CC BY
37УДК 621.454.2.072.6
РЕЗУЛЬТАТЫ ПОВТОРНОГО ПРИМЕНЕНИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ УПРАВЛЕНИЯ СПУСКОМ ТРАНСПОРТНОГО ПИЛОТИРУЕМОГО КОРАБЛЯ «СОЮЗ» © 2021 г. Кропотин С.А., Смоленцев А.А., Бобылев А.С., Перов А.А., Титов М.Ю.
Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва (РКК «Энергия») Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070,
e-mail: post@rsce.ru
В данной работе представлены результаты повторного применения двигателей управления спуском спускаемого аппарата транспортного пилотируемого корабля «Союз». Приведено описание конструкции двигателей, их характеристики и схема расположения на спускаемом аппарате. На основе статистических данных выработки ресурса двигателей определено, что остаточный ресурс более чем в полтора раза превышает необходимое значение для повторного применения. Представлены результаты автономных испытаний каталитических пакетов и двигателей для подтверждения возможности повторного применения. Показано, что характеристики двигателей при повторном применении остаются в пределах, допускаемых конструкторской документацией.
Представлено описание программы послеполётного обслуживания, по результатам прохождения которой на двигатели выдаётся заключение о годности к повторному применению.
Приведена статистика повторного применения двигателей управления спуском. На 01.06.2020 г. повторное применение получили 40 двигателей. Все двигатели отработали без замечаний.
Ключевые слова: спускаемый аппарат, реактивный двигатель малой тяги, пероксид водорода, повторное применение.
DOI 10.33950/spacetech-2308-7625-2021-3-37-47
RESULTS OF RE-USING SOYUZ MANNED
SPACECRAFT DESCENT THRUSTERS
Kropotin S.A., Smolentsev A.A., Bobylev A.S.,
Perov A.A., Titov M.Yu.
S.P. Korolev Rocket and Space Corporation Energia (RSC Energia) 4A Lenin str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation, e-mail: post@rsce.ru
This paper presents the results of re-using the descent thrusters of the descent module of Soyuz manned transportation spacecraft. A description of the thrusters design, their performance and configuration on the descent module is provided. Based on statistical evidence on the remaining life of thrusters, it was stated that the remaining lifetime is more than one and a half times higher than the required value for re-use. The results of stand-alone tests of catalytic packages and thrusters are presented to confirm the re-usability. It was demonstrated that the performance of thrusters when being re-used remain within the limits allowed by the design documentation.
КРОПОТИН Сергей Александрович — начальник отделения РКК «Энергия» , e-mail: sergey.kropotin@rsce.ru
KROPOTIN Sergey Aleksandrovich — Head of Division at RSC Energia, e-mail: sergey.kropotin@rsce.ru
СМОЛЕНЦЕв Александр Алексеевич — руководитель Центра РКК «Энергия», e-mail: alexander.smolentsev@rsce.ru
SMOLENTSEv Aleksandr Alekseevich — Head of the Center at RSC Energia, e-mail: alexander.smolentsev@rsce.ru
БОБЫЛЕв Алексей Сергеевич — инженер-конструктор 1 категории РКК «Энергия», e-mail: aleksey.bobylev2@rsce.ru
BOBYLEv Aleksey Sergeevich — Engineer-designer 1 category at RSC Energia, e-mail: aleksey.bobylev2@rsce.ru
ПЕРОв Александр Андреевич — главный специалист по системному проектированию РКК «Энергия», e-mail: alexander.perov@rsce.ru PEROv Aleksandr Andreevich — Chief system design specialist at RSC Energia, e-mail: alexander.perov@rsce.ru
ТИТОв Максим Юрьевич — кандидат технических наук, старший научный сотрудник РКК «Энергия», e-mail: maksim.titov12@rsce.ru
TITOv maksim Yurievich — Candidate of Science (Engineering), Senior research scientist at RSC Energia, e-mail: maksim.titov12@rsce.ru
Введение
Тренд на многократное применение изделий в ракетно-космической отрасли переживает второе рождение. в настоящее время в России создается многоразовый пилотируемый космический корабль нового поколения «Орёл» [1], разрабатываются многоразовые ракетные двигатели [2] и ракеты-носители с возвращаемой ступенью [3].
Несмотря на то, что упомянутой выше новой российской многоразовой космической технике только предстоит получить реальное повторное применение, уже сейчас можно найти отдельные приборы и устройства, которые неоднократно отправлялись в космос и возвращались обратно. Речь идёт о «начинке» спускаемых аппаратов (СА) транспортных пилотируемых кораблей (ТПК) «Союз» — креслах космонавтов,
A description of the post-flight maintenance program is presented, based on which results a certificate of fitness for thruster re-use is issued.
The statistics of the re-use of the descent thrusters is provided. As of June 1, 2020, 40 thrusters were admitted for re-use. All thrusters operated with no comments. Key words: descent module, low-thrust jet engine, hydrogen peroxide, re-use.
КРОПОТИН С.А. СМОЛЕНЦЕВ A.A. БОБЫЛЕВ А.С. ПЕРОВ A.A. ТИТОВ М.Ю.
бортовых самописцах, различных приборах и аппаратуре. С 2018 г. этот список пополнился ракетными двигателями, обеспечивающими управляемый спуск СА. Особенность данных двигателей заключается в том, что изначально они разрабатывались как изделия однократного применения. Предпосылкой к возможному повторному применению двигателей являлась неполная выработка ресурса за один спуск, а подтверждение было осуществлено в ходе экспериментальной отработки.
Работы по обоснованию возможности повторного применения двигателей управления спуском проводились в период с 2014 по 2016 г. В настоящей статье представлены основные результаты экспериментальных работ, а также данные по лётной эксплуатации двигателей повторного применения. Методология проведения работ и часть результатов могут быть найдены в более ранней статье авторов [4].
1. Система исполнительных органов спуска
возвращение с околоземной орбиты ТПК «Союз», а точнее, его СА, является управляемым и совершается по полубаллистической (скользящей) траектории [5]. По сравнению с неуправляемым полётом по баллистической траектории такая схема обеспечивает большую точность приземления и меньшие перегрузки.
За управление спуском СА отвечает система исполнительных органов спуска (СИОС), включающая в себя восемь реактивных двигателей. в каждой плоскости СА (крен, рыскание, тангаж) установлено по два двигателя, обеспечивающих повороты вокруг осей скоростной системы координат СА. Ещё два двигателя являются резервными и установлены в плоскости крена (рис. 1).
Спуск СА происходит по полубаллистической траектории с использованием аэродинамического качества. Благодаря специальной форме и центровке СА, управление подъёмной аэродинамической силой, а, соответственно, и траекторией спуска, осуществляется поворотом СА по крену. Двигатели рыскания и тангажа при этом обеспечивают стабилизацию положения СА. в случае невозможности автоматического управления спуском, например,
из-за отказа двигателей тангажа или рыскания, СА придаётся угловое вращение вокруг продольной оси с помощью двигателей крена, и реализуется спуск без использования подъёмной силы — по баллистической траектории. Такая схема спуска является расчётной нештатной, и для её реализации важна безотказная работа двигателей крена. По этой причине в СИОС резервируются именно двигатели крена.
Рис. 1. Схема расположения двигателей СИОС на спускаемом аппарате ТПК «Союз»: К1, К2 — двигатели крена основные; К1Д, К2Д — двигатели крена резервные; Т1, Т2 — двигатели тангажа; Р1, Р2 — двигатели рыскания
2. Двигатели управления спуском
Двигатели СИОС — каталитические жидкостные ракетные двигатели малой тяги. Рабочим телом двигателей является высококонцентрированный (92,0-95,5%) пероксид водорода (вПв). Принцип работы двигателей основан на экзотермическом разложении рабочего тела на катализаторе. Продукты разложения (вода и кислород) нагреваются до температур 700-850 °С и, истекая из сопла двигателя, создают реактивную тягу.
Конструктивно двигатели (рис. 2) представляют собой цилиндрический реактор с присоединённым к нему реактивным соплом. внутри реактора расположен каталитический пакет (КП) — набор слоёв зёрен катализатора, на которых происходит разложение вПв. На входе в реактор установлен электромагнитный клапан, открывающий доступ рабочего тела в реактор.
3
4 5
\ а
Рис. 2. Двигатель СИОС тягой 7,5 кгс: 1 — электромагнитный клапан; 2 — штуцер подвода ВПВ; 3 — электрический разъём клапана; 4 — реактор; 5 — камера реактора; 6 — сопло
В составе СИОС используются двигатели двух типоразмеров — с тягой 15,0 (крен) и 7,5 кгс (рыскание и тангаж). В табл. 1 приведены основные характеристики двигателей.
Таблица 1
характеристики двигателей СиоС спускаемого аппарата тпк «Союз»
Параметр Двигатель
Канал управления К1, К2, К1Д, К2Д Т1, Т2, Р1, Р2
Номинальная тяга, кгс 15,0 7,5
Тяга в вакууме при давлении на входе в клапана 16,0±0,2 кгс/см2, кгс 16,9±0,7 7,9±0,8
Массовый расход ВПВ при давлении на входе в клапан 16,0±0,2 кгс/см2, г/с 110,0±6,5 52,8±5,8
Удельный импульс, кгс-с/кг 155±5 155±5
Гарантированный ресурс: - по количеству срабатываний клапана на рабочем теле, циклов - по выработке ВПВ, кг 3 500 50 (75) 3 500 30 (45)
Примечание. В скобках указан ресурс КП.
3. расчёт запаса ресурса двигателей перед повторным применением
Ресурс двигателей СИОС определяется двумя факторами — износом уплотнений клапана и разрушением и деактивацией катализатора при взаимодействии с ВПВ. В первом случае ресурс выражается максимальным количеством срабатываний клапана, при котором обеспечивается необходимый уровень герметичности; во втором —
массой ВПВ, которую может пропустить через себя двигатель, сохранив свои технические характеристики.
В табл. 2 приведены статистические данные по выработке ресурса двигателей СИОС последних 23 СА. Видно, что по разным каналам управления происходит неравномерная выработка ресурса как по расходу ВПВ, так и по срабатыванию клапанов. Максимальная выработка ресурса двигателя тягой 15,0 кгс наблюдается в канале К2; двигателя тягой 7,5 кгс — в Р1, и составляет не более 35% от гарантированного значения по расходу ВПВ и не более 15% по количеству срабатываний клапана.
Таблица 2
Статистические данные
по выработке ресурса двигателей СиоС
Ресурсный Канал управления
параметр К1 К2 К1Д К2Д Т1 Т2 Р1 Р2
Выработка ВПВ, кг:
- минимальная 3,2 11,8 0 0 1,9 0,4 8,8 0,2
- максимальная 5,1 15,3 0,2 0,1 2,7 1,0 10,3 0,5
- средняя 4,0 13,9 0,1 0,1 2,3 0,6 9,7 0,3
Количество
включений:
- минимальное 58 296 1 1 183 24 103 18
- максимальное 223 520 28 22 342 157 239 55
- среднее 111 392 4 4 256 60 154 35
Согласно требованиям, остаточный ресурс перед лётной эксплуатацией должен составлять не менее 150% (запас ресурса кратен 1,5). Для расчёта запаса ресурса перед повторным применением необходимо, кроме выработки ресурса во время первой лётной эксплуатации, учитывать выработку ресурса во время испытаний (огневых, на герметичность) при послеполётном обслуживании (ППО). Выработка ресурса во время этих испытаний является регламентированной и составляет по расходу ВПВ 4,8 кг для двигателей тягой 15,0 кгс и 2,4 кг — для двигателей тягой 7,5 кгс. Количество срабатываний клапана при испытаниях не превышает 20, однако в случае негерметичности по седлу возможна приработка клапана. В таком случае количество срабатываний может увеличиться до 200.
Результаты расчёта запаса ресурса по выработке ВПВ перед повторным применением представлены в табл. 3.
Минимальный расчётный запас ресурса по расходу превышает требуемое значение (1,5) и составляет 1,7 для двигателей канала управления Р1. Что касается ресурса по количеству срабатываний клапана, то по всем каналам кратность запаса перед повторным применением составляет не менее 5,3.
Таблица 3
Расчёт запаса ресурса по расходу перед повторным применением
Канал управления М„ кг М1Л = М2Л' кг М ППО' кг Кратность запаса ресурса (М£ - М1Л - МППО) /М2Л
К1 50,0 5,1 4,8 7,8
К2 50,0 14,9 4,8 2,0
К1Д 50,0 0,2 4,8 Более 20
К2Д 50,0 0,1 4,8 Более 20
Т1 30,0 2,7 2,4 9,2
Т2 30,0 1,0 2,4 Более 20
Р1 30,0 10,3 2,4 1,7
Р2 30,0 0,5 2,4 Более 20
Примечание. М2 — гарантированный ресурс двигателя; М1Л — максимальная выработка ресурса во время лётной эксплуатации; М2Л — оценка максимальной выработки ресурса во время повторной лётной эксплуатации; МППО — выработка ресурса при послеполётном обслуживании
4. Экспериментальное обоснование возможности повторного применения
Статистический анализ выработки ресурса двигателей СИОС свидетельствует о достаточном запасе ресурса, однако для обоснования возможности повторного применения требовалось экспериментальное подтверждение соответствия всех параметров двигателей конструкторской документации (КД). Необходимость в экспериментальных работах обусловлена появлением факторов и условий, воздействие которых на двигатели в период после спуска до повторного применения либо не регламентируется, либо запрещается. К таким факторам и условиям относятся длительный перерыв в работе двигателя, длительный контакт остатков ВПВ с элементами двигателя, попадание посторонних частиц в двигатель при приземлении и волочении СА парашютами и др.
в первую очередь для обоснования возможности повторного применения
была проведена дефектация двигателей и выявлены все отклонения от КД. Результаты дефектации впоследствии легли в основу программы ППО. После дефектации часть двигателей без критических отклонений и повреждений была отобрана для проведения испытаний. Экспериментальные работы проводились в два этапа. Первый этап -автономные испытания КП, проводимые для оценки технического состояния и работоспособности КП после лётной эксплуатации и оценки возможности их повторного применения в составе двигателей. Второй этап — испытания непосредственно штатных двигателей после лётной эксплуатации без каких-либо изменений в конструкции.
Каждый этап работ представлял собой проведение вибропрочностных и огневых ресурсных испытаний. вибропрочностные испытания предшествовали огневым и включали в себя воздействие линейных перегрузок, синусоидальных, широкополосных вибраций и ударно-импульсного нагружения. После испытаний контролировались соответствие размеров двигателя чертежам, герметичность неподвижных соединений и герметичность по седлу клапана. И КП, и двигатели успешно прошли вибропрочностные испытания и сохранили свою работоспособность.
Далее приведены результаты дефекта-ции и испытаний двигателей по каждому из этапов.
4.1. Дефектация двигателей СИОС после лётной эксплуатации. На выборке из 48 двигателей, демонтированных с шести СА ТПК «Союз», были выявлены следующие отклонения от КД:
• незначительные повреждения наружных поверхностей двигателя (забоины, царапины, вмятины, потёртости);
• нагар на внутренней поверхности сопла, цвета побежалости на наружной поверхности корпуса КП и сопла;
• загрязнения в виде пыли, грязи;
• натекания на клапане.
Причиной обнаруженных отклонений является главным образом воздействие внешней среды на двигатель при посадке СА. Сопла двигателей являются открытыми для доступа камней, веток, пыли (рис. 3, 4).
в большинстве случаев обнаруженные отклонения являются легко устранимыми, либо допустимыми, однако были
и критические повреждения, например, деформации сопла и шейки реактора (тонкостенный трубчатый элемент, соединяющий клапан и реактор). Восстановление двигателей с подобными повреждениями возможно, однако требует значительных временных и трудовых затрат. Ввиду редкости двигатели с такими повреждениями было решено отбраковывать.
Отдельно была проведена дефекта-ция КП. Визуальный и измерительный контроль КП показал полное соответствие размеров и качества поверхностей требованиям КД.
Рис. 3. Спускаемый аппарат ТПК «Союз МС-03» (приземление 02.06.2017 г.), лежащий на боковой поверхности в 15 м от следов срабатывания двигателей мягкой посадки
а)
б)
Рис. 4. Сопла двигателей СИОС в корпусе спускаемого аппарата: а — двигателя тангажа; б — двигателей крена
4.2. Первый этап — испытания КП.
Для испытаний КП были отобраны четыре двигателя (по два двигателя каждого типоразмера). Испытания КП проводились с технологическими соплами, устанавливаемыми взамен штатных. Это было необходимо, так как штатные сопла не позволяли установить средства измерения параметров внутри реактора двигателя.
Огневые испытания КП проводились на режимах, соответствующих условиям лётной эксплуатации. Наработка на рабочем теле превысила гарантированный ресурс двигателя в полтора раза и достигла значений ресурса КП. В табл. 4 приведены результаты огневой работы КП двигателей тягой 7,5 и 15,0 кгс.
При испытаниях массовая доля ВПВ гарантировалась паспортом организации поставщика, а также дополнительно — проведением химического анализа проб ВПВ методом прямого титрования марганцовокислым калием в кислой среде [6]. Титрованием конденсата, собранного непосредственно у среза сопла двигателей, определяли полноту разложения ВПВ. .
Массовый расход ВПВ т определялся по формуле:
Ур„
т =
где V — объём ВПВ, израсходованного за запуск, см3; рс( — плотность ВПВ в зависимости от концентрации с и температуры г/см3; тзап — продолжительность запуска, с.
Объём израсходованного ВПВ определялся по графику объёмной тарировки бака с ВПВ.
Расходный комплекс р — параметр, характеризующий качество протекания процессов в реакторе — определялся по формуле [7]:
в =
т
где /КР — площадь критического сечения сопла, см2; рКП — давление продуктов разложения в камере реактора, кгс/см2.
Из табл. 4 видно, что двигатели при продолжении огневой работы сохраняют свои параметры в допустимых диапазонах и таким образом удовлетворяют требованиям КД.
т
зап
Таблица 4
Требования КД и результаты огневой работы двигателей
Наименование параметра Двигатель 7,5 кгс Двигатель 15,0 кгс
Требования КД Результаты испытаний Требования КД Результаты испытаний
Массовая доля ВПВ, %, в пределах 92,0-95,5 93,9 92,0-95,5 93,9
Температура продуктов разложения, °С, в пределах 700-850 810-830 700-850 810-830
Полнота разложения ВПВ, %, не менее 99 100 99 100
Массовый расход при давлении на входе в клапан 16,0±0,2 кгс/см2, г/с, не более 58,6 54,0-56,0 113,0 107,6-109,0
Давление продуктов разложения на стационарном режиме работы, кгс/см2, не более 14 5,1-7,0 14 5,4-6,9
Расходный комплекс, м/с, в пределах Р™ 926-986 943-971 927-987 966-981
Время выхода давления продуктов разложения на пусковой режим (достижение 70% от давления на стационарном режиме), с, не более 0,5 0,13-0,14 0,5 0,18-0,20
Время выхода давления продуктов разложения на стационарный режим, с, не более 10 4; 8 10 3; 4
Наработка по массе ВПВ, кг, не менее 45 47,56 75 82,98
Примечание. В графе «Результаты испытаний» указаны максимальные и минимальные значения, полученные при испытаниях.
Соответствие КД тяги Р и удельного импульса / двигателей определялось косвенно по параметрам т, рКП и р. Согласно известным соотношениям [7]:
Р
I = — = рк, уд т ^
(1)
где К — тяговый комплекс, который рассчитывается по формуле:
Р
К = —-.
/кр-РКП
Так как размеры, режим работы сопла и рабочее тело не меняются, то значение тягового комплекса в соотношении (1) может считаться величиной постоянной. Поэтому, если при одном и том же массовом расходе рабочего тела давление в реакторе остается неизменным, то и удельный импульс, и тяга двигателя также не изменяются.
. Таким образом, сохранение параметров т, рКП и р в пределах допустимых диапазонов свидетельствует о соответствии тяги и удельного импульса требованиям КД.
4.3. Второй этап — испытания двигателей. На втором этапе было испытано шесть двигателей (по три двигателя каждого типоразмера) в импульсном режиме. Программа испытаний состояла из трёх циклов огневой работы с примерно одинаковой наработкой на вПв и количеством импульсов. За три цикла испытаний на каждом двигателе тягой 7,5 кгс было наработано не менее ~55 кг ВПВ; тягой 15,0 кгс — 75 кг; количество включений суммарно составило 5 400 раз для каждого двигателя.
Доработка двигателей для измерения давления и температуры продуктов разложения в реакторе не проводилась, поэтому перечень контролируемых параметров был ограниченным и включал в себя расход вПв за импульс и степень разложения ВПВ.
Для режима импульсной работы двигателей средний расход ВПВ за импульс рассчитывался по формуле:
т =
имп
где п — число импульсов за запуск.
п
В .табл. 5 приведены результаты расчёта тимп. Для всех двигателей по всем циклам испытаний степень разложения ВПВ составила 99,9%.
Таблица 5
результаты огневых испытаний двигателей в импульсном режиме
Тип двигателя Средний расход ВПВ за импульс, г/импульс
Требования КД 1-й цикл 2-й цикл 3-й цикл
Двигатели 7,5 кгс 4,5-11,0 7,6 7,2 6,8
Двигатели 15,0 кгс 8,0-22,0 14,4 13,4 12,8
По результатам испытаний можно отметить уменьшение среднего расхода ВПВ за импульс от цикла к циклу испытаний, однако даже в конце испытаний значения т с запасом
имп
удовлетворяют требованиям КД. Как впоследствии показала дефектация КП, уменьшение расхода объясняется увеличением гидравлического сопротивления катализатора — с увеличением наработки двигателей происходит постепенное разрушение зёрен катализатора, при этом мелкие частицы катализатора перекрывают проходы между зёрнами, задерживаясь на выходе из КП.
Решение о соответствии тяги и удельного импульса требованиям КД на основании соответствия массового расхода и степени разложения ВПВ при заданном давлении ВПВ на входе в двигатель также является правомерным, так как давление в реакторе однозначно определяется количеством ВПВ, разложившегося в единицу времени.
4.4. Программа послеполётного обслуживания. Для контроля соответствия характеристик двигателей, прошедших однократную эксплуатацию, требованиям КД были разработаны программа и методика ППО. Данная программа включает в себя:
1. Мероприятия по снижению времени и интенсивности негативного воздействия внешних факторов на двигатели после приземления СА до начала ремонтно-восстановительных работ. Такими мероприятиями являются:
• фиксация условий приземления СА и исключение из дальнейших работ двигателей СА, приземлившихся во время дождя, снегопада или в водоём;
• ограничение воздействия атмосферного воздуха, остатков ВПВ, пыли на КП путём установки защитных крышек на сопло после приземления, установки патронов-осушителей в сопла двигателей после доставки в РКК «Энергия», продувка и вакуумная сушка двигателей после демонтажа с СА, упаковка и хранение в герметичном полиэтиленовом пакете;
• введение ограничений на сроки доставки СА с двигателями, на срок установки осушителей, на длительность работ по демонтажу двигателей и любых других работ со снятыми защитными крышками.
2. Ремонтно-восстановительные работы:
• разборка двигателя с целью контроля состояния поверхностей, очистки их от загрязнений, контроля размеров, замены деталей (пружин, изоляторов, крепежа);
• проверка электрических характеристик клапана, герметичность трактов. При негерметичности клапана по седлу проводится его приработка с промежуточными измерениями негерметичности. При восстановлении герметичности, соответствии всех размеров и отсутствии критических повреждений двигатели допускаются к дальнейшей работе.
3. Испытания двигателей.
Испытания двигателей были организованы двух видов — укороченные огневые и дополнительные испытания.
Целью укороченных огневых испытаний является проверка параметров каждого двигателя на соответствие КД с минимальной выработкой ресурса по расходу ВПВ. При испытаниях контролируется массовый расход и степень разложения ВПВ при фиксированном давлении ВПВ на входе в двигатель. Также определяется время задержки разложения (интервал от момента открытия клапана до начала роста давления продуктов разложения) — как оценка времени выхода на пусковой режим. Для этого внутрь сопла двигателя вводится датчик давления и осуществляется кратковременное включение двигателя на 2-3 с. После огневых испытаний проводится проверка размеров, герметичности, электрических параметров клапана.
Дополнительным испытаниям подвергается не менее одного двигателя каждого типоразмера из партии двигателей,
признанных годными по результатам укороченных огневых испытаний. Испытания включают в себя проведение вибропрочностных и огневых испытаний с полной выработкой ресурса по расходу ВПВ. Двигатели дорабатываются в части приварки штуцеров для измерения давления и температуры продуктов разложения в камере реактора. При испытаниях контролируются все параметры из табл. 4. При положительных результатах вся партия двигателей допускается к повторному применению.
5. опыт повторного применения двигателей СиоС
Двигатели для повторного применения начали отбираться, начиная с ТПК «Союз ТМА-13М» (дата приземления 10.11.2014 г.). За это время (на 01.06.2020 г.) совершено 23 полёта ТПК «Союз» различной модификации. На последних восьми кораблях использовались двигатели повторного применения.
В общей сумме к ППО поступило 144 двигателя (рис. 5). Из всего количества 23 двигателя были отбракованы как не подлежащие восстановлению.
Несмотря на успешное прохождение всех испытаний, лётная эксплуатация двигателей повторного применения осуществлялась поэтапно (табл. 6). На первых трёх кораблях («Союз МС-08, -09, -10») двигатели повторного применения были установлены только в резервном канале управления по крену, а в других
хронология повторного применения двигателей СиоС
каналах — двигатели первичного применения. На следующих трёх кораблях («Союз МС-11, -12 и -13») все двигатели были повторного применения, кроме резервных двигателей крена. Отсутствие замечаний к работе двигателей позволило использовать в СИОС все двигатели повторного применения («Союз МС-14, -15, -16»).
Рис. 5. Диаграмма повторного применения (по состоянию на 01.06.2020 г.): Ш — отбракованы; — отобраны для дополнительных испытаний; Ш — повторно применены;
— укомплектованы; Ш — в полёте; Ш — на послеполётном обслуживании
Быводы
Впервые в отечественной космонавтике ракетные двигатели были применены повторно. Двигатели управления
Таблица 6
Космический корабль Дата полёта Каналы управления
Старт Приземление
К1 К2 К1Д К2Д Т1 Т2 Р1 Р2
«Союз МС-08» 21.03.2018 04.10.2018 П П
«Союз МС-09» 06.06.2018 20.12.2018 П П
«Союз МС-10»* 11.10.2018 11.10.2018 П П
«Союз МС-11» 03.12.2018 25.06.2019 П П П П П П
«Союз МС-12» 14.03.2019 03.10.2019 П П П П П П
«Союз МС-13» 20.07.2019 06.02.2020 П П П П П П
«Союз МС-14»** 22.08.2019 07.09.2019 П П П П П П П П
«Союз МС-15» 25.09.2019 17.04.2020 П П П П П П П П
«Союз МС-16» 09.04.2020 22.10.2020 П П П П П П П П
Примечание. П — повторное применение; * — нештатная ситуация при пуске РН [8]; ** — беспилотный (с антропоморфным роботом 8куЪоЬ¥-850) [9].
спуском СА ТПК «Союз» изначально разрабатывались как изделия однократного применения, однако благодаря заложенному большому ресурсу и тому факту, что ресурс двигателей за однократное применение вырабатывается не полностью, стало возможным их повторное применение.
Для обоснования возможности повторного применения была проведена серия испытаний, подтвердивших наличие необходимых запасов ресурса и прочности с сохранением характеристик двигателей в диапазонах, удовлетворяющих требованиям конструкторской документации.
На 01.06.2020 г. успешное повторное применение прошли 40 двигателей управления спуском, 40 двигателей проходят послеполётное обслуживание либо подготовлены к лётной эксплуатации.
Опыт, полученный в ходе проведённых работ по двигателям спуска СА ТПК «Союз», в настоящее время внедряется при разработке двигателей управления спуском нового перспективного пилотируемого транспортного корабля «Орёл», который, как известно, будет изделием многократного применения.
Список литературы
1. Интервью Игоря Хамица // Режим доступа: https://www.roscosmos.ru/28714/ (дата обращения 01.07.2020 г.).
2. КБХА. Завершена разработка эскизного проекта нового кислородно-метанового двигателя тягой 85 тонн.
Режим доступа: https://www.roscosmos.ru/ 24338/ (дата обращения 01.07.2020 г.).
3. Безотказная, как автомат Калашникова: метановая ракета «Амур». Режим доступа: https://www.roscosmos.ru/29357/ (дата обращения 01.11.2020 г.).
4. Кропотин С.А., Смоленцев А.А., Бобылев А. С., Перов А.А, Капитанов С.В., Титов М.Ю., Дидык В.А., Здухова Т.В. Повторное применение двигателей системы исполнительных органов спуска транспортного пилотируемого корабля «Союз» // Боеприпасы и высокоэнергетические конденсированные системы. 2019. № 2. С. 117-123.
5. Колесов Б. Управляемый спуск корабля // Авиация и космонавтика. 1969. № 2. С. 22-23.
6. ГОСТ Р 50632-93. Водорода пероксид высококонцентрированный. Технические условия (с изменениями № 1, 2). М.: Издательство стандартов, 1994.
7. Добровольский М.В. Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования: Учебник для вузов / Под ред. Д.А. Ягодникова. 3-е изд., доп. М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2016. 461 с.
8. Роскосмос. во время запуска корабля «Союз МС-10» произошла нештатная ситуация. Режим доступа: https://www.roscosmos.ru/25594 (дата обращения 01.06.2020 г.).
9. Афанасьев И. «Фёдор» летит на МКС // Русский космос. 2019. № 9. С. 2-9. Режим доступа: https://www.roscosmos.ru/ media/pdf/russianspace/rk-2019 -09 .pdf (дата обращения 01.06.2020 г.).
Статья поступила в редакцию 22.01.2021 г. Окончательный вариант — 29.03.2021 г.
Reference
1. Interview with Igor Khamits. Available at: https://www.roscosmos.ru/28714/ (accessed 01.07.2020).
2. KBKhA. Zavershena razrabotka eskiznogo proekta novogo kislorodno-metanovogo dvigatelya tyagoi 85 tonn [Chemical Automatics Design Bureau (KBKhA). Development of preliminary design for a new oxygen-methane engine with 85 tons of thrust is complete]. Available at: https://www.roscosmos.ru/24338/ (accessed 01.07.2020).
3. Bezotkaznaya, kak avtomat Kalashnikova: metanovaya raketa «Amur» [As fail-proof as Kalashnikov gun: methane rocket Amur]. Available at: https://www.roscosmos.ru/29357/ (accessed 01.11.2020).
4. Kropotin S.A., Smolentsev A.A., Bobylev A.S., Perov A.A, Kapitanov S.V., Titov M.Yu., Didyk V.A., Zdukhova T.V. Povtornoe primenenie dvigatelei sistemy ispolnitel'nykh organov spuska transportnogo pilotiruemogo korablya «Soyuz» [Reuse of the thrusters in the system of final control elements for the descent of the crew transportation spacecraft Soyuz]. Boepripasy i vysokoenergeticheskie kondensirovannye sistemy, 2019, no. 2, pp. 117-123.
5. Kolesov B. Upravlyaemyi spusk korablya [Controlled descent of a spacecraft]. Aviatsiya i kosmonavtika, 1969, no. 2,pp. 22-23.
6. GOST R 50632-93. Vodoroda peroksid vysokokontsentrirovannyi. Tekhnicheskie usloviya (s izmeneniyami № 1, 2) [High-strength hydrogen peroxide. Specifications]. Moscow, Izdatel'stvo standartov publ., 1994.
7. Dobrovol'skii M.V. Zhidkostnye raketnye dvigateli. Osnovy proektirovaniya: Uchebnik dlya vuzov [Liquid propellant engines. Basic design: University textbook]. Ed. by D.A. Yagodnikov. 3 edition, enlarged. Moscow, MGTU im. N.E. Baumana publ., 2016. 461 p.
8. Roskosmos. Vo vremya zapuska korablya «Soyuz MS-10» proizoshla neshtatnaya situatsiya [Roskosmos. An off-nominal situation occurred during the launch of Soyuz MS-10 spacecraft]. Available at: https://www.roscosmos.ru/25594 (accessed 01.06.2020).
9. Afanas'ev I. «Fedor» letit na MKS [Robot Fyodor goes to the ISS]. Russkii kosmos, 2019, no. 9, pp. 2-9. Available at: https://www.roscosmos.ru/media/pdf/russianspace/rk-2019-09.pdf (accessed 01.06.2020).
