В этот день… №3-02 (11-20 ноября)



Александр Грищенко В мире существуют около 40 стран, разработчиков ИСЗ. В так называемый «большой космический клуб», объединяющий страны, имеющие собственные КА, РН и космодромы, входит менее десяти стран и одно межгосударственное объединение. А число стран, развивающих собственные пилотируемые космические программы, ограничивается всего тремя государствами – СССР (Россия), США, КНР. И расширения этого перечня в ближайшей перспективе не предвидится.

 
12 ноября 1981 года – второй старт космического корабля «Колумбия» (США).

Ровно через семь месяцев после первого полёта шаттла «Колумбия» (с 12 по 14 ноября 1981 года) был совершён второй испытательный полёт этого космического корабля. Экипаж в составе двух астронавтов: Джо Энгла (Joe Engle) и Ричарда Трули (Richard Truly) продолжил тестирование корабля и всех его систем. Впервые был опробован манипулятор, который должен был стать ключевым устройством при обслуживании на орбите «аварийных» спутников. Через двое суток шесть часов и тринадцать минут полёта корабль успешно приземлился.

Благополучное завершение полёта – это заслуга всего комплекса и людей, готовивших корабль к полёту. Не в последнюю очередь это относится и к ЖРД орбитального самолёта SSME, о котором мы уже рассказывали (обзор №1-29 21–31.10.2016). Дополним этот рассказ информацией о ТНА двигателя, тем более что стоимость агрегатов подачи топливных компонентов в камеру сгорания и газогенератор двигателя составляет почти 45% от стоимости всего двигателя.

Основные турбонасосы ЖРД SSME с газогенераторами: горючего (слева) и окислителя (справа)Американские конструкторы выбрали схему с раздельными ТНА – горючего и окислителя. Как показано на схеме размещения основных ТНА на двигательном блоке, компоновка газогенераторов и ТНА довольно плотная. Учитывая высокие параметры двигателя – давление в камере сгорания, величину тяги и, соответственно, расходов топливных компонентов (массовый расход окислителя – 530 кг/с, массовый расход горючего – 73,5 кг/с), конструкторы двигателя предусмотрели кроме основных ТНА ещё и дополнительные – бустерные ТНА. С их помощью ликвидировали угрозу возникновения кавитации в насосах основных ТНА.

Для привода турбины ТНА окислителя используется окислительный генераторный газ, который после срабатывания на двухступенчатой осевой турбине поступает в камеру сгорания двигателя. Жидкий кислород подаётся шнекоцентробежным насосом с двухсторонним входом в газогенераторы основных ТНА, а также на гидравлическую турбину бустерного ТНА окислителя.

Размещение агрегатов системы подачи топлива на камере ЖРД SSMEОсновной ТНА окислителя состоит из двух одноступенчатых центробежных насосов – основного насоса, обеспечивающего подачу кислорода в камеру сгорания двигателя, и подкачивающего насоса газогенератора. Оба насоса установлены на одном валу и приводятся в действие двухступенчатой турбиной. Основной насос поднимает давление окислителя от 2,9 до 30 MПa и имеет частоту вращения 28122 об/мин. Основная часть окислителя направляется через главный окислительный клапан в камеру сгорания. Поток жидкого кислорода из насоса высокого давления частично используется для приведения в действие бустерного насоса окислителя, также небольшая часть используется в теплообменнике. Часть расхода газообразного кислорода поступает в бак окислителя, а другая часть отводится во вторую ступень турбины ТНА окислителя. Подкачивающий насос газогенератора поднимает давление кислорода с 30 до 51 MПa. Так как турбина и подкачивающий насос установлены на общий вал, в данной области создаётся опасное соседство горячего топливного генераторного газа в турбине и жидкого кислорода в главном насосе. Полости турбины и насоса окислителя разделяются уплотнениями и промежуточной полостью, в которую при работе двигателя подаётся гелий под давлением.

Бустерный ТНА окислителяОсновной ТНА горючего состоит из трёхступенчатого центробежного насоса, приводимого в действие двухступенчатой турбиной. Насос поднимает давление жидкого водорода с 1,9 до 45 MПa. Частота вращения ротора ТНА – 35358 об/мин. Полученный поток водорода направляется через главный клапан по трём направлениям. Одна часть направляется в рубашку камеры сгорания, где водород используется для охлаждения стен камеры и затем направляется к бустерному ТНА водорода, для приведения в действие его турбины. Большая же часть расхода горючего, после охлаждения камеры сгорания и сопла, поступает в газогенераторы основных ТНА.

Бустерный ТНА окислителя состоит из осевого насоса и многоступенчатой осевой гидравлической турбины. Давление компонента повышается от 0,7 до 2,9 MПa. Частота вращения турбины ротора бустерного ТНА составляет примерно 5148 об/мин. Затем кислород поступает в основной ТНА окислителя.

Бустерный ТНА горючегоБустерный ТНА горючего состоит из осевого насоса и двухступенчатой осевой турбины, приводимой в действие газообразным водородом. Он поднимает давление горючего от 0,2 до 1,9 MПa. После этого водород поступает к основному ТНА. Турбина бустерного ТНА водорода вращается с частотой 16188 об/мин.

Агрегаты подачи топливных компонентов, как и весь ЖРД SSME проходили несколько этапов модернизации, и, видимо, это было оправдано. По «вине» ТНА никаких аварийных ситуаций во время полётов шаттлов не возникало. А сейчас на базе этого ракетного двигателя создана модификация, которая рассматривается как основной ЖРД разрабатываемой тяжёлой РН SLS.


 

19 ноября 1999 года – первый старт беспилотного космического корабля «Шэньчжоу» (КНР).

Космический корабль «Шэньчжоу» («Божественный корабль») является ключевым звеном в китайской пилотируемой программе. Он предназначен для выполнения научных исследований в космосе, доставки на борт орбитальной станции и возвращении на землю экипажей станции, пополнения её материальными ресурсами. При разработке своего космического корабля Китай не пошёл по пути СССР или США: от простых одноместных кораблей-спутников («Восток» или «Меркурий») к более сложным («Союз» или «Аполлон»), а сразу же поставил себе очень высокую планку. С точки зрения технического уровня и функций корабля, «Шэньчжоу» достиг уровня существующего российского корабля «Союз» третьего поколения.

Вывоз КК «Шэньчжоу» на космодромПроект пилотируемого КК «921-1» был инициирован в 1992 году. Шанхайский исследовательский институт астронавтики предложил шесть вариантов РН и восемь вариантов корабля. Выбор был сделан в пользу РН «Чанчжэн-2F», а в качестве прототипа КК был использован КК «Союз».

Китайский КК является кораблём-спутником, который состоит из трёх модулей и одного отсека (орбитальный модуль, возвращаемый модуль, двигательный модуль и дополнительный отсек), снабжён двумя парами вращающихся панелей солнечных батарей, запускается по баллистической схеме. После выполнения задания орбитальный модуль остаётся на орбите на несколько месяцев для продолжения исследований космической среды и технических экспериментов.
Порядок расположения трёх сегментов корабля сверху вниз аналогичен расположению отсеков КК «Союз»: орбитальный модуль, возвращаемый модуль и двигательный модуль. На переднем днище орбитального модуля установлен стыковочный механизм.

Орбитальный модуль – место, где должны работать и жить космонавты после выхода корабля на орбиту. В нём, кроме предметов первой необходимости, имеется приборное оборудование для научных экспериментов. По обеим сторонам орбитального модуля размещаются панели солнечных батарей, солнечные датчики и различные антенны, а также другие конструкции.

Размещение корабля проекта D-2 под обтекателем РНКК «Шэньчжоу» очень похож на КК «Союз»: оба состоят из трёх модулей. Возвращаемый и двигательный модули китайского корабля аналогичны спускаемому аппарату и приборно-агрегатному отсеку «Союза». Последовательность расположения трёх модулей одинаковая. Но есть и существенная разница. После возвращения космонавтов в СА КК «Союз» бытовой отсек остаётся на орбите и больше не используется. А у орбитального модуля «Шэньчжоу» есть возможность его дальнейшего использования. После возвращения космонавтов на Землю в возвращаемом модуле оставшийся на орбите орбитальный модуль продолжает получать энергию за счёт солнечных батарей, а приборное оборудование в модуле функционирует в автономном режиме без участия космонавтов, как на спутнике. Так, потенциал корабля используется в большей мере, и поэтому, намного увеличена сфера применения корабля в космосе, продлён ресурс выполнения научных экспериментов и повышена общая эффективность использования корабля.

Двигательный модуль выполняет функции обеспечения и обслуживания, то есть приводит корабль в движение, управляет ориентацией, производит смену орбиты и торможение, а также обеспечивает космонавтов кислородом и водой. В нём располагаются 4 главных двигателя большой тяги и рулевые двигатели малой тяги, а по обе стороны отсека – основные панели солнечных батарей, площадью более 20 кв. м.

Первый вариант КК «Союз» с цилиндрическим бытовым отсекомСравнение внешнего вида КК «Шэньчжоу» и «Союз», конечно, наводит на мысли о некотором заимствовании технических решений. Но ведь и облик «Союза» очень похож на дизайн проекта D-2, предложенного на рубеже 1950-1960-х годов корпорацией «Дженерал Электрик» (General Electric) на конкурс по программе Apollo. Американский проект состоял из командного, полётного и приборно-агрегатного модулей. По сравнению с другими вариантами, предложенными по программе Apollo, D-2 имел наименьшую массу при наибольшем обитаемом объёме и гибкости применения. Контракт на детальное проектирование КК «Аполлон» получила другая фирма, но это совсем другая история. А разработчики проекта D-2 представили свой дизайн на специальном симпозиуме Американского общества астронавтики в Денвере в декабре 1962 года. В это время уже завершалось эскизное проектирование корабля 7К, который ещё не назывался «Союзом».

Между всеми космическими аппаратами есть несомненное концептуальное сходство – деление корабля на функциональные отсеки. Но в конструктивном плане, как общая конфигурация кораблей, так и исполнение отдельных отсеков-модулей существенно различались.

Старт РН «Чанчжэн-2F» с КК «Шэньчжоу-1»Китайский корабль, аналогично советскому КК «Союз» и американским КК «Меркурий» и «Аполлон», также оснащён САС высотой 8 метров. Её задача – за 900 секунд до старта ракеты и в первые 160 секунд полёта, то есть на высотах 0-110 км, в случае аварии РН отделить от неё возвращаемый и орбитальный модули, обеспечить их приземление в безопасной зоне и помочь космонавтам избежать опасности. САС многократно испытывалась перед первым лётным испытанием «Шэньчжоу».

В 1995 году была завершена подготовка общего проекта КК, в 1998 году были проведены комплексные испытания РН и КК на космодроме, натурные испытания САС на высоте и другие серьёзные испытания. После этого началась разработка лётного образца корабля и этап испытаний КК в беспилотном режиме.

Средством выведения корабля была выбрана РН «Чанчжэн-2F». С точки зрения грузоподъёмности, разработанная в 1990-у РН «Чанчжэн-2Е» отвечала требованиям запуска «Шэньчжоу». Но уровень надёжности не отвечал требованиям пилотируемой программы. Кроме того, у неё были слишком большие перегрузки при запуске.

Макет РН «Чанчжэн-2F» в Музее Внутренней Монголии, г. Хух-ХотоРазработка «Чанчжэн-2F», как отдельной системы китайской пилотируемой программы, началась в 1992 году. К «Чанчжэн-2Е» прибавили две новые системы, то есть САС и систему выявления и парирования нештатных ситуаций. Общая длина ракеты – 58,343 м, взлётная масса – 479,8 т, взлётная тяга – 5923,2 кН, диаметр основного блока – 3,35 м, диаметр стартовых ускорителей – 2,25 м, максимальный диаметр обтекателя – 3,8 м. В качестве топлива для двигателей основного и разгонных блоков используется четырёхокись азота и НДМГ. Грузоподъёмность при запуске на околоземную орбиту – 8 т.

Двигательная система РН «Чанчжэн-2F» состоит из двигателей первой ступени, второй ступени, стартовых ускорителей и системы наддува. Условное наименование двигателя первой ступени – DaFY10-1 – это четыре параллельно соединённых двигателя DaFY11-1. Условное наименование двигателя второй ступени – DaFY20-2 – это параллельно соединённые главный двигатель DaFY21-2 и рулевой двигатель DaFY22-1 (у главного двигателя большая форсуночная головка, а у рулевого – короткая). Условное наименование двигателя стартового ускорителя – DaFY5-2.

На РН «Чанчжэн-2F» впервые использовали систему выявления неисправностей. У неё были две главные задачи:

  • измерять критически значимые параметры ракеты и в случае выявления неисправностей подать соответствующей системе команду аварийного прекращения полёта;
  • при аварийном спасении осуществлять управление КА и подачу электрических сигналов в пиросистему.

Оборудование системы включало процессор выявления неисправностей, командно-управляющее устройство, управляющее устройство САС, электрораспределитель пиростистемы и аккумуляторную батарею. Параметры неисправностей, предоставляемые независимо системой телеметрии и системой управления, включали угловое отклонение и угловую скорость ракеты, осевую перегрузку, сигналы отделения ДУ САС, стартовых ускорителей, сброса головного обтекателя и переключения платформы. Система начинала опрос параметров всех систем за 30 минут до старта и давала команду на проведение запуска, его прекращение или ввода в действие САС. Применение данной системы значительно повысило безопасность при запуске пилотируемого КК.

Возвращаемый модуль КК «Шэньчжоу-1» на месте посадкиВ течение 8 лет разработки «Чанчжэн-2F» Китайская исследовательская академия технологий РН и предприятия-производители отдельных систем всегда ставили на первое место надёжность и безопасность. Показатель надёжности «Чанчжэн-2F» увеличился до 0,97 с 0,91 у ракеты «Чанчжэн-2Е», в результате она стала самой высоконадёжной в КНР.

20 ноября 1999 года РН «Чанчжэн-2F» успешно вывела на орбиту опытный образец КК «Шэньчжоу-1». Главной целью испытательного полёта была проверка новой РН. Космический корабль был готов не в полной мере, это был не прототип, а экспериментальный образец пилотируемого КА. Главными объектами проверки в первом лётном испытании «Шэньчжоу-1» были:

  1. Система прицеливания и управления: обеспечение полёта по заданной процедуре и в заданной ориентации;
  2. Система возвращения и торможения: нештатная работа системы торможения во время снижения скорости и возвращения корабля не позволит обеспечить его безопасное возвращение на Землю;
  3. Вопрос разделения элементов конструкции: во время запуска корабля необходимо обеспечить надёжность соединения нескольких отсеков и по заданной процедуре выдать команды на разделение;
  4. Технология возвращения и посадки;
  5. Технологии теплозащиты: обеспечить безопасность и комфорт космонавтов в условиях высоких наружных температур в несколько тысяч градусов.

В результате испытаний все цели были достигнуты. После 14 витков на околоземной орбите, возвращаемый модуль корабля успешно приземлился на территории провинции Внутренняя Монголия. И хотя это было только начало лётных испытаний новой ракетно-космической системы, было ясно, что в мире появился третий член клуба пилотируемой космонавтики.


 

При подготовке материалов были использованы следующие источники:

  1. Katherine P. Van Hooser, Douglas P. Bradley. Space Shuttle Main Engine The Relentless Pursuit of Improvement. – American Institute of Aeronautics and Astronautics.
  2. Report of the SSME assessment team. – NASA, January 1993.
  3. Чэнчжи Ли. Развитие китайских космических технологий / Под ред. Бао Оу, Хан Ихуа, Ю. М. Батурина и др. – СПб.: «Нестор-История», 2013.
  4. И. Б. Афанасьев, Д. А. Воронцов. Золотой век космонавтики: мечты и реальность. – М.: Фонд «Русские витязи», 2015.
  5. А. М. Первушин. Битва за звезды: Космическое противостояние. – М.: ООО «Издательство АСТ», 2003.
  6. Л. И. Старостина. Ракеты-носители семейства CZ / Обзор по материалам открытой печати за 1990-2015 гг. и интернета, №341. – Днепропетровск: ГП «КБ «Южное» имени М. К. Янгеля», 2015.
  7. А. В. Амброжевич. Развитие транспортных систем с ЖРДУ. – Харьков: Рукопись, 2007.

 


« »



Оставьте свой комментарий

Вы должны быть авторизованы чтобы оставлять комментарии.

Рейтинг@Mail.ru