Чтение онлайн

При использовании топливной пары «керосин-жидкий кислород» в ракетах тандемной схемы, при запуске двигателя на верхних ступенях кроме пиротехнических устройств применялось химическое зажигание, принципы которого достаточно хорошо были исследованы и отработаны ещё во время войны на самолётных ЖРД, в том числе и для многократных запусков двигателя. Также химическое зажигание применялось и для пары «азотная кислота – продукты на основе керосина». На двигателе РД-214 (8Д59), для ракеты серии «Космос», использовалось двухкомпонентное топливо (окислитель – смесь окислов азота с азотной кислотой, горючее – продукт переработки керосина). Запуск ЖРД производился без предварительной ступени. Зажигание топлива в камере – химическое, при помощи пускового горючего (смесь ксилидина с триэтиламином), заливаемого в магистраль до главного клапана горючего.

Для семейства ракет-носителей «Ангара» был создан РД-191. Это однокамерный ЖРД с тягой 234 тс, работающий на нетоксичных компонентах топлива (керосин +жидкий кислород) с дожиганием в камере окислительного газа. На макете этого двигателя в музее Космонавтики и ракетной техники имени Глушко в Санкт Петербурге представлена принципиальная схема такого двигателя.

Удельный импульс в вакууме 338с. Диапазон дросселирования тяги (от номинального значения): 27–110 %. Карданная подвеска обеспечивает управление по тангажу и рысканию до 8 градусов. Воспламенение топлива в камере и газогенераторе химическое путём подачи пускового горючего, которое воспламеняется при контакте с жидким кислородом.

В. П. Глушко часто был инициатором в поиске и опытной проверке новых топливных композиций. В подготовке по одной из них, на экспериментальной установке с достаточно значительной тягой (порядка 15 тонн), мне довелось принять участие на ранней стадии (при подготовке стендовых систем в Салде). Заключительная стадия – огневое испытание камеры с замером тяги сначала на штатных компонентах топлива с последующим переходом на новую гидразиновую композицию проводилась уже без моего участия. К этому времени я уже был командирован в Москву по работам с ДОС 17К№121. Однако, последствия такого эксперимента – полное разрушение стенда №4 комплекса 101 в Салде, я видел после возвращения из командировки. Так что с какими трудностями приходилось сталкиваться при создании новых топливных композиций я был немного знаком. Примером удачного решения нахождения нового ракетного топлива и создания двигателя на нём является двигатель РД-301 (11Д14) с тягой 10тс на топливе «фтор-аммиак).

Важное преимущество фтора как окислителя ракетного топлива заключается в том, что со всеми известными горючими он образует самовоспламеняющиеся смеси с низким периодом задержки самовоспламенения. Предполагалось этот двигатель использовать на аппаратах НПО прикладной механики (главный конструктор М. Ф.Решетнёв). По Техническому Заданию (ТЗ) этот двигатель должен был иметь ресурс не менее 420 секунд, с трёхразовым включением. Для обеспечения последнего требования пришлось решать и научно – прикладные задачи. Дело в том, что в газогенераторном тракте турбины и смесительной головке камеры при отключении образовывались отложения твердых фтористых солей, исключавшие возможность повторного запуска. Эти задачи были решены и двигатель был отработан на соответствии требований ТЗ. Однако в связи с изменением международных требований к спутникам, которые разрабатывались в КБ М. Ф.Решетнёва, надобность в системах, на которых предполагалось использование двигателя 11Д14, отпала и этот двигатель оказался невостребованным. Но это был хоть и решённый, но промежуточный шаг по пути к дальнейшему совершенствованию отечественных ЖРД. По мнению ведущего специалиста НПО «Энергомаш» Вячеслава Рахманина, В. П. Глушко ставил задачу выйти на предельную величину удельного импульса ЖРД для химических двигателей: «…в ряду химических веществ, пригодных для использования в ЖРД, фтор в качестве окислителя занимает первое место по энергетическим характеристикам. Именно эта объективная истина заставила Глушко попытаться использовать фтор в качестве компонента ракетного топлива. В период начала разработки ЖРД 8Д21 применение пары фтор + аммиак давало прирост удельного импульса тяги на 50…85 с по сравнению с кислородными ЖРД, имевшимися или разрабатывавшимися в тот период. Если бы Глушко намеревался ограничиться применением фтора только в паре с аммиаком, т.е. получить удельный импульс на уровне 400 с, то, безусловно, все затраты на внедрение в ракетную отрасль такого токсичного и химически агрессивного вещества не окупались бы. Но Глушко мыслил перспективно. После освоения фтора с аммиаком планировалась разработка двигателя на топливе фтор + водород. Проект такого двигателя разрабатывался в 1963–65 гг. Пара фтор + водород позволяла довести удельный импульс до 470:475 с, что близко к максимально возможному значению этого показателя для химических источников энергии в ракетных двигателях. Следующий, качественно более высокий уровень удельного импульса тяги может быть получен только при использовании ядерного ракетного двигателя» [7].

Однако развал оборонной отрасли в 90 годы не дал осуществить эти планы и отработанный на полное соответствие ТЗ двигатель РД-301 (11Д14) остаётся примером того, что техническому совершенствованию нет предела.

К тому времени как в Салде приступили к разработке первого двигателей малой тяги (10 кгс) для космических аппаратов, в стране уже был разработчик и изготовитель таких двигателей. Это было ТМ КБ «Союз», расположенное в Тураево, т.е. практически в Москве. В этом КБ уже были разработаны двигатели на штатных компонентах топлива в широком диапазоне тяг. К ним и обратились двигателисты из НПО «Энергия» с предложением создать двигатель на штатных компонентах топлива по своему техническому заданию (ТЗ), применительно к своему новому проекту под условным названием «Союз ВИ».

По этому ТЗ двигатель должен быть экономичным при непрерывной и импульсной работе, обеспечивать количество включений не менее 40 000, иметь сигнализатор давления в камере сгорания (СДК) в качестве датчика обратной связи, обладать высокими динамическими характеристиками при запуске и на останове, практически не иметь ограничений по ресурсу при непрерывной работе. Эти требования, во многом, были выше, чем обладали двигатели лучших зарубежных образцов. Кроме этого, имелось специфическое требование, по которому головка камеры сгорания должна была иметь систему терморегулирования (СТР), по которой будет прокачиваться теплоноситель из системы СТР космического аппарата. В этом случае все имеющиеся на борту двигатели рассматривались как радиаторы для сброса тепла от работающей на борту аппаратуры, при этом сброс тепла в эту систему от работающего двигателя не допускался. Последнее требование вынуждало разработчика двигателя решать все тепловые вопросы (перегрев камер) самостоятельно, т.е. за счёт организации внутреннего охлаждения камеры. Если при работе двигателя при непрерывной работе для «жрдиста» такая задача была понятна, то при импульсной работе с частотой до 10 Гц решение тепловых вопросов стало проблемным и требовалось провести сначала цикл научно-экспериментальных исследований внутрикамерных процессов при такой работе. Было ещё одно специфическое требование к комплектации двигателей для космического аппарата по парной разнотяговости («плюс» и «минус» канала управления) и по разнотяговости двигателей во всём комплекте.

Не удивительно, что ТМ КБ «Союз», не согласилось с таким набором требований, а предложило просто взять двигатель из имеющейся номенклатуры, которые были уже отработаны.

Жёсткие требования к двигателям ориентации и стабилизации космического аппарата были сформулированы в НПО «Энергия» с целью создания такого пилотируемого аппарата, который при динамических операциях экономично расходовал бы топливо, причём в качестве топлива рассматривалось штатное, т.е. высокоэнергичное и каждый двигатель должен был обладать таким ресурсом, чтобы практически не было никаких ограничений при перемещениях аппарата в пространстве и при динамических операциях (стыковка и расстыковка аппаратов между собой). Это был проект нового аппарата «Союз ВИ», который, к сожалению. не был реализован, но этот проект дал теоретический задел при создании других космических аппаратов ДОС, т.е. «Салют» и новых «Союзов» в НПО «Энергия» и целой серии КА типа «Янтарь».

Не получив согласия на совместную работу с ТМ КБ «Союз», двигателисты из НПО «Энергия» (Князев Д. А., Николаев В. А.) обратились в ленинградский институт топливной аппаратуры (ЦНИИТА) с предложением проработать вопрос о создании двигателя по аналогичным требованиям. Разработчики (Примазов В. А.) предложили двигатель с камерой из пиролитического графита. С такой камерой можно было быть спокойным за тепловое состояние камеры, она не могла прогореть, однако возник ряд иных вопросов, связанных с СТР, таких как исключение возможности сброса тепла от раскалённой камеры в теплоноситель СТР. Установка надёжного термосопротивления на пути тепло-сброса снизит возможность эффективного использования камер двигателей как радиаторов сброса тепла от КА в то время, когда двигатели не работают. Такой двигатель, мы его называли двигатель ЦНИИТА, был предложен в качестве прототипа для последующей отработки на соответствии требований ТЗ в Салде. Однако при рассмотрении конструкторской документации, поступившей из ЦНИИТА, стало ясно, что эта разработка, как говорится, «не по зубам», имеющемуся на тот момент в Салде производству. Забегая на несколько лет вперёд, можно сказать, что небольшая группа разработчиков этого двигателя из ЦНИИТА во главе с Примазовым В. А. впоследствии перешла на работу в КБ А. М. Исаева (в Подлипки), где был создан двигатель С5.205. также с графитовой камерой, но уже для другого космического аппарата. Но жизнь временами с годами создаёт интересные повороты и пришло время, когда этот двигатель стал серийно изготавливаться в Салде по документации КБ ХимМаш на уже новых салдинских производственных мощностях.

Наличие тракта СТР в двигателе, кроме трудностей с запретом сброса тепла в этот тракт от работающего двигателя, имело одно преимущество, о котором мы узнали много позднее. Дело в том, что по уже не раз упоминавшемся ТЗ на двигатель, разработчик КА, гарантировал что в тракте СТР температура теплоносителя не снизится ниже +5 градусов, что обеспечивало невозможность замерзания окислителя на основе азотной кислоты. Температура замерзания этого продукта лежит в районе минус 12 градусов по Цельсию. А замерзание окислителя в районе расположения электроклапана с фторопластовым уплотнением, который был разработан в Салде, могло привести деформации фторопласта и к отказу электроклапана. Кроме того, обеспечение плюсовых температур в районе клапана окислителя существенно снижало вероятность выпадения безводных солей в этом районе тракта окислителя, о чём мы не догадывались, да и никто не знал о таком явлении в то время, а значительно позже это явление привело к необходимости модернизировать окислитель.

Жёсткие требования по разнотяговости двигателей удалось обеспечить и гарантировать благодаря выбранному плану приёмочного контроля в цикле изготовления двигателей. Этот план предусматривал проведение 100%-ных огневых контрольно-технологических испытаний (КТИ), без последующей переборки и традиционных для ЖРД также огневых контрольно-выборочных испытаний (КВИ) от партии изготовления. В первое время, по причине невыполнения требований по разнотяговости, после перенастройки двигателей, приходилось повторять огневые КТИ. Конечно, после огневых КТИ двигатели проходили нейтрализацию по специально разработанной технологии для устранения остатков токсичных топливных продуктов. Таким образом каждый поставленный на КА двигатель имел как бы свой индивидуальный «паспорт» со своими техническими характеристиками. Впоследствии это позволило создать методику определения расхода топлива при лётной эксплуатации, с учётом индивидуальных особенностей каждого двигателя.

Однако, на первой поставленной на ЗИХ партии двигателей, не обошлось без трудностей. В этот день наш постоянный представитель на ЗИХ’е Вячеслав Чумак был на участке входного контроля, а я был на сборочном участке цеха, куда вскоре должны были поступить двигатели, прошедшие входной контроль. Неожиданно нас с представителем заказчика, так называли военных представителей, позвали на участок входного контроля. Там я увидел В. Ф. Чумака, чем-то сильно озадаченного. Он мне показал на сопло одного из двигателей, из которого собиралась выпасть густая капля оранжевого цвета, на которую все с изумлением смотрели. Я повернул сопло в положение, чтоб эта капля не выпала и попросил вызвать химиков с пробирками для взятия анализа. Пока их ожидали, среди собравшихся я даже услышал негромкий возглас, что работающим нужно выдавать талоны на спецпитание за вредность. Вероятно, кто-то из них был на полигоне или в Загорске и что-то слышал о таких льготах. Я хранил молчание и ждал химиков. Когда они пришли, мы сцедили эту густую каплю в пробирку. Я спросил у химиков о том, будет ли достаточно половины этой капли для проведения анализа. Они кивнули и тогда в другую пробирку я поместил часть от этой капли. Затем я попросил стакан воды и налил воду до половины пробирки. Все, в том числе и химики, смотрели на меня. Затем, с видом фокусника, я встряхнул несколько раз пробирку и вылил содержимое себе в рот. Возникло молчание, а я подошёл к химикам и начал договариваться о времени получения результатов анализа. Потом я сказал, что этот продукт к гептилу не имеет никакого отношения, а представляет собой соединение следов азотной кислоты и продуктов нейтрализационного раствора, которые не были удалены при вакуумной сушке. Собравшиеся начали расходиться, обсуждая случившиеся. Ко мне подошёл начальник участка, по нему было видно, что он значительно разволновался, и спросил не нужно ли мне налить чего-нибудь покрепче. Я рассмеялся и сказал, что без закуски не пью.