, свечи, агрегат зажигания. Запальники форкамерно-факельного типа служат для воспламенения компонентов топлива в камере сгорания и газогенераторе. Гелий для наддува бака окислителя подогревается в теплообменниках. Газообразный водород для наддува бака горючего питания рулевых машин и турбогенераторной системы электроснабжения отбирается после охлаждения камеры сгорания.
Для управления ракетой по тангажу, рысканию и крену двигатель при помощи двух рулевых машин качается в подвеске.
Были исследованы различные варианты принципиальных схем двигателей. Схема с одновальным турбонасосным агрегатом, несколько уступая другим рассматриваемым вариантам по оптимальности энергетических характеристик системы подачи, позволила существенно облегчить решение проблемы запуска двигателя. Эта схема также обеспечила более надежное разделение компонентов - отсутствует уплотнение между восстановительным газом турбины и кислородным насосом высокого давления, с меньшим расходом гелия для этого, и имеет лучшие массовые характеристики.
Для обеспечения бескавитационной работы насосов при заданных низких потребных превышениях входных давлений компонентов топлива над упругостью насыщенных газов (водород - 0,35 атм., кислород -1,1 атм.) в схеме двигателя предусмотрены бустерные насосные агрегаты.
Так как мощность насоса окислителя составляет только около 30 % мощности турбины, отбор кислорода на привод бустерного насоса окислителя незначительно влияет на суммарную мощность турбонасосного агрегата, а конструкция бустера существенно упрощается по сравнению с вариантом газового привода, то для бустера окислителя принята гидротурбина с приводом от генераторной ступени насоса окислителя. Для привода бустерного горючего принят газообразный водород, отбираемый из тракта охлаждения камеры. Использование такого водорода, а не кислорода, газифицированного в газогенераторе, является более оптимальным, так как позволяет обеспечить необходимую мощность турбины при более низкой температуре генераторного газа за счет сохранения максимального расхода водорода на привод этой турбины.
Проведенные исследования и оптимизация основных параметров двигателя, исходя из заданных значений тяги, удельного импульса, массы, привели к следующим параметрам на номинальном режиме:
- давление в камере (223 атм.), при котором гарантируется прочность напряженных элементов конструкции двигателя, в первую очередь рабочих колес турбины, обеспечивается в заданных габаритах двигателя требуемый удельный импульс тяги, реализуется надежное охлаждение камер;
- температура в газогенераторе (530 ╟С) - из условий работоспособности дисков и корпуса турбины;
- давление на выходе из насоса горючего (примерно 475 атм.), что является предельным для трехступенчатого насоса из-за ограничений по окружным скоростям колес и быстроходности подшипников;
- обороты турбонасосного агрегата (32500 об./мин.), оптимальные для водородного и кислородного насосов одновальной схемы;
- давлению на выходе из бустерных насосов окислителя и горючего (44 и 23 атм. соответственно), обеспечивающему бескавитационную работу насосов.
С целью обеспечения наилучших массовых характеристик двигателя, наряду с выбором оптимальных параметров, выбрана и компоновка двигателя. При этом большое внимание уделено выбору кинематической схемы подвески, обеспечивающей возможность поворота двигателя для управления вектором тяги на угол до 16 градусов, при одновременном отклонении на угол 7-11 градусов в двух взаимно перпендикулярных плоскостях. В результате принята подвеска с качанием за "голову" с использованием сферического шарнира, что позволяет, по сравнению с другими способами крепления, значительно снизить массу блока подвески и обеспечивает более свободное размещение агрегатов в зоне критического сечения и цилиндрической части камеры. На сферическом шарнире, воспринимающем тягу двигателя, используется специально созданное антифрикционное покрытие "Афтал" с коэффициентом трения 0,018-0,020, способное работать без смазки в течение длительного времени. Для обеспечения режима предпускового захолаживания и многократного включения в двигателе применены пневмо-, электро-пневмоклапаны и обратные клапаны на магистралях продувок. Для многоразового воспламенения компонентов топлива в генераторе и камере впервые в отечественной практике применена электроплазменная система с питанием запальных устройств компонентами, отбираемыми от магистралей двигателя на выходе из насосов. Регулирование тяги и соотношения компонентов осуществляется соответственно регулятором, установленным в магистрали окислителя генератора, и дросселем - на магистрали окислителя камеры.
До начала огневых испытаний двигателя были разработаны математические модели и проведены расчетные исследования всех основных процессов запуска - заполнения магистралей, теплообмена при захолаживании, влияния продувок, воспламенения компонентов и выхода на режим малой тяги.
Эти исследования позволили сформулировать основные положения по обеспечению запуска:
- организация предпускового захолаживания только трактов агрегатов подачи двигателя до пуско-отсечных клапанов;
- проведение предварительной раскрутки гелием бустера горючего для дозахолаживания и увеличении давления горючего перед форсунками запальников, генератора и камеры с целью стабилизации их работы;
- введение режима малой тяги, позволяющего обеспечить плавность запуска, избежать резкого термического и механического нагружений конструкции, обеспечить эффективную продувку запальников, провести при необходимости выключение двигателя системой аварийной защиты с наименее напряженного режима.
При отработке запуска двигателя были выявлены и устранены следующие дефекты:
- "жесткое" воспламенение компонентов в газогенераторе, возникающее при опережении поступления горючего более чем на 0,2-0,3 с и приводящее к отрыву донышек форсунок генератора. Дефект устранен выбором практически одновременного поступления компонентов в газогенератор;
- повышение температуры в газогенераторе выше 1250 ╟С при опережении поступления окислителя более чем на 0,2 с или задержке закрытия клапана циркуляции горючего;
- замедленный, в течение примерно 2-3 с, выход двигателя на режим малой тяги, что могло привести к значительному влиянию условий запуска на характер запуска. Интенсивность и стабильность запуска обеспечены повышением настройки режима малой тяги с 15-20 % от номинала до приблизительно 30 %;
- заклинивание ротора бустера горючего при преждевременном включении интенсивной раскрутки из-за разогрева и приварки пяты автомата осевой разгрузки;
- незакрытие клапана окислителя генератора на останове. С учетом возможности полного разрушения двигателя при таком дефекте был введен контроль срабатывания клапанов системой, дублирующей пироклапан.
Отработанная циклограмма запуска двигателя РД-0120 не имеет аналогов и поэтому представляет научно-технический и практический интерес. Основные особенности ее следующие.
Перед запуском двигателя включается профилактическая продувка полости окислителя генератора и камеры, охлаждающего тракта камеры, разделительной полости турбонасосного агрегата. Производится "вялая" раскрутка ротора бустерного насоса горючего на минимально необходимое время - чрезмерное увеличение этого времени приводит к излишним достартовым выбросам водорода. За несколько секунд до запуска подается напряжение на агрегат зажигания.
Затем подается горючее на охлаждение подшипника турбины и включается интенсивная продувка линии окислителя запальных устройств. Непосредственно перед запуском запальных устройств производится интенсивная раскрутка ротора бустерного насоса горючего для набора давления водорода на входе в запальники. Время выключения интенсивной продувки запальников выбрано таким образом, чтобы к моменту подачи окислителя в магистрали отсутствовало противодавление. Включается интенсивная продувка магистралей генератора и камеры. Затем подаются окислитель и горючее в генератор и окислитель в камеру. Горючее в камеру в связи с необходимостью заполнения охлаждающего тракта камеры подается несколько раньше.
Одновременно с открытием клапана горючего газогенератора закрывается клапан циркуляции горючего.
После выхода двигателя на режим малой тяги прекращается подача окислителя в запальные устройства и включается интенсивная продувка.
Для исключения образования взрывоопасной смеси газов во внутренних полостях двигателя после его выключения расчетно-экспериментальным путем были отработаны оптимальные по длительности, расходу, месту подвода рабочего тела режимы продувки двигателя гелием и азотом. Эти продувки включаются непосредственно при выключении двигателя и продолжаются в течение всего времени удаления компонентов топлива, предотвращая накопление возможных утечек во внутренних полостях, флегматизируя и удаляя их в атмосферу.
Многократные включения двигателя требуют обеспечения его ремонта, особенно на первоначальных этапах доводочных испытаний.
Ремонтопригодность двигателя обеспечивалась и отрабатывалась по двум направлениям:
- конструктивное обеспечение - деление двигателя при сборке на отдельные блоки, связанные между собой магистралями с разъемными соединениями, расположенными в удобных для разборки и последующей сборки местах, такие же разъемы применены и внутри агрегатов;
- технологическая отработка ремонта двигателя путем ремонта или замены как отдельных агрегатов, так и целых блоков.
В процессе испытаний ремонт двигателя проводился достаточно широко, в том числе без снятия со стенда (заменялись запальники, практически все клапаны, дроссели, регулятор, насос окислителя, оба бустера, входные магистрали окислителя и горючего, производились ремонты форсунок газогенератора, насоса горючего, правка сопла камеры).
Отработанная при стендовых испытаниях двигателя технология ремонта была успешно применена при огневых испытаниях блока Ц, когда после первого огневого пуска, закончившегося аварийным выключением двигателя, был доработан бустер горючего без снятия блока Ц со стенда. Проведенные работы обеспечили повторные успешные испытания двигателей.
Особенности применяемых компонентов топлива, высокие требования к выходным характеристикам, ресурсу и кратности включений двигателя, жесткие ограничения по его массе потребовали нетрадиционного подхода к решению вопросов создания агрегатов подачи.
Проведены обширные исследования работоспособности конструкционных материалов в среде водорода при комнатной и повышенных температурах, при различных уровнях давлений и скоростей деформации, которые позволили установить закономерности снижения свойств сталей и сплавов от водородного охрупчивания:
- наибольшее охрупчивание вызывает среда газообразного водорода в диапазоне температур от -100 до -200 ╟С, максимальное снижение пластичности имеет место при "комнатной" температуре;
- наиболее чувствительными к среде газообразного водорода при "комнатной" температуре являются характеристики механических свойств, связанные с возникновением значительных пластических деформаций, а также малоцикловая усталость и скорость роста трещин;
- эффект охрупчивания в газообразном водороде при "комнатной" температуре является обратимым и не зависит от продолжительности выдержки в водороде;
- водородное охрупчивание возрастает с увеличением уровня напряженности, жесткости напряженного состояния и зависит от скорости деформаций;
- в среде газообразного водорода высокого давления в области температур, близких к "комнатной", наблюдается уменьшение пластичности и сравнительно небольшое уменьшение прочности при испытаниях на растяжение многих сплавов на основе железа, никеля и кобальта.
По результатам расчетов и доводочных работ по двигателю сформулированы и реализованы основные рекомендации для предотвращения водородного охрупчивания:
- при проектировании деталей исключена возможность появления зон пластической деформации более 0,5 %, надрезов, галтелей малого радиуса, подрезов в сварных соединениях, из конструкций исключены концентраторы напряжений;
- использованы сплавы, невосприимчивые к водородному охрупчиванию;
- применены защитные покрытия из материалов, невосприимчивых к охрупчиванию в водороде: серебра, меди, а также наплавки из материалов, стойких к среде водорода.
Выполнена отработка на статическую прочность и жесткость высоконагруженных корпусов турбины и насосов. Отработка велась при автономных доводочных испытаниях и уточнялась по результатам огневых, были решены вопросы повышенной деформативности корпусов, обеспечения качества литья и устранения микронегерметичностей введением высокотемпературной газостатической отработки отливок, отбраковки металла по минимальным значениям пластичности - ударной вязкости образцов с надрезом. В отдельных случаях проведена замена материала.
Отработаны динамические характеристики роторов насосов и рабочих колес турбин и их опор. При этом большое значение имели автономная отработка подшипников на жидких водороде и кислороде при воздействии рабочих нагрузок, применение в опорах ротора насоса горючего упруго демпферных опор, низкочастотная и высокочастотная балансировки ротора во всем диапазоне рабочих оборотов на балансировочном стенде.
Определено оптимальное конструктивно-технологическое решение по крыльчатке насоса горючего турбонасосного агрегата, удовлетворяющее условиям прочности.
В результате проведенных исследований была создана крыльчатка по технологии горячего изостатического прессования гранул из титанового сплава ВТ5-1КТ, имеющая мелкозернистую, равноосную и равномерную структуру всей заготовки, стопроцентную прочность заготовки, обеспечивающую высокую стабильность эксплуатационных характеристик, возможность получения заготовок сложной формы с минимальными припусками на последующую обработку. Разрушающие окружные скорости крыльчаток такой конструкции составляют 807 м/с при номинальной температуре и 930 - при температуре жидкого водорода. Рабочая скорость - до 600 м/с.
При создании камер и газогенератора необходимо было решить ряд проблем, связанных с:
- организацией эффективного процесса смесеобразования кислородно-водородного топлива в камере с обеспечением достаточных запасов высокочастотной устойчивости;
- обеспечением надежного охлаждения внутренних стенок и огневого днища смесительной головки камеры при тепловых потоках, в 2-2,5 раза превышающих освоенные в отечественном двигателестроении, и при ресурсе до 2500 с;
- разработкой конструкции сверхзвуковой части сопла камеры с большой степенью расширения, работоспособной в земных условиях при длительном глубоком дросселировании вплоть до уровня малой тяги;
- разработкой высокофорсированного кислородно-водородного газогенератора, обеспечивающего минимальную неравномерность температурного поля на выходе из генератора.
Для решения этих задач был выполнен большой комплекс научно-технических работ с участием головных институтов отрасли.
Принципиальные технические решения по системам смесеобразования камер и газогенератора, по системе охлаждения камеры были отработаны на ранней стадии доводки двигателя в процессе исследований, выполненных при огневых испытаниях модельных малоразмерных камер и газогенераторов на кислородно-водородном топливе. Эти решения были подтверждены, развиты и частично уточнены при огневых испытаниях агрегатов в составе двигателя.
По результатам проведенных исследований впервые в практике отечественного двигателестроения разработаны:
- смесительная головка камеры на основе двухкомпонентных соосно-струйных форсунок, имеющая огневое днище с высокоэффективным транспирационным охлаждением, а также обеспечивающая малорасходную локальную завесу для исключения местных перегревов внутренней стенки цилиндра. Обеспечена высокочастотная устойчивость рабочего процесса в камере в широком диапазоне изменения режимов работы двигателя по тяге и соотношению компонентов. Достигнуто близкое к предельному совершенство смесеобразования;
- регенеративная система охлаждения внутренних стенок камеры. Обеспечено надежное охлаждение внутренних стенок камеры при ресурсах более 2500 с, в том числе на форсированных режимах работы;
- смесительная головка газогенератора на основе струйно-центробежных и соосно-струйных в периферийном ряду двухкомпонентных форсунок, обеспечивающая с выравнивающей решеткой при высокой расходонапряженности и ограниченной длине цилиндра газогенератора допустимую неравномерность температурного поля газа на выходе из генератора. Подтверждена высокочастотная устойчивость рабочего процесса в газогенераторе в широком диапазоне изменения режимов работы двигателя.
Опыт создания высокоэффективных жидкостных ракетных двигателей с дожиганием генераторного газа показывает, что одним из важнейших условий их успешной доводки является обеспечение работоспособности турбонасосных агрегатов. При работе турбонасосных агрегатов кислородно-водородных двигателей появляются дополнительные проблемы, связанные со значительным увеличением мощности агрегата из-за низкой плотности водорода, недостаточной стойкостью конструкционных материалов в водороде, склонностью к разгару кислородных насосов высокого давления. Кроме того, к турбонасосным агрегатам предъявлены требования обеспечения повышенного ресурса, многократности включений и высокой степени герметичности на стоянке.
В результате проведенного комплекса расчетно-экспериментальных работ созданы конструкции основного и бустерного насосных агрегатов с высокими удельными параметрами, не имеющие аналогов в отрасли и не уступающие по основным параметрам агрегатам современных двигателей.
В процессе разработки агрегатов решен ряд конкретных проблемных вопросов.
Для обеспечения необходимого напора потребовалось разработать крыльчатки, работоспособные при окружных скоростях 600 м/с, что в 1,7 раза превышает достигнутый в насосостроении уровень.
Для решения проблемы разработано и испытано в водороде пять вариантов конструкций крыльчаток, созданы и методики испытаний.
Создана крыльчатка из титанового сплава ВТ5-1КТ, заготовка изготавливается по гранульной технологии. Разрушающая окружная скорость 886 - 928 м/с.
В связи с большой мощностью, с энергонапряженностью насоса при разработке потребовалось решить проблемы обеспечения его динамической прочности, достижения необходимого уровня коэффициента полезного действия, минимальных пульсации давления и осевой разгрузки ротора насоса. Выполнен большой объем расчетно-экспериментальных работ, в результате которых впервые в отрасли применены обратные лопаточные направляющие аппараты, плавающие уплотнения, работающие в жидком водороде и система осевой разгрузки ротора с расходящимися упорами подшипников.
В отечественном двигателестроении до разработки турбонасосного агрегата двигателя второй ступени ракеты "Энергия" не было опыта применения закритических роторов в жидкостных ракетных двигателях.
Для обеспечения устойчивости ротора турбонасосного агрегата двигателя выполнен комплекс расчетных и экспериментальных работ, разработана методика высокочастотной балансировки (до 33000 об/мин.). Созданы упругодемпферные опоры, обеспечивающие необходимое демпфирование и переход критических частот вращения с минимальными нагрузками на подшипнике.
При обеспечении работоспособности основного и бустерных кислородных насосов основным вопросом явилось исключение возгорании конструкции при высоких давлениях среды (до 600 атм.), минимальных габаритах и массе системы подачи. Проблема решена путем применения впервые в отрасли двухвального кислородного бустерного насоса, разработкой специальных методик конструирования с использованием системы автоматического проектирования, широкого использования плавающих уплотнений и соединений с защитными покрытиями, стойкими к возгоранию, разработки специальных требований к изготовлению.
Применительно к основному турбонасосному агрегату разработаны и внедрены новые технологии:
- термодиффузионное сращивание крупногабаритных деталей - обратные направляющие аппараты турбонасосного агрегата;
- ультразвуковой метод контроля усилий затяжки крепежных деталей;
- отливка высокоточных крупногабаритных деталей;
- высокотемпературная газостатическая обработка отливок;
- упрочнение поверхностного слоя деталей дробеструйной обработкой микрошариками;
- электроэрозионная обработка лопаток турбин пространственного профиля;
- изготовление плавающих уплотнений с паяными вставками из материала СоМ970;
- изготовление пластинчатых демпферов упруго-демпферных опор;
- изготовление двухслойных плавающих колец разделительной полости турбонасосного агрегата методом порошковой металлургии;
- автономные гидравлические испытания насосов на режимах, близких к номинальному;
- отработка новых материалов ЭП666, ЭП810ВД, ЭП741П, ЭК-74, ВТ5-1КТ, МГ-5;
- контрольно-выборочные испытания крыльчаток в водороде. Эффективность отработки жидкостных двигателей достигалась оптимальным сочетанием объема автономных доводочных испытаний и огневых испытаний двигателя, а также отработкой его работоспособности в условиях, максимально приближенных к натурным. При этом необходимо отметить, что огневые испытания большинства двигателей начинались с выхода на номинальный режим практически с первых пусков, что давало возможность выявить и устранить многие основные дефекты на начальном этапе доводки.
Доводочные испытания двигателя РД-0120 начинались в специфических условиях, которые оказали значительное влияние на выбор оптимальной методики отработки:
- неготовность производства к уникальным технологическим процессам;
- отсутствие опыта отработки мощных кислородно-водородных двигателей;
- отсутствие необходимой стендовой базы, в том числе огневых стендов, обеспечивающих испытания двигателя тягой 200 тонны.
Указанные обстоятельства потребовали выработки особых, нетрадиционных подходов к методике отработки:
- перенесение на этап автономной отработки ряда крупных задач, обычно решавшихся при огневых испытаниях двигателя, с проведением в первую очередь отработки тех элементов, агрегатов и процессов, по которым у конструкторов отсутствовал опыт. Так, в этой связи были созданы: новый комплекс стендов гидроиспытаний, в значительной мере обеспечивший отработку бустерных насосных агрегатов и ряда агрегатов автоматики в условиях, близких к номинальным по расходам и давлениям; разгонные стенды для проверки работоспособности крыльчаток насоса горючего и рабочих колец турбины; автономные установки для огневых испытаний системы зажигания, газогенератора и отработки процессов смесеобразования в камере; трибометрический стенд для отработки подвески; имитаторы для отработки статических и динамических уплотнений, подшипников;
- создание специального стендового варианта двигателя и его огневые испытания для проверки работоспособности основных агрегатов и их взаимного влияния, подтверждения работоспособности пневмогидравлической системы, проверки и отработки предпусковых процессов, запуска и останова, приобретения опыта работы с водородом. В силу вышеуказанных обстоятельств этот этап ограничивался режимами 15-70 % от номинального;
- отработка двигателя в штатной комплектации.
Неотработанность ряда элементов двигателя и, в первую очередь, агрегатов подачи, отсутствие необходимых технологий для создания конструкции, работоспособной в среде водорода, отсутствие конструкционных материалов с требуемыми свойствами привели к необходимости введения этапов в доводку штатного двигателя как по уровню режима 70-100-106 %, так и по гарантийному ресурсу. Одновременно с доводочными испытаниями были обеспечены поставки товарных двигателей для наземных и летных испытаний ракеты-носителя "Энергия". Положительной стороной реализованной этапности в доводке явилось обеспечение заданных сроков поставок двигателей, а отрицательной стороной такой методики является затянутое во времени выявление оставшихся дефектов конструкции двигателя по мере повышения режима и увеличения гарантийного ресурса, несмотря на то, что основная масса дефектов была выявлена в первоначальный период доводочных испытаний. После выявления дефектов необходимо было подтверждать заново правильность и достаточность внедренных мероприятий и в какой-то мере вновь набирать статистику при изменениях конструкции, значительном изменении режима и ресурса, с дополнительной затратой средств.
При стендовой отработке двигателя были проведены испытания как с целью проверки запасов по работоспособности, так и с целью подтверждения его нормального функционирования в условиях, максимально приближенных к объектовым.
Проведены и другие исследования: испытания с качанием двигателя на предельные углы. Испытания проводились с питанием рулевых приводов как от штатного агрегата гидравлического питания блока Ц, так и от стендовой насосной станции. Проводились испытания с подачей от специальной системы навесок инородных частиц в компоненты топлива на входе в двигатель для проверки работоспособности двигателя при максимально возможных загрязнениях топлива. Проводились также испытания с жестким возбуждением неустойчивости процессов в генераторе и камере, испытания показали хорошую устойчивость двигателя к высокочастотным колебаниям.
Проводились виброиспытания двигателя с последующими длительными огневыми испытаниями; проверка запуска двигателя при изменении входного давления и температур компонентов с большими гарантийными запасами, чем требовалось, испытания с оценкой штатных теплопритоков. Проводился останов захолаживания с контролем температур конструкции. Проводились испытания по определению амплитудно-фазовых частотных характеристик по контурам "колебания давления на входе в двигатель - колебания давления в камере" и "колебания давления на входе в двигатель - колебания массовых расходов компонентов топлива через двигатель" с заданием возмущений с помощью специального пульсатора.
Проведенные испытания подтвердили работоспособность двигателя при объектовых особенностях условий его работы, работоспособность ряда агрегатов ракеты совместно с двигателем и позволили ограничиться двумя испытаниями блока Ц на огневом стенде в отличие от определенной ранее программы наземных испытаний блока, состоящей из 6-8 ресурсных пусков.
Результаты отработки двигателя РД-0120 характеризуются следующими показателями.
Первое огневое испытание двигателя - режим малой тяги, длительность 4,58 с - проведено в марте 1979 г. Первое огневое испытание на стопроцентном режиме длительностью 600 с проведено в мае 1984 г. До первого огневого испытания в составе блока Ц "Энергии" в феврале 1986 г. двигатель работал на режиме 100 %. Проведено 385 огневых испытаний 61 доводочного двигателя с суммарной наработкой 48400 с. До первого пуска "Энергии" в мае 1987 г. двигатель работал на режиме 100 %, проведено 482 огневых испытания 79 доводочных двигателей с суммарной наработкой 75000 с. До поставки двигателя, работоспособного на штатном режиме 106 + 3 % для "Энергии", проведено 689 огневых испытаний 83 доводочных двигателей с суммарной наработкой 133900 с. На 1 марта 1991 г. общая наработка при 785 испытаниях двигателя составляла 166250 с. Наибольшая наработка на одном двигателе - 4072 с при 9 включениях (испытания 1987-1988 гг.). Наибольшее время одного пуска - 1202 с (январь 1988 г.). Наибольший достигнутый режим форсирования - 123 % в течение 100 с (сентябрь 1987 г.).
В условиях хранения после проведения огневых технологических испытаний блока, транспортирования, а также межпускового профилактического обслуживания и ремонта при многократном применении проектом предусматривалась вероятность безотказной работы агрегата в штатном полете не ниже 0,99 к первому полету и 0,995 - к началу пилотируемых полетов.
В процессе отработки определялись количественные характеристики конструктивно-технологической надежности - точечная оценка вероятности безотказной работы и нижняя граница одностороннего доверительного интервала безотказной работы при доверительной вероятности 0,9. Контроль заданных уровней надежности агрегата проводился по методике государственного стандарта.
К моменту предъявления агрегата к междуведомственным испытаниям устранялись все причины отказов и неисправностей, появившихся в ходе отработки, и осуществлялся контроль надежности окончательного варианта конструкции для принятия решения о завершении отработки агрегата.
В процессе товарных поставок полученные количественные оценки надежности периодически уточнялись с учетом статистики испытаний.
Методика оценки и подтверждения надежности агрегатов многократного применения разрабатывалась в ходе наземной отработки.
Согласно исследованиям, проведенным на большом объеме статистической информации по испытаниям отечественных двигателей, для успешного выхода на огневые стендовые испытания блока Ц и в первый полет необходимо было подтвердить суммарную наработку агрегатов:
- для огневых стендовых испытаний блока Ц - 200 штатных ресурсов, что соответствует надежности единичного агрегата 0,985 или 0,941 - для связки из четырех агрегатов, при доверительной вероятности 0,95, что значительно выше запланированных показателей;
- для летных испытаний - 270 ресурсов, что соответствует надежности единичного агрегата 0,9989 или для связки - 0,956, при той же доверительной вероятности.
К первому огневому стендовому испытанию фактически достигнута надежность единичного двигателя 0,98, к первому полету - 0,985, ко второму полету - 0,993.
Проблема обеспечения надежности и безаварийности двигателя решена путем установления больших гарантийных запасов по ресурсу, количеству включений и по условиям работы при доводочных испытаниях двигателя; путем внедрения специальной системы приемо-сдаточных испытаний агрегатов и двигателя; путем создания систем аварийной защиты и технической диагностики.
Способ подтверждения работоспособности и надежности ресурсными испытаниями на эксплуатационных, штатных режимах требует значительных временных и экономических затрат. Проблема подтверждения надежности с сокращением затрат решается испытаниями двигателя на утяжеленных, форсированных режимах до отказа. Путем обработки экспериментальных данных по многократным испытаниям кислородно-водородных двигателей с помощью многофакторного корреляционно-регрессивного анализа получены приемлемые соотношения связи ресурса двигателя с режимом нагружения.
Полученные уравнения позволяют определить эквивалент по наработке двигателя на форсированных и номинальных режимах испытаний. Эквивалент определяется в зависимости от выбранного уровня форсированных режимов работы по отношению наработок двигателя при нормальных и форсированных испытаниях, при которых обеспечивается одинаковая вероятность отказа жидкостного двигателя.
Помимо общепризнанного комплекса операций сплошного контроля качества изготовления всех деталей и сборочных единиц двигателя, а также контрольно-выборочных испытаний от партии комплектующих элементов и двигателя в целом внедрено огневое контрольно-технологическое испытание без последующей переборки, замены узлов и агрегатов. Такой вид огневых испытаний исключает возможность привнесения новых дефектов в двигатель при его разборке и повторной сборке и вследствие этого признан наиболее эффективным для отечественных двигателей последнего поколения. Возможность внедрения контрольно-технологических испытаний двигателя РД-0120 без последующей переборки обеспечена его конструкцией и отработанностью методов технической диагностики и послепусковой профилактики.
Контрольные испытания проводились двумя включениями, из которых первое осуществляется на номинальном режиме, после чего в случае необходимости двигатель поднастраивается и проводится второе включение на эксплуатационном режиме - 106 % от номинального.
Контроль качества товарных двигателей осуществлялся с помощью следующих контрольных операций:
- огневые испытания каждого экземпляра двигателя без переборки;
- контрольно-выборочные испытания на три летных ресурса одного двигателя от поставляемой партии из пяти двигателей;
- специальные проверочные испытания одного двигателя,
- контроль технического состояния двигателя до и после предыдущих видов испытаний;
- полная дефектация двигателя после выборочных специальных проверочных испытаний.
Внедренная система показала свою эффективность. При всех видах контроля действует система технической диагностики. Система для двигателя РД-0120 отработана в составе следующих подсистем:
- тестового диагностирования;
- контроля технического состояния материальной части двигателя;
- диагностирования по функциональным параметрам, измеряемым в процессе пуска;
- оценки результатов тестового и функционального диагностирования. Подсистема тестового диагностирования двигателя включает в себя комплекс работ по контролю агрегатов, систем и двигателя в целом, выполняемому до и после каждого огневого испытания и позволяет сравнить информацию с ранее полученной на этом экземпляре двигателя и со статистикой, накопленной за предыдущее время отработки двигателя.
Полная система контроля включает анализ состояния наружных и внутренних поверхностей двигателя и его наиболее нагруженных агрегатов, контроля герметичности, контроля функционирования линий продувок, системы управления, магистралей питания запальных устройств, контроля функционирования агрегатов автоматики и регулирования зажигания, характеристик датчиков телеметрических измерений и системы аварийной защиты моментов вращения роторов агрегатов подачи. Подсистема диагностирования по функциональным параметрам включает совокупность мероприятий по обработке, анализу и оценке функциональных параметров работы двигателя и решает задачи оценки выполнения двигателем заданных функций и выдачи информации о возможных местах проявившихся неисправностей. С этой целью осуществлен выбор наиболее информативных, по возможности комплексных, критериев диагностирования. Положительным критерием диагностирования является попадание значения диагностического параметра в область допустимых значений, назначенную на основании статической модели двигателя с учетом статистической обработки значений, полученных при анализе удовлетворительных испытаний. В состав диагностических параметров входят:
- времена фактического срабатывания агрегатов автоматики и функционирование органов регулирования;
- параметры, определяющие запуск и выключение запальных устройств газогенератора и камеры;
- медленно и быстро меняющиеся параметры стационарных режимов.
Перед операцией диагностирования группа опорных параметров проходит проверку на достоверность.
Подсистема функционирует автоматически на ЕС ЭВМ с помощью разработанного единого комплекса прикладных программ оценки функционирования двигателя.
Подсистема оценки результатов тестового и функционального диагностирования включает в себя комплекс технических средств и методов контроля технического состояния материальной части двигателя на всех этапах его существования, а также совокупность организационно-технических мероприятий по подготовке и проведению контроля состояния, сбору, преобразованию, хранению, анализу и оценке информации о техническом состоянии при учете результатов всех огневых испытаний и принятии решения о техническом состоянии двигателя между испытаниями и допуске двигателя к очередному огневому испытанию.
ТЕЛЕГРАМКанал с обзорами, анонсами новинок и книжными подборками
Книжный Вестник
Бот для удобного поиска книг (если не нашлось на сайте)
Поиск книг
Свежие любовные романы в удобных форматах
Любовные романы
О психологии, саморазвитии и личностном росте
Саморазвитие
Детективы и триллеры, все новинки
Детективы
Фантастика и фэнтези, все новинки
Фантастика
Отборные классические книги
Классика
ВКОНТАКТЕБиблиотека с любовными романами, которая наверняка придётся по вкусу женской части аудитории
Любовные романы
Библиотека с фантастикой и фэнтези, а также смежных жанров
Фантастика
Самые популярные книги в формате фб2
Топ фб2
книги