0 просмотров
Рейтинг статьи
1 звезда2 звезды3 звезды4 звезды5 звезд
Загрузка...

Что такое рулевые двигатели у ракеты

Что такое рулевые двигатели у ракеты

(Окончание. Начало см. в №№ 1,2, 3 — 1999 г.)

В начале 60-х годов ОКБ С.П. Королева приступило к разработке сверхтяжелой космической ракеты Н1 (взлетная масса — 2700 т, тяга двигателей первой ступени — 4500 тc), предназначенной для высадки экспедиции на Луну и возвращения ее на Землю.

Концепция ракеты Н1 и ее ДУ, разработанная С.П. Королевым и Н.Д. Кузнецовым, была необычной для того времени, она является нетрадиционной и для сегодняшнего дня. Главные отличительные черты этой концепции:

  • — применение в ДУ первой ступени ракеты большого числа (тридцати) мощных модульных кислородно-керосиновых ЖРД закрытой энергетической схемы с высоким уровнем давления в камерах сгорания (150 кгс/см2 и выше);
  • — использование метода рассогласования тяг маршевых двигателей для управления ракетой;
  • — выполнение самих двигателей с бустерными насосами обоих компонентов топлива, встроенными в корпус основного турбонасосного агрегата (ТНА).

Такой принцип построения силовых установок и двигателей для крупных космических ракет является, как мне представляется, технически оправданным и весьма прогрессивным. Он позволяет наиболее простыми средствами обеспечить высокую экономичность и хорошую управляемость ракеты при минимальной массе двигателей и минимальной степени сложности ДУ. При этом из состава ДУ исключаются: специальные рулевые двигатели или карданные подвесы маршевых двигателей, упругие сильфонные узлы для обеспечения необходимых изгибных деформаций крупноразмерных топливных магистралей, большое число мощных рулевых приводов с дублированными и “троированными” агрегатами энергопитания (вспомогательными силовыми установками). Многомодульная конфигурация маршевой ДУ дает возможность простыми средствами логики управления обеспечить глубокое резервирование и функциональную взаимопомощь двигателей в случае их неисправностей и отказов. Благодаря принятой концепции у двигателей ракеты Н1 были достигнуты уникальная для того времени топливная экономичность и непревзойденные до сих пор показатели по удельной массе.

Впервые в практике ракетного двигателестроения опытные двигатели большой тяги были созданы в короткие сроки в кооперации с серийными заводами. На завершающем этапе доводки двигатели допускали проведение многократных испытаний без демонтажа со стенда и переборки их основных узлов.

К работам по созданию двигателей были привлечены многие НИИ и ОКБ оборонной промышленности и Академии наук СССР. Функция головной научной организации по доводке двигателей была возложена на ЦИАМ.

Основными проблемами при создании двигателей являлись:

  • — высокочастотная (ВЧ) неустойчивость рабочего процесса в камере сгорания и газогенераторе;
  • — «разгары» и разрушения ТНА из-за касаний и поломок кислородного насоса и турбины;
  • — повышенные забросы параметров, гидроудары и колебания давления в топливных трактах при запуске двигателей;
  • — недостаточная эффективность и ложные срабатывания системы аварийной защиты двигателей (системы КОРД).

Задачу обеспечения устойчивости рабочего процесса в камере сгорания удалось радикально решить организацией выноса колебательной энергии из объема камеры с помощью постановки удлинительных трубок на газовые форсунки. Это средство борьбы с ВЧ-колебаниями, впервые введенное на двигателях ракеты Н1, в настоящее время используется на других двигателях. Для предотвращения механизма жесткого возбуждения колебаний давления в газогенераторе из конструкции газового тракта были исключены потенциальные источники импульсных возмущений в виде глухих тупиковых полостей, в которых происходили микровзрывы попадающих туда компонентов топлива. Для гарантированной защиты от ВЧ-колебаний в систему КОРД был введен специальный быстродействующий канал, выключающий двигатель при возникновении опасных колебаний.

Разрушения и «разгары» ТНА были надежно исключены введением эффективного автомата разгрузки радиально-упорного подшипника от осевых сил, упрочением перьев лопаток шнекоцентробежного кислородного насоса, применением улучшенных термозащитных покрытий турбины и элементов окислительного тракта, заменой в стояночном уплотнении турбины простого графита на меднографит, не склонный к растрескиванию, и др. После проведения указанного комплекса мероприятий случаев разгара и разрушения ТНА при большом объеме последующих стендовых испытаний двигателей не было.

Проблемы, возникавшие при запуске двигателей, были решены переходом от системы одноразового к системе многоразового запуска, применением в топливном регуляторе двигателей усовершенствованного автомата запуска со строго регламентированными временами выведения двигателей на промежуточную и главную ступени тяги, с уменьшенным ходом дифференциального клапана и другими мероприятиями. Для снижения гидроударов и улучшения затухания колебаний давления во входных топливных магистралях двигателей при запуске в сильфонные демпферы с продольными гофрами были установлены перфорированные вставки. Ударные нагрузки, действующие на конструкцию ракеты при выключении двигателей, были снижены до допустимых пределов путем введения плавного останова двигателей. Проведенные мероприятия полностью исключили аварии при запуске и обеспечили высокую надежность и безопасность всех переходных и переменных режимов работы двигателей. После завершения доводки разброс времени запуска и выхода на режим всех двигателей первой ступени ракеты не превышал 0,05 с, что в несколько раз меньше допустимого разброса по условиям стабилизации ракеты при старте.

Необходимая эффективность защитных функций и исключение ложных срабатываний каналов системы КОРД были достигнуты путем усовершенствования логики их работы, повышения быстродействия и точности настройки, а также принятием конструктивных мер против механического и термического повреждения измерительных и исполнительных коммуникаций системы защиты.

В 1967 г. двигатели исходной модификации НК-15 успешно прошли Государственные стендовые испытания и были допущены к ЛКИ в составе ракеты Н1. Председателем Госкомиссии был заместитель начальника ЦИАМ В.Р. Левин.

Завершением наземной отработки этих двигателей явилось огневое испытание ракетного блока Н1 с двигательной установкой (суммарной тягой 1200 тс). Мне довелось участвовать в подготовке этого испытания, которое было успешно проведено 23 июня 1968 г. в испытательном центре Министерства общего машиностроения в присутствии высокопоставленных государственных и технических руководителей ракетной промышленности. Пуск мощной ДУ произвел огромное впечатление на всех присутствующих. Сразу после испытания Главный конструктор ракеты В.П. Мишин (преемник С.П. Королева) и Н.Д. Кузнецов обнялись и поздравили друг друга. Со всех сторон слышались поздравления. По «кремлевке» тут же доложили Д.Ф. Устинову. Однако все четыре пуска ракеты Н1 с двигателями НК-15 закончились неудачно. Модифицированные двигатели НК-33 и НК-43, успешно прошедшие весь комплекс доводочных работ, в летных условиях не испытывались. Высокая надежность двигателей НК-33 и НК-43 подтверждена большой положительной статистикой, полученной в процессе стендовой отработки, а также результатами многочисленных специальных исследований надежности, проведенных на завершающем этапе доводки двигателей. Надежность двигателей была подтверждена 221 испытанием 76 двигателей в широком диапазоне изменения внешних и внутренних факторов, существенно превышающем требования ТЗ. Надежность многократного запуска была подтверждена на 24 экземплярах двигателей с кратностью повторения запусков до 10 на одном двигателе. Параметры процесса запуска при повторных пусках сохранялись стабильными и не зависели от количества проведенных пусков.

Для подтверждения надежности был разработан и внедрен в практику испытаний комплекс высокоэффективных измерительных и диагностических средств анализа быстропротекающих динамических процессов. Были применены методы детального математического и гидродинамического моделирования нестационарных режимов работы двигателей, а также методы искусственного физического воспроизведения при стендовых испытаниях различных предполагаемых (даже маловероятных) причин отказов двигателей. Ни один из проявившихся дефектов не оставался без исследования, проведения устраняющих мероприятий и проверки их эффективности в ужесточенных условиях. Например, проводились испытания с забрасыванием на вход в кислородный насос работающего двигателя больших порций металлической стружки, целых комплектов крепежных деталей (винтов, гаек), больших кусков грубой протирочной ткани (размером 60х60 см) и др. Все это не приводило к аварийным исходам испытаний. Даже резкое, ударное перерезывание («гильотирование») с помощью специального устройства входного трубопровода горючего на работающем двигателе не приводило к взрыву и пожару, а вызывало лишь плавное прекращение рабочего процесса с сохранением работоспособности двигателя при последующих пусках. Полученные результаты свидетельствовали о высокой надежности и чрезвычайно большой живучести доведенной конструкции двигателей и вызывали глубокое удовлетворение у всех участников работ.

Двигатели НК-33 и НК-43 подвергались не только контрольно-выборочным испытаниям, но также и контрольно-сдаточным. Это оказалось возможным благодаря многоразовости запуска двигателей, допускавшей проведение контрольных пусков без последующих переборок.

Однако, как известно, Лунная программа не была реализована и созданная уникальная ракетная техника оказалась невостребованной в связи с прекращением работ по комплексу Н1 в мае 1974 г. В Совмине СССР рассматривались различные возможные варианты использования созданных двигателей в других отечественных ракетных системах того времени. На совещаниях в Кремле, в которых мне приходилось участвовать, обсуждалось использование двигателей в ракетных комплексах ОКБ В.Н. Челомея, А.Ф. Уткина и др. Однако выдвигавшиеся предложения не были реализованы.

После прекращения работ по ракете Н1 ЦИАМом совместно с ОКБ Н.Д. Кузнецова был проведен анализ и обобщен отечественный и зарубежный опыт создания мощных кислородных ЖРД закрытой схемы. Под редакцией Н.Д. Кузнецова и В.Р. Левина выпущен фундаментальный труд по методам проектирования и доводки таких двигателей, их агрегатов и систем. Накопленный опыт во многом способствовал успешному созданию двигателей ракетно-космической системы «Энергия-Буран».

В начале 90-х годов двигатели НК-33 и НК-43 привлекли к себе внимание ведущих американских двигателестроительных и ракетных фирм с целью их использования в составе новых и модифицируемых американских космических ракет. Проведенные фирмой Aerojet огневые испытания двигателей полностью подтвердили работоспособность двигателей и их высокие параметры. В 1998 г. в Америку было поставлено 45 двигателей и подготовлено к продаже еще 42 двигателя. Стоимость контракта оценивается в несколько сотен миллионов долларов. В настоящее время в России разрабатывается ряд космических проектов с использованием двигателей НК-33 и НК-43. Так, например, ЦСКБ «Прогресс» разрабатывает проект ракетоносителя нового поколения «Ямал» (глубокая модернизация носителя «Союз») с двигателями НК-33 на нижних ступенях. Аэрокосмическая корпорация «Воздушный старт» разрабатывает авиационно-ракетный комплекс с двигателями НК-43 на ракете, стартующей с самолета-носителя Ан-124 «Руслан». Разработчики полагают, что такой комплекс может быть создан за три года и его коммерческая эксплуатация может начаться уже к 2003 г.

Читать еще:  Bmw x5 e70 как снять двигатель

Все изложенное дает основания считать, что жидкостные ракетные двигатели НК-33 и НК-43, созданные для ракеты Н1, несмотря на давность их разработки, выполнены на современном техническом уровне и являются перспективными для ракетно-космических систем начала XXI века.

Ракета носитель «Циклон-3»

Стартовая масса187 т
Габаритные размеры:
общая длина39,3 м
диаметр3 м
диаметр головного обтекателя2,7 м
Количество ступеней3
Система управленияавтономная, инерциальная
Топливо на всех ступеняхжидкое, самовоспламеняющееся, с высококипящими компонентами (окислитель — AT, горючее — НДМГ)
Масса выводимой полезной нагрузки:
Н KB = 200 км3,6 т
H KD = 1000 км2,5 т
Точность выведения:
на круговую орбиту высотой 600 км:по высоте орбиты ±15 км; по периоду обращения ±5 с
на круговую орбиту высотой 1500 км:по высоте орбиты ±25 км; по периоду обращения ±12 с
Максимальное количество КА, выводимых в одном пуске6
Тип стартаназемный, автоматизированный
Уровень автоматизации предстартовой подготовки и пуска РН100%

Описание:

Ракета-носитель (РН) «Циклон-3» (11К68) представляет собой трехступенчатую ракету легкого класса для запуска косми­ческих аппаратов различного назначения на низкие и средние круговые и эллиптические околоземные орбиты.

Ракета космического назначения «Циклон-3» создана на базе двухступенчатой межконтинентальной баллистической ракеты (МБР) Р-36 (8К69). Постановление правительства о разработке носителя 11К68 вышло 2 января 1970 г. Летно-конструкторские испытания РН «Циклон-3» начались 24 июня 1977 г. на космодроме Плесецк. В штатную эксплуатацию ракета принята в 1979 году. За время летных испытаний и штатной эксплуатации осуществлен 121 пуск данного носителя. На различные околоземные орбиты выведено свыше 230 космических аппаратов (КА) военного и народнохозяйс­твенного назначения. Также проводились запуски КА в рамках программ международ­ного сотрудничества.

Ракета «Циклон-3» выполнена по классической схеме «тандем», все ее ступени соединены последовательно. Третья ступень выполнена в ампульном варианте, обеспе­чивающем длительное хранение ракеты в заправленном состоянии.

Двигатели всех ступеней РН работают на самовоспламеняющемся, с высококипящими компонентами топливе: окислитель — азотный тетраоксид (AT); горючее — несимметричный диметилгидразин (НДМГ).

Важной особенностью РН «Циклон-3» является возможность двукратного запуска двигателя третьей ступени в условиях невесомости, что существенно расширяет возможности запуска КА на различные орбиты.

Система управления РН «Циклон-3» состоит из двух автономных систем: системы управления первой и второй ступеней и системы управления третьей ступени. Первая обеспечивает предстартовую подготовку, старт и управление движением РН до момента отде­ления третьей ступени, вторая — управление полетом на последующих участках выведения КА на орбиту.

Первая и вторая ступени РН «Циклон-3» (с учетом незначительных доработок) идентичны ступеням РН «Циклон-2» (11К69), разработанной на базе МБР Р-36.

Первая ступень состоит из переходного отсека (переходника), бака окислителя, приборного отсека, бака горючего и хвостового отсека.

Переходник представляет собой цилиндрический отсек клепаной конструкции, предназначенный для соединения первой и второй ступеней.

Приборный отсек предназначен для соединения бака окислителя и бака горючего первой ступени и размещения некоторых приборов системы управления и телеизмерений. По конструкции он аналогичен переходнику

Баки окислителя и горючего по конструкции аналогичны и представляют собой цилиндрические обечайки, закрытые с торцов сферическими днищами. Наддув топливных баков РН осуществляется продуктами сгорания самих компонентов топлива.

В хвостовом отсеке цилиндрической формы размещается двигательная установка ступени и ряд агрегатов, а также пневмогидравлическая система. На нем имеются четыре опоры, с помощью которых РН устанавливается на пусковое устройство. Конструкция отсека — клепаная, аналогичная конструкции переходника и приборного отсека. На боковой поверхности хвостового отсека смонтированы четыре обтекателя, в которых размещены камеры рулевых двигателей. В каждом из этих обтекателей располагается также пороховой тормозной двигатель.

Двигательная установка первой ступени состоит из маршевого РД-261 и рулевого РД-68М.

Маршевый жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) РД-261 с турбонасосной системой подачи топлива разработан на НПО «Энергомаш» и выполнен по схеме без дожигания генераторного газа. Конструктивно этот шестикамерный двигатель состоит из трех одинаковых синхронно функционирующих блоков, собранных на общей раме и имеющих общую кабельную сеть. Каждый блок имеет две камеры, турбонасосный агрегат (ТНА) с рамой, восстановительный газогенератор (ГГ), пороховой стартер, агрегаты автоматики и трубопроводы.

Запуск всех трех блоков двигателя происходит синхронно примерно через две секунды после запуска рулевого двигателя. Первоначальная раскрутка ТНА осуществляется пороховыми стар­терами.

Рулевой двигатель РД-68М разра­ботки ГКБ «Южное» (г. Днепропетровск, Украина) имеет турбонасосную систему подачи и выполнен по схеме без дожи­гания. Он включает в себя четыре поворотные камеры (угол поворота ± 42°), ТНА, восстановительный ГГ, пороховой стартер, агрегаты автоматики и трубопроводы. Запуск и выключение — одноступенчатые. Поворот камер осуществляется гидроприводами.

Разделение ступеней обеспечивается за счет создания ускорения второй ступени работой рулевого двигателя и торможения отделяющейся части первой ступени срабатыванием РДТТ.

Вторая ступень состоит из трех отсеков — приборного, топливного и хвостового.

Приборный отсек клепаной конструкции из алюминиевых сплавов имеет коническую форму.

Топливный отсек представляет собой цилиндрическую оболочку, снабженную тремя сферическими днищами — верхним, промежуточным и нижним. Промежуточное днище делит объем топливного отсека на две полости — окис­лителя (верхнюю) и горючего (нижнюю). Наддув полостей в полете осуществляется от специальных газогенераторов.

Хвостовой отсек клепаной конструкции аналогичен хвостовому отсеку первой ступени. В нем смонтированы двигательная установка (ДУ) и агрегаты пневмогидравлической схемы второй ступени.

ДУ второй ступени также включает в себя два двигателя: маршевый РД-262 и рулевой РД-69М.

Маршевый двигатель второй ступени РД-262 разработан НПО «Энергомаш». Конструктивно РД-262 представляет собой «высотный» вариант одного блока двигателя РД-261 и имеет две камеры с увеличенным соплом и ТНА, расположенный между ними. С целью повышения экономичности выхлопной патрубок турбины заменен соплом. Истекая через сопло, отработавшие на турбине ТНА генераторные газы создают дополнительную тягу.

Рулевой двигатель второй ступени РД-69М разработки ГКБ «Южное» расположен идентично рулевому двигателю первой ступени. Он имеет четыре поворотные камеры, ТНА, восстановительный ГГ, агрегаты автоматики, пиростартер. По конструкции он также аналогичен рулевому двигателю первой ступени.

Разделение второй и третьей ступеней «холодное» и обеспечивается торможением корпуса отделяющейся части второй ступени с помощью двух РДТТ.

Третья ступень ракеты-носителя «Циклон-3» разработана в ампульном варианте на базе двигателя ГКБ «Южное» и состоит из рамы, топливного и хвостового отсеков.

Рама, к которой стыкуется КА, устанавливается в верхней части ступени.

Топливный отсек представляет собой тороидальный бак, состоящий из наружной и внутренней цилиндрических обечаек и трех днищ — верхнего, среднего и нижнего. Среднее днище разделяет топливный отсек (ТО) на две полости — окислителя и горючего. Наддув топливных баков третьей ступени осуществляется гелием из шаробаллона высокого давления. Запуск двигательной установки третьей ступени в невесомости обеспечивают сетчатые разделители вблизи устройств забора топлива. Во внутренней полости, образованной топливным отсеком, размещен маршевый ЖРД третьей ступени 11Д25.

Хвостовой отсек предназначен для размещения исполнительных органов системы управления с приводами и ЖРД малой тяги.

Двигатель включает в себя камеру, ТНА, восстановительный ГГ, два пиростартера, систему выброса генераторных газов, раму, агрегаты автоматики и другие элементы. Все агрегаты ЖРД смонтированы на раме, которая крепится к нижнему шпангоуту бака горючего.

Создание управляющих усилий по всем каналам управления на участках работы основного двигателя третьей ступени обеспечивается перепуском генераторного газа после турбины через неподвижные сопла с помощью системы газораспределения. На пассивных участках полета управляющие усилия создаются включением ЖРД малой тяги.

Помимо маршевого двигателя, третья ступень РН «Циклон-3» снабжена специальной жидкостной реактивной систе­мой управления (ЖРС 11Д75), предназначенной для успокоения ступени с КА после отделения, ее ориентации и стабилизации в «свободном» полете и обеспечения запуска ее маршевого двигателя в условиях невесомости. Она работает на том же топливе, что и маршевый двигатель ступени, и фактически представляет собой ЖРД с вытеснительной подачей компонентов. В состав данной системы, питаемой из основных баков, входят десять неподвижных миниатюрных камер, пускоотсечные электрогидроклапаны, трубопроводы и элементы крепления на ступени. Восемь камер используются для обеспечения ориентации и стабилизации ступени по тангажу, рысканию и крену, а две — для создания осевой перегрузки перед повторным запуском маршевого ЖРД.

Третья ступень и КА размещаются под головным обтекателем, который сбрасывается во время полета второй ступени после прохождения плотных слоев атмосферы. Для отделения КА используется энергия восьми пружинных толкателей.

Читать еще:  Двигатель 21011 цепь сколько звеньев

Боевые ракетные комплексы

Ракета Р-7

Максимальная дальность стрельбы, км

Начальная масса ракеты, т

Масса головной части, т

Масса заправляемых компонентов ракетного топлива (жидкий кислород, керосин, перекись водорода, газ ), т

Скорость в момент выключения ДУ, м/с:

  • первой ступени
  • второй ступени

Тяга ДУ на земле
(первой и второй ступеней) , тс

Постановлением правительства от 13 февраля 1953 года предписывалось разработать эскизный проект двухступенчатой баллистической ракеты массой 170 т с отделяющейся головной частью массой 3000 кг и дальностью 8000 км. В октябре 1953 года изменяется проектное задание: масса боевого заряда увеличивается до 3000 кг (общая масса головной части ракеты — до 5500 кг) при сохранении дальности полета, то есть проект требовал серьезной переработки.
В январе 1954 года состоялось совещание главных конструкторов С.П. Королева, В.П. Бармина, В.П. Глушко, Б.М. Коноплева, В.И. Кузнецова, Н.А. Пилюгина с участием М.И. Борисенко, К.Д. Бушуева, С.С. Крюкова и В.П. Мишина, на котором обсуждался вопрос о дальнейших работах по ракете в связи с увеличением массы головной части. На совещании было принято решение об использовании унифицированного двигателя сравнительно небольших размеров для всех блоков, ограничении габаритов блоков, допускающих их транспортирование железнодорожным транспортом. Из-за условий эксплуатации пришлось создавать стационарное наземное оборудование с нетрадиционным способом подвески ракеты на специальных отбрасываемых фермах, что позволило не нагружать нижнюю часть ракеты при стоянке и уменьшить ее массу.
Для обеспечения заданной точности стрельбы разброс импульса последействия тяги двигателей должен быть в строго фиксированном диапазоне, однако на стадии эскизного проектирования ОКБ-456 (В.П. Глушко) не сумело решить этот вопрос. Тогда было решено в качестве управляющих органов впервые использовать рулевые камеры, которые обеспечивали бы конечную ступень тяги после выключения основного маршевого двигателя и требуемый импульс последействия. Вследствие отказа В.П. Глушко от разработки рулевых двигателей С.П. Королев поручил эту работу М.В. Мельникову. Рулевые двигатели с узлами качания, совмещенными с магистралями подвода компонентов топлива, отбираемых за турбонасосным агрегатом основного двигателя, имели тягу 2,5 тс. На каждом боковом блоке устанавливались по два рулевых двигателя, а на центральном блоке — четыре.
Создание рулевого двигателя потребовало решения многих научно-технических проблем и новых конструкций, нашедших применение и дальнейшее развитие в последующих разработках.
В феврале 1954 года были согласованы основные этапы отработки ракеты и 20 мая 1954 года принято Постановление по разработке двухступенчатой баллистической ракеты Р-7. В приказе министра оборонной промышленности от 6 июля 1954 года особо подчеркивалось, что создание ракеты Р-7 является задачей государственной важности и все работы должны завершиться в указанный срок.
Конструкция ракеты Р-7 принципиально отличалась от всех ранее разработанных ракет своей компоновочной и силовой схемами, габаритами и массой, мощностью двигательных установок, количеством и назначением систем и т.п. Она состояла из четырех боковых блоков, которые крепились к центральному блоку. По внутренней компоновке как боковые, так и центральный блок были аналогичны одноступенчатым ракетам с передним расположением бака окислителя. Топливные баки всех блоков являлись несущими. Двигатели всех пяти блоков начинали работать с земли. На каждом блоке устанавливался унифицированный четырехкамерный ЖРД с тягой 80 — 90 тс. Система управления включала автомат стабилизации, обеспечивающий нормальную и боковую стабилизацию, систему регулирования кажущейся скорости и радиосистему управления дальностью и направлением. На центральном блоке установили систему регулирования одновременного опорожнения баков, ибо отсутствие такой системы приводило к большой потере дальности.
В выводах по проекту ракеты Р-7 было отмечено, что на стадии технического проекта потребуются серьезные экспериментальные работы по головной части, исследования и отработка систем регулирования двигателей, отработка камер сгорания с высокими энергетическими характеристиками, отработка аппаратуры системы управления, отработка органов управления (рулевые камеры) и систем разделения.
Эскизный проект ракеты Р-7 рассматривала экспертная комиссия во главе с академиком М.В. Келдышем, в которую входили видные ученые и представители заказчика. Комиссия признала, что представленные материалы могут быть положены в основу дальнейших работ. 20 ноября 1954 года эскизный проект ракеты Р-7 был одобрен Советом Министров СССР.
Работы по ракете Р-7 до ее полного завершения делились на три этапа:

  • первый состоял в доработке проекта по замечаниям экспертной комиссии, изготовлении двух партий ракет для стендовых и одной партии для летных испытаний;
  • второй включал испытания серии ракет по полной программе, внесение по их результатам изменений и последующую доработку ракет;
  • третий — изготовление партии ракет с уточненными характеристиками для проведения летных испытаний.

На первом этапе большие трудности вызвала отработка рулевого двигателя.
Теоретический чертеж ракеты Р-7 С.П. Королев утвердил 11 марта 1955 года, а 25 июля 1956 года были подписаны материалы уточненного эскизного проекта. разработка конструкторской документации на ракету Р-7 началась еще в 1953 году.
В 1956 году было изготовлено по два комплекта блоков А (центрального) и Б (одного из боковых) для стендовых испытаний и три макетных образца для наземной отработки. Одновременно изготовили первый летный образец , который в конце 1956 года был отправлен на полигон.
Во второй половине 1956 года принято решение о подключении к серийному изготовлению ракеты Р-7 Куйбышевского завода «Прогресс». Первые ракеты на заводе «Прогресс» собирались из деталей и узлов, изготовленных на заводе 88. В дальнейшем при заводе «Прогресс» был организован третий филиал ОКБ-1 во главе с заместителем главного конструктора Д.И. Козловым. Этому филиалу, в 1974 году преобразованному в самостоятельную организацию — Центральное специализированное конструкторское бюро, наше предприятие передало техническую документацию на ракету Р-7 и ее модификации для серийного изготовления на заводе «Прогресс».
Новизна конструкции ракеты, новые принципы построения пусковой установки требовали значительного объема экспериментальной отработки отдельных систем ракеты и всей ракеты в целом. В этих целях была разработана и проведена комплексная программа испытаний, которая включала:

  • испытания системы радиоуправления полетом ракеты Р-7 на ракете Р-5Р. С 31 мая по 15 июня 1956 года проведены три успешных пуска ракеты Р-5Р;
  • испытания в реальных условиях полета систем регулирования ракеты Р-7: системы одновременного опорожнения баков центрального блока, системы регулирования кажущейся скорости, системы нормальной и боковой стабилизации, телеметрической системы. В период с 16 февраля по 18 августа 1956 года проведено 10 пусков ракеты М5РД;
  • отработку безударного выхода ракеты из стартовой системы на Ленинградском Металлическом заводе. Испытания проводились с макетно-технологическим образцом ракеты Р-7 СН, который позволял заправлять баки водой с антикоррозийной присадкой;
  • проведение огневых испытаний ракетных блоков и ракеты в целом на стендовой базе филиала 2 НИИ-88 с июля 1956 по март 1957 года;
  • отработку кабины обслуживания пусковой установки и проверка ее сопряжения с хвостовыми отсеками блоков ракеты. Работы проводились в филиале 2 НИИ-88;
  • отработку системы отделения боковых блоков ракеты от центрального на специальной установке в филиале 2 НИИ-88;
  • отработку технологии подготовки ракеты к пуску и взаимодействия служб полигона. В марте 1957 года на техническую позицию прибыла первая ракета Р-7 № М1-5 для проведения летно-конструкторских испытаний (ЛКИ).

10 апреля 1957 года состоялось первое заседание Государственной комиссии по проведению летных испытаний под председательством В.М. Рябикова (председатель ВПК), на которой С.П. Королев (технический руководитель) доложил о результатах экспериментальной отработки и подготовки ракеты Р-7 к началу летных испытаний.
5 мая 1957 года ракету Р-7 № М1-5 вывезли на стартовую позицию.
Первый пуск состоялся 15 мая 1957 года в 19 ч. 01 мин. по московскому времени. По визуальным наблюдениям полет протекал нормально, а затем в хвостовом отсеке стали заметны изменения в пламени истекающих газов из двигателей. Обработка телеметрической информации показала, что на 98-й секунде отвалился боковой блок Д и ракета потеряла устойчивость. Причиной аварии явилась негерметичность топливной магистрали горючего. Этот пуск позволил получить опытные данные по динамике старта и полета I ступени.
Второй пуск, назначенный на 11 июня 1957 года, не удался, несмотря на три попытки: при первых двух попытках из-за примерзания тарели главного кислородного клапана блока В происходил сброс схемы запуска, при третьей попытке произошло аварийное выключение двигательной установки на режиме предварительной ступени тяги из-за ошибки, допущенной при установке клапана азотной продувки магистрали окислителя центрального блока. Ракета снята с пускового устройства и возвращена на техническую позицию.
Третий пуск состоялся 12 июля 1957 года. На 33 секунде полета ракета потеряла устойчивость. Причиной аварии оказалось замыкание на корпусе цепей управляющего сигнала интегрирующего прибора по каналу вращения.
Четвертый пуск ракеты Р-7 21 августа 1957 года был успешным и ракета впервые достигла района цели. Основным недостатком этого пуска явилось разрушение головной части в плотных слоях атмосферы на нисходящим участке траектории. 27 августа 1957 года в средствах массовой информации было опубликовано сообщение ТАСС об испытании межконтинентальной баллистической ракеты.
Очередной пуск ракеты Р-7, проведенный 7 сентября 1957 года, в основном подтвердил результаты предыдущего пуска.
Положительные результаты полета ракет Р-7 на активном участке траектории позволили использовать их для запуска первых двух искусственных спутников Земли (типа ПС). В качестве их носителей использовались ракеты № 1ПС и № 2ПС, которые были доработаны с учетом решаемых задач и опыта летной отработки.
По результатам шести запусков ракеты Р-7 были доработаны головная часть (заменена новой) и система ее отделения, применены щелевые антенны телеметрической системы.
Впервые полностью успешно прошел пуск ракеты Р-7 29 марта 1958 года (головная часть достигла цели без разрушения). Пуски ракет Р-7 24 мая и 10 июля 1958 года завершили ЛКИ второго этапа.
Летные испытания третьего этапа проводились с 24 декабря 1958 года по 27 ноября 1959 года. Были произведены запуски 16 ракет, из которых восемь были изготовлены на серийном заводе «Прогресс». На ракетах третьего этапа был ликвидирован межбаковый приборный отсек на центральном блоке (приборы разместили в едином блоке в верхней части центрального блока), введены рулевые двигатели повышенной тяги и улучшенной схемы их питания и ряд других усовершенствований.
Одновременно с проведением ЛКИ осуществлялись запуски космических ракет-носителей на базе ракет Р-7 третьего этапа (сентябрь 1958 — ноябрь 1959 года). Было проведено семь запусков автоматических станций.
20 января 1960 года межконтинентальная баллистическая ракета Р-7 была принята на вооружение.
С 24 декабря 1959 года начались ЛКИ ракеты Р-7А без системы радиоуправления и с головной частью новой конструкции. При стартовой массе 276 т с ГЧ массой 3 т ракета Р-7А стала иметь дальность полета 12 000 км. В ходе ЛКИ испытали восемь ракет, из которых семь свою задачу выполнили.
Ракета Р-7А была принята на вооружение и заменила ракету Р-7.

Читать еще:  Что такое двигатели sochi

Жидкостные ракетные двигатели

Двигательный блок для пилотируемого лунного модуля

Двигателистами КБ «Южное» была выполнена ответственная и сложная задача – разработка двигательного блока 11Д410 для лунного корабля.

Блок двигателей 11Д410 состоял из основного двигателя РД858 и резервного РД859 и решал следующие задачи: осуществление мягкой посадки на поверхность Луны, взлет с поверхности Луны и выведение лунного корабля на эллиптическую орбиту искусственного спутника Луны.

Так как предусматривался полет лунного корабля с экипажем на борту, то к надежности двигателей предъявлялись самые высокие требования. Надежность необходимо было подтвердить большим числом испытаний с имитацией натурных условий работы. Для обеспечения мягкой посадки на Луну и взлета с ее поверхности двигатель РД858 имеет два режима тяги: основной и режим глубокого дросселирования (РГД) и обеспечивает два включения. На основном режиме диапазон регулирования тяги составляет ±9,8%, на РГД – ±35%. Такое глубокое дросселирование требовало применения особых конструктивных мер для обеспечения устойчивости работы камеры двигателя при надежном охлаждении.

Резервный двигатель РД859 – однорежимный с регулированием тяги в диапазоне ±9,8%.

Высочайшие требования предъявлялись к надежности турбонасосных агрегатов двигателей: в частности к торцовым уплотнениям, разделяющим полости насоса окислителя и турбины. Потребовался значительный объем экспериментальных работ, в результате которых была подобрана наиболее надежная и работоспособная пара трения. Конструкция оказалась удачной – ТНА имели ресурс, оценивающийся тысячами секунд.

Для обеспечения надежного охлаждения корпус камеры в зоне высоких тепловых потоков имеет спиральные фрезерованные канавки переменного оптимального сечения на сложнопрофильных деталях.

Количество включений на одном двигателе достигало двенадцати вместо двух в полете. Резервный двигатель является уникальным по возможности запуска после трехсекундного перерыва между выключением и повторным запуском. Процессы выключения двигателя, опорожнения трактов камеры и повторного запуска после трехсекундной паузы тщательно исследовались для подтверждения сходимости характеристик. Параметры повторного запуска при испытаниях были идентичны первому. Ни один из существующих двигателей с турбонасосной системой подачи не обеспечивал такую возможность. Для двигателей с турбонасосной системой подачи, обеспечивающих широкий диапазон регулирования тяги, эти ЖРД имеют весьма высокие величины удельного импульса . Масса и габариты блока двигателей свидетельствуют о высокой степени совершенства конструкции, даже с учетом того, что в ее состав входили системы контроля работы двигателей и регулирования тяги. Общая масса двигателей составляет 110 кг при суммарной тяге 4100 кгс. Для сравнения: масса двигателя верхней ступени РН Ариан-5 при тяге 2700 кгс превышает 100 кг.

Очень большим был объем отработки: 181 двигатель РД858 при суммарной наработке 253281 с и 181 двигатель РД859 при суммарной наработке 209463 с. Испытано 11 блоков двигателей 11Д410 с имитацией аварийных ситуаций.

В целом блок ЖРД лунного посадочного модуля является одним из самых надежных среди своего класса двигателей. Три блока двигателей прошли успешные испытания на орбите вокруг Земли в составе специальных космических аппаратов Т-2К, запущенных ракетой-носителем Р-7.

Маршевые двигатели

Тяга в пустоте, кгс

Удельный импульс в пустоте, кгс?с/кг

азотная кислота + 27% N2O4

Предназначен для второй ступени ракеты 8К66 (SS-7).

Предназначен для торможения и управления орбитальным космическим аппаратом по всем каналам стабилизации (разгонная ступень 8K69) (SS-9-2).

Предназначен для второй ступени ракеты 8К99 (SS-15).

Предназначен для создания тяги управления третьей ступенью ракеты 11К68 («Циклон-3») на активном участке полета по всем каналам стабилизации.

Предназначен для вторых ступеней ракет 15А15 и 15А16 (SS-17-1) и (SS-17-2).

Предназначен для создания двух режимов тяги и управления по всем каналам стабилизации при полете ступени разведения ракеты 15А18 (SS-18-2).

Предназначен для установки в головном отсеке космического буксира и ступеней разведения 15Ж44, 15Ж60 (SS-24-1) и (SS-24-2).

Предназначен для использования в составе апогейной ступени РН «Зенит» и «Циклон-4».

Предназначен для управления полетом космического буксира второй ступени ракеты 15А18М (SS-18-3) по всем каналам стабилизации.

История жидкостных ракетных двигателей

Первым опытом самостоятельного создания в КБ «Южное» жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) стали начатые в 1958 г. работы по разработке рулевых двигателей для первой и второй ступеней МБР 8К64. Основной особенностью данной ракеты стало применение впервые в паре с окислителем АК-27 нового горючего – несимметричного диметилгидразина (НДМГ), которое стало основным для нескольких поколений ЖРД.

Успех, достигнутый в создании первых рулевых ЖРД, позволил начать в 1960 г. разработку нового более сложного и многофункционального двигателя РД853 для второй ступени ракеты 8К66.

В 1961 г. были начаты работы по созданию рулевых двигателей для первой и второй ступеней ракеты 8К67, работающих на новой паре компонентов топлива – тетраоксид диазота (АТ) и НДМГ.

В 1962 г. началось проектирование и отработка ЖРД РД854 на топливе АТ+НДМГ без дожигания генераторного газа для тормозной двигательной установки орбитальной головной части МБР 8К69. При проектировании двигателя впервые в практике отечественного двигателестроения было разработано и освоено в производстве трубчатое сопло камеры двигателя.

В 1964 г. были начаты работы по созданию маршевого двигателя РД857 второй ступени комбинированной ракеты 8К99, для которого впервые была разработана схема с дожиганием восстановительного генераторного газа в камере сгорания. На этом двигателе также впервые управление вектором тяги осуществлено с помощью вдува генераторного газа в сверхзвуковую часть сопла.

КБ «Южное» приняло участие и в советской лунной программе, в рамках которой в 1965 г. началась разработка ракетного блока (блока Е) лунного корабля комплекса 11А52. Созданный в КБ «Южное» блок двигателей лунного корабля состоял из основного двигателя РД858 и резервного РД859 и решал следующие задачи: осуществление мягкой посадки на поверхность Луны, взлет с поверхности Луны и выведение лунного корабля на эллиптическую орбиту искусственного спутника Луны. В целом блок ЖРД лунного посадочного модуля являлся одним из самых надежных среди своего класса двигателей. Три блока двигателей прошли успешные испытания на орбите вокруг Земли в составе специальных космических аппаратов Т-2К, запущенных с помощью РН «Союз».

Проектирование двигателя РД861 для третьей ступени РН «Циклон-3» было начато в 1966 г. Этот двигатель обладает весьма высокими энергомассовыми характеристиками.

В 1976 г., в ходе создания МБР 15А18, начались работы по разработке четырехкамерного двигателя РД864, работающего на АТ и НДМГ по схеме без дожигания генераторного газа. Двигатель обеспечил работу на двух режимах: основном и дросселированном с многократным (до 25 раз) переключением с одного режима на другой. Для этого двигателя были впервые разработаны и применены агрегаты регулирования на встречных струях высокого давления, отличающиеся высокой точностью и быстродействием.

Модификацией этого двигателя стал двигатель РД869 для МБР 15А18М, обладающий еще более высокими характеристиками.

Новым этапом для КБ «Южное» явилась разработка РН «Зенит-2», которая началась в 1977 г. Особенностью данной РН является использование на ней криогенных компонентов топлива: керосина и жидкого кислорода, при этом впервые в практике двигателестроения рулевой двигатель на указанных компонентах топлива было решено проектировать по схеме с дожиганием генераторного газа. Благодаря накопленному опыту конструирования ЖРД, внедрению передовых технических решений в ходе проектирования двигателя РД-8 удалось получить высокие энергомассовые характеристики, обеспечить высокую надежность и длительный ресурс работы.

голоса
Рейтинг статьи
Ссылка на основную публикацию
Adblock
detector