«Энергия» - «Буран»

Основные характеристики топливной системы. Масса сухой конструкции бака жидкого водорода - 14,365 т, бака жидкого кислорода - 5,741 т, межбакового отсека -6,26 т. Рабочий запас топлива блока 703,643 т, в том числе жидкого кислорода 602,775, жидкого водорода 100,868 т. Объем бака жидкого кислорода 552 м3, объем бака жидкого водорода 1523 м3.

Проектом предусматривалось изготовление в полном объеме центрального блока на головном заводе "Прогресс" в городе Куйбышеве. Однако из-за неготовности авиационных транспортных средств и оснащенных производственных цехов изготовление первых сборок производилось на этом заводе частично отдельными конструктивными сборочными единицами.

Производственная база. К 1982 г. на Куйбышевском заводе "Прогресс" был выполнен большой объем работ по изготовлению и монтажу технологической оснастки для изготовления центрального блока "Энергии". Строился корпус 56. Общие затраты на расширение завода "Прогресс" составили полмиллиарда рублей.

Для цилиндрических секций и днищ баков были применены самые крупные заготовки листового материала, подвергаемые необходимой механической обработке. Применение крупных заготовок обеспечивает снижение числа сварных швов. Всего на баках выполняется около одного километра сварных швов. На заводе было смонтировано 34 технологических стапеля и стенда.

На сварочно-сборочном стапеле для сварки цилиндрических секций водородного бака поставляемые листы-плиты проходят ультразвуковой контроль по всей площади листа. Контроль предусматривает обнаружение дефектов, закатанных в листе, неплотностей, включений. После этого лист проходит механическую очистку поверхности, обрезку и на валках закатывается по расчетному диаметру. Панели устанавливаются и подгоняются на стапеле сборки секций. После этого выполняется сварка продольных швов. Шов вертикальный.

Сварочно-сборочный стапель для сборки водородного бака представляет собой массивную конструкцию со сварным автоматом, которая соединяет все цилиндрические секции и днища в единую конструкцию. Секции устанавливаются вертикально по ширине. Подготовленная к сварке следующая секция подгоняется по периметру, находясь над первой секцией, и варится поперечным швом. Шов вертикальный, пристеночный. Последовательно, секция за секцией, наращивается вертикально вверх цилиндрическая часть, а затем привариваются днища.

Контрольные испытания - опрессовки водородного бака - проводятся поэтапно на расчлененных на отдельные части баковых конструкциях с технологическими днищами. Испытания проводятся в этом же корпусе. Бак загружается сверху. Сегментные элементы днищ в стапелях последовательной сборки обрабатываются и подгоняются. На стапеле сборки каждый сегмент зажимается и сваривается, приваривается полюсная часть и шпангоут.

Оживальная часть бака жидкого кислорода изготавливается в виде основных сборок. Первая сборка - передняя оживальная подсекция, вторая - задняя, цилиндрическая.

После окончания операций сварки баки по торцевым шпангоутам подторцовываются механической обработкой на станке. Далее баки проходят испытания на герметичность, подвергаются гидростатическим испытаниям жидким азотом на предельное полетное давление. После испытаний баки промываются, очищаются в специальном стенде чистоты.

Нанесение теплоизоляции и теплозащиты производится на стенде с горизонтальным расположением бака. Бак вращается, автоматическое устройство напыляет смесь на поверхность бака. Дозирование компонентов с контролем толщины наносимого слоя ведется в расчетном режиме. После затверждения внешняя поверхность обрабатывается профилированной игольчатой фрезой для доведения толщины покрытия до нужной величины. Обрабатываются и днища. Окончательно сваренный бак с нанесенной теплоизоляцией укладывается на ложементы стенда окончательной сборки баков для монтажа внутрибаковых систем. Каждый бак окончательной сборки имеет камеру чистоты. Монтажники могут проникнуть в бак только после стерилизации одежды в камере. Межбаковый отсек собирается последовательно: сначала в панели, затем - общая сборка и установка силовых узлов, силовых и промежуточных шпангоутов.

Аналогично ведется сборка хвостового отсека. Сборка блока начинается с предварительного формирования хвостового отсека в крупную технологическую подсборку с двигателями. В хвостовом отсеке ведется основной монтаж пневмогидравлических систем, их магистралей и отрывных стыковочных плат. На первом этапе операции проводились на Байконуре.

Затем в горизонтальных стендах стыкуются бак жидкого кислорода и межбаковый отсек, производится окончательный монтаж систем. Бак жидкого водорода стыкуется с хвостовым отсеком с двигателями. Стыковка производится на стенде сборки хвостового отсека с двигателями в вертикальном положении. На этом же стенде производится зарядка жидкостью системы рулевых машин. Как заключительная операция - стыковка двух полублоков. Бак окислителя с межбаковым отсеком и водородный бак с двигателями стыкуются, магистрали, связывающие два полублока, связываются.

Собранный блок проходит комплексные испытания, проверяется работоспособность всех систем, после чего блок перегружается на грунтовую транспортировочную тележку и перевозится на стенд сборки пакета.

Сварка. Топливные баки - это сварная конструкция из алюминиевого сплава 1201. При организации производства опирались на опыт изготовления баков ракеты-носителя Н-1. Этот опыт плюс усиленный поиск по улучшению свойств свариваемых материалов баков центрального блока дали возможность достичь высокого уровня конструктивных характеристик.

Одной из основных проблем при подготовке производства в выборе варианта была сварка корпусов баков. Известно, что менее рискованной с точки зрения возможности образования дефектов в сварном шве является сварка, когда шов располагается в горизонтальном положении и ванночка расплавляемого металла находится ниже сварочной головки. Так в основном варятся баковые конструкции большинства ракет. Анализ накопленных данных по качеству сварных соединений показал, что пористость сварного шва, образование каверн, раковин - основные причины ухудшения прочностных свойств сварки. Предел прочности сварного шва на растяжение практически линейно зависит от процента общей пористости в поперечном сечении испытуемого образца. Наиболее устойчивый процесс сварки с высоким качеством шва - это сварка в нижнем подовом положении сварного шва.

Однако при больших размерах свариваемых частей, их малой жесткости горизонтальная сварка требует изготовления трудоемкой оснастки для заневоливания свариваемых частей с целью сохранения геометрии и больших производственных площадей для размещения стапельного оборудования сборки баков в горизонтальном положении. Была принята технология весьма простая, которая не требовала больших площадей и крупной оснастки. Суть ее заключалась в том, что наращивание секций баков проводилось вертикально вверх. Бак рос в стапеле в высоту. Нижняя секция становилась базовой. Верхняя секция - кольцо - разжималось в пределах упругих деформаций и плотно насаживалось на нижнюю - базовую. Точность изготовления стыкуемых диаметров достаточно высокая - разность периметров стыкуемых кромок составляет не более трех мм. Эта технология избегала изменения геометрии, которая присуща горизонтальной сборке, но вынуждала искать методы и отрабатывать сварку так называемых "пристеночных" швов.

На этом же стенде вертикальной сборки производилось несколько вспомогательных операций фрезеровки свариваемых кромок секций, мехобработки сварного шва.

Сборка и сварка сферических и оживальных днищ производится в формообразующих стапелях с выполнением операций сборки, фрезеровки свариваемых кромок лепестковых секторов днищ и сварки без перезакрепления этих элементов.

Основным способом сварки была определена электроннолучевая сварка, позволяющая получить соединения со свойствами, близкими к основному металлу. Качество сварки зависит от внешней среды, поэтому технологическим проектом оценивался вариант создания камер общего вакуумирования. Однако он был отвергнут из экономических соображений. Было принято направление создания электроннолучевых сварочных установок с локальным вакуумированием. Сварочная установка "Луч-4" и дальнейшие ее модификации "Луч-4М" и "Луч-4М2" с внедренной технологией сварки продольных сварных швов с вакуумированием позволили достичь высокого качества сварных швов цилиндрических секций бака горючего.

Появившиеся технические трудности в создании камер локального вакуумирования для сварки продольных и кольцевых швов оживального и сферического днищ, круговых швов фланцев с оболочками днищ и секций, кольцевых швов емкостей вынудили применить для этих соединений способ высокоскоростной импульсно-дуговой сварки плавящимся электродом в среде инертного газа гелия. По своим показателям этот вид сварки практически не уступает по качеству сварного шва электронно-лучевой сварке. Эти виды сварок отрабатывались в тесном контакте с институтом имени Е.О.Патона.

В процессе отработки сварных кольцевых швов возникла необходимость устранения дефектов - занижений и подрезов глубиной до 0,5 мм по всей длине шва. Учитывая:, что эти дефекты связаны со спецификой формирования сварного шва на вертикальной стенке, был отработан прием дополнительного "разглаживающего" прохода методом гелиево-дуговой сварки без присадки на малых токах. Кроме того, сварка кольцевых швов с толщиной свариваемых кромок 40 мм выполняется в двухстороннюю симметричную щелевую разделку с равномерным заполнением разделки с лицевой и обратной сторон шва, что позволило исключить значительные угловые деформации, достигающие 10 мм на базе 300 мм.

При сварке фланцев с оболочками свариваемые кромки предварительно выгибаются, что позволило в сочетании с электронно-лучевой сваркой до минимума снизить деформации днищ при сварке. Учитывая, что в процессе производства не исключены случаи повреждения оболочки баков и их элементов, проведены поисковые работы по созданию технологии их ремонта. Принятый смелый вариант ремонта с использованием сварки взрывом успешно опробован на реальной конструкции бака.

Для сварки поперечных отсеков применяется контактно-стыковая сварка на контактно-сварочной машине К-754. Машина позволяет сваривать шпангоуты сечением 35000 мм2 (реальное сечение шпангоутов - 25000). Применение этого вида сварки наряду с высоким качеством сварного шва сократил технологический цикл сварки в тридцать раз.

Для выявления непроваров малого раскрытия в сварных швах одного рентген-контроля сварных швов как неразрушающего вида контроля оказалось недостаточно из-за его относительно низкой разрешающей способности. Как дополняющие рентген-контроль были внедрены ультразвуковой и вихретоковый контроль. Были проведены исследовательские работы по дефектоскопии сварных швов электромагнитным методом, повышена точность измерений. Разработана и внедрена методика вихревого контроля.

В этом виде контроля применяется автоматизированная установка "Вихрь-ФТ" для обнаружения дефектов типа "непровар" в продольных сварных швах обечаек с двумерной полутоновой регистрацией контроля на электрохимической бумаге ФАК-II. Одновременно проведен сравнительный анализ зависимости прочности и удельной электропроводности от температуры повторного нагрева сварного шва и околошовной зоны при подварках, что позволило создать методику неразрушающего контроля и вихретоковый прибор "Зона" для контроля области термического влияния сварных швов, в результате чего появилась возможность проводить оценку величины усиления зоны сварного шва с учетом допустимого количества подварок.

При отработке ультразвукового контроля сварных швов узлов из алюминиевого сплава 1201 для каждого вида сварки были подобраны частота прозвучивания, эталонные образцы, преобразователи с различными углами ввода звуковых колебаний в зависимости от толщины свариваемых деталей и конфигурации сварного шва. Контроль осуществляется эхо-импульсным методом в контактном варианте наклонными преобразователями, включенными по совмещенной схеме и раздельно-совмещенными призматическими преобразователями, излучающими поверхностные волны, что обеспечивает выявление дефектов типа "непровар", трещин, пор с отражающей способностью, эквивалентной цилиндрическому отражателю диаметром 0,5 мм, для швов, выполненных электронно-лучевой сваркой, и 1,2-1,6 мм - для импульсно-дуговой и дуговой сварки. Контроль осуществляется дефектоскопами типа ДУК-66ПМ, а для контроля поверхностных дефектов используется УЗД МВТУ. Для неразрушающего контроля мест правки основного материала в зоне сварных швов разработана методика контроля несплошностей с применением вихретокового дефектоскопа КП-1.

По результатам исследований коэффициент безопасности по пределу прочности для конструкций баков и блока Ц в целом был установлен равным 1.4, а для элементов, работающих под давлением, например, для стенки топливного бака и днищ -1,5.

Для отработки прочности создан и введен в строй стенд, предназначенный для криогенных опрессовок, криогенно-статических и криогенно-прочностных испытаний баков диаметром до 8 м и высотой до 34 м. Стенд позволяет производить испытания жидким азотом с обезвешиванием баков и созданием усилий на сжатие-растяжение до 4800 т.

Силовые характеристики стен, пола, силового перекрытия стенда позволяют в полной мере реализовать расчетные нагрузки на натурных сборках. Объем измерительной информации достаточен не только для подтверждения прочности конструкции, но и для совершенствования ее массовых характеристик.

Конструкция теплоизоляции криогенной камеры, выполненная из армированной ППУ с прослойкой из матов на основе стеклоткани и подачей нейтрального газа в полость теплоизоляции, обеспечивает минимальные тепловые потери. Опорная подушка криогенной камеры выполнена из стеклотекстолита марки КАСТ, что в сочетании с подогреваемыми ногами опорно-установочного стола предотвращает промерзание грунта и деформацию основания бокса стенда в течение длительного времени. Испытания могут продолжаться до одного месяца.

Контактно-конвекционная система нагрева позволяет проводить испытания сборок с одновременным захолаживанием различных их частей до криогенной температуры и нагревом до 100-150 ºС.

Для испытания на герметичность корпусов баков в качестве контрольного используется гелий. Учитывая высокую стоимость гелия, а также наличие определенного фона его в атмосфере, что снижает объективность контроля герметичности корпусов баков, разработан "метод дисперсных масс", который не требует оснащения сложной аппаратурой. В условиях ограниченного доступа этот метод становится единственно возможным. Разработана технология проведения испытаний на герметичность баков с нанесенной теплоизоляцией - "дифференциальный метод".

Тарировка баков производится весовым способом.

Чистота. Разработана и применена технология струйного обезжиривания и очистки внутренних полостей баков до монтажа в них внутрибаковых устройств водно-моющим раствором в стенде гидроиспытаний. Создана камера чистоты, используемая для доведения монтажных работ внутри бака. Разработан и использован технологический процесс очистки баков с внутрибаковыми устройствами в стенде с применением хладона. Отработана технология обезжиривания поверхности и контроля качества обезжиривания как по пробе растворителя, так и непосредственно на поверхности. Средства контроля чистоты жидкостей и воздуха механизированы с применением прибора для контроля жидкостей АЗЖ-915, автоматизированной системы контроля чистоты промывочной жидкости в потоке "Фотон-925" и анализатора загрязнения воздуха ЭИП-17.

Спецпокрытия и защита от коррозии. Разработана технология местного анодирования внутренней поверхности баков в процессе их гидроиспытаний.

В качестве подслоя теплоизоляции для повышения адгезии и антикоррозионных свойств покрытия наносится клей Криосил и грунтовка ЭП-0214. Как теплоизоляционное покрытие применен Рипор-2Н, ППУ-17, как теплозащитное покрытие - ППУ-306, ППУ-306Н, ППУ-306НП. На обработанную механическим путем наружную поверхность наносится клей "Вилад-5К" для защиты теплоизоляционного и теплозащитного слоев от влаги, затем - эмаль ХП-5237 и АТП в качестве антистатического терморегулирующего покрытия.

Антистатическое покрытие изготавливалось на основе пигментированного низкомолекулярного полимера "стиросил" для теплозащитных материалов типа ТПВС и на основе токопроводящей эмали ХП-5237, пасты АСП-1 и эмали ХВ-16 для неметаллических материалов типа ЖСП и Рипор-2Н.

Тепловая защита конструкций типа блока Ц включает два вида теплового покрытия: напыляемую теплоизоляцию и сверхлегкое абляционное покрытие. Оба материала наносились на поверхность конструкции напылением или применялись в виде предварительно отформованных элементов. В состав теплозащиты входят также изолирующие покрытия расходных и циркуляционных магистралей системы подачи горючего в сочетании с заполненными инертным газом рубашками и вакуумированной криогенной откачкой.

Теплоизоляция при нахождении ракеты в предстартовом состоянии понижает скорость выкипания компонентов до нижнего порогового значения пропускной способности дренажных клапанов на баках., сохраняет по времени плотность компонентов и повышает точность заправки, поддерживает заданную температуру для нормальной работы двигателей, сводит к минимуму сжижение воздуха на поверхности бака и образование льда. На участке выведения на орбиту теплозащита поддерживает температуру конструкции в расчетном диапазоне и уменьшает остаток жидкого водорода из-за теплового расслоения.

Площадь защищаемой поверхности, тип и толщина теплоизолирующих материалов выбраны применительно к наихудшим условиям окружающей среды и соответствующим аварийному режиму полета с выходом на одновитковую орбиту.

Предполагалось не применять теплозащиту на внешней поверхности бака жидкого кислорода. Однако при параллельном расположении орбитального корабля существует реальная опасность повреждения плиток теплозащиты корабля падающими кусками льда при запуске маршевых двигателей и на участке подъема.

Абляция, от позднелатинского ablatio (отнятие), - унос массы с поверхности потоком раскаленного газа в результате оплавления, испарения, разложения и химической эрозии теплозащитного материала. При контакте покрытия с высокотемпературным потоком газа в его поверхностном слое происходит пиролиз материала (расщепление сложных соединений на более простые) с образованием уносимых газообразных продуктов и твердого пористого остатка - кокса. Этот слой и диффундирующие через него газы обладают высокими теплоизоляционными свойствами и являются хорошей защитой. При абляционном охлаждении большую роль играет получение теплоты обугленной поверхностью. Наряду с обугливающимися существуют абляционные материалы, которые снижают тепловое воздействие на конструкцию за счет испарения, сублимации, разложения и химической эрозии у поверхности покрытия.

Абляционная теплозащита - напыляемая пеноизоляция, представляет собой матрицу на основе кремнийорганической смолы с наполнителями низкой или высокой плотности из углеродных образований, тугоплавких материалов и упрочняющих веществ. Теплозащита наносится на кремнийорганическую грунтовку и полисилоксановое адгезионное покрытие. Внешняя герметизация от воздействия влаги обеспечивается белым эластомерным кремнийорганическим покрытием. Абляционное покрытие наносится на небольшие участки поверхности и применяется либо как самостоятельная теплозащита, либо в сочетании с пенополиуретановым покрытием на тех участках, где высокие теплопритоки. Это покрытие наносится на стойки заднего узла подвески орбитального корабля, а комбинированная теплозащита - на кабельные трассы. Покрытие не является конструкционным материалом.

Неразрушающий контроль толщины плотности и неприклея теплоизоляционных и теплозащитных покрытий типа Рипор-2Н, ППУ-306Н и ППУ-17 базируется на электромагнитном методе при замере толщины покрытий, плотности - на радиоизотопном методе, неприклея - на акустическом методе. Были проведены исследования, созданы образцы и эталоны с заложенными искусственно тарированными дефектами, имитирующими расслоение, неприклей, пористость и отработаны методики контроля.

Измерение толщины покрытия осуществляется прибором ИТН-78А, плотности покрытий - радиоизотопным измерителем плотности, неприклея и расслоений - приборами акустического типа и акустическим индикатором дефектов.

По результатам исследований свойств новых теплоизоляционных и теплозащитных материалов, применяемых в конструкции, разработана методика расчета поля температур в покрытии с учетом эндотермического эффекта разложения связующего и фильтрации газообразных продуктов разложения через деструктивный слой частично уносимого материала.

Приборы сгруппированы на рамах и размещаются в районах первой и третьей плоскостей стабилизации внутри межбакового и хвостового отсеков; для обеспечения нормального температурного режима их работы организованы термостатируемые зоны, отделенные от общего объема отсеков гермочехлами из ткани на основе фторолона ФЛТ-4НА. Для гиростабилизированных платформ сконструирована единая рама. Три прибора системы прицеливания смонтированы на отделяемом переходнике.

Электрические штепсельные разъемы объединены в электроразъемные платы круглой формы. На стыке блока с заправочно-дренажной мачтой старта применены новые электросоединители типа "Аргон". В состав конструкции электроразъемного соединения блока с наземным блоком входит пирозамок-толкатель. Кабели с однородными цепями сгруппированы и удалены от электрически несовместимых систем. Стыки электросоединителей искроопасных цепей заполняются герметиком 51-Г-23.

Пневмощиты. Все искроопасные клапаны сгруппированы и заключены в герметичные контейнеры, продуваемые по программе в процессе подготовки к старту газообразным азотом. Это требование безопасности.

Агрегаты. Некоторые функционально-зависимые клапаны и другие устройства по возможности сгруппированы в отдельные сборочные единицы: агрегат гидравлического питания в системе рулевых приводов и агрегат регулирования наддува и дренажа, генераторный источник тока. В конструктивном исполнении клапанов много общего: имеются датчики исходного положения, уплотнение фторопласта, шариковый замок, трубопроводы соединяются сварными стыками.

Разъемные соединения. В основном разъемные соединения сгруппированы в многоштуцерные колодки по видам рабочего тела. Пожароопасные разнесены друг от друга. Клапаны однократного применения имеют шариковые замки и порционеры. Большинство из них скомпоновано на ферме, отделяемой в районе межбакового отсека и платы разъемных соединений хвостового отсека.

Проверка герметичности топливных систем проводится методом накопления контрольного газа в замкнутом объеме при атмосферном давлении. В качестве объемов накопления приняты свободные пространства межбакового и хвостового отсеков. Проверяется также техническое состояние маршевых двигателей. При проверке герметичности систем контрольный газ фильтруется с точностью не хуже 3-5 микрон с одновременной защитой систем от смазок и других веществ. В качестве контрольного газа при проверке на герметичность систем и баков применялась воздушно-гелиевая смесь.

Вспоминается, что в свое время проверку герметичности систем наших первых ракет типа Р-1, Р-2 и даже Р-5 осуществляли подачей давления во внутреннюю полость, а проверяемый стык или сварной шов покрывался пеной, взбитой из водной суспензии мыла, которое в конструкторской документации так и значилось: "Мыло детское пиллированное". Так что детское мыло было в ходу у ракетчиков.

Силовые узлы подвески орбитального корабля и боковых блоков первой ступени. Подвеска орбитального корабля на центральном блоке ракеты осуществляется с помощью одного переднего и двух задних узлов. Опоры переднего узла связи крепятся на баке жидкого водорода, подкрепленного в этом месте промежуточным силовым шпангоутом. Нижний пояс крепления орбитальной ступени опирается на силовые шпангоуты хвостового отсека центрального блока. Силовые узлы связи орбитального корабля с блоком образуют треугольник. Передача тяги с орбитального корабля происходит через два задних узла. Боковые нагрузки воспринимаются передним узлом и левым узлом нижнего пояса связи, вертикальные, поперечные нагрузки - всеми тремя узлами. Передний узел выполнен в виде двухстоечной фермы, наклоненной в сторону нижнего пояса. В вершине фермы расположен шарнирный узел с небольшим штырем, входящим в зацепление с гнездом на орбитальном корабле. Стопорный механизм в гнезде орбитального корабля фиксирует положение штыря с помощью штифта. Фермы узлов связи заднего пояса выполнены в виде трехстержневой устойчивой конструкции. В вершинах каждой фермы - шарнирные узлы и штыри. Механизмы расцепки всех трех узлов связи орбитального корабля с центральным блоком расположены на орбитальном корабле и используются по проекту повторно.

Узлы крепления боковых параблоков распределены таким образом: на межбаковом отсеке четыре неподвижных опорных кронштейна, во внутреннюю полость которых входят шаровые опоры носовых частей блоков А, они запираются и работают как шарнирная опора, на нижнем силовом шпангоуте бака горючего, на стыке с хвостовым отсеком две скользящие опоры крепления каждого параблока.

Силовые узлы связи верхнего и нижнего поясов разработаны по единой конструктивной схеме и содержат механическое быстроразъемное соединение, удерживаемое в закрытом положении пирочекой и автономным дублирующим устройством на основе удлиненного кумулятивного заряда. Срабатывание разделительных устройств практически безударное и безосколочное, что подтверждено большой реализованной программой отработки с многочисленными срабатываниями.

Несущая способность верхнего узла достигает 150 т, а каждого из двух узлов нижнего пояса связей - 700 т. Детали узлов изготовлены из высокопрочных мартенситостареющих сталей с неограниченной прокаливаемостью ЭП637А-ИД и ЭП678ВД с удельной прочностью 195 и 140 кг/мм2 соответственно.

Расчеты кинематической схемы подвески двигателей. Для реальной кинематической схемы одиночного двигателя с двумя рулевыми приводами построена теоретическая модель пространственного механизма с тремя развернутыми относительно друг друга цилиндрическими поршневыми парами, управляющими направлением вектора тяги. Математическая модель реализована в алгоритмах разработанных программ, которые дают возможность осуществить управление качанием двигателей без соударения.

Анализ нагрузок и расчет на прочность. В основу проектирования ракеты-носителя были положены известные расчетные принципы и условия. Система проектируется так, чтобы выдерживать все нагрузки и удовлетворять всем требованиям гарантированного выведения полезного груза и проведения с ракетой всех необходимых работ.

Наземное обслуживание, транспортировка и хранение не должны быть определяющими по нагрузкам при выборе конструктивных решений для основных систем блока. Наряду с этим конструкция таких больших ракетных систем должна обеспечивать возможность установки пакета в незакрепленном положении при воздействии ветра с вероятностью не ниже 0,999 при скорости до 25 м/с. Топливные баки могут быть при этом заправлены или пусты, с давлением наддува или без него.

Когда носитель установлен на стартовой площадке, а на соседней пусковой установке находится другой носитель, операции с которым могут привести к взрыву, то защита носителя от разрушительного действия давления в фронте ударной взрывной волны обеспечивается с учетом наддува баков.

Система защиты баков от действия окружающей среды проектировалась с учетом того, что отсутствует отрицательный перепад давления.

Конструкция должна быть работоспособной при максимальных рабочих нагрузках после выхода из строя любого единичного конструктивного элемента. Не должно быть значительной текучести материалов конструкции или соответственно - разрушения при нагрузках ниже максимальных эксплуатационных величин.

К напряжениям, полученным в результате умножения коэффициента безопасности по пределу текучести на максимальное эксплуатационное или рабочее давление, добавляются напряжения от максимальных эксплуатационных внешних нагрузок типа динамических, ударных, вибрационных, умноженных на этот же коэффициент безопасности. Полученные результирующие напряжения не превышают допустимый предел текучести материала при температуре, соответствующей заданным условиям.

Аналогично сформулированы правила для результирующих предельных или разрушающих напряжений, которые не превышают допустимый предел прочности при тех же условиях.

Отработавшая ступень или любой блок, отделившийся от остальных ступеней, не имеет повреждений и не воздействует на работу оставшейся конструкции носителя на траектории полета. Средства удержания рассчитаны на полное полетное время исходя из возможности проведения огневых технологических испытаний блоков. При этом учтены эффекты "отдачи" после выключения двигателей при полной заправке баков.

Анализ структуры ракетных систем показал, что силовая схема с параллельным расположением ступеней имеет некоторые преимущества по сравнению с последовательной схемой распределения ступеней. При параллельной работе ступеней компоненты топлива расходуются из топливных баков центрального блока уже на участке работы первой ступени, и к моменту окончания работы блоков первой ступени запас топлива составляет около 70 % от первоначальной заправки. Тем самым снижаются расчетные нагрузки, которые определяют толщину стенок баков.

Для бака окислителя давление газа в подушке и гидростатическое давление являются основными расчетными критериями и обеспечивают уменьшение сжимающих сил от внешних нагрузок. Толщина стенок передней части бака окислителя определяется высокой температурой конструкции в результате теплообмена с газом наддува, тогда как средняя часть бака рассчитывалась на нагрузки, действующие в момент отрыва ракеты от старта. Это связано с меньшей величиной гидростатического давления при максимальной нагрузке.

Оболочка межбакового отсека рассчитывается на осевую нагрузку при максимальном ускорении, а также на внешний изгибающий момент. Однако воздействие от изгибающих моментов мало по сравнению с осевыми усилиями. Оболочка межбакового отсека воспринимает и перераспределяет нагрузки, приходящие от точечных опор блоков первых ступеней, чтобы получить равномерную передачу усилий на стык с баком жидкого кислорода.

Бак жидкого водорода так же, как и бак окислителя, рассчитывается с учетом, что определяющим воздействием для верхней части бака от верхнего днища и большей части цилиндрической стенки бака является комбинированное воздействие давления в баке и температуры газа наддува. Средняя часть бака рассчитывается на повышенное давление в момент старта, а нижняя - на максимальные перегрузки.

Элементы жесткости в баке жидкого водорода рассчитывались на нагрузки, учитывающие расчетные величины изгибающих моментов и осевых сил в момент максимального продольного ускорения. Разрушающие нагрузки уменьшались за счет действия максимального рабочего давления в баке. Передняя часть рассчитывалась на осевую нагрузку и изгибающий момент при максимальной перегрузке с учетом разгрузки от внутреннего давления. Нижняя часть за узлом подвески орбитального корабля не испытывает внешних нагрузок и рассчитывалась на внутреннее давление.

Сила тяги первой ступени в параллельной компоновке приложена к верхней части межбакового отсека блока, так что на водородный бак действуют осевые нагрузки только от тяги своих двигателей.

Хвостовой отсек рассчитывался на прочность при максимальной перегрузке.

Применение нового высокопробного сплава 1201, разработанного И.Н.Фридляндером, потребовало ряда исследований в обеспечение прочности баков. Результаты испытаний показали высокую чувствительность материала и особенно сварных соединений к концентраторам напряжений, вызываемых краевыми зонами и технологическими дефектами типа несоосности сварных кромок и утяжек. Эта особенность материала потребовала повышенного качества расчетов и учета допустимых неточностей и моментности напряженного состояния, вызванного переменностью толщины конструкции. Расчеты проводились методом конечных элементов с помощью автоматизированного комплекса "Система-4". Зачетные прочностные испытания подтвердили правильность принятых методов расчета.

Были решены задачи по устойчивости бака кислорода от ветрового воздействия и устойчивости нижнего днища бака водорода от усилий от расходного трубопровода кислорода при заправке, по результатам которых приняты технические решения, обеспечивающие эксплуатацию с ограничением по скорости ветра при заправке бака кислорода и ограничением величины наддува каркасных отсеков баков.

Было учтено упрочнение алюминиевого сплава 1201 и его сварных соединений, проведено исследование трещиностойкости материала 1201 и его сварных соединений при криогенных температурах. Полученные данные позволили достаточно надежно назначить криогенные опрессовки в среде жидкого азота для конструкций, работающих в жидком водороде. Также в результате этих исследований получены и экспериментально подтверждены критерии трещиностойкости для высоких уровней напряжений, достигающих предела текучести материала. Исследована конструктивная прочность сварных соединений при криогенной температуре на титановых шаробаллонах.

Значительный градиент температур на стыках баков и каркасных отсеков потребовал решения упругопластической задачи для элементов стыка. Разработанная программа расчета упругопластических деформаций оболочечных конструкций методом конечных элементов подтверждена зачетными криогенно-теплостатическими испытаниями сборок каркасных отсеков с прилегающими частями баков, при которых подтверждена также и циклическая прочность.

Наличие действующих значительных сил от двигателей на каркасные отсеки, от связей с параблоками и орбитальной ступенью предопределяет неоднородную структуру конструкции каркасных отсеков Расчеты базируются на методе конечных элементов. Результаты расчетов хорошо согласуются с тензометрией зачетных испытаний.

Проведены проверки вибрационной прочности навесного оборудования и его крепления на отсеках, что позволило внести в конструкцию рад улучшений и показало достаточную вибропрочность конструкции. Испытаны панели с оборудованием и в условиях, имитирующих заданный спектр ударных ускорений с помощью тарированных зарядов взрывчатых веществ.

Для обоснования применения композиционных материалов в некоторых элементах конструкций блока проведены экспериментальные работы по определению их работоспособности в экстремальных условиях. Исследованы, например, свойства композиции алюминий-бор в натурных полуфабрикатах при криогенных температурах.

Характеристики основных конструкционных материалов. Авиационная и ракетно-космическая промышленность страны располагала большим ассортиментом материалов с достаточно подходящими физико-механическими свойствами - материалами, которые потенциально могли быть использованы в конструкции центрального блока. Это алюминиевые, магниевые, титановые сплавы, нержавеющие стали, композиционные и другие материалы. Для правильного выбора материала были приняты некоторые общие критерии, которые позволяли объективно оценить каждый материал и помогли сделать оптимальный выбор. В качестве основных критериев рассматривались такие факторы, как работоспособность материала в условиях работы ракеты-носителя с ее спецификой, связанной с применением жидкого водорода, надежность, которая должна быть максимальной, стоимость и масса, которые естественно должны быть минимальными.

Минимальная стоимость готовой продукции часто не связана со стоимостью исходного материала, так как для обеспечения максимальной надежности и минимальной массы обычно требуются дополнительные затраты, которые но своему назначению направляются на создание предельно сложных и дорогих процессов, обеспечивающих получение материала с минимально допустимыми трещинами, включениями, с подтверждением качества металла, неразрушающими методами контроля. К тому же неразрушающий контроль нельзя считать абсолютным методом, дающим полную гарантию, что конструкция свободна от опасных трещин и дефектов. Они могут быть обнаружены с помощью контрольных испытаний силовым нагруженном конструкции бака -опрессовок. При микроскопических размерах дефектов, которые становятся предметом поиска в готовой конструкции, и высокой вероятности их наличия в материале, имеющем высокие характеристики, в том числе соотношение прочности к плотности металла, метод отсеивания таких баков путем проведения только контрольных испытаний может оказаться весьма дорогим.

Возникает проблема: либо увеличить толщину металла, обладающего высоким отношением прочности к плотности, что обеспечит нормальную работу в штатных условиях и позволит проводить опрессовки при меньших напряжениях, приведенных к уровню работоспособности материала с заложенными неизбежными дефектами, либо использовать для бака другой материал, который не обеспечивает минимальную массу, зато гарантирует максимальную надежность с приемлемыми допусками на разброс характеристик при минимальной стоимости. Поиск оптимального решения этой проблемы явился сутью исследовательских и проектных изысканий при создании ракеты.

По критерию "прочность-плотность" для криогенных баков наилучшими материалами являются: алюминиевые сплавы, содержащие медь, титановые сплавы - альфа-фазы, метастабильные виды нержавеющей стали с холодной обработкой. Если предположить, что все расчетно-проектные показатели материалов эквивалентны, что, вообще говоря, не соответствует действительности, то самый легкий бак для криогенного компонента топлива получается из титанового сплава. Однако максимально допустимый размер дефекта, т.е. критический размер при разрушающем напряжении, у титанового сплава будет ниже, чем в подобной конструкции из алюминиевого сплава. Тем более что допустимый размер дефекта будет мал, чтобы быть обнаруженным существующими доступными средствами неразрушающего контроля. То же можно сказать и про баки из нержавеющей стали с холодной обработкой. К титановым сплавам возвращались тогда, когда малая масса конструкции была первым и решающим условием.

Титановые сплавы - не только довольно дорогой исходный материал, но и материал, требующий больших затрат для реализации сложных технологических процессов изготовления конструкций из него. Сварка больших конструкций, например, в воздушной среде связана с высокой опасностью загрязнения сварного шва посторонними элементами независимо от применения каких-либо методов защиты, в том числе с использованием среды инертного газа. Кроме того, могут образовываться также микродефекты, которые невозможно обнаружить методами неразрушающего контроля. По некоторым оценкам, применение титана в производстве баков приведет к удорожанию технологических процессов изготовления примерно в пять раз по сравнению с производством баков из алюминиевых сплавов.

Алюминий и его сплавы - достаточно высокопрочные материалы, обеспечивающие создание легких конструкций. Благодаря подбору оптимального химического состава удалось добиться повышения вязкости новых алюминиевых сплавов, что повышает живучесть реальной конструкции даже при наличии дефектов в виде трещин или включений различного рода. Новые алюминиевые сплавы обладают хорошей коррозионной стойкостью в жестких условиях работы, в том числе стойкостью к коррозии под напряжением. В силовой конструкции центрального бака применяется ряд алюминиевых сплавов.

Так как материалы составляют основу всех создаваемых конструкций, то их совершенство - весовое, эстетическое, техническое - прямо зависит от оптимизации свойств всех применяемых в конструкции материалов. Создание системы "Энергия" -"Буран", где впервые в отечественной практике использовалось экологически чистое топливо водород-кислород, выдвинуло перед материаловедами ряд задач:

- освоение и технология изготовления баковых систем, работающих при температуре -253 ºС из термически упрочняемого высокопрочного алюминиевого сплава 1201;

- разработка и исследование материалов для водородного двигателя, стойких в жидком и газообразном водороде, в том числе и при высоких температурах и давлениях;

- освоение высокопрочных нержавеющих сталей, не требующих термообработки после сварки для наземных сооружений;

- разработка теплоизоляционньхх и теплозащитных материалов для баковых систем, наземных сооружений и водородного двигателя;

- создание металлургии гранул, производства роторов и крыльчатки из жаропрочных и титановых сплавов методом горячего изостатического прессования;

- разработка методов и средств, предотвращающих возгорание двигателя в кислороде при высоких давлениях и повышенной температуре.

Для успешного решения всех текущих вопросов по материалам на полигоне "Байконур" по вахтовому методу постоянно работали две бригады: одну возглавлял заместитель генерального директора Юрий Георгиевич Бушуев, вторую - Евгений Владимирович Выговский. Работа велась под общим руководством генерального директора "Композита" Станислава Петровича Половникова как в стенах института, так и на ряде предприятий отрасли и смежных отраслей, в первую очередь на заводе "Прогресс", Волжском механическом заводе, на "Энергомаше", на металлургических и химических заводах.

Сложное положение на полигоне возникло в связи с массовым разрушением сварных соединений высокопрочной нержавеющей стали ЭП810 в трубопроводах подачи топлива в ракету. Проведенные исследования обнаружили следы меди в зоне сварки. Оказалось, что следы меди на внутренней поверхности труб при стандартной технологии прокатки на медном керне сделали сталь непригодной для эксплуатации при температуре жидкого водорода. Была изменена технология прокатки на Первоуральском Новотрубном заводе и заменены десятки километров трубопроводов на блоке Ц на Байконуре.

Для нанесения теплоизоляционного покрытия на трубопроводы и для ремонтных работ на водородном баке были созданы малогабаритные установки для напыления теплоизоляции непосредственно на месте.

"Композит" был задействован для предотвращения проблемы возгорания "520"-го двигателя, использующего в качестве окислителя кислород при высоких давлениях. Суть проблемы заключалась в том, что массивные стальные детали турбонасосного агрегата сгорали в кислороде высокого давления за доли секунды. Проблему удалось решить за счет оптимального сочетания материаловедческих и конструктивных решений, направленных на повышение работоспособности двигателя. Работы по выяснению причин возгорания и внедрению комплекса мер, препятствующих возгоранию, проводились под руководством доктора В.Полянского.

Важнейшей материаловедческой задачей при создании водородного двигателя РД-0120 для блока Ц являлось освоение технологии изготовления дисков роторов из суперсплава ЭП741 и крыльчаток насоса для подачи водорода из титанового сплава ВТ5-1КТ методами металлургии гранул. По инициативе главного конструктора КБХА А.Д.Конопатова одновременно строились и оснащались две базы гранульной металлургии - и в КБХА, и в НПО "Композит". База КБХА оснащалась импортным оборудованием, а на базе НПО "Композит" устанавливалось отечественное, впервые изготавливаемое на нескольких предприятиях страны. Обе базы были своевременно и успешно введены в строй.

Объем экспериментальных работ был попросту огромным: изготавливались десятки тысяч образцов, тысячи шлифов для электронно-микроскопического исследования, непрерывно выпускались сотни результатов экспертиз, заключений и рекомендаций, в экстренном порядке разрабатывались и изменялись технические условия на поставку материалов. Энтузиазмом были пронизаны все - от генерального директора до техника-материаловеда и рабочего у станка. В результате в ракетном комплексе "Энергия" - "Буран" было использовано 82 новых материалов, составляющих свыше 80 % веса конструкции.

Прочностная отработка центрального бака, в силу его специфики как конструкции больших габаритов и массы, работающей в условиях низкой, криогенной температуры, велась по достаточно сложной программе. Лоцманами этой программы были ЦНИИМаш и НПО "Энергия", а идеологами - А.В.Кармишин, А.В.Андреев и Н.А.Павлов. Масштабы конструкции и реальные нагрузки требовали создания мощной прочностной экспериментальной базы. То, что оставалось от Н-1, было недостаточно для прямой отработки блока. Например, при прочностной отработке подвесного топливного отсека "Спейс Шаттла" осуществлялась последовательная программа, которая позволяла проводить статические испытания полноразмерных баков окислителя, горючего и криогенно-статические испытания агрегатов топливного отсека при действующих температурах жидкого водорода. Мы не располагали крупногабаритными силовозбуждающими стендами и криогенно-водородными камерами, поэтому программа строилась с учетом возможностей прочностной базы института и строящегося криогенного стенда на "Прогрессе" (только на азоте). Азотный стенд был значительно дешевле водородного. В этой связи предполагалось испытание конструкции при температурах жидкого азота, т.е. при -180...-190 ºС вместо -253 ºС.

Не испытав конструкцию при температуре водорода, ее реальное криогенное упрочнение можно определить только экстраполированием, что вносит погрешность в понимание действительной работоспособности конструкции. Прочнисты всего мира придерживаются правила подтверждения несущей способности такого рода сооружений только на основе результатов реальных испытаний. Поэтому экономия в средствах влекла за собой утяжеление конструкции за счет того, что упрочнение конструкции от температуры -183 до -253 ºС не учитывалось и оседало "в запас". Запас мог быть раскрыт только специальными видами испытаний.

Для проведения испытаний центральный блок членился на отдельные фрагменты, которые по своим габаритам соответствовали возможностям прочностных стендов. Эти фрагменты называли сборками.

Сборка 1 - это имитатор бака горючего, предназначенный для испытания днищ водородного бака. Все имитаторы такого рода в программе выполнялись в реальном масштабе по диаметру и по другим элементам конструкции баков. Менялась лишь высота (длина) баковых фрагментов - она определяла габарит конструкции. В сборке 1 обечайка бака практически отсутствовала, фактически это были два сваренных днища -верхнее и нижнее. В обиходе эта сборка называлась "сечевицей". Сборка 2 - это полуразмерный бак окислителя. Сборка 3 для испытаний средней части блока Ц состояла из межбакового отсека с пристыкованными платформами баков окислителя и горючего. Высота каждой емкости, имитирующей баки, определялась реальным влиянием приведенной части жесткости баков и давала возможность воспроизводить работу этого отсека, как в полноразмерной конструкции, с достаточной достоверностью. Сборка 4 - это натурный хвостовой отсек с узлами связи и имитатор нижней части водородного бака. Сборка предназначалась для определения несущей способности кормовой части блока Ц. Средняя часть бака горючего в прочностных испытаниях представлялась укороченным баком на величину нескольких секций, примыкающих к нижнему и верхнему днищам водородного бака. Узел связи с орбитальным кораблем испытывался в составе этой сборки. Далее самостоятельно испытывались узлы и агрегаты блока - в составе донной защиты, переднего обтекателя, узлов связи, панелей, опор, трубопроводов. Испытывался блок Я.

Виды испытаний фрагментов группировались вокруг целевого применения ракетного блока. Испытания для подтверждения работоспособности ракеты 4М, которая предназначалась для отработки комплекса наземных средств и заправки блока реальными компонентами - кислородом и водородом, обозначались индексом 2И-1. Аббревиатура 2И - это прочностная отработка. В испытаниях 2И-1 участвовали сборки 1 и 2, которые проходили статические испытания без разрушения на заводе "Прогресс". В ЦНИИМаше статические испытания проходили сборки 3 и 4 как более габаритные. Испытания 2И-1 под нагрузки, эквивалентные нагрузкам стендовой ракеты 5С, проводились со сборками 3 и 4. Вначале эти сборки прошли полную программу нагружений в ЦНИИМаше, затем были перевезены в Куйбышев, на "Прогресс" и испытывались статическим нагруженнием в криогенном стенде. После завершения программы криогенно-статических испытаний имитаторы нижней части бака окислителя, верхней и нижней частей бака горючего были подвергнуты автономным статическим испытаниям до достижения разрушающих нагрузок. Сборка 2 прошла криогенно-статические испытания полностью. Дополнительно были подвергнуты испытаниям по специальной программе имитаторы нижней части бака окислителя, нижнее днище и обечайка этого же бака и бак в целом под нагрузки 5С. Испытывался хвостовой отсек в ЦНИИМаше.

Испытания группы 2И-2 и 2И-3 преследовали цель подтверждения работоспособности блока в условиях нагружения в составе ракет вариантов 6С и 1Л. После принятия решения об изготовлении ракеты 6С в летном варианте программы прочностных испытаний 2И-2 и 2И-3 объединились и частично перегруппировались. Ряд испытаний был проведен еще по программе 5С. В программе ракет 6С-1Л участвовал практически полный блок, который в составе фрагментов в виде сборок 2, 3 и 4 должен был проходить статические и криогенно-статические испытания.

К началу прочностной отработки блока по программе летного варианта были проведены все виды испытаний под ракету 4М. Были использованы 1,15 комплекта блока Ц в условном исчислении. Под 5С планировалось 0,8 комплекта. В смешанном варианте с 6СЛ были использованы 1,05 комплекта.

В целом прочностная программа отработки блока Ц предусматривала изготовление примерно 3,65 комплекта блоков, если оценивать все сборки, испытуемые отсеки и баки по трудоемкости их изготовления. Заводом "Прогресс" было заявлено о невозможности реализовать изготовление этих комплектов и оснастки для прочностных испытаний в сроки, которые обеспечивали своевременное начало испытаний 5С и далее 6СЛ и 1Л. Министерство потребовало на коллегии сокращения объема экспериментальной отработки. Впервые в решении коллегии, несмотря на возражение главного конструктора, было предписано изменить план отработки и объявлено во всеуслышание неудовольствие по поводу строптивого его отношения к решению руководства.

Далее заработала система. В связи с тем, что изменение программы не может быть реализовано никем, кроме генерального или главного конструкторов, была создана экспертная комиссия во главе с Центральным институтом машиностроения. Комиссия разработала заключение. Я не подписал этого заключения. Тогда был применен прием, который был в быту аппарата - заключение подписали "дисциплинированные" генеральный конструктор и один из заместителей главного конструктора. Так легко обходятся без главного конструктора. Но если бы это обернулось неудачей в полете, аппарат был бы чист.

В чем суть заключения экспертной комиссии? Основные доводы технического обоснования экспертной комиссии - по минимально необходимому объему материальной части и срокам экспериментальной отработки прочности блока Ц ракеты-носителя "Энергия". По 1-му этапу - отработке прочности ракеты 5 С: "Прочность емкостей ракеты 5С в составе сборки 3 - статические испытания и сборки 4 - статические и криогенно-статические испытания - подтвердить результатами прочностной отработки сборок с имитаторами емкостей для ракеты 1Л, которые имеют несколько меньшую, не более чем на 9 %, несущую способность, путем прогнозирования по данным тензометрии".

"Прочность усиленных зон емкостей 5С подтверждать на основании анализа расчетных данных, экспериментальной информации, полученной при испытаниях сборок 3 и 4 экспериментальных сборок 2И-1 (4М), а также использованием соответствующей оснастки для воспроизведения локальных нагрузок от каркасных отсеков при автономных криогенных испытаниях имитаторов".

По 3-му этапу - отработке прочности ракеты 1Л: "Испытания имитаторов емкостей до разрушения при нормальной температуре необходимы для получения информации по фактическому коэффициенту криогенного упрочнения при температуре жидкого азота. Этот коэффициент предлагается в дальнейшем экстраполировать до температуры винила и использовать при облегчении конструкции. Облегчение, намечаемое для последующих комплектов штатной ракеты, реализовать, в первую очередь, за счет уточнения нагрузок".

"Исследование фактических значений коэффициентов криогенного упрочнения продолжить в ходе специально поставленных экспериментов исследований на образцах, моделях и отдельных фрагментах емкостей, изготовленных по штатной технологии".

Вывод комиссии: "Предложенный порядок проведения испытаний позволяет выполнить прочностную отработку ракет 5С, 6СЛ и 1Л на основные расчетные случаи и при завершении с положительными результатами выдать заключение о прочности".

Легко видеть, что главной идеей этого заключения было исключить из программы прочностных испытаний выявление реальных возможностей конструкции, а следовательно и веса. Предлагалось комиссией, путем "прогнозирования по данным тензометрии", "прочность подтвердить на основе анализа расчетных данных", а "значение коэффициентов экстраполировать"... и так далее. Это сокращение ставило по сути точку на дальнейших работах по совершенствованию конструкции. Следует вспомнить одну из публикаций в газете "Известия" в декабре 1991 г., в которой с неподдельным изумлением и злорадством описывалось, что наша конструкция "оказывается" имела дефицит веса до 7,5 т. Заключением комиссии объем изготавливаемых сборок снижался до 2,72 комплектов, т. е. на 25 % - ощутимо. Предлагалось потерю компенсировать позже.

Кроме достижения полноты прочностной отработки, мы планировали, создавая некоторый "поток" изготавливаемых сборок, баков и блоков, доводить технологию столь сложной конструкции до необходимого уровня. При изготовлении такого количества элементов блока для прочностных испытаний параллельно с узлами для ракеты летного варианта была возможность осуществлять отбор лучшего их исполнения в пользу летного варианта ракеты - несколько худшие направлялись для статических испытаний.

Таким образом, к началу летных испытаний ракеты 6СЛ была реализована необходимая, но недостаточная для проведения дальнейших работ программа. Основная цель программы - подтверждение конструктивной целостности кислородного бака при критических расчетных нагрузках. Испытывалась сборка: кислородный бак + межбаковый отсек + имитатор водородного бака + нагрузочное кольцо.

Предусматривались 4 основные режима: опрессовка (испытание внутренним давлением); нагружение, которое действует на начальном участке полета, имитируя ускорение при работе первой ступени, для проверки цилиндрической обечайки и нижней секции оживального днища на устойчивость; нагружение, действующее при отрыве ракеты от стартовой платформы, для проверки цилиндрической обечайки и нижней секции оживального днища на устойчивость от сдвига; проверка на устойчивость верхней секции оживального днища при действии на нее одновременно усилий сдвига и сжимающих усилий на момент окончания заправки.

Все испытания проводились при нормальной температуре с учетом уменьшения нагрузок на эффект захолаживания.

При прочностных испытаниях межбакового отсека испытывалась сборка: верхнее кольцо + имитатор кислородного бака 4- межбаковый отсек + имитатор водородного бака + нижнее кольцо. Испытания проводились на семи режимах нагружения с моделированием температурных режимов межбакового отсека на стыках с имитаторами емкостей.

Водородный бак испытывался в составе сборки: верхнее кольцо + имитатор кислородного бака + конструктивно подобный "межбак" + водородный бак + нижнее опорное кольцо. Испытания проводились на трех режимах нагружения по двум программам: при нормальной температуре и приведенных нагрузках и при температуре жидкого водорода и расчетных нагрузках.

Система измерений центрального блока состоит из двух подсистем: использующейся при летной и других видах отработки и штатной подсистемы измерений. Первую подсистему планировалось использовать только для первых пусков ракеты-носителя, а вторую - для всех планируемых полетов. Средства измерения первой подсистемы включают датчики и приборы, позволяющие осуществлять контроль и измерение действующих факторов и параметров: воздействие на конструкцию аэродинамических нагрузок, нагрев элементов конструкции ступени на участке полета в атмосфере, характеристики потока компонентов в расходных магистралях, поведение жидкости в баках, параметров компонентов - температуры, плотности на различных уровнях и точках в объеме бака, давление, температура в газовых подушках, температура газа наддува, состояние и температура компонентов в заборном устройстве, вибрационные характеристики конструкции ступени во время полета, частоты, моды, акустические нагрузки при старте и в полете, тензометрирование основных элементов силовой схемы первой ступени. После завершения программы отработочных полетов ракеты-носителя элементы первой подсистемы будут сняты с борта центрального блока и в дальнейшем будет использоваться только штатная система.

Штатная подсистема предусматривает измерение только некоторых основных параметров: уровней жидкости в баках при заправке и полете, давления и температуры в газовых подушках и компонентов на входе в двигатели, ряд двигательных параметров и системы управления.

Для работы датчиков системы измерений используется постоянный ток напряжением 24 В. Приборы коммуникации, предающая и усилительная аппаратура системы телеизмерений размещены в межбаковом отсеке.

Система измерений, которой оснащены центральные блоки, предназначенные для испытаний при отработке заправки и огневых стендовых испытаний, по своему составу превышает объем измерений на полетных блоках. Программа измерений на этих ступенях увеличена в сторону функциональной значимости параметров. При отработке заправки основное значение придается температуре, давлению, расходам, работе пневмогидравлической схемы и системы управления. При огневых стендовых испытаниях -пневмогидравлике, двигательной установке и системе управления с исполнительными органами. Штатная система телеизмерений используется для контроля и при наземных испытаниях.

Точечные датчики уровней являются датчиками сопротивления, выдающими дискретный сигнал, зависящий от того, находится датчик в жидкости или вне ее. В каждом топливном баке имеется десять таких датчиков. Есть также по два датчика у основания каждого бака для малых уровней заправки и окончания топлива в баках.

Давление в газовой подушке является одним из наиболее критических параметров для баков. В верхней части каждого бака устанавливается в коллекторе четыре идентичных датчика давления, выдающих информацию в системы. Датчики давления в газовой подушке потенциометрического типа, с напряжением возбуждения 5 В. Эти датчики хорошо функционируют в среде топливных баков и обеспечивают требуемую точность. Монтаж датчиков выполняется таким образом, чтобы уменьшить теплопередачу и обеспечить гашение вибраций.

Датчики температуры газа в подушке монтируются в верхней зоне обоих баков. Диапазон измерений датчиков в баке жидкого водорода от -257 до +193,5 ºС. Датчики температуры являются датчиками сопротивления и представляют собой плечо в четырехэлементном мостике сопротивления. Точность датчика -1 %.

При выборе типов датчиков системы измерений за основу брались такие требования, как высокая надежность, совместимость с материалами и способность функционировать в жестких условиях. Для измерения температуры используются платиновые термометры сопротивления, приклеенные и закрепленные.

Датчики давления для измерения аэродинамического потока - с переменным сопротивлением, тогда как давление в баках, давление воздуха и перепады давления измеряются стандартными датчиками потенциометрического типа. В этих датчиках применяются диафрагмы, связи, повороты. Обязательным требованием является проведение квалификационных испытаний датчиков, а также испытаний на точность и накопление опытных данных по ресурсу. Каждый датчик поставляется с калибровочной кривой завода-изготовителя. Точность калибровки составляет 1 процент в полном температурном диапазоне и с учетом возможных вибраций. Такая высокая точность необходима в связи с использованием датчиков для регулирования давления в баках. Датчики давления воздуха и перепада давления в диапазоне 2-3 %.

Низкочастотные и высокочастотные датчики вибраций выполнены с использованием двух или трех пьезоэлектрических кристаллов. Эти датчики объединены в единый блок из трех усилителей, который имеет возможность измерять коэффициент усиления и выбора частоты фильтра. Датчики пульсации давления в системе гашения продольных колебаний - тоже пьезоэлектрического типа. Рабочие характеристики этих датчиков рассчитаны на диапазон частот 2-50 Гц.

Термопары по своим размерам малы, применяются в системе параллельно соединенных датчиков и обеспечивают измерение полного теплопритока.

Акустические датчики - пьезоэлектрические с динамическим диапазоном 50 дБ, начинающимся со 125 дБ. Диапазон рабочих частот датчиков 5-400 Гц.

Кабельная сеть центрального блока собрана из силовых, коммутационных и слаботочных проводных линий с штепсельными разъемами и обеспечивает связь датчиков на борту блока с аппаратурой системы измерений. Конструкция кабельной сети обеспечивает защиту проводных связей от воздействия окружающей среды и условий, создаваемых работающими двигателями. Кабели, расположенные снаружи блока на баках, защищены специальными желобами. Для компенсации тепловых деформаций корпуса блока кабели при монтаже образуют избыточную длину между опорными кронштейнами. Внешние кабели собраны в кабелепроводы, которые протянуты вдоль баков жидкого водорода и жидкого кислорода.

Транспортировка. Блок, его отсеки и грузы транспортируются на платформах и тележках на пневматическом ходу или по специальному рельсовому пути. В пределах Европейской части России опробована транспортировка отдельных отсеков, как груза, на внешней подвеске амортизированных опор вертолета. Транспортировка по водному пути производилась на притопляемой под речными мостами барже-площадке. Все эти виды транспортировки использовались при доставке отсеков для проведения прочностных испытаний. Изготовленные в Куйбышеве на заводе "Прогресс", отсеки погружались на автодорожную тележку и доставлялись на специально сооруженную речную пристань. Далее баржа по Волге отправлялась до города Жуковский Московской области и вертолетом перемещалась в подмосковный город Калининград, на посадочную полосу возле ЦНИИМаша, где располагается отраслевая прочностная база.

Опробована круглогодичная транспортировка с завода "Прогресс" в Казахстан, на космодром Байконур баков водорода и сборка бака кислорода с межбаковым и хвостовым отсеками, как отдельных грузов, на фюзеляже самолета 3М-Т. Транспортируемые грузы включают в себя транспортировочные вспомогательные средства: обтекатель, стекатель и шпангоут, которые вместе с отсеками блока образуют соответствующие композиции. Собранные в груз, вспомогательные средства возвращаются на самолете для повторного использования. Обводы по теоретической линии обтекателя повторяют геометрию сферического и оживального днищ соответственно. Грузы устанавливаются на внешнюю подвеску аналогичной конструкции силовых связей блока с орбитальной ступенью.

Штатная транспортировка полностью собранного блока должна производиться самолетом Ан-225. Для установки грузов на самолет используется подъемно-козловое устройство на заводе-изготовителе и на посадочной полосе Байконура.

Перед вывозом полностью собранного пакета проводится заключительная проверка всех сопряжений. Во время всех сборочных операций, в том числе при работах с пакетом на установщике, в баках жидкого кислорода и водорода поддерживается избыточное давление по отношению к атмосферному с целью сохранения высокой прочности конструкции.

Дополнительные иллюстрации смотри также "Фотографии и иллюстрации" к главам 1-15

Стартово-стыковочный блок Я

Стартово-стыковочный блок Я - это переходный, транзитный отсек между ракетой и пусковой установкой. Рождение этой переходной конструкции в общей композиции ракеты-носителя "Энергия" связано с рядом обстоятельств, одно из которых - необходимость создания цеховых условий сборки разъемных соединений гидравлических и пневматических магистралей и электрических цепей. Прямых аналогов такого рода конструкций в ракетной технике достаточно. Например, боевые ракеты типа SS-18 и SS-24, размещаемые в транспортно-пусковых контейнерах, в своей структуре имеют разрывные и разъемные соединения системы ракета-старт, собираемые в промышленных условиях на стадии окончательной сборки. Прямые стыки со стартовой пусковой установкой выполняются в открытом, более грубом варианте, который дает возможность осуществлять стыковку на старте в условиях атмосферных воздействий - ветра, дождя, снега, пыли. Эти стыки имеют необходимую защиту и конструктивные элементы, обеспечивающие гарантированную надежность стыковки, герметичность и чистоту магистрали.

Стартово-стыковочный блок служит нижней силовой опорной плитой, к которой крепятся блоки первой ступени пакета и в совокупности с силовой схемой центрального блока образует цельную конструкцию, обеспечивающую транспортировку ракеты на транспортно-установочном агрегате и установку ее в вертикальное положение на старте. Блок выполняет и функцию защитного устройства, которое предохраняет ракету-носитель от прямого воздействия и воздействия возвратных потоков работающих ракетных маршевых двигателей при старте носителя. В целом стартово-стыковочный блок по своей функции является элементом наземного комплекса. Блок рассчитан на многократное использование с проведением соответствующего объема ремонтных и профилактических работ после каждого пуска.

Кроме стартово-стыковочного блока, в качестве промежуточных устройств в верхнем поясе связей ракеты со стартовыми системами применены переходник системы навигации и ферма заправочно-дренажной мачты, которые монтируются на борту центрального блока ракеты и при старте по команде отстыковываются, оставаясь в составе стартового сооружения.

Стартово-стыковочный блок - блок Я - простейшей, прямоугольной формы в плане по внешнему контуру, с размерами 20,25 м на 11,5 м и высотой плоской части корпуса 1,2 м. Масса окончательно собранного блока 150 т. На верхней плоскости блока смонтирована колонна пневмогидравлических связей блока Я с платой центрального блока ракеты и откидывающаяся на 300 при старте мачта кабельных связей с бортом ракеты. Внутренняя конфигурация проемов и окон блока соответствует контуру поперечного сечения кормовой части ракеты с образованием силовых мысов под опоры блоков первой ступени. Внутренние обводы определялись размерами сопел двигателей с учетом обеспечения безударного выхода сопел при старте ракеты. По внешнему периметру закреплен ряд такелажно-силовых элементов: цапфы, кронштейны и сферическая опора.

Корпус блока является силовой основой. На верхней плоскости блока в местах разъемных соединений размещены крышки, закрывающие стыковочные узлы и элементы от воздействия горячих потоков работающих маршевых двигателей при старте. Нижняя плоскость размещает стыковочные устройства пневмогидравлических и электрических систем по стартовым устройствам.

Силовая конструкция корпуса блока состоит из шести отсеков, состыкованных между собой болтовыми соединениями. Каждый отсек представляет собой сварную конструкцию из листовой стали АК-25.

После расстыковки электроплаты нижняя ее часть, принадлежащая блоку, под действием толкателя втягивается внутрь мачты, фиксируется и одновременно открывает, переместившись в нижнее положение, механизм отвода мачты. Мачта откидывается торсионным механизмом на 300 относительно своего исходного положения и стопорится пружинными захватами опорного кронштейна. Крышка электроплаты освобождается при достижении платой нейтрального положения и под действием пружин закрывает электроразъемы. В таком, откинутом в сторону от ракеты, положении с закрытой электроплатой мачта воспринимает силовые, тепловые и акустические воздействия газового потока работающих ракетных двигателей.

По команде "контакт подъема" нижняя часть платы разъемных соединений центрального блока, остающаяся на стартово-стыковочном блоке, под действием усилий четырех толкателей притягивается к колонне и ложится на ее верхний торец. Для смягчения удара в местах их соприкосновения установлены пружинные амортизаторы и фторопластовые втулки. Крышка колонны закрывается под действием пружинных толкателей. Расстопорение механизма фиксации крышки в открытом положении производится рычажным механизмом, одно плечо которого опирается на обтекатель центрального блока ракеты и освобождается при ее движении в начале старта.

Крышки, закрывающие места расположения разъемных соединений связи с боковыми блоками ракеты, закрываются с помощью пружинных приводов после начала движения ракеты, исключающего соударение крышек с боковыми блоками. Крышки малого размера перед пуском находятся в вертикальном положении, свободно опираясь на поверхность хвостовых отсеков боковых блоков, при движении ракеты скользят по направляющим накладкам хвостовых отсеков и, освободившись, усилием пружинных механизмов закрываются и стопорятся защелками. Более крупные крышки в исходном положении закреплены горизонтально на качающихся рычагах. При подъеме ракеты рычаг соскальзывает с хвостового отсека бокового блока ракеты и приводит в действие механизм закрытия крышки. Крышки, находящиеся в наклонном положении, опираются роликом на боковую поверхность и закрываются после того, когда ролик скатывается с боковой поверхности бокового блока ракеты.

В процессе сборки ракеты и стартово-стыковочного блока все крышки фиксируются технологическими приспособлениями в положении, не препятствующем сборке. После сборки крышки устанавливаются в исходное положение.

Наружная поверхность корпуса стартово-стыковочного блока защищена от силового и теплового воздействий газовых потоков работающих маршевых двигателей панельным теплозащитным покрытием. Панели изготавливаются из жаростойкого и жаропрочного композиционного материала ЖСП - углепластика на основе кремнеземной стеклоткани. Панели крепятся к корпусу болтами, головки которых закрываются теплозащитными колпачками из прессованного материала АГ-4В. Для исключения прорыва газов между панелями их стыки выполняются лабиринтными и заполняются герметиком "Виксинт". На поверхность колонны пневмогидравлических систем и мачты теплозащитные панели укладывается на подслой из материала ТИМ-4 с целью тепловой изоляции систем при длительном действии температурных режимов суточного и сезонного перепадов. Выступающие элементы типа кронштейнов, опор и цапф закрываются цельнопрессованными теплозащитными колпаками, снимаемыми при подъемно-транспортных работах с блоком и ракетой.

Поскольку стартово-стыковочный блок выполняет функцию связи ракеты со стартовым комплексом, то системы, размещаемые в блоке, по существу являются транзитными. Основные из них: система заправки и слива компонентов топлива, система циркуляции, термостатирования, контроля уровня, система зарядки сжатыми газами, система управляющего давления, вентиляции и создания инертной среды в отсеках ракеты, обеспечения температурного режима в отсеках, система пожаро-взрывопредупреждения и рулевых приводов. Системы вентиляции, обеспечения температурного режима и пожаро-взрывопредупреждения являются не только транзитными, но и выполняют эти же функции применительно к стартово-стыковочному блоку. Система дожигания выбросов непрореагировавшего водорода, система расстыковки связей ракета - стартово-стыковочный блок представляют собой замкнутые системы в составе этого блока. Дожигание выбросов непрореагировавшего водорода производится при запуске и выключении кислородно-водородных маршевых двигателей центрального блока.

С целью создания пожаро-взрывобезопасной среды внутренняя полость корпуса блока разделена герметичными перегородками на отсеки "кислорода" и "керосина". Водородная магистраль проложена отдельно через колонну пневмогидравлических систем. Образованные отсеки вентилируются через коллекторы и в их объемах создается защитная среда инертного газа - азота.

Транзитные пневмогидравлические системы, размещаемые в блоке, включают в себя обычные для них элементы: трубопроводы, узлы стыковки, электро-пневмоклапаны, пироклапаны, обратные клапаны, пылевлагозащитные клапаны и другие их разновидности, фильтры и межблочные узлы связи с ракетой и стартовой пусковой установкой.

Через стартово-стыковочный блок подаются водород, кислород, керосин, гелий, азот газообразный, фреон, масло для рулевых приводов, сжатый воздух. В блоке смонтировано 1123 трубопровода общей длиной около 12 км. Трубопроводы выполнены в основном из стали ЭП810-ВД (около 790 наименований), 12Х18Н10Т (318), и остальные 15 - из стали ДИ52-ВД. Трубопроводы для криогенных компонентов - кислорода и водорода - теплоизолированы напылением пенополиуретана типа "Рипор". В качестве компенсаторов перемещений применены сильфоны, шарнирообразные, петлевые конструкции. Арматура, клапаны, срабатывающие по команде от системы управления, то есть имеющие электрическую связь и определенную вероятность выброса газов, заключены в пневмощиты, в которых принудительно создается постоянная инертная среда.

Разъемные соединения гидравлических и пневматических связей стартово-стыковочного блока с пусковой установкой расположены на колонне пневмогидравлических систем, на внешней стенке колонны, вертикальной стенке корпуса блока под колонной и нижнем срезе корпуса. Стыковка этих соединений производится средствами стартового комплекса после установки ракеты-носителя на пусковую установку.

Разъемные соединения пневмогидравлических связей с боковыми блоками ракеты-носителя располагаются на верхней плоскости стартово-стыковочного блока и сосредоточиваются комплектно под каждым блоком первой ступени. С центральным блоком ракеты-носителя связь пневмогидравлических систем, в том числе и водорода, осуществляется через колонну пневмогидравлических систем.

Разъемные соединения межблочных пневмогидравлических связей в основном расстыковываются порционерами принудительно по команде "контакт подъема" и лишь некоторые из них - ходом ракеты.

Так называемая расстыковка "ходом" ракеты по сути является расстыковкой пневмогидравлической связи усилием движущейся при старте ракеты. Такого рода разъемные соединения могут выполняться в виде законченного клапанного устройства, которое имеет нормально организованный стык с уплотнением под усилием тарированной пружины - разъединение такого стыка происходит без нарушения целостности клапана. Или соединение может быть в виде клапанного устройства, герметичность которого достигается не только уплотнением прокладки, но и цельной неразъемной конструкцией соединения. В этом случае формируется слабое сечение, по которому усилием при движении ракеты эта конструкция разрывается при движении ходом ракеты. Слабое звено иногда выполняется из менее прочных материалов, в том числе и пластических масс.

Особенность и привлекательность такого рода разъемного соединения заключается в его надежности и своевременности расстыковки. Надежность обусловлена простотой конструкции. В этой схеме, при правильном ее оформлении, - минимальное количество элементов, участвующих в работе, в том числе нет необходимости зависеть от надежности подачи команд. Своевременность разъединения - это качество, которое дает возможность быть уверенным, что магистраль не нарушена при несостоявшемся движении ракеты. Расстыковка магистрали происходит только тогда, когда начался необратимый процесс - движение, и только в момент начала движения. На самом деле, если разъединить связи до начала подъема, при несостоявшемся пуске ракета остается без пневмогидравлического управления. В этом случае складывается опасная нерасчетная ситуация.

Казалось бы, сомнений нет - нужны только связи, расстыковываемые ходом ракеты. Так выполнены разделительные стыки практически всех боевых ракет. Однако, если учесть, что количество связей достаточно большое, разброс и асимметрию, усилие на расстыковку ходом ракеты принимает значимый уровень, тем более при расположении связей на периферии поперечного сечения ракеты - возникает проблема устойчивости движения ракеты. При больших возмущениях система управления может не справиться со стабилизацией ракеты и дать в лучшем случае нерасчетный режим полета, если не аварию.

Расстыковка пневмогидравлических и электрических связей по команде до начала движения создает почти идеальные условия на начало полета ракеты. Но такая схема требует очень высокой степени отработки и совершенства конструкции системы разделения. В конструкции ракеты-носителя "Энергия" было подавляющее большинство разъемных соединений, расстыковываемых по команде. Часть же разъемов, в основном управляющего давления, расстыковывалась ходом ракеты. Это конструктивное решение было принято не единогласно. Ярым противником принятой схемы был В.П.Бармин. Уже в 1982 г. на Совете главных конструкторов он требовал схему переработать. Была создана группа специалистов, которой поручили еще раз оценить правильность принятого решения. Группу поручили возглавить мне - стороннику разрыва разъемов ходом. Но состояние разработки проекта и сложившаяся к тому времени ситуация не давала возможности кардинально переделать конструкцию. Группа докладывала (при несогласии конструкторов наземного комплекса), что схему следует оставить в том виде, как она была запроектирована. Я поддержал мнение группы и мы направили свое внимание на тщательную разработку системы разделения.

А перед пуском 15 мая 1987 г. была баталия между двумя академиками В.П.Глушко и В.П.Барминым, который снимал свои гарантии по надежности старта, подвергая еще раз критике эту систему. Комиссия приняла сторону Генерального конструктора В.П.Глушко. Бармин обратился ко мне, как Главному конструктору, который, как он сказал, имеет достаточный опыт разработки боевых ракет, с просьбой отменить пуск и переделать конструкцию. Это было нереально. Понимая его, я все же не мог его поддержать. Но система себя проявила. При втором пуске, 29 октября 1988 г., не расстыковался навесной блок прицеливания. В этом узле таилась простейшая ошибка.

Для управления пиросредствами клапанов и других устройств в блоке располагается ряд приборов, которые заключены в кожухи с обеспечением термостатирования и создания нейтральной среды. Для замера температуры газовой среды и давления внутри блока применены датчики температуры типа ТП и датчики избыточного давления типа ДД.

Электрическая связь стартово-стыковочного блока осуществляется через разрывные электроплаты. Каждый боковой блок ракеты имеет около 1500 цепей электросвязи, центральный - 2000. На боковых блоках используются разрывные электроразъемы типа PC-50, на центральном блоке - типа 9Р. Связь с пусковой установкой осуществляется через три электроплаты, размещенные на нижней плоскости стартово-стыковочного блока. Каждая плата имеет восемнадцать электроразъемов типа "Бутан", позволяющих производить автоматическую стыковку ракеты-носителя через стартовый блок с пусковой установкой.

Силовая связь блока с ракетой осуществляется в шестнадцати точках - по четыре на каждый боковой блок. Каждый силовой узел имеет два пневмозамка, воспринимающих осевые нагрузки, и два направляющих штыря - для поперечных нагрузок. Для обеспечения компенсации погрешностей при сборке ракеты и изготовления блоков узлы имеют возможность регулировки в осевом направлении до пятидесяти миллиметров, в поперечном и угловом направлениях - в пределах двух градусов. Замена пневмо-замков предусмотрена через специальный люк и не вызывает трудностей.

Раскрытие и закрытие пневмозамков ведется подачей управляющего давления воздуха до двухсот атмосфер. При сбросе давления пневмозамок сохраняет исходное положение - открытое или закрытое. Ресурс позволяет многократное использование замков. При подготовке ракеты к пуску раскрытие по команде производится после ее заправки компонентами топлива - заранее, до начала необратимых процессов для увеличения надежности срабатывания замков на открытие предусмотрено дублирование их открытия с помощью пиросредств. При несостоявшемся пуске пневмозамки переводятся в закрытое положение. В конструкции пневмозамка имеются датчики, позволяющие дистанционно контролировать их раскрытие и закрытие. Длина цилиндрической части направляющих штырей соответствует пути ракеты при ее подъеме со старта, на котором уверенно происходит расстыковка всех пневмогидравлических и электрических связей стартового блока с ракетой.

Силовая связь ракеты-носителя, вернее стартово-стыковочного блока, осуществляется десятью захватами пусковой установки, входящими в специальные пазы блока и двумя направляющими штырями пусковой установки. Захваты удерживают ракету-носитель от опрокидывания, воспринимая осевые нагрузки, а штыри - поперечные. Установка ракеты на стартовое пусковое устройство с помощью транспортно-установочного агрегата производится с точностью до 25 мм по смещению центров, двадцать угловых минут в горизонтальной плоскости и плюс-минус три угловых минуты в вертикальной плоскости.

Для исключения разнополюсных зарядов, которые могут вызвать искру и воспламенение возможных взрывоопасных смесей, приняты меры по металлизации стыков, сборок и элементов.

Наружная поверхность блока покрывается белой нитроэмалью с соответствующими оптическими и высокостойкими температурными характеристиками. Нанесена металлизирующая сетка токопроводящей серой нитроэмалью.

Авиация для "Энергии"

При разработке ракеты-носителя "Энергия" рассматривались различные способы транспортировки блоков, баков, агрегатов, отдельных частей ракеты и орбитального корабля. Негабаритность конструкций блока второй ступени (выше четвертой степени) и корабля заставили разработчиков обратиться к воздушным средствам транспортировки. Водного пути к Байконуру, как у американцев, у нас, известно, - нет. Правда, был вариант транспортировки самоходной баржей из Куйбышева по Волге к устью, ближе к Астрахани или Волгограду, а от Волги до "Байконура" по специальной одноколейной дороге, позволяющей транспортировку сверхгабаритных грузов. Эту железнодорожную колею надо было строить Несложный технико-экономический анализ всех возможных вариантов перевозки показал однозначно: другого пути, кроме воздушного, не было.

В принципе возможен был вариант транспортировки по частям, по элементам, которые позволяли бы пользоваться доступным транспортом - обычной железной дорогой. Но тогда пришлось бы организовывать крупное производство со всеми проблемами, в том числе - социально-бытового обеспечения. Нужен был бы целый город и ко всему этому оторвать от обжитых мест большую массу специалистов и рабочих с их семьями. Было признано рациональным сборку основных элементов вести на своих производственных базах: блок Ц в Куйбышеве, орбитальный корабль в Москве. Для блока А проблемы транспортировки не существовало. Изначально, по опыту разработки боевых систем, КБ "Южное" предусмотрело возможность транспортировки модульной части блока всеми видами транспортировки: воздушной, речной, морской, железнодорожной и даже автомобильной грунтовой. Понимая проблемность транспортировки блока Ц, мы все же были немало удивлены настойчивостью и смелостью разработчиков "Энергии", которые исследовали возможность транспортировки аэростатическими аппаратами и вертолетами. Транспортировка вертолетами была особенно интересна. Исходя из грузоподъемности существовавших на то время вертолетов перенос собранного блока Ц был возможным только "связкой" вертолетов. Блок Ц крепился к специальной траверсе. Четыре вертолета выстраивались на безопасном для группового полета расстоянии, подхватывали на тросовых "чалках" траверсу с грузом и переносили его на достижимое для вертолетов расстояние. Вариант погиб в связи с тем, что он требовал много промежуточных посадок для дозаправки.

Были изучены авиационные средства транспортировки блока Ц на базе отечественных самолетов Ту-95, Ан-22, Ан-124, Ил-76 и ЗМ. Самолеты Ту-95 и Ил-76 не обеспечивали необходимой грузоподъемности. Отклонены были также и варианты с использованием самолета Ан-22 и его модификации АН-22Ш (первый мог транспортировать груз на внешней подвеске, второй - внутри фюзеляжа).

Энтузиастом авиационной транспортировки в НПО "Энергия" был Главный конструктор супертяжелой ракеты И.Н.Садовский. Решение проблемы транспортировки открыло путь для завершающих штрихов в облике "Энергии". Была или не была бы "Энергия" без авиационной транспортировки, сказать трудно. Думаю, что была бы. Позднее все же часть отсеков окончательно собиралась на стапелях "Байконура", а панели этих сборок транспортировались по железной дороге. Так собирались межбаковый отсек и хвостовой.

"Подходящим" самолетом с высокими аэродинамическими характеристиками оказался тяжелый стратегический бомбардировщик 201М, который создавался В.М.Мясищевым.

Обычно грузы самолетом транспортируются внутри его грузового отсека. Здесь же родилась мысль разместить крупногабаритные конструкции "Энергии" и планера орбитального корабля "Буран" прямо на фюзеляже на внешних опорных точках. Такой вид привязки груза был у американцев на "Боинге-747", но это решение было не рядовым. Габариты, например, водородного блока "Энергии", были по диаметру намного больше, а по длине почти одинаковыми с самолетом. Создавалось впечатление, что в полете транспортируется не бак, а самолет, который был мало заметен под грузом "бака-дирижабля".

Изучение аэродинамических свойств такой композиции, поиски рациональной компоновки привели к необходимости изменения конструкции фюзеляжа - усилены отсеки фюзеляжа, установлены узлы крепления грузов, усилено крыло - заменены подкрыльевые стойки на более мощные, установлены более мощные двигатели, вместо однокилевого вертикального оперения сделано разнесенное двухкилевое с огромными концевыми шайбами, увеличена площадь горизонтального и вертикального оперений, практически была изготовлена новая хвостовая часть фюзеляжа с оперением. По сути создали новую машину под руководством В.М.Мясищева, В.Н.Новикова, Г.Е.Лозино-Лозинского и А.Д.Тохунца.

Создание уникальной воздушной транспортной системы, начавшееся с горячих споров, доказательств, убеждений, прошло как-то обычно, в упорном труде авиаторов, при скептическом отношении многих авиационных корифеев, руководящих специалистов ЦАГИ. Позднее, когда машина полетит, предсказатели неудач замолкнут, а разработчики, кроме восхищений созерцавших полеты, ничего не получили.

В 1983 г. были сданы в эксплуатацию два самолета ВМ-Т, созданные на базе тяжелого бомбардировщика 201М, полный ресурс каждого самолета-транспортировщика составлял 1500 летных часов, срок эксплуатации каждого - 10 лет, начиная с 1983 г. Самолеты прошли совместные межведомственные летные испытания в варианте без груза и с грузами и допущены к выполнению разовых перевозок штатных грузов.

Первый экспериментальный полет самолета состоялся 6 января 1982г. Самолет нес на своем "горбу" пакет груза диаметром 8 м, весом 40 т. Было выполнено 8 полетов общей продолжительностью 17 ч 34 мин. Цель испытаний самолета, как автономных, так и с грузами, состояла в следующем:

- доводка самолета и всех его систем до состояния, обеспечивающего перевозку по заданным маршрутам;

- определение основных летно-технических характеристик самолета и системы "самолет-груз", оценка их соответствия заданным тактико-техническим требованиям;

- отработка техники пилотирования самолета и авиационных средств пилотирования с различными вариантами грузов;

- отработка средств наземного обслуживания самолета и грузов, уточнение технологии производства погрузочно-разгрузочных работ;

- отработка эксплуатационно-технической документации по самолету и грузам в части транспортировки.

Оба самолета ВМ-Т обладали удовлетворительными характеристиками устойчивости и управляемости. Летно-технические, взлетно-посадочные и прочностные характеристики, а также системы и оборудование самолетов в основном соответствовали техническому заданию и обеспечивали их эксплуатацию. Первый бак - штатный бак окислителя - самолет ВМ-Т доставил на Байконур с посадкой на посадочную полосу для "Бурана" в апреле 1982 г.

Транспортируемые грузы представляли собой конструкцию, включающую объект транспортировки (элементы блока второй ступени и орбитального корабля) и дополнительные устройства и узлы, обеспечивающие безопасную доставку груза на самолете -транспортировщике. Носовые обтекатели, транспортировочные шпангоуты и стекатель являлись элементами многоразового применения, используемыми только для транспортировки. Емкости окислителя и горючего блока второй ступени транспортировались наддутыми воздухом, исходя из условия обеспечения прочности, устойчивости оболочек и кондиционности внутренних полостей.

Для обеспечения на всех участках полета минимума нагрузок на элементы поверхности обтекателя и стекателя транспортируемого груза на них выполнены специальные дренажи с воздухозаборниками для стравливания воздуха из отсеков (на участке подъема) и наддува отсеков воздухом (на участке посадки).

Для обеспечения требуемых перепадов давления, действующих на элементы поверхности обтекателя и стекателя транспортируемого груза, наряду с дренированием отсеков установлено требование по возможной негерметичности обтекателя и стекателя, как по самой поверхности, так и по местам стыковки с транспортировочными шпангоутами. Негерметичность обтекателя и стекателя не должна превышать 10 % от площади соответствующих дренажных отверстий в свету.

В целях безопасности полета авиационных средств транспортировки и самолета ВМ-Т в зонах аэродрома вылета, аэродрома посадки и по трассе полета обеспечивается метеопрогноз и режимные ограничения - отсутствие других самолетов по трассе. Для этих целей пользуются самолетом-лидером или самолетом наблюдения. Для транспортировки вспомогательных средств, траверсы для транспортируемого груза применяются самолеты сопровождения - Ил-76 и Ан-22.

Дальнейшая увязка и разработка авиационных средств транспортировки была обусловлена необходимостью перевозки крупногабаритных грузов в виде окончательно собранного блока Ц ракеты-носителя "Энергия". Перевозка с завода-изготовителя готового блока второй ступени сулила большие выгоды в организации работ по изготовлению ракеты во взаимодействии завод - космодром. Появлялась возможность превратить технологическую линию сборки ракеты в производственную форму и исключить промышленную зону "Энергии" на Байконуре. Это стало реальным, когда был разработан самолет Ан-125, а затем Ан-225 в ОКБ О.К.Антонова (генеральный конструктор П.В.Балабуев).

Ан-225, "Мрия" - это шестимоторный супертяжелый транспортный самолет, имеющий еще более внушительный вид с установленным в верхней части фюзеляжа воздушно-космическим самолетом "Буран", когда он демонстрировался в Париже. "Мрия" в состоянии транспортировать не только "Буран", но и другие космические летательные аппараты типа "Хотел" (Hotel) и "Гермес" (Hermes). "Мрия" в состоянии даже обеспечивать запуск космических летательных аппаратов. Этот огромный транспортный самолет в состоянии взлетать с полной взлетной массой 600 т, включая 250 т полезной нагрузки внутри фюзеляжа или на наружных подвесках. Первый полет он выполнил в декабре 1988 г. Во время пятнадцатого полета он доставил 64-тонный "Буран" из Киева в Бурже на расстояние свыше 6000 км, взяв в ходе перелета на космодроме Байконур орбитальный корабль.

Таким образом, впервые в отечественной практике принципиально решена задача транспортировки авиационными средствами конструкций больших масс и крупных габаритов в собранном виде. При этом решены вопросы аэродинамики, устойчивости и управляемости, взлета и посадки., прочности, массово-центровочные, по системе управления, по гидравлической системе, по авиационным двигателям, по топливной системе, по системе электроснабжения, по пилотажно-навигационному и радионавигационному оборудованию, по радиосвязному и радиолокационному оборудованию, по кислородной системе, по парашютной тормозной посадочной системе и парашютно-тормозному оборудованию, по средствам спасения, по бортовому устройству регистрации полезной информации, по системе подвески груза, по электромагнитной совместимости, по контролеспособности и метеорологическому обеспечению.

Были спроектированы и изготовлены уникальные средства наземного обслуживания самолета с грузами, средства наземной транспортировки грузов и погрузочно-разгрузочные агрегаты. Освоена бесконтейнерная транспортировка грузов на внешней подвеске фюзеляжа самолета-транспортировщика.

Опыт перевозки крупногабаритных элементов конструкций блока второй ступени и орбитального корабля с помощью авиационных средств транспортирования показал ее перспективность.

Надо ли проводить огневые предполетные испытания?

Этот вопрос был одним из главным при разработке ракеты "Энергия". Он находился в ряду проблем выбора размерности и количества двигателей этой ракеты, проблем надежности, безопасности и, наконец, престижа создателей этой сложной транспортной системы. Печальный опыт рождения "лунной" ракеты-носителя Н-1 устами участников этой уникальной эпопеи давал однозначный ответ: "Надо. Если бы перед полетом проводились стендовые испытания первой ступени Н-1, то ее судьба была бы наверняка иной." На самом деле, аналог предполетных испытаний - это процедура проверки работающих моторов самолета на различных режимах по заранее предусмотренной программе на взлетной полосе перед разбегом и полетом самолета. Классический довод в пользу предполетных испытаний для летающих аппаратов.

Следуя этим доводам, в проекте ракетно-космической системы были предусмотрены предполетные огневые технологические испытания каждого блока первой ступени - блоков А, центрального блока - и предусматривалась возможность осуществления предполетных испытаний ракеты в целом с запуском по полетной циклограмме всех восьми двигателей пакета. В технические задания на разработку модуля блока А, на блок Ц были внесены требования к их конструкции и структуре, которые должны были позволять проведение такого рода огневых испытаний блоков. Следуя принципу, что блоки после проведения этих испытаний не должны были подвергаться переборке, разборке, доработке и переоснащению, была принята ориентация придерживаться технологии подготовки и проведения огневых испытаний блоков в их штатной конструкции. Однако тут же возникли проблемы безопасности проведения столь ответственных испытаний, которые с определенной вероятностью могли закончиться аварийным исходом и даже, в худшем случае, со взрывом и разрушениями стендов. Начались попытки разработки необходимо-возможных мер защиты конструкции блока и его агрегатов. Задача совмещения минимального вмешательства в конструкцию и максимальной безопасности была весьма сложной.

В начале разработки предполагалось огневые предполетные испытания блока А проводить на стенде в НИИХимМаше, в Загорске, где проводились отработочные огневые стендовые испытания. Однако после проведения первого огневого пуска первой ступени ракеты "Зенит", когда ступень в результате аварии двигателя сгорела на стенде "как свечка" гигантских размеров, у руководства КБ "Южное" и Загорского института возникли сомнения в правильности принимаемого решения. Дело в том, что близко к стенду примыкал город, которого во время создания стенда еще не было. Теперь же стенд становился очагом возможных непредвиденных ситуаций, учитывая, что количество огневых испытаний на стенде возрастет, когда пойдет цепочка товарных блоков А. Плюс к этому - так как в распоряжении был всего один стенд, то цепочка выстраивалась в непрерывные работы по осуществлению огневых пусков с частотой 1 пуск в 2-3 месяца. Четыре блока А, которые требовались всего для одной ракеты, комплектовались в течение целого года. Цепочка вытягивалась и диктовала возможные темпы пусков "Энергии" - простыми расчетами определялось, что в год мог быть осуществлен только один пуск этой ракеты.

Для блока Ц проблемы в этом плане были яснее. Здесь просто не было такого стенда - его надо было строить.

Началось проектирование стенда. Инженерное проектирование стенда как строительного сооружения вел ГИПроМаш, главный инженер проекта Б.Н.Черкасов, разработку как технического, целевого сооружения вел ЦКБОМ, главный конструктор В.П.Бармин.

Структура стенда комплексировалась. Стенд должен был позволять проводить огневые испытания блоков А и Ц как в отдельности, так и в группах. Но главным было то, что он же должен был давать возможность проводить огневые стендовые испытания ракеты в целом. Последнее требование вынуждало создавать колоссальную силовую конструкцию, которая должна была удерживать ракету с двигателями, имеющими в сумме тягу 3600 т. Продолжительность работы двигателей на режимах, длительность которых должна быть хотя бы равной времени полета первой ступени, превышала термодинамические нагрузки, которые приходились бы на газоотражательную систему при простом старте этой же ракеты. Вот почему этот стенд имеет такой мощный односкатный лоток.

Задача универсализации стенда решалась практически сама собой: если стенд выдерживал огромные нагрузки всех видов при огневых испытаниях, то нагрузки от стартующей ракеты были существенно ниже. Так стенд стал и стартом. С этого времени он назывался универсальным комплексом "стенд-старт" (в нашей профессиональной аббревиатуре - УКСС). Для чистоты изложения следует отметить, что возможности старта и УКСС позволяли дооснащение другими, специфичными для летных ракет, системами и средствами.

Удаленность этого стенда от монтажно-испытательного корпуса была выбрана из расчета возможной аварии, при которой мог произойти взрыв. Взрыв не должен был повлиять на технические сооружения этого района.

Вырисовывалась уникальная конструкция. Даже те, кто в свое время валил все на то, что не было такого стенда во времена Н-1, начали сомневаться в его целесообразности, вернее, в неизбежности затрат на его создание. Следует отдать должное В.П.Глушко как генеральному конструктору, которому пришлось выдержать жесточайшие споры с руководством Министерства и строителями, настаивая на его введении в строй не позднее начала летных испытаний ракеты. Была тенденция в первую очередь переоборудовать старты Н-1 под "Энергию", начать первые пуски, затем к штатной эксплуатации его ввести в строй. Глушко отстоял свою позицию с помощью Д.Ф.Устинова. Стенд строился колоссальными усилиями строителей многих министерств во главе с Министерством общего машиностроения.

Стенд позволял проводить все виды запланированных работ. Связь ракеты, установленной на старте, со стендом осуществлялась через переходной блок - блок Я. Этот блок выполнял многие функции и позволял, не меняя, не дорабатывая стартовое пусковое устройство стенда, или по-другому стол, комплектовать пакет в любых сочетаниях блоков в пределах запроектированных.

Наиболее подготовленным для проведения огневых испытаний блоков А стал по результатам проработки вариант установки на стенд-старте одновременно четырех блоков А в составе технологической ракеты с технологическими блоками Ц и Я.

В этом варианте для сборки, транспортирования, установки на стенд и проведения испытаний могло применяться штатное оборудование, используемое для летного варианта ракеты. Программа проведения огневых технологических испытаний принималась аналогичной тридцатисекундному запуску.

На стенд-старте предусмотрено подтверждение (с помощью специальных систем) нормального функционирования двигательной установки в ходе подготовки ступеней к пуску при проведении контроля параметров процесса подготовки, температуры, режима запуска, термостатирования компонентов, режимов захолаживания двигателей, режимов зарядки баллонов, наддува баков. При этом в ходе подготовки к пуску и запуску двигателей до команды "Главная" производится автоматический контроль срабатывания агрегатов пневмогидравлической системы с прекращением подготовки в случае обнаружения отказа. В ходе запуска двигателей блоков А производится также автоматический контроль работоспособности двигателей с помощью системы аварийной защиты двигателей с возможностью их аварийного выключения.

Это был наиболее быстрый, экономичный и обеспеченный на то время способ проведения огневых технологических испытаний блоков А. Однако его особенность -заправка и запуск одновременно всех четырех блоков А - существенно увеличивала по сравнению с огневыми испытаниями одиночного блока А вероятность аварийного исхода, и размер аварийных последствий, что заставило осторожней подойти к принятию такого варианта проведения испытаний блоков А. На него можно было идти после этапа опытно-конструкторской отработки ракеты, когда будет большая статистика по пускам ракет и ступеней, подтверждающая достаточно высокий уровень надежности и живучести блоков А.

Другим способом организации огневых испытаний блоков А был вариант, когда испытываемый штатный блок А устанавливается на стенде в составе ⌠полупакета■, представляющего собой сборку из двух блоков А, один из которых является технологическим, другой - подвергаемым испытаниям в штатном исполнении, технологического блока Я и специальной силовой рамы. Конструкция силовой рамы имитирует верхний силовой пояс ракеты "Энергия" и обеспечивает стыковку сборки со штатным транспортно-такелажным оборудованием. Возможен вариант, когда оба блока А, входящие в "полупакет", - штатные, и оба подвергаются огневым технологическим испытаниям. Таким же образом может быть проведено испытание четырех штатных блоков А попарно.

Огневые испытания блока Ц могут проводиться по схеме стендовых испытаний экспериментальной ракеты 5С.

Строительство стенда завершалось. Его циклопические очертания заставляли вновь возвратиться к необходимости и неизбежности проведения предполетных испытаний на этом уникальном стенде. Несмотря на то, что стенд рассчитывался на возможные аварии и предполагаемая степень его разрушения при этом была известна, одолевало беспокойство, поскольку такой стенд - один на весь Советский Союз. В Америке их было три. Если подорвем, то остановимся надолго.

Анализ результатов математического моделирования позволил выявить основные параметры, определяющие целесообразность проведения огневых технологических испытаний ступеней и пакета. Был сделан вывод, что ведущим в определении оптимальной стратегии летных испытаний ракеты-носителя "Энергия" " с проведением или без проведения огневых испытаний - является определенное отношение стоимостей ракеты-носителя, полезного груза и стендовых или стартовых сооружений. При этом бралось в основу, что полное выявление возможных аварийных ситуаций при проведении огневых испытаний недостижим, и эффективность системы аварийной защиты, которая упреждает катастрофический исход, не стопроцентная. Исходным положением было то, что уровень надежности ракет-носителей не ниже расчетного, установленного для этого этапа. Достижение нужного уровня надежности давало определенную надежду и уверенность, на основе которых можно было бы строить дальнейшую тактическую программу.

На самом деле, самолеты, даже пройдя предполетную "газовку" двигателей, к несчастью, терпят аварии, ракеты, проходящие предполетную проверку огневыми пусками, стартуют не без замечаний...

Возникал вопрос о поиске оптимального объема огневых испытаний, о методике. Некоторые при очередном споре с заказчиками, которые во главе со своим командующим настаивали на огневой проверке, злословили: "Может быть сделать вначале пробный полет, чтобы удостовериться окончательно в положительном исходе штатного полета?" Это казалось абсурдным, но позднее данная мысль разовьется и примет реальные формы решения.

По результатам проведенных ранее рядом институтов ракетной отрасли исследований и анализов была показана эффективность огневых испытаний ракетных ступеней и пакетов в целом как метода предотвращения аварий ракет-носителей в полете. Считалось, что в случае проведения предполетных огневых испытаний ракетных блоков могло быть выявлено от 40-45 до 60-80 % дефектов, приведших к авариям в полете. Разброс в оценках связан с различием в классификации отказов и объеме статистической выборки, принятых разными авторами. В случае проведения контрольно-технологических огневых испытаний двигателей, выявляющих от 20-30 до 32-40 % дефектов, огневые испытания ракетных блоков могли бы выявить дополнительно к испытаниям двигателей до 23-42 % дефектов, приводящих к аварии в полете.

Особое внимание к решению вопроса целесообразности проведения испытаний ракетных блоков и пакета огневым запуском двигателей связано с тем, что одной из основных неудач в полетах ракеты-носителя Н-1 являлась, по утверждению ряда крупных специалистов, то, что первая ступень не проходила предварительной предполетной подготовки на стенде с запуском маршевых двигателей.

Утверждалось, что эффективность такого рода испытаний подтверждается и опытом работ в США. Так, все ступени ракеты "Сатурн-5" проходили предполетные огневые испытания, при этом дважды были выявлены дефекты, которые могли бы привести к аварии в полете. На ступени S-1C-511 была выявлена течь трубопровода на 96-й секунде, приведшая к пожару, а на ступени S-2C-505 - отклонение от расчетного режима работы двигателя. После устранения дефектов эти ступени были успешно использованы в составе "Сатурна-5" при запусках кораблей "Аполлон-10" и "Аполлон-16".

По программе "Спейс Шаттл" также проводятся огневые испытания каждого нового образца орбитальной ступени продолжительностью до 20 с. При этом каждое испытание позволило выявить дефекты, многие из которых были критическими для безопасности полета этой многоразовой транспортной системы.

В соответствии с первичными проектными документами целью огневых технологических испытаний является, в конечном счете, общий технический контроль правильности выполнения технологических операций изготовления и сборки элементов, узлов, агрегатов и систем ракетного блока с комплексной их проверкой на функционирование и взаимосвязь.

Перед проведением огневого испытания блок ступени ракеты-носителя должен быть укомплектован штатными двигателями, пневмогидравлической системой, системой управления - в общем, всеми бортовыми системами - и пройти всю совокупность автономных и комплексных испытаний. Схема закрепления блока в стенде должна по возможности полностью имитировать условия нагружения конструкции блока при старте ракеты и на начальном участке полета, а стендовый имитатор комплекса внешних нагрузок должен обеспечивать требуемые степени свободы блока при его малых смещениях относительно центра масс и необходимую жесткость при передаче внешних усилий и моментов.