CC BY
55УДК 629.764
создание кислородно-водородного
БЛОКА РН «ЭНЕРГИЯ»
И.А. Ежов
РКК «Энергия» им. С.П. Королева г. Королев, Московская обл., Россия, 141070 Тел.: (495) 513-86-55; факс: (495) 513-61-38; e-mail: [email protected]
В статье изложены основные проблемы по достижению массового совершенства блока, созданию средств и способов обеспечения безопасности в полете в составе РН «Энергия» и стендовых испытаниях, обеспечению требуемой надежности и т.д. Настоящая статья не охватывает все вопросы, связанные с изготовлением, транспортированием, экспериментальной отработкой узлов и агрегатов блока, а также его стендовых испытаний. В основном в ней перечислены те проблемы и краткие результаты их решения, которые могут быть использованы в других отраслях промышленности.
DEVELOPING THE LV ENERGIA OXYHYDROGEN BLOCK This article covers the main problems to improve the block mass characteristics, create measures and ways to safety at flight as the part of Energia launch vehicle and during development testing, to reach the required, etc. This article does not cover all issues connected with block units and parts manufacturing, transportation and experimental test as development testing. In general this article contains issues and brief resolutions that may be implemented in other industry brunches.
Ежов И.А. - ведущий инженер РКК «Энергия» им. С.П. Королева, специалист в области разработки средств выведения.
Решающим фактором в создании ракеты-носителя «Энергия» явилась разработка кислородно-водородного блока второй ступени (блока Ц), обладающего высокой степенью массового совершенства.
Впервые в истории отечественной ракетно-космической техники РКК (тогда НПО) «Энергия» предстояло создать крупногабаритный ракетный блок с баком горючего, в который заправлялось до 100 т жидкого водорода, и баком окислителя с 600 т жидкого кислорода, охлажденных ниже температуры точки кипения при атмосферном давлении.
Предстояло освоить наземную и летную эксплуатацию ракетного блока с таким количеством взрывоопасного топлива на борту.
Блок Ц разрабатывался в качестве центрального блока двухступенчатой ракеты-носителя пакетной схемы с параллельным расположением ступеней и боковым расположением полезного груза.
В дальнейшем предусматривалось его использование в качестве базового для перспективных ракетно-космических комплексов.
Окончательный выбор принципиальной схемы блока и ее обоснование проведены на этапе дополнения к техническому проекту по блоку Ц.
Общий вид и основные характеристики блока приведены на рис. 1.
Блок выполнен по моноблочной схеме с несущими топливными баками и состоит из бака окислителя, межбакового отсека, бака горючего, хвостового отсека с обтекателями двигателей и донной защиты. Верхнее днище бака окислителя выполнено в виде оживала.
Основные характеристики
шк
iUSCL
Масса полностью заправленного
блока Ц, т 780,8
Стартовая масса, т 776,2
Рабочий запас топлива, т 703
в том числе:
- окислитель (жидкий кислород), т 602,3
- горючее (жидкий водород), т 100,7
Масса конструкции блока, т 64,3
Двигатель (разработка КБХА) РД-0120
Тяга двигателей:
- у земли, тс 4x147,6=590,4
- в пустоте, тс 4x190=760
Удельный импульс:
- у земли, кгс.с/кг 353,2
- в пустоте, кгс.с/кг 454,7
ьид Д nOeCPMVTO
/fcs^s
Рис. 1. Блок Ц
Fig. 1. Block C and Rotated View A
К корпусу хвостового отсека крепятся в карданных подвесах четыре жидкостных однокамерных ракетных двигателя РД-0120 разработки Конструкторского бюро химической автоматики, г. Воронеж.
Силовые связи боковых ракетных блоков первой ступени с блоком Ц размещены на межбаковом и хвостовом отсеках. Нижние узлы силовых связей полезного груза (орбитального корабля или беспилотного космического аппарата) установлены на хвостовом отсеке. Для установки верхнего узла связи полезного груза с блоком Ц на баке горючего предусмотрен специальный шпангоут.
В верхней части оживального днища бака окислителя установлен агрегат регулирования наддува и дренажа, закрытый обтекателем.
Подача окислителя из бака к двигателям осуществляется по трубопроводу, расположенному в тоннеле внутри бака горючего, с установкой в нижней его части демпфера, обеспечивающего устойчивость ракеты-носителя по отношению к продольным колебаниям конструкции, и с последующим разветвлением линии подачи окислителя в хвостовом отсеке на четыре магистрали. Горючее подается к каждому двигателю по отдельному трубопроводу.
Арматура пневмогидравлических систем, приборы системы измерения и комплекса автоматического управления располагаются внутри межбакового и хвостового отсеков.
Для создания управляющего момента в полете используются маршевые двигатели блока Ц, которые отклоняются в требуемом направлении с помощью двух рулевых приводов каждого из двигателей. Отклонение двигателей при управлении осуществляется синхронно и обеспечивается работой системы рулевых приводов блока Ц (СРПЦ), расположенной в хвостовом отсеке. Энергообеспечение СРПЦ осуществляется газообразным водородом, отбираемым от работающих маршевых двигателей. Рулевые приводы развивают тяговые усилия порядка 33 тс на каждый привод с точностью отработки командных сигналов до 1 % от диапазона перемещений (±11°).
Электрические связи с боковыми блоками и полезным грузом осуществляются через разъемные соединения, установленные на верхних узлах их силовых связей с блоком Ц.
Пневмогидравлические и электрические связи блока с наземными системами осуществляются через разъемные соединения, размещенные на боковой поверхности межбакового отсека, а также на хвостовом отсеке со стороны донной защиты.
Расстыковка связей блока с наземными системами при старте ракеты-носителя происходит по команде «Контакт подъема».
В качестве источника электропитания электрических систем блока Ц используются установленные в хвостовом отсеке четыре турбогенератора, работающих
параллельно на общую нагрузку на отбираемом от двигателей РД-0120 газообразном водороде высокого давления.
Баки окислителя и горючего имеют внешнюю криогенную теплоизоляцию. Для уменьшения до допустимых значений общих теплопритоков к криогенным компонентам на топливные магистрали блока (расходные, заправочные, трубопроводы дренажа и наддува и т.д.) также наносится теплоизоляция.
Обеспечение необходимого температурного режима криогенных компонентов топлива блока в процессе заправки и стоянки ракеты-носителя при максимальной полноте их заполнения к моменту пуска достигается путем заправки блока переохлажденными компонентами топлива и поддержания заданных температур средствами стартового комплекса в режиме термо-статирования с подачей на борт глубоко охлажденных компонентов топлива при одновременном сливе из баков такого же количества частично прогретых компонентов.
На этапе создания блока наряду с проблемами создания его агрегатов (кислородно-водородного двигателя большой тяги, крупногабаритных рулевых приводов с усилием торможения около 30 тс, турбогенераторных источников питания и т. д.), решаемых в смежных организациях, коллективом РКК «Энергия» решен комплекс весьма сложных и актуальных для создания блока проблем. Решены вопросы по достижению высокого массового совершенства, создания способов и средств по обеспечению пожа-ро- и взрывобезопасности, обеспечения требуемой надежности и т.д.
Обеспечение высокого массового совершенства блока возможно только в результате использования материалов, с высокой удельной прочностью, в том числе материалов, работающих при криогенных температурах, вплоть до минус 253 °С.
Известно, что при сверхнизких температурах металлические материалы вследствие низкотемпературного упрочнения переходят в класс высокопрочных. При снижении температуры от 20 до минус 253 °С прочность сплавов почти удваивается, однако при этом материалы частично или полностью теряют свои пластические свойства. Было заманчиво использовать эффект низкотемпературного упрочнения криогенных сплавов при расчете на прочность агрегатов и сборок (баков, трубопроводов, баллонов и т.д.), работающих в среде криогенных компонентов топлива.
Точных данных научного и промышленного опыта использования этого резерва прочности, особенно для крупногабаритных конструкций и их сварных соединений, к началу работ по созданию блока Ц не было.
С целью получения информации была создана уникальная база экспериментальной прочностной
International Scientific Journal for Alternative Energy and Ecology № 3 (59) 2008
© Scientific Technical Centre «TATA», 2008
отработки модельных емкостей при температуре минус 253 °С. По результатам испытаний моделей на внутреннее давление, вибрацию и ударные нагрузки получены характеристики прочностных и пластических свойств, вязкости разрушения, трещиностойкости и малоцикловой усталости алюминиевых сплавов, высокопрочных сталей и титановых сплавов.
По результатам совместных работ с научно-исследовательскими институтами и металлургическими предприятиями других отраслей промышленности для баков окислителя и горючего был предложен новый алюминиевый сплав 1201, для изготовления трубопроводов приняты стали ДИ52 и ЭП810, прочность которых вдвое превышает уровень прочности прежних сталей. Разработаны модификации титановых сплавов с повышенной чистотой по примесям и выбрана оптимальная технология изготовления штамповок из титанового сплава для баллонов высокого давления, погруженных в бак жидкого водорода и работающих при температуре до минус 253 °С, а также слитков из алюминиевого сплава 1201 весом до 3000 кг и полуфабрикатов из них.
Большой объем научно-исследовательских и экспериментальных работ проведен с участием специалистов института имени Патона Академии наук Украины по внедрению в промышленных масштабах электронно-лучевой и импульсно-дуговой сварки плавящимся электродом в среде защитных газов при ужесточенных требованиях по нормам допустимости дефектов.
Электронно-лучевая сварка повышает качество сварного соединения и позволяет повысить массовое совершенство конструкции за счет уменьшения размеров зоны теплового воздействия при сварке, а также коррозионную стойкость сварных соединений из сталей и алюминиевых сплавов в контакте с теплоизоляционными покрытиями.
Для экспериментальной отработки и проверки прочности полноразмерных баков блока Ц Волжским филиалом РКК «Энергия» был создан уникальный стенд, использующий жидкий азот при проведении криогенно-статических испытаний.
Результаты испытаний подтвердили и уточнили физико-механические характеристики сплавов при использовании их в реальных конструкциях при низких температурах (до минус 196°) и в целом подтвердили правильность разработанных методик прочностных расчетов.
Таким образом, конструкторско-технологические решения, основанные на применении новых высокопрочных сплавов алюминия, титана и сталей (объем использования которых составил более 60 % ) позволили обеспечить требуемые массовые характеристики блока Ц.
Параллельно с выбором металлических конструкционных материалов на этапе проектирования проведен комплекс научно-исследовательских работ по анализу, разработке требований и исходных данных по исследованию и усовершенствованию полимерных и композиционных материалов применительно к условиям криогенной и высокотемпературной эксплуатации блока Ц в составе ракеты-носителя «Энергия».
Обобщение результатов всего комплекса исследований в каждом конкретном случае являлось основой для разработки и создания оптимальных теплоизоляционно-теплозащитных покрытий блока Ц в соответствии с заданными условиями работы (аэродинамическими, акустическими, вибрационными и тепловыми нагрузками, возникающими при наземной и летной эксплуатации).
Разработаны оптимальные составы пакетов теплоизоляции и теплозащиты поверхностей баков окислителя и горючего для эксплуатации в диапазоне температур от минус 253 °С до плюс 400 °С, а также теплозащиты, предохраняющей конструкцию хвостового отсека от воздействия лучистых и конвективных тепловых потоков (при температуре на поверхности защиты до 1100 °С) от струй маршевых двигателей
Решены проблемы по выбору оптимальных вариантов лакокрасочных и антистатических терморегулиру-ющих покрытий, защиты от коррозии металлических материалов, работающих в контакте с теплоизоляцией при криогенных температурах, и применения полимерных герметизирующих материалов.
Основой обеспечения безопасности подготовки и полета блока Ц в составе ракеты-носителя является достижение высокой надежности его функционирования. Это достигается, наряду с другими способами и средствами, путем разработки и реализации специальных способов и технических решений для предотвращения и парирования возможных нештатных ситуаций.
В целях выполнения требований по обеспечению требуемой надежности функционирования блока Ц предусмотрено горячее резервирование маршевых двигателей. Однако это мероприятие имеет смысл только при условии своевременного выключения аварийного двигателя до его разрушения.
Решение данной научной проблемы было осуществлено путем создания системы аварийной защиты двигателей.
Система должна контролировать параметры двигателей в процессе их запуска и работы. Ее принципиальной особенностью является возможность выключения аварийного двигателя до его разрушения. При отклонении параметров двигателя за допустимые пределы вырабатывается сигнал аварийного выключения двигателя, по которому система управления
реализует циклограмму его выключения, а иногда и выключения диаметрально противоположного, нормально работающего. Это предупреждает развитие аварии и позволяет продолжать управляемый полет по нештатным алгоритмам, заложенным в систему управления.
Система аварийной защиты используется также при наземных огневых испытаниях блока Ц и отдельных двигателей.
Высокая эффективность системы аварийной защиты двигателя центрального блока была продемонстрирована при своевременном выключении ненормально работающего двигателя в ходе огневого стендового испытания полноразмерного блока Ц в феврале 1996 г.
Как известно, газообразный водород с воздухом или кислородом образует в широком диапазоне взрывоопасные смеси (4^74 % водород-воздух) и (4^94 % водород-кислород). Энергия инициирования взрыва водорода с воздухом составляет 0,019 мДж. Учитывая это, при создании блока Ц особое внимание с самого начала уделялось обеспечению герметичности топливных систем (баков, трубопроводов, арматуры, двигателей и пневмогидравли-ческих систем).
Опыт эксплуатации ракет на компонентах кислород-керосин показывает, что создание фланцевых соединений, гарантирующих полную герметичность, практически невозможно. Тем более это проблематично для водородных соединений. Даже при нормальном функционировании двигателей и пневмогидравлических систем могут быть натекания водорода и кислорода в отсеки блока. При авариях вероятность натекания компонентов резко увеличивается.
В РКК «Энергия» проведен большой объем научных исследований по выработке требований и созданию идеологии для обеспечения пожаро- и взрывобезо-пасности ракеты-носителя «Энергия», и в частности кислородно-водородного блока Ц.
По результатам исследований были выработаны мероприятия по применению как пассивных (профилактических), так и активных средств предупреждения и локализации нештатных ситуаций.
В конструкции топливных систем блока (баки, трубопроводы и арматура) вместо фланцевых соединений применены сварные ремонтопригодные соединения. Исключены источники инициирования возгораний (герметизированы стыки низкочастотных соединителей бортовой кабельной сети, и нанесены теплозащитные покрытия на горячие поверхности). Введена профилактическая продувка межбакового и хвостового отсеков азотом и т.д. Разработана и реализована в конструкции защита блока от статического и атмосферного электричества. Разработан организованный отвод газообразного водорода из
дренажей водородного бака в наземную систему через специальные трубопроводы.
В качестве активных средств признано необходимым ввести в состав блока Ц автоматизированную систему пожаро- и взрывопредупреждения (СПВП), включающую датчиковую аппаратуру анализа газовой среды в отсеках блока, пожарные извещатели, реагирующие на пламя водорода, а также приборы, обрабатывающие показания датчиковой аппаратуры с последующим формированием и выдачей команд на включение подачи в отсеки блока бортовых и наземных средств флегматизации (азота) по заданным алгоритмам работы.
СПВП предназначена для обеспечения безопасности при испытании блока на стендовом комплексе, этапе подготовки к пуску и в полете.
Результаты расчетов показали, что эффективность системы во многом зависит от инерционности системы и погрешности датчиковой аппаратуры. Датчиковая аппаратура для измерения концентрации водорода и кислорода, а также обнаружения пламени, создавалась в нашей стране впервые, и разработчики не имели технического задела. Задача их разработки осложнялась еще и тем, что датчики и аппаратура должны иметь малые габариты и вес, быть устойчивыми к виброперегрузкам, имели малую инерционность и устойчивость к акустическим шумам.
И такая серия малогабаритных бортовых газоанализаторов кислорода и водорода, обладающих высоким быстродействием (2-4 с) и точностью (основная погрешность ±5 %), а также пожарных извещателей, надежно и быстро фиксирующих излучение пламени в условиях воздействия фонового излучения от посторонних источников, к которым относятся нагреваемые поверхности двигателей, подсветки от солнечного и искусственного освещения, была разработана.
Разработана бортовая универсальная автоматика, позволяющая работать с широкой гаммой бортовых датчиков и решать алгоритмические задачи на микроЭВМ.
Система СПВП разрабатывалась впервые. В результате ее разработки промышленность освоила выпуск газоанализаторов кислорода и водорода и пожарных извещателей.
Бортовые приборы автоматики по своему техническому решению универсальны и могут быть использованы для решения задач управления системами безопасности с широкой гаммой датчиковой аппаратуры с аналоговым и цифровым выходом.
Запуск и останов маршевых двигателей блока Ц при огневых стендовых испытаниях и пуске сопровождается выбросами в атмосферу водорода в больших количествах (до 1000 м3) с последующим образованием взрывоопасных смесей с воздухом (до 5000 м3).
International Scientific Journal for Alternative Energy and Ecology № 3 (59) 2008
© Scientific Technical Centre «TATA», 2008
Их накопление и инициирование от струй запускающихся двигателей или случайного источника воспламенения в частично ограниченном пространстве стенда или пускового устройства может привести к их взрывному сгоранию с недопустимым ударно-волновым воздействием на блок (ракету-носитель). Для исключения данной ситуации была разработана специальная наземная система дожигания выбросов водорода из двигателей. Система включает в свой состав установленные на стартово-стыковочном блоке (переходной элемент между ракетой-носителем и стартом или стендом) уникальные зажигательные устройства, создающие мощные, длиной до четырех метров высокотемпературные факелы. Успешные стендовые испытания блока Ц и пуски ракеты-носителя подтвердили правильность принятых решений.
Зажигательное устройство также может быть использовано и в других областях техники, где требу -ется создание высокотемпературных факелов в среде инертных газов.
15 мая 1987 г. с космодрома Байконур осуществлен первый запуск ракеты-носителя «Энергия» с габаритно-весовым макетом полезного груза на борту. Вторая
ступень (блок Ц) в соответствии с полетным заданием вывела макет в расчетную точку. После отделения макета вторая ступень приводнилась в заданном районе акватории Тихого океана.
Второй пуск состоялся 15 ноября 1988 г. с многоразовым орбитальным кораблем «Буран» в беспилотном варианте. Задачи пуска были полностью выполнены.
В процессе стартов и полетов подтверждена правильность выбранных инженерно-конструкторских и технических решений, высокая надежность конструкции, двигателей и систем управления.
Работы по ракете-носителю «Энергия» не получили продолжения в связи с распадом Советского Союза и последующими изменениями приоритетов государства по отношению к космонавтике.
Однако опыт создания крупногабаритного ракетного блока на экологически чистых компонентах топлива (жидкие водород и кислород), создания системы средств безопасности при работах с данными компонентами, новых материалов и освоения технологических процессов их промышленного производства, транспортировки и хранения жидкого водорода в больших количествах может быть использован промышленностью.
