В этот день… №2-01 (1-10 ноября)
Вот уже год, как существует наш блог и непременная его часть — исторические обзоры. Надеемся, что они принесли некоторую пользу всем интересующимся историей ракетного двигателестроения.
1 ноября 1963 года — первый маневрирующий автоматический ИСЗ серии «Полёт» (СССР).
Официальное сообщение ТАСС о запуске «первого маневрирующего аппарата» объявляло, что это первый КА из новой крупной серии и что в ходе полёта были выполнены многочисленные манёвры изменения высоты и плоскости орбиты. Количество и характер манёвров не уточнялись, а ТАСС даже не сообщил наклонение начальной орбиты. Ничего удивительного в этом не было, так как этот запуск был первым в рамках программы испытания системы «Истребитель спутников».
Суть проекта создания космического истребителя заключалась в следующем: с помощью РН на околоземную орбиту выводился спутник-перехватчик. Начальные параметры орбиты перехватчика должны были определяться с учётом параметров орбиты цели. Находясь на орбите, с помощью бортовой ДУ спутник должен был осуществить ряд манёвров и, сблизившись с целью, взорваться и уничтожить её. Перехват цели предполагалось осуществлять на первом, максимум — на третьем витке. В дальнейшем предполагалось увеличить потенциал спутника, чтобы было возможно осуществлять повторный перехват, в случае промаха при первом. Большое значение при создании такой системы играла точность выведения перехватчика на околоземную орбиту.
Спутник представлял собой относительно простой КА с близкой к сфере формой и массой порядка 1400 кг. Он состоял из двух функциональных отсеков: основной отсек, оснащённый системой управления и наведения на цель и содержащий 300 кг взрывчатки, и двигательный отсек. Обшивка аппарата была изготовлена таким образом, что после взрыва он распадался на большое количество фрагментов, разлетающихся с большой скоростью. Радиус гарантированного поражения оценивался в 1 км. Причём по ходу движения спутника цель поражалась на расстоянии до 2 км, а в противоположном направлении — не более 400 м.
Двигательный отсек содержал шесть ЖРД КБ А. М. Исаева тягой по 4000 Н, предназначенных для разгона спутника после отделения от РН до первой космической скорости (необходимо было добрать недостающие 300 м/с) и поперечного управления КА. Кроме того, ДУ включала в себя двигатели «мягкой» и «жёсткой» стабилизации — микро-ЖРД тягой по 10 Н и 160 Н, разработанные в авиадвигателестроительном ОКБ С. К. Туманского. Они должны были работать сериями импульсов. Нужно сказать, что двигательную установку для спутника И-2Б (именно так назывался «Полёт-1»), разработали инженеры ОКБ-52. А. М. Исаев, которому предлагали эту работу, отказался от неё. ДУ способна была многократно запускать ЖРД в космических условиях, обеспечивать надёжную подачу топлива к ним при действии перегрузок различного направления и в невесомости.
Работы по созданию «Истребителя спутников» начались в ОКБ-52 В. Н. Челомея в 1960 году. В качестве РН для «Истребителя спутников» должна была применяться ракета УР-200. Но создание носителя значительно отставало от работ по спутнику, поэтому в 1962 году было решено для испытательных полётов использовать модификацию РН Р-7 (11А59).
Именно эта ракета и вывела КА И-2Б («Полёт-1») на орбиту 1 ноября 1963 года. После первого включения разгонных двигателей спутник вышел на орбиту с высотой в перигее 339 км и в апогее 592 км. Затем по командам системы управления его двигатели включались многократно в продольном и поперечном направлениях. В течение этого времени аппарат управлялся и стабилизировался двигателями «мягкой» и «жёсткой» стабилизации. После всех манёвров он перешёл на конечную орбиту с высотой в перигее 343 км и в апогее 1437 км, изменив также угол наклона орбиты к плоскости экватора. Программа, рассчитанная на полтора витка, была выполнена полностью.
Следующий старт состоялся 12 апреля 1964 года. На этот раз «Полёт-2» (И-2А) оснащался разгонными ЖРД ОКБ С. К. Туманского. А затем все работы по разработке «истребителя спутников» были полностью переданы из ОКБ-52 в ОКБ-1. Но это, как говорится, уже другая история.
8 ноября 1881 года — родился Робер Эно-Пельтри (Robert Esnault-Pelterie) (Франция).
Робер Эно-Пельтри (1881-1957) — французский учёный, инженер и изобретатель, один из пионеров ракетно-космической науки и техники.
Получив широкое образование в области естественных и точных наук, Эно-Пельтри в начале своей творческой деятельности разделил общее увлечение своих современников проблемами авиации. В 1906-1907 гг. он спроектировал и построил один из первых монопланов и первый в мире моноплан из трубчатой металлической конструкции, снабжённый оригинальным лёгким авиадвигателем, за разработку которого в 1908 г. был награждён золотой медалью Общества гражданских инженеров Франции. Одним из первых получив официальное удостоверение лётчика, Эно-Пельтри пилотировал самолёты собственной конструкции, на которых в период 1908-1912 гг. был установлен ряд мировых рекордов и достижений.
Р. Эно-Пельтри — автор большого количества оригинальных разработок в области авиационной техники, один из организаторов французской авиапромышленности и первых международных авиационных выставок.
Ещё в пору своего сильного увлечения проблемами авиации Эно-Пельтри задумывался над вопросами движения вне опорной среды. Результаты исследований в этом направлении в ноябре 1912 г. он доложил Французскому физическому обществу, а в следующем году в периодическом издании общества был опубликован текст этого доклада под заголовком «Соображения о результатах неограниченного уменьшения веса моторов».
В этой работе, впервые познакомившей западноевропейскую научную общественность с теоретическими проблемами космонавтики, Эно-Пельтри аналитически исследовал движение летательного аппарата переменной массы под действием постоянной силы, рассмотрел при упрощающих допущениях различные этапы полёта Земля-Луна-Земля, а также указал на техническую осуществимость маневрирования ракеты по траектории при помощи вспомогательных «рулевых двигателей». Эно-Пельтри указал на особую перспективность использования в ДУ космических ракет энергии внутриатомного распада. Примечательно, что, выделив в ряду наиболее важных проблем осуществления космического полёта проблему энергетики, Эно-Пельтри в качестве одного из моментов, способствовавших её разрешению, указал на целесообразность использования атмосферы на начальном и конечном этапах полёта.
В 1913 г. Эно-Пельтри обратился к решению ряда прикладных проблем механики и физики. В 20-х годах он возобновил исследования по ракетно-космическим проблемам и в июне 1927 г. на сессии Французского астрономического общества сделал доклад на тему «Исследование верхних слоёв атмосферы при помощи ракеты и возможность межпланетных путешествий». В следующем году эта работа была опубликована в периодическом издании общества.
Работа 1928 года была одним из наиболее серьёзных теоретических исследований по космонавтике конца 20-х годов.
Эно-Пельтри одним из первых оценил возможность военного применения ракет. В докладе генералу Феррье, имевшему многочисленные связи с военными кругами Франции, Эно-Пельтри изложил свои взгляды на особую значимость использования жидкотопливных ракет в военных целях. Примечательно, что в этой работе, помимо конкретных положений тактического характера, которые не во многом отличаются от современных, Эно-Пельтри на профессиональном уровне рассмотрел совокупность узловых вопросов проектирования траекторий баллистических ракет с дальностью полёта 600 км.
В эти же годы Эно-Пельтри занимался разработкой проблем динамики полёта баллистических ракет дальнего радиуса действия, проводил теоретические исследования внутрикамерных процессов ракетного двигателя, углублял проработку вопросов выбора ракетного топлива и оптимизации режимов работы двигателя. В 1930 г., дополнив работу 1928 г. результатами этих исследований, он опубликовал обобщающую работу под названием «Астронавтика». В 1935 г. вышла вторая часть этой книги. Но в работе 30-х годов не нашли отражение те вопросы, освещение которых Эно-Пельтри считал в открытой печати преждевременным, исходя из возможности их использования в военной технике. По этой причине долгое время не были известны исследования учёного по динамике полёта ракет в сопротивляющейся среде, изложенные в докладе генералу Феррье.
В 1930 г. Эно-Пельтри проводил эксперименты по определению оптимального соотношения компонентов различных топлив, в том числе и криогенных, а в 1932 г. приступил к постройке ракетного двигателя на криогенном топливе, экспериментально-доводочные работы по которому успешно завершились в 1937 г. Двигатель развивал тягу свыше 1000 Н в течение 60 с, был одобрен официальными представителями, но финансовой поддержки Эно-Пельтри не получил и был вынужден прекратить практические исследования.
Многолетняя плодотворная деятельность Эно-Пельтри в различных отраслях научно-технических знаний была отмечена в 1936 г. избранием его в действительные члены Французской академии наук. После второй мировой войны Эно-Пельтри переехал в Швейцарию, посвятив себя разработке различных вопросов прикладной механики, теории относительности и атомной энергетики.
8 ноября 1984 года — два спутника связи были сняты с орбиты и доставлены на Землю для ремонта космическим кораблём «Дискавери» (Discovery, США).
Третий из американских КК многократного применения «Спейс Шаттл» (Space Shuttle) — «Дискавери» был передан НАСА в ноябре 1982 года. Ему пришлось совершить наибольшее количество космических полётов — 39. Многие из этих полётов были связаны с уникальными миссиями. Именно таким выдающимся полётом был тот, который начался стартом 8 ноября 1984 г. На околоземную орбиту были выведены два спутника связи — Телесат (Telesat) и Синком IV (Syncom IV-1). После вывода спутников на орбиту и освобождения грузового отсека были сняты с орбиты два спутника Палапа (Palapa B-2) и Уэстар (Westar VI). Экипаж разместил их в грузовом отсеке и вернул на Землю 16.11.1984.
Возвращение космических аппаратов с орбиты (для их осмотра и ремонта) было выполнено впервые в мире!
Для снятия спутников с орбиты и их размещения в грузовом отсеке корабля использовался манипулятор, управляемый одним из членов экипажа корабля.
Экипаж «Дискавери» в этом полёте состоял из пяти астронавтов: Фредерик Хаук (Frederick Hauck) — командир, Дейвид Уокер (David Walker) — пилот, Джозеф Аллен (Josef Allen) — специалист по программе полёта, Анна Фишер (Anna Fisher) — специалист по программе полёта, Дейл Гарднер (Dale Gardner) — специалист по программе полёта.
Для снятия спутников с орбиты КК приближался к ним на расстояние около 10 м. Затем один из специалистов по программе полёта приближался к спутнику с помощью «летающего кресла», стыковался с ним и доставлял его к кораблю, где манипулятор и ещё один из астронавтов устанавливали спутник в корабле. Такие сложные манипуляции с ИСЗ Палапа В-2 12 ноября выполнили астронавты Аллен (он сближался со спутником и стыковался с ним) и Гарднер, а манипулятором управляла Фишер. Во время следующего выхода в космос (14.11.1984) Аллен и Гарднер поменялись миссиями.
Столь благополучное завершение такого сложного полёта, конечно, состоялось благодаря надёжной работе всех элементов комплекса Спейс Шаттл, в том числе двигателей SSME орбитального самолёта (2-й ступени). В октябрьском обзоре мы уже рассмотрели особенности ПГС двигателя и его управляющих агрегатов. А сейчас речь пойдёт о конструкции камеры SSME.
Камера двигателя состоит из цилиндрического участка, входной и сверхзвуковой профилированной частей сопла. Конструктивно блок камеры разделяется на два разъёмных узла с фланцевым соединением в сечении сопла с относительной площадью равной 5. Блок камеры соединяется с форсуночной головкой также фланцевым соединением. Диаметр этого соединения — 560 мм. Оно имеет двухпоясное уплотнение с промежуточным кольцевым каналом. Камера имеет очень короткий цилиндрический участок (что характерно для водородных ЖРД). Контур сопла имеет непрерывный криволинейный профиль.
Первый узел камеры состоит из двух связанных пайкой оболочек, в отличие от большинства камер американских ЖРД, имевших трубчатую конструкцию. Внутренняя оболочка 5 изготовлена из сплава нарлой Z на основе меди, серебра и циркония. Сплав имеет хорошую теплопроводность, удовлетворительную прочность, пластичность и стабильность. Внутренняя оболочка изготавливается из кованой (или литой) заготовки с последующей механической обработкой. На наружной поверхности внутренней стенки фрезеруются 390 продольных каналов прямоугольного сечения для прохода охладителя. Ширина и глубина каналов, а также толщина стенки переменны по длине. В критическом сечении (Б-Б) толщина ребра — 1 мм, ширина канала — 1 мм, глубина — 2,5 мм, а толщина стенки — 0,71 мм. Максимальная рабочая температура внутренней стенки Тг ст = 810 К при удельном тепловом потоке qΣ ≈ 164∙106 Вт/м2.
Информацию для управления положением прорезной фрезы выдаёт приспособление контроля толщины стенок (ультразвуковой микрометр). Точность изготовления составляет 7,6 мкм. После нарезания каналы оболочки 5 заполняются парафином и с помощью электролитического метода наносится двухслойная оболочка меди и никеля, закрывающая каналы охлаждения. Затем парафин выплавляется. После цикла термообработки к камере приваривают наружную оболочку, коллекторы трубопроводов, смесительную головку и т.д. Наружная оболочка камеры сгорания, состоящая из двух половин, выполнена из сплава инконель-718, обладающего требуемой прочностью и технологичностью. К наружной оболочке приварены выходной (1) и входной (4) коллекторы. Через входной коллектор поступает 20% расхода жидкого водорода через камеру. В охлаждающем тракте водород газифицируется и из выходного коллектора с температурой около 305 К газообразный водород поступает на привод турбины БТНА горючего. Конструкция второго узла блока камеры, включающая выходную часть сопла от сечения с относительной площадью, равной пяти, до выходного сечения сопла с относительной площадью, равной 77,5, выполнена традиционной — трубчатой. Она выполнена из 1086 трубок с переменным по длине прямоугольным сечением. Материал трубок — хромоникелевая сталь. Трубки соединяются между собой и с кольцами бандажа пайкой.
Коллектор подвода охладителя (жидкого водорода) располагается в сечении сопла с относительной площадью, равной 20, за которым располагаются трубки меньшей длины. Трубки, по которым водород течёт от среза сопла, проходят по всей длине узла. В сечении с относительной площадью сопла, равной пяти, размещён фланец для стыковки с первым узлом. Здесь же располагается и выходной коллектор. Для охлаждения этой части сопла используется 25% общего расхода водорода. Газифицированный в тракте водород смешивается с жидким, поступающим из насоса, и полученный газ с температурой 164 К направляется в ЖГГ.
Смесительная головка SSME — литая, стальная. Днища охлаждаются водородом. На 13-ти концентрических окружностях расположено 600 двухкомпонентных коаксиальных струйных форсунок типа «трубка в трубке». Все трубки стальные, они соединяются с днищами путём сварки трением. По внутренним трубкам в камеру поступает жидкий кислород. Газообразный водород охлаждает выступающие форсунки и создаёт пристеночную газовую завесу. Через щели остальных форсунок в камеру поступает генераторный газ. В центре головки размещается электросвеча.
Коллектор подвода горячего газа от ТНА — охлаждаемый, что позволило свести к минимуму градиент температуры по толщине внешней несущей стенки. Температура этой стенки на всех участках незначительна и неизменна, благодаря чему исключалось появление термических напряжений в конструкции. Отсутствие термических напряжений в коллекторе увеличивает жёсткость его конструкции и улучшает условия работы многих стыковочных соединений и трубопроводов, что немаловажно для двигателя с длительной и многоразовой работой. Важная особенность конструкции камеры сгорания — устройство акустических демпферов, выполненных в виде полости 2, которая сообщается с объёмом камеры сгорания через каналы 6, устроенные в расширенных рёбрах. Установка акустического демпфера улучшает характеристики устойчивости рабочего процесса по отношению к высокочастотным колебаниям.
При изготовлении двигателя, и в частности камеры, применялись самые передовые технологические процессы 70-х годов ХХ века. Так, в частности, широко использовалась электронно-лучевая сварка (более 200 швов, толщина некоторых из них превышает 25 мм). Такая технология позволила обеспечить надёжную работу двигателя высокого давления при минимальной массе конструкции.
При подготовке материалов были использованы следующие источники:
- В. А. Поляченко. На море и в космосе: Воспоминания. — СПб.: «МОРСАР АВ», 2008.
- Пионеры ракетной техники. Избранные труды (1891-1938) / Гансвиндт, Годдард, Эсно-Пельтри, Оберт, Гоман. — М.: «Наука», 1977.
- Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей / Под общей редакцией Г. Г. Гахуна. — М.: Машиностроение, 1989.
- И. Тимнат. Ракетные двигатели на химическом топливе. — М.: Мир, 1990.
- Г. С. Ветров. Робер Эсно-Пельтри (1881-1957). — М.: Наука, 1982.
- http://www.astronautix.com/s/sts-51-a.html
| « | В этот день… №1-29 (21-31 октября) | В этот день… №2-02 (11-20 ноября) | » |
