CC BY
20УДК 629.784.014.18.003:629.78.085
ПРОЕКТ ЭКОНОМИЧЕСКИ ЭФФЕКТИВНОЙ СИСТЕМЫ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ СРЕДНЕГО И ТЯЖЕЛОГО КЛАССОВ ДЛЯ ЗАПУСКОВ ЭЛЕМЕНТОВ ПЕРСПЕКТИВНОЙ ПИЛОТИРУЕМОЙ ТРАНСПОРТНОЙ СИСТЕМЫ С КОСМОДРОМА «ВОСТОЧНЫЙ» © 2013 г. Радугин И.С.
ОАО «Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва» (РКК «Энергия») Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская область, Россия, 141070, e-mail: [email protected]
В статье представлены результаты проектных проработок варианта перспективной системы средств выведения, проведенных РКК «Энергия» в инициативном порядке как альтернатива космическому ракетному комплексу «Русь-М», который разрабатывался для космодрома «Восточный» в 2009-2011 гг.
Ключевые слова: ракета-носитель среднего класса, проектирование космического ракетного комплекса, космодром «Восточный».
A PROJECT OF COST EFFECTIVE SYSTEM OF MEDIUM- AND HEAVY-LIFT LAUNCH VEHICLES TO LAUNCH ELEMENTS OF THE ADVANCED MANNED TRANSPORTATION SYSTEM FROM VOSTOCHNY LAUNCH SITE Radugin I. S.
S.P. Korolev Rocket and Space Public ^rporation Energia (RSC Energia) 4A Lenin Street, Korolev, Moscow region, 141070, Russia, e-mail:[email protected]
The paper presents the results of design studies for a version of the advanced launch vehicle system, that were conducted by RSC Energia on its own initiative as an alternative to the space launcher system Rus-M which was under development for the Vostochny launch site in 2009-2011.
Key words: мedium-lift launch vehicle, space launcher complex design, Vostochny launch site.
РАДУГИН Игорь Сергеевич — ктн, первый заместитель генерального конструктора РКК «Энергия», e-mail: [email protected] RADUGIN Igor Sergeyevich — Candidate of Science (Engineering), First Deputy General Designer at RSC Energia
Введение
Основной целью исследований, проведенных РКК «Энергия», был проектный поиск альтернативного варианта проекта ракеты-носителя (РН) среднего класса повышенной грузоподъемности, разрабатываемого в рамках опытно-конструкторских работ по «Русь-М» [1] для космодрома «Восточный». К РН среднего класса повышенной грузоподъемности были предъявлены следующие основные требования [1]:
• РН должна использоваться для выведения пилотируемых транспортных кораблей (ПТК), грузовых кораблей и орбитальных модулей, автоматических космических аппаратов (КА) с применением, при необходимости, разгонных блоков (РБ);
• энергетические возможности РН должны обеспечивать выведение:
— ПТК массой не менее 14 т на орбиту с перигеем 135 км и апогеем 440 км (при выполнении всех дополнительных требований, предъявляемых к выведению пилотируемых объектов);
— крупногабаритных полезных грузов (ПГ) массой не менее 20 т на круговую орбиту высотой 200 км;
— автоматических КА массой до 7,0 т на геопереходную орбиту с недобором характеристической скорости до 1 500 м/с;
— автоматических КА массой до 4,0 т на геостационарную орбиту (ГСО);
• выведение полезных нагрузок должно осуществляться на опорные орбиты с базовыми наклонениями 51,7°; 63°; 72°; 83°; 98°;
• максимальная продольная перегрузка на участке выведения не должна превышать 4g;
• возможность формирования «пологих» траекторий и маневров приведения, обеспечивающих приемлемые перегрузки (не более 12g) и районы посадки возвращаемого аппарата в случае нештатных ситуаций на участке выведения;
• использование экологически безопасных компонентов топлива;
• сохранение управляемости РН и ее увод от стартового комплекса (СК) при отказе двигателя первой ступени на начальном участке полета;
• использование ракетных блоков, образующих первую ступень, в качестве основы для создания РН тяжелого класса (масса выводимого ПГ на низкую околоземную орбиту не менее 50 т) и РН сверхтяжелого класса (масса ПГ на опорной орбите более 100 т);
• исключение ручных операций при подготовке к пуску ракеты космического
назначения (РКН) с момента заправки, за исключением технологических операций, предусматривающих посадку (эвакуацию) экипажа;
• максимальная подготовка ракетных блоков на заводах-изготовителях с целью минимизации операций по обслуживанию на техническом комплексе (ТК) и СК;
• транспортировка ракетных блоков с завода-изготовителя на ТК космодрома должна осуществляться железно-дорожным или авиационным транспортом;
• разработка РН с использованием передового научно-технического и технологического заделов, возможностей производственной и экспериментальной баз ракетно-космической промышленности, с учетом достижений в областях материаловедения, электроники, на-нотехнологий.
Альтернативный вариант должен отвечать основным требованиям технического задания на эскизное проектирование и в то же время позволять:
• существенно упростить конструкцию первой ступени, снизить стоимость изготовления и пуска РН;
• значительно повысить безопасность эксплуатации СК при аварии РН на начальном участке полета в случае отказа двигателя первой ступени;
• снизить затраты на создание ТК и С К на космодроме «Восточный»;
• сократить сроки отработки, в частности, приступить к летным испытаниям ПТК с космодрома Байконур, используя наземную инфраструктуру, созданную для РН «Зенит»;
• обеспечить пуски по программам «Морской старт» и «Наземный старт», используя РН российского производства.
Состав и основные принципы, закладываемые в конструкцию перспективной системы средств выведения
В состав системы средств выведения, проработанной РКК «Энергия» и получившей рабочее название «Энергия-К», входят:
• двухступенчатая РН среднего класса («Энергия-КБ») для запусков с использованием наземной инфраструктуры РН «Зенит» на космодроме Байконур, которая также может быть использована без твердотопливных ускорителей в составе комплекса «Морской старт»;
• двухступенчатая РН среднего класса повышенной грузоподъемности («Энергия-КВ») для запусков с космодрома «Восточный».
Оба варианта РН выполнены по тан-демной схеме с одинаковыми первыми ступенями на основе одного маршевого жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) РД-171М [2].
При этом для обеспечения аварийного увода РН от СК в случае отказа маршевого двигателя на начальном участке полета могут использоваться твердотопливные ускорители (ТТУ).
В качестве второй ступени РН «Энер-гия-КБ» используется кислородно-керосиновый блок на базе существующих маршевых двигателей для верхних ступеней РД-120, РД-0124 [3].
Вторая ступень РН «Энергия-КВ» представляет собой кислородно-водородный блок с двигательной установкой на основе четырех двигателей РД-0146 [3].
Общая компоновка РН «Энергия-КВ» и «Энергия-КБ» показана на рис. 1.
Основными принципами, закладываемыми в конструкцию РН, являются:
• использование и дальнейшее развитие научно-технического задела, созданного при разработке РН «Энергия» и «Зенит»;
• максимально возможное сближение по габаритам, геометрии и интерфейсам с комплексом наземного оборудования штатной РН «Зенит» (в т. ч. полная идентичность по интерфейсам хвостового отсека первой ступени);
• максимально возможная простота конструкции, конструкционно-технологическая унификация корпусов первой и второй ступеней;
• минимальное количество топливных баков, сухих отсеков, ракетных блоков, маршевых двигателей, бортовых разъемных соединений РН с наземным оборудованием;
• транспортировка полностью собранных блоков первой и второй ступеней во внутреннем грузовом отсеке транспортного самолета АН-124.
0 5 ООО
КГЧ с РБ
а)
Рис. 1. Общая компоновка РН «Энергия-КВ» и Энергия-КБ»: а
гия-КБ» для космодрома Байконур Примечание: КГЧ — космическая головная часть.
б)
РН «Энергия-КВ» для космодрома «Восточный»; б — РН «Энер-
Основные характеристики рассматриваемых типов РН приведены в табл. 1.
Таблица 1
Основные характеристики РН «Энергия-КБ» и РН «Энергия-КВ»
Основные параметры — сбалансированность энергомассовых характеристик и экономическая эффективность РН, в сравнении с аналогичными показателями базового варианта РН, разработанного в рамках ОКР «Русь-М», и РН «Ангара-5.2», разрабатываемой ФГУП ГКНПЦ им. М.В. Хруничева, приведены в табл. 2.
Таблица 2
Сравнение энергомассовых характеристик РН «Энергия-КВ», «Русь-М» и РН «Ангара-5.2»
Наименование характеристик «Энергия-КВ» «Русь-М» «Ангара-5.2»
Стартовая масса РН, т 516 679 714
Масса ПГ на опорной орбите, т 20 23,2 18,2
Относительная масса ПГ, % 3,9 3,4 2,5
Удельная стоимость выведения ПГ, руб/кг 100-103 125103 148103
Из данных, приведенных в табл. 2, видно, что проект РН «Энергия-КВ» обладает наилучшими энергомассовыми и технико-экономическими показателями по сравнению со всеми перспективными разработками отечественных средств выведения.
Обеспечение безопасности стартового комплекса при аварии первой ступени ракеты-носителя
В соответствии с концепцией, принятой для создания РН нового поколения, с целью сохранения СК выдвигается требование о необходимости увода аварийной РН от СК при отказе и выключении маршевого двигателя на начальном участке полета.
В конструкциях тяжелых РН с полностью жидкостными первыми ступенями эта задача традиционно решалась с помощью многодвигательной установки первой ступени РКН, при этом начальная перегрузка пХ выбиралась, исходя из условия:
пХ (Ы - 1) = 1,05...1,09, (1)
где пХ(Ы - 1) — начальная перегрузка первой ступени РКН при одном отключенном маршевом двигателе; N — количество маршевых двигателей.
На рис. 2 приведена диаграмма, показывающая зависимость начальной перегрузки пХ первой ступени РН (при штатном полете) от
Наименование РН «Энергия-КБ» РН «Энергия-КВ»
Космодром Байконур «Восточный»
Стартовая масса РКН (при выведении ПТК), т 560 516
Масса КГЧ с ПТК (на старте), т, в том числе: - ракетный блок аварийно- го спасения (РБАС) - обтекатель двигательного отсека - переходный отсек 19,5 21,5 5,1 0,64 0,26
Масса ПТК, выводимого на орбиту с параметрами перигей/апогей 135/440 км и наклонением 51,6 т 13,5 15,5
Масса ПГ, выводимого на круговую орбиту высотой 200 км и наклонением 51,6 °, т 14,5 20,0
Масса КА, выводимого на ГСО, т: - с РБ типа ДМ - с кислородно-водородным разгонным блоком (КВРБ) 2,0 3,0 4,0
Масса КА, выводимого на переходную к геостационарной орбиту с недобором скорости 1 500 м/с, т: - с РБ типа ДМ - с КВРБ 4,4 5,5 7,0
Рабочий запас топлива, т: - в ТТУ - в блоке первой ступени (жидкий кислород + керосин) - в блоке второй ступени 11,65 • 4 = 46,6 356,0 81,5 (жидкий кислород и керосин) 11,65 • 4 = 46,6 356,0 37,8 (жидкие кислород и водород)
Масса достартового расхода топлива из блока второй ступени до момента разделения ступеней, т 0,2 0,17
Конечная масса, т: - ТТУ - блока первой ступени - блока второй ступени 2,7 • 4 = 10,8 36,2 9,46 2,7 • 4 = 10,8 36,2 7,7
Двигатель блока первой ступени 1 двигатель РД-171М
Двигатели блока второй ступени 1 двигатель РД-120 и 1 двигатель РД-0110Р 4 двигателя РД-0146
числа маршевых двигателем при выполнении условия (1).
"I
Рис. 2. Зависимость начальной перегрузки первой ступени РН при штатном полете от числа маршевых двигателей:
- пХ(Ы -1) = 1,05; - пХ(Ы -1) = 1,09
Очевидно, что для решения задачи аварийного увода РКН от СК при одном отказавшем двигателе их общее число в составе двигательной установки (ДУ) первой ступени должно быть N > 3. В то же время увеличение количества двигателей в составе ступени ведет к увеличению стоимости и снижению общей надежности ДУ. На рис. 3 приведены диаграммы изменения стоимости ДУ первой ступени РН типа «Зенит» для различных вариантов маршевых двигателей (РД-171М, РД-180 и РД-191) без учета и с учетом резервирования для обеспечения аварийного увода РКН при отказе одного двигателя.
Из представленных данных следует, что обеспечение аварийного увода РН среднего класса (со стартовой массой М0 = 500...600 т) за счет использования многодвигательной ДУ на основе ЖРД с необходимым резервированием ведет к увеличению стоимости ДУ первой ступени более чем в два раза по сравнению с вариантом с одним двигателем.
Рассматриваемые типы РН имеют в составе первой ступени только один маршевый двигатель РД-171М, поэтому в случае его отказа и выключения для сохранения сооружений СК предусматривается применение ТТУ, которые могут при выключенном маршевом двигателе обеспечить увод и падение РН на безопасном для СК расстоянии.
С целью предотвращения отказов маршевого двигателя, сопровождающихся его
взрывом, в состав РН включены средства аварийной защиты (САЗ). Эти средства предназначены для своевременного определения неисправностей двигателя и, при необходимости, выдачи команды на его выключение до аварийного разрушения. Современные САЗ должны обеспечить охват до 90% возможных видов отказов ЖРД.
Рис. 3. Относительные стоимости вариантов ДУ первой ступени РН среднего класса: а — без учета обеспечения увода РН от СК при отказе одного двигателя: 1 — один РД-171 (РН «Зенит-2»); 2 — два РД-180 (гипотетическая РН); 3 — четыре РД-191 (гипотетическая РН); б — с учетом обеспечения увода:
1 — один РД-171 (РН «Зенит-2»), увод РН не обеспечивается;
2 — два РД-171 (гипотетическая РН); 3 — три РД-180 (базовый вариант РН по ОКР «Русь-М»); 4 — пять РД-191 (РН «Ангара-5.2»)
Если САЗ все же не обеспечит безаварийное выключение двигателя, то его взрыв может привести к локальным разрушениям конструкции хвостового отсека, трубопроводов, днища бака горючего первой ступени и, в конечном итоге, к возникновению пожара. В этой ситуации ТТУ, расположенные вне зоны разлета осколков, останутся в работоспособном состоянии и позволят увести РН от старта, снизить или исключить повреждение соору-
жений СК даже в случае не парируемого САЗ отказа маршевого двигателя первой ступени.
Дополнительные конструкционные меры (усиленный «вафельный» фон на днище бака горючего, установка противоосколочной защиты и т.п.) также могут уменьшить последствия механического и термического воздействия на конструкцию РН в случае разрушения ЖРД.
Поражающими факторами аварийного взрыва РН в результате ее падения являются воздушная ударная волна и тепловой поток от огненного шара, который образуется в результате горения топлива после взрыва. Основным поражающим фактором аварийного взрыва РН является избыточное давление во фронте воздушной ударной волны. Для определения его величины используется оценка тротилового эквивалента мощности взрыва РН на основе эмпирических соотношений, полученных согласно следующим предпосылкам:
• при ударе о преграду конструкция РН разрушается последовательно, начиная от точки контакта с этой преградой;
• во взрывной реакции участвует только та часть компонентов топлива, которая успеет перемешаться за время задержки их самовоспламенения при возникновении условий, приводящих к смешению паров компонентов топлива.
Мощность взрыва РН зависит от количества образующейся взрывной смеси, физико-химических свойств компонентов топлива и эффективности использования энергии взрыва в ударной волне.
Предварительная оценка максимальной мощности взрыва рассматриваемых типов РН проведена в соответствии с военным стандартом США [4]. Согласно результатам расчетов, максимально возможная мощность взрыва для рассматриваемых вариантов РН при аварии вблизи СК определяется запасом топлива на первой ступени и составляет в тротиловом эквиваленте не более 76,6 т.
На рис. 4 приведен график зависимости величины перепада избыточного давления во фронте ударной волны от расстояния до точки падения и взрыва РН при массе тротило-вого эквивалента 76,6 т.
В рамках принятых проектных решений при аварийном выключении маршевого двигателя первой ступени ТТУ могут увести РН на расстояние 500 м от СК. Как следует из рис. 4, при падении и взрыве РН на этом расстоянии избыточное давление во фронте ударной волны, воздействующей на сооружения СК, может достигать ~0,11 кг/см2. Такой уровень избыточного давления не должен оказать заметного влияния на сооружения СК.
0.01
0 100 200 300 400 500 600 700 800 900 ÎOO0 Расстояние от точки падения РП до пускового устройства, м
Рис. 4. Зависимость величины перепада избыточного давления во фронте ударной волны от расстояния от точки падения до пускового устройства при массе тротилового эквивалента 76,6 т
Обеспечение безопасности экипажа
при аварии второй ступени ракеты-носителя
Особенностью трассы полета РН при пусках с космодрома «Восточный» с наклонением опорной орбиты 51,7° (основной для запусков ПТК) является то, что весь участок от района падения блока первой ступени находится в акватории Охотского моря и Тихого океана (рис. 5).
В случае возникновения аварии на второй ступени РН (произвольный момент времени полета) и проведения аварийного отделения возвращаемого аппарата (ВА) с экипажем его посадка может произойти в любой точке этого участка. Поскольку дальность морского участка трассы составляет ~7 000 км, организация и проведение поисково-спасательных работ сопряжены с большими сложностями.
Для решения этой проблемы ДУ второй ступени создается на основе четырех кислородно-водородных ЖРД РД-0146, выполненных по «безгенераторной» схеме, что обеспечивает в случае их отказа аварийное выключение без разрушения конструкции двигателя. При этом вторая ступень РН при отказе одного из двигателей должна осуществлять с помощью трех оставшихся ЖРД нештатное выведение корабля на одновитковую траекторию (при наличии достаточной энергетики) или маневр приведения, обеспечивающий посадку ВА в одном из заранее выбранных районов, в котором должны быть сосредоточены средства спасения экипажа.
а)
-180 -160^140 -120 -100 -80 -60 -40 -20 80
20 40
Долгота,0
60 80 100 120 140 160 180
б)
Рис. 5. Трассы полета ракеты-носителя с космодрома «Восточный» и районы ее возможного падения: а —карта падения 1-й ступени РН; р.п. 1 ст. — район падения 1-й ступени; б — карта падения 2-й ступени РН; 2 и 2 ст. — районы падения 2-й ступени РН Примечание: I — наклонение орбиты.
Схема выведения. Функционирование РКН в нештатных ситуациях
Профиль полета и характерные события номинальной траектории РН «Энергия-КВ» с пилотируемым кораблем приведены на рис. 6.
Рис. 6. Профиль полета и характерные события номинальной траектории РН «Энергия-КВ»: 1 — старт РКН; 2 — максимальный скоростной напор: t = 70,00 с; q = 2 981 кгс/м2; 3 — максимальная перегрузка: t = 144,00 с; п = 3,98; 4 — отделение РБАС: t ~190 с; Н ~86,5 км; отделение I ступени: t = 191,45 с; Н = 87,80 км; отделение обтекателя ДО t ~195 с; Н ~90,8 км; 5 — сброс РДЭО: t = 497,0 с; Н = 140,1 км; 6 — отделение II ступени, выход на целевую орбиту: t = 504,71 с; Н = 139,80 км; Нп = 135,00 км; На = 440,00 км; I = 51,60°; 7 — затопление IIступени: t = 532,11 с; Н = 139,66 км; Нп = 58,90 км; На = 135,32 км; I = 51,59°; 8 — падение РБАС, I ступени, обтекателя ДО: I = 1 250 км; 9 — падение РДЭО: I = 7 400 км; 10 — падение II ступени: 1~15 300 км
Примечание: РДЭО — ракетные двигатели экстренного отделения; ДО — двигательный отсек.
Особенности схемы выведения РКН определяются, в основном, следующими факторами:
• введением в состав РКН ТТУ, обеспечивающих увод РН от СК при отказе маршевого двигателя первой ступени на начальном участке полета;
• использованием существующих районов падения отделяющихся частей;
• заданными для пилотируемого корабля ограничениями по максимальному скоростному напору qmax для стандартной неподвижной атмосферы ^тах < 4 000 кгс/м2) и максимальной перегрузки (пх < 4 с учетом разбросов параметров двигателей и РН).
Основные ограничения, которые должны учитываться при выборе параметров траектории для выведения ПТК и автоматических КА, следующие:
• максимальный скоростной напор для стандартной неподвижной атмосферы, кгс/м2:
- при выведении ПТК 4 000;
- при выведении автоматических КА 5 400;
• скоростной напор на момент сброса РБАС, кгс/м2, не более 500;
• скоростной напор на момент отделения обтекателя двигательного отсека ПТК и на участке полета после сброса обтекателя двигательного отсека, кгс/м2, не более 15;
• максимальная продольная перегрузка на участке выведения 4;
• скоростной напор на момент сброса головного обтекателя при выведении автоматических КА, кгс/м2, не более 5;
• время от отделения блока второй ступени до запуска двигателя РБ, с, не более 10;
• дальность от СК до центра района падения, км
- блока первой ступени, РБАС 883;
- обтекателя двигательного отсека, головного обтекателя 1 925;
- блока второй ступени (при выведении КГЧ с РБ) 6 850.
Выполнение всей совокупности заданных ограничений обеспечивается выбором циклограммы запуска и изменения режима работы двигателей блоков РН и ТТУ и выбором программы угла тангажа.
Предлагаемая циклограмма режима двигателя первой ступени и ТТУ показана на рис. 7. Она предусматривает в штатном полете:
• запуск ТТУ на высоте более 50 м с целью исключения недопустимых воздействий ТТУ на стартовый комплекс;
• дросселирование маршевого двигателя первой ступени до 70% при работе ТТУ (для выполнения ограничений по максимальному скоростному напору);
• введение «вырезки» тяги маршевого двигателя с целью ограничения максимальных скоростных напоров (на 6...25 с и 32...50 с полета);
• плавное дросселирование маршевого двигателя в конце первой ступени для выдерживания требований по максимальной перегрузке.
В связи с тем, что к концу штатной работы ТТУ достигается скоростной напор ~3 800 кгс/м2, ТТУ сбрасываются вместе с блоком первой ступени и падают в отведенный для падения первой ступени район.
Логика функционирования РН «Энергия-КВ» при нештатном выведении (НШВ) приведена на рис. 8.
При выведении следующие нештатные ситуации приводят к прекращению полета с формированием системой управления (СУ) РН сигнала «Авария РН» и передачей его в СУ
ПТК для проведения операций по аварийному отделению ВА с экипажем:
• отказ двигателя РД-171М первой ступени;
• отказ двух двигателей РД-0146 из четырех на второй ступени РН;
• потеря устойчивости движения РН;
• отказ бортового цифрового вычислительного комплекса (БЦВК);
• получение СУ РН сигнала «Авария» от СУ ПТК.
При отказе двигателя РД-171М на участке выведения (до окончания работы ТТУ) проводится увод РН с помощью ТТУ на безопасное расстояние от СК. Отказ ТТУ в настоящей работе не рассматривается.
В случае первого отказа одного из двигателей РД-0146 второй ступени РН, по возможности, осуществляется НШВ ПТК с выдачей СУ РН в СУ ПТК сигнала «НШВ».
Рис. 7. Циклограмма работы двигателя первой ступени и твердотопливных ускорителей
Рис. 8. Логика функционирования РН «Энергия-КВ» при НШВ: ^от
корабля на одновитковую орбиту; Fo
функционал, определяющий возможность довыведения
- функционал, определяющий возможность довыведения корабля на орбиту функционирования
Для своевременного распознавания возникших нештатных ситуаций на борту РКН, по которым в системе управления РН формируется команда «Авария», выбран следующий набор контролируемых параметров аварийности:
• обобщенный сигнал «Авария», приходящий из КГЧ;
• предельные угловые отклонения изделия от заданных программных значений, определяемые с учетом возможностей управляющих органов и прочности РКН. Контроль предельных отклонений РКН от программных значений позволяет предотвратить уход РКН с трассы;
• падение продольной перегрузки на участках работы маршевых двигателей ступеней. Контроль продольной перегрузки введен с целью предотвращения перехода РКН в неконтролируемый полет по нерасчетной траектории (при выполнении ограничений по предельным угловым отклонениям от программных значений);
• состояние каждого маршевого двигателя в процессе запуска и в полете контролируется САЗ двигателя по четырем показателям:
— частоте вращения вала основного турбонасосного агрегата (ТНА) (по верхнему и нижнему предельным значениям);
— осевому перемещению вала насоса окислителя и турбины основного ТНА (по верхнему и нижнему предельным значениям);
— частоте вращения вала бустерно-го насоса горючего (по верхнему предельному значению);
— температуре газа за турбиной (по верхнему предельному значению);
• выход давления наддува в баках окислителя первой и второй ступеней за допустимые пределы;
• неотделение блока первой ступени от РКН после окончания работы ДУ (в соответствии с циклограммой);
• несброс головного обтекателя.
Взаимодействие основных бортовых систем РКН при возникновении типовой быст-роразвивающейся аварии маршевого двигателя (возгорание насоса окислителя) приведено на рис. 9.
Из приведенной циклограммы следует, что при выбранных параметрах быстродействия САЗ и СУ РН и ПТК время пребывания ВА с экипажем на борту в составе аварийной РКН минимально (0,125 с), и процессы развития аварии (локализованные в этот период в хвостовом отсеке РКН) не успевают оказать влияния на операции отделения ВА и динамику его увода.
Рис. 9. Взаимодействие систем РКН при возникновении аварии маршевого двигателя: МД — маршевый двигатель; — интервал времени реакции САЗ на возникновение аварийной ситуации в маршевом двигателе (начало процесса горения в насосе окислителя), в т. ч.: прием и обработка сигналов от датчиков САЗ; обработка алгоритмов САЗ; принятие решения о формировании исполнительной команды «аварийное выключение двигателей» («АВД»); выдача команды «АВД» в СУ РН и на исполнительные органы маршевого двигателя; At2 — реализация команды на выключение маршевого двигателя (от момента выдачи команды «АВД» до закрытия клапана горючего газогенератора); А^ тк (тах) — интервал времени от начала регистрации процесса горения до разрушения насоса окислителя; М5 - интервал времени от поступления из САЗ в СУ РН команды «АВД» до формирования в СУ РН команды «Авария» и передачи ее в СУ ПТК; М6 — интервал времени от поступления команды «Авария» в СУ ПТК до формирования команд на отделение ВА и запуск РБАС; АЛ,7 — интервал времени от формирования команд в СУ ПТК на отделение ВА и запуск РБАС до начала увода ВА от РКН; М8 тах — максимальное время пребывания ВА в составе РКН после разрушения насоса окислителя
Заключение
В результате проведенных РКК «Энергия» работ подтверждена техническая реализуемость создания перспективной системы средств выведения «Энергия-К», обеспечивающей минимизацию затрат на выведение пилотируемых транспортных кораблей (ПТК) нового поколения и автоматических КА, предусмотренных федеральной космической программой на период после 2015 г.
Предлагаемая система предусматривает развертывание на космодроме «Восточный» ракетно-космического комплекса «Энергия-КВ» с использованием на второй ступени РН высокоэффективного кислородно-водородного топлива.
РН «Энергия-КВ» обеспечивает с космодрома «Восточный» выведение:
• на низкие околоземные орбиты с наклонением 51,6° ПГ массой до 20 т;
• с использованием перспективных разгонных блоков на геопереходную орбиту (ГПО с недобором скорости 1,5 км/с) КА массой до 7,0 т и на ГСО КА массой до 4,0 т.
В качестве опережающего этапа создания системы на базе РН «Энергия-КВ» может быть создана в сжатые сроки ее модификация — РН «Энергия-КБ», запуски которой могут осуществляться с космодрома Байконур с использованием наземной инфраструктуры эксплуатируемого там комплекса «Зенит-М» при минимально необходимом дооснащении. Это позволит начать опережающую летную отработку пилотируемого транспортного корабля нового поколения, не дожидаясь ввода в эксплуатацию космодрома «Восточный».
Разработка предлагаемой системы средств выведения позволит также реализовать программы «Морской старт» и «Наземный старт» с использованием российской РН.
Для повышения безопасности стартовых комплексов на космодромах «Восточный» и Байконур при отказе маршевого двигателя первой ступени на начальном участке полета предусматривается увод РН от стартового комплекса с помощью системы твердотопливных ускорителей. Безопасность экипажа при возникновении аварии маршевого двигателя
с быстроразвивающимся процессом разрушения конструкции (например, возгорание насоса окислителя) может быть обеспечена при условиях:
• нормальной работы САЗ, обеспечивающей диагностирование начала аварийных процессов и выдачи команды «аварийное выключение двигателя» («АВД») в СУ РН в течение не более 0,005 с;
• быстродействия СУ РН, обеспечивающей выдачу команды «Авария» в СУ ПТК в течение не более 0,05 с от момента получения команды «АВД»;
• быстродействия систем и агрегатов ПТК (СУ ПТК, система отделения возвращаемого аппарата, ракетного блока аварийного спасения и др.), обеспечивающих начало аварийного увода ВА с экипажем от аварийной РКН в течение интервала (At6 + At7) < 0,1 с.
Для обеспечения безопасности экипажа при аварийной посадке на морском участке трассы в случае отказа одного из двигателей второй ступени РН «Энергия-КВ» предусматривается нештатное выведение корабля на одновитковую траекторию или проведение маневра приведения, обеспечивающего посадку возвращаемого аппарата в одном из заранее выбранных районов, где должны быть сосредоточены средства спасения экипажа.
Список литературы
1. Блинов, В. Н., Иванов Н. Н., Шалай Ю. В., Сеченов Н. В. Ракеты-носители. Проекты и реальность. Книга 1. Ракеты-носители России и Украины. Справочное пособие. Омск: Изд-во ОмГТУ, 2011.
2. Чванов В.К., Судаков В.С. Современные ЖРД ОАО НПО «Энергомаш» им. В.П. Глуш-ко. Состояние программ и перспективы. // Двигатель. 2011. № 4 (76). С. 46-49.
3. Добровольский М.В. Жидкостные ракетные двигатели. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2005.
4. DOD Ammunition and Explosives Safety Standards, U.S. Department of Defense Standard 6055-9-STD. 2000.
Статья поступила в редакцию 26.09.2013 г.
