Техническая диагностика совершенствовалась в ходе отработки двигателя. На более ранних этапах отработки объем диагностики, особенно подсистемы тестового диагностирования, менялся в соответствии с выполнением задач отработки. Так, например, при отработке циклограммы запуска дополнительно контролировалась целостность форсунок газогенератора до тех пор, пока запуск двигателя не был отработан и не были исключены взрывы в форсунках окислителя. При отработке агрегатов автоматики в составе двигателя был выявлен дефект некоторых пневмоклапанов - потеря герметичности. Контроль состояния был расширен в части проверки работоспособности пневмоклапанов и введена дополнительная проверка внутренней герметичности двигателя после этих проверок. На этапе отработки запуска запальных устройств контроль системы зажигания несколько раз уточнялся, что позволило надежно выявить различные дефекты на более поздних этапам отработки двигателя.
Диагностирование по функциональным параметрам, существующее сегодня, позволило определить с достаточной надежностью источник изменения характеристик двигателя во время огневых испытаний, например, изменения коэффициента полезного действия насоса горючего, турбины, засорения охлаждающего тракта камеры, что подтверждалось при дополнительном испытании или при невозможности проведения его в составе двигателя при дефектации агрегата. Эффективность принятой системы диагностики, подтвержденная при отработке двигателя и при испытаниях в составе блока Ц, позволила снизить затраты на отработку двигателя благодаря принятию своевременных мер по парированию дефектов, выявленных в процессе испытаний.
В обеспечение создания мощного кислородно-водородного двигателя второй ступени с высокими удельными характеристиками решен целый ряд научных, научно-технических и технологических проблем.
Большой комплекс научно-исследовательских работ, проведенных по системе смесеобразования, по потерям удельного импульса в сопле, влиянию регенеративного охлаждения, позволил обеспечить максимальное значение удельного импульса в условиях жестких ограничений по габаритам соплового блока.
Решена проблема надежного охлаждения камеры сгорания в результате исследований по системе охлаждения камеры сгорания с пристеночным слоем, транспирационному охлаждению огневого днища с перфорацией (примерно 20000 отверстий диаметром 0,2 мм), характеристикам теплоотдачи водорода в зависимости от шероховатости стенки, отработке никель-хромового покрытия.
Научные работы по выбору оптимальной конструкции смесительных элементов, оптимизации параметров позволили создать высоконапряженный газогенератор, по совершенству процессов, неравномерности температурного поля и массовым характеристикам не уступающий газогенераторам аналогичного американского двигателя. Решены проблемы создания многоразовой электроплазменной системы воспламенения топлива в камере и газогенераторе в широком диапазоне внешних условий с помощью запальных устройств, работающих на основных компонентах топлива и подаваемых от основных насосов.
В результате проведенного комплекса расчетно-экспериментальных работ созданы конструкции основного и бустерных насосных агрегатов с высокими удельными параметрами, не имеющие аналогов в нашей стране.
Решены проблемы, связанные с недостаточной стойкостью конструкционных материалов в водороде, склонностью к разгару кислородных насосов высокого давления.
Решены проблемы обеспечения работоспособности крыльчаток при окружных скоростях, превышающих достигнутый ранее уровень обеспечения динамической прочности, необходимого коэффициента полезного действия, минимального уровня пульсации давления насосов, создания плавающих уплотнений, работающих в жидком водороде. С этой целью выполнен большой объем расчетно-экспериментальных работ, созданы новые методики и стенды испытаний. В частности, для обеспечения устойчивости ротора турбонасосного агрегата разработана методика высокочастотной балансировки, созданы упруго-демпферные опоры, обеспечивающие необходимое демпфирование и переход к критическим частотам вращения с минимальными нагрузками на подшипники.
Разработкой специальных методик автоматизированного конструирования, широкого использования плавающих уплотнений и соединений с защитными покрытиями, стойкими к возгоранию, решена задача исключения возгорании конструкции кислородных насосов при высоких давлениях.
Для отработки двигателя создана уникальная экспериментальная база, включающая три кислородно-водородных стенда, хранилища, системы переохлаждения компонентов топлива и их нейтрализации, командно-измерительный комплекс. Строительство и ввод в эксплуатацию базы проводился параллельно с отработкой двигателя на натурных режимах, что позволило значительно сократить сроки его создания.
Решение научно-технических проблем позволило создать уникальный кислородно-водородный двигатель с высокими энергетическими параметрами.
Программа одноразовых систем с точки зрения двигательных установок в общем определилась к 1989 г. Эту программу можно разбить на два этапа: первый этап - это непрерывное совершенствование конструктивных элементов, повышение надежности двигателей на основе статистического накопления данных, их массовых характеристик, и второй этап - изменение стратегических характеристик, связанных с форсированием двигателя по тяге до 230 т в пустоте и до 224 т на земле, повышением удельного импульса до 460,5 с в пустоте и до 443 с на земле. При этом планировалось изменение конструкции и компоновки.
К стратегическим характеристикам следует отнести и многоразовость использования двигателя с доведением ее уровня до значений не ниже тех, которые соответствуют двигателю первой ступени РД-170, и далее - до 20 ресурсов в сумме, с учетом расхода ресурсов на контрольных этапах и при прохождении профилактики двигателей.
Опять водород
К началу работ с жидким водородом в плане создания ракеты-носителя "Энергия" к I977 г. было осуществлено научно-техническое обеспечение этого направления. Было создано производство жидкого водорода с мощностью до 10 тыс. т в год. Создан парк железнодорожных цистерн с экранно-вакуумной изоляцией для перевозки жидкого водорода. Построены испытательные стенды для двигателей с жидким водородом на тягу 50 т в Загорске и 300 т в Нижней Салде. Практически начата отработка двух жидкостных двигателей на водороде с тягой 7,5 т (главный конструктор В.Ф.Богомолов) и 40 т (главный конструктор А.М.Люлька). Создан криогенно-машиностроительный комплекс (директор Института криогенной техники В.П.Беляков). Проведен ряд работ по материаловедению в условиях криогенных температур и воздействия жидкого водорода на конструкционные металлы в Физико-техническом институте, Центральном НИИ материаловедения и Государственном институте прикладной химии. Изучены взрывчатые свойства систем (водород и кислород в различных сочетаниях) по физическому состоянию (газ, жидкость и твердое тело). Работы проводили институты химической физики Академии наук и прикладной химии. В 1976 г. разработана летающая лаборатория на самолете Ту-154 с двигателем НК-88, первые полеты проводились несколько позднее. Двигатель НК-88 имел тягу 29 т и ресурс до 50 ч. Однако потребление жидкого водорода не вырастало до заявленного уровня. Правительством было принято решение в конце семидесятых годов о прекращении строительства и проектирования производственных баз "Куйбышевазот", "Навоиазот" и в городе Салда.
В Соединенных Штатах после завершения программы "Аполлон" производство жидкого водорода упало и составляло на начало работ с "Спейс Шаттлом" 70 тыс. т в год.
К 1980 г. функционировало производство жидкого водорода в СССР в Чирчике, Загорске и Днепродзержинске, но с полной загрузкой. В Чирчике и Загорске действовали установки, использующие газообразный водород, получаемый электролизом воды. В Навои и других комбинатах азотной промышленности действовали установки, использующие водородно-азотную смесь, отбираемую из агрегатов синтеза аммиака.
Широкое внедрение водородного топлива сдерживалось, например, в авиации, из-за необходимости более уверенного решение вопроса эксплуатации водородных систем и наземного обслуживания Стоимость жидкого водорода в 1980 г. была 5,6 руб. за килограмм. После десятилетней эксплуатации установок при проектной их загрузке планировалось достичь стоимости 2,5 руб. за килограмм водорода.
В поисках удешевления производства рассматривалось в перспективе применение плазмохимического и термоэлектрохимического методов получения водорода. Изучалась возможность применения ядерной энергии в процессах электролиза, термохимического разложения. НИКИЭТ и институт имени Курчатова показали, что могут быть использованы отработавшие свой срок радиоактивные агрегаты для дешевого расщепления воды. Получение твердого водорода в виде снега осуществлялось дросселированием водородно-гелиевой смеси и дросселированием жидкости в вакуум.
Немецкое отделение "Эрбас" утверждает следующее. За последние сто лет население Земли стремительно выросло. Повысилось потребление энергии. До сих пор источниками энергии были: уголь, нефть, природный газ, древесина. При их сгорании образуется углекислый газ, накапливающийся в атмосфере. Возникают вопросы: надолго ли хватит ископаемого сырья и как долго еще можно создавать парниковый эффект на Земле. Промышленно разрабатываемых резервов нефти хватит еще на 40 лет, дальнейшая добыча связана с повышением затрат. Авиация, хотя и потребляет менее, чем 3 % добываемых энергоресурсов, требует кардинальных решений, не зависящих от ситуации, складывающейся с топливами.
Фирмы под руководством немецкой компании "Deutche Aerospace Airbus" с основными партнерами - КБ А.Н.Туполева и двигательным бюро Н.Д.Кузнецова - ведут совместные работа по созданию транспортного самолета на водородном топливе "Криоплан". Первое поколение самолетов на жидком водороде будет создаваться на базе традиционных типов аэробусов А-300В. Генеральная проблема при размещении жидкого водорода - это в 4 раза больший объем по сравнению с керосином, и экстремально низкая температура, которая требует специальных конструктивных мер. Преимущество жидкого водорода - меньший втрое, по сравнению с керосином, вес, что снижает массу самолета.
В России жидкий водород рассматривался как топливо будущего. Путь к этому - через промежуточный этап - природный газ. В КБ А.Н.Туполева расширяются работы над проектами самолета на сжиженном природном газе - Ту-156. Криогенный комплекс в аэропорту состоит из электролизера для производства жидкого водорода из воды или конвертера для производства из природного газа, очистных сооружений, устройства для сжижения. Для снижения стоимости производства комплексов задумано серийное их изготовление и монтаж в аэропортах. Маленькие аэропорты будут получать транспортируемые модули.
О безопасности. Да, существует определенный психологический барьер. Но ведь и бензиновые двигатели когда-то вызывали страх. Автомобильный водородный бачок испытывали на скоростной тележке, имитируя разрушение или мгновенную разгерметизацию бака - водород также почти мгновенно улетучивался, а взрыва не было ни разу. По Москве с 1978 г. почти десять лет ходили два автомобиля, РАФ и "Волга", работавшие на водороде. Безвредность выхлопа даже на бензоводородной смеси резко повышается за счет более полного сгорания бензина.
При создании ракеты-носителя "Энергия" в целях улучшения ее массовых характеристик была поставлена задача обеспечения ракеты переохлаждаемыми компонентами топлива и поддержания заданных температур при стоянке ее на стартовом комплексе.
При решении этой задачи учитывались ограниченные мощности систем энергоснабжения стартового комплекса. Поэтому при создании наземных систем заправки предпочтение отдавалось тем способам переохлаждения компонентов, которые характеризуются минимальными энергозатратами, а также обеспечивают длительное хранение компонентов без изменения их кондиции.
Для улучшения массовых характеристик ракеты путем повышения плотности заправляемых компонентов топлива впервые в отечественной ракетной технике задача заправки ракеты-носителя в больших количествах переохлажденными водородом и кислородом была успешно решена. Соединенные Штаты использовали так называемый кипящий водород. Переохлажденный кислород применялся давно - с Р-9.
Созданная система заправки водородом обеспечивала подачу в ракету в режиме заправки переохлажденного (до -255 ╟С) жидкого водорода и поддержание его температуры там на уровне -253 ╟С в режиме термостатирования на заключительном этапе подготовки ракеты к пуску.
Наряду с основной задачей переохлаждения компонентов был решен ряд взаимосвязанных с этим задач, в том числе по обеспечению чистоты криогенных компонентов, осушке горючего РГ-1.
Созданные для заправки "Энергии" системы не имеют аналогов в отечественной и мировой технике и являются уникальными образцами заправочных систем.
Криогенные системы заправки жидким кислородом и жидким водородом были разработаны и изготовлены предприятием п/я А-3605, система заправки горючим РГ-1 - предприятием ПО "Ждановтяжмаш" по техническим заданиям КБОМ на основе исходных данных НПО "Энергия".
Для охлаждения криогенных жидкостей ниже температуры кипения, то есть получения переохлажденные жидкостей, применяются различные холодильные процессы, которые можно осуществить тремя способами:
- посредством теплообменника с использованием хладагента на требуемом температурном уровне (холодильные машины, теплообменники с криогенными жидкостями, кипящими при температуре, более низкой, чем охлаждаемая);
- барботированием неконденсирующимся газом;
- прямым вакуумированием ванны с жидкостью.
В способе охлаждения криогенных жидкостей с помощью холодильных машин производится выбор типа холодильных машин. В настоящее время применяются два их типа. Первый охватывает холодильные установки, реализующие низкотемпературный цикл в классической совокупности агрегатов: компрессор, холодильник, расширительная машина, охладитель или теплообменник для снятия тепловой нагрузки. Второй - это холодильные машины с внутренней регенерацией тепла. В таких машинах теплообменник регенератор расположен в мертвом пространстве расширительной машины, процесс расширения протекает одновременно с процессом теплообмена в регенераторе. Регенерация тепла осуществляется одновременно с процессом сжатия рабочего тела. Охлаждение криогенных жидкостей в газовых холодильных машинах происходит в теплообменнике за счет эффекта охлаждения - расширения рабочего газа с совершением внешней работы.
Метод охлаждения криогенных жидкостей с помощью холодильных машин применяется, как правило, в случаях, когда необходимо исключить потери охлаждаемой жидкости в процессе ее охлаждения и длительного хранения. При хранении больших количеств криогенных жидкостей применение этого способа требует установки громоздких и дорогостоящих машин, что экономически не оправдано.
Холодильные машины с внутренней регенерацией тепла компактны и относительно просты в эксплуатации, они легко могут быть автоматизированы, но имеют небольшую холодопроизводительность и могут применяться для охлаждения и термостатирования только небольших количеств криогенных жидкостей.
Способ охлаждения посредством теплообменника в одинаковой мере применим для охлаждения любой криогенной жидкости. В качестве хладагента может использоваться жидкость, кипящая при температуре более низкой, чем охлаждаемая, или газ, охлаждаемый до требуемого температурного уровня с помощью постороннего холодильного цикла.
В качестве хладагентов для переохлаждения водорода может быть использован жидкий водород, кипящий под вакуумом. Для охлаждения жидкого кислорода могут использоваться жидкий азот и жидкий азот, кипящий под вакуумом, бинарная смесь (жидкий кислород плюс жидкий азот под вакуумом) и жидкий водород. Способ охлаждения жидкости путем барботажа через нее неконденсирующегося газа, например, гелия, заключается в том, что пузырьки гелия, проходя через массу жидкости, насыщаются парами жидкости до равновесного состояния. Несущая пузырьки гелия жидкость понижает свою температуру, так как парообразование идет за счет внутренней энергии жидкости. Этот метод отличается надежностью и высокой холодопроизводительностью. Недостатком его является большой расход дорогостоящего и дефицитного гелия в процессе охлаждения. Для этого на стартовой позиции необходимо иметь большой запас гелия в баллонах, а также сложную систему очистки от примесей охлаждаемой жидкости. Это снижает эффективность данного метода.
В способе охлаждения жидкости путем вакуумирования парового пространства охлаждение производится за счет частичного испарения жидкости при непрерывном отводе паров вакуумным агрегатом. Вакуумирование является простым, надежным способом, требующим только наличия соответствующих средств откачки пара. Такой способ может быть использован для переохлаждения жидкого водорода, однако он мало пригоден для глубокого охлаждения жидкого кислорода вследствие малого давления насыщенных паров кислорода при этих температурах. Вакуумные агрегаты дают очень малую производительность при таком давлении на входе.
Одним из наиболее приемлемых средств вакуумирования, несмотря на низкий коэффициент полезного действия, является установка с газовым эжектором. Преимуществами такой установки является простота, надежность в работе и возможность отвода от охлаждаемой жидкости больших количеств тепла.
Для охлаждения же высококипящих жидкостей применяются холодильные машины. В зависимости от степени охлаждения выбирается соответствующий тип машин.
Способ охлаждения жидкого кислорода для заправки "Энергии" с применением газового эжектора при минимальной стоимости прост в управлении, не требует регулирования и в связи с отсутствием машинного оборудования обладает максимальной надежностью. Кроме того, для его реализации не требуется создания специального хранилища азота. Для обеспечения автономности система охлаждения включает в себя два охладителя, которые обеспечивают охлаждение до требуемой температуры кислорода, идущего на заправку отдельно блока второй ступени и блоков первой ступени. Суммарный расход жидкого азота на одну заправку составляет 200 т.
Принцип работы системы переохлаждения заключается в следующем: в охладителе, стоящем на линии подачи в блок второй ступени, кислород за счет теплообмена с кипящим под атмосферным давлением азотом охлаждается до температуры -195 ╟С, после чего идет на заправку блока. В охладителе, стоящем на линии заправки блоков первой ступени, кислород охлаждается до такой же температуры, а затем смешивается с потоком жидкого кислорода, поступающим по байпасной линии, в результате чего нагревается до температуры -190 ╟С и поступает на заправку блоков первой ступени. Температура жидкого кислорода на выходе из охладителя блоков первой ступени задается заранее и достигается за счет перераспределения потоков через охладитель и байпасную линию с помощью соответствующих клапанов.
В связи с необходимостью переохлаждения кислорода была решена задача обеспечения чистоты продукта. Анализ возможных способов охлаждения жидкого водорода показал, что наиболее целесообразным является охлаждение заправочного потока в теплообменнике, размещенном в ванне с жидким водородом, кипящим под вакуумом. В связи с этим анализировалось применение в система охлаждения жидкого водорода различных типов средств вакуумной откачки. При этом учитывались следующие основные требования, предъявляемые к системе:
- определенная холодопроизводительность при заданной температуре кипения в ванне охладителя;
- взрывобезопасность;
- экономическая эффективность;
- простота управления и эксплуатации;
- заданные показатели надежности.
Величина холодопроизводительности, уровень давления и температура откачиваемого газа определяет объемную производительность средств вакуумной откачки, а следовательно, их тип и количество. Откачка подогретых до нормальных температур паров водорода обеспечена наиболее высокопроизводительными средствами: осевыми, центробежными вакуумными насосами и эжекторами. Однако "теплая" откачка требует применения большого количества машинного оборудования для выполнения предъявленных к системе требований, а также значительного расхода энергии на подогрев газа, что в сочетании с большой потребляемой мощностью является неэффективным и усложняет систему из-за необходимости применения специальных теплообменных аппаратов и обеспечения теплоносителем. В связи с этим вариант системы охлаждения водорода с откачкой подогретых паров был отклонен. Указанные недостатки в значительной степени устраняются при откачке "холодных" паров. Однако, несмотря на достаточно большой ассортимент вакуумных насосов, выпускаемых отечественной промышленностью, их выбор для систем охлаждения криогенных жидкостей ограничен. Основной причиной является отсутствие надежных, высокопроизводительных насосов, работоспособных при криогенных температурах. По состоянию развития вакуумной техники на период 80-х годов, наиболее освоенными средствами откачки "холодных" паров водорода явились газовые эжекторы, в которых в качестве активного газа используется азот. Таким образом была определена схема и состав оборудования для системы охлаждения водорода.
Охлаждение подаваемого в ракету жидкого водорода решено было осуществлять в трубчатых теплообменниках двух последовательно расположенных охладителей. Хладагентом является жидкий водород, кипящий в межтрубном пространстве теплообменника при пониженном давлении. Пары водорода из парового пространства охладителей откачиваются эжекторами. Пневмогидравлическая схема позволяет обеспечить различную холодопроизводительность системы за счет включения в работу различного числа эжекторов.
Охладители представляют собой горизонтальные цельносваренные цилиндрические двухстенные аппараты со встроенными во внутренний сосуд (ванна охладителя) теплообменниками. На наружную поверхность трубок нанесено капиллярно-пористое покрытие, которое служит для интенсификации теплообмена. Теплообмен осуществляется между потоком жидкого водорода, движущимся по трубкам теплообменника, и водородом, кипящим в межтрубном пространстве при давлении ниже атмосферного.
Результаты работ со стендовыми образцами и первыми летными ракетами "Энергия" подтвердили правильность принятых в наземных системах заправки технических решений задачи переохлаждения компонентов топлива: жидкого кислорода - в процессе заправки в ванне с жидким азотом, кипящим при атмосферном давлении; жидкого водорода - в процессе заправки в ванне с жидким водородом, кипящим при пониженном давлении; горючего РГ-1 - с помощью холодильных машин. Наземные системы обеспечили заправку ракеты с заданными температурами с высокой степенью точности. Выбранные схемы переохлаждения компонентов обеспечили выполнение поставленной задачи с минимальными энергозатратами. Переохлаждение криогенных компонентов в процессе заправки без предварительного захолаживания в хранилищах существенно увеличило надежность заправочных систем, сократило сроки подготовки систем к работе с ракетой, позволило обеспечить длительное хранение с гарантией кондиционности компонентов. При этом были также решены вопросы обеспечения требуемой чистоты компонентов.
Принятые в заправочных системах схемы переохлаждения больших количеств компонентов топлива за счет теплообмена между собой различных криогенных продуктов отличаются минимальным энергопотреблением, что позволило решить поставленную задачу без создания на полигоне дополнительных крупных холодильных центров и мощных систем энергоснабжения стенда и старта. При создании криогенных систем была также решена проблема организации на полигоне рабочих мест (стендов) для сборки крупногабаритных сферических емкостей объемом 1430 м3 и их доставки к месту монтажа. Для сварки емкостей потребовалось создание рабочего места, защищенного от внешней среды и имеющего внутри стабильную положительную температуру. Эта задача была решена путем временного использования одного из пролетов монтажно-испытательного корпуса ракеты-носителя, а также создания рабочих мест, закрытых надувными палатками большого объема, на самих стенд-старте и старте, когда монтажно-испытательный корпус пришлось освободить в связи с монтажом в нем оборудования для сборки ракеты-носителя.
Система дожигания выбросов непрореагировавшего водорода
Запуск и останов двигателей ракет-носителей, использующих в качестве одного из компонентов топлива жидкий водород, какими являются двигатели второй ступени ракеты-носителя "Энергия", маршевые двигатели "Спейс Шаттла", сопровождаются выбросами непрореагировавшего водорода из их сопел до начала и по окончании высокотемпературного процесса в камерах сгорания.
При смешивании этих выбросов с окружающим воздухом образуются взрывоопасные водородно-воздушные смеси. Их накопление в объеме пусковой установки и последующее инициирование от струй запускающихся двигателей или от случайного источника воспламенения может привести к их взрывному сгоранию с недопустимым ударно-волновым воздействием на конструкцию ракеты, что и было, в частности, зарегистрировано при запуске двигателей "Спейс Шаттла". Для исключения воздействий необходимо принятие специальных мер по нейтрализации выбросов, исключающих образование, недопустимое накопление и взрывное сгорание смесей водорода с окружающим воздухом. Нейтрализация выбросов водорода могла быть осуществлена путем смешивания их с инертными газами с целью флегматизации, ингибирования или балластировки выбросов или путем их своевременного поджигания на выходе из сопел двигателей, что исключает накопление смеси с последующим догоранием в окружающей среде.
Запуск и останов двигателей ракеты "Энергия" при пуске и огневых стендовых испытаниях может сопровождаться выбросами непрореагировавшего водорода в количествах до тысячи кубических метров с последующим образованием взрывоопасных смесей. Конструктивное загромождение пусковых устройств старта способствует переходу дефлаграционного сгорания смол (сгорание без взрыва) в детонационное, при котором ударно-волновые воздействия существенно усиливаются.
Анализ показал, что такие известные методы, как флегматизация, ингибирование и балластировка выбросов водорода инертными газами являются неприемлемыми вследствие больших потребных расходов инертных газов и необходимости надежного перемешивания их с выбросами водорода, обеспечить которые с учетом особенностей функционирования, характеристик и конструкции ракеты и старта не представляется возможным.
В этих условиях и с учетом имеющегося отечественного опыта признан целесообразным и принят метод принудительного воспламенения выбросов на выходе из сопел двигателей с последующим догоранием в объеме пускового устройства.
Организация надежного воспламенения и невзрывоопасного догорания больших количеств водорода является сложной научно-технической задачей. Решение ее в специфических условиях схемно-конструктивного исполнения ракеты и старта с учетом малой величины допустимого ударно-волнового воздействия на ракету осложняется рядом факторов:
- наличием в пусковом устройстве старта инертных газов от продувок отсеков и агрегатов;
- подачей в пусковое устройство воды с расходом до 35 т/с в истекающие из сопел двигателей продукты сгорания, осуществляемой в непосредственной близости от сопел и зажигательных устройств системы дожигания;
- сложной газодинамической установкой в пусковом устройстве;
- высокими скоростями и неустойчивым характером истечения водорода из сопел двигателей, происходящего на режиме глубокого перерасширения.
Кроме указанных факторов, осложняющих создание факелов, организацию воспламенения и догорания выбросов водорода и способствующих переходу дефлаграционного сгорания в турбулентное и детонационное с соответствующим повышением интенсивности ударно-волновых воздействий на ракету, при разработке и создании системы дожигания необходимо было учитывать конструктивно-технические особенности.
Оказались неприемлемыми ранее известные пиротехнические, жидкостные и другие зажигательные устройства, такие, как твердотопливное зажигательное устройство одноразового применения для "Спейс Шаттла" или применяемые на стендах маломощные однокомпонентные зажигательные устройства, образующие постоянные дежурные факелы.
Система дожигания для столь специфических условий функционирования разрабатывалась впервые. При этом данные по характеристикам потоков выброса водорода из сопел, по составу среды и газодинамической обстановке в пусковом устройстве отсутствовали. Отсутствовали также теоретические, экспериментальные методы определения характера и интенсивности процессов горения водородно-воздушных смесей, данные по режимам воспламенения потоков водорода в процессе истечения и перемешивания с окружающей средой, содержащей инертные газы, а также данные по потребной и фактической дальнобойности факелов в условиях, создающихся на старте.
В связи со сложностью и опасностью проведения исследований процессов истечения, воспламенения и горения непрореагировавшего водорода в условиях старта и их большим потребным количеством, основной объем этих исследований проводился на модельных установках масштаба 1/155, 1/72 и 1/10 с подтверждением результатов на ряде контрольных испытаний в натурных условиях. Отработка функционирования системы дожигания, проверка ее работоспособности и эффективности осуществлялась, в силу особенностей системы, непосредственно в составе ракетного комплекса.
В конечном счете было создано принципиально новое двухкомпонентное зажигательное устройство внешнего горения, способное обеспечивать устойчивый факел в условиях старта, в том числе в среде инертных газов. Его особенностью является то, что внутри зажигательного устройства происходит только образование высокотемпературной водородной плазмы - инициатора воспламенения, а образование смеси, ее поджиг и стабилизация пламени происходят вне устройства в спутном потоке, чем обеспечивается устойчивость факела и его большая дальнобойность и исключается влияние факела на сопло. В обеспечение эксплуатационной надежности зажигательного устройства проведено свыше 700 испытаний.
Правильность заложенных при проектировании системы теоретических положений и конструкторских решений, достаточность экспериментальной отработки, работоспособность и эффективность системы подтверждены успешным функционированием ее в составе натурных ракет.
Система пожаро-взрывопредупреждения
Опыт эксплуатации ракет показывает, что создание конструкций, гарантирующих полную герметичность разъемных соединений и сварных швов, практически невозможно. Даже при нормально функционирующем двигателе в пневмо-гидросистемах возможны натекания водорода, керосина РГ-1 и кислорода в отсеках ракеты. При аварийных ситуациях вероятность натекания компонентов резко увеличивается. Газообразный водород с воздухом или кислородом образует в широком диапазоне взрывоопасные смеси: с концентрацией 4-74 % (водород - воздух), 4 4 % (водород - кислород). Пары РГ-1 с воздухом и кислородом образуют взрывоопасные смеси с нижним пределом по концентрации 2,15 % и 1,83 % объема. При этом энергия инициирования взрыва с воздухом равна всего 0,019 млДж, а паров РГ-1-0,2 млДж.
Были проведены научно-исследовательские работы по созданию идеологии, обеспечивающей пожаро-взрывобезопасность ракеты-носителя. Наряду с пассивными мерами безопасности, такими, как высокая герметичность баковых конструкций и магистральных трубопроводов, исключение застойных зон, исключение нагрева поверхностей, локализация возможных источников инициирования, введение профилактической продувки и заполнение азотом хвостовых отсеков, признано необходимым ввести в состав ракеты систему взрывобезопасности - автоматизированную систему пожаро-взрывопредупреждения, включающую в себя датчиковую аппаратуру газоанализа среды в отсеках ракеты, пожарных извещателей, реагирующих на пламя водорода и РГ-1, а также приборов, обрабатывающих показания датчиковой аппаратуры и реализующих алгоритмы управления подачи азота в отсеки ракеты при аварийной ситуации.
Автоматизированная система пожаро-взрывопредупреждения служит для обеспечения пожаро-взрывобезопасности ракеты в полете и на этапе подготовки к пуску. Она осуществляет контроль состава газовой среды и обнаружение возгорании в отсеках, обработку информации, полученной от первичной датчиковой аппаратуры, выдачу команд на включение подачи в отсеки ракеты бортовых и наземных средств флегматизации (азота) и пожаротушения (хладона) по заданным алгоритмам работы. В состав системы пожаро-взрывопредупреждения входят газоанализаторы водорода, кислорода, РГ-1, пожарные извещатели возгорания водорода (блок Ц), РГ-1 (блок А), бортовые приборы автоматики.
Датчиковая аппаратура создавалась в нашей стране впервые и организации-разработчики не имели технического задела. При создании датчиков концентрации водорода и кислорода разработчики столкнулись с рядом сложных проблем, которые ранее в отечественной практике газоаналитики решены не были. Приведем основные из них.
∙ Создание датчиков оксида и винила, обладающих высоким быстродействием в 2 - 4 с и точностью с погрешностью не более 5 %, имеющих малые габариты и вес и работающих в условиях пониженного давления (до 10 мм рт.ст.), широкого диапазона температур, ударных нагрузок до 100 единиц, вибрационных нагрузок от 1 единицы в секунду, акустического шума, электромагнитных полей.
∙ Создание высокостабильных вторичных преобразователей, имеющих систему коррекции динамических характеристик датчиков и систему терморегулирования.
Для решения указанных выше задач в газоанализаторе кислорода была применена принципиально новая схема электрохимического датчика, которая обеспечила возможность создания высокочувствительного, малоинерционного и малогабаритного средства измерения с малым энергопотреблением.
Мероприятия и средства по обеспечению пожаро-взрывобезопасности предусматривали определенный объем экспериментальных работ:
∙ комплексную отработку системы пожаро-взрывопредупреждения на штатном полноразмерном имитаторе хвостового отсека блока Ц с использованием натурных рабочих тел по составу и состоянию газовой среды в имитаторе;
∙ физическое моделирование выбросов водорода, непрореагировавшего при запуске двигателя, и выработка конструктивных и методических мероприятий по утилизации этих выбросов;
∙ имитацию аварийных проливов на землю и в полуограниченные пространства - имитаторы газоходов стартовых комплексов и выработка мероприятий по борьбе с такими проливами.
Целью испытаний являлась отработка системы пожаро-взрывопредупреждения блока Ц в условиях, максимально приближенных к штатным, со следующими задачами.
∙ Отработка равномерной (без застойных зон) вентиляции отсека контура двигательной установки и двигательного отсека при замене в них воздуха на азот в режимах профилактической и интенсивной продувок.
∙ Экспериментальное определение зон возможного скопления (повышенной концентрации) паров компонентов в объеме отсека, предварительно заполненного азотом.
∙ Проверка вентиляции и перемешивания паров компонентов с азотом и хладоном 13В1 для аварийных случаев.
∙ Уточнение количества и мест размещения датчиков концентрации системы пожаро-взрывопредупреждения.
∙ Уточнение мест размещения датчиков возгорания (пожарных извещателей) из условия обеспечения максимальной обзорности наиболее вероятных мест возникновения пожара в отсеке.
∙ Экспериментальная проверка эффективности окон сброса газа из отсека при различных режимах подачи азота и хладона (для аварийных случаев), в том числе определение максимальной пропускной способности окон сброса при перепаде давления между отсеками и окружающей средой не более 0,1 атм.
∙ Выработка рекомендаций по уточнению принятого алгоритма работы системы пожаро-взрывопредупреждения блока Ц в части выбранных пороговых значений концентрации газа и временных интервалов срабатывания бортовых исполнительных средств.
∙ Проверка гидравлических характеристик распылителей при подаче хладона и бортового азота.
∙ Отработка режима аварийной продувки в отсеках с расходами аварийной продувки 3,0; 7,5; 15 кг/с и измерением давления в объеме отсека и под чехлами.
∙ Экспериментальная отработка штатных аварийных дренажных устройств с целью проверки их работоспособности и определения их влияния на параметры газовой среды в отсеках конуса двигательной установки и двигательного отсека и на конструкцию ракеты.
∙ Оценка состава газовой среды и ее газодинамического состояния.
∙ Корректировка параметров подачи рабочих компонентов системы дожигания.
∙ Отработка циклограммы работы системы дожигания в модельных условиях с целью проверки и подтверждения принятых времен подачи рабочих компонентов, обеспечивающих взрывобезопасность воспламенения.
∙ Исследование условий сгорания водородо-воздушных смесей с учетом обеспечения пожаро-взрывобезопасности.
Аналитический обзор показал, что на то время не существовало надежных методик моделирования вентиляционных процессов объектов сложной конфигурации и не было научно-методических основ создания активных средств пожаро-взрывобезопасности, поэтому оставался единственный метод - метод полного воспроизведения натурных условий, определяющих процесс газораспределения. Определяющими факторами при этом являлись: внутренняя геометрия исследуемых объектов ракеты, полное конструктивное их выполнение и выдержка полностью режимов продувки отсеков. Особо важно было сохранить точки контроля концентрации кислорода, водорода, пожарных извещателей, штатную газоаналитическую аппаратуру со штатными исполнительными средствами системы пожаро-взрывопредупреждения, со штатными бортовыми и наземными приборами автоматики.
Объект испытаний представлял собой имитацию замкнутого объема хвостового отсека с одним двигательным отсеком блока Ц.
Наиболее достоверные данные, отражающие реальные процессы, для оценки правильности принятых технических решений по обеспечению нейтрализации выбросов непрореагировавшего водорода получены на полномасштабной ракете. Кроме того, была принята методика проведения экспериментальных работ в полном объеме на макетах с последующей проверкой полученных результатов на контрольных экспериментах в натурных условиях.
Анализ условий моделирования процессов течения потоков при выбросах непрореагировавшего водорода определил необходимость выполнения следующих требований:
- конструкция модели должна быть геометрически подобна натурной;
- физико-технические параметры истекающих из сопел двигателей струй газов и окружающей среды должны соответствовать натурным;
- должно выполняться газодинамическое подобие в натурных и модельных условиях.
Так как на универсальном комплексе (стенд-старте) имеет место струйное течение воды для охлаждения лотка и азота для продувки отсеков, то при моделировании этих условий необходимо выполнять следующие требования: подобие геометрического расположения и направления осей струй натурным характеристикам; уменьшение, в соответствии с масштабом натурного соотношения, расходов выбросов непрореагировавшего водорода и данного компонента (воды и азота); сохранение начальных скоростей струй, соответствующее масштабу моделирования уменьшение дальнобойности струй по сравнению с натурным.
Моделирование процессов горения сопряжено с трудностью, вызываемой противоречивостью требований, предъявляемых к масштабному фактору. Так, если при постоянной скорости газа одновременно выдерживать и геометрическое подобие, то время пребывания уменьшится пропорционально масштабу. То есть добиться полного подобия модели и прототипа обычно при моделировании невозможно. Эту трудность удалось преодолеть за счет применения так называемой частичной модели - когда модели служат только для воспроизведения какого-либо явления, наблюдаемого в прототипе. Был разработан объект испытаний для исследования эффективности разрабатываемых мероприятий по безопасности работ при наличии выбросов непрореагировавшего водорода при запуске двигателей на стартовом комплексе.
Объект испытаний состоял из выполненных в масштабе 1:10 упрощенных моделей стартового пускового устройства, блока Я, хвостовой части и имитатора блока А. Объект испытаний устанавливался на модели газовода, выполненной также в масштабе 1:10, был сменным, так как на втором этапе работ использовалась модель газовода старта. Модель представляла собой сварную конструкцию с плоскими стенками и тремя сквозными вертикальными проемами, которая устанавливалась на газоводе. Сверху крепилась модель блока Я. Модель хвостовой части состояла из элементов блоков А, модельных сопел двигателей, имитатора днища и дренажных устройств, имитирующих продувки азотом хвостового отсека ракеты. Модельные сопла изготовлены с профилем, геометрически подобным натурному (в масштабе 1:10), и укреплены на плите, имитирующей днище конуса двигательной установки, которая установлена на двух опорах на блоке Я. Имитаторы дренажных устройств продувок хвостового отсека размещались на днищах элементов блоков А и на плите крепления сопел. Соблюдалось подобие по расположению и направлению струй азотных продувок. К дренажным устройствам и патрубку аварийной подачи топлива азот поступал от единой системы подачи. Распределение расходов между ними производилось за счет установления на входе дроссельных шайб. Модельная система дожигания выбросов непрореагировавшего водорода монтировалась в зазоре между пусковым устройством и блоком Я.
При эксплуатации ракеты возможны нештатные ситуации, в результате которых происходит пролив криогенных компонентов топлива в стартовое сооружение, что может привести к авариям из-за воспламенения образующейся смеси из проливаемых продуктов. Точная количественная оценка размеров таких проливов весьма затруднена, но приведенный по проектной документации предварительный анализ показывает, что возможны ситуации, в результате которых за короткое время в стартовое сооружение может произойти совместный или раздельный пролив до 285 кг жидкого водорода и до 1500 кг жидкого кислорода. Такой пролив может привести к образованию легко детонирующей гетерогенной взрывчатой смеси "отвержденный кислород - жидкий водород" или накоплению в объеме сооружения облака больших размеров взрывоопасной смеси испарившихся криокомпонентов. При детонации конденсированной фазы, а также сгорания образовавшейся взрывоопасной смеси паров компонентов могут возникать ударные нагрузки, значительно превышающие допустимые. Поэтому при таких проливах существует реальная опасность дальнейшего развития аварии, что может привести к разрушению ракеты с катастрофическими последствиями и к необходимости дополнительных специальных мероприятий по предотвращению подобных аварий или снижению разрушительных последствий, если авария произошла.
Это было практически первый в нашей стране опыт работ с такими большими количествами жидкого водорода и отсутствовали надежные отечественные статистические данные, прототипы, аналоги, методические приемы обеспечения пожаро-взрывобезопасности при эксплуатации подобных систем. До сих пор практически не имеется достаточно апробированных теоретических разработок, позволяющих прогнозировать последствия таких аварийных ситуаций, особенно в условиях проливов криогенных компонентов в частично ограниченное пространство, каковым и являются стендовые и стартовые сооружения.
Проведенные исследования процессов образования и сгорания взрывоопасных смесей при проливах базировались в основном на экспериментах с малыми расходами и малыми количествами жидких продуктов. При этом авторы предупреждали о невозможности экстраполяции результатов и считали, что необходимо проведение крупномасштабных экспериментов. Аналогичным образом имеющиеся в литературе рекомендации по снижению взрывоопасности делались на основании исследований, проведенных на малоразмерных облаках пожаро-взрывоопасной смеси и предусматривали, как правило, ее полную флегматизацию.
Для исследования условий аварийных проливов криокомпонентов и возможных путей снижения их последствий требовалось проведение широкого круга работ на макете газовода по исследованию образования и рассеивания облаков взрывоопасных паров при проливах жидкого водорода, условий предотвращения образования взрывчатой смеси компонентов, изучения влияния ограничения пространства стенками макета старта на интенсивность аварийных взрывов и условий снижения последствий аварии за счет использования флегматизаторов.
При создании экспериментальной установки была разработана модель аварии, связанная с проливом жидкого водорода, которая содержала следующие предпосылки:
- в результате разрушающего воздействия нарушается целостность системы жидкого водорода;
- происходит пролив водорода, испарение и смешение его паров с воздухом и образование пожаро-взрывоопасного облака;
- происходит воспламенение и взрывное сгорание неоднородной воздушно-водородной смеси, образование волн сжатия;
- взрывные волны оказывают воздействие на ракету и, если их величина достаточно велика, это может привести к дальнейшему разрушению систем.
Необходимо было учитывать, что на процесс сгорания воздушно-водородной смеси в сооружении и на увеличение интенсивности волн сжатия будет оказывать влияние наличие препятствий на пути распространения пламени, загромождения объема, а также ограничение пространства воздушно-водородной смеси стенками газовода.
На основании работ, проведенных на экспериментальной базе, получены следующие результаты. Коллектор профилактической продувки обеспечивает в отсеке конуса двигательной установки полное замещение воздуха на азот за 11 мин. при расходе азота 0,6 кг/с и за 7 мин. - при расходе 1,2 кг/с. Коллектор аварийной продувки конуса двигательной установки обеспечивает продувку отсека за 5 мин. при расходе азота 15 кг/с и за 3 мин. - при расходе 21 кг/с.
Первые продувки по вентиляции двигательного отсека выявили неудовлетворительную организацию азотной продувки в отсеке по расположению и диаметрам отверстий в коллекторах профилактической и аварийной продувок. После доработок коллектора профилактической продувки в двигательный отсек отдув отсека происходит за 5 мин. при расходе азота 0,6 кг/с и за 3 мин. - при расходе 1,2 кг/с. Оценена эффективность различных вариантов доработки коллектора аварийной продувки в двигательном отсеке, был выбран коллектор, обеспечивающий минимальное время продувки отсека за 45 с при начальном расходе азота 7,5 кг/с.
Уточнены экспериментальные данные по максимальному забросу давления в отсеках конуса двигательной установки и двигательном отсеке при аварийной продувке. По результатам проведенных замеров установлено, что величина избыточного давления не превышает величины 0,25 атм.
При натекании в отсек водорода с расходом 3 г/с штатная комбинация газоанализаторов обеспечивает обнаружение не менее 6 газоанализаторов из 8 в конусе двигательной установки и не менее 1 из 3 - в двигательном отсеке. При натекании кислорода с расходом 80 г/с обнаружение составляет не менее, чем 2 газоанализатора из 8 в конусе двигательной установки и не менее, чем одного - при натекании кислорода с расходом 60 г/с в двигательном отсеке. Выявлено, что для двигательного отсека и конуса двигательной установки аварийные продувки с расходом до 15 кг/с не создают акустических помех в работе газоанализаторов, расположенных на штатных местах.
Показано, что при струйном натекании в отсек кислорода и водорода проявляется значительная неравномерность концентрационных полей, которая определяется, в основном, геометрией отсека и соотношением расходов натекающего компонента и газа продувки. Подтверждено наличие застойной зоны в районе третьей плоскости, что вызвало доработку коллектора профилактической продувки. Выявлена оптимальная комбинация точек контроля в конусе двигательной установки при натекании водорода до 2,3 г/с. Разработан и опробован метод поиска натеканий по данным газового анализа.
Экспериментально установлено, что штатная аппаратура газового анализа обеспечивает обнаружение опасных концентраций водорода и кислорода, т.е. отклонение в показателях не превышает основной погрешности.
Принятый алгоритм работы обеспечивает управление продувками при натекании водорода в отсек конуса двигательной установки до 36 г/с, исключающее заброс концентрации выше предельно допустимой при задержке срабатывания исполнительных средств не более 5 с, в двигательном отсеке - не более 1 с. При натекании кислорода с расходом до 480 г не наблюдается забросов концентрации выше допустимого уровня - 5 %, в двигательном отсеке при задержке 5 с кратковременный заброс составляет 7 %.
Любая из штатных точек контроля в отсеке конуса двигательной установки при установке в них пожарного извещателя обеспечивает 100 %-е обнаружение возгорания водорода при длине факела пламени более 1 метра - укорочение пламени до 0,5 метра снижает вероятность обнаружения. Пламя длиной менее 0,5 м (верхнее и нижнее положения) в районе третьей плоскости не обнаруживается ни в одной точке контроля, что повлекло за собой модернизацию пожарных извещателей.
Средства подачи хладона обеспечивают полную флегматизацию натеканий кислорода с расходом не менее 1 килограмм в отсек конуса двигательной установки при средней концентрации водорода в отсеках 20 % за время не более 2 секунды с момента подачи хладона в коллектор.
Сброс азота из хвостового отсека, блоков А и дренажей магистрали агрегата гидропитания и турбогенераторной системы, выбросы гелия из сопел двигателей, имеющие место до начала выбросов непрореагировавшего водорода, не приводили к существенной баллистировке воздушной среды в объеме стендового пускового устройства и газовода модели старта. Концентрация кислорода не опускалась ниже 15 %, что обеспечивало нормальное горение зажигательного устройства.
При штатном включении системы дожигания выбросов непрореагировавшего водорода обеспечивается надежное, без возникновения ударно-волнового воздействия, воспламенение и горение выбросов водорода. На режиме останова двигателей имел место охват пламенем ракеты до верхней части конуса двигательной установки вследствие отсутствия эжекции на данном режиме. Указанный эффект уменьшался при увеличении расхода продувки двигателя азотом и полностью исчезал при расходе азота, соответствующем 4 кг/с на двигатель, отсутствие охвата не наблюдалось и при включении воды, имитирующей охлаждение лотка старта. Показано, что снижение содержания кислорода в объеме стендового пускового устройства до 3-5 % предварительным заазочиванием, уменьшение количества зажигательных устройств до одного и уменьшение длины факела не привело для модели 1:10 к ухудшению характеристик воспламенения и догорания выбросов непрореагировавшего водорода при штатной циклограмме работы системы дозаправки.
Включение системы дожигания выбросов непрореагировавшего водорода через 2 с после начала выброса водорода с модельным расходом, соответствующим 7 кг/с натурного расхода на один двигатель, привело к взрывному возгоранию водородно-воздушной смеси в стендовом пусковом устройстве с образованием (даже для крупномасштабной модели) избыточного давления на днище конуса двигательной установки 0,021 атм., и на стенках стендового пускового устройства - до 0,031 атм. При подаче воды давление понижалось до 0,01 МПа.
Температура факелов системы дожигания выбросов непрореагировавшего водорода снижалась при подаче воды в стендовое пусковое устройство. При этом на всех режимах выбросов непрореагировавшего водорода предварительное включение системы дожигания или штатное включение системы обеспечивало безударное воспламенение выбросов. Характер воспламенения не изменился даже при уменьшении количества зажигательного устройства до четырех и одного.
Испытания подтвердили надежность и эффективность выбранного метода нейтрализации заданных по циклограмме выбросов водорода и обоснованность разработанной структуры и схемы системы дожигания выбросов непрореагировавшего водорода. Показано, что ограничение пространства стенками оказывает заметное влияние на избыточное давление в образующейся при горении водородно-воздушных смесей волне сжатия, воздействующей на ракету. Показано, что в случае воспламенения с некоторой задержкой после начала пролива жидкого водорода, когда водород успевает достаточно хорошо перемешаться с воздухом, а облако водородно-воздушной смеси - достичь значительных размеров, сгорание смеси происходит чрезвычайно энергично и проникающее избыточное давление может существенно превышать допустимое значение. Показано, что в случае инициирования до момента начала пролива сгорание смеси происходит в спокойном режиме без образования волн сжатия с заметной амплитудой. Доказано, что для обеспечения надежного воспламенения образующейся при проливе неоднородной низкотемпературной воздушно-водородной смеси необходимо использование источника инициирования достаточной интенсивности (факела водородно-воздушных горелок), в частности системы дожигания выбросов непрореагировавшего водорода.
Созданная бортовая система пожаро-взрывопредупреждения с ее сетью газоанализаторов, пожарных оповещателей, аппаратурным составом бортовой автоматики и средствами профилактики с запасами фреона имеет достаточно большую массу. При производной по массе порядка 0.95, это - практически прямая потеря массы полезного груза.
Дальнейшее совершенствование системы требует более широкого и глубокого исследования. Существует ряд направлений. Все они подчинены желанию достичь малой конструктивной массы системы. Например, снять эту систему с борта и разместить ее на стартовом сооружении, при этом отбор газовой среды из контролируемых полостей производить через сеть капиллярных легких трубопроводов дистанционно. Аналогично располагать и средства подавления аварийной ситуации. В предстартовый момент заполнять опасные полости флегматизирующим составом или нейтральным газом с земли.
Существует направление, которое связано просто с организацией аэрации контролируемых отсеков, тонные естественной вентиляцией всех застойных зон и отсеков полностью, однако существует оценка, что в этом случае процесс контроля за реальной средой в отсеке будет весьма затруднен. Будет создана, по сути, ситуация, трудно поддающаяся расчету. Но надо исследовать. Эту систему можно сделать более простой и надежной.
В ракетной технике было достаточно много случаев, когда компоненты топлива подбирались на борту и токсичные, и взрывоопасные, и легко воспламеняющиеся, но всегда в процессе разработки и эксплуатации вырабатывались меры и системы, которые приводили эти компоненты в разряд деловых. Так будет с водородом. Водород не может быть в технике драконом - это очень перспективное горючее для всех видов транспорта.
Вторая ступень - блок Ц
Вторая ступень - это центральный блок ракеты-носителя "Энергия", который связывает в единый пакет четыре блока первой ступени (четыре блока А) и орбитальный корабль. Центральный блок - блок Ц - законченная ракетная конструкция, состоящая из топливных баков (кислородного и водородного), переходного (межбакового) силового отсека, хвостового отсека, двигательной установки и всех обеспечивающих функционирование ступени систем.
Являясь опорной конструкцией пакета, блок Ц выдерживает значительные усилия в узлах крепления боковых блоков и в точках подвески орбитального корабля или полезного груза. Эти нагрузки в узлах крепления блоков А действуют в зоне межбакового отсека, а в узлах подвески орбитального корабля - на нижнюю часть бака горючего и хвостового отсека. В совокупности с действующими напряжениями от внутреннего давления баков эти нагрузки приводят к сложному распределению усилий в конструкции. Основной особенностью силовой схемы блока Ц является разгрузка бака горючего от действия сдавливающих сил при работе двигателей первой ступени и стоянке на старте в заправленном состоянии. Блок Ц фактически подвешен на шарнирных точечных опорах носовых частей блоков А. Нижний пояс крепления блоков А испытывает только поперечные, относительно небольшие, усилия через продольно скользящие опоры. Схема такого рода уже была опробована на ракете Р-7, но она переносит дополнительные нагрузки несимметричного характера к боковым блокам первой ступени, что приводит к определенному увеличению сухой массы боковых блоков.
Бак жидкого кислорода. Бак монококовой конструкции состоит из оживальной секции с верхней крышкой и носовым обтекателем, цилиндрической секции, демпфирующих перегородок и сферического днища, соединенных между собой сваркой. Оживальная секция состоит из трех подсекций, в вершинной части замыкается кольцевым шпангоутом. Каждая панель - сегмент оживальной секции - штампуется, приобретая расчетную кривизну, а химфрезеровка создает расчетный рельеф. Вдоль кромок секций выполняются утолщения, обеспечивающие необходимое усиление конструкции в районе сварного шва и сопротивление термическим напряжениям в процессе сварки, препятствующие короблению полотна. Образуются локальные утолщения для последующей приварки держателей магистрали наддува бака жидкого кислорода, крепления датчиков уровней демпфирующих перегородок, коллектора термостатирования, измерительных штанг и для крепления кабельного желоба. Остальное полотно обечайки переменной толщины. Толщина обработанного лепестка-секции зависит от профиля нагрузок на оболочку. Размер лепестков оживального днища определяется форматом выпускаемых промышленностью стандартных листов. Оживальная форма верхнего днища кислородного бака оптимальна для обеспечения наименьшего лобового сопротивления и лучших температурных характеристик при обтекании бака внешним потоком, хотя влечет за собой определенные технологические трудности.
Цилиндрическая часть кислородного бака выполнена сваркой двух секций, состоящих из трех панелей Переменная толщина полотна секций образуется также химическим фрезерованием и зависит от уровня фактических нагрузок, приходящихся на эти секции в составе бака, от технологических образований для сварки лепестков-панелей, приварки элементов внутрибаковых устройств и внешних конструкций креплений пневмомагистралей и кабельных жгутов.
Нижнее днище бака окислителя сферическое, одинакового радиуса с днищами водородного бака. Собирается со сваркой встык из лепестков-секций меридионального членения и полюсной части. Полотно днища гладкое, имеет переменную толщину соответственно нагрузке, с образованием упрочнений в зоне приварки фланцев магистральных трубопроводов и крепления внутрибаковых устройств. Силовой шпангоут, вваренный на стыке цилиндрической секции и сферического днища, имеет элементы механического сочленения с межбаковым отсеком и изнутри усилен под монтажи внутрибаковых устройств. Дополнительных подкрепляющих конструктивных элементов жесткости бак окислителя не имеет.
В нижней, полюсной части нижнего днища приварен выходной раструб расходной магистрали питания двигателей жидким кислородом. Ось выходного раструба смещена по отношению к продольной оси бака на 7º, что обеспечивает подвод топлива в последние с полета при несимметричной композиции масс второй ступени с орбитальным кораблем. Выходной раструб перекрывается противозавихрительным устройством и фильтрующей сеткой с ячейкой 40 микрон. Противозавихрительное устройство с профилированием заборного устройства на выходе из бака обеспечивает уменьшение остатков окислителя в баке. Оптимальная конструкция завихрителя и профиль заборного устройства испытывались на модельном баке. Получено хорошее совпадение опытных и расчетных данных.
Вся наружная поверхность бака покрывается теплозащитой из пенополиуретана, которая обеспечивает расчетный тепловой режим кислорода, и абляционного покрытия для отвода тепла в процессе полета в атмосфере. Применение пенополиуретановой теплозащиты привело к увеличению массы второй ступени, но, учитывая возможное льдообразование на поверхности бака без теплозащиты, ее применение вынуждено.
Водородный бак состоит из нижнего и верхнего сферических днищ, цилиндрической обечайки на полную длину бака, верхнего и нижнего торцевых шпангоутов. От полюса верхнего до нижнего днища, наклонно к оси, бак пронизывает цилиндрическая тоннельная труба. Сферические днища бака окислителя и водородного бака одинакового радиуса по теоретическому обводу. Днища гладкие, с полотном переменной толщины, с вварными фланцами и люком-лазом на верхнем днище. Цилиндрическая обечайка водородного бака многосекционная. Высота секции зависит от ширины поставляемого листа. Каждая секция скроена из трех панелей, они соединены продольными швами. Цилиндрическая обечайка вафельной структуры. Продольно-поперечный набор образуется системой перекрещивающихся ребер и имеет вид решетки с квадратными ячейками. В отдельных случаях ячейка имеет неправильную форму.
Секция, подготовленная к механической фрезеровке ячеек вафельного полотна, в виде кольцевого пояса, сваренная по продольным образующим, калиброванная и механически обработанная, ставится на многошпиндельный станок СВО-22 с программным управлением; и около трех тысяч ячеек каждой секции в автоматическом режиме фрезеруются в оболочке с исходной толщиной около 45 мм. Точность механической обработки ячеек достаточно высокая для такого рода масштабных пространственных конструкций. При необходимости доведения оболочечной конструкции до веса с минимальным превышением от расчетного предусматривается химическое фрезерование. В первых образцах вафельных оболочек фрезерование производилось на горизонтально-фрезерных станках в плитах-заготовках. Гибка секции в кольцо и сварка производились после фрезерования. Однако этот вариант технологии оказался более трудоемким.
Вафельные конструкции обечаек впервые были применены на боевых ракетах. Они вытеснили в отечественных конструкциях ракетных баков силовые схемы с поперечным и продольным подкреплением, выполненные из прессованных панелей и профилей.
Все элементы корпусов баков окислителя и жидкого водорода изготавливаются из термоупрочняемого алюминиевого сплава 1201.
Изготовленная механическим фрезерованием обечайка проходит подготовку торцов обработкой на токарно-карусельном станке. Токарно-карусельную обработку торцевых кромок проходят и сферические днища.
Торцевые шпангоуты сборные, сегменты свариваются контактной сваркой встык. Профиль, образованный в результате обработки на токарно-карусельном станке, принимает классическую конфигурацию с законцовками, вписывающимися в профиль днищ и обечаек. Шпангоуты имеют специальные элементы болтового соединения с межбаковым и хвостовым отсеками. Промежуточный силовой шпангоут предназначен для крепления переднего узла связи с орбитальной ступенью.
Подача жидкого водорода из бака осуществляется через заборное устройство сифонного типа. Профиль сифонного узла отрабатывался также на модельном баке. Узел имеет противозавихрительное устройство.
Бак рассчитан с запасом прочности, соответствующей работоспособности бака в условиях действия температуры в широком диапазоне - от криогенной температуры компонента и его паров до температуры газа наддува.
Вся внешняя поверхность бака имеет тепловую защиту, наносимую на днища и боковую поверхность. Участки, подвергающиеся воздействию факелов двигателей увода блоков А и подверженные воздействию повышенных теплопритоков из-за взаимодействия стенки со скачками уплотнения, приходящих от орбитального корабля и силовых узлов связи, имеют абляционную теплоизоляцию.
Панельный канал в водородном баке изготавливается из внешне оребренных цилиндрических труб, сваренных с концевыми компенсаторами и газовым демпфером на выходе из водородного бака. Внутри тоннельного канала проходит расходная магистраль окислителя.
Внутрибаковые устройства. Баки оснащены большим количеством устройств. Для гашения колебаний жидких компонентов топлива в течение всего времени полета ракеты внутренние полости баков имеют демпфирующие перегородки, выполненные в виде тонколистовых алюминиевых полотнищ, ужесточенных собственным силовым набором. На боковых стенках водородного бака, на обечайках крепится продольный набор перегородок. Верхние днища обоих баков имеют поперечные кольцевые перегородки. Демпфирующие перегородки, закрепленные на нижних днищах, располагаются в виде радиальных лучей. Конструкция и ее размеры были подобраны на основе теоретических расчетов и проверены в модельных и натурных условиях. Эффективность подтверждена летными испытаниями.
Для регистрации реальных процессов колебаний жидких компонентов на поверхности баков по образующей расположена сеть датчиков колебаний. По оси баков располагаются штанги тепловых датчиков уровней компонентов различного функционального назначения как средств замера истинного уровня заправки, элементов системы регулирования опорожнения баков при работе двигателей, сигнализаторов остатков топлив и часть телеметрических датчиков.
Температурные штанги, закрепленные по оси бака на растяжках, имеют насыщенную сеть температурных датчиков для замера текущей температуры компонентов -поверхностной и глубинной. Замер температур использовался в процессе заправки компонентами блока при отработке процесса заправки на экспериментальных ракетах, при стендовых испытаниях блока. На летных ракетах системы замера температур устанавливаются только на первых образцах.
Для поддержания расчетного уровня температур компонентов на силовых элементах верхних днищ баков крепятся коллекторы термостатирования, через которые по программе подается захоложенный компонент для конвективного перемешивания и усреднения температуры. Система термостатирования и циркуляции позволила держать уровень температур компонентов на расчетном уровне при всех видах работ с блоками Ц в программе отработки ракеты-носителя.
На вершине носовой части оживального днища кислородного бака расположен агрегат регулирования наддува и дренажа. По внешней поверхности агрегат имеет тепловую изоляцию и защищен от нагрузок набегающего потока обтекателем - так называемым передним отсеком. В водородном баке элементы системы наддува и дренажа располагаются на верхнем днище. Газ наддува поступает через распределительное устройство.
Выбор характера изменения и способа регулирования давления в баках влияет на массовые характеристики топливного отсека и на работу двигательной установки. Оптимизация максимального потребного давления в газовых подушках осуществляется не только с целью обеспечения необходимого превышения над давлением упругости паров компонентов топлива на входе в насосы, но также для обеспечения устойчивости конструкции при старте и полете ракеты, когда на каждый бак действуют асимметричные векторы блоков пакета, вызывающие сжимающие и срезывающие усилия. В обоих баках устанавливаются верхние пределы давления для сведения к минимуму несущей способности баков, поддерживаемой внутренним давлением. Эти пределы в значительной степени определяют массовые характеристики баков. Высокая температура газа обеспечивает минимум массы газа в баке, однако ухудшает прочностные свойства оболочки бака и рабочие характеристики таких элементов, как предохранительные клапаны, датчики уровня и других измерительных средств.
Наилучшие соотношения между определяющими факторами для бака жидкого кислорода были получены в результате выбора закона изменения давления газа, когда клапан с диапазоном настройки 0,21 кг/см2 поддерживает уровень давления в газовой подушке ниже верхнего расчетного предела для конструкции на всех участках полета даже при наличии неисправности в системе наддува. Этот диапазон настройки вполне достижим для обычных предохранительных клапанов. Начальная величина давления предстартового наддува составляет 2,6 кг/см2. С помощью датчиков избыточного давления в баке жидкого кислорода поддерживается давление в диапазоне 1,41-1,54 избыточной атмосферы. При выходе ракеты из атмосферы в вакуум в баке поддерживается абсолютное давление, определяемое постоянной полосой регулирования шириной 0,14 кг/см2. Для подавления вскипания жидкого кислорода на поверхности раздела фаз требуется минимальное давление газа в баке -1,41 кг/см2. Давление насыщенного пара при этом составляет 1,27 кг/см2. Кипение кислорода привело бы к значительному увеличению остатков паров в баке.
Аналогичен характер изменения и способ формирования давления в газовой подушке бака жидкого водорода. Начальная величина давления предстартового наддува составляет 3,09 кг/см2 и обеспечивает необходимое превышение над давлением упругости паров на входе в насос при запуске двигателя и запас устойчивости бака во время старта носителя. Поскольку контрольные датчики настроены на абсолютное давление, то примерно до 30-й секунды полета давление газа в баке изменяется лишь в результате работы, совершаемой газом на выталкивании жидкости из бака без подачи газа наддува от двигателей. С этого момента в работу включается система, контролирующая уровни давления газа в баке. Определяющим фактором для выбора уровня давления газа в баке жидкого водорода является необходимое превышение давления над упругостью пара на входе в преднасосы основных двигателей. Давление в диапазоне регулирования 2,25-2,39 атм. обеспечивает соответствующее давление на входе в двигатели и удовлетворяет всем другим требованиям.
Межбаковый отсек. Он объединяет баки кислорода и водорода в единый топливный отсек. В нем предусмотрено размещение элементов пневмогидравлических систем, приборов системы управления и измерения. Он представляет собой цилиндрическую несварную клепаную конструкцию и собран из девяти панелей, четыре из которых - силовые. Прочностную схему образует набор из рядовых, силовых и торцевых шпангоутов, лонжеронов, наружных омегообразных стрингеров и оболочки. Баки жидкого кислорода и водорода подсоединяются к торцевым шпангоутам отсека болтовыми соединениями.
Каждая из панелей изготавливается из листового высокопрочного алюминиевого сплава ВТ-23. Силовые элементы - шпангоуты, лонжероны, работающие в интервале нормальных температур, - выполнены из алюминиевых сплавов В95 и В93. Панель в наборе со стрингерами, лонжеронами на краевых кромках панели, с помощью которых панели механическими элементами крепятся между собой, образуя в совокупности в конечном счете кольцо, силовые окантовки люков обслуживания, сегменты шпангоутов и законцовочные элементы образуют вполне законченную конструктивно-технологическую единицу, позволившую организовать последующую сборку отсека в стапелях как на заводе "Прогресс", так и на его филиале в Байконуре. На четырех силовых панелях, симметрично расположенных относительно продольной оси межбакового отсека, крепятся болтами наиболее нагруженные узлы - кронштейны верхнего пояса связей с боковыми блоками пакета. Узел изготавливается из высокопрочного титанового сплава ВТ-23.
К силовым промежуточным шпангоутам с внешней стороны отсека крепятся узлы с пневмозамками для присоединения отделяемой фермы пневмогидравлических и электрических связей блока с заправочно-дренажной мачтой стартового комплекса, переходника с приборами системы прицеливания.
Внешняя поверхность межбакового отсека в окончательно собранном виде покрывается теплозащитным покрытием путем напыления.
Хвостовой отсек. Представляет собой клепаную конструкцию цилиндрической формы с завершением к кормовой части усеченным конусом. Силовой набор состоит из торцевых, перегибного и промежуточных шпангоутов, продольных элементов силовой схемы - наружных стрингеров и обшивки. К рядовому и нижнему торцевому шпангоутам крепятся обтекатели двигателей, цилиндрический обтекатель-стойка платы электро- и пневмогидравлических разъемов. К перегибному и нижнему торцевому шпангоутам крепятся узлы стержней нижнего пояса средств разделения с орбитальной ступенью или кораблем. Цилиндрическая часть разбита на четыре панели и выполнена из алюминиевого сплава Д16, работающего при низких температурах. Коническая часть также выполнена из четырех панелей. Обшивки, стрингеры, промежуточный шпангоут конических панелей выполнены из высокопрочного алюминиевого сплава В95. Обшивки цилиндрических и конических панелей, стенки промежуточных шпангоутов имеют переменную толщину. Стрингеры, профиль торцевого шпангоута - переменных сечений. Переменная конфигурация достигается химфрезерованием. Профили внутреннего пояса промежуточного шпангоута цилиндрических панелей выполнены из углепластика. Перегибной и опорный шпангоуты (переменной строительной высоты) выполнены из алюминиевых сплавов В93 и В95. Переменная толщина стенок, профили переменного сечения шпангоутов образуются химическим фрезерованием. Титановые сплавы типа ВТ-23, ВТ-16, ВТ-20Л применены для изготовления высоконагруженных кронштейнов связей с боковыми блоками и орбитальной ступенью, фитингов крепления двигателей, кронштейнов, крепежа. Углепластиковые композиционные материалы, кроме профилей, применены для изготовления крышек люков и тяг.
Немного о баках вообще. Основные особенности кислородно-водородных ступеней были связаны с применением компонентов чрезвычайно низкой температуры.
Не все традиционные для ракетных конструкций конструкционные материалы применимы для кислородно-водородных топливных баков. По критерию прочность-плотность, исходя из прочности на разрыв, для криогенных баков наилучшими являются алюминиевые сплавы, содержащие медь, титановые сплавы - альфа-фазы, нержавеющие сплавы - метастабильные виды с холодной обработкой. В основном для топливных баков, переходных отсеков и силовых конструкций применяются алюминиевые сплавы. На ступени "Центавр" для баков используется нержавеющая сталь. Титан по ряду технологических соображений не нашел широкого применения.
К началу разработки подвесного топливного отсека "Спейс Шаттла" был накоплен опыт создания и эксплуатации кислородно-водородных ступеней "Центавр", С-4, С-2, С-4Б.
Водородные баки обязательно имеют теплоизоляцию либо внутреннюю, как на ступенях С-4 и С-4Б, либо внешнюю, как на "Центавре" и С-2. Внутрибаковая теплоизоляция выполняется в виде слоя пенополиуретана с герметизирующим покрытием. Наружная теплоизоляция состоит из стеклопластиковых композиций с пенополиуретановым наполнителем или пенополиуретана и внешним герметизирующим и теплостойким поверхностным слоем. При внешней теплоизоляции учитывается упрочнение материала стенок бака при криогенной температуре, что дает возможность получить выигрыш в массе конструкции баков. Кислородные баки обычно не имеют теплоизоляции. Из анализа некоторых конструктивных характеристик американских ракетных ступеней видно, что уже в 1970 г. на ракетной ступени С-2 был достигнут высокий уровень конструктивного совершенства топливных баков, реализованный впоследствии и в подвесном топливном отсеке "Спейс Шаттла".
Конструктивное совершенство измеряется относительной массой сухой конструкции топливного отсека или бака к массе топлива. При этом в массу топливного отсека не входит масса основных и вспомогательных двигателей, приборов системы управления и телеизмерений. Для ступени "Центавр" с его модификациями группы до АС-8 и АС-15 совершенство достигает значений от 0,118 до 0,0714, при массе заправляемого топлива 14 т. Наименьшее значение соответствует конструкции со сбросом в полете теплозащитных панелей. Для ступени С-4 конструктивное совершенство достигает значений от 0,094 до 0,0884 при массе компонентов топлива порядка 106 т. Для С-2 этот коэффициент для группы отсеков до АС-503 составляет 0,074 и для поздней модификации АС-508 - 0,0573 при массе топлива 452 т.
Представляют интерес конструкции кислородно-водородной ступени С-2, в которой кислородный и водородный баки имеют совмещенное днище, выполненное в виде двух тонкостенных днищ из алюминиевого сплава, между которыми находится теплоизоляция, изготовленная из сотового стеклопластика с пенопластовым наполнителем. Конструктивная прочность днища обеспечивается и относительно высоким давлением бака с вогнутой стороны. Совмещенная конструкция днищ топливных баков нами применялась в конструкциях ракет, которые в силу своего назначения имели ограничения по объему, по длине. Это относилось, например, к ракетам, размещаемым в наземных шахтах или на кораблях. Конструкции баков ступеней С-4 и С-4Б также имели совмещенные днища.
Высокое конструктивное совершенство достигнуто специалистами фирмы "Mapтин-Мариетта" и НАСА. Поиск рациональных схем многоразового транспортного космического корабля "Спейс Шаттл" охватывал анализ различных вариантов компоновки системы с точки зрения конструктивного совершенства. Исследовались схемы разработки фирм "Макдонелл Дуглас", "Грумман", "Локхид", "Норт Америкэн Рокуэлл". Разрабатывались последовательные и параллельные схемы расположения первой и второй ступеней, твердотопливные и жидкостные ускорители, спасаемые крылатые и не спасаемые блоки первой ступени в различных сочетаниях. Принят был вариант параллельного расположения ступеней с подвесным топливным отсеком в варианте, близком к топливному отсеку "Мартин-Мариетта", и твердотопливными ускорителями.
Подвесной топливный отсек в схеме "Спейс Шаттла" является центральным элементом, который связывает в единую систему орбитальный корабль и твердотопливные ускорители, обеспечивает подачу кислородно-водородного топлива к основным двигателям орбитального корабля. Подвесной топливный отсек в значительной степени определяет массовые характеристики "Спейс Шаттла". Поскольку отсек разгоняется до скорости, близкой к орбитальной, то любое увеличение его массы приводит к эквивалентному снижению массы выводимого полезного груза. Подвесной топливный отсек отличается весьма высоким совершенством конструкции, что позволило получить достаточно большую грузоподъемность "Спейс Шаттла" даже при использовании твердотопливных ускорителей.
Ажурная монококовая конструкция топливных баков с оживальным передним днищем кислородного бака, теплоизоляционным и теплозащитным покрытием наружной поверхности всего отсека, межбаковой силовой конструкцией, узлами связи с ускорителями и орбитальным кораблем имеет значение конструктивного совершенства 0,0445.
Дренажная система топливных баков "Энергия". Конструкция дренажно-предохранительных клапанов на обоих баках принципиально идентична и отличается лишь уровнем давления настройки и конфигурацией, связанной с особенностями компоновки этих клапанов. За основу была принята проверенная и отработанная конструкция дренажно-предохранительных клапанов, применяемых на криогенных баках предыдущих разработок. Простота, надежность - вот основные определяющие критерии, принимаемые во внимание при выборе типа дренажно-предохранительных клапанов для баков центрального блока. Управление клапанами при работе в режиме дренажа осуществляется со стартового наземного комплекса путем подвода управляющего гелия давлением 52,7 атм.
Конструкция дренажно-предохранительного клапана функционирует в следующем порядке. Баковое давление через приемную трубку воздействует на управляющий механизм. Если давление в баке слишком велико, открывается тарельчатый клапан управляющего механизма и под действием бакового давления происходит перемещение основного поршня и соответственно открытие основного тарельчатого клапана. Если необходимо дренировать газ из бака по команде, то основной тарельчатый клапан открывается с помощью сервопоршня, на который подается управляющее давление гелия. При сбросе давления происходит закрытие основного клапана под действием пружины.
Отвод или сброс паров из воздушного бака осуществляется по дренажной магистрали к разделительной колодке межбакового отсека, тогда как пары из кислородного бака сбрасываются непосредственно за борт в атмосферу.
Управляющее давление к дренажным клапанам подается от разделительной колодки межбакового отсека по трубопроводу малого сечения.
Повышенные вибрационные нагрузки потребовали некоторых изменений в конструкции клапанов. Для ликвидации утечек через клапан был разработан двухступенчатый механизм, уплотняющая поверхность была покрыта тефлоном. Сопротивляемость ударным нагрузкам достаточно высокая.
Работоспособность дренажно-предохранительных клапанов была подтверждена лабораторным и стендовым испытаниям во всех возможных диапазонах нагрузок, действующих на клапан.
Наддув бака жидкого кислорода осуществляется с помощью изолированного трубопровода через верхний люк бака. Вводится газ наддува в бак через конический диффузор с дроссельной шайбой.
Наддув бака жидкого водорода производится с помощью трубопровода, берущего начало от разделительной колодки. Трубопровод заканчивается в газовой подушке верхнего днища бака диффузором в виде разделителя газов наддува.
Система продувки межбакового отсека обеспечивает безопасность операций на стартовой позиции с жидкими компонентами топлива на борту. В систему входит кольцевой коллектор по внутренней периферии межбакового отсека, через который осуществляется вдув газообразного азота для удаления возможных паров кислорода или водорода из межбакового отсека и предотвращения скопления влаги внутри отсека. Утечка газообразного водорода или кислорода в межбаковый отсек может происходить через конструктивные узлы стыковки магистралей и возможные технологические дефекты, которые могут быть вскрыты при эксплуатации. В случае обнаружения наземной системой газоанализа опасного уровня скопления паров этих компонентов в межбаковом отсеке предпринимаются меры по их удалению или снижению концентрации путем продувки отсека азотом с целью предотвращения возможности возникновения пожара или других аварийных ситуаций.
Трубопровод от разделительной колодки подводит газообразный азот к коллекторам, представляющим собой трубы, проложенные на полке шпангоутов, с многочисленными отверстиями расчетного количества и расположения.
Пневмогидравлические магистрали. Выбор конструктивных решений для магистралей баковых систем и двигательной установки определялся рядом факторов, основными из которых являются надежность, малые масса и стоимость. Трубопроводы, несмотря на кажущуюся простоту, относятся к числу наиболее сложных и трудоемких в изготовлении. Монтаж и испытание смонтированных пневмо- и гидравлических систем и подсистем, по существу, определяет полный технологический цикл сборки центрального блока. На борту центрального блока монтируется 1158 наименований трубопроводов, основная часть которых расположена в хвостовом отсеке (808 трубопроводов) и межбаковом отсеке (241).
Типичный трубопровод - это труба соответствующего сечения, которая, как многоопорная балка, крепится на неподвижных и подвижных опорах и состоит из сваренных встык технологически и конструктивно расчлененных труб с гибкими линейными и угловыми компенсаторами и арматурой. Компенсаторы выполняются с применением сильфонов, карданов, металлорукавов и с помощью монтажных конструктивных приемов, образуя петлеобразные конфигурации отдельных участков, конфигурации типа винтовой пружины и других методов.
При монтаже трубопроводов выполняется 6734 кольцевых сварных швов в автоматическом и ручном режимах. Были разработаны специальные автоматические устройства. Сварные стыки конструктивно формировались с буртами под автоматическую сварочную головку и буртами в случае выполнения ремонта. Каждый стык имел подкладные кольца. В хвостовом отсеке варится 4756 стыков, в межбаковом -1325.
Общая длина трубопроводов, смонтированных на борту центрального блока, составляет около девяти километров.
Расчетным параметром для трубопроводов является вибрация, возбуждаемая проходящим через узел рабочим телом, и вибрационные нагрузки, действующие при работающих двигателях на старте и в полете. Вибрация была причиной разрушения трубопроводов и сильфонных узлов. Риск, связанный с разрушением из-за вибрационных нагрузок, сведен к минимуму установлением оптимального расчетного режима скорости движения газа или жидкости в трубопроводе с помощью соответствующей прочностной экспериментальной отработки конструкции трубопроводов в реальной их конфигурации во фрагментах, жесткого контроля изготовления по всем стадиям технологии и выбора соответствующего материала.
В зависимости от назначения трубопроводы изготавливались из стали типа ЭП810, ДИ52, 12Х18Н9Т и алюминиевого сплава АМГ. Из стали ЭП810 изготавливалось 833 трубопровода, а из алюминиевых сплавов -108.
Трубопроводы сложных форм изготавливались путем гибки, в том числе и на гибочных автоматах с соблюдением ограничений по допустимым минимальным радиусам гиба. Трубопроводы имеют пространственную конфигурацию, что вызвало необходимость начального эталонирования их по месту и последующего изготовления их для монтажа на борту по полученным эталонам.
Трубопроводы отвечают жестким требованиям по герметичности и чистоте внутренних поверхностей. На трубопроводы наносится грунтовка, защитная краска и теплоизоляция, если это необходимо, исходя из условий их монтажа и эксплуатации.
Было несколько случаев дефектов трубопроводов. Разрушение трубопровода подачи управляющего давления при проведении огневых испытаний блока Ц, которое родило проблему и привело к дополнительным исследованиям работоспособности новых марок стали ЭП810 и ДИ52. Непрохождение управляющего давления из-за заваренного по неосмотрительности технологической глухой вставки для центровки трубопровода, что заставило пересмотреть технологию сварки замыкающих систему швов и разработать более объективную систему контроля. Повышенная утечка воздуха как газа управляющего давления блока А перед началом операции подготовки к старту ракеты 6СЛ, связанная с неправильным монтажом уплотнительной прокладки, - уникальный случай, приведший к необходимости пересмотра технологии монтажа и проверки магистралей с различными стыками.
Особенности функционирования топливного отсека в составе двигательной установки. Маршевая двигательная установка центрального блока ракеты-носителя "Энергия" состоит из четырех кислородно-водородных жидкостных ракетных двигателей, установленных в хвостовой части.
В связи с тем, что вторая ступень одноразовая, одним из основных требований к разработке центрального блока и систем его двигательной установки являлось обеспечение минимальной стоимости изготовления в производстве. Вместе с тем следует иметь в виду, что блок отделяется перед самым выходом на орбиту орбитального корабля или полезного груза, не добирая всего 30 м/с скорости, поэтому перетяжеление блока за счет упрощения конструкции и технологии приводит к уменьшению массы полезного груза. Таким образом, блок представляет собой относительно легкую и надежную конструкцию.
При разработке систем двигательной установки базировались на уже достигнутом уровне двигателестроения, но в основе была первая крупная отечественная разработка энергетической системы на водороде.
Компоненты топлива подаются к двигательной установке по магистрали от бака окислителя и бака горючего, защищенным пенополиуретановой теплозащитой с вакуумными рубашками на гибких элементах.
Двигатели и клапаны в системах двигательной установки требуют повышенной чистоты для предотвращения возможности попадания посторонних частиц в чрезвычайно тонкие каналы и притертые поверхности. Это чрезвычайно сложная проблема, которая потребовала создания стерильных условий в производственных помещениях, цехах, лабораториях и на стендах. Кроме того, реализованы технологические меры очистки внутренних полостей баков, трубопроводов, клапанов и двигателей. На входе в топливные магистрали устанавливаются сетчатые фильтры. Благодаря большому диаметру сетчатых фильтров, их работоспособность обеспечивается даже при заметном засорении.
Нижнее днище бака окислителя и вход в заборное устройство спрофилированы таким образом, что гидравлические остатки жидкости в баке окислителя практически отсутствуют. На входе в заборное устройство бака окислителя установлены вертикальные перегородки, выполняющие функции воронкогасителей. Они предотвращают преждевременный прорыв газа из подушки бака в топливную магистраль. Заборное устройство в баке горючего выполнено в виде профилированного сифона, защищенного сеткой. Перепад на этой сетке составляет всего 0,035 атм.
На магистралях окислителя и горючего используются одинаковые по конструкции гидравлические разъемные устройства. Они снабжены разделительными клапанами с пневмоуправлением.
При достаточно больших скоростях заправки для подавления гейзерного эффекта необходимо переохлаждение заправляемого окислителя. Для защиты от гейзерного эффекта используется инжекция гелия в основную магистраль окислителя. В ходе барботирования гелия через столб кислорода в вертикальной магистрали окислителя происходит охлаждение жидкости за счет испарения кислорода в поднимающиеся вверх пузыри гелия.
В номинальном случае температура заправляемого окислителя лежит в диапазоне 90,5-92,1 º К, исключая момент захолаживания. Такая температура жидкого кислорода вполне достаточна для устранения гейзерного эффекта.
Бортовая система заправки и слива компонентов топлива. Заправка и слив компонентов топлива в баки производятся через разделительные клапаны, расположенные в хвостовой части стыковочной платы. В каждой заправочной магистрали установлено последовательно по два отсечных клапана, обеспечивающих надежное закрытие магистралей во время старта ракеты. Таким образом, при заправке компоненты топлива вначале подаются в заправочные магистрали, а затем по основным топливным магистралям поступают в соответствующие баки. Заправка контролируется с помощью датчиков уровня, установленных в топливных баках.
Заправка обоих компонентов начинается за два часа до старта. Предварительное охлаждение баков и заправка до уровня, соответствующего 2 % объема топлива, выполняется с пониженным расходом. Затем производится ускоренная заправка с номинальным расходом 19 тыс. л/мин, по линии подачи жидкого кислорода и 45 тыс. л/мин. по линии подачи жидкого водорода. Быстрая заправка прекращается при достижении уровня 98 % объема заправляемого топлива. Номинальная заправка с большим расходом заканчивается за 45 мин. до старта. После этого расход заправляемых компонентов снижается и производится точная заправка до полного уровня с последующей подпиткой. Подпитка бака кислорода прекращается за 182 с до старта, бака водорода - за 112 с. После подпитки закрываются дренажные клапаны на топливных баках. Точность заправки составляет для бака окислителя 0,6 %, а для бака горючего - 0,7 %.
Система наддува бака окислителя и горючего, обеспечивая бескавитационную работу бустерных насосов маршевых жидкостных ракетных двигателей, повышает конструктивную прочность баков на начальном этапе полета при действии на бак больших сжимающих сил и внешнего атмосферного давления. Кроме того, система наддува создает условия для обеспечения минимального остатка газов в подушке.
Предпусковой наддув баков окислителя и горючего производится газообразным гелием из наземной системы до давления 2,6 атм., а бака горючего - до давления 3,1 атм. Такой уровень достаточен как для бескавитационной работы насосов, так и для обеспечения прочности баков при старте. Предпусковой наддув баков окислителя начинается за 143 с до старта, а бака горючего - за 80 с. Заданное давление в подушках поддерживается гелием из наземной системы до момента старта, когда происходит расстыковка разъемных соединений.
При достижении давления внутри бака выше расчетного срабатывают предохранительные клапаны. Предохранительный клапан бака окислителя настроен на избыточное давление 1,83-1,62 атм., а горючего - на 2,67-2,46.
Рабочий наддув бака окислителя производится "подогретыми" парами кислорода, которые отбираются от каждого маршевого двигателя, собираются в коллектор и затем по единой магистрали подаются на наддув. В маршевых двигателях предусмотрены специальные теплообменники - испарители, в которых вырабатывается горячий газообразный кислород для наддува.
Наддув бака горючего производится "подогретым" газообразным водородом, отбираемым после турбин бустерных насосов горючего каждого двигателя, который собирается в коллектор и по единой магистрали подается в бак горючего.
Давление наддува в баке окислителя поддерживается в диапазоне 1,41-1,55 атм., а в баке горючего - 2,25-23 9. Таким образом, максимальное рабочее давление в подушке баков оказывается на 0,07 атм. ниже минимального давления настройки дренажно-предохранительного клапана.
Газ наддува подается в бак окислителя через конический распылитель, а в бак горючего - через Т-образный распылитель. Применение специальных распылителей газа наддува обеспечивает необходимое перемешивание газа в подушке бака, уменьшает неравномерность температуры в подушке и перегрев в верхней зоне бака.
Маршевые двигатели центрального блока включаются за несколько секунд до старта, одновременно начинается рабочий наддув топливных баков газообразным кислородом. Регулирование давления в баке и расход газа наддува начинается с момента старта. Так как давление в окружающей атмосфере по мере подъема падает практически до нуля, то и давление наддува в баке тоже монотонно уменьшается на 1 атм. Приблизительно со 120-й секунды полета давление в баке поддерживается на постоянном уровне с разбросом, который обеспечивает система регулирования. Максимальное давление газа в баке не должно превышать верхнего предела прочности бака. Разброс настройки дренажно-предохранительного клапана был принят на уровне 0,21 атм. Уменьшение давления и снижение разброса настройки дренажно-предохранительных клапанов прямо пропорционально снижению массы баков.
Система наддува бака настроена таким образом, чтобы предотвратить возможность объемного вскипания жидкого кислорода. Давление насыщенных паров кислорода, соответствующее среднемассовой температуре компонента, равно 1,27 атм., а минимальное давление газов наддува в баке окислителя составляет 1,41 атм. Таким образом, минимальное давление в баке на 0,14 атм. превышает давление насыщенных паров кислорода.
Датчики давления в подушке бака горючего настроены на абсолютное давление. Поэтому регулирование наддува бака горючего не зависит от окружающего атмосферного давления и начинается только после того, как давление в подушке упадет до заданного диапазона порядка 2,25-2,39 атм. Так как давление предпускового наддува составляет 3,1 атм., то в течение первых тридцати секунд полета, пока давление падает до 2,39, расход газа на наддув будет минимальным и нерегулируемым. Нижний уровень давления в баке горючего превышает минимально потребное давление приблизительно на 0,11 атм.
Максимальная температура газа в подушке бака окислителя достигается к 300 секунде полета и составляет около 250 ºС. При этом, максимальная температура верхнего днища равняется 140 ºС К концу работы двигательной установки температура слоя газа в подушке высотой около 4 м составляет более 200 ºС. Максимальная температура газа наддува в верхней зоне подушки водородного бака равна 66 ºС. Средний расход паров кислорода для наддува бака окислителя на установившемся режиме составляет примерно 3,18 кг/с, а паров водорода для наддува бака горючего - примерно 1,04 кг/с. По опытным данным, начальная температура окислителя при запуске двигателей составляет -181,7 ºС, а конечная температура при выключении двигателей равна -180,8 ºС, т.е. "прогрев" кислорода в баке за время работы двигателей не превышает 0,9 ºС. Соответственно начальная температура жидкого водорода равна -252,6 ºС, а конечная - -252,3 ºС.
Система дренирования баков. В состав этой системы входят дренажно-предохранительные клапаны, дренажные магистрали, датчики давления в баках и гелиевая система для подачи управляющего давления к клапанам.
Дренажный клапан требуется для сброса паров из бака при заправке его компонентами топлива и нахождении ракеты-носителя на старте в заправленном состоянии. Предохранительный клапан предотвращает увеличение в полете давления в подушке бака сверх допустимых значений, определенных прочностными характеристиками бака. Дренажный и предохранительный клапаны каждого из топливных баков объединены в один клапан и установлены на верхних днищах баков окислителя и горючего.
Блок управления для ввода в действие дренажной системы размещается в наземном комплексе. Для открытия дренажного клапана к нему подается управляющее давление 52,7 атм. Для закрытия это давление сбрасывается. Некоторое запаздывание срабатывания дренажного клапана объясняется размещением его на удалении, но это не вызывает серьезных затруднений и учитывается в циклограмме предпусковых операций.
Газ, дренируемый из подушки водородного бака, отводится по дренажной магистрали к разъему в межбаковом отсеке. При стоянке на старте и стенде дренируемые пары водорода далее поступают в наземную дренажную магистраль, по которой они подаются в безопасную зону и сжигаются.
Пары кислорода из подушки бака окислителя сбрасываются непосредственно за борт ракеты.
Система предусматривается для предварительного захолаживания насосов и топливных магистралей маршевых жидкостных двигателей перед их запуском. Для этих целей от основной топливной магистрали горючего имеются отводы, которые в обход разделительных клапанов с помощью насосов с электроприводом подают жидкий водород на вход в бустерный насос каждого из маршевых двигателей. Затем водород собирается в общем коллекторе и по единому трубопроводу возвращается в бак горючего. Сброс горючего в наземную систему во время предпускового захолаживания двигателей неприемлем из-за больших потерь давления при течении охлаждаемого потока водорода через двигатель.
Захолаживание магистралей окислителя производится без использования подкачивающих насосов, так как высокого гидростатического давления, создаваемого реальной компоновкой, достаточно. Сброс кислорода после охлаждения двигателей производится по специальной магистрали в наземную систему. По оценкам, расход жидкого кислорода на захолаживание каждого из двигателей составляет 1,36 кг/с, а жидкого водорода - 0,454.
Система управления расходом топлива. Контроль количества топлива при заправке производится с помощью точечных датчиков уровня, регистрирующих момент контакта их с зеркалом жидкости в баке. Промежуточное количество топлива между точками определялось по показаниям разности давления в дренажных и заправочных магистралях баков, полагая, что процесс заполнения является монотонным.
Регулирование расхода окислителя и горючего в полете осуществляется с помощью клапанов двигателей по показаниям расходомеров, установленных в топливных магистралях. В процессе регулирования расхода топлива в полете поддерживается предварительно заданное постоянное соотношение расхода компонентов топлива. Оно зависит от программы полета, прогнозируемых характеристик двигателей и точности заправки баков компонентами топлива. Диапазон регулировки соотношения в пределах 5,8-6,2. С целью гарантирования полной выработки окислителя предусматривается дополнительный запас горючего (порядка 500 кг). Таким образом, ошибки при заправке и выработке топлива приводят к увеличению объема остатков горючего. В связи с низкой плотностью водорода, даже при значительных объемах остатков горючего масса их будет небольшой.
Отсечка маршевых двигателей производится при достижении заданной орбитальной скорости по команде системы управления ракетой. При этом в баках остается некоторое количество топлива. Но в принципе отключение двигателей может быть произведено по выработке одного из компонентов топлива. С этой целью в нижней части бака горючего установлены пять точечных датчиков уровня и еще пять, регистрирующих появление газовой фазы в жидкости на входе в каждый двигатель.
Система демпфирования продольных колебаний. Одной из серьезных была проблема гашения продольных колебаний. Собственная частота колебаний давления в магистрали окислителя, равная приблизительно 2,4 Гц, может совпадать с собственной частотой колебаний конструкции ракеты и ступени, первая и вторая моды которых лежат в диапазоне 2-2,4 Гц. В связи с малой плотностью горючего, колебания давления в магистрали подачи жидкого водорода не вызывают осложнений, поэтому проблема продольных колебаний касается в основном кислородного тракта.
Колебания давления в топливной магистрали окислителя могут индуцироваться как на участке магистрали от бака до бустерного насоса, так и на участке между бустерным и основным турбонасосным агрегатом. Расчет колебаний конструкции усложняется многоблочной структурой ракеты, что приводит к возникновению и взаимодействию продольных и поперечных колебаний.
При проектировании были рассмотрены два основных метода демпфирования колебаний давления в топливной магистрали окислителя - пассивный и активный.
Пассивный метод предусматривает установку на топливной магистрали вблизи двигателя аккумулятора с газовой подушкой. При введении в топливную магистраль такого аккумулятора, то есть фактически - дополнительной податливости и инерционности, меняется частота и амплитуда колебаний жидкости в трубопроводе. Применение газовых аккумуляторов для подавления продольных колебаний в жидкости в длинных топливных магистралях - хорошо известный и применяемый метод.
Выбор конструкции демпфера и места его установки осуществлялся совместно рядом институтов. Головными институтами были: НИИ тепловых процессов, Институт прикладной механики Академии наук Украины. Были выбраны оптимальные варианты.
Результаты расчетов показали, что установка демпфирующих устройств на выходе из бустерного насоса приводит к усилению колебаний давления в магистрали окислителя. Для эффективного демпфирования колебаний жидкости в магистрали окислителя объем аккумулятора составил 60 л. Аккумулятор установлен на нижней части магистральной трубы подачи кислорода в районе нижнего днища водородного бака перед распределительным коллектором. Были установлены, кроме того, дополнительные демпферы перед турбонасосным агрегатом каждого двигателя.
Благодаря установке пассивных демпферов собственная частота первой моды колебаний жидкости в топливной магистрали окислителя уменьшилась с 2,4 до 1,8 Гц. Тем самым гарантируется несовпадение собственных частот колебаний конструкции и топлива в магистралях.
Первоначально, перед запуском двигательной установки, подушка демпфирующего аккумулятора заполняется газообразным гелием. Затем в полете она непрерывно наддувается парообразным кислородом, который отбирается от теплообменника, установленного на двигателе. Избыточный газ из подушки демпфера сбрасывается в основную топливную магистраль окислителя. Особое внимание при использовании пассивного демпфирующего аккумулятора было обращено на предотвращение прорыва газа из подушки демпфирующего устройства на вход в турбонасос.
В качестве запасного варианта для демпфирования колебаний жидкости в магистрали окислителя маршевой двигательной установки рассматривалось использование активного демпфирующего устройства. Оно предусматривает измерение колебаний давления, расхода, на их основе выработку закона на включение электрогидравлического устройства поршневого типа для создания импульсов давления в топливной магистрали с заданной амплитудой и фазой. Но, в общем, демпфер такого типа, хотя и мало чувствителен к ошибкам сигналов обратной связи, достаточно сложен и менее надежен.
Пневмогидравлическая схема двигательной установки предусматривает систему заправки кислородом и водородом, подачу компонентов двигателям, разделительные пневмо- и гидравлические устройства, захолаживание двигателей, дренаж баков, наддув - предпусковой и полетный, слив оставшихся компонентов после окончания работы двигателей с последующей продувкой магистралей, систему газлифта.
Экспериментальная отработка двигательной установки в составе центральных блоков, предусмотренных для огневых стендовых испытаний, производилась на универсальном стенд-старте, сооруженном в Байконуре.
Программа испытаний включала отработку заправки баков криогенными компонентами топлива, огневые испытания блока с качанием двигателей и дросселирование по тяге.
Основные задачи огневых стендовых испытаний:
- проверка работоспособности маршевых двигателей в составе блока с баковыми системами, реальными топливными магистралями и другими системами;
- оценка предстартовых и рабочих характеристик маршевой двигательной установки при дросселировании двигателей и качании;
- исследование переходных процессов при выходе двигателей на номинальный режим;
- исследование эффектов, связанных с запуском двигателей и авариями в системах блока;
- предварительная оценка низкочастотных продольных колебаний в топливных магистралях;
- отработка методов заправки топлива и оценка точности заправки;
- определение величины выбросов топлива при отсечке связки двигателей;
- оценка работоспособности и определение характеристик теплоизоляции блока;
- определение вибрационных и акустических характеристик и их влияния на конструкцию.
Следует подчеркнуть, что при стендовых испытаниях динамические показатели систем полностью не имитируются, так как частотные характеристики экспериментального блока и штатной конструкции различны. Достаточно полно исследовалась только гидродинамика топливных отсеков.
Проблема уменьшения гидравлических остатков в баках. Величина полезного груза, выводимого на орбиту ракетой, зависит и от количества не вырабатываемых остатков топлива в баках и системах двигательной установки. Они включают в свой состав остатки паров компонентов топлива в подушках баков на конец работы двигателей и гидравлические остатки топлива в баках и топливных магистралях. Масса остатков паров зависит в основном от давления в баках и температуры газа наддува.
Наличие гидравлических остатков топлива объясняется тем, что при расходе последних порций жидкости из бака происходит образование воронки над сливньм каналом, и газ из подушки бака прорывается в топливную магистраль до полной выработки топлива из бака. После прорыва газа в заборное устройство топливной магистрали компонент насыщается газом и не может быть захвачен насосами двигателей. Проблема снижения гидравлических остатков топлива приобретает особое значение в том случае, когда используются компоненты, обладающие высокой плотностью - такие, как жидкий кислород. В основной топливной магистрали окислителя в топливном отсеке содержится приблизительно 5 т жидкого кислорода на момент прорыва газа в заборное устройство. Перед разработчиками была поставлена задача обеспечить максимальную выработку этого топлива. Величина гидравлических остатков топлива зависит от формы днища, конструкции заборного устройства, геометрии топливной магистрали, скорости течения жидкости, перегрузки. Было принято решение провести экспериментальное исследование с использованием масштабных моделей баков и основных магистралей подачи компонентов.
Результаты анализа вариантов компоновок показали, что для баков окислителя заборное устройство должно располагаться в нижней точке бака на продольной оси ракеты. Для бака горючего оптимальным явился сифонный заборник, смонтированный внутри бака над нижним днищем параллельно продольной оси. Для бака жидкого кислорода наиболее эффективными явились профилированные заборники. Кавитация предотвращалась за счет обеспечения такого профиля скоростей в потоке, при котором во всех точках заборника статическое давление превышало давление насыщенных паров.
Вариант сифонного заборника в баке водорода был принят по конструктивным соображениям. Результаты испытаний показали, что оптимальной конструкцией сифонного устройства для забора жидкого водорода является вариант с профилированным входом, расположенным на высоте 114 мм от днища бака. Согласно модельным экспериментам, из бака не может быть выработано более 1,683 м3 или 119 кг жидкого водорода и 0,107 м3 или 48,8 кг, жидкого кислорода.
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