Проблема стабилизации упругих колебаний конструкции и колебаний жидкого наполнения баков решена путем разработки системы подавления наиболее активных тонов упругих колебаний, обеспечения фазовых условий стабилизации на основе использования информации с датчиков угловых скоростей, размещенных в различных сечениях по длине ракеты-носителя, создания системы цифровых сглаживающих и режекторных фильтров и активной фильтрации сигналов в тракте измерения угловых скоростей.
Правильность принятых решений подтверждена моделированием на цифровых вычислительных машинах, аналого-цифровых комплексах и результатами пусков ракеты-носителя "Энергия".
Несимметричная компоновка ракеты-носителя с полезным грузом, а также отказы отдельных двигателей в процессе полета приводят к значительным смещениям центра масс ракеты относительно точки приложения равнодействующей силы двигательной установки.
С целью компенсации возникающих возмущений и уменьшения дополнительных нагрузок на конструкцию разработаны алгоритмы управления, обеспечивающие инвариантность к внешним возмущениям. Разработанные алгоритмы, проверенные на цифровых вычислительных машинах, аналого-цифровых комплексах, подтвердили свою эффективность при пусках ракеты-носителя "Энергия" N6СЛ.
При создании управляющих воздействий на ракете-носителе "Энергия" участвуют 40 исполнительных органов: 32 рулевых привода управляют двигателями РД-170 на блоках первой ступени и 8 рулевых приводов - маршевыми двигателями второй ступени. В случае отказа одного из двигателей первой или второй ступеней нарушается симметрия в схеме распределения сил при формировании управляющих воздействий по каналам тангажа, рыскания и крена. Это приводит к ухудшению условий управляемости и стабилизации ракеты-носителя.
В целях обеспечения достаточности управляющих усилий при заданных диапазонах отклонений управляющих органов или при условии возможного отказа одного из двигателей решена задача оптимального распределения ресурсов управляющих органов. Принятое решение проверено моделированием на цифровой вычислительной машине и аналого-цифровом комплексе.
Динамическая схема ракеты-носителя с полезным грузом описывается системой из более 500 дифференциальных уравнений. Коэффициенты уравнений системы с учетом различных эксплуатационных режимов состоят из нескольких десятков тысяч параметров. Все известные аналоги имели порядок системы уравнений не более 50 и только сотни переменных параметров.
Существующие технологии проектирования на базе отечественной вычислительной техники не могли обеспечить решение поставленной задачи.
Для успешного решения всего комплекса вопросов, связанных с созданием системы угловой стабилизации ракеты-носителя "Энергия", была разработана новая технология проектирования, в основе которой лежит расчленение единой системы уравнений на ряд подсистем со слабо выраженными функциональными связями, создание единого банка данных, объединение в единую сеть большого числа аналоговых и цифровых вычислительных средств и создание на их базе аналого-цифрового комплекса, разработка пакета примерных программ, создание цифрового моделирующего комплекса, создание комплекса нагрузочных стендов и станций гидропитания рулевых приводов.
Основная проблема при создании системы наведения ракеты-носителя "Энергия" связана с необходимостью учета в алгоритмах комплекса автономного управления влияния отказа любого из восьми двигателей на траекторию полета и определением программы управления в случае падения суммарной тяги двигательной установки на величину, достигающую 40 % номинального значения.
Аналогичная задача решается системой управления многоразовой космической системы "Спейс Шаттл" в случае отказа одного из трех маршевых двигателей, приводящего к снижению суммарной тяги двигательной установки на первой ступени всего лишь на 7 % номинального значения. Относительно небольшое снижение суммарной тяги на первой ступени многоразовой космической системы "Спейс Шаттл" позволяет использовать на атмосферном участке выведения методы управления, максимально приближенные к традиционным.
Значительное снижение уровня суммарной тяги двигательных установок на ракете-носителе "Энергия" в случае отказа двигателя потребовало разработки нового программно-адаптивного метода наведения на атмосферном участке. Этот метод позволяет формировать программу управления как для штатного полета, так и в случае отказа одного из восьми двигателей, и обеспечить выполнение ограничений по углу атаки и величине скоростного напора.
Для управления движением ракеты-носителя "Энергия" на внеатмосферном участке выведения в условиях возможных нештатных ситуаций, связанных с отказом одного из двигателей, возникла необходимость использовать методы наведения, обеспечивающие выполнение сложных пространственных маневров с целью выведения полезного груза с реально сложившейся тяговооруженностью ракеты-носителя. Задача усложнялась неопределенностью момента отказа двигателя и уровня тяги работающих двигателей. Применение существующих в настоящее время функциональных методов в этом случае практически не представляется возможным из-за необходимости потребных опорных траекторий при всем многообразии возможных отказов в двигательной установке.
Для управления ракетой-носителем "Энергия" на внеатмосферном участке выведения с выполнением заданных ограничений и краевых условий в штатном полете, а также при отказе одного из двигателей разработан итеративно-адаптивный метод управления, в основу которого положено использование оптимальных законов управления и решение краевой задачи. При этом совокупность краевых условий и ограничений определялась из условий, накладываемых средствами, обеспечивающими спасение экипажа и полезного груза, отделения параблоков, головного обтекателя и расчетной орбитой выведения.
При отказе одного из двигателей комплекс автономного управления принимает решение о дальнейшем полете с выбором: или продолжение полета с выведением на штатные краевые условия, или возвращение в район старта с посадкой орбитального корабля на посадочный комплекс (маневр возврата), или приведение полезного груза в район отчуждения (маневр приведения).
Наземная отработка алгоритмов наведения и программного обеспечения комплекса автономного управления, реализующих задачи управления в штатном полете и в нештатных ситуациях, была проведена на исследовательских и комплексных стендах. При этом наряду с традиционной технологией тестирования программы (использование контрольных примеров) была внедрена и широко использовалась технология отработки программного обеспечения системы управления в замкнутой схеме исследовательского стенда.
Отработка программного обеспечения системы управления в замкнутой схеме исследовательского стенда, так называемый "электронный пуск", проводилась на основе использования штатного модуля программного обеспечения системы управления, модели объекта управления, реализующего в том числе возмущенное движение, и сервисных программ автоматической интегральной оценки основных характеристик (выполнение заданных ограничений, точность попадания отдельных элементов ракеты-носителя в заданные районы отчуждения, точность выведения на орбиту, параметры системы стабилизации). На комплексном стенде проводилась отработка сопряжения программного обеспечения системы управления с реальной аппаратурой. Разработанные алгоритмы наведения обеспечили высокие показатели при пусках ракеты-носителя "Энергия" N6СЛ.
Научно-техническая проблема создания аппаратуры средств аварийной защиты двигателей состояла в необходимости разработки эффективной системы управления двигателями и их элементами, обладающей адаптивностью к изменениям состава контролируемых параметров аварийности и алгоритмам контроля, необходимым быстродействием, обеспечивающим предотвращение развития аварии, надежностью охвата всех параметров аварийного состояния двигателя и недопущения ложного отключения нормально работающих двигателей.
Проблема создания комплекса аппаратуры средств аварийной защиты двигателей решена путем разработки датчиковой и преобразующей аппаратуры, применения бортовой цифровой вычислительной машины и разработки комплекса алгоритмического и программного обеспечения, предусматривающего гибкую настройку состава контролиpyeмых параметров аварийности и порогов контроля посредством ввода массива формулярных данных двигателей в составе данных на пуск при предстартовой подготовке ракеты-носителя.
Проблемы, связанные с созданием системы электропитания блока второй ступени, обусловлены особенностями технических требований к этой системе, основными из которых являются:
- электропитание бортовой аппаратуры блока второй ступени при всех видах испытаний на всех рабочих местах и в полете;
- обеспечение необходимого качества электропитания (отсутствие всплесков, провалов, пульсации напряжений) для большого количества разнородных потребителей (цифровой вычислительный комплекс, электронная аппаратура, мощные потребители), питающихся от единого источника ограниченной мощности.
В результате анализа вариантов возможных технических решений была выбрана турбогенераторная система электроснабжения на основе четырех турбогенераторных источников постоянного тока (модулей), работающих параллельно на общую нагрузку.
Турбогенераторный источник должен был обеспечивать возможность работы на различных рабочих телах в широком диапазоне изменения температур, давлений и расходов, значительный ресурс работы, высокую удельную мощность (24 кВт при массе 330 кг).
Созданный турбогенераторный источник постоянного тока работал с приводом воздухом, азотом, водородом и гелием. С целью упрощения конструкции и снижения массы системы газовые тракты модулей для всех видов рабочих тел были совмещены, что позволило также исключить переключение при переходе с одного рабочего тела на другое. Радиально-кольцевая структура распределения электроэнергии от единой системы электроснабжения управлялась бортовой цифровой вычислительной машиной.
Для решения проблемы создания системы сбора, обработки и выдачи контрольной информации созданы аппаратные средства сбора и преобразования контрольной информации, формирования потоков цифровой информации, передаваемых в виде последовательных кодов параллельно в систему измерений и в информационно-распределительную систему.
Проведенные научно-исследовательские работы в рамках эскизного, технического проекта и на этапе выпуска рабочей документации позволили создать комплекс автономного управления ракеты-носителя на базе многомашинного вычислительного комплекса, обеспечивающего необходимое взаимодействие системы управления блока второй ступени, блоков первой ступени и наземной аппаратуры при проведении электрических проверок, решении задач предстартовой подготовки и задач управления в полете.
На базе всесторонней автоматизации процессов проектирования, использования совершенных методов проектирования, проведения теоретических и экспериментальных исследований было создано высоконадежное программное обеспечение бортового и наземного цифровых вычислительных комплексов. Были решены проблемы создания:
- системы угловой стабилизации и управления движением центра масс, обеспечивающей устойчивое движение ракеты-носителя "Энергия" со сложной динамической схемой;
- комплекса аппаратуры средств аварийной защиты двигателей, обеспечивающей выполнение программы стендовой отработки маршевого двигателя первой ступени и маршевого двигателя второй ступени, а также стендовых испытаний блоков первой и блока второй ступеней;
- системы электропитания блока второй ступени, обеспечивающей электропитание бортовой аппаратуры блока при всех видах испытаний;
- системы сбора, обработки и выдачи контрольной информации для контроля при проведении автономных и комплексных испытаний и подготовке к пуску;
- экспериментальной базы, включающей исследовательские стенды, аналого-цифровой комплекс, комплексные стенды и нагрузочные стенды рулевых приводов;
- технологии подготовки данных на пуск, позволяющей учитывать в алгоритмах комплекса автономного управления большое количество параметров ракеты-носителя, комплекса автономного управления, бортовых и наземных систем и агрегатов.
Управление комплексами "ракета-старт"
Автоматизированная система управления универсальным комплексом стенд-старт и стартовым комплексом должна была обеспечить с заданной надежностью реализацию не только заранее определенной задачи управления пуском, но и управление в условиях возникновения заблаговременно не предусмотренных ситуаций, а также уменьшение возможного ущерба при возникновении таких ситуаций.
Помимо сложности объекта управления и протекающих в нем процессов, объемности задачи управления и жесткости требований по надежности ее реализации, проблемный характер процесса создания комплекса управления определялся еще одним важным обстоятельством - являясь в значительной мере оригинальными, объект и комплекс управления разрабатывались параллельно. При этом задача управления могла быть сформирована только на завершающем этапе создания комплекса управления. С другой стороны, комплекс управления должен был обеспечить реализацию не одной штатной, а целого ряда различных задач управления в ходе экспериментальной отработки этого объекта.
Известная к настоящему времени технология разработки комплексов управления технологическими процессами не могла обеспечить в должной мере решения возникшей проблемы. В этих условиях было принято решение строить комплекс управления с несколькими уровнями. Каждая система нижнего уровня обеспечивает управление частью оборудования, которое является консервативным элементом, поскольку возможности его доработок после изготовления и номенклатура режимов его функционирования ограничены. В связи с этим содержание задачи управления таким оборудованием стало возможным формировать на ранних этапах его разработки. Средства его управления стали доступны традиционной технологии создания автоматизированной системы управления технологическими процессами.
Системы управления нижнего уровня - абоненты автоматизированной системы управления стартового комплекса и автоматизированной системы управления комплекса стенд-старта - были созданы на основе общепринятой технологии с достаточно широким использованием средств вычислительной техники как в процессе разработки, так и непосредственно в контуре управления. Система верхнего уровня осуществляет цельное и взаимоувязанное управление подготовкой и пуском, заданием последовательности режимов системам нижнего уровня и выдачей команд непосредственно на исполнительные органы ракеты. Общее число (по номенклатуре) выдаваемых этой системой команд около 3000, а общее число контролируемых сигналов - 5000. Система включает в контур управления шесть операторов-технологов высшего уровня и высшее звено управления - технического руководителя подготовкой и пуском ракеты-носителя. Именно эта система обеспечивает выполнение задачи подготовки и пуска ракеты-носителя либо минимизацию ущерба при неблагоприятно складывающихся обстоятельствах. Задачи управления, реализуемые этой системой, подвержены принципиальным изменениям от испытания к испытанию и окончательно формировались за месяц-два до работы. Корректировки ее заканчивались непосредственно перед пуском. Известные в мировой практике технологии создания автоматизированной системы управления при прочих равных условиях (одинаковая сложность задачи управления, одинаковая надежность, помехоустойчивость при реализации задачи) требуют на формулирование задачи до двух лет, а на обеспечение аппаратурой и программой реализации задачи - 3-4 года.
Возникшие при создании системы высшего уровня, проблемы потребовали найти оригинальный подход как в технологии разработки системы, так и в принципах ее построения. Поиск такого основывался на кардинальном пересмотре общепринятого прямого заимствования опыта использования универсальных вычислительных машин в вычислительных центрах для обеспечения организации их работы в контуре автоматизированной системы управления технологическими процессами.
Практически одновременно с появлением массовых универсальных вычислительных машин в пятидесятые годы сформировалась точка зрения о перспективности их использования в контуре систем управления в качестве основного информационно-логического ядра. Однако до появления реальных систем с универсальными вычислительными машинами прошло более десяти лет в связи с недостаточным уровнем технологии производства вычислительной техники, не обеспечивающим необходимые показатели надежности и стоимости универсальных вычислительных машин, отсутствием реальной технологии внедрения универсальных вычислительных машин в контур управления, низким уровнем теоретической проработки и отсутствием опыта.
До определенного этапа развития технологии производства были актуальны и поэтому достаточно интенсивно велись исследования, направленные на определение границы областей эффективного применения традиционных средств и универсальных вычислительных машин в контурах систем управления. При этом основным критерием выступали стоимость при равной надежности, либо надежность при равной стоимости. Аргументами, в которых решалась задача, обычно выступали показатели суммарной информативности системы по входам, показатели, в той или иной мере характеризующие структурную сложность алгоритма управления. С развитием технологии производства универсальных вычислительных машин отмеченная граница неуклонно сужала область целесообразного и эффективного применения традиционных средств. В то же время, присущие универсальным вычислительным машинам возможности стимулировали решение задач управления, которые было трудно реализуемы либо вообще недоступны традиционным средствам, но реализация которых была крайне эффективна.
Указанный процесс эволюционно развивался вплоть до середины шестидесятых годов, до появления интегральной технологии, которая совершила революционный поворот в вычислительной технике, завершившийся в настоящее время появлением микромашин. Функциональные и эксплуатационные возможности этих устройств (архитектура, производительность, объем памяти и надежность, стоимость, экономичность, габариты с сохранением универсальности), по крайней мере, с технических позиций ограничили область целесообразности применения традиционных средств до простых либо узкоспециальных задач управления. К настоящему времени исследования, направленные на определенные границы целесообразного применения универсальных вычислительных машин в контуре управления, в подавляющем большинстве случаев неизбежно носят схоластический характер.
Представившаяся область применения систем управления с позиций технологии их разработки характеризовалась громоздкостью задачи управления и сложностью организационной структуры, уникальностью создаваемого объекта и процесса управления, тяжестью последствий ошибочных технологических решений.
Отмеченные особенности однозначно определили необходимость применения универсальных вычислительных машин как в контуре управления, так и в самом процессе создания автоматизированной системы управления, наложили на процесс создания автоматизированной системы управления универсального комплекса стенд-старт, автоматизированной системы управления стартового комплекса чрезвычайно высокие требования по производительности и безошибочности. Фактически потребовалась технология создания систем управления, в которой окончательную формулировку задачи управления допустимо осуществлять на завершающих стадиях, то есть непосредственно перед использованием системы. Однако внедрение вычислительной техники традиционным способом не обеспечивало необходимого результата.
В условиях чрезвычайно интенсивного процесса развития технологии вычислительной техники наметилось очевидное отставание от требований дня - технологии ее использования вообще и технологии ее использования в контуре системы управления в частности. Стремление разработчиков систем управления преодолеть отставание на основе использования имеющегося опыта создания систем на традиционных средствах и опыта использования универсальных вычислительных машин при решении задач вычислительного характера не давали желаемого результата.
Расширение возможностей универсальных вычислительных машин в части объема памяти, быстродействия, надежности, удобства сопряжения с объектом и пользователем дали возможность ставить задачи все большей размерности и сложности, с повышенной ответственностью за результат. Наметилось явное противоречие между принципиальной возможностью решения все более усложняющихся задач, с одной стороны, и трудностью реализации их решения с необходимой надежностью существующими коллективами разработчиков - с другой.
Таким образом, сложились условия, в которых необходимо было переосмыслить опыт создания систем управления технологическим процессом. Именно сложность проблемы в целом и предопределила необходимость поиска новых подходов в ее решении с учетом особенности каждого класса систем, заставило с осторожностью относиться к накопленному опыту использования универсальных вычислительных машин при решении задач другого класса или к опыту создания систем аналогичного класса, но построенных на традиционных средствах.
Основная проблема создания автоматизированной системы управления технической позиции была связана с необходимостью повышения производительности и надежности процесса разработки. При этом производительность оценивалась суммарной трудоемкостью, продолжительностью создания системы, трудоемкостью работ, производимых силами головного заказывающего предприятия, трудоемкостью работ отдельных предприятий-соразработчиков. Под надежностью процесса разработки понимаются степени достоверности принимаемых в процессе разработки решений.
При принятом определении понятий производительности и надежности их оценки естественно взаимосвязаны. Причем оригинальный характер создаваемых автоматизированных систем управления технической позиции в значительной мере предопределяет ее свойство - чем выше надежность, тем выше производительность. Высокая относительная стоимость (трудозатраты доработок), которая является, в основном, следствием низкой надежности, позволяет полагать, что суммарные трудозатраты по созданию автоматизированной системы управления технической позиции тем выше, чем ниже производительность и надежность ее создания. При традиционном подходе непосредственно в обеспечение создания автоматизированной системы управления технической позиции с использованием универсальной вычислительной машины в контуре управления уже на начальном этапе разработки необходимо было:
- определить совокупность задач управления, которые должны быть реализованы автоматизированными системами управления технической позиции, место человека в контуре автоматизированной системы управления технического комплекса, реализовать его сопряжения с аппаратной частью системы;
- определить программное и информационное обеспечение решения непосредственно задач управления;
- разработать программное и информационное обеспечение решения непосредственно задач управления;
- разработать программное обеспечение организации обработки информации в универсальной вычислительной машине в процессе решения задач управления;
- добиться устойчивости к сбоям универсальной вычислительной машины и надежности системы в целом;
- определить структуру системы в целом и место вычислительных средств, сопряжение универсальной вычислительной машины с объектом управления, программное и аппаратное обеспечение разработки и планирования программ в процессе их создания.
Считалось, что внедрение универсальной вычислительной машины в контур автоматизированной системы управления технической позиции породит, в основном, только трудности программного характера. Реально это далеко не так. Способ решения каждого класса задач кардинально зависит от способов решения остальных. Поэтому необходимо было не развитие частных методов решения каждого класса задач, а создание единой производительной и надежной технологии построения автоматизированной системы управления.
В результате проведенных исследований и конструкторских проработок было выявлено, что такая технология для определенного класса задач управления может быть создана. Прежде всего было установлено, что возможные задачи управления технологическими процессами обладают рядом специфических свойств и за некоторым исключением могут быть классифицированы на небольшое число представительных классов. Для каждого из этих классов может быть предложен единый способ представления любой конкретной задачи в виде модели - закона управления, в котором есть информация только о задаче управления, но не о способе ее реализации. Поскольку правила функционирования всех моделей класса едины, то имеется возможность создать универсальный для каждого класса автомат, который, будучи укомплектован каким-то пригодным для него физическим воплощением закона управления, на основании текущего состояния датчиков объекта управления и смежных систем обеспечит выдачу необходимых команд.
При разработке систем управления верхнего уровня автоматизированной системы управления стартовым комплексом и автоматизированной системы управления универсальным комплексом стенд-старт был выявлен представительный класс задач управления, разработаны правила создания конкретных задач управления - законов управления. С использованием универсальных вычислительных машин удалось достаточно просто обеспечить автоматическое производство носителей законов управления. На основании универсальной вычислительной машины с использованием современных традиционных методов был создан необходимый универсальный автомат.
Разработанная технология представления задач управления базировалась на предложенном новом подходе в определении теории стратификации (иерархии описаний), структуры и номенклатуры разработчиков задачи управления, участвующих в управлении технологическим процессом операторов, решаемых ими задач и полномочий, распределения обязанностей между разработчиками задачи управления и разработчиками средств ее реализации.
Управление подготовкой "Энергии"
Наземные стартовые комплексы ракеты-носителя "Энергия" представляют собой ряд сооружений, рассредоточенных на большой площади, что обусловлено требованиями их взаимной безопасности на случай возможных нештатных ситуаций как внутри самих сооружений, так и вне их, при аварии ракеты на старте.
В состав стартового комплекса входят три стартовых сооружения: два штатных старта, построенных на базе ранее используемых стартовых конструкций для пусков ракеты-носителя Н-1, и вновь построенный стенд-старт.
Хранилища компонентов топлива - жидких водорода и кислорода - представляют собой шаровые емкости с экранно-вакуумной изоляцией. Учитывая особую их взрывоопасность, емкости вынесли на значительное расстояние от стартового устройства, где стоит ракета. Менее же опасные компоненты и сжатые газы расположены относительно близко к пусковому устройству. Обслуживание ведется с мобильной башни, которая "накатывается" на ракету-носитель, а ее специальные площадки обеспечивают доступ практически к любому узлу, в том числе и к полезной нагрузке. Перед началом процесса заправки ракеты-носителя эту башню отводят на безопасное расстояние.
Все пневмо-гидравлические и электрические связи наземного оборудования с ракетой-носителем осуществляются через ее торец и боковую поверхность посредством заправочно-дренажной мачты, имеющей подвижные площадки, по которым проложены коммуникации для заправки, дренажа, а также электрические кабели связи "Земля-борт". Мачта - это башня силовой ферменной конструкции высотой с двадцатиэтажный дом. В соответствии с технологическим графиком эти площадки поочередно отводятся, а последняя, где расположена магистраль дренажа водорода, - после запуска двигателей и начала движения ракеты. Ее масса более 20 т, а требуемое время на отвод - несколько секунд.
Пусковое устройство, на котором стоит ракета-носитель и с которого она стартует, представляет собой железобетонную конструкцию с расположенными в ней механизмами удержания ракеты-носителя и устройствами подвода к ней пневмо-гадравлических и электросвязей. Под ним находится заглубленный лоток для отвода газа двигательных установок при запуске ракеты-носителя. На время подготовительных работ на старте часть газоотводного канала закрывается специальным выдвижным полом, обеспечивающим безопасность обслуживающего персонала и доступ к торцу ракеты-носителя. На универсальном стенде-старте лоток односкатный, на стартовом комплексе - три газоотхода.
За несколько секунд до запуска двигателей по трубопроводам через проемы в пусковой установке подаются потоки воды в зону факела работающих двигателей, чтобы уменьшить акустические нагрузки на ракету. Подача воды на стенде-старте осуществляется непрерывно в процессе запуска и начала полета ракеты из общей емкости с запасом воды 5 тыс. м3. На штатном старте установлены две емкости с тысячью кубометров воды, которая в момент запуска вытесняется аккумулятором давления в зону факела в несколько каскадов работы.
Автоматическая система подготовки к пуску координирует работу всех наземных и бортовых систем. Несколько сот датчиков бортовой системы централизованного контроля параметров сверяют температуру и давление в различных точках конструкции ракеты, в отсеках и баках и через наземную аппаратуру поддерживают эти параметры в заданных пределах.
До начала заправки ракеты компонентами жидкого топлива включается в работу система пожаро-взрывопредупреждения. Она, несмотря на многочисленные конструктивные решения, позволяющие исключить возможность утечки компонентов топлива, призвана срабатывать в так называемых нештатных ситуациях и обеспечить безопасность от возможного образования в отсеках носителя взрывоопасных смесей. В составе системы имеется несколько десятков высокочувствительных и точных газоанализаторов паров водорода, кислорода, керосина и пожарных извещателей, реагирующих на пламя водорода. Получаемая от них информация обрабатывается и анализируется специализированным цифровым вычислительным комплексом. А появление пожаро-взрывоопасной ситуации подавляется бортовой и наземной аппаратурой системы пожаропредупреждения, которая подает в необходимые отсеки газообразный азот, а при необходимости - и высокоэффективное гасящее вещество.
Перед заправкой баков ракеты топливом начинает работу система контроля заправки. Специфические особенности компонентов топлива, такие, как, например, сверхнизкие температуры, малый удельный вес, а также высокие требования по точности измерений (они должны выполняться с погрешностью всего в 10 мм при высоте баков до 30 м), потребовали создания для "Энергии" уникальной по своим техническим характеристикам и возможностям системы контроля. Для этого в каждом из баков установлены емкостные дискретные и непрерывные датчики, позволяющие измерять уровень топлива по всей высоте бака. Их показания через наземную аппаратуру поступают в автоматическую систему подготовки пуска ракеты и используются затем для управления процессом заправки, в том числе и синхронизации заполнения. Все это позволяет избежать нерасчетной нагрузки на конструкцию ракеты.
После окончания заправки упомянутые системы совместно с наземными обеспечивают вплоть до старта регулирование среднебаковой температуры с точностью до одного градуса и уровня переохлажденных компонентов топлива. Нужно сказать, что в процессе всех предпусковых операций параметры ракеты и наземных систем регулируются и при необходимости отображаются на пультах операторов.
С завершением заправки ракеты топливом в действие вступают бортовой и наземный комплексы автономного управления. Такой комплекс способен обеспечить полностью автоматический режим предпусковые проверок всей бортовой аппаратуры ракеты, выполнить предпусковые операции, осуществить запуск двигателей и управление системами и ракетой при автономном полете. Перед пуском ракеты в память вычислительной машины бортовой системы управления вносятся оперативные данные полетного задания, которые уточняют ранее размещенный массив информации на пуск. Например, фактическую температуру топлива, последние данные по метеоусловиям. После этого начинается непрерывный автоматический режим работы ракеты. По заданной циклограмме включаются различные системы, контролируется выполнение команд комплекса автономного управления.
При обнаружении неисправности (контролируются несколько сот операций) в систему подготовки пуска выдается команда автоматического прекращения подготовки. Выполнение дальнейших операций отменяется и комплекс автономного управления приходит в исходное состояние. Однако в зависимости от момента выдачи команды прекращения подготовки возможно принятие решения и о повторении предпусковых операций, но уже со сдвигом момента пуска по времени. Если же команда сформирована после так называемых "необратимых" операций (отстрела от ракеты наземных электро-пневмокоммуникаций, выдачи команды на запуск двигателей, и других), то уже необходимы восстановительные работы. А чтобы обеспечить безопасность их проведения, приходится выполнять и слив топлива из баков.
В процессе предпусковых операций на борту ракеты включаются бортовые источники электропитания. Вместе с ними свой контроль начинает система аварийной защиты двигателей. С помощью специальной оптико-электронной системы прицеливания приводятся в стартовое положение гироскопы. Перед запуском двигателей второй ступени включается система дожига выбросов не прореагировавшего водорода. Система пожаро-взрывопредупреждения продолжает контроль состояния газовой среды в отсеках пусковой установки и возможного возгорания паров водорода после пуска ракеты, и если возникнет необходимость, способна подать в соответствующий отсек газообразный азот.
За безопасностью работы двигателей первой и второй ступеней следит система аварийной защиты. В ее составе - датчики температуры, давления, оборотов турбонасосного агрегата и других критичных параметров двигателей, а также усилительно-преобразующая аппаратура и цифровой вычислительный комплекс, обрабатывающий информацию от датчиков всех восьми двигателей. При отклонении параметров какого-либо двигателя за установленные пределы выдается команда на выключение аварийного двигателя и тем самым исключается возможность его разрушения.
В отличие от традиционных схем бортовых систем автономного управления в полете система управляет еще и всем бортовым комплексом. Она распределяет между всеми потребителями электроэнергию, получаемую на первой ступени от батарей, а на второй - от турбогенераторного источника тока, руководит расходованием топлива и регулирует работу всех двигателей, управляет автоматикой отделения ступеней ракеты и полезного груза, включает и переключает режимы и выключает все смежные системы.
Высокая степень автоматизации, применение самых современных математических методов формализации технологических процессов подготовки и пуска - основные особенности наземного комплекса ракеты-носителя "Энергия".
Система автоматизированного управления стартовым комплексом построена по иерархическому принципу и имеет три уровня с общим объемом выдаваемых команд и принимаемых сигналов более ста тысяч. Первый уровень связан непосредственно с ракетой и выступает в роли ⌠дирижера■ по отношению к системам второго, а в некоторых случаях и третьего уровня. Ни один процесс в системах нижнего уровня не может начинаться без команды или разрешения высшего уровня, и только он может выдавать команды на исполнительные органы ракеты до момента запуска двигателей.
Отказ от традиционного программирования и переход к декларативному представлению знаний о технологическом процессе подготовки пуска позволил исключить программиста как посредника между управляющей вычислительной машиной и постановщиком задачи - инженером-технологом. Информация в виде графомодели вводится в электронно-вычислительную машину непосредственно.
Поскольку правила функционирования всех моделей едины, то, используя управляющие вычислительные машины, удалось создать универсальный автомат, который по показаниям текущего состояния датчиков, исполнительных органов ракеты-носителя и команд систем второго уровня обеспечивает автоматизированное управление подготовки ракеты-носителя к пуску.
Реализация этого подхода резко увеличила надежность управления и обеспечила возможность оперативного внесения изменений в него. Производительность этапов нового процесса по сравнению с традиционными, принятыми для вычислительных машин, повысилась в 10-100 раз.
Закон управления предстартовой подготовкой учитывает и многие нештатные ситуации, причем он не только их регистрирует, но и подсказывает как выйти из них. По крайней мере более пятисот нештатных ситуаций превратились в штатно заложенные в программу их парирования.
Операторы верхнего уровня управления находятся за пультами с тремя цветными дисплеями и выдают, если были задержки по отдельным операциям в системах второго и третьего уровней, не более 3-5 команд для перехода к очередному процессу. Все остальное время они контролируют ход технологического процесса по информации на дисплеях.
В технологическом графике предстартовой подготовки предусматривается определенное резервное время на устранение возможных неисправностей. Такое резервное время было заложено и в график пуска "Энергии". Случилось так, что его были вынуждены использовать в мае 1987 г.
В процессе захолаживания бака газообразным водородом один из исполнительных органов "завис" в промежуточном состоянии и перестал реагировать на команды управления. В этот момент и понадобилась заложенная в автоматизированную систему управления гибкость. Не прерывая всех остальных процессов по девяти оставшимся бакам и других параллельных операций, выделили участок технологического процесса, связанный с "зависшим" исполнительным органом. По специальной программе, составленной техническим руководством, провели диагностический тест по определению истинного состояния этого исполнительного органа, а затем определенными командами он был переведен в нужное положение. Во время подачи в бак жидкого водорода - еще несколько дополнительных команд, и он четко на них отреагировал. Так же четко работал и далее.
Следующей важной проблемой, которую надо было решить, особенно для первых пусков, явилось получение в реальном масштабе времени информации о параметрах пневмогидравлической и других схем ракеты. Для этого использовались три системы второго уровня. Первая основана на принципе дистанционного измерения, что позволило технологам-разработчикам непрерывно следить за ходом изменения параметров в процессе подготовки с документированием наиболее важных участков. В двух других системах заложен принцип телеизмерений с документированием процесса подготовки и последующей обработкой информации в реальном масштабе времени для вывода ее на дисплеи.
Особый класс составляют системы управления, измерения и контроля хранилища компонентов топлива и газов. Они обеспечивают их хранение, а в процессе заправки управляют подачей на вход ракеты-носителя. От автоматизированной системы управления стартовым комплексом они отличаются тем, что функции управления и контроля в них объединены в одной системе на базе специально разработанного микропроцессора. Алгоритм их работы программируется традиционными для вычислительных машин методами, а затем эти программы заносятся в постоянные запоминающие устройства непосредственно на космодроме, что создает основу для оперативного внесения необходимых изменений, возникающих в процессе предстартовой подготовки.
Большую помощь в информационном обеспечении руководителей подготовки пуска оказала система технологического телевидения. Она обеспечивает дистанционный визуальный осмотр практически любого внешнего узла ракеты и элементов наземного оборудования.
Такая же система осуществляла визуальный контроль за отводом наземного оборудования от ракеты непосредственно перед пуском и в момент его, а также контролировала запуск двигательных установок и начальный участок полета "Энергии" и "Бурана".
Некоторые особенности расчета на прочность ракеты-носителя
Ракета-носитель "Энергия" - конструкция пакетной схемы. Связь между блоками осуществляется в двух поясах. Верхний пояс связей, выполненный в виде сферических шарниров, воспринимает три линейных силовых фактора. В нижнем поясе связей боковые блоки попарно связаны между собой и каждая пара блоков крепится к центральному блоку - здесь воспринимаются лишь силы, действующие в плоскости пояса связей, обеспечивая свободные перемещения блоков в направлении его продольной оси. При этом схема крепления боковых блоков в параблоки, а затем параблоков к центральному блоку обеспечивает статическую определимость нижнего пояса связей.
Принятая схема силовых связей обеспечивает и статическую определимость в целом, в смысле определения усилий взаимодействия блоков в узлах связей ракеты в полете. Это приводит к тому, что в полете, в случаях воздействия на ракету неравномерного поля температур, могут появляться лишь локальные участки, на которых возникают температурные напряжения. В целом же, внешних дополнительных температурных нагрузок на блоки либо усилий в межблочных связях не возникает.
При наземной эксплуатации осуществляется жесткое закрепление всех четырех блоков к наземному блоку Я. Крепление каждого из блоков производится восемью шпильками и восемью замками, обеспечивающими восприятие перерезывающих и продольных усилий и изгибающих моментов.
Таким образом, по этому стыку осуществляется практически полная заделка, что накладывает на ракету дополнительные связи и делает ее статически неопределимой. Во всех случаях эксплуатации ракеты совместно с наземным блоком Я воздействие температурных полей приводит к появлению дополнительных температурных нагрузок, основные причины возникновения которых рассмотрены ниже.
В условиях "Байконура" ракета собирается в пакет при температуре окружающей среды +20 ╟С. По окончании сборки она попадает в условия, когда температура может составлять от +50 до +40 ╟С. При этом на общее равномерное изменение температуры конструкции ракеты накладывается влияние ряда факторов, вызывающих существенную неравномерность в распределении температурных полей.
К ним относятся следующие: охлаждение или нагрев отдельных элементов при заправке или термостатировании, неравномерность заправки компонентами боковых блоков, воздействие Солнца и ветра. Многообразие этих факторов приводит к различным схемам возникновения температурных нагрузок в межблочных связях и блоках. Так, например, при равномерном изменении температуры конструкции, включая и блок Я, за счет различных коэффициентов линейного расширения возникает разница температурных перемещений центров боковых блоков в двух сечениях, в сечении нижнего пояса связи и в сечении по стыку с блоком Я. При этом хвостовая часть боковых блоков испытывает изгиб и сдвиг, вызванные относительным смещением указанных сечений.
Рассогласование уровней заправки боковых блоков или воздействие Солнца приводит к разнице осевых температурных перемещений вершин боковых блоков. Это вызывает поворот сечения верхнего пояса связи и, как следствие, изгиб центрального блока и всего пакета.
Величины температурных нагрузок существенным образом зависят от жесткостных характеристик элементов поясов связей блоков. Оценки, проведенные для ряда простейших случаев с учетом упрощенного представления жесткостных характеристик поясов связей, показали, что величины дополнительных температурных нагрузок в опорных отсеках боковых блоков могут достигать 30-40 % от максимальных нагрузок на эти отсеки.
Таким образом, при создании "Энергии" возникла необходимость решения новой задачи - определения нагрузок в межблочных связях и напряженно-деформированного состояния конструкции при наземной эксплуатации от действия температурных факторов. Ее решение потребовало разработки новой методики расчета жесткостных характеристик поясов связей и оценки температурных усилий, а также новой методики экспериментального подтверждения полученных расчетных величин.
Сложная схема и практически произвольное распределение температур по конструкции ракеты "Энергия" приводят к невозможности использования аналитических методов при решении задачи определения напряженно-деформированного состояния конструкции. Применение численных методов при решении указанной задачи с использованием оболочечной расчетной модели также не дает возможности получения решения с приемлемыми для проведения анализа затратами. Решение подобной задачи, даже с использованием суперэлементного подхода, представляется весьма сложной проблемой. Тем более сложным является использование такой модели для многочисленных расчетов с целью анализа влияния различных конструктивных элементов.
В то же время задачи определения нагрузок для ракеты-носителя многоблочного типа решаются, как правило, в балочной постановке с использованием метода начальных параметров и метода конечных элементов.
Получаемые при этом результаты хорошо согласуются с экспериментальными данными. Учитывая, что отдельные блоки ракеты-носителя ракетной схемы "Энергии" представляют собой оболочечные конструкции большого удлинения, практически аналогичные многоблочным ракетам-носителям, существует возможность решения задач, связанных с расчетом всего пакета на основе балочных представлений. Именно поэтому балочный подход нашел применение при разработке динамических схем.
В основу экспериментального исследования температурного нагружения положено то, что конкретные температурные режимы конструкции могут быть представлены как комбинации "единичных" расчетных случаев, а температурные нагрузки, соответствующие данному температурному режиму, могут быть получены суммированием температурных нагрузок от единичных случаев. На основе подобного подхода разработана методика оперативной оценки температурных нагрузок, в соответствии с которой была реализована специальная система измерений на стендовом варианте ракеты - 5С.
Длительный срок эксплуатации этой ракеты обеспечил возможность проведения многократных замеров, а большая программа работ - возможность получения значительных перепадов температур.
При создании системы измерений были проведены специальные мероприятия для повышения точности и стабильности результатов на всем периоде эксплуатации. Полученные результаты подтвердили правильность решений и подходов, принятых при расчетах температурных нагрузок, и создания системы измерений.
Введение данной системы измерений в сочетании с разработанной методикой оперативной оценки температурных нагрузок позволило обеспечить контроль за уровнем нагружения межблочных связей и опорных отсеков боковых блоков на наиболее опасных (с точки зрения температурного нагружения) этапах наземной эксплуатации.
И опять же надежность двигателей
По результатам анализа статистических данных аварийных пусков ракет с жидкостными двигателями установлено, что число отказов, приходящихся на двигательные установки, доходит до 41 % от общего количества аварий. Это естественно, понимая, что двигательная установка в ракетном техническом комплексе - это мощная энергетическая система, функционирование которой связано с реализацией сложных физических процессов. Это мощный огневой поток и высоконагруженные гидромеханические агрегаты.
Стремление достичь высокого уровня надежности двигателей диктуется необходимостью обеспечения должной степени безопасности системы в пилотируемом варианте и достижения минимального ущерба, связанного с потерями при возможных аварийных исходах пусков в беспилотном варианте.
Размер ущерба для таких систем, как ракета-носитель "Энергия", может быть ощутимо велик из-за большой стоимости ракеты и, в том числе, большой стоимости двигателей.
Особенностью двигательных установок тяжелых ракет-носителей из-за большой суммарной тяги маршевых двигателей, измеряемой несколькими тысячами тонн, является их многоблочность. Существует некоторое оптимальное количество двигателей в связке, которое определяется, с одной стороны, возможностью современной технологии создания высоконадежного двигателя большой размерности, а с другой - понижением надежности связки двигателей малой размерности с ростом их числа в составе пакета.
Известно, что применение в технической системе элементов более одного ведет к снижению общей надежности. Применяемые в ракетных системах связки однородных двигателей или их любые композиции, естественно, имеют надежность тем выше, чем меньше двигателей в связке, чем выше надежность единичного двигателя, чем больше степень резервирования и дублирования. Поэтому первоочередной задачей при создании носителей с многодвигательными установками является обеспечение высокой надежности. В настоящее время применительно к техническим проблемам эта задача решается, в частности, за счет широкого использования методов системного и регрессивного анализа, а также методов вероятностной механики разрушения машин на всех этапах создания подобных систем, то есть на этапах проектирования, конструкторской отработки, серийного производства и эксплуатации.
Процесс доведения двигателей РД-170 и РД-0120 на этапе проектирования, экспериментальной отработки до соответствующего уровня и его последовательного достижения организовывался по каждому двигателю соответствующими комплексными планами обеспечения надежности. При этом разработчики ракеты-носителя и двигателя исходили из поиска оптимального соотношения роста надежности и затрат на разработку и доводку.
Если при ориентации на достижение должного уровня надежности двигателя исходить из условия затрат средств на его создание, то подобный подход можно представить некоторым соотношением, выражающим зависимость - чем выше надежность двигателя, тем меньше ожидаемые потери из-за отказов двигателей в полете при эксплуатации ракетного комплекса. Однако увеличение надежности двигателя достигается за счет увеличения объема и времени его отработки, а следовательно, за счет увеличения стоимости этой отработки. Естественно, зависимость суммарных затрат имеет минимум и оптимальное значение надежности двигателя, определяемое из соотношения экономических ограничений и величины ожидаемых потерь при низкой надежности.
Для больших ракетных комплексов, из-за их высокой стоимости, это оптимальное значение получается таким, что для его достижения требуются нереальные затраты средств и времени отработки. Поэтому в техническом задании на двигатель принимается значение надежности двигателя с учетом реально допустимых финансовых и временных затрат на его достижение. При этом учитывается, что даже незначительное снижение надежности двигателя позволяет очень существенно сократить материальные затраты на его доводочные испытания.
Анализ затрат на создание такого сложного комплекса показал, что надежность и безопасность системы связаны экспоненциальной зависимостью с затратами, прогрессирующими в области высоких значений надежности. Пути обеспечения надежности были показаны выше и сводятся к введению в систему избыточности и резервирования, введению функциональных систем, снижающих возможный ущерб. Основу же составляет обеспечение высокого качества технологии всей цепочки элементов как базы надежности.
Минимум общей стоимости достигается не при максимальных значениях надежности системы, а при некотором уровне в районе значений надежности 0,995.
Следует обратить внимание, что довлеющее интуитивное стремление повышения надежности, особенно для пилотируемых комплексов, неизбежно. В этой связи разработчики попадают в область резкого повышения затрат даже при малой величине приращения надежности. Этим объясняется отличие этого интегрированного комплекса, объединяющего транспортную и пилотируемую системы, от комплексов раздельного типа. С этим связана высокая стоимость разработки наряду со сложностью системы. В то же время надежность ракет одноразового использования, например "Циклона", "Союза", "Протона", находится на достаточно высоком уровне и стоимость их разработки, в том числе и различных модификаций, ощутимо ниже. В результате сравнения этих затрат возникают неоднозначности суждений о преимуществе современных ракет-носителей новой разработки. Существует тенденция сохранения старых ракетных комплексов с проведением некоторой модернизации и усовершенствования.
Однако не следует сбрасывать со счетов, что все ракеты-носители ранних разработок, то есть шестидесятых годов, проектировались на базе боевых ракетных систем. Боевые баллистические ракеты создавались с расчетом на обеспечение определенных характеристик, связанных с концепцией дуэльной ситуации. В этой связи на принципы проектирования накладывалась своя специфика. Надежность, стоимость, эффективность выступали в своем упрощенном виде.
В настоящее время следует четко представлять, что мы находимся в новой эпохе разработок, где действует более основательный принцип создания систем, обеспечивающих транспортный поток Земля-космос-Земля. Критерии надежности, стоимости и эффективности теперь представляются в совокупности обеспечения безопасности полетов в новом, совершенном виде. За это приходится платить.
Поэтому, кроме прямых методов должной отработки двигателей и повышения качества изготовления, достигается необходимый уровень надежности при использовании средств и методов диагностики.
Системы наземной диагностики двигателей обеспечивают оценку их технического состояния, выбраковку или ремонт потенциально ненадежных экземпляров. Эффективность работы системы можно было бы проиллюстрировать следующим примером. При эксплуатации ракеты-носителя с восемью двигателями, имеющими вероятность безотказной работы 0,95, произошло бы 40 отказов, использование наземной технической диагностики с коэффициентом охвата возможных аварийных ситуаций порядка 0,9 позволяет выявить 9 дефектных двигателей из 10, что эквивалентно повышению надежности единичного двигателя на порядок.
Поэтому, если бы можно было разработать систему диагностики с эффективностью 0,99, то создание многодвигательных ракет-носителей стало бы вполне экономически выгодным даже при надежности единичных двигателей 0,995. Однако, как показывает опыт разработки подобных систем для воздушно-реактивных двигателей, конструкторы вынуждены ориентироваться на значения уровня эффективности подобных систем меньшие, чем 0,9.
Структура, состав, методы, применяемые в системе диагностики, для каждого двигателя по своей функции едины и различаются из-за специфики каждой конструкции.
Эти системы достаточно подробно показаны в разделах по двигателям РД-170 и РД-0120.
Особое значение в обеспечении достаточного уровня надежности связки двигателей имеет система включения резерва. В сущности на начало разработки ракеты "Энергия" достаточного опыта у создателей двигателей не было. Эта система с начала разработки получила наименование системы аварийной защиты.
Система аварийной защиты - это совокупность мероприятий, предусматриваемых в конструкции двигателя, и средств контроля, обеспечивающих живучесть двигателя, предупреждающих аварийно опасное развитие отказов двигателя. Под живучестью двигателя понимается его невосприимчивость к неисправностям и отказам отдельных элементов и агрегатов, либо изменение режима или отказ двигателя без аварийно-опасных последствий для смежных систем ракеты.
Выбран показатель, характеризующий живучесть двигателя с учетом системы аварийной защиты, - вероятность безотказной работы жидкостного ракетного двигателя. Разработана методика оценки этого показателя.
Надежность системы аварийной защиты должна быть не ниже надежности двигателя. При этом следует иметь в виду, что понятие достоверности обнаружения развивающихся отказов или, другими словами, ложного срабатывания системы входит в оценку качества системы под понятием "надежность системы".
Анализ отказов жидкостных ракетных двигателей показывает, что часть из них (до 50 % вызываемая скрытыми дефектами изготовления, усталостью, ползучестью и охрупчиванием материала, не обнаруживается существующими методами контроля на стадии их скрытого развития, а завершающая стадия подобного отказа, от момента, когда он появляется, и до разрушения двигателя, длится всего десятые и даже сотые доли секунды. Это обстоятельство не позволяет с помощью средств наземной диагностики надежно прогнозировать развитие подобных видов отказов и выбраковывать перед полетом потенциально опасные двигатели. Очевидно, что подобная задача может быть решена лишь с помощью систем контроля двигателей, работающих в реальном масштабе времени, - бортовых систем. Поэтому целесообразно использовать обе системы: систему для диагностики технического состояния двигателей и выбраковки потенциально ненадежных экземпляров по результатам анализа данных, полученных как при работе, так и при всех видах межполетных испытаний, и бортовую систему аварийной защиты для своевременного выключения двигателей, скрытые дефекты которых не были выявлены системой наземной диагностики. В этом случае даже при умеренной эффективности обеих систем (порядка 0,9) вероятность отказов двигателей при полетах может быть снижена на два порядка.
При разработке и использовании этих систем необходимо учитывать, что они не взаимозаменяемы и предъявляют различные требования к особенностям конструкции ракет-носителей. Наземная диагностика не предъявляет каких-либо специфических требований к конструкции носителей и обеспечивает существенное увеличение надежности двигательных установок без заметных потерь полезной нагрузки. Но, с другой стороны, наземная диагностика не гарантирует выявления почти половины возможных скрытых дефектов изготовления двигателей.
Бортовая система аварийной защиты, работающая в реальном масштабе времени, теоретически может парировать любые виды отказов двигателей, обеспечивая их своевременное выключение, без взрывов и внешних разрушений. В этом случае, при постоянно включенных резервные двигателях носителя, вероятность отказа двигательной установки-связки может (при заданной надежности единичных двигателей и прочих равных условиях) уменьшиться на один-два порядка, в зависимости от числа резервных двигателей.
В целях выполнения требований по обеспечению высокой надежности функционирования ракеты-носителя (до 0,99) и безопасности (до 0,995) при выведении орбитального корабля в составе ракеты-носителя предусмотрено горячее резервирование маршевых двигателей первой и второй ступеней. Существует область параметров, в которой надежность связки двигателей не ниже надежности единичного двигателя при наличии оптимального уровня резервирования и достаточно надежной системы включения резерва. Влияние степени резервирования имеет характер насыщения, которое после определенного значения практически не дает существенного увеличения. Степень резервирования, а следовательно, определенная избыточность по тяге, имеет конструктивно-компоновочные ограничения в реальной схеме ракеты. Не представляет больших конструктивных сложностей организация компоновки с резервированием в моноблочных схемах ракет-носителей, и достаточно многодельная компоновка получается в пакетной структуре. Дело в том, что пакетная структура требует обеспечения возможности перелива компонентов из блока в блок при возникновении ситуации с выключением аварийного или предаварийного двигателя и расходом оставшегося компонента в форсированном режиме через остальные двигатели.
При разработке конструктивная схема с закольцовкой баков первой ступени всех четырех блоков на ракете "Энергия" по результатам исследований не была принята из-за ряда проблем, связанных с динамикой системы в целом, большой подвижностью элементов конструкции, чрезмерной усложненностью пневмогидравлической схемы питания компонентами и, как следствие, падением надежности системы.
Использование резервных двигателей возможно только при условии своевременного выключения аварийных двигателей до внешнего разрушения.
Проблема своевременного определения аварийной ситуации состоит в том, что параметры рабочих процессов, как правило, не выходят за пределы, предусмотренные проектом на двигатель, а в некоторых случаях двигатель не реагирует на дефект вплоть до его физического отказа. Ситуация еще более осложнена дефицитом времени в связи с быстрым развитием аварийных процессов. Вот почему должна быть обеспечена высокая надежность работы системы, предупреждающей о возникновении аварийного процесса. Вероятность невыдачи ложного сигнала этой системы должна быть не ниже 0,9995 при доверительной вероятности 0,9.
Результаты статистического анализа показали, что при работающем двигателе все отказы разделяются на три группы по времени развития неисправности от момента, когда по параметрам рабочих процессов элементов двигателя можно определить наличие неисправности, до момента разрушения двигателя или других последствий, выводящих двигательную установку из работоспособного состояния.
К первой группе относятся отказы, для которых время развития неисправности, определяемое по параметрам рабочих процессов, меньше времени, необходимого для осуществления каких-либо защитных операций. Минимальное время проведения защитных операций оценивалось суммой времени на срабатывание аппаратуры и закрытие клапанов. К первой группе в основном относятся отказы турбонасосного агрегата ракетного двигателя. Доля этих отказов составляет порядка тридцати %. Алгоритмы, основанные на анализе рабочих процессов, непригодны для контроля таких отказов, так как они обнаруживаются в последней стадии своего развития. При этом происходит взрыв или быстрое горение элементов конструкции. Характерное время развития отказа после возгорания даже меньше, чем время закрытия пироклапанов. Поэтому для предотвращения аварийных последствий отказов такого типа оказалось необходимым создание алгоритмов, основанных на использовании информации о состоянии конструктивных элементов.
Ко второй группе относятся отказы, время развития которых, определяемое по параметрам рабочих процессов в элементах двигательной установки, составляет 0,04-0,05 с. К этой группе относятся, в основном, отказы, приводящие к срыву насоса окислителя двигателя, вызываемые наличием газовых включений на входе в насос. Отказы второй группы могут быть локализованы по алгоритмам, использующим информацию о параметрах рабочих процессов - давления, температуры. Однако и в этом случае требуется минимальное время для срабатывания следящей аппаратуры и закрытия клапанов.
К третьей группе относятся отказы, характерные времена которых составляют несколько десятков долей с и более. Эти отказы успешно локализуются при помощи алгоритмов, использующих информацию о параметрах рабочего процесса. Характерными отказами этой группы являются негерметичность полостей компонентов топлива и газа, которые могут привести к потере компонентов рабочих тел и к полному отказу.
Степень охвата аварийных ситуаций измеряется коэффициентом охвата, значение которого коррелированно с уровнем надежности системы защиты. В самом деле, чем больше регистрирующих каналов и регистрирующих элементов, тем сложнее алгоритмы ее функционирования, тем она эффективнее, имея в виду значение коэффициента охвата, но тем менее она надежна из-за сложной структуры, и наоборот.
Установить количественную связь между параметрами надежности и коэффициентом охвата аварийных ситуаций системы возможно только при должном накоплении статистических данных.
Система аварийной защиты, обладая свойствами предупреждения отказов и возникновения аварийной ситуации с широким диапазоном их охвата и высокой достоверностью, может решать более сложную задачу в полете, такую, как перевод подозреваемого двигателя на щадящий режим, а не только его выключение.
Такая система интересна тем, что в условиях жестких ограничений по тяговооруженности носителя, а также отсутствия перелива компонентов топлива в пакетной схеме, дает возможность расширить диапазон выходов из аварийных ситуаций. Перевод на щадящий режим возможен при определенных, предусмотренных в проекте, решениях даже на ракетах с однодвигательной маршевой установкой. Применима она также к пакетным схемам ракет с автономными блоками с некоторыми условиями, связанными с возможностью перевода "заболевших" двигателей на щадящий режим или исправных - на форсированный. Потеря тяги за счет дефектного двигателя в моноблочной структуре компенсируется форсированием других двигателей в пределах запасов по тяговооруженности. В пакетной схеме без перелива компонентов - аналогично, но только по необходимости, исходя из условий сохранения управляемости, с организацией дополнительного расхода топлива из баков двигателя, работающего на щадящем режиме, может быть даже в варианте простого слива.
Схема с щадящим режимом работы дефектного двигателя повышает надежность связки в меньшей мере, чем схемы с чистым резервированием, если их рассматривать раздельно, примерно вдвое. Естественно, реальное приложение этой схемы эффективно в комплексе с резервированием.
Увеличение ресурса двигательной установки за счет использования дефектного двигателя дает возможность при запроектированном резерве по тяге выполнить носителем целевую задачу. При ограничении по энерговооруженности и в однодвигательной схеме без запасов по тяге система расширяет возможности по организации условий спасения экипажа, а в беспилотных полетах - увода аварийной ракеты от стартового сооружения.
Однако реальный коэффициент охвата аварийных ситуаций, фиксируемых системой аварийной защитой, редко превышает 0,9.
Создание эффективной системы впервые в нашей стране осуществлялось при разработке двигательных установок ракеты "Энергия". При этом были выбраны диагностические параметры, при контроле которых обеспечивается своевременное выключение неисправного двигателя; созданы алгоритмы работы системы аварийной защиты, обеспечившие эффективные меры по локализации неисправностей, а также высокую вероятность отсутствия ошибочного выключения двигателей; создана датчиковая аппаратура системы аварийной защиты, обеспечивающая необходимое быстродействие и точность контроля и обладающая необходимой надежностью; создан комплекс аппаратуры системы аварийной защиты, обеспечивающий реализацию алгоритмов контроля диагностических параметров и связь с системой управления ракеты-носителя; разработаны методы резервирования элементов системы аварийной защиты - датчиков, аппаратуры, диагностических параметров в алгоритмах, обеспечивающих необходимые характеристики надежности системы аварийной защиты в целом; разработаны методики оценки эффективности системы аварийной защиты.
Решение основной задачи системы аварийной защиты - выключение аварийного двигателя до его внешнего разрушения - осуществляется на основе измерения параметров, характеризующих суть рабочих процессов, протекающих в двигателе, и его состояние.
Проведен анализ жидкостного ракетного двигателя как объекта системы аварийной защиты. Определены виды отказов, требующие своевременного прекращения работы двигателя. Оценена эффективность систем, выполняющих функции, аналогичные системе аварийной защиты, в двигателях предшествующих разработок. Определено время выключения системы аварийной защиты и точность работы аппаратуры. При решении этих задач были использованы материалы аварийных испытаний двигателей.
С учетом полученных данных была создана программа разработки алгоритмов, включающая в себя выбор измеряемых параметров, наиболее полно отражающих техническое состояние двигателей, выбор диагностических параметров, наиболее чувствительных к развивающимся аварийным ситуациям, определение временных интервалов контроля и предельно допустимых значений по каждому диагностическому параметру. Алгоритмы контроля разработаны с учетом ограничений на точность, быстродействие и надежность контролируемой аппаратуры. При этом был произведен выбор типа, количества и точности датчиковой аппаратуры.
Критерием правильности выбора алгоритмов является выполнение требований к показателям надежности и эффективности системы аварийной защиты, заданных в техническом задании на двигатель.
Решение об аварийном выключении двигателей принимается по любому алгоритму контроля. Выбор контролируемых параметров произведен на основе анализа причинно-следственных схем развития отказов. В основу схем в первую очередь положены данные о дефектах и неисправностях, имевших место в процессе стендовых испытаний и эксплуатации данного типа двигателя или его прототипа, а также результаты анализа пневмо-гидросхем двигателей.
Была создана методика преобразования измеряемых параметров в диагностические. При этом требование достаточности изменения диагностических параметров в аварийных ситуациях, с точки зрения возможности измерения, является основным, определяющим необходимость и пригодность как используемой вычислительной операции, так и выбранного параметра контроля.
Разработаны основные методические положения по расчету предельных уровней параметров системы аварийной защиты двигателей, с учетом которых созданы методики настройки системы аварийной защиты конкретных жидкостных ракетных двигателей. При определении предельных уровней параметров системы аварийной защиты основным является метод оценки статистических характеристик распределений параметров.
Задача выбора диагностических параметров решалась путем сопоставления отклонений параметров в аварийной ситуации с предельно допустимыми значениями этих параметров. Были выявлены случаи, когда аварийный сигнал неразличим на фоне маскирующих его помех. Для конкретизации вычислительных операций преобразования сигнала с датчика, с целью увеличения точности оценки полезного сигнала до требуемого значения, проведен анализ погрешностей, определены виды компенсации.
Аддитивные погрешности устраняются путем вычислений приращений параметров и соотношений параметров. Погрешности, имеющие колебательный характер, компенсируются путем усреднения сигналов.
Наличие в жидкостных ракетных двигателях нескольких режимов работы - запуска, когда параметры изменяются с большой скоростью, и установившегося режима, когда параметры постоянны и должны соответствовать расчетным, - предопределяет необходимость для каждого из режимов иметь свой состав алгоритмов. Задача снятия одних алгоритмов и включения в контроль других решена двумя способами: жестким заданием времени переключения алгоритмов и формированием логики переключения алгоритмов, используя отличия в поведении параметров на этих режимах, что позволило организовать более тонкую структуру контроля. Впервые наряду с контролем параметров рабочих процессов использован контроль параметров, определяющих техническое состояние двигателей, - осевого положения ротора турбонасосного агрегата. Такой параметр оказался наиболее чувствительным к всевозможным дефектам турбонасосного агрегата. Предельно допустимое значение диагностического параметра было определено, исходя из предельных упругих деформаций опорного подшипника турбонасосного агрегата.
С учетом вышеизложенного разработаны алгоритмы системы аварийной защиты двигателей. Специально для этой системы разработаны функциональные датчики, имеющие по два независимых выхода, что обеспечивает необходимое резервирование контрольных каналов и дает возможность обеспечивать телеметрические измерения. Датчики малоинерционны и обладают повышенной механической надежностью.
Создан быстродействующий комплекс аппаратуры системы аварийной защиты. Комплекс осуществляет сбор и предварительную обработку информации, поступающей с датчиков, приводит сигналы, соответствующие всем контролируемым параметрам, к пригодному для организации порогового контроля виду, формирует команды управления на автоматику двигателя при превышении контролируемыми параметрами их предельных значений; другими словами, комплекс является основным логическим звеном системы аварийной защиты. Аппаратура системы аварийной защиты обеспечивает автоматический предпусковой контроль всех элементов системы, производит также формирование телеметрической информации, необходимой для анализа функционирования системы аварийной защиты.
Включение каналов контроля в работу, а также выбор предельных значений всех контролируемых параметров на отдельных участках контроля работы двигателя осуществляется по команде от комплекса автономного управления.
Комплекс аппаратуры системы аварийной защиты представляет собой гибридное управляющее вычислительное устройство, в котором применена как дискретная, цифровая, так и аналоговая обработка информации, что позволяет сочетать высокое быстродействие с большими логическими и вычислительными возможностями. Комплекс аппаратуры позволяет для части контролируемых параметров задавать индивидуальную настройку для каждого двигателя.
При создании системы аварийной защиты двигателя РД-0120 был выбран состав контролируемых параметров, алгоритмы контроля, разработаны требования к датчикам, аппаратуре, ее взаимодействию с системой управления.
Алгоритмически система построена по следующим основным принципам:
- учет параметров и характеристик всех этапов запуска, режима и выключения двигателя, в том числе предогневых процессов;
- задание величин предельных уровней параметров в зависимости от режима работы;
- использование в качестве диагностических признаков абсолютных величин и приращений параметров;
- возможность поднастройки предельных уровней параметров с учетом особенностей конкретного экземпляра двигателя.
Разработка и отработка системы проведена в следующие этапы.
На первом этапе были обобщены неисправности и отказы ранее разработанных двигателей и на этой базе выбраны параметры контроля двигателя - давление, температура, вибрация, пульсация, сформулированы алгоритмы их преобразования и логической обработки, которые послужили основой объектовой системы. По этим алгоритмам были спроектированы и разработаны стендовые аппаратурные модули. Отрабатывались различные варианты датчиков, их надежность, метрологические характеристики. Уже на этом этапе система показала высокую эффективность при многочисленных незапусках запальных устройств, обеспечив сохранность двигателя. При разрушении агрегатов подачи защита, как правило, не обеспечивала сохранности двигателя, но позволяла выключить его с минимальными разрушениями стенда.
На втором этапе был проведен структурно-функциональный анализ конструкции агрегатов двигателя РД-0120 и результатов их доводочных испытаний, обобщенный в виде перечня аварийных ситуаций и способов выхода из них. Были проанализированы результаты отработки алгоритмов по первому этапу на стендовой аппаратуре и на основании этого анализа определены изменения в логике функционирования системы, направленные на сокращение числа контролируемых параметров при соответствующей компенсации за счет усложнения алгоритмов и увеличения их гибкости. При этом был исключен недостаточно эффективный контроль параметров давления и разработана новая версия алгоритмов контроля, включающая следующие параметры: обороты турбины, бустера горючего, температура в газогенераторе, перепады давлений в разделительной полости турбонасосного агрегата и осевое перемещение ротора. Все это позволило повысить эффективность системы при одновременном ее упрощении. Что касается отработки системы в целом, то на этом этапе были решены вопросы привязки штатной аппаратуры к стенду.
На третьем этапе были отработаны характеристики системы на базе объектовой аппаратуры. На этом этапе разработана и отработана технология настройки защиты и системы мониторинга программно-методического обеспечения, а также подтверждены заданные показатели работоспособности и эффективности алгоритмов.
Примером высокой эффективности системы может служить аварийное выключение двигателя из-за незапуска бустера горючего при огневых стендовых испытаниях блока Ц, которое дало возможность избежать серьезной аварии на стенде, провести ремонт двигателя и успешно повторить испытание. За период доводки почти 90 аварий двигателей было предотвращено благодаря использованию системы защиты, что дало значительную экономию времени и средств.
Система аварийной защиты двигателя РД-170 и ее стендовый аналог - система выключения двигателя - в ходе отработки сыграли важную роль как средства предотвращения больших разрушений самого двигателя и стенда. Кроме того, эти системы расширили возможности анализа причин аварий при сохранении конструкций двигателей. Состав средств систем включил как традиционные измерения давлений, температур, оборотов и (на отдельных испытаниях) пульсации, так и новые - осевых и радиальных перемещений вала и осевых сил.
Для обеспечения высокой надежности функционирования и уменьшения вероятности выдачи ложного сигнала используется контроль по ограниченному числу параметров, имеющих интегральный характер, применительно к техническому состоянию систем двигателя с помощью алгоритмов, заключающихся в слежении за моментом выхода параметра за предельно допустимые значения.
Обороты турбонасосного агрегата контролируются по верхнему и нижнему пределам: в случае выхода параметров за пределы система выдает команду на аварийное выключение двигателя. Контроль по верхнему предельному значению преследует цель фиксации состояния, связанного с разрушением материальной части, по нижнему пределу - нормального хода запуска двигателя и своевременной фиксации спада режима при отказе какой-либо системы.
Контроль температуры газа за турбиной проводится только по верхнему предельному значению. Параметр более чувствителен к ситуациям, связанным с ростом температуры среды, приводящему к возгоранию в окислительном тракте.
Использование сплавов на основе никеля практически решает проблему защиты от возгорании в жидкостных окислительных трактах. Однако подшипники турбонасосного агрегата, в том числе и кислородного, изготавливаются из стали. В этих условиях чрезмерные осевые нагрузки на упорный подшипник могут вызвать его повреждения с последующим возгоранием и разрушением агрегата. С целью упреждения аварии предусмотрен контроль осевого положения.
На отдельных этапах рассматривался ряд других параметров типа вибрации и углов поворота приводов регулирующих органов. Вырабатывались алгоритмы контроля как по текущему уровню параметров, так и по величине их производных по времени. Рассматривались варианты адаптивного контроля.
Уже на начальной стадии отработки стало очевидным, что задача обеспечения высокой эффективности этой следящей системы является трудной. Имели место как ложные срабатывания, так и многочисленные случаи, когда срабатывание системы выключения двигателя на стенде не предотвращало разрушений двигателя и повреждений стенда. За первые два года испытаний при 72 пусках было 34 отказа: система сработала 32 раза, из которых 3 - ложных. Из 29 выключений двигатели были сохранены в 10 случаях. Более поздняя оценка (уже за период функционирования на стенде штатной системы аварийной защиты с 1984 по 1989 г.) показала, что из 28 случаев срабатывания системы только в 6 случаях двигатели были сохранены.
Эти оценки объясняются, в основном, имевшими место при отработке быстроразвивающимися (за 0,05-0,08 с) авариями при возгораниях турбины, насоса окислителя и других агрегатов. Отказы с возгораниями составили около 70, а по статистике всех испытаний двигателей к 1990 г. - 32 %.
По оценке эффективности системы аварийной защиты двигателя РД-170 при значении надежности двигателя 0,9989 показатель безаварийности получен 0,9992 при доверии 0,9. Величина прироста 0,0003 - невысокая, но если оценивать эту величину с точки зрения возникновения аварии, ее вероятность снижается почти в четыре раза.
Существующие средства управления, диагностирования и аварийной защиты не позволяют предотвращать все типы возникающих в процессе работы двигателя аварийных ситуаций, особенно первой группы. В частности, остаются не охваченными разгары турбины и газового тракта на запуске, а также возникающие во время длительной работы трещины в роторе турбины, которые являются основным источником аварийных ситуаций.
Проводятся исследования применения индукционного вихретокового метода контроля возникновения трещин в лопатках турбины работающего двигателя, а также метода контроля сигналов акустической эмиссии работающего двигателя для предотвращения указанных типов аварийных ситуаций.
Особая актуальность этих исследований связана с повышением ресурса и многократности использования двигательных установок.
Появилась возможность использования канала контроля возгорании в окислительных трактах в составе стендовой и бортовой системы защиты. Контроль осуществляется электростатическими методами с помощью индикаторов возгорания (на ранней стадии их развития). Измеряется разность электрического потенциала между двумя электро-изолированными от корпуса зондами, введенными в поток. На самой начальной стадии возгорания фиксируется резкое возрастание сигнала.
Велась разработка системы диагностического контроля и защиты на основе замера плотности спектра частот при реальной работе. Эта система дает возможность, особенно при многократных применениях двигателя, получить информацию о разбалансе динамической системы двигателя.
Исследованиями показано, что путь повышения охвата возможных аварийных ситуаций системой аварийной защиты и диагностики является наиболее важным и относительно экономичным. Достижение коэффициента охвата значения 0,9 и выше предопределяет уверенность в разработке многодвигательных ракетно-космических транспортных систем.
Надежность и безопасность
С большим объемом статистической информации по неудачным пускам ракет-носителей появилась возможность прогнозировать вероятность аварий ракет в будущем как для усовершенствованных модификаций существующих конструкций, так и для ракет новых разработок. К такому выводу пришли американские и советские специалисты. Одинаково определились, что причиной большинства полетных происшествий являются отказы маршевой двигательной установки. Аварии из-за дефектов в конструкции возникают, как правило, во время первых пусков и из-за несовершенства технологии, неожиданно. Те или иные мероприятия по устранению возможности повторения этих дефектов не исключают, к сожалению, еще многих других видов аварий, которые могут случиться. Поэтому специалисты приходят к единому выводу, что наряду с совершенствованием технологии и сопровождающих ее методов объективного контроля на любых этапах изготовления и подготовки к пуску ракеты-носителя, необходимо создание ракет, способных функционировать даже при появлении отказов. Если этого не будет, то количество аварий в ракетной технике не снизится. Это известный вывод и существует как правило.
В своих дальнейших работах по созданию входящих в ракету "Энергия" систем для поддержания высокой надежности бортовых агрегатов и конструкции предусмотрены соответствующие уровни их подстраховки. Это - главный принцип проектирования современных ракетно-космических комплексов.
Наряду с принципиальной установкой действуют и известные принципы: максимальное использование апробированных схемно-конструкторских решений, унификация систем и блоков, что позволило уменьшить номенклатуру элементов системы, повысить преемственность и полноту экспериментальной отработки при одновременном сокращении объема.
Для системы управления полетом ракеты, электрических и электронных подсистем, средств управления системами в технических условиях заложено, что должны быть применены методы резервирования и защиты, исключающие возможность исчерпания работоспособности, а также формирования преждевременных команд при одной возможной неисправности электро-радиоэлемента функционально независимых участков схемы.
Таким образом, при одном отказе выполняется штатная программа полета. При втором отказе в той же системе обеспечивается необходимое для спасения орбитального корабля с экипажем функционирование бортовых систем.
Комплекс командных приборов, усилительно-преобразующая и коммутационная аппаратура выполнена в троированном варианте на уровне приборной единицы, а бортовой вычислительный комплекс - на интегральных схемах с многоуровневым мажоритированием. Первичное электропитание обеспечивается четырьмя турбогенераторными источниками тока, один из которых резервный.
Резервирование в системе управления обеспечивает работоспособность при возможном отказе одного из трех функциональных каналов.
За счет предусмотренных проектом "Энергии" запасов по тяговооруженности, управляющих моментов, режимов функционирования двигателей при отказе одного из двигателей ракеты-носителя на участке выведения на орбиту ракета с орбитальным кораблем сохраняет способность продолжать управляемый полет и обеспечивать спасение орбитального корабля с экипажем, а также сохранность стартовых сооружений.
При этом, поскольку неудачные пуски ракет-носителей вызваны, в основном, отказами двигательных установок, так же, как у американских специалистов, эти отказы рассматривались дифференцировано как не катастрофические отказы, при которых отключение неисправного двигателя не приводит к необходимости аварийного прекращения полета, катастрофические отказы, при которых зона отказов распространяется от неисправного двигателя на другие (более одного), и катастрофические отказы, приводящие к аварии одной ступени целиком.
В качестве объективного закона было принято, что независимо от наличия любой реальной эффективности бортовых систем прогнозирования состояния и предупреждения аварий двигателей увеличение количества двигателей и ступеней у ракеты-носителя приводит к увеличению риска. Этот, казалось бы очевидный, закон в некоторых разработках не учитывался и приводил к драматическому исходу разработки.
Пневмогидравлическая система блока Ц построена так, что при отказе или неисправности большинства ее элементов, в первую очередь в процессе подготовки ракеты, прекращается штатная программа работ на старте для поиска и устранения ненормальностей, то есть отказ практически любого элемента системы квалифицируется как нештатная ситуация. Однако при этом часть особо ответственных элементов системы задублирована.
Для ракеты-носителя проведен анализ и определен перечень нештатных ситуаций на различных этапах работ, намечены пути выхода из них. На этом основании разработан порядок работ с ракетой при возникновении нештатной ситуации, закон управления испытаниями и инструкция руководителю работ.
Конструктивное исполнение элементов системы и схемное решение не приводят к необратимым процессам по причине отказов элементов системы, в том числе при нарушении целостности отдельных газовых магистралей, кроме нарушения трактов окислителя и горючего при наличии в них компонентов топлива. Предсказать последствия такой ситуации во всем многообразии ее проявления не представляется возможным.
Выход из нештатных ситуаций всегда сопровождается прекращением испытаний и осуществляется при ручном управлении с помощью наземных систем с задействованием исправных бортовых исполнительных или управляющих элементов, задублированных или специально предназначенных для этого.
Анализ работы пневмогидравлической системы при неисправности ее отдельных элементов по указанной схеме показывает, что безаварийный выход из нештатных ситуаций обеспечивают следующие меры, заложенные в саму систему конструирования:
- создание разобщенных линий управляющего давления по трактам управления автоматикой окислителя и горючего;
- дублирование линий наддува водородного бака;
- дублирование клапанов в линиях наддува водородного и кислородного баков;
- дублирование основных клапанов в линиях заправки и слива водородного и кислородного баков аварийными клапанами;
- функционирование дренажных клапанов баков горючего и окислителя в режиме предохранительных клапанов в случае отказа управляющих им клапанов или подводящих линий;
- дублирование клапанов в линиях "вялой" и интенсивной раскрутки бустерного насоса горючего;
- дублирование клапанов "газлифта" в расходной и циркуляционной магистрали;
- дублирование клапанов, управляющих отсечными клапанами водородного бака;
- наличие двух каналов управления - пневматического и электрического - этими клапанами;
- дублирование арматуры наддува и дренажа демпфера;
- дублирование некоторых других элементов или группы элементов. Кроме того, при разработке схемы для обеспечения надежной и безопасной работы приняты следующие решения:
- разобщение отсеков и полостей кислорода и водорода;
- полное разделение гидравлических и пневматических полостей двух компонентов;
- раздельная прокладка трубопроводов окислителя и горючего в отсеках блока Я;
- раздельное исполнение пневмощитов арматуры по каждому компоненту;
- применение постоянной продувки азотом всех магистралей, подходящих к полостям, заполненным водородом;
- исключение попадания внутрь полостей посторонних частиц путем введения фильтров на входах в агрегаты по линии подачи компонентов, на стыках с наземными системами по линии газоснабжения, перед дроссельными элементами малых размеров;
- введение отсечных клапанов в магистралях подачи компонентов к агрегатам;
- автоматический сброс давления из емкостей и баллонов при прохождении аварийного выключения;
- на этапе подготовки и работы с ракетой до команды "контакт подъема" выведение дренажируемого газа из емкости горючего, а также утечек из-за негерметичности из агрегатов в наземные системы для отвода от ракеты.
Для обеспечения безопасности проведения стендовых испытаний, а также на случай прекращения пуска ракеты до команды "контакт подъема" введены дополнительные продувки камер сгорания двигателей и выдавливание остатков водорода из полостей агрегатов двигателей в емкость горючего.
В процессе подготовки и пуска ракеты на этапе подготовки пневмогидравлической системы к запуску двигателей предусматривается:
- автоматическое проведение всех операций;
- проведение контроля срабатывания отдельных узлов и прохождения процессов в целом;
- проведение визуального контроля за ходом подготовки ракеты;
- возможность многократного повторения проведения всех операций;
- остановка процесса в любой момент подготовки установки и возврат в исходное положение;
- проведение всех операций в логической последовательности, когда очередная операция начинается при наличии сигнала об успешном проведении предыдущей операции.
Работоспособность элементов конструкции ракеты типа баков, межбакового хвостового отсека, донной защиты, трубопроводов, баллонов, силовых связей обеспечивается за счет избыточности их несущей способности.
Подтверждение технических характеристик конструкции и ее доработанности осуществлялось проведением конструкторско-доводочных, статических, динамических испытаний в рамках широкой комплексной программы подтверждения надежности экспериментальной отработкой установок и макетов на стендах.
Электромеханические, электрогидравлические и механические приводы, система рулевых приводов, отказы которых могут приводить к возникновению нештатных ситуаций, повышены в жизнеспособности с помощью резервирования элементов системы. К примеру, в случае отказа одного из четырех агрегатов питания рулевых приводов одного из двигателей питания осуществляется от соседних агрегатов. Работоспособность системы, таким образом, сохраняется. В случае отказа рулевого привода одного из двигателей камеры остальных двигателей перемещаются по программе, исключающей соударение с камерами соседних двигателей.
Особенности обеспечения безопасности экипажа на различных участках полета ракеты-носителя "Энергия" и орбитального корабля "Буран" и их предпусковые подготовки:
При возникновении ситуации на этапе предпусковой подготовки безопасность обеспечивается эвакуацией в бункер через агрегат посадки и экстренной эвакуации или катапультированием экипажа на стартовой позиции. Для ликвидации и локализации пожаро-взрывоопасных ситуаций используются наземные и бортовые средства пожаро-взрывопредупреждения и пожаротушения. Решение о реализации того или иного способа спасения принимается руководителем пуска на основе заранее проведенного предполетного анализа возможных аварийных ситуаций и разработанных способов действия.
На участке выведения от момента прохождения сигнала "контакт подъема" до отделения орбитального корабля от последней ступени носителя при отказе в любой момент времени одного из двигателей безопасность обеспечивается спасением орбитального корабля с экипажем довыведением на штатную орбиту, довыведением на нештатную орбиту, полетом по одновитковой траектории, реализацией маневра возврата, экстренным отделением, катапультированием экипажа.
Первые четыре способа требуют от ракеты-носителя продолжения управляемого полета с одним отказавшим двигателем до полной выработки топлива из баков последней ступени. При возникновении отказов в орбитальном корабле, требующих его срочного возвращения, спасение орбитального корабля с экипажем осуществляется полетом по одновитковой траектории или маневром возврата. Отличительными особенностями участка являются быстротечность и необратимость аварийных процессов, а также разветвленная логика использования различных способов спасения, что требует от технических средств, особенно автоматического обеспечения, надежного функционирования в автоматическом режиме или по командам наземного комплекса управления.
Программа орбитального полета разрабатывается с учетом обеспечения безопасности экипажа при возникновении возможных рассмотренных нештатных ситуаций использования структурного и функционального резерва в системах и подсистемах, использования заранее предусмотренных запасов рабочих тел, использования резервов времени, имеющихся в штатной программе полета, обеспечения готовности орбитального корабля и наземного комплекса управления к реализации срочного и досрочного спусков, использования корабля-спасателя при исчерпании возможностей применения других способов спасения.
С целью обеспечения выхода из непредвиденных ситуаций программа полета предусматривает возможность реализации гибкого управления по подпрограмме, формируемой из частей имеющейся на борту программы с пульта экипажа или с Земли. При возникновении ситуаций, угрожающих безопасности экипажа, осуществляется экстренное возвращение орбитального корабля с орбиты с посадкой на основной или запасной аэродром.
Отличительной особенностью участка орбитального полета, с точки зрения безопасности экипажа, является разветвленная программа штатного и нештатного функционирования с многообразием разнотипных операций при ее выполнении.
При возникновении ситуаций на спуске на высотах ниже 20 км безопасность обеспечивается катапультированием. Особенность - отсутствие способов спасения экипажа в полете до высоты 20 км кроме продолжения начатого спуска в орбитальном корабле, где безопасность обеспечивается только надежностью корабля.
Посадка орбитального корабля на основной аэродром осуществляется в автоматическом или ручном режимах, а на запасной аэродром, на аэродром вынужденной посадки, на водную поверхность - только в ручном режиме.
Специальные средства спасения экипажа - скафандры, катапультируемые кресла - не дублируются. В случае необходимости осуществляется резервирование их основных элементов. При возникновении отказов в системах и агрегатах составных частей ракеты-носителя и орбитального корабля в полете, прежде всего, используются возможности внутрисистемных резервов, а после их исчерпания используется межсистемный резерв. Для обеспечения безопасности полета осуществляется в необходимом объеме эффективный контроль и диагностирование технического состояния бортовых систем и агрегатов, а также технических средств управления полетом. Для обеспечения безопасности полета двигатели ракеты-носителя и двигатели орбитального корабля оснащены средствами аварийной защиты, которые в случае возникновения предаварийного состояния указанных двигателей до наступления внешних разрушений и потери их герметичности выдают сигнал в систему управления о необходимости выключения аварийного двигателя, а система управления выключает этот двигатель. При любом случайном отказе в системе бортовых измерений или средствах контроля и диагностики обеспечивается отсутствие влияния такого отказа на функционирование систем, связанных электрическими связями с системой измерений и средствами контроля и диагностики. Каждая конкретная нештатная ситуация оценивается с точки зрения ее критичности и возможности выхода из нее с помощью экипажа и наземного комплекса управления. Если располагаемое время на устранение меньше, чем определяемое возможностью экипажа и наземного комплекса управления, то выход из этой нештатной ситуации осуществляется автоматически. Если располагаемого времени на выход из нештатной ситуации достаточно для выдачи управляющих воздействий со стороны экипажа и нет связи с Центром управления полетом, то выход из нештатной ситуации реализуется силами экипажа. Если связь с Центром управления полетом существует или если время, потребное на выход из нештатной ситуации, позволяет ожидать зоны связи, то выход из нештатной ситуации осуществляется экипажем совместно с наземным комплексом управления.
Для уменьшения вероятности реализации ошибочных или несанкционированных операций при управлении орбитальным кораблем со стороны экипажа или наземного персонала управления, приводящих к возникновению опасности для экипажа, опасности потери орбитального корабля или угрозе невыполнения программы полета, в технических средствах бортового и наземного комплексах управления предусматриваются специальные блокировки на задействование наиболее ответственных операций.
Уровень безопасности определяется совокупностью свойств комплекса и условий его функционирования, обеспечивающих нормальный запуск, полет составных частей комплекса и возвращение орбитального корабля на Землю в сохранном состоянии.
С целью обеспечения надежности и безопасности полета по трассе в конструкции ракеты и орбитального корабля реализованы два вида основных мероприятий:
- комплекс проектно-конструкторских профилактических решений,
- комплекс активных средств.
Комплекс проектно-конструкторских профилактических мероприятий является основой безопасности при полете ракеты.
Комплекс активных средств придает повышенную живучесть ракете и орбитальному кораблю в нештатных ситуациях.
Проектом предусмотрено обеспечение герметичности топливных систем применением сварных стыков трубопроводов, арматуры элементов, работающих в среде водорода и кислорода и их паров, введение автоматической сварки на магистралях.
Кроме мер безопасности, предусмотренных для пневмогидравлической системы, на ракете предусмотрены мероприятия, исключающие источники инициирования возгорания:
- организованный отвод паров водорода из баков в наземную систему через специальные дренажные трубопроводы;
- организованное дренирование и балластировка утечек водорода инертным газом - гелием;
- дожигание выбросов не прореагировавшего водорода при запуске двигателей с помощью специальной системы дожигания;
- профилактическая продувка блоков Ц и Я азотом.
На ракете применены конструктивные меры по ограничению температуры нагрева поверхности элементов конструкции внутри отсеков не более 150 градусов. Электрооборудование выполнено во взрывозащищенном исполнении.
Защита ракеты от статического и атмосферного электричества обеспечивается металлизацией и заземлением ракеты в целом и ее составных частей и системой молниеприемников. Использованы негорючие самозатухающие материалы.
На ракете-носителе в качестве активных мероприятий задействованы:
- система пожаро-взрывопредупреждения с пожарными извещателями, расположенными в двигательном отсеке;
- специальная система продувки азотом - профилактическая с расходом 0,56 кг/с и интенсивная с расходом 1,34 кг/с- с целью нейтрализации отсеков;
- система аварийной продувки азотом в двух режимах от 15 до 30 кг/с;
- система подачи фреона в двигательный отсек в двух режимах;
- бортовой азот с избирательной подачей;
- система дожигания выбросов не прореагировавшего водорода со своей системой управления.
Блок Я продувается азотом в профилактическом режиме. Активные средства придают ракете повышенную живучесть в нештатных ситуациях, связанных со случайными нарушениями герметичности конструкции.
По результатам анализа нештатных ситуаций при предстартовой подготовке, связанных с выбросом винила, предусмотрено дополнительно использовать наземную систему пожаротушения с суммарным расходом воды 160 л/с через три лафетных ствола для охлаждения и отсечки пламени от ракеты в случае возникновения внешнего пожара.
В целях обеспечения пожаро-взрывобезопасности на орбитальном корабле реализованы мероприятия аналогичного характера.
Установлено, что для такой сложной ракетно-космической транспортной системы, как ⌠Энергия■-⌠Буран■, отношения вероятностей возникновения аварий на участках выведения, спуска и посадки оцениваются как 8:1:1 даже при выполнении требований к надежности входящих в систему элементов. Материалы анализа показывают необходимость параллельного решения задач по всему фронту проблем безопасности. Прежде всего это относится к ракете-носителю, как отстающему в этом плане звену.
Основным показателем ракеты-носителя является не какая-либо ее техническая характеристика или стоимость, а степень надежности, поскольку без надежности запуск ракеты с коммерческой нагрузкой превращается просто в игру случая.
Но самолеты падают, теплоходы сталкиваются, поезда сходят с рельсов, газопроводы взрываются, пожары вспыхивают. И нет за этим никакого божественного провидения. Специалисты комиссий каждый раз обнаруживают, что в основе аварий лежали вполне земные причины: отказы техники, ошибочные действия людей, непредусмотренные посторонние влияния - так откликалась пресса на "безопасность прогресса".
Создать сложную машину, которая работала бы абсолютно без отказов, невозможно. Требуют гарантии, но никто такой гарантии не даст, потому что такой гарантии не может быть ни в ядерной, ни в ракетной, ни в какой-либо другой технологии. Принимаемые меры повышения безопасности направлены на то, чтобы снизить вероятность аварий до возможно меньшей величины.
Как отмечалось в журнале "Спейс" в сентябре 1985 г., в конечном счете по мере увеличения количества полетов возникает вероятность возникновения аварийной ситуации. Если это произойдет, имеется надежда, как говорится в публикации, что американский народ, а также политики и промышленники будут достаточно подготовлены к осознанию неизбежности этого факта и не позволят оказать серьезное влияние на технический прогресс. Тем более, что программа космических полетов проводится на глазах у всего мира, любая аварийная ситуация имеет драматический характер.
К сожалению, мы не всегда умеем доходчиво передать свою убежденность, что вероятность аварийных ситуаций чрезвычайно мала.
Подтверждение надежности
Для "Энергии" была принята концепция всесторонней наземной отработки узлов, агрегатов, систем, блоков и ракеты в целом с целью достижения необходимого уровня надежности и безопасности при минимальном числе летных испытаний ракеты.
В 1982 г. решением Военно-промышленной комиссии была определена стендовая база для отработки составных частей, систем, узлов и агрегатов системы "Энергия"-"Буран". Всего было утверждено 189 объектов стендовой базы. На конец первого квартала 1984 г. было введено в эксплуатацию 128 стендов, 32 стенда создавались в запланированные сроки, 26 стендов - с отставанием до двух лет.
Наиболее крупными и важными из стендовых объектов были:
- универсальный комплекс "стенд-старт". Планировавшийся срок ввода - конец 1982 г. Фактический срок ввода - 1986 г.;
- СОМ-1 - стенд для газодинамических исследований и получения пульсационных характеристик на модели 1:10 ракеты-носителя при старте. Срок ввода - 1982 г. Создатель - НИИХимМаш Минобщемаша. Введен в 1984 г.;
- СОМ-2 - стенд для газодинамических исследований на модели ракеты-носителя в газодинамической трубе. Срок ввода -1984 г. Был введен в 1985 г.;
- комплекс ВКТИ-2 - стенд для проведения тепловакуумных испытаний натурных отсеков орбитального корабля. Срок ввода -1983 г., а введен в 1985 г.;
- стенд "Р" для отработки систем отделения параблоков и орбитального корабля от блока Ц. Введен в 1984 г.;
- стенд В2А для испытаний двигателя РД-0120 на 100 % тяги. НИИХимМаш. Введен в 1984г.;
- стенд для отработки системы дожигания выбросов не прореагировавшего водорода. Введен в 1984 г.
Основная стендовая экспериментальная база группировалась в ЦНИИМаше, НПО "Энергия", на заводе "Прогресс", НПО "Южное" и НИИХимМаш в Загорске. ЦНИИМаш становился на ноги с момента рождения ракетной отрасли в стране, развивался и крепчал как научно-исследовательский центр. Ко времени начала работ над "Энергией" и "Бураном" институт имел аэрогазодинамическую барокамеру, ударную трубу, стенды для вибродинамических испытаний, стенды для силовых статических, криогенных и тепло-статических испытаний. В отделениях прочности, аэрогазодинамики, динамики трудились крупнейшие ученые страны. Институт вел программы прочностной, аэродинамической и динамической отработки "Энергии". В НПО "Энергия" не менее богатый арсенал средств экспериментальной отработки, связанных с созданием арматуры, в том числе криогенно-водородной, жидкостных двигателей малой тяги, прекрасная лаборатория рулевых машин и гидравлических приводов, прочностные стенды и испытательные станции. Лаборатории завода "Прогресс" работали под техническим руководством Куйбышевского КБ, где работали высококвалифицированные прочнисты, динамики, специалисты по криогенным испытаниям крупногабаритных конструкций - блоков, баков, отсеков. НПО "Южное" имело свой комплекс средств экспериментальной отработки конструкций, практически полный, кроме стендов огневых испытаний ступеней больших размеров. НИИХимМаш - это крупнейший отраслевой центр наземной отработки ракетно-космической техники. Центр создавался при Королеве. В институте велись научно-исследовательские работы в направлении экспериментальной отработки жидкостных ракетных двигателей, двигательных установок с тягой от нескольких килограмм до 150 т их основных агрегатов, работающих на высококипящих и криогенных компонентах топлив; испытаний маршевых и разгонных ступеней ракет-носителей с жидкостными двигателями с тягой до 1000 т, тепловакуумных испытаний космических аппаратов, в том числе крупногабаритных, в условиях, максимально приближенных к реальным; организации наземной отработки, а также летных испытаний многоразовых ракетно-космических транспортных систем. На более чем пятидесяти стендах института проходили отработку многие ракеты-носители, долговременные орбитальные станции, космические аппараты и орбитальный корабль "Буран". На универсальном комплексе стенд-старт на Байконуре проводились огневые стендовые, а также летные испытания ракеты-носителя "Энергия". Стенды и лаборатории всех организаций отрасли, участвовавших в экспериментальной отработке, были оснащены автоматизированными вычислительными комплексами с регистрацией и обработкой параметров.
Двигательные организации - КБ "Энергомаш", КБ ХимАвтоматика - создавали свои стендовые комплексы, например, уникальный стендовый комплекс в Химках с гашением акустических колебаний и нейтрализацией выбросов. Испытания двигателей КБ ХимАвтоматика начинались на стендах Загорска, затем - в Нижней Салде.
ТЕЛЕГРАМКанал с обзорами, анонсами новинок и книжными подборками
Книжный Вестник
Бот для удобного поиска книг (если не нашлось на сайте)
Поиск книг
Свежие любовные романы в удобных форматах
Любовные романы
Детективы и триллеры, все новинки
Детективы
Фантастика и фэнтези, все новинки
Фантастика
Отборные классические книги
Классика
ВКОНТАКТЕБиблиотека с любовными романами, которая наверняка придётся по вкусу женской части аудитории
Любовные романы
Библиотека с фантастикой и фэнтези, а также смежных жанров
Фантастика
Самые популярные книги в формате фб2
Топ фб2
книги