В этот день… №2-22 (1-10 июня)



Александр Грищенко «Ошибаться человеку свойственно, но окончательно всё запутать может только компьютер». – Пятый закон ненадёжности. И ещё: «Работа в команде очень важна. Она позволяет свалить вину на другого» – восьмое правило Финэйгла. 🙂 Эти так называемые законы Мерфи очень часто соблюдаются при реализации сложных космических программ.
 
 
4 июня 1996 года – первый пуск ракеты-носителя «Ариан-5» (Arian-5, Евросоюз).

Европейское космическое агентство (ЕКА), развивая парк ракет-носителей, разработало в 80-90-е годы ХХ века тяжёлый (по европейским меркам) носитель «Ариан-5». Его конструкция отличалась от конструкции линейки РН «Ариан-1» – «Ариан-4». На разработку новой ракеты ушло 10 лет и было потрачено примерно 7 млрд. долл. Первоначально новая РН предназначалась для вывода на орбиту воздушно-космического самолёта (ВКС) «Гермес» (Hermes), но по мере всё более и более детальной проработки обоих проектов, выяснилось, что масса ВКС превысила 22 т, а ракета не могла вывести на околоземную орбиту более 18 т. Проект «Гермес» был прекращён в середине 90-х годов.

РН «Ариан-5»РН «Ариан-5» способна выводить 18 т полезного груза на околоземную орбиту, 5,6–6,9 т на переходную орбиту. «Ариан-5» является двухступенчатым носителем со стартовой массой 710–718 т, длина 45–55,9 м. Ракета снабжена двумя твердотопливными ускорителями, расположенными параллельно первой ступени, оснащённой ЖРД.

Твердотопливные ускорители ЕАР обеспечивают суммарную тягу 10800 кН. Смесевое топливо – перхлорат аммония (68%) + полибутадиен-связующее вещество (14%). В составе топлива также имеется алюминий (18%). Благодаря этому удельный импульс достигает 2700 м/с. Давление в камере сгорания – 6 МПа. Масса заряда твёрдого топлива в каждом ускорителе – 237 т. Полная масса ускорителя – 267 т. Заряд топлива состоит из семи секций. Длина каждого ускорителя – 31 м. Корпус ускорителя выполнен из стали. Диаметр критического сечения сопла – 0,86 м, диаметр среза сопла – 3,13 м. Имеется возможность изменять направление вектора тяги за счёт поворота сопла на 6° в двух плоскостях. Для этого используется гидравлический привод.

Ускоритель ЕАРПервоначально планировалось повторное использование стартовых ускорителей, поэтому в головном обтекателе может располагаться парашютная система. Несколько раз стартовые ускорители так и возвращались на Землю, но повторно не использовались. Их спасение было необходимо для исследования состояния элементов РДТТ. Время работы ускорителей – 123 с.

Первая ступень имеет индекс Н-155. Стартовая масса ступени 170 т, из которых масса топлива – 158,5 т (132,5 т – жидкий кислород, 26 т – жидкий водород). Длина ступени – 30 м, диаметр – 5,4 м. На ступени установлен ЖРД НМ-60 «Вулкан» (Vulcain). Его основные технические характеристики: тяга двигателя на Земле – 860 кН, тяга в пустоте – 1114 кН; удельный импульс – 4300 м/с; давление в камере сгорания – 9–11 МПа; степень расширения – 45; соотношение компонентов – 5,3; Время работы двигателя – 600 с; сухая масса двигателя – 1,65 т. Подача компонентов в камеру двигателя осуществляется двумя ТНА суммарной мощностью 15 МВт. Газогенератор ТНА работает на основных компонентах топлива, вырабатывая генераторный газ с температурой 1040 К. Двигатель закреплён шарнирно. Его крепление обеспечивает поворот сопла на несколько градусов в одной плоскости.

Топливный отсек состоит из бака горючего (390 куб. м.) и бака окислителя (120 куб. м). Баки имеют совмещённое днище. Наддув бака окислителя производится гелием, бака горючего – газифицированным водородом.
Схема выведения полезной нагрузки РН «Ариан-5»ТНА окислителя двигателя НМ-60 «Вулкан»

Схема РН «Ариан-5»ПГС ЖРД НМ-60 «Вулкан»ЖРД НМ-60 «Вулкан» на испытательном стенде

 
Первый запуск новой РН был неудачным. На 34-й секунде полёта ракета была подорвана по причине неисправности в управляющем программном обеспечении. О последующих испытаниях и о второй ступени «Ариан-5» мы расскажем в следующих обзорах.


 

5 июня 1964 года – первый пуск ракеты-носителя семейства «Европа» (ЕОРРН).

Задолго до первого полёта ракеты «Ариан-5», 1 декабря 1960 г. в Мейрине (Швейцария) состоялось подписание соглашения о создании постоянной Европейской организации по исследованию космического пространства ESRO (European Space Research Organization). Бельгия, Голландия, Норвегия, Швеция и инициатор «третьего (независимого от СССР и США) пути» Великобритания подписали соглашение в полном объёме. Дания, Франция, Италия, Испания и Швейцария поставили подписи с оговорками, а ФРГ предпочла отложить подписание на более поздний срок. Соглашение в рамках ESRO не предусматривало ограничений по ракетам-носителям. Предполагалось, что до создания европейской РН для запуска ИСЗ будут привлекаться американские ракеты.

Схема РН «Европа-1»

Схема РН «Европа-1»:
1 – первая ступень ракеты; 2 – плоскость разделения первой и второй ступени; 3 – вторая ступень; 4 – плоскость разделения второй и третьей ступени; 5 – третья ступень; 6 – плоскость разделения третьей ступени и спутника; 7 – плоскость разделения третьей ступени и обтекателя спутника; 8 – обтекатель спутника; 9 – спутник; 10 – бак горючего в топливном отсеке третьей ступени; 11 – бак окислителя в топливном отсеке третьей ступени; 12 – рулевые двигатели (2 шт.); 13 – маршевый ЖРД третьей ступени; 14 – бак окислителя ЖРД второй ступени; 15 – бак горючего ЖРД второй ступени; 16 – ЖРД второй ступени (4 шт.); 17 – отсек оборудования первой ступени; 18 – бак окислителя ЖРД первой ступени; 19 – бак горючего ЖРД первой ступени; 20 – хвостовой отсек; 21 – ЖРД первой ступени

Проектируемая трёхступенчатая ракета-носитель получила название «Европа-1» (Europa-1). Её первой ступенью служила английская ракета Blue Streak, второй – французская Coralie и третьей – ракета Astris, разрабатываемая ФРГ.

Первый общеевропейский малый спутник планировалось запустить в 1967 г., а первый тяжёлый – в 1969 г. Пуски РН Blue Streak намечались с полигона Вумера, РН Diamant – из Куру. Рассматривался вопрос о ракетном полигоне в зоне полярных сияний (между 65° и 72° с.ш.): изучались район Кируна (Швеция), Нассассуак (Гренландия) и Андё (Норвегия).

Перевозка ракеты Blue Streak для стендовых испытанийБыло решено создать Европейский центр космической техники ESTC (European Space Technology Centre), отвечающий за проектирование, разработку и изготовление головных частей РН, ИСЗ и КА, а также Европейский центр обработки данных космических полётов ESDC (European Space Data Centre), который занимался бы вопросами сопровождения и телеметрии, расчётом орбит спутников, а также солнечными и геодезическими измерениями. Планировалось построить четыре станции сопровождения и телеметрических измерений и три станции оптического слежения.

30 января 1961 г. в Страсбурге (ФРГ) открылась конференция по вопросу создания Европейской организации по разработке ракет-носителей ELDO (European Launcher Development Organization – ЕОРРН). В ней участвовали официальные представители 12 стран: Англии, Франции, ФРГ, Италии, Швейцарии, Австрии, Бельгии, Голландии, Норвегии, Швеции, Дании и Испании. Канада, Греция, Ирландия и Турция прислали наблюдателей.

Начало программы «Европа-1» (испытания ракеты Blue Streak в Спейдедаме)Главным итогом конференции стал следующий тезис: если разработку РН начать немедленно, то первое испытание полностью скомплектованной трёхступенчатой ракеты может состояться уже в середине 1965 г.

Тем не менее, создание ELDO шло туго. Не все страны-участницы желали раскошеливаться «на космос». Англия и Франция «нажали»: предложили решить вопрос «в принципе» уже к концу марта 1961 г. Требовалось также сформулировать свою позицию по финансовым обязательствам (по предварительному согласию, взносы стран – участниц ELDO предполагались в той же пропорции, как и в другой общеевропейской организации – ядерном исследовательском центре ENRC (European Nuclear Research Centre), который был основан несколькими годами ранее).

Бюджет ELDO на 5 лет определялся в 70 млн. ф. ст. Продолжение Англией опытных работ по ракете Blue Streak поглощало 55% бюджета; работы Франции по созданию второй ступени требовали 18%, на создание третьей ступени выделялось около 9% бюджета организации.

Двигательная установка ракеты Blue Streak16 апреля 1962 г., когда на конвенции по созданию ELDO была поставлена последняя подпись, в числе основателей оказались шесть европейских стран и Австралия. Главные задачи распределялись следующим образом: Англия – разработка первой, Франция – второй, ФРГ – третьей ступени; Италия – экспериментальных ИСЗ; Голландия – телеметрической системы дальнего действия; Бельгия – наземных станций управления; Австралия – строительство стартового комплекса. Резиденцией ELDO был избран Париж, где находилась и ESRO.

На создание РН ассигновывалось 105 млн. ф. ст. (однако фактическая потребность в средствах скоро превысила 130 млн. ф. ст.).

«Европа-1» была рассчитана на вывод полезного груза массой 1150 кг на полярную орбиту высотой 500 км, или же 180 кг – на орбиту высотой ~ 9300 км.

Первая ступень РН практически не отличалась от исходной ракеты Blue Streak (Великобритания). Её лётные испытания в варианте первой ступени общеевропейской ракеты должны были начаться в конце 1963 года (полигон Вумера).

ЖРД RZ-2BПо программе намечалось провести 10 лётно-конструкторских испытаний «Европы-1» (ELDO-A), получивших обозначение F1-F10. Следует отметить, что Europa-1 в целом не соответствовала передовому техническому уровню того времени, а о её надёжности можно говорить только приблизительно.

Все первые пуски по программе ЛКИ проходили с австралийского полигона Вумера в период с 1964 г. (F1) по 1970 г. (F9). Причём к трём последним стартам Europa-1 готовилась в полной комплектации и несла «учебный» спутник STV. О последних испытательных пусках РН «Европа-1», а также о её второй и третьей ступенях мы расскажем в последующих обзорах.

Старт 5 июня 1964 года был успешным. Испытывалась только первая ступень. Была достигнута высота 177 км и дальность 965 км. Двигатели выключились на 6 секунд раньше (на 147 с) по причине поперечных колебаний, вызванных плесканием топлива в баках.

Баллистическая ракета средней дальности Blue Streak (что означает быстро движущийся предмет) проектировалась с 1955 года фирмами DeHavilland, Rolls-Royce и Sperry с широким заимствованием американского опыта по МБР «Атлас» (Atlas). Ракета имела «атласовский» диаметр 3,05 м и длину (без боеголовки) 18,75 м. В баке окислителя помещалось 60,8 т жидкого кислорода, а в баке горючего – 26,3 т керосина. Топливный отсек разделялся совмещённым днищем. Наддув бака окислителя осуществлялся за счёт газификации жидкого кислорода, а бака горючего за счёт газификации жидкого азота. Жёсткость баков, изготовленных из тонкой (менее 0,5 мм) нержавеющей стали, обеспечивалась за счёт повышенного внутреннего давления.

Камера двигателя RZ-2:
1 – сливная пробка; 2 – бандажи; 3 – горловина; 4 – место крепления механизма отклонения камеры; 5 – трубки камеры сгорания; 6 – электрический провод; 7 – пировоспламенитель; 8 – уплотнительное кольцо; 9 – входной трубопровод горючего; 10 – форсуночная головка; 11 – фланец крепления клапана окислителя; 12 – датчик давления; 13 – патрубок подвода окислителя; 14 – крепление шарнира; 15 – выпрямитель потока; 16 – днище головки двигателя; 17 – подача горючего к воспламенителю; 18 – фланец крепления клапана горючего; 19 – подача горючего; 20 – обруч горловины; 21 – фланец крепления теплового экрана; 22 – поворот горючего; 23 – сопло; 24 – подача окислителя; 25 – горючее для воспламенения

Камера двигателя RZ-2

Ракета оснащалась двигательной установкой, состоящей из двух ЖРД RZ-2 фирмы Rolls-Royce. Ракетный двигатель выпускался англичанами по лицензии американской фирмы Rocketdyne и был упрощённым вариантом двигателя S-3 американской баллистической ракеты средней дальности «Юпитер» (Jupiter). Два RZ-2 монтировались в кардановом подвесе и могли отклоняться в двух плоскостях, обеспечивая управление ракетой по трём осям.

Первая ступень (Blue Streak), справа видна камера двигателя RZ-2Как любая другая боевая ракета, работающая на криогенных компонентах, громоздкая Blue Streak имела не очень высокие боевые качества, поэтому вооружённые силы Великобритании отказались от применения Blue Streak (13.04.1960) и переориентировались на американскую ракету морского базирования «Поларис» (Polaris). Министр обороны Гарольд Уоткинсон объявил, что «проект будет продолжен как ракета-носитель спутников». К этому моменту на разработку ракеты было уже потрачено 65 млн. фунтов стерлингов, а на гражданский вариант требовалось потратить не менее 20 млн. Для Великобритании это было чрезмерно, но тут очень своевременно подвернулся общеевропейский проект «Европа-1».

Основные технические характеристики ЖРД RZ-2: тяга двигателя на земле – 608 кН, тяга на высоте 76 км – 748,5 кН; удельный импульс на земле – 2403 м/с, удельный импульс на высоте 76 км – 2835 м/с; коэффициент соотношения компонентов – 2,16 (на земле) и 2,45 (на высоте 76 км); давление в камере сгорания – 3,73 МПа; время работы – 160 с; сухая масса двигателя – 683 кг.

ПГС ЖРД RZ-2 (состояние при запуске):
1 – пусковые баки; 2 – подача азота от стартового оборудования; 3 – заправочный и обратный клапан горючего; 4 – заправочный и обратный клапан окислителя; 5 – регулятор подачи окислителя; 6 – шайбы; 7 – газогенератор; 8 – обратный клапан; 9 – магистраль для продувки; 10 – воспламенитель; 11 – клапан газогенератора; 12 — подача масла к редуктору; 13 – турбина; 14 – насосы; 15 – подача азота под высоким давлением; 16 – клапан горючего для начального воспламенения; 17 – основной клапан окислителя (открыт); 18 – трубопровод горючего; 19 – воспламенитель камеры сгорания; 20 – основной клапан горючего (закрыт); 21 – сопло; 22 – газовый поток от воспламенителя

ПГС ЖРД RZ-2 (состояние при запуске)

Камера сгорания двигателя выполнена из 312 никелевых трубок с толщиной стенок 0,3 мм, спаянных твёрдым припоем и скреплённых снаружи обручами. Схема охлаждения – регенеративная. В качестве охладителя используется горючее. Температура стенок камеры около 400°С (в зоне критического сечения сопла – 470°С). Температура горения 3190°С.

Руины испытательного стенда и останки первой ступени РН «Европа-1» в СпейдедамеПодача топлива турбонасосная. ТНА состоит из турбины, редуктора и топливных насосов. Турбина двухступенчатая, мощность около 2500 л.с. при частоте оборотов 24000 об/мин. Диски турбины ферритовые с 12%-ным содержанием хромониобиевого сплава. Лопатки с ёлочным креплением откованы из сплава N.80. Ротор турбины опирается на шариковый и роликовый подшипники. Уплотнения графитовые и лабиринтные. Редуктор – 2-ступенчатый с цилиндрической зубчатой передачей приводит вал насосов, опирающийся на шариковые и роликовые подшипники. Роликовый подшипник, находящийся вблизи насоса окислителя, нагревается перед запуском для предохранения масла от замерзания. Степень редукции 0,2004. Крыльчатки насосов горючего и окислителя закрытые, литые и имеют преднасосы, выполненные из лёгкого сплава. Расход окислителя при давлении 5,4 МПа достигает 174 кг/с, горючего при давлении 5,1 МПа составляет 80 кг/с. Корпусы узлов ТНА выполнены из лёгкого сплава.

Газогенератор работает на основных компонентах при соотношении 2,81:1. Расход кислорода 1,18 кг/с, керосина – 3,35 кг/с. Давление в газогенераторе 2,94 МПа, температура газов перед турбиной 650°С.

В системе смазки используется масло MIL-6086B, вытесняемое из шарового бака газообразным азотом. Расход масла на каждый редуктор 9 л/мин. Отработанное масло выбрасывается за борт.

Несмотря на столь многообещающий успех первых лётных испытаний, РН «Европа-1» на орбиту не вывела ни одного спутника. Почему это произошло, мы расскажем в последующих обзорах.


 

9 июня 1981 года – ЖРД РД-171 успешно отработал заданные по программе испытаний 150 секунд (СССР).

Ещё в 1973 году КБ Энергомаш начало проектно-расчётные исследования и конструкторские проработки двигателей большой тяги для перспективных РН. В. П. Глушко предложил разработку унифицированных двигателей для космических ракет тяжёлого и сверхтяжёлого класса.

Были разработаны технические предложения по двигателям РД-123 с тягой 7,85 МН и РД-150 с тягой до 14,7 МН! В следующем году начаты экспериментальные работы по химическому зажиганию, смесеобразованию в камере сгорания и газогенераторе, высокочастотной устойчивости рабочего процесса в камере и газогенераторе, многоразовости запуска.

После назначения в мае 1974 г. Глушко директором и генеральным конструктором НПО «Энергия», в которое вошли ЦКБЭМ (бывшее ОКБ-1) и КБ Энергомаш с их заводами и филиалами, отработка двигателя приняла более целенаправленный характер. Сохраняя верность принципу «от двигателя — к ракете», Глушко предложил главному конструктору КБ «Южное» В. Ф. Уткину с опережением по сравнению со сроками разработки сверхтяжёлой ракеты-носителя «Энергия» создать ракету-носитель среднего класса «Зенит» с одним двигателем первой ступени РД-171, аналогичным по своим характеристикам двигателю РД-170. Постановление на разработку РН «Зенит» вышло в марте 1976 г.

ЖРД РД-170В КБ Энергомаш одновременно разрабатывались два двигателя: РД-170 и РД-171, предназначавшиеся для первых ступеней ракет-носителей (РН) «Энергия» и «Зенит». По замыслу идеолога их создания В. П. Глушко первая ступень РН «Зенит» должна была обеспечить лётную отработку двигательной установки до начала лётных испытаний РН «Энергия». В связи с этим оба двигателя РД-170 и РД-171 разрабатывались как близнецы-братья и имели одинаковые рабочие параметры. Отработка РН «Зенит» должна была опережать лётные испытания РН «Энергия». Создание двигателей, ставших самыми мощными в мировой истории ракетостроения, оказалось и самым продолжительным в практике отечественного ракетного двигателестроения.

Первое огневое испытание РД-171 состоялось лишь 25 августа 1980 г. На испытаниях у двигателей РД-170 (РД-171) выявился совершенно новый дефект – неработоспособность ТНА. Полоса аварийных испытаний двигателей затянулась. Создавшаяся ситуация породила раскол среди специалистов КБ и завода Энергомаш в вопросе выбора конструкции двигателя, главным образом в отношении его мощности. Предложение «четвертовать» двигатель, в форме докладной записки было направлено главному конструктору КБ Энергомаш В. П. Радовскому, который сразу же ознакомил с её содержанием В. П. Глушко. Генеральный конструктор РН «Энергия» к предложению отнёсся резко отрицательно, увидев в применении многодвигательной схемы возвращение к схеме H1. Предложенное в докладной записке «четвертование» двигателя РД-170 фактически означало создание двигателя тягой 1,8 МН, т.е. аналога отработанного к тому времени в авиационном ОКБ-276 Н. Д. Кузнецова двигателя НК-33, предназначавшегося для первой ступени H1. Успешное завершение доводки НК-33 вселяло уверенность в возможности благополучного разрешения проблем и с двигателями для РН «Энергия». Создание резервного варианта при осуществлении сложной технической задачи является вполне допустимым решением, но при этом необходимо обеспечить взаимозаменяемость основного и резервного варианта. А это условие при «четвертовании» двигателя РД-170 применительно к схеме РН «Энергия» не соблюдалось.

РН «Энергия»В КБ Энергомаш был создан отдел для подготовки эскизного проекта двигателя тягой 1,8 МН. К намеченному сроку эскизный проект двигателя МД-185 подготовили, но дальнейшие работы в этом направлении не проводились.

Для подтверждения принципиальной возможности создания кислородно-керосинового двигателя большой мощности с высокими рабочими параметрами было принято решение отработку вести поэтапно. Тягу двигателя первого этапа установили равной 5,9 МН. Это дало свои положительные результаты, и 9 июня 1981 г. двигатель РД-171 №A15 успешно отработал заданные 150 с по намеченной программе испытаний.

Успешный пуск двигателя №A15 был подкреплён столь же удачными испытаниями ещё нескольких двигателей. Это стало основанием для отправки двигателя РД-171 №A18 на стенд отраслевого НИИХиммаш для проведения испытаний в составе первой ступени РН «Зенит». Однако на этот раз удача отвернулась от двигателистов. Экспериментальный пуск, проведённый 26 июня 1982 г., закончился аварией, причём большие разрушения получил единственный в стране стенд, пригодный для проведения испытаний ступени ракеты с двигателем такой мощности.

Специалисты КБ Энергомаш и НИИТП пришли к мысли о необходимости разработки широкой программы экспериментальных исследований, связанных с изучением возгораемости различных металлов, сплавов, теплозащитных покрытий в среде высокотемпературного окислительного газа. Результаты проведённых экспериментов сыграли важнейшую роль при поиске технических решений, обеспечивших впоследствии работоспособность двигателей РД-170(171). Но до этого было ещё далеко.

ПГС ЖРД РД-170/171 (условно показаны только 2 КС)

ПГС ЖРД РД-170/171 (условно показаны только 2 КС):
1 – бустерные насосные агрегаты; 2 – камера двигателя; 3 – газогенераторы; 4 – турбина; 5 – насос горючего; 6 – насос окислителя; 7 – воспламенитель; 8 – шарнир; 9 – теплообменник; 10 – бак пускового горючего

Авария первой ступени РН «Зенит» в НИИХиммаш дала новый импульс для критики выбранных энергетических характеристик двигателя. У оппонентов появился ещё один довод для прекращения дальнейших работ с двигателями РД-170. Один из научных руководителей ГИПХ выступил с заявлением, что в среде окислительного газа на основе кислорода при давлениях и температурах выше 25 МПа и 773 К практически все конструкционные металлы подвержены возгоранию. Поскольку значения соответствующих параметров генераторного газа двигателя РД-170 превышали указанную границу возгорания, это «научное открытие» выносило смертельный приговор не только двигателю РД-170, но и закрывало дальнейшие перспективы развития ЖРД окислительных схем с использованием кислородно-керосинового топлива.

Если раньше единственным техническим доводом, хотя и весьма серьёзным, была затянувшаяся череда аварий при стендовых испытаниях двигателей, то теперь появилась научно-теоретическая база для объяснения причин возгорания конструкции двигателей. Это позволило перейти от разрозненных критических выступлений к организованной оппозиции. Организующим фактором стало коллективное письмо-обращение нескольких авторитетных деятелей науки и техники к Д. Ф. Устинову.

Была создана комиссия под руководством директора НИИТП В. Я. Лихушина, которая рассмотрела ситуацию, сложившуюся с двигателем РД-170 и его альтернативным вариантом. Двигатель МД-185 существовал пока ещё в материалах эскизного проекта, из конструкции двигателя РД-170 заимствовалась только камера, а требовалось провести доводку и, наконец, набрать необходимую для выхода на лётные испытания положительную статистику стендовых испытаний. Кроме этого установка четырёх двигателей вместо одного требовала перекомпоновки ракетных систем. В то же время непредвзятому специалисту было очевидно, что двигатель РД-170 мог быть создан и для завершения его доводки требовалось явно меньше времени, чем для проведения работ с двигателем МД-185. В связи с этим, учитывая позицию как сторонников разработки двигателя РД-170, так и двигателя МД-185, в заключении комиссии предлагалось продолжить отработку двигателя РД-170 и начать подготовку производства двигателя МД-185.

Комиссия Лихушина работала на протяжении нескольких месяцев и за это время произошли события, оказавшие существенное влияние на дальнейшую отработку двигателя РД-170. Проведением совместных работ сотрудниками КБ Энергомаш и НИИТП на специально созданной установке была определена степень возгораемости в среде окислительного газа различных металлов и теплозащитных покрытий.

В мае 1983 г. впервые двигатель РД-170 отработал положенное время на номинальном режиме. Дальше в течение почти полутора лет шла шлифовка конструкции, устранение выявленных недостатков и накопление положительной статистики для перехода к этапу официальных испытаний двигателя в составе ступени РН «Зенит» на стенде в НИИХиммаш в Загорске.

Такое испытание было успешно проведено 1 декабря 1984 г. Это была победа, полная и безоговорочная. Конечно, к работе отдельных узлов и агрегатов двигателя имелся длинный перечень мелких замечаний, подлежащих устранению, но двигатель работал, обеспечивал основные характеристики и требования технического задания. Пройдёт ещё почти полгода и двигатель 13 апреля 1985 г. успешно отработает при первом пуске РН «Зенит», но это уже другая история.

Камера РД-170Кислородно-керосиновый двигатель выполнен по схеме дожигания окислительного генераторного газа. Он имеет четыре камеры и один ТНА, приводимый в действие двумя газогенераторами. Управление вектором тяги осуществляется качанием каждой камеры на угол ±8° в двух плоскостях благодаря разработке уникального сильфонного узла. Управление работой двигателя осуществляется автоматическими и пневмоуправляемыми клапанами, регулятором тяги, дросселем СОБ и дросселями окислителя.

Основные технические характеристики двигателя РД-171: тяга двигателя на уровне Земли – 7254 кН, тяга в пустоте – 7903 кН; удельный импульс на Земле – 3033 м/с, в пустоте – 3305 м/с; давление в камерах сгорания – 24,5 МПа; соотношение компонентов – 2,63; время работы – 140 с; масса двигателя – 9500 кг.

Рассмотрим некоторые особенности основных узлов двигателя.

Камера представляет собой сварно-паяную неразъёмную конструкцию и включает в себя смесительную головку, камеру сгорания и сопло. Крепление камеры к газовому тракту осуществляется при помощи фланцевого соединения.

Корпус камеры состоит из камеры сгорания и сопла. Камера собирается из наружной силовой оболочки и внутренней огневой стенки с фрезерованными каналами, образующими тракт наружного регенеративного охлаждения камеры. «Рубашка» охлаждения состоит из трёх отдельных участков с тремя входами. Это тракт охлаждения критического сечения сопла, тракт охлаждения выходной части сопла и тракт охлаждения камеры сгорания.

Внутреннее охлаждение обеспечивается тремя поясами щелевых завес в докритической части камеры сгорания. Через них на стенку подаётся около 2% горючего в виде плёнок, испаряющихся и защищающих её от тепловых потоков, которые в критическом сечении сопла достигают величины порядка 50 МВт/м².

Антипульсационные перегородки, образованные форсунками, выступающими в огневое пространствоФорсунки камеры двигателя двухкомпонентные, с осевым подводом окислительного газа и тангенциальным подводом горючего. Для подавления пульсаций давления начальная зона смесеобразования и горения, в которой и зарождаются высокочастотные колебания, разделена на семь примерно одинаковых объёмов с помощью антипульсационных перегородок, состоящих из выступающих за огневое днище форсунок, которые неплотно прилегают друг к другу по своим цилиндрическим образующим. Благодаря этому повышаются собственные частоты колебаний в объёмах между перегородками, смещаясь от резонансных частот конструкции камеры сгорания. Кроме того, выступающие форсунки растягивают зону горения, что также уменьшает возможность возникновения высокочастотных явлений. Зазоры между неплотно прилегающими друг к другу выступающими форсунками оказывают дополнительное демпфирующее влияние.

Все форсунки разделены по массовому расходу на три группы с возможностью обеспечения разницы расходов горючего между каждой группой от 3% до 10% на номинальном режиме. Такая разница в расходах также снижает эффекты высокочастотных колебаний на рабочих режимах двигателя.

ТНА РД-170ТНА выполнен по одновальной схеме и состоит из осевой одноступенчатой реактивной турбины, одноступенчатого шнекоцентробежного насоса окислителя и двухступенчатого шнекоцентробежного насоса горючего (вторая ступень предназначена для подачи части горючего в газогенераторы).

На основном валу с турбиной находится насос окислителя, соосно с которым на другом валу расположены две ступени насоса горючего. Валы насосов окислителя и горючего соединены зубчатой рессорой для разгрузки вала от температурных деформаций, возникающих вследствие большой разницы температур рабочих тел насосов, а также для предотвращения замерзания горючего.

Так как двигатель РД-170/171 выполнен по схеме с дожиганием окислительного генераторного газа, особое внимание было уделено защите агрегатов кислородных трактов ТНА от возгорания при воздействии случайных инициаторов возгорания.

Так, для предотвращения возгорания по причине выборки зазоров от деформаций или наклёпа на сопрягаемых поверхностях от вибрации (при трении вращающихся деталей о неподвижные) зазор между лопатками соплового аппарата и ротора сделан относительно большим. В конструкции деталей газового тракта турбины применены никелевые сплавы, включая жаропрочные. В местах малых радиальных или торцевых зазоров используются различные теплозащитные покрытия (никелевые для лопаток ротора и статора, металлокерамические для ротора), а также серебряные или бронзовые элементы, исключающие возгорание даже при возможном касании вращающихся и неподвижных деталей ТНА. Кроме того, статор и выхлопной тракт турбины принудительно охлаждаются холодным кислородом.

Высокое давление жидкого кислорода и, следовательно, повышенная опасность возгорания обусловили конструктивные особенности насоса окислителя. Вместо плавающих уплотнительных колец на буртах крыльчатки, применены неподвижные щелевые уплотнения с серебряной накладкой.

Такие элементы конструкции насоса как шнек, крыльчатка и торовый отвод тщательно профилируются, а ротор в целом – подвергается динамической балансировке.

Не были забыты и новые технологии изготовления, такие как изостатическое прессование литых заготовок и применение гранульной технологии.

Эти, а также и другие конструктивно-технологические мероприятия (о которых мы ещё расскажем в своё время), позволили создать мощный и надёжный ЖРД, на основе которого был разработан двигатель РД-180 (обзор №2-14 11–20.03.2017).


 

При подготовке материалов были использованы следующие источники:

  1. С. П. Уманский. Ракеты-носители. Космодромы. – М.: «Рестарт+», 2001.
  2. Martin J.L. Turner. Rocket and spacecraft propulsion (second edition). Springer, 2005.
  3. И. Б. Афанасьев, А. Н. Лавренов. Большой космический клуб. – М.: «РТСофт», 2006.
  4. А. В. Амброжевич. Развитие транспортных систем с ЖРДУ. – Харьков: Рукопись, 2007.
  5. Иностранные авиационные и ракетные двигатели (по данным иностранной печати). Институт им. П. И. Баранова, 1967.
  6. Вячеслав Рахманин. 70 лет НПО Энергомаш им. академика В. П. Глушко – лидеру ракетного двигателестроения. – Журнал «Двигатель» №5, 2004.
  7. Вячеслав Рахманин. К истории создания двигателя первой ступени ракеты-носителя «Энергия». – Журнал «Двигатель» №5-6, 2003; №1, 2004.
  8. Двигатели 1944-2000. Авиационные, ракетные, морские, промышленные. – М.: «АКС-Конверсалт», 2000.

 


« »



Оставьте свой комментарий

Вы должны быть авторизованы чтобы оставлять комментарии.

Рейтинг@Mail.ru