CC BY
38УДК 629.764.018.3.036:629.78.085.4
особенности построения, экспериментальной отработки и эксплуатации двигательной установки разгонного блока дм-sz комплекса «морской старт» и пути ее дальнейшего совершенствования
© 2014 г. Аверин и.н., Егоров А.м., тупицын н.н.
ОАО «Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва» (РКК «Энергия») Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская область, Россия, 141070, e-mail: post@rsce.ru
В статье представлены сведения по проектной завязке, наземной отработке и летной эксплуатации двигательной установки разгонного блока ДМ-SL для носителя «Зенит-3SL» комплекса «Морской старт». Рассмотрены возможности улучшения ее энергетических и эксплуатационных характеристик.
Ключевые слова:разгонный блок, маршевый двигатель, проектирование и отработка двигательной установки, ракетно-космический комплекс «Морской старт».
special features of architecture, developmental testing and operation of the propulsion system for the upper stage block dm-sl used in the sea launch complex and avenues to its further improvement
Averin I.N., Egorov A.M., Tupitsyn N.N.
S.P. Korolev Rocket and Space Public Corporation Energia (RSC Energia) 4A Lenin Street, Korolev, Moscow region, 141070, Russia, e-mail:post@rsce.ru
The paper presents information about design trade-offs, ground developmental testing and flight operation of the propulsion system for the upper stage block DM-SL of the launch vehicle Zenit-3SL used in the Sea Launch complex. It reviews possible avenues for improving its performance.
Key words: upper stage, main engine, propulsion system design and developmental testing, Sea Launch space launching complex.
АВЕРИН И.Н. ЕГОРОВ A.M. ТУПИЦИН Н.Н.
АВЕРИН Игорь Николаевич — ведущий инженер-конструктор РКК «Энергия», e-mail: post2@rsce.ru AVERIN Igor Nikolaevich — Lead engineer-designer at RSC Energia
ЕГОРОв Александр Михайлович — главный специалист РКК «Энергия», e-mail: post2@rsce.ru EGOROv Alexander Mikhaylovich — Chief Specialist at RSC Energia
ТУПИЦЫН Николай Николаевич — заместитель начальника двигательно-энергетического отделения РКК «Энергия», e-mail: post2@rsce.ru
TUPITSIN Nikolay Nikolaevich — Deputy Head of propulsion department at RSC Energia
Введение
28 марта 1999 г. со стартовой платформы «Одиссей», находившейся в полупогруженном положении в районе экваториальной зоны Тихого океана с координатами по широте 0° и 154° з. д., был успешно осуществлен первый в истории запуск ракеты космического назначения (РКН) комплекса «Морской старт» [1]. Демонстрационный космический аппарат (КА) Demosat был выведен на целевую (переходную к геостационарной) орбиту с помощью двукратного включения маршевой двигательной установки (ДУ) разгонного блока (РБ) ДМ-SL (рис. 1).
Долгота,0
Рис. 1. Траектория первого пуска с комплекса «Морской старт»
Примечание. АУ РН — активный участок полета ракеты-носителя; РП I ст. и ГО — район падения 1-й ступени ракеты-носителя и головного обтекателя; РП II ст. — район падения 2-й ступени ракеты-носителя; Б1 — первая работа маршевой ДУ разгонного блока; Б2 — вторая работа маршевой ДУ разгонного блока; Б3 — отделение космического аппарата от разгонного блока; Б4 — прохождение космическим аппаратом апогея геопереходной орбиты.
За 15 лет эксплуатации на геопереходную орбиту выведено 32 КА различного назначения, заказчиками которых являлись компании ряда государств мира.
Комплекс «Морской старт» при запусках КА на геостационарную орбиту с экватора продемонстрировал огромное преимущество перед многими другими космическими комплексами — возможность выведения более тяжелых КА за счет максимального использования окружной скорости Земли, значительного уменьшения энергетических затрат для перевода орбиты в плоскость экватора и уменьшения баллистических потерь из-за отсутствия ограничений на районы падения отработавшей первой ступени РКН и ее головного обтекателя [1, 2].
в качестве РКН комплекса «Морской старт» использовалась кислородно-керосиновая ракета-носитель «Зенит-3SL», включающая в свой состав разработанную КБ «Южное» (г. Днепропетровск, Украина) двухступенчатую ракету «Зенит-2SL» с самым мощным в мире жидкостным ракетным двигателем (ЖРД) РД-171М разработки ОАО «Энергомаш» для первой ступени [2], определяющим общую энергетику РКН, и созданный РКК «Энергия» РБ ДМ-SL с двукратным запуском маршевой ДУ, определяющей ее «космические» возможности.
Общий вид РБ комплекса «Морской старт» приведен на рис. 2.
Рис. 2. Разгонный блок ДМ-SL: 1 — верхний переходник; 2 — отделяемый средний переходник; 3 — ферма подвески бака горючего; 4 — заправочно-сливная магистраль окислителя; 5 — пневмоколодка; 6 — отделяемый нижний переходник; 7 — гидроколодка; 8 — вспомогательная ДУ 11Д79; 9 — маршевый двигатель 11Д58М; 10 — трубопроводы-подогреватели; 11 — бак горючего; 12 — трубопровод без-моментного дренажа окислителя; 13 — ферма подвески бака окислителя; 14 — дренажный патрубок окислителя; 15 — теплоизоляция; 16 — приборный контейнер
Следует отметить, что хотя в состав ДУ РБ помимо маршевой ДУ входят также две вспомогательные ДУ 11Д79 на высококипя-щих компонентах топлива, служащие для обеспечения ориентации и стабилизации РБ на пассивных участках его полета, а также с целью создания осевого ускорения РБ для осаждения топлива в основных баках перед включениями маршевой ДУ, принципиальным для комплекса «Морской старт» явилось применение на ракетных блоках РН и в маршевой ДУ РБ кислородно-керосинового топлива. Этот вид топлива нетоксичен, обеспечивает малые габариты и транспортабельность ракетных блоков, а также приемлемый объем заправочной емкости горючего на стартовой платформе «Одиссей» (использование вместо керосина жидкого водорода потребовало бы недопустимого увеличения объема емкости — в пять раз).
Маршевая кислородно-керосиновая ДУ блока ДМ-SL включает в себя:
• маршевый двигатель 11Д58М многократного включения в полете разработки РКК «Энергия» с бустерными турбонасосными агрегатами на выходе из баков окислителя и горючего;
• систему управления маршевым двигателем (СУМД);
• пневмогидравлические средства подачи (ПГСП) компонентов топлива и сжатых газов, включающие в свой состав топливные баки с теплоизоляцией и внутрибаковыми устройствами, емкости для сжатого газа, а также пневмогидроарматуру с трубопроводами для питания компонентами топлива маршевого двигателя, заправки, слива и наддува баков.
В настоящей статье приводятся особенности проектной завязки, наземной отработки и летной эксплуатации маршевой ДУ РБ ДМ-SL и пути дальнейшего улучшения ее энергетических и эксплуатационных характеристик.
проектно-конструкторские решения по маршевой двигательной установке и пневмогидравлическим средствам подачи компонентов топлива
Базой для разработки маршевой ДУ РБ комплекса «Морской старт» послужила высоконадежная маршевая ДУ успешно эксплуатирующегося с 1974 г. РБ-прототипа (РБ ДМ) разработки РКК «Энергия» с двигателем 11Д58М.
Для обеспечения максимальной надежности маршевой ДУ РБ особое внимание с самого начала ее разработки уделялось обеспечению преемственности результатов наземной отработки и летной эксплуатации маршевой ДУ
РБ-прототипа и ее ПГСП компонентов топлива. Для достижения этой цели были использованы следующие средства:
• использование для маршевой ДУ тех же компонентов топлива (кислород и керосин) и тех же их температурных диапазонов, которые использовались и используются на базовых РБ;
• сохранение в качестве маршевого двигателя отработанного серийного ЖРД 11Д58М, который к началу проектирования РБ ДМ-51 почти 20 лет успешно эксплуатировался в составе маршевой ДУ различных модификаций РБ типа ДМ. При этом был сохранен нетрадиционно широкий, по сравнению со многими другими ЖРД, состав его агрегатов и узлов (баковые бустерные турбонасосные агрегаты, разделительные клапаны и расходные магистрали с расходомерами и проч.), позволяющий более полно и надежно контролировать качество изготовления многих важных элементов маршевого двигателя при его приемосдаточных испытаниях;
• сохранение в РБ ДМ-51 прежней компоновочной схемы маршевой ДУ (размещенный над однокамерным маршевым двигателем сферообразный бак окислителя и расположенный под ним торообразный бак горючего, наклоненный в сторону своего заборного устройства (см. рис. 2), конструкции внутрибаковых устройств, обеспечивающих надежный забор топлива в условиях невесомости перед очередным запуском ДУ, а также заправку, слив и дренаж баков при подготовке к пуску;
• сохранение типа и конструктивного исполнения отработанных на РБ-прототипе экранно-вакуумной теплоизоляции кислородного бака и его гермочехла с арматурой наддува и обеспечения вакуумирования (с сохранением специальной методики предстартовой очистки экранно-вакуумной теплоизоляции), а также термомостов бака окислителя (стекло-пластиковая ферма подвески бака в топливном отсеке ДУ и арматура заправки, слива, дренажа и т. п., выполненная из малотеплопроводных неметаллических материалов);
• сохранение облика построения системы наддува баков окислителя и горючего и газоснабжения пневмоавтоматики маршевого двигателя (использование гелия как единого рабочего тела для всех нужд маршевой ДУ; хранение его в двух автономных бортовых баллонах в баке окислителя с подогревом перед подачей к потребителям газа в трубопроводах-подогревателях и в теплообменниках; использование для дозирования расхода гелия жиклеров специальной конфигурации, работающих на сверхкритическом перепаде давления и проч.);
• сохранение принятых при разработке маршевой ДУ принципов обеспечения надежности и живучести ПГСП компонентов топлива в части принимаемой степени резервирования основных подсистем для обеспечения их работоспособности при наземных операциях и в полете и исключения возможности разрушения топливных баков и бортовых баллонов с гелием на всех этапах эксплуатации, в т. ч. -после завершения выведения КА на целевую орбиту и его отделения от РБ;
• максимальное сохранение отработанных циклограмм функционирования элементов ПГСП компонентов топлива маршевой ДУ в полете;
• сохранение конструктивного исполнения дренажных магистралей ДУ и, соответственно, возможного уровня неблагоприятного воздействия дренируемых из маршевого двигателя компонентов и газов на элементы и на смежные системы ДУ (тепловое, механическое и химическое воздействие струй на элементы конструкции РБ и на его движение в условиях свободного полета, в т. ч. возникновение возмущающих сил и моментов, мешающих работе системы стабилизации); обеспечение пожаровзрывобезопасности ДУ при дренировании компонентов и т. п;
• использование на РБ в качестве арматуры ПГСП, функционирующей в полете, только серийной арматуры базового блока, что исключило необходимость разработки и отработки для РБ ДМ-51 новой арматуры.
Опыт создания нескольких модификаций маршевой ДУ для семейства РБ типа Д и ДМ подтвердил эффективность использования указанного подхода для обеспечения ее гарантированной надежности (при надлежащей экспериментальной проверке вводимых доработок двигателя и пневмогидравлических средств подачи).
Маршевый двигатель
Маршевый двигатель 11Д58М состоит из:
• блока тяги (рис. 3), включающего в свой состав камеру с насадком радиационного охлаждения, закрепленную в кардане с рулевыми машинками для управления по тангажу и рысканию, турбонасосный агрегат (ТНА), окислительный газогенератор, пневмогидро-арматуру, а также датчики и регуляторы режима работы двигателя с электроприводами;
• размещаемых на выходе из баков бу-стерных ТНА, выхлопной турбогаз на выходе из которых используется для управления по крену с помощью поворотного сопла с рулевой машинкой;
• блока многократного запуска для обеспечения воспламенения компонентов в газогенераторе и камере, размещаемого на баке горючего.
Двигатель 11Д58М разработан как часть криогенной системы ДУ РБ и практически исключает теплопритоки к кислородному баку от двигателя через бустерный ТНА окислителя.
Двигатель эксплуатируется в составе различных модификаций РБ типа ДМ с 1974 г., проходя полный цикл изготовления и испытаний (заводские и огневые приемо-сдаточные испытания).
Качество двигателей одного и того же периода изготовления подтверждается испытаниями одного двигателя от этого периода на полный полетный ресурс.
При работе двигателя в составе РБ управление элементами автоматики двигателя, поддержание суммарного расхода и соотношения компонентов топлива осуществляется с помощью автономной СУМД, не входящей в состав системы управления РБ.
В связи с тем, что РБ ДМ-51 комплекса «Морской старт» имеет более широкий спектр программ выведения по сравнению с РБ типа ДМ наземных ракетных комплексов, маршевый двигатель, устанавливаемый в РБ комплекса «Морской старт», имеет ряд отличий и усовершенствований. Основными из них являются замена привода регулятора соотношения компонентов топлива, а также снижение при первом включении двигателя с помощью СУМД величины номинальной тяги после нескольких секунд работы с 83,4 до 78,5 кН с сохранением ее далее постоянной. Все это позволило уменьшить напряженность работы узлов и агрегатов двигателя и, тем самым, повысить запас работоспособности двигателя.
На определенном этапе эксплуатации РБ ДМ-51 были развернуты работы по улучшению его энергетических характеристик с целью повышения конкурентоспособности РКН «3енит-351» [3]. Для этого в маршевый двигатель РБ был внедрен модифицированный сопловой насадок радиационного охлаждения, изготовленный из композиционного материала.
Внедрению предшествовал большой объем экспериментальных работ, заключавшихся в выборе материала, разработке конструкции насадка и проведении на стенде РКК «Энергия» огневых испытаний его фрагмента в составе двигателя. Модифицированный насадок для РБ ДМ-51 по сравнению с насадками, используемыми на двигателях других РБ типа ДМ, имел увеличенную длину и выходной диаметр, что позволило увеличить геометрическую
степень расширения сопла со 180 до 280 и получить прирост удельного импульса тяги двигателя на 39,2 м/с (при этом несколько возросла и тяга двигателя на установившемся режиме).
Рис. 3. Блок тяги маршевого двигателя 11Д58М: 1 — силовая рама; 2 — рулевые машинки; 3 — камера; 4 — экран; 5 — насадок радиационного охлаждения; 6 — дренажи; 7 — турбонасосный агрегат; 8 — газовод от турбины к камере сгорания
Двигатель 11Д58М изготавливается на Воронежском машиностроительном заводе, а ДУ в целом — в ОАО «Красмаш» (г. Красноярск) при авторском сопровождении РКК «Энергия», огневые приемо-сдаточные и периодические испытания двигателя 11Д58М проходят на комплексном стенде РКК «Энергия».
Система управления маршевым двигателем
Для регулирования (поддержания постоянным) режима работы двигателя 11Д58М по массовому соотношению компонентов топлива и по тяге на РБ ДМ-SL используется новая СУМД, разработанная Государственным научно-исследовательским институтом приборостроения на базе СУМД, использовавшейся на РБ-прототипе.
Была заменена устаревшая элементная база, при этом по требованию РКК «Энергия» проведена глубокая модернизация СУМД,
предусматривающая значительное расширение функций системы с возложением на нее (впервые в отечественном двигателестрое-нии) задачи управления двигателем в полном объеме, т. е. реализации:
• циклограммы запуска, работы маршевого двигателя и его выключения (в т. ч. аварийного);
• регулирования (поддержания постоянным) суммарного расхода компонентов топлива через маршевый двигатель и их массового соотношения.
Принципиальным преимуществом автономной СУМД является ее мобильность, дающая возможность ее совместных испытаний с маршевым двигателем при огневых запусках, что позволило ввести эти испытания в цикл изготовления прибора. Такая комплексная проверка обеспечила уже на ранней стадии изготовления РБ всесторонний и углубленный контроль за всеми функциями управления и регулирования двигателя, в то время как при традиционном возложении этих задач на систему управления РБ такая проверка невозможна.
Кроме этого, автономная СУМД позволяет при необходимости, выявленной в процессе эксплуатации ДУ, оперативно вводить корректировки как в циклограмму запуска и выключения двигателя, так и в задаваемые значения регулируемых параметров. Эти возможности СУМД были с успехом использованы при решении различных технических вопросов, возникавших при эксплуатации маршевой ДУ блока ДМ-££.
пневмогидравлические средства подачи топлива и газов
Базой для разработки ПГСП для маршевой ДУ блока ДМ-51 были выбраны ПГСП ДУ последней модификации РБ типа ДМ, успешно эксплуатируемого с октября 1982 г. (РБ-прототипа), имеющей улучшенные массово-энергетические и эксплуатационные характеристики. Схема потоков маршевой ДУ блока ДМ-51 представлена на рис. 4.
Следует отметить, что в ПГСП блока ДМ-51 полностью сохранены все принципы и технические решения, принятые в ПГСП маршевой ДУ РБ-прототипа, эффективность которых подтверждена многолетней эксплуатацией этого РБ и его предыдущих модификаций в составе наземных ракетных комплексов: за все время эксплуатации блока-прототипа не было ни одного отказа ДУ, вызванного отказами ПГСП компонентов топлива. Такая надежность ПГСП обусловлена высокой степенью отработанности и высоким качеством серийного изготовления и контроля используемых в средствах подачи
ОСОБЕННОСТИ ПОСТРОЕНИЯ, ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЙ ОТРАБОТКИ И ЭКСПЛУАТАЦИИ ДУ РБ ДМ-5!
компонентов арматуры и других элементов, а также живучестью этих средств, обеспечиваемой заложенным еще при проектировании ДУ базового РБ специальным построением ее пневмогидравлической схемы, исключающим потерю работоспособности ПГСП в полете при любых одиночных отказах ее элементов (не-
открытие или незакрытие одного из клапанов, засорение или отсутствие любого из дозирующих жиклеров, потеря гелия в одном из двух бортовых баллонов и т. п.) и обеспечивающим неразрушение баков и баллонов — при более сложных нештатных ситуациях при наземной подготовке к пуску или в полете.
Рис. 4. Схема потоков маршевой двигательной установки разгонного блока ДМ-БЬ: Ш — окислитель (О); — горючее (Г); ■ — окислительный газ; ■ — гелий; ■ — пусковое горючее; ■ — горячий газ; БМЗ — блок многократного запуска; БТНГ — бустерный турбонасос горючего; БТНО — бустерный турбонасос окислителя; ГГ — газогенератор; КС — камера сгорания; М — электромотор; НРО — насадок радиационного охлаждения; ПБ — погруженный баллон; ТНА — турбонасос-ный агрегат; ТО — теплообменник
Примечание. Изображение торового бака горючего — условное.
В процессе определения минимально необходимого объема доработок ПГСП компонентов топлива и сжатых газов РБ-прототипа пришлось учитывать новые требования к эксплуатации ДУ в условиях комплекса «Морской старт»:
• отсутствие на стартовой платформе «Одиссей» фермы обслуживания;
• заправка маршевой ДУ блока ДМ-5! горючим (керосином) на заправочной станции, расположенной на сборочно-командном судне;
• высокая влажность окружающего воздуха.
Отсутствие фермы обслуживания привело
к необходимости заправки РБ жидким кислородом и сжатыми газами через вторую ступень ракеты-носителя и размещения на нижнем переходном отсеке РБ ДМ-51, отделяющемся вместе с блоком второй ступени, необходимой арматуры, которая на РБ-прототипе размещается на наземной ферме обслуживания.
Из-за требовавшихся больших доработок ракеты-носителя при прокладке по ее борту дополнительного трубопровода окислителя для обеспечения возможности циркуляционного термостатирования кислорода в баке окислителя РБ (введение дополнительного стыка и доработок конструкции первой и второй ступеней ракеты-носителя и проч.) от термостати-рования кислорода пришлось отказаться, что повлекло за собой соответствующие доработки ПГСП компонентов топлива.
Принимая во внимание, что температура кислорода на входе в двигатель является важнейшим фактором, определяющим надежность его функционирования в составе блока ДМ-51, необходимо было обеспечить к моменту пуска РКН «3енит-35£» такое же значение среднемассовой температуры кислорода в баке окислителя РБ ДМ-51, как и в РБ-прототипе.
Как показали испытания созданного под программу отработки РБ ДМ-51 «холодного» стендового блока (ХСБ), эффективным мероприятием для решения этой задачи, позволяющим снизить среднемассовую температуру кислорода в баке на несколько градусов, явилось применение технологии заправки бака окислителя путем подачи переохлажденного кислорода в бак не через верхний заправочный коллектор (как на РБ-прототипе и его модификациях), а снизу через внутрибако-вый сливной трубопровод-сифон.
При такой технологии для исключения перегрева верхних слоев кислорода в конце заправки потребовалось осреднение температуры кислорода по объему бака, что, как показали испытания ХСБ, вызвало необходимость проведения внутрибакового барботирования
кислорода гелием с определенным расходом, подаваемым через конструкцию разделительного клапана окислителя.
Предложенная по результатам испытаний ХСБ технология заправки была внедрена на РБ с первого изделия. Эффективность данной технологии с барботированием кислорода в баке гелием была подтверждена при комплексных испытаниях первого летного блока ДМ-51 в составе РКН «3енит-351» в натурных условиях штатного цикла заправки и предпусковой подготовки ее на стартовой платформе, а в дальнейшем — при заправке и предпусковой подготовке всех последующих РБ ДМ-51.
Из-за отсутствия фермы обслуживания в средства газоснабжения маршевой ДУ блока ДМ-51 были установлены дополнительные магистрали для обеспечения гарантированной возможности дистанционного сброса криогенного гелия из погруженных в кислород бортовых баллонов при отмене пуска.
Для исключения возможности обмерзания криогенных клапанов заправочно-сливной и дренажной магистралей кислородного бака в условиях повышенной влажности окружающего воздуха были усовершенствованы «вялые» отдувки их, а выхлопному патрубку дренажной магистрали бака была придана специальная конфигурация.
В процессе эксплуатации блока ДМ-51 в ПГСП топлива и газов был введен ряд усовершенствований для улучшения процесса подготовки РБ, а именно:
• объединение заправочной и сливной магистралей кислорода в единую магистраль на базовом модуле;
• применение одноштуцерной гидроколодки окислителя, расстыковка которой осуществляется механическим способом с помощью троса при отделении РБ от второй ступени ракеты-носителя (взамен двухштуцерной гидроколодки с механическим пневмозамком);
• применение восьмиштуцерной пневмо-колодки с пневмоприводом, который приводится в действие тросом при отделении РБ от второй ступени ракеты-носителя (взамен девя-тиштуцерной пневмоколодки с механическим пневмозамком);
• изменение монтажей пневмомагистра-лей путем исключения магистралей (с входящими в их состав арматурой и ресиверами) подвода газа к пневмозамкам вышеуказанных исключенных колодок;
• изменение конструкции магистрали безмоментного дренажа остатков кислорода и гелия из бака окислителя по окончании работы РБ (уменьшение диаметра проходного сечения
упомянутой магистрали и замена выходных решеток на газовые конфузорные сопла);
• замена двух блоков регенераторов тепла для подогрева криогенного гелия на трубопроводы-подогреватели высокого давления, выполненные из алюминиевого сплава;
• исключение магистрали сброса гелия с входящими в ее состав блоками сопел (в связи с осуществлением сброса остатков бортового запаса гелия через магистраль безмо-ментного дренажа из бака окислителя);
• снятие герметичных кожухов с сигнализаторов давления, обеспечивающих включение и выключение наддува бака окислителя при автономном полете орбитального блока (перед запуском и при работе двигателя);
• исключение трубопроводов продувки экранно-вакуумной теплоизоляции при горизонтальном положении блока и соответствующая доработка теплоизоляции и гермочехла бака окислителя.
В процессе эксплуатации комплекса «Морской старт» выявилась целесообразность увеличения объема топливных баков РБ ДМ-51 для улучшения энергетических характеристик РКН, что и было реализовано с РБ № 17Л (за счет введения дополнительной полусферы на верхнем днище бака окислителя и цилиндрических вставок большей длины в бак горючего).
Работоспособность и эффективность указанных изменений подтверждена испытаниями на наземных установках и успешными летными испытаниями РБ ДМ-51 при комплексном функционировании всех систем.
Создание «холодного» стендового блока рБ дм-5Х для комплексной отработки усовершенствованных пгСп без огневых стендовых блоков
Создание РБ ДМ-51 для РКН «3енит-351» комплекса «Морской старт» осуществлялось с минимальным объемом доработок, касающихся маршевого двигателя и ПГСП РБ-прототипа, необходимость проведения которых была вызвана новыми условиями эксплуатации. При этом, как уже указывалось, сохранялись неизменными основные технические и конструкторские решения по организации условий запуска, работы и выключения маршевого двигателя, облика вну-трибаковых устройств и т. д.
Доработки ПГСП и маршевого двигателя на РБ ДМ-51 вводились для дальнейшего повышения надежности маршевой двигательной установки РБ типа ДМ или, по крайней мере, для сохранения в новых условиях работы
уровня надежности, достигнутого за время многолетней эксплуатации на базовом РБ.
Традиционная методика комплексной отработки маршевой ДУ, успешно использовавшаяся в прошлом при создании РБ, предусматривала многократные огневые и «холодные» испытания их маршевой ДУ в составе полноразмерных стендовых блоков на испытательной базе смежного предприятия (г. Пересвет). Эти испытания являлись самой трудоемкой и дорогостоящей частью комплексной наземной отработки РБ ДМ-SL.
При создании комплекса «Морской старт» (при жестких финансовых и временных ограничениях) с учетом того, что в маршевом двигателе и в ПГСП компонентов топлива маршевой ДУ РБ не использовались принципиально новые технические решения и новые элементы арматуры (по сравнению с РБ-прототипом и некоторыми другими изделиями разработки РКК «Энергия», надежность которых подтверждена многолетней эксплуатацией), создание даже одного стендового блока и проведение на нем огневых и «холодных» испытаний на внешней экспериментальной базе для подтверждения работоспособности доработанной под морское базирование маршевой ДУ было неприемлемым.
В то же время, множество сравнительно небольших отличий и усовершенствований, вводимых в ПГСП и маршевый двигатель блока ДМ-SL из-за особенностей РКН и условий ее эксплуатации, требовали обязательной комплексной проверки работоспособности и эффективности вводимых в ДУ доработок.
Эта проверка потребовала пересмотра традиционных методов комплексной отработки маршевой ДУ применительно к сложившейся ситуации и разработки новых путей подтверждения ее работоспособности, т. е. разработки новой концепции комплексной отработки ДУ.
В результате работ, проведенных в этом направлении в двигательном подразделении РКК «Энергия», была принята новая методика отработки маршевой ДУ РБ, отраженная в комплексной программе экспериментальной отработки РБ ДМ-SL и предусматривающая использование только собственной стендовой базы.
Суть ее заключалась в следующем.
На одной экспериментальной установке, представлявшей собой смонтированный на специальном рабочем месте экспериментально-испытательного отделения РКК «Энергия» полноразмерный ХСБ, проводилась комплексная отработка ПГСП компонентов топлива и газов с использованием жидкого кислорода совместно с «холодным» имитатором маршевого
двигателя (включающим в себя штатные блоки подачи окислителя и горючего с работающими при испытании бустерными тур-бонасосными агрегатами и разделительными клапанами), обеспечивающим штатную выработку компонентов из баков для создания практически штатных условий работы средств наддува баков и газоснабжения двигателя. Блок тяги и блок многократного запуска маршевого двигателя при испытаниях не задействовались и использовались только в качестве имитаторов потребителей сжатого гелия штатного маршевого двигателя при его работе на наддув емкостей пускового горючего и на работу клапанов.
На этой же установке (на ХСБ) при многократных заправках, стоянках и сливах отрабатывались и проверялись вопросы измененного способа заправки кислородного бака, выравнивания температур компонентов при барботировании заправленного кислорода гелием (см. выше), уточнялись расходы гелия на барботаж, а также режимы работы средств поддержания давления в баке окислителя при его захолаживании в начальный период заправки и т. п.
На другой экспериментальной установке, с которой также работали на стендовой базе РКК «Энергия», проводились комплексные огневые испытания маршевого двигателя в полном составе (блок тяги, блок подачи окислителя, блок подачи горючего, СУМД и блок многократного запуска) с питанием двигателя из небольших, по сравнению со штатными баками РБ, стендовых имитаторов баков окислителя и горючего РБ, имевших, тем не менее, штатные заборные внутрибаковые устройства. Это обеспечивало имитацию питания двигателя компонентами топлива при его запуске и выключении из штатных баков РБ и позволяло проверить процессы запуска ДУ, окончание одного из компонентов при его полной выработке из бака и т. д.
В целом испытания на этих двух экспериментальных установках смогли заменить испытания ДУ РБ в составе полноразмерного огневого стендового блока, проведение которых на стендах РКК «Энергия» в г. Королев является невозможным по соображениям безопасности.
Испытания на ХСБ были успешно проведены в 1998 и 1999 гг. и завершились к первому запуску по программе «Морской старт».
Новая концепция комплексной отработки маршевой ДУ РБ комплекса «Морской старт» полностью оправдала себя и была признана целесообразной и для следующей модификации РБ типа ДМ, разрабатывавшейся для РКН комплекса «Наземный старт».
Следует отметить, что эта концепция отработки, связанная с использованием ХСБ и отказом от использования огневых стендовых блоков с их испытаниями на внешней стендовой базе, в свое время даже внутри РКК «Энергия» столкнулась из-за своей нетрадиционности с большими трудностями (было много споров и дискуссий с ее противниками и т. д.), и ее внедрение во многом оказалось обязанным прежнему высшему руководству корпорации, оценившему преимущества и выгоды нового подхода к комплексной отработке маршевой ДУ РБ.
Разработанная в РКК «Энергия» концепция комплексной отработки и обеспечения надежности маршевой ДУ РБ комплекса «Морской старт» удовлетворяет современным условиям создания кислородно-углеводородных РБ различных модификаций (дефицит времени и средств), так как она предусматривает использование только собственной стендовой базы и исключает необходимость многократного проведения дорогостоящих огневых и «холодных» испытаний на специально создаваемых стендовых полноразмерных блоках с использованием внешней экспериментальной базы.
«холодные» технологические испытания пневмогидравлических средств подачи топлива и газов каждого экземпляра разгонного блока
С целью повышения качества контроля ПГСП после сборки РБ ДМ-51 и, как следствие, повышения его надежности, были внедрены «холодные» технологические испытания (ХТИ) ПГСП топлива и газов на полностью собранных РБ.
При ХТИ проверяются:
• правильность адресовки магистралей ПГСП;
• функционирование бортовой арматуры ПГСП;
• соответствие фактической пропускной способности бортовых магистралей изготовленной материальной части значениям, регламентированным требованиями конструкторской документации.
Проведение ХТИ позволяет на ранних стадиях выявлять неточность сборки подсистем ДУ РБ, возможные дефекты, неисправности и т. п.
Для реализации ХТИ двигательное подразделение РКК «Энергия» выпустило соответствующие исходные данные, которые легли в основу конструкторской и эксплуатационной документации на проведение испытаний (таблицы испытаний ПГСП и инструкции по
проверке функционирования пневмогидравли-ческих средств подачи топлива и газов). Эта документация регламентирует объем и порядок соответствующих работ в цехе общей сборки (без включения бортовых электропневмокла-панов) и на контрольно-испытательной станции (с включением электропневмоклапанов).
В ходе ХТИ проверкам подвергаются следующие магистрали ПГСП компонентов топлива и сжатых газов с входящей в состав ПГСП арматурой многократного функционирования:
• магистрали подачи газов в гермоче-хол средств наддува, очистки и вакуумирова-ния бака окислителя и дренажные магистрали гермочехла;
• заправочная магистраль бака окислителя;
• сливная магистраль бака окислителя;
• дренажная магистраль бака окислителя;
• магистраль предстартового наддува бака окислителя;
• магистраль полетного наддува бака окислителя из погруженных баллонов;
• магистраль зарядки погруженных баллонов;
• магистрали сброса гелия из погруженных баллонов;
• магистраль продувки расходной магистрали окислителя.
На последующем этапе эксплуатации РБ (после стыковки РБ с ракетой-носителем) кроме вышеперечисленных испытаний проводится проверка вновь образовавшихся пнев-могидравлических магистралей связей на герметичность и пропускную способность.
Введение этих проверок позволило при проведении ХТИ первых РБ ДМ-51 получить необходимые экспериментальные данные по пропускной способности модифицированных или введенных вновь магистралей ПГСП компонентов топлива маршевой ДУ без создания специальных экспериментальных установок (это снизило затраты времени и средств на отработку ДУ), а в дальнейшем — обеспечить контроль за стабильностью гидравлических характеристик указанных магистралей ПГСП компонентов топлива и качества сборки в процессе серийного производства РБ.
этапы изготовления и эксплуатации маршевых двигательных установок разгонных блоков комплекса «морской старт»
Маршевая двигательная установка РБ ДМ-5! собирается в ОАО «Красмаш» (г. Красноярск). Она является основой (базовым мо-
дулем) РБ, собираемого в ЗАО «ЗЭМ» РКК «Энергия» (г. Королев).
После окончательной сборки и соответствующих испытаний РБ ДМ-SL перевозится железнодорожным транспортом в г. Николаев (Украина), где производится перегрузка РБ на судно-транспортировщик. Затем производится доставка РБ в Базовый порт (г. Лос-Анджелес, штат Калифорния, США). В отдельных случаях РБ может доставляться в Базовый порт при помощи авиатранспортировки. Ракета- носитель «Зенит» изготовления Украины, представляющая собой первую и вторую ступени ракеты космического назначения «Зенит», доставляется в Базовый порт также на судне-транспортировщике.
В Базовом порту РБ перегружается на сбо-рочно-командное судно, после чего заправляется горючим и сжатыми газами и стыкуется с ракетой-носителем. Затем проводится стыковка с КА. Собранная таким образом РКН «Зенит-SSL» перегружается на стартовую платформу.
Сборочно-командное судно и стартовая платформа перемещаются своим ходом в заданный район экватора в Тихом океане, где заканчивается штатная подготовка к пуску (в т. ч. производится дистанционная заправка по «безлюдной» технологии ракеты-носителя «кипящим» кислородом и охлажденным керосином, а РБ — «переохлажденным» кислородом), после чего производится запуск РКН со стартовой платформы.
Многие из перечисленных выше этапов и операций, а также применение в условиях качки телескопического переходного трапа между сборочно-командным судном и стартовой платформой посреди океана, являются уникальными, никогда не производившимися ранее.
пути улучшения энергетических и эксплуатационных характеристик двигательной установки
Как маршевая ДУ блока ДМ-SL, так и его вспомогательные ДУ 11Д79 обладают весьма высокими энергетическими характеристиками.
В маршевой ДУ это достигнуто использованием кислородно-керосинового топлива и высокоэффективного космического маршевого двигателя 11Д58М «замкнутой» схемы (номинальный удельный импульс тяги с учетом использования увеличенного насадка сопла — 3 492 м/с) с располагаемыми на выходе из топливных баков бустерными турбонасосными агрегатами, позволившими существенно снизить массу баков и средств их наддува, тщательной
многолетней доводкой компоновки маршевой ДУ, а также оптимизацией конструкции ее узлов и элементов при поэтапном внедрении мероприятий по повышению энергомассовых характеристик блока ДМ-SL [3].
Дальнейшее заметное улучшение энергетических характеристик маршевой ДУ блока ДМ-SL с двигателем 11Д58М возможно за счет использования вместо керосина более калорийных углеводородных горючих при сохранении конструкции ДУ и всей заправочной инфраструктуры (эффективность такого подхода многократно демонстрировалась на различных модификациях РБ типа ДМ, эксплуатировавшихся с РН «Протон-К» и «Протон-М» и использовавших вместо керосина синтетическое углеводородное горючее «Синтин»).
Проведенный ранее в РКК «Энергия» анализ возможных направлений одновременного совершенствования энергетических и эксплуатационных характеристик ДУ блока ДМ-SL показал, что наиболее эффективным из них будет являться применение в ДУ вместо кислородно-керосинового маршевого двигателя 11Д58М тягой 78,5 кН и двух вспомогательных ДУ 11Д79 на высокотоксичных компонентах топлива перспективного многофункционального двигателя 11Д58МФ тягой 49,1 кН, разрабатываемого РКК «Энергия» для кислородно-углеводородного РБ 11С861-03 и имеющего в своем составе два блока двигателей малой тяги, работающих на газообразном кислороде (т. е. на основном компоненте топлива РБ) и выполняющих все функции ДУ 11Д79.
Маршевый двигатель (блок тяги) многофункционального двигателя 11Д58МФ будет иметь те же посадочные места в ДУ, что и двигатель-прототип 11Д58М, однако удельный импульс тяги его в связи с исключением потерь горючего на внутреннее охлаждение камеры сгорания через кольца завесы из-за перехода к внешнему охлаждению камеры кислородом и в связи с повышением геометрической степени расширения сопла до 500 будет выше на 157 м/с, а масса — меньше на 90 кг (таблица).
Сравнение характеристик блоков тяги двигателя 11д58м для рБ дм-51, и перспективного многофункционального двигателя 11д58мФ
Характеристика 11Д58М 11Д58МФ
Тяга в пустоте, кН 78,5 49,1
Удельный импульс тяги в пустоте (горючее — керосин), м/с 3 492 3 649
Степень геометрического расширения сопла 280 500
Масса с бустерными турбонасосами и разделительными клапанами, кг 340 250
Год создания 1973 2018
Суммарное увеличение массы полезного груза РБ ДМ-SL при применении на нем многофункционального двигателя 11Д58МФ, обусловленное повышением удельного импульса тяги, снижением массы двигателя, а также сокращением невырабатываемых остатков компонентов в маршевой ДУ из-за снижения тяги маршевого двигателя и уменьшением массы ее ПГСП, составит 590 кг. Использование вместо керосина синтетического горючего типа «Син-тин» дополнительно увеличит массу полезного груза на 150 кг, а перспективного синтетического углеводородного горючего «Соктан-9» — на 250 кг. Это позволит достичь повышения массы полезного груза, выводимого РБ ДМ-SL комплекса «Морской старт» на орбиту, переходную к геостационарной, с 6 160 кг [3] до 7 000 кг.
В настоящее время ведется автономная отработка основных агрегатов многофункционального двигателя 11Д58МФ (камеры, газогенератора, пневмогидроарматуры и т. п.). Изготовитель — ОАО «Красмаш» (г. Красноярск).
Что касается блоков двигателей малой тяги двигателя 11Д58МФ, работающих на сжатом кислороде из размещенных в них композитных баллонов высокого давления, подзаряжаемых газифицированным кислородом от маршевого двигателя при его работе, то они будут выполнять все необходимые функции существующих ДУ 11Д79 при обеспечении экологической чистоты и недоступного для этих ДУ уровня живучести — сохранении работоспособности при возможных одиночных отказах двигателей и элементов ПГСП, потере рабочего тела и т. п. В связи с исключением ДУ 11Д79 и высокотоксичных компонентов топлива улучшатся экологические характеристики РБ ДМ-SL, упростится и его эксплуатация.
Изготовителем блоков двигателей малой тяги многофункционального двигателя 11Д58МФ также является ОАО «Красмаш».
Таким образом, модернизация ДУ блока ДМ-SL путем замены его кислородно-керосинового маршевого двигателя 11Д58М и двух вспомогательных ДУ 11Д79 на токсичных компонентах топлива на разрабатываемый РКК «Энергия» многофункциональный двигатель 11Д58МФ позволит существенно улучшить энергетические, экологические и эксплуатационные характеристики как РБ, так и РКН в целом.
заключение
За всю пятнадцатилетнюю историю проведения запусков КА по программе «Морской старт» (35 запусков РКН «Зенит-3SL») не было ни одного отказа в работе двигательной
установки РБ ДМ-SL. Это подтверждает правильность принятых проектных, конструкторских, технических и технологических решений, а также соответствие качества и контроля изготовления ДУ требованиям реализации проекта.
Большую роль в полученной таким образом высокой надежности двигательной установки блока ДМ-SL сыграли следующие факторы:
• использование в качестве базы для разработки ДУ РБ-прототипа (РБ типа ДМ) с маршевым двигателем 11Д58М, модификации которой успешно эксплуатировались до первого пуска РКН комплекса «Морской старт» в течение 25 лет;
• сохранение при адаптации РБ к условиям эксплуатации в составе комплекса «Морской старт» всех проектных принципов и технических решений, принятых и реализованных в ДУ РБ-прототипа с тщательной наземной отработкой всех необходимых изменений и внедряемых усовершенствований при автономных испытаниях подсистем, а также при «холодных» технологических испытаниях каждого экземпляра РБ ДМ-SL;
• внедрение в маршевую ДУ автономной системы управления двигателем, проходящей с ним совместные испытания при огневых запусках и обеспечивающей за счет этого всесторонний контроль всех функций управления и регулирования маршевого двигателя и возможность оперативных корректировок как циклограммы запуска и останова двигателя, так и значений регулируемых при его работе параметров;
• разработка и успешное внедрение к первому запуску РКН «Зенит-SSL» с комплекса «Морской старт» новой концепции комплексной отработки маршевой ДУ на собственной стендовой базе РКК «Энергия» с использованием полноразмерного «холодного» стендового блока для испытаний пневмогидравличе-ских средств подачи компонентов в двигатель со штатными расходами (через штатные работающие бустерные насосы «холодного» имитатора маршевого двигателя) и экспериментальной установки для комплексных испытаний штатного двигателя совместно со снабженными штатными заборными устройствами малоразмерных стендовых емкостей (имитаторов топливных баков РБ).
Анализ возможных путей дальнейшего совершенствования энергетических и эксплуатационных характеристик двигательной установки РБ ДМ-SL комплекса «Морской старт» показал, что наиболее эффективным из них будет являться применение в ней вместо кислородно-керосинового маршевого двигателя 11Д58М и двух вспомогательных ДУ 11Д79 на высокотоксичных компонентах топлива перспективного многофункционального двигателя 11Д58МФ, разрабатываемого РКК «Энергия» для кислородно-углеводородного РБ 11С861-03, имеющего в своем составе два блока двигателей малой тяги, работающих на газообразном кислороде (на основном компоненте топлива РБ) и выполняющих все функции ДУ 11Д79.
Такая модернизация ДУ блока ДМ-SL позволит увеличить массу полезного груза, выводимого с помощью комплекса «Морской старт» на переходную к геостационарной орбиту, до 6,75 т, а при использовании в маршевом двигателе вместо керосина перспективного синтетического углеводородного горючего «Соктан-9» — до 7,0 т при одновременном исключении из состава РБ вспомогательных ДУ 11Д79 на токсичных компонентах топлива и соответствующем улучшении экологических и эксплуатационных характеристик разгонного блока.
Список литературы
1. Алиев В.Г., Легостаев В.П., Лопота В.А. Создание и пятнадцатилетний опыт эксплуатации ракетно-космической системы «Морской старт» // Космическая техника и технологии. 2014. № 2(5). С. 3-13.
2. Верховцева Т.И., Гаврелюк О.П., Забор -ский С.А., Мовчан А.А., Панчуков А.А., Улыбышев Ю.П., Шибаев А.А. Баллистика системы «Морской старт» // Космическая техника и технологии. 2013. № 1. С. 16-25.
3. Филин В.М. Ракета космического назначения «Зенит-3SL» для программы «Морской старт» // Космическая техника и технологии. 2014. № 2(5). С. 40-48.
Статья поступила в редакцию 18.04.2014 г.
