В этот день… №1-04 (16-31 декабря)



Александр ГрищенкоДорогие друзья! События последних двух недель года тесно связаны с одной очень ядовитой жидкостью, без которой были бы невозможны многие достижения ракетной техники. Приятного чтения! 🙂
 

 
 
 

16 декабря 1979 года – старт беспилотного космического корабля (КК) 7К-СТ «Союз Т». Задача полёта – всесторонняя проверка новых бортовых систем корабля в течение длительного 100-суточного полёта и совместная работа с орбитальной станцией «Салют-6». Успешным Орбитальная станция «Салют-7» и КК «Союз Т»выполнением этого полёта была завершена лётная отработка корабля «Союз Т» в беспилотном варианте. 26 марта 1980 года корабль расстыковался со станцией и, после заключительных этапов испытаний, спускаемый аппарат корабля совершил мягкую посадку.

КК «Союз Т» был создан на базе пилотируемого корабля 7К-С «Союз». На новой модификации корабля были установлены новые бортовые системы, введены три контура управления движением: дискретный, аналоговый и ручной. На борту появился цифровой вычислительный комплекс. Самое главное – на этих кораблях опять появилась возможность размещать в спускаемом аппарате трёх космонавтов, утраченная после гибели экипажа первой орбитальной станции «Салют» в 1971 году (Г. Т. Добровольский, В. Н. Волков, В. И. Пацаев).

Новый корабль был оснащён и новой двигательной установкой.

Корректирующая тормозная двигательная установка КТДУ-426 (11Д426)В приборно-агрегатном отсеке корабля находилась корректирующая тормозная двигательная установка КТДУ-426 (11Д426), предназначенная для маневрирования КК на орбите ИСЗ (в том числе и при сближении с другими космическими аппаратами) и торможения КК при спуске на Землю. Длительность нахождения на орбите и высокая степень надёжности двигательной установки определили выбор топливных компонентов – несимметричный диметилгидразин (горючее) и четырёхокись азота (окислитель). Компоненты самовоспламеняющиеся, что облегчало решение задачи многократного запуска двигателя в космосе.

Характеристики ЖРД 11Д426:

  • тяга – 3,09 кН;
  • удельный импульс – 2864 м/с;
  • суммарное время работы – 570 с;
  • сухая масса двигателя – 270 кг;
  • внутрикамерное давление – 0,88 МПа;
  • коэффициент соотношения компонентов – 1,85;
  • длина двигателя – 1200 мм;
  • диаметр двигателя – 2100 мм;
  • система подачи компонентов – вытеснительная;
  • вытесняющий газ – азот.

ЖРД для КК «Союз Т» разрабатывался в КБ «Химмаш» в 1968-1974 годах. В отличие от своих предшественников – ТДУ-1 для КК «Восток», «Восход» и спутников «Зенит», а также КТДУ-35 для КК «Союз», применявших турбонасосную систему подачи, в КТДУ-426 была реализована более простая и надёжная (в космических условиях) вытеснительная система подачи компонентов. Кроме того, выбор четырёхокиси азота вместо азотной кислоты, позволил увеличить время пребывания КК на орбите и повысить значение удельного импульса. Аналогичным путём шли конструкторы и в США.


 

Командный и служебный отсеки КК «Аполлон» на лунной орбите

19 декабря 1963 года – успешное завершение полёта американского КК «Аполлон-17» (Apollo-17, США). Это была шестая посадка космонавтов на луну. Юджин Сернан (Eugene Cernan) и Харрисон Шмитт (Harrison Schmitt) пробыли на Луне 75 часов. Для перемещения по поверхности естественного спутника Земли применялся луноход, проехавший 35 километров. Было доставлено 110 кг лунного грунта. Третий член экипажа Рональд Эванс (Ronald Evans), пребывал в это время на селеноцентрической орбите в командном отсеке корабля.
 

В предыдущих выпусках было рассказано о ЖРД первой и второй ступеней ракеты-носителя (РН) «Сатурн-5». Настала очередь маршевого двигателя КК «Аполлон», сопло которого очень заметно на фотографии. Этот двигатель (Aerojet-General AJ10-137) должен был обеспечивать:

  • манёвры основного блока при перестроении отсеков корабля после вывода на траекторию полёта к Луне;
  • коррекцию траектории корабля при полёте к Луне (до трёх коррекций, продолжительность работы при каждой коррекции 15-20 секунд);
  • перевод корабля на селеноцентрическую орбиту (400 секунд);
  • коррекцию селеноцентрической орбиты;
  • манёвры основного блока при встрече с взлётной ступенью лунной кабины на селеноцентрической орбите;
  • сход основного блока с селеноцентрической орбиты и перевод на траекторию полёта к Земле (150 секунд);
  • коррекцию основного блока на среднем участке траектории полёта к Земле (до трех коррекций по 15-20 секунд);
  • отделение основного блока от ракеты-носителя в случае возникновения аварийной ситуации на участке выведения на орбиту после отделения САС (системы аварийного спасения).

ЖРД Aerojet-General AJ10-137Как видно из перечня задач (более обширного, чем для КТДУ-426), решаемых маршевым двигателем, он должен был обеспечивать многократность запуска в условиях космического пространства, значительное суммарное время работы, высокий уровень надёжности. Американские конструкторы также выбрали топливные компоненты длительного хранения с самовоспламенением при контакте горючего – аэрозина-50 (смесь 1:1 безводного гидразина с несимметричным диметилгидразином) и окислителя – четырёхокиси азота. Кроме того, была выбрана достаточно простая система подачи топливных компонентов – вытеснительная. Топливо, расположенное в четырёх баках из титанового сплава (толщина стенок баков 1,77 мм), вытеснялось с помощью сжатого гелия, хранящегося в баллонах (давление 28 МПа) и прошедшего через редукторы и теплообменники в баки (давление наддува 1,3 МПа). Уровень компонентов в баках измерялся емкостными уровнемерами. Соотношение компонентов топлива в смеси регулировалось расходом окислителя.

Пневмо-гидравлическая схема (ПГС) маршевого двигателя КК «Аполло»

1 – предохранительный клапан;
2 – быстроразъёмное соединение дренажа окислителя;
3 – быстроразъёмное соединение заправки и слива окислителя;
4 – заборное устройство;
5 – расходный бак окислителя;
6, 10 – баки хранения окислителя и горючего;
7 – баллон с гелием;
8 – электропневмоклапан подачи гелия;
9 – блок регулятора расхода гелия;
11 – расходный бак горючего;
12 – первичный преобразователь уровня;
13 – емкостной первичный преобразователь уровня;
14 – успокоитель;
15 – быстроразъёмное соединение заправки гелия;
16 – быстроразъёмное соединение дренажа горючего;
17 – быстроразъёмное соединение заправки и слива горючего;
18 – теплообменник;
19 – сильфон;
20 – обратный клапан;
21 – дроссель системы опорожнения баков (СОБ);
22 – первичный преобразователь давления;
23 – первичный преобразователь температуры.

Как видно из ПГС большая часть оборудования двигателя дублируется (клапаны, редукторы), за счёт чего была достигнута расчётная надёжность 99,99% в течение двенадцатисуточного полёта.

Камера сгорания и сопло изготовлены из стеклопластика способом намотки. При испытаниях один двигатель работал на неполной тяге непрерывно в течение 750 секунд, эрозии критического сечения сопла не наблюдалось. На сопле двигателя устанавливается неохлаждаемый насадок, состоящий из двух частей: передней и задней. Передняя часть насадка крепится к соплу болтами. Продукты сгорания в районе стыка сопла с передней частью насадка имеют температуру 1373 К. Поэтому передняя часть насадка изготовлена из жаростойкого ниобиевого сплава (10% Hf, 10% W, 3% Y). Для предотвращения окисления ниобиевого сплава на насадок нанесено кремнийорганическое покрытие. Толщина стенки этой части насадка изменяется от 0,76 мм (стык с соплом) до 0,56 мм. Задняя часть насадка изготовлена из титанового сплава (5% Al, 2,5% Sn). Эта часть насадка сваривается роликовой сваркой из 24 секций толщиной 0,63 мм и имеет два шпангоута. На эту часть насадка наносится покрытие, повышающее коэффициент излучения. Задняя часть насадка приваривается к передней (роликовая сварка при температуре 1950 К и высоком давлении).

Маршевый двигатель установлен в карданном подвесе и может отклоняться в плоскостях тангажа и рыскания на угол до 8° при помощи Команда космического корабля «Аполлон-17»электромеханических приводов.

Вес маршевого двигателя — 350 кг, длина (вместе с неохлаждаемым насадком на сопло) — 3,9 м, диаметр выходного сечения сопла — 2,5 м, степень расширения сопла — 60. Тяга двигателя в вакууме – 97,3 кН, удельный импульс – 3090 м/с. Двигатель рассчитан на 50 включений при общей продолжительности работы 750 секунд.
Несмотря на успешно выполненную научную программу, после «Аполлон-17» пилотируемых полетов на Луну не было уже целых 43 года!
 

Харрисон Шмитт возле лунного валунаЧлен экипажа «Аполлон-17» рядом с лунным вездеходом


 

21 декабря 1968 года – старт космического корабля «Аполлон-8» (Apollo-8, США). За пять лет до полёта КК «Аполлон-17» был совершён первый в истории облёт Луны пилотируемым космическим Фотографии Луныкораблём. Экипаж: Фрэнк Борман (Frank Borman), Джеймс Ловелл (James Lovell), Уильям Андерс (William Anders). Полёт продолжался более 6 суток, из которых 20 часов 7 минут заняли 10 витков вокруг Луны.

Для Френка Бормана и Джеймса Ловелла это был не первый полёт. На КК «Джемини-7» в декабре 1965 года они установили рекорд пребывания на орбите, который через три года, в декабре 1968 года ещё не был побит. Джеймс Ловелл был также командиром КК «Аполлон-13», известного своей аварией на пути к Луне и спасением всего экипажа благодаря, не в последнюю очередь, безотказной работе маршевого двигателя лунного модуля. Но об этом в апрельском выпуске исторического обзора.

Экипаж КК «Аполлон-8» на борту авианосца «Йорктаун» после приводнения


 

24 декабря 1979 года с космодрома Куру (Kourou) на северо-западном побережье Южной Америки был совершён первый испытательный старт РН «Ариан» (Ariane), созданной Европейским космическим агентством. Ведущую роль в создании РН играли Франция и ФРГ.

Первый старт ракеты-носителя «Ариан»Трёхступенчатая РН предназначалась для вывода полезной нагрузки более 1700 кг на переходную орбиту с высотой в апогее 36000 км. Стартовая масса – около 200 т. Объединённые усилия нескольких стран Европы позволили потеснить на рынке пусковых услуг признанных лидеров – СССР и США. Кстати, Франция была третьей страной в мире, обеспечившей запуск ИСЗ исключительно собственными усилиями (26.11.1965). Но отнести семейство РН «Ариан» к наиболее передовым образцам ракетной техники нельзя. В конструкции ракеты явно видно влияние американских ракет «Атлас» — аэродинамические рули, хорошо заметные на фотографии, были в конце 70-х годов ХХ века несовременны. Не совсем понятен выбор топливных компонентов для ЖРД I и II ступеней – несимметричный диметилгидразин (горючее) и четырёхокись азота (окислитель). «Ариан» сразу создавалась как ракета-носитель. Она не была модификацией МБР, как это было в случае РН «Титан» и ЖРД «Викинг-5»«Циклон» (см. обзор №1-03 1-15.12.2015). Целесообразнее было сразу выбрать более высокоэнергетические компоненты кислород + керосин. Может быть, в этом проявился французский патриотизм? Еще в 1881 году Тюрпен (Turpin) предложил взрывчатые смеси из чистого безводного азотного тетраоксида с сероуглеродом, углеводородами, продуктами нитрации ароматических углеводородов (французские патенты 146497 от 1881 г. и 147676 от 1882 г.). Правда, на третьей ступени использовалась топливная пара кислород + водород.

Кроме того, ЖРД I ступени «Викинг-5» (Viking-5) заимствовали некоторые решения от предыдущей разработки французских двигателистов – ЖРД «Валуа» (Valois). В отличие от охлаждаемых камер американских и советских двигателей, «Валуа» и «Викинг-5» имели неохлаждаемые конструкции. Точнее, использовалось емкостное охлаждение в комбинации с Пневмо-гидравлическая схема ЖРД «Викинг-5»теплозащитным покрытием внутренней поверхности стенки камеры сгорания окисью циркония. В области критического сечения – вставка из фенопласта.

Генераторный газ для привода турбины ТНА генерировался в камере газогенератора при сгорании основных топливных компонентов. Так как реакция шла при соотношении компонентов близком к стехиометрическому, то продукты сгорания балластировались водой (до 1,5% от расхода компонентов). Этот позволяло снизить температуру газа до приемлемого значения и не сжечь турбину. На роторе ТНА, помимо двухступенчатой турбины (мощность 5,4 МВт), насосов горючего и окислителя, размещался водяной насос.

Разработчики двигателя – компании «Сосьете эропен де пропольсьон» (Société Européenne de Propulsion, Франция) и «Мессершмитт-Бёльков-Блом» (Messerschmitt-Bolkow-Blohm, ФРГ). На первой ступени размещалось четыре ЖРД «Викинг-5». Управление вектором тяги осуществлялось поворотом шарнирно закрепленной камеры.

Технические характеристики двигателя:

  • тяга у земли – 0,677 МН;
  • давление в камере сгорания – 5,4 МПа;
  • удельный импульс у земли – 2440 м/с;
  • схема топливоподачи – турбонасосная, со сбросом генераторного газа в атмосферу;
  • время работы – 145 с;
  • сухая масса двигателя – 695 кг;
  • высота двигателя – 3,03 м;
  • диаметр среза сопла – 1,14 м.

Характеристики ЖРД I ступеней РН.

Двигатель РД-107 F-1 РД-251 LR87-AJ-5 РД-253 Викинг-5
Схема открытая открытая открытая открытая с дожиганием открытая
Топливные
компоненты
кислород
+ керосин
кислород
+ керосин
НДМГ + АТ Аэрозин-50
+ АТ
НДМГ + АТ НДМГ + АТ
Давление в камере
сгорания, МПа
5,85 7 8,33 6,9 14,7 5,4
Тяга, МН 0,821 6,77 2,364 0,956 1,47 0,677
Удельный импульс, м/с 2520 2580 2649 2533 2795 2440

 
Сравнение по основному параметру – удельному импульсу, явно не в пользу ЖРД «Викинг-5». А ведь все двигатели создавались до франко-немецкого проекта. В конце 70-х годов уже шла отработка на стендах американского SSME и советского РД-170, которые обладали намного более выдающимися данными. И тем не менее, «Ариан» все же занял свое место на рынке выводных услуг. С 1982 года после четырёх лётных испытаний, одно из которых было неудачным, началась эксплуатация РН «Ариан» и её последующих модификаций. Всего было изготовлено 11 экземпляров ракеты, она находилась в эксплуатации до 1986 года. О её последующих модификациях мы ещё поговорим в следующих обзорах.

Несмотря на все недостатки семейства РН «Ариан» — это положительный пример того, как дальновидные европейские управленцы попытались освоить и сохранить относительно передовые технологии, необходимые для того, чтобы остаться в ряду наиболее развитых стран.


 

Орбитальная станция «Скайлэб» в полете В честь приближающегося Нового Года следует напомнить, что первыми землянами, встретившими Новый Год на орбите, был третий экипаж американской орбитальной станции «Скайлэб» (Skylab). Это были Джеральд Карр (Gerald Carr), Эдвард Гибсон (Edward Gibson) и Вильям Поуг (William Pogue). Их полёт продолжался с 16 ноября 1973 года до 8 февраля 1974 года. В качестве средства доставки на станцию и возвращения на землю использовался всё тот же космический корабль «Аполлон».


 

При подготовке материала были использованы следующие источники:

  1. Космонавтика. Маленькая энциклопедия. – М.: «Советская Энциклопедия», 1968.
  2. Космонавтика. Энциклопедия. – М.: «Советская Энциклопедия», 1985.
  3. Иностранные авиационные и ракетные двигатели (по данным иностранной печати). Институт им. П.И. Баранова, 1967.
  4. Martin J.L. Turner. Rocket and spacecraft propulsion (second edition). Springer, 2005.
  5. А. В. Амброжевич. Развитие транспортных систем с ЖРДУ. – Харьков: Рукопись, 2007.
  6. В. П. Глушко. Путь в ракетной технике 1924-1946. – М.: «Машиностроение», 1977.
  7. Wilfried Ley, Klaus Wittmann, Willi Hallmann (Editors). Handbook of Space Technology. A John Wiley and Sons, Ltd., 2009.
  8. Программа «Аполлон». Обзор по материалам открытой иностранной печати, опубликованным до 1 июня 1968 г.
  9. Compiled and edited by W. David Woods. How Apollo Flew to the Moon (Second Edition). Springer, 2010.
  10. С. П. Уманский. Ракеты-носители. Космодромы. – М.: «Рестарт+», 2001.

 


« »




Комментарии

2 комментария к статье "В этот день… №1-04 (16-31 декабря)"
  1. Александр Грищенко:

    Уважаемый Bertik! Мы благодарны Вам за абсолютно правильное замечание. В материал на самом деле закралась досадная оплошность. Постарались исправить. Теперь на фотографии вроде бы действительно КТДУ-426 🙂 Будем рады и впредь слышать от Вас конструктивную критику.

  2. Bertik:

    Не ожидал я, что сайт, посвященный ракетным двигателям, запостит вместо двигательной установки корабля «Союз-Т» двигательную установку спутника «Молния»((((


Оставьте свой комментарий

Вы должны быть авторизованы чтобы оставлять комментарии.

Рейтинг@Mail.ru