Второй полёт «Энергии» и первый полет «Бурана»
Ракета-носитель
Сверхтяжелого класса
К25 «Энергия»
Балтийский государственный технический университет
«ВОЕНМЕХ» им. Д.Ф.Устинова
Факультет: А
Кафедра: А1
Группа: А104с
Авторы: Георгий Струков
Содержание
Название 2
Разработка, Производство_ 2
Испытания и пуски_ 12
Ещё немного о двигателях_ 18
Конструктивно-компоновочная схема 32
Технические характеристики_ 35
Источники информации_ 38
Название
Наименование: «Энергия»
Индекс ГРАУ: 11К25
Обозначение НАТО: SL-17(К)
Ракета-носитель "Энергия " являлся универсальным средством выведения сверхтяжелого класса, способным доставлять на орбиты в околоземное космическое пространство крупногабаритные полезные грузы массой до 105 т на внешней подвеске.
Массы полезных грузов, выводимых:
· на низкие орбиты ИСЗ - до 105 т
· на геостационарную орбиту - до 20 т
· на траекторию полета к Луне - до 32 т.
Предназначалась для выполнения следующих задач:
- носитель для МТКК «Буран»;
- носитель для обеспечения пилотируемых и автоматических экспедиций на Луну и Марс;
- для запуска орбитальных станций нового поколения;
- для запуска сверхтяжёлых геостационарных спутниковых платформ;
- для запуска тяжёлых военных грузов.
Ракета выполнена по двухступенчатой пакетной схеме. Первую ступень составляют четыре боковых блока с кислородно-керосиновыми четырёхкамерными двигателями РД-170, возвращаемые на Землю с помощью парашютов. Ресурс модулей первой ступени составляет около 10 запусков. Блоки являются доработкой первой ступени ракеты-носителя «Зенит».
|
|
|
Вторая ступень оснащена четырьмя кислородно-водородными двигателями РД-0120 и является несущей конструкцией. Используется боковое крепление груза.
Разработка, Производство
Предложения по созданию комплекса "Энергия – Буран" были сформулированы на основании научно-исследовательских работ, проведенных в НПО "Энергия" в 1974-1975 гг, в рамках технического предложения по разработке проекта "Комплексной ракетно-космической программы". На начальном этапе реализации этой программы предусматривалась разработка средств выведения для развертывания и работы лунной базы. При уточнении программы приоритетным направлением была признана разработка в интересах Министерства обороны СССР многоразовой космической системы, аналогичной по своим характеристикам американской системе "Спейс Шаттл" - принципиально нового технического средства доставки на околоземные орбиты и возвращения на Землю значительных масс полезных грузов. Предложения НПО "Энергия" легли в основу Постановления Правительства от 17 февраля 1976 года "О создании многоразовой космической системы (МКС) в составе разгонной ступени, орбитального самолета, межорбитального буксира-корабля, комплекса управления системой, стартово-посадочного и ремонтно-восстановительного комплексов и других наземных средств, обеспечивающих выведение на северо-восточные орбиты высотой 200 км полезных грузов массой до 30 т и возвращение с орбиты грузов массой до 20 т". Основным заказчиком МКС выступало Министерство обороны СССР, а головным разработчиком - НПО "Энергия". Главное управление космических средств Министерства обороны (ГУКОС МО, А.А.Максимов) разработало, согласовало со всеми заинтересованными министерствами и выдало НПО "Энергия" тактико-техническое задание на создание многоразовой космической системы "Буран". Комиссией Президиума Совета Министров СССР по военно-промышленным вопросам 18 декабря 1976 года была утверждена кооперация исполнителей - организаций-разработчиков и заводов-изготовителей. Проектирование МКС "Буран" в НПО "Энергия" вели подразделения главного конструктора И.Н.Садовского. Его первыми заместителями в разное время работали Б.В.Чернятьев, Г.Н.Дегтяренко, Заместителем главного конструктора по ракете-носителю был назначен Я.П.Коляко.
|
|
|
12 декабря 1976 года генеральным конструктором был утвержден эскизный проект многоразовой космической системы (индекс 1К11К25), в которой главной составной частью стала двухступенчатая ракета-носитель (индекс 11К25) с кислородно-керосиновой I ступенью и кислородно-водородной II ступенью. Эскизный проект был одобрен в целом, но получил ряд замечаний и предложений, для реализации которых было разработано Дополнение к нему
В июле 1977 года Дополнение прошло экспертизу, было одобрено Советом главных конструкторов, научно-техническим советом Министерства общего машиностроения (НТС МОМ) и легло в основу Постановления Правительства от 21 ноября 1977 года, которым были утверждены основные этапы и мероприятия по обеспечению создания многоразовой космической системы. После окончательного согласования эскизного проекта и Дополнения к нему в марте 1978 года был подготовлен технический проект.
|
|
|
Межведомственная экспертная комиссия, головные институты и заказчик отметили ряд недостатков, главным из которых была сложность конструктивно-компоновочной схемы центрального блока (блока Ц). Блок конструктивно разделили на два полублока (верхний нижний), что обеспечивало условия транспортирования элементов блока самолетом 3М-Т, а также увеличивало массовую отдачу ракеты-носителя: верхний полублок после выработки топлива должен был сбрасываться. Но это, в свою очередь, требовало введения системы перелива компонентов топлива в полете и отчуждения по трассам полета дополнительных районов падения.
|
|
|
Учтя эти замечания в Дополнении к техническому проекту (выпущено в июне 1979 года), НПО "Энергия" приступило к созданию системы в целом и ракеты-носителя в кооперации разработчиков, а также к выпуску рабочей документации на штатную ракету-носитель, экспериментальные ракеты и установки.
К разработке была принята двухступенчатая ракета-носитель пакетной схемы с параллельным расположением ступеней и боковым расположением полезного груза, в которой четыре боковых ракетных блока 1 ступени (блоки А) располагались вокруг центрального ракетного блока 2 ступени (блока Ц). Ракета-носитель устанавливалась на стартово-стыковочный блок (блок Я), предназначенный для ее стыковки с пусковой установкой стартового комплекса и обеспечения силовых, пневмогидравлических и электрических связей ракеты-носителя с пусковой установкой при подготовке к пуску. Стартово-стыковочный блок служил опорным силовым элементом при сборке и транспортировании ракеты-носителя.
Пакетная схема компоновки РН была выбрана благодаря ее универсальности, т. е. возможности выведения разнообразных крупногабаритных полезных грузов (пилотируемых орбитальных кораблей и различных беспилотных космических аппаратов) и возможности создания на ее базе ряда ракет-носителей в широком диапазоне грузоподъемности (от 10 до 200 т) за счет изменения количества ракетных блоков 1 ступени и использования различных вариантов блоков 2 ступени.
При создании "Энергии" были объединены усилия сотен конструкторских бюро, заводов, научно-исследовательских организаций, военных строителей, эксплуатационных частей космических сил. Десятки министерств и ведомств организовали работу предприятий. Академия наук СССР и академии союзных республик работали над решением проблем создания уникального комплекса. Всего в разработке участвовало 1206 предприятий и организаций почти 100 министерств и ведомств, были задействованы крупнейшие научные и производственные центры России, Украины, Белоруссии и других республик СССР. Над созданием этой системы работали около миллиона человек во всех отраслях промышленности Советского Союза.
Головные разработчики и изготовители ракеты-носителя "Энергия":
- НПО "Энергия", - по комплексу в целом, ракете-носителю, орбитальному кораблю, техническому комплексу; генеральный конструктор В.П.Глушко, в том числе завод экспериментального машиностроения (ЗЭМ), директор А.А.Борисенко.
- НПО "Южное" - разработчик блока А, генеральный конструктор В.Ф.Уткин;
- Южный машиностроительный завод - изготовление модульных частей блоков А; изготовитель ракетно-космических систем разработки КБ "Южное"; генеральный директор А.М.Макаров, с 1986 г. -Л.Д.Кучма. Днепропетровск, Украина;
- Куйбышевский машиностроительный завод "Прогресс" - изготовитель блоков Ц и Я и сборщик всего пакета ракеты-носителя "Энергия" на территории космодрома Байконур; директор завода А.А.Чижов;
- Куйбышевское КБ (Волжский филиал НПО "Энергия") - по блоку II ступени и стартово-стыковочному блоку Я;; главный конструктор Б.Г.Пензин;
- НПО "Молния" - разработчик орбитального корабля-планера; генеральный директор и главный конструктор Г.Е.Лозино-Лозинский;
- НПО "Энергомаш" - разработчик мощных кислородно-керосиновых двигателей РД-170 первой ступени; генеральный конструктор с 1974 г. В.П.Радовский. Изготовитель - завод "Энергомаш"; директор С.П.Богдановский;
- КБ "Химавтоматика" - разработчик двигателей РД-0120 второй ступени; главный конструктор А.Д.Конопатов, В.С.Рачук, директор завода-изготовителя Г.В.Костин. Воронеж, Россия;
- НИИ авиационного приборостроения - разработчик системы управления орбитального корабля "Буран" и ряда баллистических ракет, ракет-носителей типа "Зенит", "Протон", Н-1 и семейства ракет ранних разработок; генеральный конструктор Н.А.Пилюгин, затем В.Л.Лапыгин;
- НПО "Электроприбор" - разработчик систем управления ракеты- носителя "Энергия"; главный конструктор В.Г.Сергеев, А.Г.Андрющенко, Харьков, Украина;
- КБ общего машиностроения - разработчик стартовых комплексов, наземных технических средств ракеты-носителя "Энергия" и ряда ракет разработки С.П.Королева., М.К.Янгеля и В.Н.Челомея; генеральный конструктор В.П.Бармин;
- НПО "Искра" - головное по твердотопливным двигателям; руководил разработкой Л.Н.Лавров;
- ГИПХ - ответственный по компонентам и обеспечению пожаро- взрывобезопасности; директор института В.С.Гидаспов, заместитель Е.А.Сиволодский, организатор экспериментальной отработки Г.С.Потехин;
- НПО "Композит" - ведущий институт по современным материалам; директор С.П.Половников, заместитель Ю.Г.Бушуев;
- ПО "Арсенал" (В.Г.Петров) - по рулевым приводам;
- НИИТМ, позднее НПО "Техномаш" - головной разработчик совершенной технологии, директор А.В.Колупаев;
- Центральный институт машиностроения (ЦНИИМаш) – головной институт отрасли, ответственный в том числе по прочности и динамическим характеристикам, директор Ю.Д.Мозжорин;
- НИИ химического машиностроения (НИИХимМаш) - головной по проведению огневых стендовых испытаний блоков и ракеты на Байконуре, директор Ю.А.Корнеев;
- НПО измерительной техники (НПО ИТ) – телеметрическое обеспечение, директор института О.А.Сулимов;
- НПО "Криогенмаш" - по криогенному оборудованию, директор В.П.Беляков, Н.Е.Курташин;
- 50 ЦНИИ КС - по военно-техническому сопровождению разработки, начальник института генерал И.В.Мещеряков;
- И, конечно, космодром "Байконур", войсковая часть 11284 по подготовке и проведению летных испытаний, начальник полигона генерал Ю.А.Жуков.
Главным разработчиком ракеты являлось подмосковное НПО «Энергия». Первая отправка частей центрального блока «Энергии» из Куйбышева в Жуковский состоялась водным путём в октябре 1980 года. Проводкой баржи под железнодорожным мостом через реку Самарка руководил Самарского начальник речного порта, просвет между грузом и мостом составил всего лишь 0,5 м. 1 ноября 1980 года груз прибыл на пристань Кратово в Жуковском. Уже в январе 1981 года начались лётные испытания специально разработанного самолёта-транспортировщика ВМ-Т с этим грузом на аэродроме ЛИИ (Раменское). В 1982—83 годах было таким же путём отправлено ещё несколько грузов (частей центрального блока «Энергии») и испытания самолёта продолжались.
С 1984 года части центрального блока ракеты доставлялись на самолёте ВМ-Т непосредственно с куйбышевского аэродрома Безымянка на космодром Байконур (на аэродром «Юбилейный»), где в монтажно-испытательном корпусе (МИК) осуществлялась сборка ракеты и подготовка к пуску.
ВМ-Т «Атлант» c водородным баком ракеты-носителя «Энергия»
Доставка частей центрального блока «Энергии» на самолёте ВМ-Т была временным вариантом; в дальнейшем планировалось доставлять центральный блок из Куйбышева на Байконур в собранном виде на самолёте Ан-225 «Мрия».
Ан-225 «Мрия» и «Буран»
При создании Энергии понадобились принципиально новые технические решения, совершенно новые технологии и материалы. Характеристики "новое" и "принципиально новое" относятся практически ко всем слагаемым системы "Энергия-Буран" - от конструкции самой ракеты до способов ее сборки и перевозки, от стартового комплекса до концепции автоматического управления, надежности, безопасности и испытаний. Ракета выполнена по двухступенчатой схеме. Построенная по блочному принципу, она собрана в пакет вокруг центрального кислородно- водородного блока. Двигатели, однако, запускаются с двигателями первой ступени, в связи с чем, строго говоря, ракета считается полутораступенчатой. Боковые блоки - кислородно-керосиновые. Суммарная тяга двигателей в начале полета, на момент старта, около 3600 т — это, естественно, значительно больше (в полтора раза) стартового веса всей системы "Энергия" - "Буран".
В процессе разработки и реализации проекта в целях обеспечения гарантированного полета ракеты-носителя в штатном режиме, а также при возникновении нештатных ситуаций сотрудниками НПО "Энергия" и специалистами смежных предприятий были предложены и внедрены многие оригинальные проектно-конструкторские решения: разработаны и отработаны двигательные установки с системами рулевых приводов, система автономного управления с соответствующим программно-математическим обеспечением, система пожаро- и взрывопредупреждения, средства аварийной защиты двигателей, бортовые средства системы прицеливания, средства контроля заправки компонентами топлива, управления средствами дожигания выбросов непрореагировавшего водорода, система бортовых телеметрических измерений, средства радиоконтроля траектории полета ракеты-носителя. Двигательная установка ракеты-носителя "Энергия" состоит из четырех четырехкамерных кислородно-керосиновых двигателей РД-170 (по одному на каждом из четырех блоков 1 ступени ракеты) и четырех однокамерных кислородно-водородных двигателей РД-0120 на центральном блоке 2 ступени, а также пневмогидросистемы, обеспечивающей их функционирование. Тяга у земли двигателя 1 ступени 740 тс, двигателя 2 ступени 146 тс, в пустоте 200 тс. Двигатели РД-170, специально разработанные для ракеты-носителя "Энергия", обладают рекордными параметрами и не имеют аналогов за рубежом, а двигатели РД-0120 - первые мощные отечественные двигатели, использующие в качестве горючего жидкий водород. При сжигании тонны водорода, как известно, выделяется в три раза больше энергии, чем от тонны керосина.
Двигатели РД-170 (слева) и РД-0120 (справа)
Разновременный запуск всех двигателей ракеты-носителя у земли (двигатели центрального блока запускаются раньше на 8 секунд) и плавный набор ими тяги позволяют минимизировать механические и газодинамические нагрузки на конструкцию ракеты-носителя и обеспечивают наиболее полный контроль нормального функционирования двигательных установок до отрыва ракеты-носителя от пускового устройства, что исключает ее старт с неисправным двигателем. Широкие диапазоны регулирования тяги двигателей и массового соотношения компонентов топлива, поступающего в камеры, обеспечивают реализацию наиболее оптимальных параметров движения ракеты-носителя и синхронизацию опорожнения топливных баков. Штатное выключение двигателей происходит после их перевода на режим конечной ступени тяги, составляющей 40-50% от номинального значения. Ракета-носитель на активном участке полета управляется и стабилизируется путем отклонения вектора тяги двигателей I и II ступеней в двух плоскостях: на I ступени качаются в двух плоскостях четыре камеры сгорания каждого двигателя, а на II ступени - четыре двигателя в двух плоскостях каждый. Для этого двигатели имеют узлы качания, позволяющие изменять положение вектора тяги для управления ракетой-носителем. Система высокоточных рулевых приводов обеспечивала качание каждого двигателя II ступени и четырех камер двигателя I ступени за счет газообразных компонентов топлива двигателей. В гидравлическую систему питания рулевых приводов введена специальная система кольцевания, обеспечивающая работоспособность системы рулевых приводов в случае отказа одного из них. Рулевые приводы развивают тяговые усилия около 50 тс на I ступени и около 33 тс на II ступени и действуют с точностью 1% от диапазона перемещения приводов.
Система автономного управления ракеты-носителя "Энергия" на базе цифрового вычислительного комплекса обеспечивает высокую точность выведения полезного груза в заданную область и широкие возможности ракеты-носителя по выходу из нештатных ситуаций, в том числе и при отказе одного из двигателей ракеты-носителя. В этом случае система управления в зависимости от времени отказа двигателя реализует нештатное выведение орбитального корабля на орбиту с возможным выполнением задачи пуска или приведение ракеты-носителя в заданный район и обеспечение посадки орбитального корабля на посадочный комплекс.
Отделение боковых ракетных блоков от центрального происходит попарно с помощью твёрдотопливных ракетных двигателей (РДТТ), расположенных на наружной поверхности отделяемого блока под специальными обтекателями, по команде системы управления, формируемой при израсходовании компонентов топлива в одном из блоков. При этом крайне нежелательно воздействие струй ракетных двигателей на блок «Ц», вследствие чего сопла РДТТ развернуты, а блок «Ц» дополнительно защищен теплостойким покрытием, выделяющимся своим серым цветом. Сходное покрытие нанесено и на верхнюю часть блоков «А» и «Ц» для защиты от аэродинамического нагрева во время прохождения через атмосферу. Параметры движения ракеты-носителя выбираются из условия обеспечения падения боковых блоков в заданном районе.
Двигатели центрального ракетного блока выключаются системой управления попарно (диаметрально противоположные), после чего происходит разрыв всех узлов связи центрального блока с полезным грузом.
Система пожаро- и взрывопредупреждения, предназначенная для повышения безопасности работ на стартовой позиции и предупреждения взрыва ракеты-носителя в полете при аварийных утечках водорода и кислорода из центрального блока, исключает возможность образования в отсеках пожароопасных смесей, а в случае появления пожара до старта ракеты-носителя подает команду на системы, локализующие его. Принцип построения системы предусматривает возможность изменения ее конфигурации, настройки датчиков, алгоритмов обработки и использования ее для различных объектов контроля.
Система аварийной защиты двигателей РН контролирует их параметры в процессе запуска и работы. Ее принципиальной особенностью является возможность выключения аварийного двигателя до его разрушения. При отклонении контролируемых параметров двигателя за пределы допустимых значений вырабатывается сигнал аварийного выключения двигателя, по которому система управления РН реализует циклограмму его выключения, а при некоторых условиях – и выключения диаметрально противоположного двигателя, нормально работающего. Это предупреждает развитие аварии на борту ракеты-носителя и позволяет продолжать управляемый полет для реализации нештатного выведения космического аппарата или маневра приведения аварийной ракеты-носителя в заданный район. Система аварийной защиты используется также при наземных огневых испытаниях РН, ракетных блоков и отдельных двигателей.
Система измерений имеет в своем составе высокоинформативные радиотехнические системы для измерения медленно– и быстроменяющихся параметров, которые передают информацию на Землю по собственному радиотракту, а также автономные системы, установленные на каждом ракетном блоке I ступени и регистрирующие информацию на спасаемые бортовые магнитные носители. Телеметрическая информация в контуре управления процессом подготовки и полета ракеты-носителя не используется.
Ракетный блок А первой ступени занимает особое место среди новых проектно-конструкторских решений, так как проектировался унифицированным для семейства ракетносителей среднего, тяжелого и сверхтяжелого классов. В соответствии с тактикотехническими требованиями МКС "Энергия – Буран" должен быть многоразовым и использоваться в полете не менее 10 раз. Применительно к ракетному блоку с жидкостным ракетным двигателем такое требование было предъявлено впервые в мировой практике. В результате всесторонних исследований была выбрана парашютно-реактивная схема возвращения блока после его отделения от ракеты-носителя.
Элементы средств возвращения (парашютная система, твердотопливные ракетные двигатели мягкой посадки и разделения параблока на моноблоки, посадочное устройство, система управления возвращением) расположены частично внутри отсеков блока А, большей частью – под крупногабаритными обтекателями, установленными на его наружной поверхности.
Возвращение блоков и их повторное использование – это сложная научно-техническая задача, которую предполагалось решать последовательно, по мере проведения экспериментальной отработки и увеличения числа пусков РН. При первых летных испытаниях блоки А в составе ракеты-носителя не оснащались средствами возвращения, а использовались отдельные системы для их отработки, хотя для обеспечения неизменных аэродинамических обводов с первого полета ракеты-носителя на блоках А были установлены все обтекатели средств возвращения.
Примечательно и то, что для снижения стоимости разработки боковых блоков их конструкция максимально унифицирована с первой ступенью новой одноразовой ракеты «Зенит», эксплуатация которой началась в 1987 году. В обоих случаях двигательной установкой служит четырехкамерный РД-170, работающий на жидком кислороде и углеводородном горючем.
Залогом успеха создания ракеты-носителя "Энергия" стал большой объем наземной экспериментальной отработки, который планировался так, чтобы обеспечить успех с первого пуска, т.е. до летных испытаний предусматривалась отработка конструкции, функционирования всех систем и агрегатов, а летными испытаниями только подтверждались заданные характеристики. Такой принцип был заложен в "Комплексную программу экспериментальной отработки" и "Программу летных испытаний". Всего по ракете-носителю "Энергия" были проведены испытания на 232 экспериментальных установках и 30 прочностных сборках, что соответствовало изготовлению четырех полных комплектов штатной ракеты-носителя.
Для отработки баков и холодных опрессовок каждого бака, изготовленного из криогенно-упрочняемого сплава (сплав 1201), Волжским филиалом НПО "Энергия" была создана уникальная база – стенд криогенно-статических и статических испытаний полноразмерных кислородных и водородных баков в среде жидкого азота.
Испытания и пуски
В декабре 1982 года в монтажно-испытательном корпусе была проведена первая сборка (по нештатной технологии) "пакета" ракеты-носителя - экспериментальной технологической ракеты 4М; в мае - июне 1983 года выполнена программа динамических испытаний как в вертикальном положении на универсальном комплексе стенд-старт, так и в горизонтальном - на стыковочно-монтажных тележках в монтажно-испытательном корпусе космодрома Байконур. В октябре 1983 года выполнены примерочные работы ракеты 4М с системами наземного оборудования универсального комплекса стенд-старт.
С марта по октябрь 1985 года на универсальном комплексе стенд-старт проведены "холодные" стендовые испытания центрального блока Ц, при которых была отработана технология заправки блока Ц компонентами топлива (жидкие водород и кислород). При этом следует отметить, что заправка производилась переохлажденным жидким водородом, что делалось впервые в мире, так как в США применялся только "кипящий" водород. Всего было проведено девять заправок ракеты 4М топливом как покомпонентно, так и двумя компонентами топлива одновременно, что дало основание перейти к огневым испытаниям блока в составе стендовой ракеты 5С. При первом огневом испытании предусматривалась работа двигательной установки блока Ц в течение 20 секунд. Однако через 2,58 секунды после начала запуска ДУ прошла команда "Автоматическое прекращение подготовки" из-за медленного набора оборотов одного из турбонасосных агрегатов ДУ. Одновременно с прохождением команды АПП практически было зафиксировано падение управляющего давления гелия на нескольких магистралях пневматической сети, что говорило о потере герметичности или разрушении пневмомагистрали, в результате чего произошла утечка гелия из ресиверов наземной системы газоснабжения и, следовательно, все электропневмо-клапаны стали неуправляемыми. Слив компонентов топлива (жидкие водород и кислород) из баков стал невозможен. Необходимо было срочно устранить эту неисправность путем подключения к наземной системе газоснабжения дополнительных баллонов с гелием и отключить негерметичный бортовой трубопровод.
Для проведения этих работ на стартовую позицию была направлена аварийная бригада, которой пришлось работать в непосредственной близости от заправленной ракеты и даже в подстольных помещениях под ней. (Некоторые члены аварийной бригады, учитывая опасность работ, отказались от участия в них и были срочно заменены.) Аварийная бригада через 55 мин после начала работы подключила дополнительные баллоны с гелием, а боевой расчет закрыл электропневмоклапан, связанный с подачей газа в негерметичный трубопровод. Это позволило восстановить управление всеми ЭПК и обеспечить штатный режим слива.
При последующем осмотре ракеты было выявлено разрушение одной пневмо-магистрали (трубки диаметром 20 мм), что потребовало проведения ряда мероприятий по повышению надежности. Второй огневой запуск ракеты 5С с длительностью работы двигательной установки 390 с был проведен без замечаний. Для восстановления работоспособности ТНА двигателя 11Д122 была проведена замена бустерного насоса горючего. Работы такого масштаба в составе изделия на стенде были проведены впервые в практике отечественного ракетостроения. С августа по сентябрь 1986 года на УКСС были проведены "холодные" стендовые испытания ракеты-носителя с установленным на ней макетом орбитального корабля с имитацией (с помощью двигателей на твердом топливе) силовых импульсных нагружений конструкции заправленной ракеты-носителя, а в сентябре 1986 года на стартовом комплексе - комплексные испытания ее с наземными системами и оборудованием стартового комплекса, включая заправку ракеты-носителя штатными компонентами топлива.
Было выполнено всего два пуска этого уникального комплекса:
· 15 мая 1987 с экспериментальной нагрузкой: спутник «Полюс» (массогабаритный макет орбитальной лазерной платформы «Скиф-ДМ»), не выведен на орбиту из-за сбоя системы ориентации самого КА;
· 15 ноября 1988 в составе комплекса МТКК «Энергия-Буран».
Учитывая отставание в изготовлении первого орбитального корабля, НПО "Энергия" предложило, по инициативе главного конструктора Б.И. Губанова, провести летные испытания с использованием экспериментальной ракеты-носителя (имевшей индекс 6С). В качестве полезного груза предлагалось вместо орбитального корабля использовать уже готовый 80-тонный космический аппарат "Скиф-ДМ". Программой летных испытаний МКС "Буран", утвержденной в 1986 году, было предусмотрено проведение 10 пусков ракеты-носителя "Энергия" с ОК "Буран", причем первые пуски должны быть беспилотными.
Предложение о пуске экспериментальной ракеты-носителя, после доработки получившей индекс «6СЛ», вызвало дискуссию, продолжавшуюся до начала 1987 года. В конце концов разрешение на пуск выдали под ответственность НПО «Энергия». Первый пуск ракеты-носителя "Энергия" 6СЛ был проведен с УКСС 15 мая 1987 года в 21 ч 30 мин по московскому времени, хотя и с задержкой на 5 ч, что угладывалось в резерв графика подготовки пуска. Задержка случилась по двум причинам: первая была вызвана негерметичностью разъемного стыка трубопроводов по линии управляющего давления на расстыковку разъемного соединения термостатирования и отстрел электроплаты на блоке 30А из-за нештатной установки уплотнительной прокладки, а вторая - тем, что один из двух бортовых клапанов в магистрали термостатирования жидкого водорода, после выдачи автоматической команды на их закрытие, не сработал, судя по показаниям его концевых контактов; все попытки закрыть его к успеху не привели. Так как оба клапана в изделии закреплены на одном механическом основании, было предложено открыть закрытый клапан вручную и выдать команду "Закрытие" сразу двумя клапанами одновременно, чтобы механическое воздействие от нормально работающего клапана через единое основание воздействовало на второй клапан. После выполнения этой операции "зависший" (второй) клапан выдал информацию о своем закрытии. Для подтверждения его нормального функционирования (срабатывания его концевых контактов) ручные команды выдали еще два-три раза. Они были четко выполнены. При последующих операциях подготовки пуска этот клапан выполнял все выдаваемые команды.
Пуск прошел успешно. Изменение всех параметров движения ракеты по времени полностью соответствовало данным предварительного моделирования, по которым при заложенных в бортовые приборы алгоритмах управления ракета на начальном участке полета должна значительно отклониться в плоскости тангажа. Это и произошло при пуске, хотя на всех наблюдавших пуск такое значительное отклонение ракеты при старте оказало большое эмоциональное воздействие. В дальнейшем бортовые алгоритмы были откорректированы и заметных угловых отклонений при старте ракеты не отмечалось.
Триумф от запуска новой ракеты несколько омрачила гибель аппарата «Скиф-ДМ». Тут следует заметить, что при планировании состава первой экспериментальной ракеты конструкторы предполагали отправить на орбиту простейший макет полезной нагрузки, представлявший собой цилиндр из толстолистовой стали с оживальной носовой частью диаметром 4 метра и длиной около 25 метров. По внешним габаритам он был аналогом будущего грузового отсека, но пустой внутри. Разделявшие его переборки служили только для увеличения веса. По программе полета он должен был приводниться вместе со второй ступенью «Энергии» в акватории Тихого океана.
Но мнение разработчиков расходилось с планами руководства и Генерального конструктора Глушко. Они считали, что пуск следует завершить полетом реального космического объекта. Так, на роль полезной нагрузки была отобрана 80-тонная космическая станция «Скиф-ДМ», которой впоследствии присвоили официальное название «Полюс».
После отделения от ракеты-носителя «Полюс» должен был совершить маневр поворота на 180 по тангажу и на 90 по крену. Этот маневр был выполнен штатно. Однако процесс «переворачивания» из-за ошибки, заложенной в программе полета макета, не прекратился, а продолжился.
В расчетный момент автоматически включилась маршевая двигательная установка, которая сообщила бы космическому аппарату дополнительную скорость порядка 60 м/с, необходимую для его выхода на штатную орбиту. В связи с тем, что разворачивание продолжалось, «Полюс», не добрав нужной скорости и совершая сложный кульбит относительно баллистической траектории, врезался в океан.
РН «Энергия» и КА «Полюс» во время транспортировки на стартовый стол
Второй полёт «Энергии» и первый полет «Бурана»
Подготовка второго пуска ракеты-носителя "Энергия", на этот раз с орбитальным кораблем "Буран", проводилась очень тщательно, с учетом всех возможных нештатных ситуаций, которые возникали ранее и которые теоретически могли быть. Техническим руководителем летных испытаний МКС был назначен В.П.Глушко.
Запуск первого орбитального корабля "Буран" был намечен на 29 октября 1988 года.
Предстартовая подготовка МКС на стартовом комплексе 28 и 29 октября 1988 года проходила очень тяжело: было 15 сбоев в работе как наземных, так и бортовых систем, которые пришлось оперативно устранять, график подготовки пуска, хотя и имел резерв, находился под угрозой срыва.
После устранения замечаний подготовка пошла нормально, и все с нетерпением ждали момента пуска. Однако за 51 с до начала запуска двигательных установок ракеты-носителя "Энергия" автоматизированная система управления подготовкой пуска выдала во все системы, участвующие в пуске, команду "Автоматическое прекращение подготовки" из-за снятия готовности к пуску системы управления полетом. Причина была в задержке отстыковки от борта ракеты-носителя платы с тремя приборами азимутального наведения (прицеливания), и, следовательно, произошла задержка с отводом фермы, на которой они располагались. Сложившаяся нештатная ситуация была одной из ранее рассмотренных нештатных ситуаций по отмене пуска. Руководство пуска выдало команду "Задержка на 4 ч", так как документированного подтверждения причин АПП от системы диагностики еще не поступило. Через 9 мин было получено документальное подтверждение (распечатка) причины прекращения пуска. Сразу же после этого техническое руководство выдало команду на отмену пуска и слив компонентов топлива, так как прошли операции по разрыву связей "Земля - борт", а системы I ступени ракеты-носителя "Энергия" перешли на бортовое электропитание, что исключало возможность повторного пуска 29 октября. Задержка со сливом компонентов топлива могла привести к созданию аварийной ситуации как для ракеты-носителя, так и для орбитального корабля. Государственной комиссией была образована аварийная комиссия по выявлению и устранению причин задержки отстыковки платы прицеливания. Установили жесткий срок - 3 дня. Комиссия работала круглосуточно. Причины были найдены, эксперимент подтвердил их достоверность. Дефект носил конструкционный характер (яркий пример того, что мелочей в ракетной технике не бывает). Повторный пуск ракеты-носителя "Энергия" с орбитальным кораблем "Буран" был намечен на 15 ноября 1988 года.
МКС «Энергия-Буран» на стартовом столе
Перенос пуска совпал с резким изменением погодных условий: 15 ноября 1988 года они были на грани установленных ограничений на пуск, но на заседании Государственной комиссии было единогласно принято решение о проведении пуска. Однако за 13 мин до пуска, когда вся предстартовая подготовка проходила без замечаний и график подготовки выполнялся без задержек с обеспечением пуска в 6 ч 00 мин 02 с московского времени, на стол технического руководителя было положено шторм-предупреждение метеослужбы космодрома об усилении порывов ветра до 20 м/с, что превышало установленные ограничения. На принятие решения оставалось 3 мин, так как по 10-минутной готовности на ракете-носителе "Энергия" проходили заключительные операции по корректировке уровня компонентов топлива в баках, после которых процесс слива в случае отмены пуска был технически сложным.
Генеральные и главные конструкторы (Ю.П.Семенов, Г.Е.Лозино-Лозинский, Б.И.Губанов, В.П.Бармин, Я.Е.Айзенберг и В.Л.Лапыгин) приняли решение о проведении пуска и получили согласие Государственной комиссии. Пуск прошел без замечаний.
В 6 часов 00 минут по московскому времени ракетнокосмический комплекс «Энергия-Буран» оторвался от стартового стола и почти сразу же ушел в низкую облачность.
Через 8 минут завершилась работа ракеты, и орбитальный корабль «Буран» начал первый самостоятельный полет.
Первые секунды полета МКС «Энергия-Буран»
Ещё немного о двигателях
ЖРД РД-170 (11Д521)
Общие Сведения
Двигатель выполнен по замкнутой схеме с дожиганием окислительного генераторного газа после турбины.
Компоненты топлива: окислитель - жидкий кислород, горючее - керосин.
Двигатель состоит из четырех камер сгорания, турбонасосного агрегата (ТНА), бустерного насосного агрегата горючего (БНАГ), бустерного насосного агрегата окислителя (БНАО), двух газогенераторов, блока управления автоматикой, блока баллонов, системы приводов автоматики (СПА), системы рулевых приводов (СРП), регулятора расхода горючего в газогенераторе, двух дросселей окислителя, дросселя горючего, пуско-отсечных клапанов окислителя и горючего, четырех ампул с пусковым горючим, пускового бачка, рамы двигателя, донного экрана, датчиков системы аварийной защиты, двух теплообменников для подогрева гелия на наддув бака окислителя.
Одна из основных конструктивных особенностей этого двигателя - наличие четырех камер, качающихся в двух плоскостях, и двух газогенераторов, работающих на одну турбину. Четыре камеры сгорания позволили иметь параметры камеры по тяге, близкие к освоенному диапазону: 185 т тяги при достигнутых в других разработках 150 т. Кроме того, наличие четырех камер и двух ГГ позволяет организлвать автономную отработку этих агрегатов.
Турбонасосный агрегат располагается между камерами, и его ось параллельна оси камер. Такое решение позволяет оптимально разместить двигатель в ограниченных габаритах хвостового отсека РН.
Для обеспечения ремонтопригодности конструкции широко используются разъемные фланцевые соединения. Для обеспечения герметичности напряженных фланцев большого диаметра используются самоуплотняющиеся двухбарьерные уплотнения с металлическими прокладками.
При разработке двигателя было предусмотрено обеспечение возможности не менее двадцатикратного его использования в составе носителя, включая межполетные огневые проверки в составе блока. Гарантированные запасы работоспособности двигателей по ресурсу и количеству включений, сверх потребных в эксплуатации (перед последним использованием), должны составлять не менее 5, необходимых для одного полета.
Технические параметры двигателя
| Параметр | Значение | Единицы | |
| Тяга | |||
| у Земли | 740 000 | кг | |
| 7256 | кН | ||
| в пустоте | 806 000 | кг | |
| 7904 | кН | ||
| Пределы дросселирования тяги | 100-40 | % | |
| Удельный импульс тяги | |||
| в вакууме | 337 | с | |
| на уровне моря | 309 | с | |
| Давление в камере сгорания | 24.5 | МПа | |
| Расход компонентов топлива через двигатель | 2393 | кг/с | |
| Коэффициент соотношение компонентов | 2.63 | m(ок)/m(г) | |
| Регулирование соотношения компонентов | ±7 | % | |
| Время работы | 140-150 | с | |
| Масса двигателя | |||
| сухого | 9755 | кг | |
| залитого | 10750 | кг | |
| Габариты | |||
| высота | 4015 | мм | |
| диаметр в плоскости среза сопел | 3565 | мм | |
Дата добавления: 2021-02-10; просмотров: 192; Мы поможем в написании вашей работы! |
Мы поможем в написании ваших работ!