В этот день… №3-16 (1-10 апреля)



Александр Грищенко 12 апреля 1961 года первый человек в мире совершил космический полёт. Фамилия Главного конструктора ракетно-космических систем тогда не разглашалась, но специалистам она была хорошо известна. Дело в том, что за 28 лет до полёта Юрия Гагарина об инженере С. П. Королёве писала главная газета СССР «Правда». Точнее, не о самом Королёве, а о его работе.
 

 
5 апреля 1990 года – первый старт крылатой РН «Пегас» (США).

Неизвестно, использовался опыт создания авиационно-космической системы (АКС) NOTSNIK (обзор №2-25 1–10.07.2017), при разработке АКС «Пегас» (Pegasus) или нет? Но через 30 лет в США удалось впервые в мире успешно включить в состав космической транспортной системы самолёт-разгонщик ракеты-носителя. Воздушный старт позволил заметно снизить стоимость выведения полезного груза на орбиту.

РН «Пегас» под фюзеляжем самолёта-носителя L-1011Трёхступенчатая РН лёгкого класса «Пегас» может вывести на низкую околоземную орбиту до 443 кг. «Нулевая» ступень, т.е. самолёт-разгонщик, естественно используется многократно, с минимальным объёмом межполётного обслуживания. Кроме того, воздушный старт РН с борта самолёта позволяет выбирать наиболее приемлемую точку для выведения спутника на требуемую орбиту с возможностью падения отработавших ступеней в мировой океан.

Ракета-носитель разработана и изготавливается компанией OSC (Orbital Science Corporation). Разработка ракеты началась в 1987 году. После объединения в 1988 г. с компанией Hercules Aerospace Company (НАС) и была создана АКС «Пегас». Основными составляющими системы «Пегас» являются трёхступенчатая твердотопливная ракета-носитель и самолёт-носитель (разгонщик). На высоте немногим более 11 км при скорости полёта 0,8М ракета-носитель отделяется и совершает дальнейший полет, используя тягу своих двигателей. Полезные грузы доставляются на околоземную орбиту или совершают суборбитальный полет. Первый полет ракеты совершён в апреле 1990 г.

Длина ракеты 15,5 м, диаметр 1,27 м. Изготовлена РН из углеродистых композиционных материалов. Тяга твердотопливных двигателей в вакууме: первой ступени – 484,9 кН, второй ступени – 122,8 кН и третьей ступени – 38,3 кН. Соответственно время горения: 74,4; 72,5 и 69,6 секунд. Удельный импульс тяги двигателей – 2850 м/с.

С 1994 года применяется модификация «Пегас-XL». Основные характеристики ракет семейства «Пегас» приведены в таблице:

Параметры «Пегас» «Пегас-XL»
Длина, м 15,5 17,37
Стартовая масса, т 18,52 22,583
Полезный груз, кг 320 370
I ступень
Масса, т 14,02
Тяга двигателя, кН 484,9 486,7
Время горения, с 74,4 76
II ступень
Масса, т 3,4
Тяга двигателя, кН 122,8 122,8
Время горения, с 72,5 70,7
III ступень
Масса, т 0,985
Тяга двигателя, кН 38,3 34,6
Время горения, с 69,6 66

В последующие годы появился вариант ракеты, дополненный блоком маневрирования, работающем на гидразине.

Количество запусков носителя «Пегас» уже превысило четыре десятка. За всё время применения неудачными были три запуска и ещё два – частично-неудачными. С 1997 года все запуски проходили успешно.
Сброс ракеты «Пегас» с самолёта-носителя
Пожалуй, для запуска небольших по массе спутников на околоземную орбиту АКС «Пегас» является одним из наиболее приемлемых вариантов по критерию «стоимость-эффективность».


 

6 апреля 1934 года – завершилась Всесоюзная конференция по изучению стратосферы (СССР).

В 1934 году, с 31 марта по 6 апреля, в Ленинграде проходила I Всесоюзная конференция по изучению стратосферы. В её проведении (инициатором созыва конференции выступила Академия наук СССР) участвовали видные учёные, представители Военно-Воздушных сил, гражданского воздушного флота и Осоавиахима. Вступительную речь на конференции произнёс академик С. И. Вавилов (впоследствии – Президент Академии наук).

Большое место в работе конференции заняли проблемы реактивной техники. Уже во вступительном слове академик Вавилов указал: «Конференции нужно вынести решение о наиболее рациональных конструкциях стратостатов, о перспективах стратоплавания и ракетных полётах».

Сергей Иванович ВавиловБолее подробно о технических средствах освоения стратосферы говорил профессор Н. А. Рынин, один из старейших русских воздухоплавателей и лётчиков, учёный, посвятивший много трудов вопросам авиации и воздухоплавания. В советское время Николай Александрович увлёкся ракетной техникой и космонавтикой. В конце 20-х годов Н. А. Рынин создал первую в мире энциклопедию по космонавтике – «Межпланетные сообщения».

В своём докладе на конференции Рынин отвёл специальный раздел реактивным стратопланам, что свидетельствовало о дальновидной постановке наукой в начале 30-х годов вопроса о достижении больших скоростей и высот полёта. В докладе также прозвучал анализ работ Ф. А. Цандера, Крокко (Италия), Зенгера (Германия) и обзор конкретных двигателей.

Вывод, сделанный профессором Н. А. Рыниным, основывался на последних данных науки тех лет и вызвал одобрение зала: «Наиболее реальными являются такие перспективы: до высоты 50 километров возможны полёты реактивных стратопланов, ещё выше – полёты ракет. Основными проблемами, подлежащими разрешению для освоения стратосферы, в настоящее время является теоретическое и экспериментальное изучение аэродинамики больших скоростей – работы ракет на жидком топливе…».

Николай Александрович РынинПосле Н. А. Рынина выступали специалисты, занимавшиеся изучением конструкции и полёта ракеты. Сначала на трибуну вышел М. К. Тихонравов. Его доклад назывался: «Применение ракетных летательных аппаратов для исследования атмосферы». В нём Михаил Клавдиевич прежде всего дал основные определения по ракетной технике, сложившиеся в результате работы ГИРДа и первых исследований РНИИ.

Тихонравов раскрыл то, что понималось уже тогда под словом «ракета», дал схему ракеты того времени, подробно разъяснил вопрос о возможностях ракет.
М. К. Тихонравов обрисовал возможности применения ракеты в исследовании стратосферы. Он коснулся и проблемы подъёма человека при помощи ракеты. Но в целом этот вопрос рассмотрел в своём выступлении на конференции С. П. Королёв.

Сергей Павлович дал классификацию ракетных аппаратов по виду топлива, на котором работают их двигатели – твердотопливные, жидкостные и воздушно-реактивные. Разобрал он и особенности, и возможности каждой группы аппаратов, причём ракетам с жидкостными двигателями отвёл наиболее существенное место: «Необходимо отметить большое значение подобных конструкций, работа которых уже не является кратковременным реактивным выстрелом, а может продолжаться заданное время. Возможно умышленное изменение режима, т.е. управление двигателем».

В своём выступлении будущий Главный конструктор ракетно-космических систем привёл расчёты весовых характеристик аппарата с двигателем на жидком топливе. Он нарисовал условия взлёта аппарата будущего: «независимо от того, каким образом будет произведён взлёт, можно сказать, что он будет, по крайней мере, в первой своей части, достаточно медленным. Это будет происходить, во-первых, потому, что организм человека не переносит больших ускорений. Ускорение порядка четырёх допустимо, но и то в течение ограниченного времени. Кроме того, низшие, наиболее плотные слои атмосферы выгодно проходить с небольшими скоростями».

С. П. Королёв, 1934 годСергей Павлович, перечислил также и проблемы, которые необходимо решить для создания ракетных аппаратов. К ним относились задачи по разработке высокоэффективных топлив и насосов, предназначенных для их подачи в двигатель; по сплавам высокой огнестойкости; по управлению ракетным летательным аппаратом, его устойчивости; вопросы посадки и ещё многое другое.

О том, какое впечатление на участников конференции произвело выступление С. П. Королёва, вспоминал член-корреспондент академии наук СССР Б. В. Раушенбах: «В 1934 году, будучи студентом, я пробрался в конференц-зал Академии наук. Я запомнил только его доклад. Меня поразила его уверенность в том, что можно и должно летать на аппарате с реактивным двигателем».

Выступления ракетчиков на конференции вызвали широкие отклики. Журнал «Самолет» подчёркивал, что «работники реактивного движения предъявляют металлургической промышленности «социалистический счёт»: дать сплавы, стойкие при очень высоких температурах». В апреле 1934 года газета «Правда» отметила: «В интересном докладе инж. С. П. Королёв (Реактивный научно-исследовательский институт) подверг анализу возможность и реальность полёта реактивных аппаратов в высших слоях атмосферы. Центральным является здесь создание ракетных двигателей на жидком топливе. Разрешение этой проблемы упирается в необходимость чрезвычайно большого расхода топлива и весьма высокие температурные условия (до 3 тыс. градусов)».

Можно считать, что именно на этой конференции была сделана «заявка» не только на военное, но и на научное применение ракетных летательных аппаратов в СССР.


 

9 апреля 1961 года – первый старт межконтинентальной баллистической ракеты Р-9 (СССР).

Несмотря на успешные испытания МБР Р-7 (обзор №1-23 21–31.08.2016), военным было ясно, что крупногабаритная кислородно-керосиновая ракета, запускаемая с наземного старта после суточной подготовки, не очень подходит для ответного ядерного удара по предполагаемому агрессору. Нужен был межконтинентальный носитель, обладающий более приемлемыми характеристиками, прежде всего по времени подготовки к пуску. Такие двухступенчатые ракеты разрабатывались в двух организациях. Одна из них – ОКБ-1 (гл. конструктор – С. П. Королёв).

Ракета Р-9 у входа в Центральный музей Вооруженных сил в МосквеПредложения по созданию новой ракеты на кислородно-керосиновом топливе стартовой массой в 100 т были подготовлены и переданы в Правительство в апреле 1958 года. Существовало два варианта ракеты: Р-9А (8К75) на керосине и кислороде и Р-9В (8К76) на керосине и азотной кислоте. Для Р-9В в ОКБ-2 (главного конструктора А. М. Исаева) создавалась связка из четырёх двигателей с тягой по 392 кН каждый. По настоянию ОКБ-1 дальнейшие работы были продолжены по первому варианту. Официально работы заданы Постановлением СМ СССР от 13 мая 1959 года. Непосредственная разработка двухступенчатой межконтинентальной баллистической ракеты Р-9А на низкокипящих компонентах топлива, унифицированной для наземных и групповых шахтных комплексов, начата в ОКБ-1 пол руководством С. П. Королёва после выхода постановления правительства от 30 мая 1960 года и приказа Госкомитета по оборонной технике от 22 ноября 1961 года. Большой вклад в разработку ракеты внёс заместитель главного конструктора ОКБ-1 В. П. Мишин. Б. Е. Черток вспоминал: «Мишин первым высказал революционную идею об использовании переохлаждённого жидкого кислорода. Если вместо минус 183°С, близких к точке кипения кислорода, понизить его температуру до минус 200°С, а ещё лучше до минус 210°С, то, во-первых, он займёт меньший объем и, во-вторых, резко уменьшатся потери на испарение. Если такую температуру удастся поддержать, можно будет осуществить скоростную заправку: кислород, попадая в тёплый бак, не будет бурно вскипать, как это происходит во всех наших ракетах от Р-1 до Р-7 включительно». Мишин предложил также использовать вакуумную изоляцию и целый ряд других оригинальных решений, в результате применения которых потери кислорода при транспортировке, хранении и заправке сократились в 500 раз!

ЖРД РД-111Основной задачей при создании ракетных комплексов на базе МБР Р-9А было возможно большее повышение их боеготовности и для этого было сделано все, что можно было сделать при использовании топлива на основе жидкого кислорода. Головной организацией по разработке незащищённого наземного стартового комплекса стало ГСКБ Спецмаш, возглавляемое В. П. Барминым. «На первом этапе работ предложения В. П. Бармина о создании полностью автоматизированного стартового комплекса для этой ракеты приняты не были. Была поставлена задача создать в кратчайшие сроки экспериментальный стартовый комплекс для обеспечения быстрейшей отработки ракеты с максимально возможным использованием агрегатов из других ракетных комплексов. В сжатые сроки была разработана экспериментальная пусковая установка в составе 28 агрегатов и устройств, которая в конце 1962 года была введена во временную эксплуатацию на космодроме Байконур». Первый наземный стартовый комплекс «Десна-Н» был построен на площадке №71 Байконура. В его состав входили две пусковые установки, командный пункт, хранилища ракет и топлива. Вскоре он был разрушен при аварийном пуске ракеты. Следует отметить, что разработчиками стартовых комплексов Р-9А предлагались самые различные варианты. В частности, рассматривались укреплённый наземный, траншейный, мобильный на морской барже, контейнерный и другие варианты.

ПГС РД-111

ПГС РД-111:
1, 2 – главные пуско-отсечные клапаны; 3 – пороховой стартер; 4 – дроссель системы опорожнения баков; 5, 16 – электроприводы; 6, 7 – насосы; 8 – теплообменник; 9 – газогенератор; 10 – отсечной пироклапан; 11 – турбина; 12, 13, 15, 17 – редукторы давления; 14 – пуско-отсечной клапан; 18, 19 – управляющие электропневмоклапаны; 20 – выпускное сопло турбины; 21 – датчик давления системы регулирования тяги; 22 – камера;
а – горючее; б – окислитель; в, г – газ для наддува баков; д – сжатый воздух от бортовых баллонов; е – сжатый воздух от наземной установки

«…Удалось довести время готовности Р-9 к пуску, считая от горизонтального положения, до 20 минут. Неожиданно оказалось, что дальнейшее сокращение цикла готовности определяет не процесс заправки, а время раскрутки гироприборов до номинального числа оборотов – 60000 в минуту. На этот процесс требовалось 15 минут. Как же американцы ухитряются доводить готовность до двух-трёх минут? Вскоре мы получили информацию, что на американских ракетах роторы гироприборов вращаются непрерывно в течение всего дежурства». Стартовые комплексы «Долина» (наземный) и «Десна-В» (шахтный) были приняты на вооружение, комплекс «Десна-Н» (наземный) на вооружение не принимался. «Комплекс «Долина» был первым в СССР полуавтоматизированным боевым стартовым комплексом. Он имел в своём составе две пусковые установки со стационарными установщиками ракет (8У249) разработки ЦКБТМ, заглублённый командный пункт, обвалованные наземные хранилища горючего и окислителя, наземные хранилища ракет и пристартовый пункт радиоуправления. Ракеты хранились на специальных самоходных тележках. Заправка ракет топливом производилась перед стартом при дистанционном контроле с командного пункта с максимально возможной скоростью перекачки компонентов топлива. Интервал между пусками ракет с одной ПУ составлял 2,5 часа, с двух соседних ПУ – 9 минут».

Первоначально разработкой маршевого кислородно-керосинового двигателя первой ступени НК-9 (8Д717) для Р-9А занималось Куйбышевское ОКБ-276, возглавляемое Н. Д. Кузнецовым. Его конструкторское бюро специализировалось на разработке мощных турбовинтовых двигателей. В частности, здесь был разработан двигатель. НК-12 для стратегического бомбардировщика ТУ-95. Для второй ступени предполагалось использовать связку из четырёх двигателей, созданных в ОКБ-1 для блока «Л» ракеты-носителя «Молния». При этом дальность стрельбы могла увеличиться на 2700 км. Ракета получила индекс Р-9М, её макет был создан в 1960 году. Позже к работе был подключён коллектив ОКБ-456, возглавляемый В. П. Глушко. В его конструкторском бюро был создан маршевый четырёхкамерный ЖРД РД-111, который и был установлен на первой ступени ракеты.

ТНА РД-111«По сравнению с двигателями комплекса Р-7 были приняты следующие решения: отказаться от перекиси водорода как источника рабочего тела для турбины, обеспечив нужные параметры газа за счёт сжигания в газогенераторе части основных компонентов топлива с избытком горючего; отказаться от наддува баков азотом и, следовательно, от азотной системы на борту ракеты. Наддув баков обеспечивать нагретыми газами: бак окислителя – кислородом, отбираемым после насоса, испаряемым и подогреваемым в теплообменнике; бак горючего – газами, отбираемыми за газогенератором и охлаждаемыми до нужного уровня в том же теплообменнике. Теплообменник – агрегат двигателя; отказаться от рулевых камер и соответствующих агрегатов, впервые разработать компоновку мощного двигателя с качающимися четырьмя основными камерами при неподвижном относительно ракеты ТНА». Маршевый двигатель второй ступени РД-0106 и рулевой двигатель второй ступени РД-461 были разработаны в КБ Химавтоматики (ОКБ-154) под руководством С. А. Косберга.

Схема 8К75Двигатель первой ступени – ЖРД РД-111 содержит 4 камеры, ТНА, газогенератор, агрегаты автоматики и другие элементы. Камера ЖРД – со связанными оболочками, с регенеративным и завесным (от форсуночной головки) охлаждением горючим. Камеры установлены на двигательной раме в подшипниках, оси которых расположены горизонтально, в плоскостях курса и тангажа РН: путём поворота камер достигается полное управление полётом. Над камерами расположен горизонтально ТНА, связанный с ними сильфонными металлическими шлангами. ТНА содержит центробежные одноступенчатые насосы окислителя и горючего (со шнековыми преднасосами) и двухступенчатую осевую активную турбину (мощностью 8460 кВт). Насосы и турбина расположены соосно и вращаются с частотой 142 об/с. Газ для привода турбины вырабатывается в газогенераторе за счёт сжигания небольшой части топлива с избытком горючего. Отработанный газ выбрасывается через патрубок, снабжённый расширяющимся соплом. ЖРД регулируется по тяге изменением расхода топлива через газогенератор (команды поступают от системы регулирования кажущейся скорости РН). Регулирование соотношения компонентов топлива осуществляется изменением расхода горючего. Зажигание топлива в камерах и газогенераторе при запуске осуществляется от пиротехнических устройств. Раскрутка ТНА производится пороховым стартером.

РД-111 имел следующие основные технические характеристики: тяга двигателя на земле – 1407 кН, тяга в пустоте – 1628 кН; удельный импульс на земле – 2700 м/с, удельный импульс в пустоте – 3107 м/с; давление в камере сгорания – 7,85 МПа; геометрическая степень расширения сопла – 18,0; соотношение компонентов топлива – 2,39; время работы – 110 с; сухая масса двигателя – 1480 кг.

ЛКИ ракеты затянулись в силу ряда причин. В частности, потребовалась длительная доработка двигателя коллективом В. П. Глушко, который столкнулся с труднообъяснимым явлением высокочастотных колебаний в камере сгорания. Проблему удалось решить лишь со временем.

Физика этого процесса может быть описана следующим образом. В замкнутом объекте, ограниченном жёсткими стенками и заполненном однородным газом, возможны свои собственные частоты акустических колебаний.

В камере двигателя также могут возникнуть акустические колебания, частоты которых зависят от геометрических размеров камеры и свойств среды. Но камера двигателя отличается от замкнутого сосуда, во-первых, наличием сопла, через которое вытекают газы, и во-вторых, неоднородностью среды, так как наряду с газами в камере имеются жидкая фаза и пары топлива, и осуществляется химическая реакция. Основное отличие камеры двигателя от замкнутого объёма заключается в наличии сопла. Если в замкнутом сосуде для поддержания акустических колебаний при отсутствии тормозящих эффектов не требуется затраты энергии, то при наличии сопла Лаваля, через которое газы покидают двигатель, акустические колебания в камере могут поддерживаться только при затрате энергии, даже если нет других причин (трение и пр.).

Р-9 на пусковом столеОчевидно, источниками такой энергии являются топливо и тепло, которое выделяется в зоне горения. Если колебания мощности источников тепловыделения будут находиться в фазе с одной из собственных частот колебаний газов в камере, тогда возникнет новый вид внутрикамерной неустойчивости – высокочастотная неустойчивость ЖРД (сотни и тысячи герц).

В случае высокочастотных колебаний время распространения возмущения в камере становится соизмеримым с периодом колебаний давления, поэтому, в отличие от низкочастотной неустойчивости, параметры в разных точках камеры (давление, температура) в каждый данный момент времени будут различными. Такая неоднородность параметров в объёме камеры приводит к необходимости учёта пространственного и временного распределения источников энергии. Колебания давления высокой частоты практически не передаются в топливную систему.

Именно зависимость времени запаздывания и скорости реакции от давления приводит к колебанию величины тепловыделения при колебании pк. Поэтому одной из возможностей борьбы с высокочастотной неустойчивостью является изменение химической активности топлива, т.е. влияние на τзап (время запаздывания) и Wгор (скорость горения топлива). На эти величины можно влиять введением в топливо тех или иных присадок, а также таким методом распыливания топлива, при котором в различных зонах камеры получаются смеси с разными временами запаздывания. Другая возможность борьбы с высокочастотной неустойчивостью заключается в значительном увеличении давления в камере. В этом случае, с одной стороны, время запаздывания топлива на установившемся режиме сильно уменьшается и становится менее чувствительным к колебаниям давления и температуры среды, с другой стороны, уменьшаются размеры камеры, что способствует более широкому охвату объёма камеры компонентами топлива. Следует указать, что строгой теории высокочастотной неустойчивости процесса ЖРД пока ещё не создано, хотя имеется немало практически важных наблюдений, описанных в периодической и специальной литературе.

Ракета Р-9А в музее Учебного центра Военной академии РВСН им. Петра Великого (Балабаново, Калужская область)Несмотря на возникшие трудности, двигатели РД-111 были доведены до приемлемого уровня надёжности.

Первый испытательный пуск ракеты с наземной пусковой установки «Десна-Н» состоялся на полигоне Байконур 9 апреля 1961 года. ЛКИ комплекса «Десна» завершены 14 февраля 1963 года. 22 февраля 1963 года проведён первый пуск Р-9А с наземного комплекса «Долина». Первый пуск из шахтного комплекса «Десна» проведён 27 сентября 1963 года (по другим данным, пуск проведён в 1962 году). Всего в рамках лётно-конструкторских испытаний проведено 54 пуска ракет. В феврале 1964 года лётно-конструкторские испытания были завершены.

Ракета Р-9А (8К75) находилась на вооружении частей Ракетных войск стратегического назначения (РВСН) СССР, дислоцировавшихся в Омске, Тюмени, Козельске, Плесецке и Байконуре с 1964 по 1976 год.

Серийное изготовление ракеты велось на заводе «Прогресс». Всего было изготовлено около 70 ракет. МБР Р-9А имела меньшую массу и размеры по сравнению с Р-7, но гораздо лучшие эксплуатационные свойства. По основным характеристикам ракета была конкурентоспособной с ракетами на долгохранимых компонентах топлива. Преимуществом Р-9А была почти вдвое меньшая стартовая масса, так как жидкий кислород позволял получить более высокие характеристики, чем азотнокислые окислители.

Основные ТТХ МБР Р-9А: длина ракеты – 24,19 м; диаметр – 2,68 м; стартовая масса – 80,4 т; забрасываемый вес – 1,7…2 т; максимальная дальность полёта – 12500…16000 км.

Двигатель второй ступени ракеты Р-9А послужил прототипом двигателя третьей ступени РН «Молния» и «Восход» (обзор №1-28 11–20.10.2016).


 

При подготовке материалов были использованы следующие источники:

  1. David Darling. The Complete Book of Spaceflight From Apollo 1 to Zero Gravity. – John Wiley & Sons, Inс., Hoboken, New Jersey, 2003.
  2. Pegasus User’s Guide. Release 8.0. – Copyright © 1996-2010, 2015 by Orbital ATK, October 2015.
  3. С. П. Уманский. Ракеты-носители. Космодромы. – М.: «Рестарт+», 2001.
  4. П. Т. Асташенков. Главный конструктор. – М.: «Воениздат», 1975.
  5. А. В. Карпенко, А. Ф. Уткин, А. Д. Попов. Отечественные стратегические ракетные комплексы. – СПб., «Невский бастион», 1999.
  6. Александр Железняков. 100 лучших ракет СССР и России. Первая энциклопедия отечественной ракетной техники. – М.: «Яуза-пресс», 2016.
  7. Б. Е. Черток. Ракеты и люди. Горячие дни «холодной войны». – М.: «РТСофт», 2007.
  8. Двигатели 1944-2000. Авиационные, ракетные, морские, промышленные. – М.: «АКС-Конверсалт», 2000.
  9. Т. М. Мелькумов, Н. И. Мелик-Пашаев, П. Г. Чистяков, А. Г. Шиуков. Ракетные двигатели. – М.: «Машиностроение», 1976.

 


« »



Оставьте свой комментарий

Вы должны быть авторизованы чтобы оставлять комментарии.

Рейтинг@Mail.ru