«Энергия» - «Буран»

В процессе поиска однозначных решений были проанализированы результаты 3722 пусков ракет-носителей и баллистических ракет за период с 1957 по 1987 г. С целью получения статистической достоверной, однородной информации, результаты пусков рассматривались применительно к условиям функционирования ракет. Наряду с этим принималась во внимание преемственность конструкции и производства, методов экспериментальной отработки и испытаний. Исключены из рассмотрения отказы, обусловленные спецификой боевого использования ракет, а также дефекты, не характерные для сегодняшнего уровня ракетно-космической техники.

Анализ полученной таким образом статистической совокупности показал, что физическая структура дефектов (имеется в виду соотношение между производственно-технологическими и конструктивными) сохраняется, а количество дефектов, приходящихся на единичный блок, не претерпевает существенных изменений во времени.

По агрегатам и системам ракет отказы распределяются таким образом: конструкция - 31, двигатели - 41, система управления - 28, все значения в процентах. По причинам отказов: конструкторские - 34, производственно-технологические - 56, эксплуатационные - 4, не установленные причины - 6 %. По оценке отраслевых институтов, огневые технологические испытания ракетных блоков без проведения контрольно-технологических испытаний пневмогидравлической системы могли бы выявить 66 % дефектов. Огневые испытания блоков с предварительным проведением испытаний двигателей и систем выявили бы 27 % дефектов. Контрольно-технологические испытания двигателей обнаружили бы 39 % неисправностей, а автономные и комплексные испытания выявили бы лишь 6 % дефектов. Достаточно большое количество отказов происходит на стыке систем.

Одновременно был проведен анализ отказов с целью оценки эффективности огневых испытаний блоков А по дефектам, выявленным при огневых стендовых испытаниях экспериментальных блоков А и летным испытаниям модуля блока А в составе ракеты "Зенит". В основном все выявленные дефекты носили конструкторский характер.

Но возможности огневых технологических испытаний по выявлению и парированию этих дефектов ограничены. Это связано то с недостаточной надежностью средств измерений, в основном датчиков, то с нехваткой времени по продолжительности контрольных технологических огневых испытаний, то просто не предусмотрены достаточные конструкторские запасы по ресурсу и усталостной прочности, то с незавершенностью экспериментальной отработки агрегатов и в том числе двигателя, то с электрической схемой, с неправильностью реальной адресовки команд, то с несовершенной расчетной моделью, сформированной на недостаточно полных экспериментальных данных и статистике, то с отказами, которые не могут быть обнаружены огневыми испытаниями, например, несброс головного обтекателя.

Однако есть пример, который приводят заказчики, когда технологические испытания ступени могли бы предотвратить аварию ракеты-носителя "Зенит", сопровождавшуюся взрывом двигателя РД-170. Как известно, в результате взрыва был разрушен старт ракеты, который до сих пор не восстановлен. Если бы проводили огневые технологические испытания, то разрушили бы стенд. Разницы в результатах, к сожалению, нет. Одна была надежда на систему защиты двигателя. Но главное все же - в надежности.

Напрашивался вывод: чтобы достичь нужного уровня надежности и безопасности, необходимо вести, прежде всего, достаточно полную наземную экспериментальную отработку любой создаваемой ракетной конструкции, в том числе и с целью отработки технологии изготовления. Необходима отработанная и достоверная методика объективного контроля ракет, поставляемых на старт.

К тому времени был внедрен ряд следующих мероприятий, направленных на совершенствование предпускового контроля ракетных блоков в целом:

- огневые контрольно-технологические испытания каждого двигателя без последующей переборки и замены основных узлов и агрегатов;

- контроль запуска и работы двигателя системой аварийной защиты;

- система аварийного выключения отдельного двигателя РД-0120 или РД-170 по сигналу системы аварийной защиты до команды "Главная", т.е. за 0,4-0,5 с до старта ракеты. Предусмотрена отсечка аварийного двигателя.

Весомым решением было введение холодных технологических испытаний пневмогидравлической системы блоков А и Ц, обеспечивающих контроль, во-первых, отсутствия в магистралях засорения и правильности расстановки расходных сопел и шайб, это - сложнейшая методика, основанная на закономерности перетекания газов по тракту из различных полостей, с замером отклонений от этих законов; во-вторых, функционирования электро-пневмоаппаратуры и агрегатов автоматики, правильности адресовки магистралей и электрических цепей; в-третьих, точности настройки регулирования агрегатов и сигнализаторов; в-четвертых, герметичности отдельных пневмогидравлических систем и систем питания и управления пневмо-гидравликой в целом. Суть "холодных" технологических испытаний сводится к воспроизведению полета без запуска двигателей, но со срабатыванием всех элементов, кроме пиротехнических, в циклограмме полета. Расход топлива имитируется газом. Ракета как бы летит.

Максимум операций по подготовке ракеты к пуску переместился на время до запуска двигателей. После команды на запуск двигателей в составе блока Ц работают только агрегаты регулирования наддува баков и клапанная система, обеспечивающая наддув баков кислорода по байпасной линии и слив кислорода из стояка циркуляции. Агрегаты, выполняющие эти операции, задублированы. Включение и контроль системы рулевых приводов на блоке Ц производится тоже до запуска двигателей РД-0120.

Введены фильтры в магистрали питания на входе в двигатели и ужесточены требования к контролю чистоты внутренних полостей баков и пневмогидравлической системы ракетных блоков.

Предусмотрено резервирование линий подачи управляющего давления со стороны наземного комплекса. Управляющее давление для линий кислорода и водорода раздельны.

Эффективность конструкторских мер проверена при холодных технологических испытаниях пневмогидравлической системы блока Ц экспериментальных ракет 4М, 5С и 6СЛ. При этом на заключительном этапе было выявлено и устранено 11 дефектов, которые могли бы привести к возникновению нештатной ситуации в ходе дальнейших работ. Кроме того, с помощью отработанной методики на основе экспериментальных данных по гидравлическим характеристикам стало возможным дать оценку состояния магистралей систем ракеты 5С и в том числе принять оперативное решение по отклонению этих характеристик магистралей термостатирования.

Основные агрегаты автоматики пневмогидравлической системы ракетных блоков участвуют в работе только на этапе подготовки двигателей к запуску. С начала запуска работает автоматика регулировки наддува и давления в баках и включается в работу пневмоклапан бортового наддува.

После срабатывания контакта подъема ракеты задействуется девять наименований автоматики блока Ц. Выполнение команд этими агрегатами дублируется и обеспечивается контролем с началом запуска двигателей. При этом отказ любого из девяти агрегатов не приводит к аварии ракеты.

Отмеченные конструктивные особенности предпускового контроля учитывались в оценке эффективности огневых технологических испытаний блоков и пакета в целом.

В качестве дополнительных мер, направленных на обеспечение безаварийного пуска ракеты, в циклограмму запуска двигателя блока Ц заложено смещение на время, которое выбрано исходя из того, чтобы проконтролировать прохождение всех процессов в двигательной установке с выходом на 80 % номинального режима до подачи команды "Главная" для двигателей блока А.

Разновременность запуска двигателей РД-170 и РД-0120 позволяет до начала движения - полета ракеты - контролировать выход двигателей РД-0120 и всех основных систем блока Ц практически на номинальный режим, пройти все переходные и динамические процессы, сопровождающие запуск двигателей РД-0120, выявить возможные дефекты и своевременно выключить двигательную установку.

Что касается проверки системы управления, то проведение огневых технологических испытаний не повышает надежность бортовой системы управления, и возможности этих испытаний как операции контроля ограничены. Контроль состояния и качества системы управления - это особое, самостоятельное направление в обеспечении надежности ракеты.

Конструкторская документация блока Ц на всех этапах проектирования подвергалась экспертизе на технологичность. Отработка и освоение технологических процессов производились в соответствии с комплексным планом экспериментальной отработки на ракетах 1T, 4М, 5С и 6СЛ. Для изготовления блока Ц были разработаны 57 директивных технологических процессов, которые охватывали методы контроля герметичности, очистки и обезжиривания внутренних поверхностей баков, емкостей и трубопроводов, вновь разработанных видов сварки типа электронно-лучевой, импульсно-дуговой, мехобработку вафельного фона обечайки бака горючего, изготовление деталей из композиционных и теплозащитных материалов, нанесение теплоизоляции и теплозащитного покрытия. Технология была отработана.

Сравнительный анализ отказов ракет предыдущих разработок и современного состояния технологии изготовления и контроля внедренных на модульной части блока А мер конструктивного характера дают возможность считать, что уровень надежности модульных частей после их контроля достаточен.

Основные конструктивные меры. На всех магистралях блока в расходных каналах перед дозирующими жиклерами установлены фильтры. Введено дублирование основных электроклапанов двигателя, предварительного и основного наддува баков. Резервированы системы наддува в целом. На случай разгерметизации пневмосистемы двигателя РД-170 удержание агрегатов автоматики в рабочем режиме производится давлением компонентов. В целях безопасности в полете производится продувка хвостового отсека азотом.

Холодные технологические испытания блока А проводятся с подачей газов высокого давления со срабатыванием всей электро-пневмоавтоматики и проверкой функционирования концевых контактов и сигнализаторов давления. При этом полученные характеристики сравниваются с эталонными. Непосредственно в ходе огневых технологических испытаний проверяются прямым или косвенным путем работы 64 элементов автоматики, не проверяются 16 элементов. При холодных технологических испытаниях не проверяются только 4 - это пироклапаны, которые проверяются электрическим методом "обтекания". Проведение холодных технологических испытаний дозволяет проверить точность настройки сигнализаторов давления и редуктора, правильность адресовки, состояния магистралей и электрических цепей.

С учетом объема проверок при контрольных испытаниях двигателей, холодных технологических испытаний ступеней, совместных автономных и комплексных испытаний систем ракеты с системами стартового комплекса и бортовой системы управления, проверок на этапе предстартовой подготовки вплоть до "контакта подъема" в полном объеме проверяются 10 систем, в неполном - еще 10. По системам неполной проверки: система рулевых приводов в составе пакета проверяется с качанием камер, но с технологической схемой управления; система основного наддува проверяется, но не на полное рабочее время, в том числе и при огневых испытаниях, этот недостаток парируется дублированием клапана наддува и резервированием системы в целом; система измерений на работоспособность ракеты не влияет; система управления расходом топлива дублирована и резервирована по элементам, например, в датчике используются 6 поплавков, отказ может быть при нарушении герметичности или одновременного завивания трех поплавков; система аварийного слива проверяется только при криогенной температуре и давлении в баке и опробуется при заправке.

Надежность конструкции модульной части подтверждается многократностью ресурса при отработке в рамках программы обеспечения надежности и системой многократного контроля каждого элемента. Дефекты материалов двигателя выявляются при контрольно-технологических испытаниях двигателя.

До срабатывания контакта подъема при старте на ракете контролируются почти все системы блоков А, кроме систем основного наддува, управления расходом топлива и рулевых приводов. В процессе подготовки в автоматическом режиме производится 11 раз опрос состояния систем с контролем исполнения команд и возможностью прекращения подготовки при обнаружении неудовлетворительного состояния.

За период изготовления модульной части блока А была отработана конструкторская документация и проверена технологичность заложенных конструкторских решений. Разработаны около 2600 технологических процессов, спроектировано около 7000 единиц оснастки.

Уровень унификации модульной части блока А с ракетой-носителем "Зенит", летные испытания которого должны были по планам опережать работы по сборке ракеты ⌠Энергия■, составляет 0,75. Конструкция баков модульной части блока А предусматривает применение идентичных с первой ступенью ракеты "Зенит" заготовок основных и силовых элементов, шпангоутов, днища, обечаек, шаробаллонов, трубопроводов, автоматики. Преемственность по технологическим процессам - свыше 80, по оборудованию -100, по специальному оборудованию - 90 %.

Контрольно-технологические испытания двигателей РД-0120 и РД-170 были усложнены и включали в себя проведение двух испытаний каждого двигателя. Второе испытание введено для сопоставления параметров и характеристик при двух идентичных испытаниях и установления факта их стабильности и достижения точности настройки двигателя путем поднастройки по результатам первого огневого испытания и проверки вторым пуском. На двигателях РД-170 после проведения огневых испытаний проводится чистка внутренних полостей двигателя от остатков компонентов топлива. Статистика проведения контрольных технологических испытаний двигателей свидетельствует, что в ходе их выявляется значительное количество неисправностей производственно-технологического характера, вплоть до аварийного исхода. Огневые испытания двигателей, являясь неотъемлемой частью производственного процесса, обеспечивают должный уровень надежности и безаварийности.

Таким образом, контрольно-технологические огневые испытания двигателей РД-0120 и РД-170, без переборки перед поставкой, холодные технологические испытания пневмогидравлической системы блоков Ц и А и контрольные испытания на заключительном этапе изготовления ступеней, контрольные испытания ракеты в целом на старте, а также контроль процессов подготовки ракеты к пуску, автоматический контроль срабатывания агрегатов автоматики и работы двигателей в ходе подготовки к пуску и при запуске двигателей до команды "Главная" с помощью бортовой системы и других систем управления комплексом позволяют в достаточно полном объеме провести проверку правильности функционирования двигательных установок блоков А и Ц.

Потенциальные же возможности огневых технологических испытаний как операции контроля сводятся к определению работоспособности конструкции при нагружении ее в стендовых условиях функционирования ступени и зависят от степени приближения их к штатным.

На основе анализа результатов огневых стендовых испытаний экспериментальных блоков Ц типа 5С установлено, что уровень и время действия акустического и вибрационного воздействия при проведении огневых испытаний не превышает нормы, установленные для летных ракет-носителей "Энергия", кроме донной защиты. Время действия вибронагрузок на донную защиту блока Ц в 12 раз превышает время их действия при штатной работе ракеты. Этот факт стал одним из решающих при определение целесообразности огневых испытаний пакета.

По результатам анализа всей имеющейся статистики отечественных ракет-носителей и баллистических ракет, не имея общепринятых принципов, критериев, методов, алгоритмов, позволяющих проводить однозначную классификацию статистики пусков с точки зрения оценки возможности выявления и устранения за счет проведения комплексных контрольных мер конкретных конструкторских недоработок и производственных дефектов, было установлено: доля выявляемых дефектов при контрольно-технологических испытаниях двигателей составляет 53 %, при холодных технологических испытаниях пневмогидравлической системы, автономных и комплексных испытаниях и предполетном контроле - 47 %. Статистическая выборка сделана тем же методом по 3722 пускам ракет-носителей и баллистических ракет, при этом суммарное количество ракетных блоков в этих пусках составляет 13626.

Однако существуют отказы и после проведения всех видов такого рода автономных и комплексных испытаний. Речь идет об отказах, которые могут возникнуть в связи с нарушением принципа прекращения доступа к системам после проведения контрольных операций. Тогда остается два варианта - или выявлять этот отказ в период проведения циклограммы подготовки и пуска ракеты, или проводить огневой технологический пуск. При исходе испытаний или пуска с аварией, да еще со взрывом, встает вопрос, целесообразно ли методом взрыва выискивать дефект. Абсурд. Значит, мы по кругу возвращаемся к принципу наименьшего ущерба в любой ситуации. Если причина аварии проявилась при огневых операциях, то эти испытания должны быть проведены на огневом стенде, а не на стенде огневых испытаний ступени и тем более не на огневом стенде пакета.

Следует отметить к этому, что в отечественной ракетной технике нет опыта в проведении дефектации блоков после огневых испытаний, в связи с чем нет полной гарантии, что образовавшиеся дефекты будут обнаружены и что при осмотре не будут внесены новые дефекты. Значит, в любом случае, должна быть конструкция, которая позволяла бы проведение огневых испытаний без последующих замен элементов и узлов.

Статистика показывала, что в ходе диагностики материальной части после проведения огневых испытаний собранной ракеты привносится большое количество дополнительных дефектов. Повреждаются теплоизоляция, датчики системы измерений, кабельная сеть, целостность пневмо-гидромагистралей. И это все помимо естественного уменьшения располагаемого ресурса в ходе испытаний. Последнее соображение носит принципиальный характер.

Решение вопроса о целесообразности проведения огневых технологических испытаний ракет зависит от ряда условий и не может быть однозначным. Ссылки на тот или иной опыт - будь то американский, с отработкой носителя "Сатурн-5", или наш, с носителем Н-1, - не учитывают в полной мере конкретных особенностей и возможностей, складывающихся в ракетной технике в тот или иной период не состоятельны.

Американцы, по имеющейся информации, пошли на обширную программу стендовых испытаний ступеней при создании носителя "Сатурн-5", имея в своем распоряжении ряд стендов и не закончив автономную отработку маршевых двигателей этого носителя. По опубликованным данным, в случае аварии на стенде он мог быть восстановлен за 3 - 4 месяца.

Есть логика и в проведении ими огневых приемочных испытаний орбитального корабля системы "Спейс Шаттл", подготовленного к запуску. Твердотопливные же ускорители не могут подвергаться огневым испытаниям в составе собранного и подготовленного к пуску носителя - это очевидно. Кроме того, их надежность оценивается американскими специалистами настолько высоко, что в документах Конгресса она условно принята равной единице. Коэффициент многоразовости по отдельным агрегатам маршевых двигателей орбитального корабля системы "Спейс Шаттл" существенно отличается от 1, ряд агрегатов меняется после каждого полета, имеются конструктивные особенности, связанные с наличием подвесного топливного отсека и разъемными соединениями топливных магистралей - все это делает оправданным огневую проверку подготовленного к старту орбитального корабля.

Неудачи в ходе летных испытаний ракеты Н-1 имели место при не до конца отработанных маршевых двигателях и недостаточном общем объеме наземной экспериментальной отработки носителя. Только по результатам четвертого пуска, например, специалисты пришли к выводу о необходимости установки демпфирующих устройств в расходных магистралях кислорода на первой ступени. После первых пусков проводились работы по существенному повышению мощности двигателей управления по крену на первой ступени. Весьма спорными и не вполне отработанными были конструктивные и принципиальные решения по системе раннего предупреждения аварии - КОРД.

Надежность, безотказность, безаварийность и безопасность ракет-носителей обеспечивается большим числом наземной экспериментальной отработки. Исследования и испытания проходят все системы и агрегаты комплекса. Первый этап испытаний -автономные, на специальных многочисленных стендах. Виды испытаний: конструкторско-доводочные, чистовые, контрольно-технологические, контрольно-выборочные, испытания на надежность и ресурс, прочностные и климатические испытания. На собранных и подготовленных к пуску ступенях ракеты-носителя проводится значительный объем электроиспытаний и так называемые холодные технологические испытания. В ходе этих испытаний проверяется функционирование всех магистралей и клапанов в процессе имитации штатного функционирования пневмо-гидросхемы.

Возникший вопрос о необходимости и целесообразности проведения огневых стендовых испытания полностью собранных ступеней, а в случае "пакетной" схемы - и всего носителя в целом, особенно актуален, но неоднозначен ответ на этот вопрос для носителей тяжелого и сверхтяжелого классов.

С одной стороны, учитывая высокую стоимость таких разработок и собственно материальной части, риск потери и носителя, и полезного груза даже в ходе первых пусков должен быть сведен к минимуму. С этой точки зрения полезно убедиться в работоспособности всего комплекса в целом в наземных условиях, проведя серию огневых стендовых испытаний. С другой стороны, созданы уникальные стенды, стоимость которых в много раз превышает стоимость самой ракеты. А если стенд один и в ходе испытаний будет выведен из строя, то на время его восстановления затормозится работа всей кооперации. Ведь при серьезной аварии восстановление стенда могло занять несколько месяцев - до года.

Неоднозначность ответа привела к необходимости создания специальной комиссии, которая была утверждена решением Военно-промышленной комиссии Президиума Совмина. Председателем комиссии был назначен академик, вице-президент Академии наук К.В.Фролов, в комиссию вошли ведущие ученые страны, специалисты в областях ракетной техники, авиации, ядерной науки и, естественно, разработчики ракеты и генеральные заказчики.

Вывод комиссии однозначно подтверждал необходимость выполнения определенного (необходимого и достаточного) объема экспериментальной отработки всех элементов, агрегатов, систем и ракеты в целом до выхода на огневые стендовые испытания. Это подтверждение было важным для разработчиков как вспомогательное оружие в борьбе за полноту отработки и с поползновениями некоторых организаторов к ее сокращению. Справедливости ради - этот пункт не оспаривался никем.

Так же бесспорным было решение о программе огневых стендовых испытаний ступеней, как конструкторских, неизбежных, входящих в план экспериментальной отработки комплекса.

При этих двух условиях и с учетом того, что есть виды нагрузок на ракету, возникающие при проведении огневых предполетных испытаний на стенде, которые существенно превышают полетные, и ракета не выдержит их без переработки ее конструкции, апологеты этих испытаний согласились на первых пусках их не проводить. Последний довод был больше той каплей, которая склонила оппонентов к решению идти вперед. Дело в том, что упоминавшиеся повышенные нагрузки на донный экран блока Ц могли бы быть парированы доработкой, которая осуществлялась несложно, а остальные утверждения о прочности комлевой части этого же блока не имели оснований В пылу спора эти заявления были сделаны генеральным конструктором. Это был тот тезис, который был оправданием для генерального заказчика перед... Перед кем - вернемся к этому ниже.

Среди апологетов проведения предполетных огневых испытаний были не только заказчики, которые в принципе стоят на страже качества и надежности, и в этом их упрекнуть нельзя. Даже более - следует их благодарить, потому что только в обстановке спора если и не рождается истина, то укрепляется принимаемое решение, и настаивающие на нем сами вынуждены еще и еще раз рассматривать самые невозможные доводы и проверять себя в утверждениях.

Комиссия сыграла весьма полезную роль. Константин Васильевич Фролов сумел свести бурные страсти к единому мнению.

Другая часть апологетов - среди самих разработчиков, которые в свое время закладывали эти виды испытаний в программу. Для них были еще свежа драма Н-1. Эта часть не заняла твердой позиции, но, видимо, оставила за собой право высказать свое отношение к ломке программы. Боролись боязнь и смысл. Но нельзя же ради боязни поступаться здравым смыслом. Сторонниками исключения предполетных огневых проверок были организаторы разработки ракеты-носителя и блоков, а соглашались выполнять все условия по доведению до нужного уровня надежности двигателисты.

У разработчиков системы управления были свои проблемы.

Настаивающие на проведении огневых предполетных испытаний ракеты на специальном стенде в более узком кругу твердили, что главной причиной неудач с Н-1 было отсутствие такого стенда. Если будет принято решение отказаться от стенда для предполетных испытаний, то какая цена выводам по Н-1. И последний довод: если будет авария, то имейте в виду - прокурор вступит в силу...

Да... предупреждение не техническое, но, как и авария, имеет свою степень вероятности.

В работе комиссии участвовал академик Валерий Алексеевич Легасов, который постоянно предупреждал, что любая техническая система такого рода на пороге ее эксплуатации должна иметь надежность достаточно высокую и приводил в пример действующие системы атомных электростанций, у которых статистическая надежность была на два порядка выше, чем у нашей системы. Он нас отрезвлял... Мы тогда, конечно, не подозревали, что через несколько месяцев произойдет трагедия в Чернобыле. Даже такие системы могут терпеть аварии. Абсолютно надежных систем нет, но опять же приходит на ум довод в пользу стремления уменьшить размеры возможного ущерба.

Кстати, 5 мая 1986 года мы были очевидцами реакции общественности Киева на аварию в Чернобыле, произошедшую несколькими днями раньше. Железнодорожный вокзал был забит желающими выехать из города. Кто-то усиленно устрашал население. Поливальные машины регулярно обмывали улицы и деревья водой. Нас поселили на верхних этажах гостиницы - менее опасно. Мы ни по каким признакам не ощущали этой опасности. На базаре продавали первые овощи - редиску, огурцы (видимо, парниковые), все было дешево. На заводе КРЗ, куда мы прибыли самолетом из Байконура во главе с министром, режим работы никак не изменился. Гостеприимный Д.Г.Топчий, как всегда, по-украински тепло принимал гостей, правда, с начальством. Завод производил аппаратурную часть системы управления ракеты "Энергия". Были проблемы.

Дмитрия Гавриловича я знал давно - еще по системам боевых ракет. Рачительный хозяйственник и дальновидный директор крупного радиозавода.

Чернобыль нас не охладил, а скрепил в понимании необходимости реализации программы ракеты "Энергия" по нашему плану.

В это время полным ходом шло изготовление ракеты 6СЛ. Реализовывался вариант "пробного полета". Мы его назвали "опережающим". По нашим доводам, опережающим летные испытания комплекса в целом - как экспериментальный пуск. Нам от этого пуска надо было хотя бы тридцать секунд полета. Эти с давали нам многое: во-первых, вся бортовая система, в то числе двигатели, к этому времени (даже раньше) уже находятся в установившемся режиме полета, и даже если бы произошла авария, то и тогда мы получили бы ценнейший материал для изучения работы сложнейшей системы; во-вторых, по истечении 30 секунд полета уникальный стенд-старт находился бы в безопасном состоянии - это было главным.

Пробивать идею "опережающего пуска" активно взялся О.Д.Бакланов. Сколько было совещаний и бесед у него в кабинете с А.А.Максимовым... Мы, участвуя в этих "задушевных" встречах, вооружались каждый раз новыми доводами. К пуску приближались постепенно - шаг за шагом.

Универсальный комплекс стенд-старт

В период проработки создания ракеты-носителя "Энергия", имеющей в своем составе ракетные блоки многократного использования, была определена и заложена в тактико-технические требования необходимость обеспечения проведения огневых стендовых и технологических испытаний блока второй ступени, огневых стендовых испытаний ракеты-носителя и огневых технологических испытаний модульной части блока первой ступени. Эти требования обусловили необходимость создания стендового комплекса с размещением его на территории космодрома Байконур в районе сборки и пусков "Энергии".

Универсальный комплекс стенд-старт расположен на двух площадках. На одной площадке - основные сооружения технические системы и технологическое оборудование, стартовое сооружение с пусковым устройством, хранилища компонентов топлива и сжатых газов, системы заправки, газоснабжения, термостатирования, газового контроля, пожарной защиты. На другой площадке расположен главный командный пункт управления, а также вспомогательные сооружения и компрессорная станция, котельная, склады и ряд других систем.

Обе площадки связаны между собой железной и шоссейной дорогами, эстакадой с электрическими, пневматическими и гидравлическими коммуникациями. С техническим комплексом ракеты-носителя стенд-старт связан железной и шоссейной дорогами, а также специальным железнодорожным путем, по которому осуществляется доставка ракеты на универсальный комплекс стенд-старт транспортно-установочным агрегатом.

Универсальный комплекс стенд-старт включает в себя 203 строительных здания и сооружения, 213 технических систем и 57 технологических систем и агрегатов. Стоимость разработки и создания стенда-старта на конец 1987 года составляла 592 миллиона рублей, из которых 304 миллиона - стоимость технологического оборудования, 288 -стоимость капитальных вложений.

Универсальный комплекс стенд-старт - это уникальное сооружение, не имеющее аналогов в ранее созданной отечественной экспериментальной и стендовой базе для испытаний ракетной техники.

Проведенные исследования показали целесообразность создания стартового сооружения с односкатным пламяотражательным лотком большого (примерно 40 м) заглубления относительно нулевой отметки, защищенным в зоне огневого воздействия стальными и чугунными плитами. Кроме того, была определена необходимость создания водяной системы охлаждения для защиты лотка и стендовой пусковой установки от перегрева при огневых испытаниях блоков ступеней и ракеты в целом.

Водяная система охлаждения обеспечивает тепловую защиту стенда путем подачи охлаждающей воды непосредственно в высокотемпературные струи ракетных двигателей, где вода, испаряясь, отбирает тепло и снижает температуру газа, натекающего на поверхность лотка. Подача воды осуществляется с помощью насадок, размещаемых непосредственно под соплами ракетных двигателей, и с помощью жиклеров, устанавливаемых вне газовых струй.

Такая схема подачи воды позволяет снижать температуру газовой струи до допустимых пределов до соприкосновения ее с элементами стартового сооружения, что значительно упрощает защиту лотка по сравнению с другими способами, например, с подачей воды через отверстия в защищаемых поверхностях, и обеспечивает возможность быстрой настройки системы под испытания различных ракетных блоков, в том числе и с качаниями сопел ракетных двигателей. В системе предусмотрена также защита стендовой пусковой установки от лучистых тепловых потоков путем создания водяной пленки на нагреваемых поверхностях. Подача воды в струи ракетных двигателей осуществляется под давлением 4 атм. с расходом 18 м3/с. Запас воды около 18 тыс. м3 в трех емкостях.

Система охлаждения лотка включается за 70 с до команды "Главная" и перекрывается по команде выключения двигателя РД-0120 в течение одной минуты.

Как показали стендовые испытания блока Ц, система охлаждения не только обеспечивает охлаждение истекающей струи до пределов, гарантирующих сохранность лотка и стендовой пусковой установки, но и значительно снижает ударно-волновые и акустические нагрузки, действующие в момент запуска и работы двигателей. Это явилось подтверждением необходимости создания системы подачи воды на стартовом комплексе к началу летных испытаний ракеты.

Система подачи воды на стартовом комплексе существенно отличается от системы стенда-старта. Это связано с тем, что система на старте внедрялась позднее и на почти готовом старте. Запас воды всего 700 м3. Вода подается импульсивным вытеснением из емкостей по трем уровням: первый уровень подачи включается за 10 с до команды "Главная" с расходом 0,6 м3/с; второй включается за 2,5 с до команды "Главная"; третий (верхний), с расходом до 18 м3/с, включается через 4 с после срабатывания "Контакт подъема". Выключается система через 10 с после начала движения ракеты.

Главной особенностью системы управления универсального комплекса стенд-старт с учетом размещенной на этом комплексе автоматизированной системы управления универсальным комплексом стенд-старт (АСУ УКСС), входящей в состав автоматической системы управления подготовки пусков, является широкое применение в составе этих систем вычислительной техники. Это позволило перевести процессы подготовки и заправки ракеты в автоматический режим.

Одновременно с этим изменился процесс подготовки документации для испытаний ракет. Вместо традиционных инструкций на заправку выпускается закон управления, в котором представляется точная циклограмма выдачи команд и получения сигналов, необходимых при заправке, и который затем переводится на магнитную ленту носителя закона управления, закладываемого в автоматизированную систему управления УКСС.

Применение автоматизированных систем управления на основе использования вычислительной техники позволило проводить в автоматическом режиме не только прямые штатные операции, но и работы при возникновении предусмотренных заранее нештатных ситуаций, предусмотренных в законе управления. Эти системы позволяют при необходимости использовать и ручное управление.

Принятие решения о пуске первой ракеты-носителя "Энергия" - 6СЛ - со стенда-старта потребовало превращения стенда в старт не в конце стендовой отработки ракеты на нем, как предусматривалось техническим заданием на стенд, а в самом начале - универсальность стенда потребовалась практически сразу. При этом необходимо было дооборудовать системы и агрегаты для обеспечения отстыковки и отвода от ракеты наземных коммуникаций и площадок, обеспечить размещение и питание контрольно-проверочной аппаратуры макета полезного груза, обеспечить обслуживание и подвод коммуникаций к макету, усилить стендовую пусковую установку и доработать системы охлаждения лотка для обеспечения пуска ракеты.

Это дооборудование было реализовано за короткий срок - с декабря 1986 до 10 февраля 1987 г. В большой степени реализации этой задачи помогло принятие решения в феврале 1986 г. о доработке стенда-старта с целью расширения его эксплуатационных возможностей. Было изготовлено оборудование, необходимое для доработки стенда под старт, в том числе была поставлена задача дооснащения наземной аппаратуры системы управления, доработки заправочно-дренажной мачты и расположенных на ней систем для отстыковки и отвода наземных коммуникаций и площадок в режиме пуска ракеты, создания устройств для подвода коммуникаций к макету полезного груза.

В соответствии с техническим заданием стенд-старт создавался с учетом обеспечения возможности переоборудования его при необходимости под перспективные тяжелые ракеты на базе ракеты-носителя "Энергия" с суммарной тягой двигателей до 4,5 тыс. т. Исходя из этого требования, разрабатывались основные элементы универсального комплекса стенд-старт и, прежде всего, стартовое сооружение.

Проведенный анализ возможности использования универсального комплекса стенд-старт для всех работ с ракетой типа "Вулкан" показал, что газодинамическая схема лотка позволяет испытывать и пускать эту мощную ракету со стартового сооружения стенд-старта. Эта возможность отражена в техническом проекте многоразовой космической системы с указанием необходимости снижения средствами ракеты тротилового эквивалента при взрыве ракеты и обеспечения движения ракеты при пуске, исключающих соударение с имеющимися высотными сооружениями.

Динамика старта

Движение ракеты при старте называем начальным участком движения, понимая под этим пролет ракеты вблизи элементов и сооружений стартового комплекса от момента трогания до выхода за пределы стартового комплекса, то есть до поднятия на высоту наиболее высокого сооружения стартового комплекса.

Основная задача, которая ставится перед управлением движением ракеты на начальном участке, это - обеспечение условий несоударения ракеты с наземными сооружениями и элементами стартово-стыковочного блока, служащего опорой ракеты на стартовом комплексе.

Наземными сооружениями, существенными с точки зрения обеспечения безударного движения, являются заправочно-дренажная мачта, агрегат экстренной эвакуации и молниеприемники, которые и представляют собой наиболее высокие сооружения стартового комплекса. Другие сооружения не являются важными в указанном смысле и при исследовании движения на начальном участке не учитываются.

Из элементов стартово-стыковочного блока (блока Я) наиболее существенным является колонна пневмогидросвязи.

Движение на начальном участке можно, в свою очередь, дополнительно разбить на ряд этапов.

В качестве первого этапа можно рассматривать движение ракеты непосредственно после появления тяги двигателей и до отрыва всех блоков первой ступени от стартово-стыковочного блока. Этот этап определяется характером выхода на режим двигателей и упругими свойствами ракеты и стыковочного блока. Если считать ракету симметричной, а стыковочный блок и ракету абсолютно жесткими конструкциями, то этот этап при отсутствии внешних возмущений вообще не существует. Отрыв ракеты происходит мгновенно при достижении суммарной тягой значения, равного стартовой массе ракеты.

Второй этап - движение ракеты, сопровождающееся скольжением хвостового шпангоута по направляющим шпилькам, которые расположены на стартово-стыковочном блоке.

Следующий этап - движение, при котором камеры маршевых двигателей первой и второй ступеней выходят из стыковочного блока, точнее из "колодцев", в которых располагаются камеры. Этот этап характерен тем, что между камерами и стенками указанных колодцев имеется сравнительно малый зазор (в номинале 300 мм), причем при движении ракеты он уменьшается за счет вращения ракеты относительно центра масс, что обусловлено его несимметрией, и при определенных условиях без принятия специальных мер может произойти соударение. Для исключения этого недопустимого явления на определенном этапе разработки была введена так называемая система сопровождения. Эта система представляла собой гидромеханическое устройство, связывающее стартово-стыковочный блок и хвостовые отсеки блоков первой ступени таким образом, что во время движения ракеты на этапе выхода камер двигателей из блока на ракету (в местах крепления системы сопровождения) действовали силы, препятствующие соударению камер сгорания двигателей со стартовым блоком. После подъема ракеты и выхода камер из колодцев узлы связи системы сопровождения автоматически отсоединяются от ракеты.

В дальнейшем система сопровождения была исключена ввиду того, что был принят способ обеспечения безударности движения на рассматриваемом этапе, основанный на использовании управляющих органов.

И наконец последний, в определенном смысле самый сложный и ответственный этап, - свободное движение ракеты, которым необходимо управлять с помощью автомата стабилизации и органов управления. Сложность этого этапа заключается в том, что движение ракеты происходит в непосредственной близости от элементов стартового блока пневмогидросвязи и агрегатов наземных сооружений, заправочно-дренажной мачты, агрегата экстренной эвакуации. Расстояние от них до ракеты, стоящей на старте, составляет всего несколько метров. Движение ракеты на начальном участке само по себе обладает характерными особенностями, требующими решения ряда проблемных задач в областях конструирования, динамики, управления. Кроме того, сама ракета и режимы ее работы на начальном участке имеют ряд свойств и особенностей, усугубляющих трудности решения задачи о безударном движении.

Одна из особенностей - несимметричность ракеты и связанный с ней эксцентриситет равнодействующей сил тяг двигателей. В силу этого обстоятельства на ракету, даже при отсутствии каких-либо дополнительных возмущений, действует момент, разворачивающий ракету на неуправляемом участке. Вследствие этого при первом летном испытании "Энергии" к моменту включения автомата стабилизации ракета наклонилась на 3 градуса в плоскости тангажа, что было отмечено многими специалистами, даже наблюдавшими за пуском по телевизору (см. самый нижний кадр кинограммы, представленной справа - webмастер).

Второе, очень важное обстоятельство - необходимость обеспечения безударного движения при возникновении на самой ранней стадии начального участка нештатной ситуации, связанной с нештатным отключением одного из двигателей первой ступени. В этом случае существенно усложняется задача обеспечения безударного движения. Это объясняется тем, что, во-первых, увеличивается эксцентриситет тяги примерно на порядок по сравнению со штатным случаем и, соответственно, возмущающий момент и, во-вторых, заметно уменьшается тяговооруженность. В связи с этим увеличивается время выхода ракеты из стартового блока или, иными словами, время действия возмущающего момента на неуправляемом участке.

Следующая особенность, о которой упоминалось выше, приобретающая вполне конкретное содержание в свете возможности возникновения нештатной ситуации, -близость наземных сооружений стартового комплекса. При этом следует отметить, что наиболее опасные варианты нештатных ситуаций возникают при выключении двигателей либо на блоке 20А, либо 30А, так как возникающие при этом возмущающие моменты обусловливают наклон ракеты в сторону наиболее близко расположенных сооружений - соответственно заправочно-дренажной мачты при отключении тяги на блоке 20А и агрегата экстренной эвакуации на блоке 30А. При этом возможность управления ракетой ограничена колонной пневмогидросвязи, наличие которой не позволяет немедленно после выхода из стыковочного блока начать энергичный маневр по обеспечению безударного движения.

Что же касается нештатных ситуаций, обусловленных выключением двигателей на одном из блоков 10А и 40А, то они, хотя и требуют формирования законов управления, не приобретают проблемного характера, так как "опасными" в этих случаях сооружениями являются молниеприемники, которые находятся на значительно большем расстоянии от ракеты, чем заправочно-дренажная мачта и агрегат экстренной эвакуации.

Еще одна особенность - наличие возмущающих воздействий, не связанных с нештатными ситуациями, но становящихся достаточно заметными при действии:

- наклонения ракеты ветровыми нагрузками;

- погрешности установки на ракете двигателей;

- погрешности перемещений штоков рулевых приводов;

- разбросов массово-центровочных, аэродинамических характеристик ракеты и тяг двигателей.

С учетом особенностей старта "Энергии" решались следующие задачи:

- разработка динамической модели ракеты применительно ко всем этапам начального участка движения;

- нахождение и реализация способов обеспечения безударности движения на неуправляемом этапе и формирование благоприятных кинематических параметров ракеты на момент включения автомата стабилизации;

- формирование закона управления на управляемом этапе, обеспечивающего безударное движение с учетом возможности возникновения нештатной ситуации и действия возмущающих факторов.

Все эти задачи были в принципе решены при проектных разработках, а первые летные испытания "Энергии" показали полное качественное и количественное соответствие расчетных данных применительно к штатному старту с данными летных испытаний и подтвердили правильность принятой концепции старта.

Отказ от системы сопровождения означал новый этап в решении проблемы динамики старта. Это позволило:

- упростить и облегчить систему "ракета - стартово-стыковочный блок";

- повысить надежность старта;

- получить более четкий способ управления ракетой на начальном участке за счет сокращения заневоленного участка.

Возможность обеспечения безударного движения на этапе выхода из стартового блока без системы сопровождения и формирования требуемых кинематических параметров на момент включения автомата стабилизации вытекает из того обстоятельства, что действие со стороны системы сопровождения, в принципе, может быть воспроизведено с помощью отклонения вектора тяги. Действительно, при отклонении этой силы на некоторый угол появляется поперечная составляющая, а продольная составляющая практически не изменяется при достаточно малом угле. Очевидно, если этот угол изменять во времени таким образом, чтобы поперечная составляющая тяги изменилась по такому же закону, как и сила со стороны системы сопровождения при конкретной нештатной ситуации и детерминированных возмущениях, то будет осуществлено, если пренебречь разностью по высоте точек приложения двух сравнительных сил, равной 1,5 метра, воспроизведение силы со стороны системы сопровождения, и движение ракеты будет проходить так же, как и при наличии системы сопровождения.

Однако такое воспроизведение было бы очень трудно осуществить: потребовалась бы сложная программа отклонения камер двигателей. Но, как показали исследования, такая имитация и не требуется, достаточно воспроизвести импульс силы при простейшем законе формирования поперечной составляющей тяги - за счет отклонения всех камер всех двигателей или только первой ступени по каналам тангажа и рыскания на постоянные углы, определяемые характером нештатных ситуаций.

Напомним, что приведенные рассуждения предназначались для обоснования принципиальной возможности отказа от системы сопровождения и как бы передачи ее функции на органы управления. На самом деле воспроизведение силы возмущения с их помощью со стороны системы сопровождения не является обязательным. Наоборот, этот метод является более гибким, потому что он не связан с формированием однозначного закона изменения поперечных сил и позволяет как обеспечить безударное движение на этапе выхода из стартового блока, так и сформировать кинематические параметры ракеты на момент включения автомата стабилизации. В частности, этот метод позволяет начинать управление сразу после схода со шпилек, когда ракета становится свободной.

В результате был решен комплекс научно-технических задач, составляющих проблему динамики старта:

- разработана математическая модель ракеты, описывающая ее движение на всех фазах начального участка траектории, учитывающая упругость элементов конструкции, упругость стартово-стыковочного блока, подвижность жидкого наполнения баков, а также всю совокупность действующих возмущений и разбросов характеристик ракеты. Проведен расчет параметров математической модели ракеты применительно к штатной и нештатной ситуациям;

- внедрен способ компенсации возмущений при отказах двигателей первой ступени на начальном этапе движения, позволяющий исключить применение специальных гидромеханических ограничителей поперечных движений хвостовой части ракеты в нештатных ситуациях (системы сопровождения); произведен расчет компенсирующих воздействий для ввода их в систему управления. Это мероприятие позволило упростить конструкцию, уменьшить объем экспериментальной отработки, повысить надежность, снизить материальные затраты;

- произведен расчет кинематических параметров, учитывающий все степени свободы ракеты, для использования их в качестве начальных условий на момент включения автомата стабилизации;

- предложен и реализован метод программного управления ракетой в нештатных ситуациях, обусловленных отказом двигателей первой ступени в процессе их запуска, по которому программные функции углов тангажа и рыскания определяются номером бланка, на котором произошел отказ двигателя и пространственной конфигурации сооружений стартового комплекса;

Первый пуск "Энергии" полностью подтвердил правильность разработанной концепции старта при штатном функционировании двигателей.

Проблемы аэрогазодинамики и аэроакустики

Многоблочная несимметричная схема ракеты-носителя с параллельным размещением ракетных блоков и полезной нагрузки повлекла за собой ряд новых проблемных вопросов по аэрогазодинамике, решение которых в значительной мере определило динамику, нагрузки, устойчивость и управляемость.

В процессе проектирования с целью снижения донного сопротивления, уменьшения уровня акустических нагрузок и ударно-волновых давлений был реализован комплекс конструктивных мер: выбрана рациональная компоновочная схема кормовой часта ракеты, определен допустимый вынос сопел маршевых двигателей за донный срез, установлена разумная последовательность запуска двигателей с обеспечением программированного прогрева газоотходов, предусмотрены способы снижения нагрузок на донные экраны и хвостовую часть ракеты.

Особую опасность с точки зрения статических и динамических нагрузок, прочности и теплозащиты ракеты вызывал стартовый участок движения. На этом участке уровни ударно-волнового давления, пульсации давления, статические нагрузки на хвостовые отсеки ракеты при ветровом воздействии достигают максимальных значений. При подъеме ракеты действуют газодинамические нагрузки на днище от отраженных от сооружений и блока Я струй маршевых двигателей. При этом, в зависимости от траектории начального движения ракеты, эти нагрузки могут достигать высоких значений и быть определяющими.

Появление узкополосных пульсаций давления на стартовом участке движения, опасных как для ракеты, так и для отсека полезной нагрузки, хвостовая часть которого расположена близко к двигателям ракеты, повлекло за собой проведение комплекса научно-исследовательских работ экспериментального подтверждения.

Нестационарная и стационарная газодинамика изучалась на основе многочисленных модельных и стендовых испытаний. Известно, что при испытании моделей сравнительно небольшого масштаба на экспериментальных установках невозможно воспроизвести натурные условия и реальные физические процессы по ряду параметров. Поэтому были разработаны и в процессе экспериментальных исследований апробированы методы моделирования для всех видов газодинамических воздействий на ракету.

Траектория полета ракеты "Энергия" на маршевом участке существенно отличается от траектории ранее разработанных ракет. Здесь нет короткого участка движения с явно выраженным максимумом скоростного напора, где нагрузки небольшие. Расчетные случаи нагружения по траектории полета помимо стартового участка охватывали также участок движения, где число Маха изменяется в достаточно широком диапазоне - от 0,4 до 2. Причем расчетные случаи нагружения для блоков однозначно не определяются, а существенное изменение аэродинамических характеристик по числу Маха в области трансзвуковых скоростей (М=0,8-1,3) требовало проведения испытаний при непрерывном их изменении с дискретностью 0,02. В этой связи объем аэрогазодинамических испытаний по определению суммарных и распределенных нагрузок больше, чем для моноблочной схемы ракеты.

Уровни пульсаций давления на поверхности ракеты-носителя на маршевом участке полета, обусловленные отрывными зонами течения, турбулентным слоем, осцилляцией скачков уплотнения и истекающими струями основных двигателей для носовой и срединной частей ракеты достигают высоких значений, близких к значениям пульсации на хвостовых частях при старте. В связи с этим проводились исследования по выявлению зон узкополосных пульсаций, а также исследования и мероприятия, направленные на их уменьшение.

Особенности аэродинамической компоновки ракеты-носителя исключали возможность широкого применения существующих расчетных методов, поэтому основной объем исходных данных определялся по результатам экспериментальных исследований на моделях. В ряде случаев использовались аналоговые методы исследований.

Для решения уникальной задачи аэрогазодинамики разработан новый подход к организации и проведению экспериментальных исследований, проектированию и изготовлению аэродинамических моделей, измерению аэродинамических характеристик, обработке и анализу результатов исследований, подготовке исходных данных.

С целью увеличения информативности каждого эксперимента, уменьшения погрешности измерений осуществлялось совмещение весовых, тензометрических и дренажных измерений в одном эксперименте.

Впервые были реализованы возможность первичного контроля и вторичной обработки получаемой информации практически в темпе эксперимента, безбумажный способ передачи информации на магнитных носителях. Это позволило сократить сроки проведения экспериментов и обработки данных, а также значительно повысить качество выполнения работ.

Были проведены экспериментальные исследования по определению корреляционных характеристик, существенно влияющих на вибронагружение конструкции. Потребовалась разработка и использование специальных средств измерения и анализа с применением электронно-вычислительных машин для получения необходимой информации в реальном масштабе времени.

Объем и сложность экспериментальных исследований по аэрогазодинамике и аэроакустике, проведенных в аэродинамических трубах и на натурных стендах, значительны и не имеют аналогов в отечественной ракетной технике.

За период с 1975 по 1987 г. было спроектировано, изготовлено и испытано около 200 моделей и их модификаций. Большинство из них принципиально новые с высокими параметрами (по давлению до 500 атм., температуре 3800 ╟С и большим объемом измерений - до 1200 статических и 75 динамических параметров на каждой модели).

Результаты пусков ракеты-носителя "Энергия", анализ данных измерений в полной мере подтвердили основные аэродинамические характеристики, параметры стационарных и нестационарных процессов, данные по акустике и тепловому воздействию, полученные ранее при модельных испытаниях.

Аэродинамические характеристики использовались в расчетах баллистики, устойчивости и управляемости ракеты, динамики нагружения и прочности конструкции, блоков и выступающих элементов, процесса отделения параблоков, нагружения рулевых приводов двигательных установок, регулирования наддува баков окислителя и горючего, а также при определении зон отчуждения для падения отработавших блоков и элементов конструкции, при транспортировании, установке ракеты на стартовое устройство и при решении зачастую специфичных вопросов, например, безопасности заправки ракеты компонентами топлива в условиях пылевого воздействия.

Сложность задач аэродинамики определилась, прежде всего, спецификой аэродинамической компоновки. Параллельное расположение ракетных блоков и полезного груза, наличие каналов большой протяженности между ними влекут за собой появление многочисленных зон интерференции и отрыва потока, приводящих к нелинейности изменения аэродинамических характеристик по углам атаки и скоростям полета, появлению нестационарных нагрузок. Наличие протяженного участка полета с примерно постоянными величинами скоростного напора, близкими к максимальным значениям, привело к необходимости рассмотрения большого числа расчетных случаев аэродинамического нагружения ракеты в диапазоне чисел Маха от 0,8 до 2,0 и широком диапазоне кинематических параметров.

Использование данных по суммарным аэродинамическим характеристикам в контуре управления ракетой предъявляло высокие требования к точности и достоверности их определения. Аналогичные требования накладывались также особенностями стартового участка движения, в частности, малыми зазорами между элементами конструкции ракеты и стартового сооружения в условиях ветрового воздействия. Жесткие требования предъявлялись также к точности определения исходных данных по распределенным аэродинамическим характеристикам и перепадам давления, так как из-за больших абсолютных размеров блоков сравнительно малые, порядка 0,01 атм., погрешности давления приводили к ошибкам в десятки тонн при определении нагрузок на блоки.

Поскольку носитель "Энергия" является универсальным, аэродинамические характеристики определялись для ряда компоновочных схем с различными полезными грузами, в том числе и с крылатыми. При этом для каждого варианта требовалось повторение в полном объеме. Рабочая документация по аэрогазодинамическим характеристикам ракеты-носителя "Энергия" составляет 10 томов графического и текстового материала.

Основной объем исходных данных определялся по результатам экспериментальных исследований на моделях в аэродинамических трубах. При этом, основные аэродинамические исследования проводились на экспериментальной базе, имеющей аэродинамические трубы, наиболее полно удовлетворяющие условиям моделирования (большие масштабы моделей, необходимые параметры потока, углы атаки и скольжения). В ряде случаев использовались аналоговые методы исследований. Исследования аэродинамических характеристик сопровождались методическими исследованиями по определению влияния поддерживающих устройств, полей течений и стенок аэродинамических труб на точность определения аэродинамических характеристик.

Для аэродинамических исследований, наряду с моделями масштаба 1:50 (основной масштаб), использовались модели масштабов 1:200, 1:120, 1:90 и 1:30. По оценкам, суммарные затраты трубного времени составили 16 тысяч трубочасов (непрерывное время работы труб). Это соответствует примерно семи годам работы одной аэродинамической трубы в одну рабочую смену продолжительностью 8 часов. Подобного объема исследований не проводилось ни для одного летательного аппарата, разрабатывавшегося в стране. Исследования охватывали диапазон чисел Маха от 0 до 10, пространственного угла атаки от 0 до 180 градусов, угла крена от 0 до 360 градусов и числа Рейнольдса от 100 тысяч до 10 миллионов. Наиболее ответственные исследования, требующие высокой точности определения аэродинамических характеристик, проводились на двух-трех моделях разного масштаба в нескольких аэродинамических трубах, При этом использовались самые большие аэродинамические трубы Т-106, Т-109, Т-128 ЦАГИ с размерами рабочих частей 2,2х2,2 и 2,8х2,8 метра. Результаты экспериментальных исследований изложены в 270 научно-технических отчетах.

При создании аэродинамических моделей был применен модульный принцип. Каждая модель создавалась таким образом, что могла использоваться для решения ряда задач в различных аэродинамических трубах. При этом, путем замены отдельных блоков можно было с малыми затратами получить различные компоновочные схемы ракеты-носителя и проводить испытания одной и той же модели в разных аэродинамических трубах. Один и тот же модуль, например модуль полезного груза, использовался в составе двух - трех моделей. Создание моделей по модульному принципу позволило в 1,5-2 раза снизить затраты на их производство и сократить сроки изготовления. Благодаря такому подходу, за все время разработки для исследований ракеты на участке выведения были созданы 15 базовых моделей и на их основе - 51 модификация.

С целью снижения затрат трубного времени и увеличения информативности каждого эксперимента, а также с целью уменьшения погрешности измерений, осуществлялось совмещение в одном эксперименте весовых, тензометрических и дренажных экспериментов. Этого удалось добиться благодаря разработке и промышленному внедрению внутримодельных малогабаритных пневмокоммутаторов, малогабаритных пяти -шести компонентных тензовесов и уникальных автоматизированных стендов с дистанционным управлением, обеспечивающих относительное перемещение моделей разделяющихся блоков по заданной программе. Эти разработки впервые были использованы при проведении работ по программе ракеты "Энергия", что позволило увеличить информативность весовых и дренажных испытаний в пять-шесть раз по сравнению со стандартными исследованиями в аэродинамических трубах.

На основе использования малогабаритных внутримодельных тензовесов и пневмокоммутаторов создан ряд уникальных моделей ракеты "Энергия", не имеющих аналогов в отечественной технике. К числу таких моделей относятся дренажно-акустическая модель масштаба 1:50 для исследования распределения давления и акустических нагрузок по наружной поверхности блоков и дренажно-весовая и акустическая струйная модель масштаба 1:50 для исследования влияния струй работающих двигательных установок ракеты на распределение давления и аэродинамические характеристики в аэродинамической трубе Т-109 ЦАГИ.

Дренажно-акустическая модель была оснащена 27 пневмо-коммутаторами, 75 акустическими датчиками пульсации давления и специальной автоматизированной системой отбора и обработки информации, которая позволяла измерять статическое давление одновременно в 1200 точках. На струйной модели осуществлялось одновременное измерение распределения статического давления по поверхности ракетных блоков, суммарных аэродинамических сил, действующих на полезный груз, и пульсации давления по поверхности в условиях имитации струй двигательных установок сжатым воздухом. Специально для этой модели была спроектирована и изготовлена стационарная автоматизированная струйная установка для подвода воздуха высокого давления (до 300 атмосфер). Высокие параметры этой установки позволили моделировать истекающие струи двигательной установки на участке полета первой ступени.

Впервые была реализована возможность первичного контроля и вторичной обработки получаемой информации практически в темпе эксперимента. При этом был применен принципиально новый подход к контролю наиболее сложной и объемной информации - распределения давления, создана база экспериментальные данных по аэродинамическим характеристикам ракеты "Энергия".

К началу летных испытаний ракеты "Энергия" аэродинамические характеристики были определены в полном объеме и практически все подтверждены результатами экспериментальных исследований.

Результаты летных испытаний ракеты-носителя "Энергия" подтвердили правильность исходных данных, приведенных в документации по аэродинамики ракеты. Аэродинамические характеристики, полученные по результатам измерений при летных испытаниях, лежат в пределах полосы исходных данных. Выбранные внешние обводы блоков и выступающих элементов конструкции ракеты, рациональная компоновка ее хвостовой части позволили получить очень небольшое для такого класса ракет аэродинамическое сопротивление. При этом донное сопротивление ракеты близко к нулю. Принятый вариант компоновки обеспечил наименьшие возмущающие аэродинамические моменты и малые изменения суммарных аэродинамических характеристик при существенных изменениях обводов полезного груза от цилиндрической формы до крылатой схемы. С учетом исходных данных по аэродинамическим силам и моментам, действующим на ракету, сопла двигателей и отделяемые блоки, правильно выбраны управляющие моменты, мощности рулевых приводов двигателей, средств разделения и районов падения отработанных блоков А. Оптимальная схема стравливания воздуха из отсеков из-под обтекателей, а также предложенные новые технические решения по запениванию свободных объемов обтекателей кабелей и трубопроводов на наружной поверхности блоков позволили существенно снизить нагрузки на оболочки отсеков и обтекателей и узлы их крепления до допустимых значений и снизить вес конструкции. Аэродинамические исследования позволили повысить летно-технические характеристики ракеты-носителя.

Одним из источников, вызывающим динамические нагрузки на ракету, является пульсационная компонента давления, воздействующая на ее поверхность и порождаемая газодинамикой течений в донной области от струй маршевых двигателей, в том числе акустическим излучением и набегающим потоком на маршевом участке полета.

Максимальные уровни пульсации давления на ракету наблюдаются на начальном участке движения при взаимодействии струй маршевых двигателей со стартовым сооружением и на маршевом участке полета при трансзвуковых скоростях.

Определить расчетным путем всю совокупность характеристик пульсации, необходимых для выполнения прочностных расчетов конструкции ракеты, и путем проведения виброакустических испытаний ее элементов не представляется возможным, поэтому эти характеристики определялись экспериментально.

Для исследования пульсации давления на указанных выше двух участках полета ракеты проводились соответствующие виды экспериментальных модельных исследований: эксперименты на стендах со струйными моделями, где имитировался отход ракеты от стартового сооружения, и эксперименты в аэродинамических трубах без струй и с имитацией струй натурных двигателей, где воспроизводились условия полета ракеты с различными параметрами набегающего потока.

До первого пуска "Энергии" в части динамических нагрузок, вызываемых пульсацией давления на его внешней поверхности, решены основные проблемы и проведены исследования, позволившие получить достаточно надежные исходные данные.

На начальном этапе работ были проведены исследования по оптимизации компоновочной схемы ракеты в целом с целью снижения воздействующих на конструкцию уровней пульсирующего давления. В частности, рассредоточение двигателей, что исключает образование закрытых донных областей, увеличенный вынос среза сопел за донные экраны блоков и наличие протоков между блоками создали условия, существенно уменьшающие вероятность возникновения интенсивных узкополосных составляющих в спектрах пульсации донного давления, определяемых газодинамикой кормовой части. Эти же факторы благоприятно сказались и на величине донного сопротивления.

Положительную роль с точки зрения уменьшения уровней пульсации донного давления при старте сыграло и то обстоятельство, что начальное положение ракеты на стартовом сооружении смещено на 7,2 м выше нулевой отметки старта.

В частности, на трансзвуковых режимах обтекания в "каналах" между блоками А и Ц было обнаружено возникновение узкополосных составляющих в спектрах пульсаций давления с характерными частотами 9-14 Гц. Одновременно были проведены экспериментальные проверки различных способов, обеспечивающих подавление этих узкополосных составляющих. В результате были получены достаточно надежные данные, подтверждающие конкретные возможности снижения динамических нагрузок на ракету при трансзвуковых режимах полета, которые при необходимости по результатам конструкторских проработок могут быть реализованы на ракете.

Был проведен ряд исследований, позволивших продвинуться в понимании механизмов, способствующих развитию процессов пульсации, вызываемых как струями двигателей, так и внешним потоком. Были получены параметрические зависимости, что крайне важно для моделирования исследуемых процессов и перерасчета модельных данных на натурные условия. Например, получены новые результаты, связанные с особенностями акустического излучения высокоскоростной кислородно-водородной струи. Найдены параметры, наиболее сильно влияющие на ее акустические характеристики.

Для исследования характеристик пульсации давления были созданы и испытаны маломасштабные модели и крупномасштабные модельные установки (М 1:140 - М 1:10), на которых изучались все участки полета ракеты и различные режимы работы ее двигателей. Для проведения испытаний этих моделей были доработаны и модернизированы существенные стенды и аэродинамические трубы экспериментальной базы ракетной и смежных отраслей, а также построены новые стенды и установки. Особое внимание уделялось оснащению экспериментальной базы отвечающими современному уровню средствами измерений и обработки данных.

Наряду с исследованиями на моделях был проведен также ряд акустических измерений при стендовых испытаниях натурных блоков А и Ц, одиночных двигателей и их связок в составе этих блоков.

Были изучены процессы, связанные с особенностями работы натурной двигательной установки, которые либо невозможно предсказать, либо крайне сложно воспроизвести на моделях. В частности, обнаружено, что запуск двигателей блока Ц и блоков А сопровождается кратковременным возникновением узкополосных составляющих в спектрах пульсации в ближнем поле струи с характерными частотами 60-100 Гц и 160-172 Гц соответственно. Было установлено, что возникновение этих узкополосных составляющих связано с нестационарностью рабочих процессов в двигателях на переходных режимах тяги.

Экспериментальное определение характеристик пульсации, прежде всего, было связано с проблемой создания специализированных аппаратурных систем измерений и обработки данных, удовлетворяющих практические потребности.

Созданные прецизионные системы измерений и обработки с последовательным наращиванием их мощности и функциональных возможностей были многократно опробованы как в условиях модельного эксперимента, так и в условиях стендовых натурных блоков. Накопленный опыт позволил успешно использовать созданные прецизионные системы измерений и обработки данных и при первом пуске ракеты "Энергия".

Испытания на стенде "СВОД" модели ракеты (М 1:10), проводившиеся с использованием модельных твердотопливных двигателей, показали снижение суммарного уровня пульсации для случая начала движения:

- на днищах модели блока Ц и модели блока А (5-8 дБ),

- на боковой поверхности кормовой части (3-5 дБ),

- на боковой поверхности модели орбитального корабля (6-8 дБ), При подъеме ракеты на высоту до 12 м боковым смещением снижение суммарных уровней пульсаций давления составляла:

- на днищах Ц и А - 0-2 дБ,

- на боковой поверхности кормовой части А и Ц - 3-5 дБ,

- на боковой поверхности модели орбитального корабля - 4-6 дБ, Снижение уровней пульсаций давления наблюдается в диапазоне частот от 20 до 100 Гц.

Отличия модельных испытаний по типу и составу топлива, используемого в модельных агрегатах, от натурных агрегатов привело к завышению степени влияния подачи воды на уровни пульсации давления.

Испытания же натурного двигателя РД-0120 показали, что подача воды в факел двигателя РД-0120 в условиях натурного автономного стенда практически не приводит к снижению уровней давления в ближнем акустическом поле двигателя, т.е. в районе днища блока Ц.

Испытания натурного двигателя РД-170 в составе стендового блока А показали, что подача воды в факел двигателя в условиях натурного стенда приводит к снижению уровней пульсации в ближнем акустическом поле примерно на 1 дБ на режиме 100 %-й тяги и на 3-4 дБ на режиме 50 %-й тяги.

Испытания модельного блока Ц (М 1:10) на специальной установке ЭУ-360 с подачей воды, имитирующей условия стендового испытания блока Ц, не показали снижения уровней пульсации на днище модели: снижение уровней давления на боковой поверхности кормовой части блока Ц составляет примерно 4 децибела, а в районе межбакового отсека доходит до 6 децибел в начале движения.

Таким образом, обобщая результаты всех проведенных испытаний с учетом особенностей каждого вида испытаний, можно было сделать вывод, что в условиях реального старта при начале движения подача воды в факел двигателей ракеты приводит к снижению уровней пульсации давления:

- на днищах блоков А и Ц на 0-2 дБ;

- на боковой поверхности кормовой части блоков А и Ц на 2-4 дБ,

- в районе межбакового отсека на 4-6 дБ.

Анализ результатов проведенных крупномасштабных и маломасштабных модельных исследований показал, что при штатном подъеме ракеты над стартом на высоту до 20-30 м уровни пульсаций давления на поверхности ракеты остаются практически постоянными, а при нештатных ситуациях могут возрастать на 2-3 дБ.

Подача воды приводит к снижению уровней пульсации давления только на участке до 20 м, влияние подачи воды уменьшается по мере подъема ракеты и практически прекращается при достижении высоты 15-20 м.

По результатам совокупности всех видов исследований сделан вывод, что подача воды в факел работающих двигателей создает щадящий режим для ракеты при воздействии нестационарных газодинамических потоков, но при выходе из строя системы подачи воды нагрузки не превысят допустимых для ракеты. Снижение акустических нагрузок важно для орбитального корабля и может быть необходимо для полезного груза ракеты.

Опыт создания ракеты-носителя Н-1 говорит о важности проблемы нестационарного газодинамического нагружения. Величины нагрузок для таких мощных носителей, как Н-1, в ряде случаев оказывались критическими для конструкции. Близость отсека полезной нагрузки к маршевым двигателям - основным источникам акустического шума, приводящего к пульсациям давления на поверхности, а также высокие требования к ресурсу конструкции, которые диктуются многоразовостью использования, все это вместе делает необходимым тщательнейшее изучение этих нагрузок на этапе проектирования и экспериментальной отработки.

Поскольку такие нагрузки не поддаются расчету, основным инструментом их исследования является проведение испытаний модельных установок различного масштаба с дальнейшим пересчетом данных на натуру.

В первую очередь с проблемой нестационарных газодинамических воздействий мы должны были столкнуться при первом пуске ракеты без орбитального корабля со стенда-старта.

При старте ракеты, в процессе выхода на режим двигателей, возникают ударно-волновые нагрузки, действующие на донную и хвостовую части. Эти нагрузки являются основными при расчете на прочность конструкции хвостовой части блоков А и Ц, так как перепады давлений на оболочке хвостового отсека могут составлять 0,4-0,5 атм. Определить расчетным путем эти нагрузки с достаточной степенью точности не представляется возможным ввиду сложности картины течения в каналах стартового сооружения, обусловленной трехмерностью и нестационарностью процесса.

Надежное экспериментальное определение величин ударно-волнового воздействия, прежде всего, зависит от полноты моделирования основных параметров:

- градиента нарастания давления в камере сгорания;

- температуры и газовой постоянной в камере сгорания;

- состава и параметров среды в стартовом сооружении.

Моделирование указанных условий потребовало создания газодинамических моделей с высокими параметрами. Особенно следует отметить, что в модельных условиях необходимо было обеспечить нарастание давления в камере сгорания в десятки раз большее, чем в маршевых двигателях "Энергии" при их выходе на предварительный и номинальный режимы работы. Одновременно ставилась задача о разработке мероприятий по снижению ударно-волновых давлений. В основном велись исследования на маломасштабных (М 1:72) моделях, а на заключительном этапе - и на крупномасштабной (М 1:10) модельной установке. На моделях М 1:72 в качестве рабочего тела использовались продукты взрыва кислородно-водородных смесей, на крупномасштабной модели - продукты сгорания твердых теплив.

Величины ударно-волнового давления для ракеты определялись для расчетных максимальных градиентов нарастания давления в камерах сгорания двигателей РД-170 и РД-0120. При таких градиентах подача воды приводит к снижению уровней ударно-волнового давления в 2-3 раза. Однако результаты многочисленных автономных стендовых испытаний двигателей РД-170 и РД-0120 показали, что реальные наибольшие значения градиентов нарастания давления в камерах меньше расчетных в 1,75-2 раза. При таком уменьшении градиентов нарастания давления в камерах величина ударно-волнового давления уменьшается в 2-3 раза. Стендовые испытания ракетных блоков первой и второй ступеней подтвердили эти данные, таким образом, при пуске первой ракеты без подачи воды только за счет уменьшения градиентов нарастания давления в камерах сгорания двигателей ожидалось снижение величин ударно-волнового давления на днищах блоков А и Ц в 2-3 раза. Подача воды, естественно, осуществила бы дальнейшее снижение величин волнового давления.

К одной из опасных газодинамических нагрузок, действующих на ракету при старте, относится силовое и тепловое воздействие отраженных от стартового сооружения струй маршевых двигателей. Опыт разработки различных носителей показал, что величина силового воздействия отраженных струй может существенно превышать ударно-волновое давление и привести к недопустимым для ракеты нагрузкам.

Газодинамические нагрузки от отраженных струй зависят, главным образом, от конфигурации стартового сооружения и траектории отхода ракеты от стартового сооружения. Определить расчетными методами эти нагрузки не представляется возможным ввиду исключительно сложной газодинамической картины течения. Решение этой проблемы экспериментальным путем сводится к большому объему модельных испытаний. Это связано с тем, что при отходе ракеты от стартового сооружения могут иметь место многочисленные реализации траекторий как для штатных, так и нештатных ситуаций. Кроме того, зоны воздействия носят локальный характер, что требует тщательного экспериментального исследования.

Испытания проводились на модели М 1:72. Первая серия испытаний проводилась для штатных траекторий. Результаты испытаний показали, что при малом боковом смещении ракеты относительно стартового сооружения (0,25 м на высоте 3-4 м) воздействия на ракету от отраженных струй практически отсутствуют.

Вторая серия испытаний проводилась для нештатных траекторий, где боковые смещения существенно больше, чем для штатных. На высотах 3-4 м боковые смещения для некоторых реализаций траекторий составляют 0,8 м. В этих случаях имеет место воздействие отраженных струй на донную часть блока А. Величины этих воздействий находятся в допустимых пределах и не превышают 0,37 атм.

Кроме того, были проведены методические исследования, в которых определены условия, где могут иметь место недопустимые воздействия на днище. Уровни давлений в этих случаях достигают величин 0,7-0,8 атм. В общей сложности было проведено более 500 экспериментов.

Таким образом, в результате исследований были установлены уровни давления, действующие на ракету от отраженных струй в зависимости от положения ракеты в процессе отхода, и определены зоны положения ракеты, где реализуются недопустимые величины давлений.

Результаты первого пуска ракеты ⌠Энергия■ показали, что силовое воздействие на днище от отраженных струй отсутствует, так как траектория отхода ракеты от стартового сооружения близка к штатной.

Для отделения параблоков А от блока Ц с установленным на нем полезным грузом было использовано на внешней стороне параблоков 22 твердотопливных двигателя - по 11 на каждом. При этом 7 устанавливались в верхнем и 4 - в нижнем отсеках. Двигатели работали на смесевом топливе.

В процессе отвода параблоков с работающими двигателями элементы конструкции блока Ц и полезного груза подвергаются силовому, тепловому и эрозионному воздействиям продуктов сгорания. Струи продуктов сгорания, истекающие из сопла, взаимодействуют между собой и образуют сложную пространственную структуру ударных волн. Физическая картина течения струй существенно усложняется за счет внешнего спутного потока, взаимодействия со струями двигателей увода противолежащих параблоков, поверхностью блока Ц и полезного груза. Сложность газодинамической картины течения в областях взаимодействия газовых потоков двигателей увода между собой и с поверхностью ракеты, а также с внешним набегающим потоком не позволяла с достаточной точностью определить расчетным путем величины давлений на элементы конструкции ракеты.

Был предложен метод определения динамического силового воздействия струй продуктов сгорания на поверхность произвольной формы при пространственном перемещении параблоков. Этот метод позволил определить пространственное перемещение плоскостей взаимодействия струй, размеры примыкающих к ним интерференционных ударных волн и уровни давлений в этих зонах.

На основе разработанного метода был составлен алгоритм и программа машинного расчета газодинамического воздействия струй двигателей на центральный блок и полезный груз в процессе их перемещения в поле взаимодействующих струй. Программа была использована при выборе компоновки двигателей с целью минимизации силового, теплового и эрозионного воздействия на элементы конструкции ракеты в процессе отделения параблоков. Наряду с расчетными исследованиями был проведен большой цикл экспериментальных исследований с целью подтверждения силового воздействия струй и определения эрозионного воздействия конденсированной фазы оксида алюминия на теплозащиту ракеты, полезного груза или орбитального корабля.

При решении вопросов уменьшения или исключения разрушающего воздействия на теплозащитное покрытие полезного груза и блока Ц был разработан ряд способов и устройств, защищенных авторскими свидетельствами.

Способы и устройства, устраняющие или уменьшающие газодинамическое и эрозионное воздействие, сводились к отклонению конденсированной фазы от защищаемой поверхности за счет воздействия на струи дополнительным потоком газа соседнего двигателя, изменением контура выходной части сопел, использования для стенок сопел сублимационных и не смачиваемых материалов, а также специальных ловушек для жидкого конденсата, текущего по внутренней поверхности сопел.

Решенная проблема газодинамического воздействия струй двигателей увода параблоков, работающих на смесевом топливе, при продольном отделении параблоков в целом не имеет аналогов в отечественном ракетостроении.

Основными целями наземной экспериментальной отработки процесса и средств разделения блоков А, Ц и составных частей ракеты являлись:

- проверка правильности проектно-конструкторских решений, реализованных в виде узлов связи и систем разделения;

- исследование процессов разделения этих составных частей ракеты при различных циклограммах функционирования элементов системы и средств разделения для обеспечения безударного разделения.

Основные задачи наземной экспериментальной отработки:

- определение кинематических параметров (относительные линейные и угловые скорости) процессов разделения в условиях, заданных для каждого испытания циклограмм функционирования элементов;

- определение режимов виброударного нагружения конструкции составных частей ракеты, сопровождающих процесс разделения;

- выявление особенностей степени влияния работы средств разделения на конструкции составных частей ракеты.

Испытаниям на комплексных экспериментальных установках предшествовал продолжительный этап автономной отработки элементов средств разделения.

Работы по созданию экспериментальной базы для отработки процессов и средств разделения составных частей ракеты начались в 1979 г. после выпуска технического проекта. Стремясь максимально приблизить картину отделения составных частей ракеты при наземной экспериментальной отработке к натурной, предполагалось создание стендовых комплексов для размещения экспериментальных установок с вертикальным расположением объектов испытаний, причем испытывать предполагалось те составные части, которые последовательно отделяются в соответствии с программой полета ракеты, то есть параблоки и блоки Ц. Должны были задействоваться двигатели увода параблока при отделении от блока Ц.

Поиски более простых способов наземной экспериментальной отработки процесса и средств разделения были приняты по двум основным направлениям:

- дополнительного тщательного анализа особенностей реального процесса разделения и разработки математических моделей отдельных его этапов;

- детальной проработки схемы экспериментальных установок с горизонтальным расположением объектов испытаний и исследованием процесса разделения на них при условии, что отделяется меньшая по массе часть объекта испытаний.

Это дало возможность решения задач наземной экспериментальной отработки процесса и средств разделения составных частей на экспериментальных установках, в которых:

Проблемы создания объектов испытаний, с учетом требований к ним, сводились к следующему:

- к необходимости разработки объекта испытаний с габаритами, ограниченными заданными размерами стенда;

- к необходимости в заданных габаритах объекта обеспечить требуемые массовые, инерционные и центровочные характеристики для моделирования натурного процесса разделения;

- к необходимости подобия жесткостных характеристик объекта испытаний и штатной конструкции составной части, в то время как геометрические размеры и форма его существенно отличаются от соответствующих характеристик воспроизводимой составной части ракеты;

- к необходимости создания конструкции объекта испытаний, которая в совокупности с устройствами, обеспечивающими его установку на стенде, по массе не превысит грузоподъемности кранового устройства.

Динамические характеристики

Конечной целью исследований динамического нагружения конструкции и оборудования любого носителя является надежное прогнозирование процессов их вынужденных колебаний в возможных условиях эксплуатации для обеспечения исходной информацией прочностных расчетов, реализации экспериментальной отработки конструкций и систем. Решение этой проблемы традиционно делится на следующие относительно самостоятельные направления:

- исследование внешних нагрузок;

- определение собственных динамических характеристик конструкций (частот, форм, декрементов колебаний);

- расчет вынужденных колебаний;

- экспериментальное подтверждение расчетных характеристик.

В связи с широким применением в последние десятилетия расчетов динамики конструкций практически любой сложности методом конечных элементов стало возможным проводить расчеты вынужденных колебаний без определения собственных частот и форм колебаний. В наиболее ответственных случаях применяются существенно более трудоемкие и сложные вероятностные методы расчета динамики конструкций. Объем теоретических, расчетных и экспериментальных работ по динамике конструкции и оборудования ракеты "Энергия", по обеспечению вибронадежности ее систем чрезвычайно велик.

Исследовалось динамическое нагружение всего носителя с полезными нагрузками отдельных блоков А и Ц, их отсеков, двигателей, монтажей трубопроводов и аппаратуры для штатных и нештатных полетных режимов, для наземной эксплуатации и транспортирования. На каждом направлении работ с учетом особенностей и назначения конструкций и оборудования расчетами и экспериментальными методами решались многочисленные частные задачи, что составило предмет деятельности НПО "Энергия", ЦНИИМаш, ВФ НПО "Энергия", КБЭМ, ЦАГИ.

Ряд работ по динамике конструкции ракеты выполнялся впервые в стране. При обосновании их необходимости учитывались в качестве аргументов "за" особенности конструкции, опыт работ в США и "синдром Н-1". Приведем наиболее важные результаты исследований.

При исследовании динамических нагружений в процессе транспортирования отсеков блока Ц на самолете 3МТ было отмечено, что виброакустическое нагружение максимально при взлете, за счет воздействия отраженного от взлетно-посадочной полосы акустического поля, а низкочастотные перегрузки максимальны при взлете и посадке. Максимальные вибронагрузки несколько ниже штатных. С учетом кратковременности их воздействия дополнительных испытаний оборудования не потребовалось. Прецизионные приборы, например гиростабилизированную платформу, разработчики предпочли транспортировать автономно. Работы по этому виду исследований были завершены в 1983 г.

Динамические испытания проводились по программе на экспериментальной ракете 4М-Д как дополнение к расчетно-теоретическим работам по динамическому нагружению и прочности конструкции ракеты "Энергия".

В состав ракеты 4М-Д входили: комплект из четырех технологических блоков А ракеты 5С, блок Я, доработанный для крепления системы силонагружения, блок Ц 4М-Д, системы силонагружения до 8 т. При этом пояса силовых связей блоков А и Ц выполнены по штатной документации. Вместо одного из двигателей РД-0120 было установлено устройство для передачи на блок Ц продольного усилия при импульсных нагружениях на стенде в продольном направлении. Блоки А и Ц оснащались системами виброизмерений в объеме 85 параметров. Регистрация измерений и управление системами силонагружения при динамических испытаниях осуществлялись в специально оснащенной передвижной лаборатории.

Целью динамических испытаний ракеты 4М-Д являлось экспериментальное определение жесткостей поясов силовых связей блоков А и Ц с учетом местных податливостей корпусов, определение которых расчетным путем с необходимой точностью не представлялось возможным, и уточнение расчетной динамической модели ракеты. Это было необходимо для уточнения нагружения конструкции на раннем этапе разработки ракеты-носителя и в первую очередь для определения разновременности попарного нештатного выключения двигателей РД-0120, значения которой заданы в некотором диапазоне, исходя из условий обеспечения прочности днищ емкостей кислорода и водорода и расходных магистралей. Отличия в конструкциях ракеты 4М-Д и штатных ракет не оказывают существенного влияния на точность определения указанных характеристик и учитываются соответствующей корректировкой динамических моделей этих конструкций. Программа динамических испытаний ракеты 4М-Д являлась первым этапом общей программы динамических испытаний для обеспечения пуска ракеты-носителя 1Л. Она включала в себя:

- импульсные испытания блока Ц в продольном направлении для определения продольных жесткостей его связей с блоками А;

- импульсные испытания блока Ц в поперечном направлении для определения поперечных жесткостей его связей;

- импульсные поперечные и продольные испытания одиночного блока А для выявления жесткостей его связей;

- импульсные и вибрационные поперечные испытания параблока для определения жесткостных характеристик связей.

Определение фактических динамических характеристик ракеты в полной комплектации предусматривалось в дальнейшем на экспериментальном образце 4МКС.

Работы были завершены в 1983 г. В результате были определены собственные низшие частоты продольных и поперечных колебаний "сухого" блока Ц и парциальных колебаний двигательной установки блока. Проведена корректировка расчетной динамической модели летного варианта ракеты.

Динамические испытания экспериментального варианта ракеты-носителя "Энергия" 4МКС-Д, сухой и заправленной, проводились с целью идентификации расчетных и экспериментальных динамических характеристик. Собранная ракета по составу была близка к летному, в том числе и с орбитальным кораблем. При этом до сборки в пакет проводились динамические испытания блоков А, Ц и орбитального корабля в монтажно-испытательном корпусе. В результате проведенного комплекса работ были определены динамические характеристики "сухого" пакета в поперечном направлении импульсным возбуждением блока Ц в его носовой части и гармоническим - приборно-агрегатных отсеков блоков А, пакета в поперечном и продольном направлениях включением двух твердотопливных двигателей небольшой тяги, установленных на блоке А. Работы проводились в 1987 г. на универсальном комплексе стенд-старт и в монтажном корпусе.

Определение амплитудно-частотных характеристик конструкции узла установки гиростабилизированной платформы с системой амортизации производилось в акустической камере. Достоверными оказались лишь характеристики в области высоких частот. Работы проводились в течение 1985-1990 гг..

Исследование ударно-импульсных нагружений при экспериментальной отработке пиротехнических средств разделения блоков привело к необходимости изменения конструкции разрывных элементов узлов связи, после чего воздействия на аппаратуру блока Ц и блоков А установились в пределах нормы.

Традиционно для экспериментального подтверждения жесткостных характеристик ракеты в целом применялись динамические испытания различных макетов и натурных блоков, в которых определялись формы и частоты колебаний. Сопоставление полученных результатов с расчетными позволяло судить о точности задания жесткостных характеристик. В сложных поясах связей, имеющих место в ракетах пакетной схемы, жесткостные характеристики шпангоутов и следовательно поясов связей в целом существенно зависят от формы колебаний блоков. Поэтому для "Энергии" помимо динамических методов экспериментального определения жесткостных характеристик использовались статические жесткостные испытания. Разработанный подход к определению жесткостных характеристик поясов связей позволил провести экспериментальное подтверждение получаемых результатов на основе статических испытаний натурных объектов. Примененная методика жесткостных испытаний позволила использовать технологическую сборочную оснастку и совместить испытания с отдельными этапами сборки ракеты. Жесткостные испытания, проведенные на двух натурных ракетах подтвердили полученные на основе разработанной методики величины жесткостных характеристик поясов связей. При этом отклонения расчетных величин от экспериментальных составили менее 40 % по перемещениям и примерно 20 % по коэффициентам упругости на линейных участках диаграмм.

История реализации программы определения динамических характеристик "Энергии" начиналась с принятия решения (по аналогии со "Спейс Шаттлом") о проведении таких исследований на специально оборудованном стенде, позволяющем вести работы с ракетой натуральных размеров. В сентябре 1976 года было принято решение об организации динамических испытаний комплекса "Энергия" - "Буран" в условиях универсального комплекса стенд-старт или "на отдельном рабочем месте". "Владельцы" стенда-старта не допускали и мысли о проведении динамических испытаний у себя, считая, что он будет полностью загружен огневыми испытаниями блоков и ракеты-носителя. Реализация альтернативного пути - строительства стенда динамических испытаний - рождала вопрос, капитальное это сооружение или временное. Решение вопроса затягивалось. Часть проблемы, решение задачи определения динамических характеристик, было переведено на модель, выполненную в масштабе М 1:5, то есть в пять раз меньше натуры. Модель изготавливалась в ЦНИИМаше. Полагая, что первый пуск - беспилотный и что состоится он в 1983 году, сочли возможным строительство стенда динамических испытаний как капитального сооружения приурочить к началу пилотируемых полетов и появлению дальнейших модификаций "Энергии", типа "Вулкан", в первую очередь. А в отсутствии стенда до полета первых образцов предполагалось разработать программу дополнительных экспериментальных и расчетно-теоретических работ по исследованиям динамических свойств и прочности конструкции. Программа была разработана в мае 1982 г. Определение уровня пульсации и акустического воздействия было решено проводить на модели ЭУ-360 с учетом возможного их снижения за счет введения воды в донную область ракеты при работающих двигателях.

Таким образом, проведенный комплекс исследований позволил дать заключение о возможности начала летных испытаний. Позднее, с вводом стенда, динамические испытания ракеты-носителя в варианте ЗД подтвердили полную идентификацию результатов определения динамических характеристик летных ракет и характеристик, определенных ранее по этой широкой программе.

Бортовой комплекс управления

Особенности ракеты-носителя "Энергия", связанные с несимметричной многоблочной пакетной схемой конструкции и с наличием большого количества маршевых двигателей, высокие требования по безопасности и надежности подготовки и проведения испытаний, необходимость обеспечения принятой комплексной программы экспериментальной отработки, бортового комплекса автономного управления ракеты-носителя "Энергия" в условиях незавершенного процесса определения динамических характеристик ракеты-носителя и ее составных частей потребовали решения ряда сложных научно-технических проблем, среди которых можно выделить следующие:

- создание многомашинного вычислительного комплекса системы управления ракеты-носителя "Энергия";

- создание программного обеспечения наземного и бортовых цифровых вычислительных комплексов;

- создание системы угловой стабилизации и управления движением центра масс ракеты-носителя;

- создание системы наведения; создание комплекса аппаратуры средств аварийной защиты двигателей;

- создание системы электропитания блока второй ступени;

- создание системы сбора, обработки и выдачи контрольной информации;

- создание технологии подготовки данных на пуск.

Проблема создания многомашинного вычислительного комплекса управления ракеты-носителя "Энергия" предопределялась необходимостью обеспечения взаимодействия системы управления блока второй ступени, первой ступени и наземной аппаратуры комплекса автономного управления, а также бортовой и наземной частей систем управления полезных грузов при проведении электрических проверок, решении задач предстартовой подготовки, пуска и управления в полете. Кроме того, на бортовой комплекс автономного управления возложены задачи управления подготовкой и проведения огневых стендовых испытаний блоков первой ступени, второй ступени, контроля состояния работающих двигателей и аварийной защиты, а также управления блоками первой ступени на участке их возвращения и мягкой посадки.

Сложность и многообразие задач управления, необходимость проведения работ с экспериментальными ракетами и блоками на различных рабочих местах и пусковых установках, необходимость обеспечения возможности выведения ракетой-носителем не только орбитальных кораблей с достаточно совершенной системой управления, но и подвесных полезных грузов, оснащенных различными системами управления, а также необходимость создания комплекса автономного управления как базовой системы управления для ряда ракет-носителей определили облик многомашинной структуры вычислительного комплекса системы управления ракеты-носителя "Энергия", включающую центральную вычислительную машину М6М, расположенную на блоке второй ступени, вычислительные машины М4М на каждом блоке первой ступени, вычислительную машину на блоке второй ступени для решения задач контроля и защиты двигателей и группу вычислительных машин М4 и СМ-2 в составе наземной аппаратуры комплекса автономного управления. Созданная цифровая вычислительная машина блока второй ступени (центральная цифровая вычислительная машина комплекса) обеспечивает требуемую производительность на всех участках полета ракеты-носителя.

Аппаратно-программные средства обмена между цифровыми вычислительными машинами комплекса и абонентами цифровых вычислительных машин на блоках второй и первой ступеней и в наземной аппаратуре комплекса автономного управления обеспечивают обмен данными с задержками, не превышающими допустимые для задач управления исполнительными органами, элементами и смежными системами ракеты. Программные средства обеспечивают синхронно-синфазную работу цифровых вычислительных комплексов блоков второй и первой ступеней и синхронизацию их работы с работой цифровых вычислительных комплексов наземной аппаратуры комплекса автономного управления на участках совместного функционирования.

Информационно-распределительная система выполняет операции по подготовке к работе системы управления блоков, проводит автономные испытания систем и бортовых агрегатов при минимальном количестве связей между бортовой и наземной аппаратурой комплекса автономного управления, доставляет в цифровой вычислительный комплекс наземной аппаратуры автономного управления необходимую телеметрическую информацию.

Для этого созданы специализированные вычислительные средства информационно-распределительной системы, поддерживающие требуемый темп передачи обменной информации между цифровым вычислительным комплексом наземной аппаратуры автономного управления и бортовыми абонентами, специализированные средства информационного обмена в информационно-распределительной системе, бортовых абонентах и в цифровых вычислительных комплексах наземной системы автономного управления, обеспечивающие распределение и концентрацию передаваемых сообщений, средства самопроверки информационно-распределительной системы.

Управляющий вычислительный комплекс наземной аппаратуры комплекса автономного управления обеспечивает требуемое взаимодействие с системой управления блоков второй и первой ступеней, смежными системами и наземными объектами при сравнительно небольших требованиях к производительности цифровой вычислительной машины комплекса автономного управления. Для чего созданы устройства связи с оборудованием бортовой и наземной аппаратуры, требующие минимального участия цифровой вычислительной машины наземной аппаратуры автономного управления в передаче данных между абонентами, реализована структура устройства связи с оборудованием минимальной сложности матобеспечения, управляющего обменами.

Технология эксплуатации основана на использовании малоразмерных библиотек бортового цифрового вычислительного комплекса, концентрации логики и циклограмм проверок в программах цифрового вычислительного комплекса наземной аппаратуры автономного управления и обеспечивает хранение программ проверок на смежных носителях (магнитных дисках) и наращивание объема матобеспечения автономных испытаний практически без изменения программ бортового цифрового вычислительного комплекса. Такая технология позволяет сократить сроки разработки и отработки введением этапности и наращивания. При этом, малоразмерные библиотеки стандартных подпрограмм цифровых вычислительных комплексов блоков второй и первой ступеней обеспечивают обмен с абонентами бортового цифрового вычислительного комплекса по директивам цифровых вычислительных машин наземной аппаратуры автономного управления и доставку информации, прочитанной в цифровой вычислительной машине наземной аппаратуры автономного управления; системное матобеспечение цифрового вычислительного комплекса наземной аппаратуры автономного управления обеспечивает выполнение запросов разработчика проверок на обмен с абонентами без необходимости знания тонкостей программно-алгоритмической реализации этих средств. Создана операционная система цифровой вычислительной машины наземной аппаратуры комплекса автономного управления, а также исследовательский стенд и технология отработки на нем матобеспечения.

Система средств контроля и парирования нештатных ситуаций обеспечивает требуемый уровень безопасности при электроиспытаниях, подготовке к пуску и в полете. Для этого созданы средства контроля параметров для фиксации нештатных ситуаций на основе использования информационно-распределительной системы, матобеспечения бортового и наземного цифрового вычислительного комплекса; средства контроля возникновения нештатных ситуаций в матобеспечении цифрового вычислительного комплекса блока второй ступени, блоков первой ступени, цифрового вычислительного комплекса наземной аппаратуры централизованного комплекса автономного управления и их парирования в полете и на заключительных участках подготовки путем локализации нештатных ситуаций, либо централизованного перевода комплекса автономного управления в режим автоматического прекращения пуска.

Для системы оперативной оценки результатов комплексных испытаний и пуска в матобеспечении бортового и наземного цифрового вычислительного комплекса были созданы средства доставки и оценки данных с выводом на печать результатов и значений первичных контролируемых параметров.

Основой экспериментальной базы для проведения исследований и отработки аппаратуры и программного обеспечения были исследовательские стенды, аналого-цифровые комплексы и комплексные стенды. Исследовательские стенды позволяли провести моделирование отдельных этапов полета ракеты-носителя и полета в целом как в штатном, так и в нештатном режимах. Аналого-цифровой комплекс использовался для моделирования углового движения ракеты с учетом упругих колебаний корпуса и жидкости в топливных баках с задействованием реальных рулевых приводов. Комплексные стенды позволили проверить полную совместимость программного и аппаратного обеспечения системы управления в штатном и нештатном режимах подготовки, пуска и полета ракеты.

Объем и сложность задач, возложенных на комплекс автономного управления ракеты-носителя "Энергия", применение многомашинной структуры вычислительного комплекса, высокие требования к качеству и надежности его программного обеспечения вызвали необходимость решения проблемы разработки и испытаний большого комплекса взаимосвязанных бортовых программ. Объем программного продукта для бортового цифрового вычислительного комплекса составлял около 150 тыс. шестнадцатиразрядных слов. Кроме того, создавались программы для проведения проверок на всех рабочих местах при проведении автономных и комплексных испытаний, огневых стендовых испытаний блоков первой ступени, блока второй ступени и подготовки к пуску ракеты-носителя "Энергия".

Для разработки программного обеспечения комплекса автономного управления была развита и использована современная технология создания программного обеспечения, которая базируется на автоматизированной среде производства программ. Автоматизированная среда производства программ - это программно-аппаратный комплекс, обеспечивающий технологическую поддержку всех этапов жизненного цикла программного продукта, начиная от проектирования и кончая сопровождением и эксплуатацией.

Основные научно-технические решения автоматизированной среды производства программ следующие:

- интегрированный набор высокопроизводительных средств, объединенных в одну систему, открытую для расширений и модификаций;

- простой и гибкий интерфейс с пользователем, в максимальной степени способствующий повышению производительности, на базе единого языка управления заданиями;

- концентрация всех данных разработки в едином банке данных проекта;

- специально разработанный язык высокого уровня и ассемблерная система;

- системы отладки и испытаний программного обеспечения.

Теоретическое обоснование принятых решений проводилось на базе потоковой модели технологического цикла, позволяющей провести увязку всех средств и обрабатываемых данных, определить оптимальные маршруты и максимально распараллелить процессы.

На базе автоматизированной среды производства программ создан ряд исследовательских стендов для моделирования движения ракеты в штатном и нештатном режимах с учетом возмущений параметров ракеты и внешней среды. В общей сложности на исследовательских стендах проведено свыше тысячи контрольных тестов ("полетов") и исследовано поведение ракеты в полете более чем в 200 штатных и нештатных ситуациях.

Создание комплексных стендов предоставило большие возможности по комплексной проверке совместимости программного и аппаратного обеспечения комплекса автономного управления. Для эффективного использования этих возможностей разработана и внедрена технология отработки матобеспечения и аппаратуры автономного управления на комплексных стендах, обеспечивающая контролируемость выбора объема проверок и его выполнения.

При создании системы угловой стабилизации и управления движением центра масс ракеты-носителя "Энергия" решены следующие задачи: обеспечение безударного движения ракеты-носителя на участке старта, ограничение аэродинамических нагрузок на конструкцию ракеты-носителя, стабилизация упругих колебаний корпуса, стабилизация колебаний жидкости в топливных баках, компенсация возмущений, обусловленных смещением центра масс относительно точки приложения равнодействующей силы тяги двигателей, распределение управляющих усилий по исполнительным органам.

Обеспечение безударного движения связано со стесненными условиями выхода ракеты-носителя из стартового сооружения. Расположение заправочно-дренажной мачты, агрегата экстренной эвакуации, башни обслуживания, девертора создавали практически "колодец". Положение усугублялось теоретической возможностью отказа одного из двигателей РД-170. Для решения этой задачи на основе теории оптимального управления были разработаны алгоритмы, обеспечивающие в штатном и нештатном режимах такие маневры ракеты-носителя, при которых достигается движение без соударений с фрагментами стартового комплекса.