Навигация:
Об авторе
Открытая и закрытая схемы
Задача разработки жидкостного ракетного двигателя тягой более 500 тс
РД-З01 на экзотических топливных компонентах (жидкий фтор с аммиаком)
РД-270 - первый двигатель с тягой более 500 тс, предшественник двигателя РД-170 (171)
Основные направления разработки двигателя РД-170 (171)
Начало работ над двигателем РД-170
Камера жидкостного ракетного двигателя
Смесительная головка
Первое испытание РД-170 в составе первой ступени ракеты-носителя "Зенит"
Альтернатива: эскизная проработка двигателя МД-185
Высокочастотные пульсации давления в камере сгорания
Газогенератор ЖРД
Требования к РД-170: многоразовость использования, ремонтопригодность
Турбонасосный агрегат ЖРД
Агрегаты автоматики ЖРД
Агрегаты и узлы наружного контура двигателя
Стендовые сооружения по отработке агрегатов и двигателя РД-170 (171)
Три этапа доводки двигателя РД-170 (171)
26 мая 1982 года первое стендовое испытание двигателя в составе ступени ракеты (конец первого этапа доводки)
Решение двух проблем: возгорание конструкции двигателя и виброактивность агрегатов
Летные испытания
Модификации РД-170
Автор настоящей книги - специалист в области ЖРД (жидкостных ракетных двигателей) - при написании книги поставил цель рассказать широкому кругу читателей, в общем мало сведущих в ракетной технике, о научно-производственном объединении Энергомаш им. академика В.П. Глушко - разработчике мощных ЖРД, начиная от двигателей, вынесших в космос первый спутник Земли, до самых совершенных, установленных на ракетах-носителях "Зенит".
В конце 1940-х и в 1950-х годах в объединении разрабатывались двигатели на различных компонентах топлива, но все они были выполнены по открытой схеме, когда газы, выработанные в газогенераторах для привода турбины, шли после турбины на "выброс". В спроектированных в начале 1960-х годов "стопятидесятитонниках" отработанные в турбине газы использовались для дожигания в камере сгорания. При этом эффективность их использования увеличивалась на несколько процентов. Еще только были спроектированы "стопятидесятитонники", определен их облик, не было еще технической документации на их изготовление, а уже было ясно, что размерность 150 тс - далеко не предел в потребностях ракетной техники в достаточно обозримом будущем.
Принцип действия двигателя, выполненного по замкнутой схеме, мало отличается от принципа действия двигателя, выполненного по открытой схеме. Заключаются эти отличия в следующем: весь расход окислителя идет через газогенератор, а горючее практически все поступает сразу в камеру сгорания за исключением незначительного количества, которое идет в газогенератор для обеспечения процесса горения и образования газа и рабочего тела для привода турбины.
Таким образом, ЖРД состоит из следующих основных агрегатов: камеры сгорания, обеспечивающей основной параметр двигателя - тягу; турбины и насосов окислителя и горючего (в целом эти агрегаты называют турбонасосным агрегатом - ТНА), повышающих давление компонентов топлива на входе в камеру сгорания и газогенератор до десятков МПа; газогенератора, обеспечивающего создание рабочего тела для привода ТНА (в частности, в газогенератор двигателя РД-170 (171) подается весь расход окислителя и незначительная часть - около одного процента от суммарного расхода окислителя и горючего - горючего; в результате процесса горения образуется окислительный газ с температурой около 500 °С); агрегатов автоматики, которые обеспечивают управление запуском и остановом двигателя, а также регулирование тяги на режиме его работы; наконец, трубопроводов и узлов общей сборки, соединяющих все агрегаты двигателя в единую систему.
Удельный импульс тяги ЖРД - это отношение тяги ракетного двигателя к массовому расходу топлива ЖРД. Чем выше удельный импульс тяги ЖРД, тем меньше топлива надо брать на борт ракеты для решения поставленной задачи.
Массовое соотношение компонентов топлива в ЖРД- отношение массового расхода окислителя при работе ЖРД к массовому расходу горючего. Этот параметр определяет не только исходные данные для проектирования всех агрегатов двигателя, но и для баков ракеты. Соотношение компонентов топлива диктуется выбранным топливом, которое должно обеспечивать оптимальную энергетику для проектируемой ракеты.
Давление компонентов топлива на входе в двигатель. Название параметра говорит само за себя, и определения не требуется.
Чтобы лучше представить себе разработку ЖРД РД-170 (171), целесообразно Химкинский период работы объединения в свою очередь разделить на несколько характерных этапов. 1946-1962 гг. Окончательно определилась тематика объединения - разработка мощных жидкостных ракетных двигателей. С точки зрения технического совершенства разрабатывались двигатели с так называемой открытой схемой работы. Это означает, что отработанное на турбине рабочее тело не используется в камере сгорания. Наиболее известны разработанные в этот период двигатели для первой и второй ступеней ракет-носителей "Космос" и "Восток". Последние эксплуатируются и в настоящее время.
Так же как и в других отраслях промышленности, где основой является энергетика, при разработке и создании жидкостных ракетных двигателей постоянно чувствовалось отставание мощности имеющихся двигателей от потребных. Уже в 1950-х годах возникла необходимость в двигателях для ракет-носителей, способных доставить на различные орбиты полезные нагрузки, масса которых измерялась тоннами. Актуальность создания жидкостного ракетного двигателя тягой более 500 тс подчеркивал еще и тот факт, что к началу 1960-х годов в США был создан ЖРД F-1 с тягой 680 тс для ракеты-носителя "Сатурн- V", предназначенной для решения задач околоземного космоса, в частности задачи посещения человеком спутника Земли Луны.
Исходя из возможностей производства и испытательных баз необходимо было определить оптимальную размерность мощного ЖРД. Оказалось, что ее значение в зависимости от требований разработчиков ракет колеблется от 500 до 1000 тс. Надо сказать, что в то время определенное влияние на выбор оптимальной размерности тяги двигателя оказал американский двигатель F-1 тягой 680 тс, имеющий высоту около 9 м и значительную массу. В результате было решено для дальнейших проработок принять размерность, равную 600 тс (в дальнейшем она была уточнена до 640 тс). Этот двигатель, которому присвоили индекс РД-270, имел сразу же привязку, так как в конструкторском бюро В.Н. Челомея начали разработку ракеты-носителя УР-700, близкой по размерности двигателя к H1 ...
Каких только самых дорогостоящих топлив наше объединение не изучало, причем практически все без привязки к конкретным темам. Самые большие затраты были сделаны в процессе освоения жидкого фтора с аммиаком. На этих компонентах топлива был создан, правда, имеющий конкретную привязку к практической теме, двигатель РД-З01 (рис. 11). В эксплуатацию двигатель не пошел, разработка была "положена на полку", а затраты составили сотни миллионов рублей...
... чем выше давление газов в камере сгорания двигателя, тем выше его удельный импульс, меньше габаритные размеры двигателя, тем совершеннее двигатель. То есть техническое совершенство жидкостного ракетного двигателя определяется прежде всего давлением газов в его камере сгорания и удельным импульсом, при этом удельный импульс имеет прямую зависимость от степени расширения, связанной с давлением газов в камере сгорания двигателя. Для обеспечения давления в камере сгорания более 250 атм потребовалось применить новые схемные и конструктивные решения. Так, двигатель РД-270 выполнен по схеме "газ-газ".
Для понимания принципа действия схемы "газ-газ" необходимо ввести понятия окислительной и восстановительной схем жидкостного ракетного двигателя. Основной отличительной чертой окислительной схемы ЖРД является газификация, как правило, практически всего расхода окислителя с незначительным расходом горючего в газогенераторе с последующей отдачей энергии газа на турбине. Далее этот газ направляется в камеру сгорания, где он сгорает вместе с направляемым системой подачи топлива основным расходом горючего, истекая затем из камеры сгорания в окружающую среду, создавая силу тяги двигателя. В свою очередь основной отличительной чертой восстановительной схемы ЖРД является газификация горючего в газогенераторе двигателя с такой же дальнейшей схемой работы, как и в окислительной схеме. Открытая, закрытая, окислительная и восстановительная схемы могут сочетаться друг с другом в различных вариантах: например, закрытая схема, то есть схема с дожиганием в камере сгорания отработанного на турбине газа может быть одновременно окислительной или восстановительной и т.п.
Теперь перейдем к рассмотрению схемы "газ-газ", по которой был выполнен двигатель РД-270. После получения от разработчика ракеты-носителя технического задания на проектирование создание любого двигателя начинается с увязки мощностей и формирования так называемой таблицы перепадов давления по всему двигателю, его магистралям и агрегатам. При этом необходимо, чтобы мощности турбины хватило на "проталкивание" компонентов топлива через все системы и агрегаты двигателя и добавку их в камеру сгорания, давление в которой определяется исходя из работоспособности газа - рабочего тела турбины. Работа, которую может совершить турбина, зависит от комплекса GRT. G - это расход газа через турбину, который, в частности, для окислительной схемы равен расходу окислителя через двигатель плюс незначительная часть горючего, обеспечивающая газификацию окислителя за счет процесса горения в окислительном газогенераторе.
Величина G - фиксированная и имеет конечный предел. R - газовая постоянная, равная работе, которую может совершить один килограмм газа при расширении за счет нагрева на один градус. Газовая постоянная данного газа или смеси газов характеризует работоспособность данного газа или данной газовой смеси. Так же как и расход рабочего тела через турбину, R - величина фиксированная (об этом говорит и ее название). И, наконец, Т - это температура газа или газовой смеси. Значением температуры рабочего тела можно варьировать, но в известных пределах. Ведь рассматривается окислительная схема ЖРД, где состав газов или газовой смеси близок к чисто окислительной среде, а это означает большую опасность возгорания конструкции газового тракта турбины. В то время технические возможности материалов газового тракта турбины позволяли выбрать температуру газа в пределах 500 °С.
Таким образом, значение комплекса GRT, так же как и его отдельных составляющих, практически постоянно, поэтому мощность турбины может обеспечить какое-то предельное зависящее от комплекса значение давления в камере сгорания двигателя. Здесь надо иметь соответствие между потребной и располагаемыми мощностями, чтобы обеспечить устойчивую надежную работу двигателя. При проектировании двигателя РД-270 выяснилось, что для обеспечения в камере сгорания двигателя давления, равного 250 атмосферам, газификации одного лишь компонента топлива - окислителя - недостаточно. Вот и появилось на свет схемное решение с газификацией обоих компонентов топлива. В состав схемы вошли два турбонасосных агрегата и два газогенератора: окислительный и восстановительный. В этом случае энергии газифицированных обоих компонентов топлива - азотного тетроксида и несимметричного диметилгидразина - оказалось более чем достаточно для обеспечения давления в камере сгорания свыше 250 атм. В конечном счете было принято давление 266 атм.
Схема двигателя РД-270 даже в упрощенном виде достаточно сложная, и поскольку двигатель РД-270 не является предметом нашего рассмотрения, ограничимся ее кратким описанием . Итак, чтобы обеспечить давление в камере сгорания 266 атм, пришлось пойти на дважды замкнутую схему "газ-газ". Это позволило получить существенный прирост удельного импульса по сравнению с самым совершенным на тот период двигателем РД-253 разработки НПО Энергомаш. Однако при этом значительно усложнились схема и конструкция двигателя: вместо одного газогенератора потребовалось два, вместо одной турбины - две, вместо обычных трех насосов - шесть и, наконец, пришлось удвоить число агрегатов автоматики. Это затруднило обеспечение надежности двигателя, однако, как говорят, игра стоила свеч, так как прирост удельного импульса получился весьма ощутимым. Словом, уже тогда было понятно, сколь трудную задачу взвалил на свои плечи коллектив объединения.
Обычно в процессе доводки двигателей предварительно осуществляется широкая программа автономных испытаний большинства узлов и агрегатов. Лишь после обеспечения положительных результатов таких испытаний агрегат начинает испытываться в составе двигателя и совместно с другими агрегатами и двигателем в целом проходит завершающую стадию отработки. Доводка двигателя РД-270 была построена по такому же принципу, однако относительный объем автономных испытаний пришлось вынужденно сократить. Это связано с тем, что из-за высоких давлений и больших расходов для проведения автономных испытаний большинства агрегатов в условиях, близких к натурным, необходимы уникальные стенды, на проектирование и строительство которых потребовалось бы больше средств и времени, чем на отработку агрегатов в составе двигателя. Считалось, что при намеченной методике доводки сократится срок и стоимость доводочных работ по двигателю в целом. То обстоятельство, что к моменту огневых испытаний двигателя РД-270 объем проверочных испытаний его агрегатов был существенно меньше того, что имело место при доводке других двигателей разработки объединения, наложило дополнительные трудности на начальный период стендовых испытаний, так как двигатель был сложнее предыдущих, а объем автономных испытаний агрегатов оказался заметно меньше.
Прежде всего бросается в глаза, что в плане доводки отсутствует автономная отработка основных агрегатов двигателя на режимах, близких к натурным, то есть не предусмотрена автономная отработка камеры сгорания, обоих газогенераторов и турбонасосных агрегатов. Отра ботка этих агрегатов предусматривалась уже в составе двигателя. Как показал дальнейший ход работ (после экспериментальных работ на модельных режимах при модельных размерах) при испытаниях уже натурных экспериментальных двигателей на натурных режимах, принятое решение об отработке этих агрегатов в составе двигателя было необоснованным.
Проведение испытаний двигателя сложнейшей схемы и конструкции при наличии нескольких сложнейших агрегатов, практически неотработанных, показало невозможность или во всяком случае крайнюю трудность доводки двигателя в такой комплектации. Кроме того, такая методика доводки двигателя требовала огромного количества доводочных двигателей (200 экземпляров) и доводочных испытаний (порядка 550). Правда, как уже говорилось, автономная отработка этих агрегатов требовала затрат на создание стендовой базы, но, как выяснилось в дальнейшем, альтернативы решения проблемы создания двигателя РД-270 без автономной отработки основных агрегатов не было.
К слову сказать, экономные американцы при создании двигателя F-1 поняли это и, прежде чем перейти к испытаниям двигателя, провели автономную отработку всех его основных агрегатов, что позволило им затратить на отработку своего мощного двигателя на порядок меньшее число доводочных двигателей, чем было запланировано у нас. Работы по созданию двигателя РД-270 велись практически с конца 1961 года по март 1969. Это была первая крупная работа в нашей стране по созданию двигателя с тягой больше 500 тс. Мы рассматриваем эту разработку как предшествующую разработке двигателя РД-170 (171). В связи с этим покажем ее положительные аспекты. Прежде всего, был получен огромный опыт в проектировании крупногабаритных агрегатов двигателя и двигателя в целом. Освоено изготовление этих агрегатов и двигателя. Создана необходимая стендовая база, в том числе крупнейший в мире стенд для испытания насосов на воде и стенд для огневых испытаний двигателя.
В марте 1969 года в самом начале натурных испытаний двигателя разработка его была прекращена в связи с прекращением работ по ракете-носителю УР-700. Сейчас, когда после окончания работ над двигателем РД-270 прошло более 30 лет, впечатление об этой работе складывается двоякое. С одной стороны, без этого этапа создание двигателя РД-170 (171) было бы затруднено и во всяком случае обошлось бы гораздо дороже. С другой стороны, при разработке двигателя РД-270 был принят целый ряд не получивших дальнейшего развития решений, например: выбор токсичных компонентов топлива и схемы "газ-газ", принятие стратегии доводки двигателя с отсутствием автономной отработки основных агрегатов двигателя, планирование опытного завода НПО Энергомаш по системе хозяйственного расчета, что свойственно серийным заводам, а не опытным. Все это приводило к существенным трудностям экономического и технического характера и в конечном счете к дополнительным затратам. На работы по созданию двигателя РД-270 было затрачено более ста миллионов рублей.
... для ракет-носителей "Зенит" и "Энергия" требовалась разработка четырех ракетных двигателей: для первой и второй ступеней ракеты-носителя "Зенит" и, в свою очередь, для первой и второй ступеней ракеты-носителя "Энергия". Что касается первых ступеней ракет-носителей, то здесь вопросов не было: на первые ступени проектировался и разрабатывался нашей организацией двигатель тягой 740 тс, для второй ступени ракеты-носителя "Зенит" требовался двигатель на компонентах топлива жидкий кислород и керосин тягой порядка 90 тс и, наконец, для второй ступени ракеты-носителя "Энергия" требовались двигатели на компонентах топлива жидкий кислород и водород общей тягой порядка 800 тс.
Первоначально предполагалось поручить разработку двигателя для второй ступени ракеты-носителя "Зенит" конструкторскому бюро главного конструктора А.Д. Конопатова, которое находится в городе Воронеже, а кислородно-водородного двигателя для второй ступени ракет "Энергия" - нашему конструкторскому бюро. Однако вскоре поняли, что такое распределение разработок существенно загружало наше предприятие и, наоборот, недогружало предприятие главного конструктора А.Д. Конопатова. В конечном счете нам была поручена разработка двигателей для первых ступеней и двигателя с тягой 85 тс для второй ступени ракеты "Зенит", а конструкторскому бюро А.Д. Конопатова - кислородно-водородного двигателя для вторых ступеней ракеты-носителя "Энергия". Дальнейший ход событий подтвердил правильность такого решения.
Таким образом, по-агрегатная отработка 740-тонного двигателя, в частности, его камеры сгорания, позволила отработать камеру сгорания этого двигателя, а также камеру сгорания для двигателя МД-185. Кроме того, установка 2УКС - модельный двигатель для этих камер явилась основой для создания двигателя тягой 85 тс для второй ступени ракеты "Зенит".
Формально началом разработки двигателя РД-170(171) следовало бы считать дату получения технического задания от головных разработчиков, а это февраль - март 1976 г. Головными разработчиками стали НПО "Энергия" (генеральный конструктор В.П. Глушко), которое в феврале 1976 года заказало нашей организации двигатель тягой 740 тс для ракетно-космического комплекса "Энергия"-"Буран", и конструкторское бюро "Южное" (генеральный конструктор В.Ф. Уткин), заказавшее в марте того же года двигатель для ракеты-носителя "Зенит". Двигатели для ракет-носителей "Энергия" и "Зенит" отличались по техническим заданиям обеих организаций очень незначительно, поскольку 1-я ступень ракеты-носителя "Зенит" была задумана как боковой блок ракеты-носителя "Энергия". Однако облик двигателя РД-170(171), как уже указывалось, был определен в 1973 г.
Как уже упоминалось, в конце 1973 года на расширенном совещании ведущих специалистов предприятия была определена конструктивная схема двигателя: она была выбрана четырехкамерной, так как эта схема имеет целый ряд существенных преимуществ. Основным преимуществом является возможность автономной отработки камеры сгорания. Кроме того, тогда же были выбраны стратегические направления доводки двигателя. Основополагающим стало решение об автономной отработке сначала основных агрегатов двигателя, а уже затем отработка двигателя в целом. Это решение далось очень мучительно, так как в то время бытовало мнение, что автономная отработка агрегатов двигателя ничего не дает. Считалось, что агрегаты в целом оказывают друг на друга воздействие, которое, по существу, требует их передоводки уже в составе двигателя. К тому времени имелся положительный опыт доводки двигателя с отработкой основных агрегатов в модельных установках натурной величины, например отработка камеры сгорания двигателя РД-111, предназначенного для ракеты военного назначения Р-9. В то же время был и отрицательный опыт попытки доводки двигателя без автономной отработки основных агрегатов при создании 640-тонного двигателя РД-270.
Однако было еще одно немаловажное обстоятельство, которое склонило чашу весов в пользу поагрегатной доводки двигателя РД-170(171). В тот период заканчивалась отработка двигателя специального назначения тягой 100 тс, у которого основные параметры, в частности давление в камере сгорания, были близки к аналогичным параметрам разрабатываемого двигателя РД-170(171). Эти проработки показали возможность создания экспериментальных установок, а по существу экспериментальных двигателей, позволяющих проводить автономную отработку газогенератора, камеры сгорания и значительной части уплотнений, других элементов общего назначения. Эти установки получили условное название УК установки кислородные.
Повторим, что использование в качестве модельных УК "стотонников" затруднялось тем, что они работают на компонентах топлива азотный тетроксид с несимметричным диметилгидразином. Однако проблема состояла лишь в замене материалов на соответствующие компонентам топлива, поскольку соотношение компонентов топлива у жидкого кислорода с керосином и азотного тетроксида с диметилгидразином практически одинаковое. Соответствующими проработками для автономных испытаний различных элементов двигателя общего назначения, газогенератора, камеры сгорания и турбонасосного агрегата (ТНА) было предопределено создание установок УК пяти разновидностей: кислородных для отработки элементов двигателя общего назначения (УК 1,2), для отработки камеры сгорания (2УКС), газогенератора (ЗУК) и ТНА (6УК). Позже рассмотрим каждую из этих установок отдельно.
Кроме переделки "стотонников" путем соответствующей замены материалов необходимо было провести определенные доработки всех стендов по окислительной линии, включая и основной огневой стенд. Эта задача была посложнее, но вся работа была выполнена за первые восемь месяцев 1973 года и в августе начались первые огневые испытания. Итак, одним из основных стратегических направлений разработки двигателя РД-170(171) стала автономная наземная отработка основных агрегатов двигателя. Другим важным решением в разработке двигателя было вынужденное решение о передаче изготовления камер сгорания двигателя в Самару, тогда еще город Куйбышев, на завод "Металлист". Это было связано с нехваткой производственных мощностей на опытном заводе энергетического машиностроения КБЭМ НПО "Энергия".
В самом начале был разработан расширенный план отработки всех составляющих двигателя, где был учтен опыт отечественного и зарубежного ракетного двигателестроения. Он получил название КПЭО - комплексный план экспериментальной отработки. В этом плане, состоящем из 661 пункта, были учтены практически все особенности двигателя, экспериментальной отработке предписывалось подвергнуть все мыслимое и немыслимое.
И, наконец, из числа наиболее крупных стратегических направлений при разработке двигателя следует отметить решение о строительстве стенда для огневых испытаний на территории стендовой базы предприятия, которая уже функционировала с 1948 года и где был отработан не один жидкостный ракетный двигатель различного назначения. Создание такого многосложного и энергетически чрезвычайно емкого сооружения в пределах города Химки рядом с Москвой требовало основательного безоговорочного обоснования.
В 1974 году была завершена организационная работа, да и то только вчерне. Все службы и подразделения вновь созданного научно-производственного объединения "Энергия" работали на пределе технических и физических возможностей. По понятным причинам Валентин Петрович в основном занимался делами ракетными, передоверив работы по созданию двигателей руководству нашего конструкторского бюро энергетического машиностроения, в частности его главному конструктору Виталию Петровичу Радовскому. В 1975 году была завершена разработка технического задания на создание двигателя. Надо сказать, что проходила она весьма напряженно, так как существовало несколько взаимоисключающих предложений по выбору основных параметров двигателя. Прежде всего имеется в виду размерность двигателя, то есть его тяга и давление в камере сгорания. Кроме того, высказывались противоречивые мнения при выборе схемы двигателя. Многие специалисты по ЖРД, сотрудники отраслевых научно-исследовательских институтов, работники Министерства общего машиностроения предлагали установить размерность двигателя 150 тс, ссылаясь на то, что такая размерность двигателя уже освоена, легче в освоении в производстве, проще в испытаниях и т.п.
Оппоненты приводили не менее весомые доводы: при тяге 150 тс число двигателей на ракете-носителе "Энергия" увеличивается в четыре раза и достигает 20. Это в 2,5 раза больше, чем на ракете американского производства "Сатурн-V". Увеличение числа двигателей на ракете неизбежно ведет к усложнению ее конструкции, а следовательно, к понижению надежности. В таких спорах решающее слово, как правило, принадлежит разработчику. Поэтому решение было принято в пользу двигателя тягой 740 тс, которая, естественно, была определена исходя из оптимального выбора тяги для ракеты. Извечные споры велись по поводу величины давления в камере сгорания. Предлагалось выбрать это значение равным не более 200 атм. Мотивация: чем меньше давление газов в камере сгорания, тем надежнее двигатель, поскольку в этом случае уменьшается давление компонентов топлива во всех конструктивных элементах двигателя. Доводы против: уменьшение давления газов в камере сгорания неизбежно влечет увеличение габаритных размеров двигателя, а следовательно, ухудшает характеристики ракеты.
Окончательное решение должен был принять генеральный конструктор, и давление в камере сгорания было выбрано равным 250 атм, что оказалось оптимальным. Трудным оказался также выбор схемы двигателя: с дожиганием восстановительного газа или окислительного. Многие заявляли, что схема с дожиганием восстановительного газа надежнее, так как меньше предрасположена к возгораниям в горячем тракте турбины. Однако эта схема, во-первых, энергетически менее выгодна и, вовторых, исключает возможность многоразовых запусков двигателей без переработки из-за обилия сажи, удаление которой является серьезной проблемой. В конечном счете выбрали схему с дожиганием окислительного газа, поскольку она по сумме преимуществ оказалась предпочтительнее ...
В основу технического задания на создание двигателя были заложены максимально достижимые основные параметры двигателя, что вызывало всестороннюю критику оппонентов. Уже было сказано, что длительные дискуссии проходили вокруг выбора основного параметра двигателя - тяги. Оппоненты с упорством, достойным лучшего применения, доказывали, что этот параметр должен быть как можно меньшим, поскольку чем меньше размерность двигателя, тем, якобы, он надежнее. Эти дискуссии проходили еще на самой ранней стадии проектной разработки двигателя. Предлагалось даже использовать для новых разработок перспективных ракет-носителей "Зенит" и "Энергия" двигатели с первой ступени ракеты-носителя H1, размерность которых близко подходила для этой цели.
Камера жидкостного ракетного двигателя состоит из собственно камеры сгорания и сопла. Назначение этой камеры помимо создания реактивной тяги состоит в обеспечении устойчивого горения и максимально эффективного сгорания топлива. Техническое задание (ТЗ) на разработку камеры выдает подразделение (отдел), отвечающее за разработку двигателя в целом. В ТЗ указываются основные требования к камере - ее осевые и радиальные габаритные размеры (длина и, грубо говоря, ширина), удельный импульс, масса, координаты подсоединения к двигателю, потери давления в трактах охлаждения - и ряд менее важных требований.
В целом камера ЖРД представляет собой паяно-сварную конструкцию, состоящую из трех основных элементов: наружной прочностной оболочки, называемой условно рубашкой, внутренней огневой оболочки, называемой огневой стенкой и, наконец, из деталей, обеспечивающих соединение этих двух оболочек и представляющих собой гофрированные проставки или ребра, конструктивно выполненные в огневой стенке. Соединение наружной и внутренней оболочек осуществляется пайкой. Описанная конструктивная схема является принципиальной, а не конкретной для двигателя РД-170 (171).
Приведем один из самых интересных технологических процессов в изготовлении камеры. Возьмем узел средней части. Изготовление его идет в следующей последовательности. Вначале штамповкой в несколько переходов изготавливаются наружная и внутренняя оболочки, затем наносится припой: на наружной оболочке с внутренней стороны, а на внутренней оболочке с наружной стороны. Далее наружную оболочку одевают плотно на внутреннюю и торцы полученной сборки завариваются. В один из торцев узла вваривают специальный штуцер, который предназначается для подсоединения вакуумного насоса. Из внутренней полости, образованной наружной оболочкой, и внутренней, на которой с помощью фрезы сделаны ребра (см. сеч. Б-Б на рис. 12), предназначенные для образования каналов охлаждения, вакуум-насосом откачивают воздух. После этого узел на специальном приспособлении помещают в паяльную печь, крышку которой герметично закрывают. Узел, во внутренней полости которого создан вакуум, подвергается воздействию среды, находящейся в герметично закрытой печи под давлением в несколько атмосфер. В печи в течение около полутора часов будет поддерживаться примерно 1000 °С. Под влиянием высокой температуры оболочки узла значительно теряют прочность, что позволяет под воздействием имеющегося в печи давления окружающей среды осуществить прижатие их друг к другу. За счет того что оболочки покрыты припоем, и происходит процесс пайки. Затем узел вынимают из печи и подвергают охлаждению. Качество пайки проверяют с помощью рентгена, а главное, испытывая каждый узел под давлением воды, существенно большим рабочего. Аналогична технология пайки других узлов.
В тепловом отношении режим работы современных камер сгорания жидкостных ракетных двигателей крайне напряженный. В связи с этим охлаждение камер организуется двойным способом: внутренним и наружным. Наружное охлаждение уже в основном рассмотрено. Оно представляет собой охлаждение за счет протекающей в "зарубашечном" пространстве жидкости. Внутреннее охлаждение представляет собой впрыск части расхода горючего через пояса завесы охлаждения в огневое пространство камеры. Этот впрыск организуется так, чтобы впрыснутое в камеру сгорания горючее распространялось в ней в виде пелены, движущейся вдоль огневой ее стенки.
Здесь опять возникает противоречие, требующее оптимального выбора. С одной стороны, чем больше расход на завесу охлаждения, тем лучше охлаждение огневой стенки камеры, но при этом сгорание расхода горючего, используемого для завесного охлаждения, будет неоптимальным, так как у стенки камеры сгорание происходит при неоптимальном соотношении компонентов топлива, а следовательно, эффективность работы камеры сгорания будет ниже теоретически достижимой. Понятно, что уменьшение расхода горючего повысит эффективность работы камеры, но ухудшит ее охлаждение. Таким образом, и в этом случае требуется расчетный поиск оптимума, и это тоже достаточно сложная задача, требующая, как правило, экспериментального подтверждения ...
В камере сгорания двигателя РД-170 (171) использована оригинальная схема подвода охлаждающей жидкости, в данном случае керосина, к охлаждающему тракту, применены новые конструкции щелевых завес охлаждения, создающих внутреннее охлаждение камеры. Подвод охлаждающей жидкости осуществляется к наиболее напряженным в тепловом отношении элементам камеры. За счет того, что к наиболее напряженным местам камеры подводится охлаждающая жидкость с минимальной температурой, повышается эффективность охлаждения.
Отработка самого важного и сложного узла камеры - смесительной головки - еще сложнее. Здесь кроме тех же условий, которые предъявляются к соплу и средней части, необходимо обеспечить смесеобразование. Это означает, что в огневую полость камеры через форсунки необходимо впрыскивать оптимально подготовленную смесь горючего и окислителя. В данном случае смесь продуктов газогенерации представляет собой в основном окислительный газ и жидкий керосин. Смесительная головка (рис. 13) конструктивно оформлена так, что полости окислителя и горючего разделены днищем. При этом конструктивные элементы, разделяющие эти полости, должны быть абсолютно герметичны. В противном случае соприкосновение компонентов топлива неизбежно приведет к взрыву. Смесительная головка камеры жидкостного ракетного двигателя функционально является наиболее важным узлом, обеспечивающим работу двигателя в целом. От этого узла в значительной степени зависит устойчивость процесса горения топлива в камере двигателя и, кроме того, удельные параметры и качество, то есть эффективность, горения.
... самый большой объем экспериментальных работ приходится проводить для обеспечения необходимого смесеобразования компонентов топлива в камере сгорания. Эти работы начинаются с отработки смесительных элементов смесительной головки форсунок. На камере сгорания размерности двигателя РД-170 (171) форсунок - сотни. Все они должны быть идентичными, иметь необходимые расход, перепад давления, угол распыла компонентов топлива. Прежде всего необходимо выбрать тип форсунки.
По опыту известно, что для схемы двигателя с дожиганием компонентов топлива после прохождения ими ротора турбины турбонасосного агрегата, как правило, используются двухкомпонентные форсунки. Через них одновременно проходит в камеру весь расход компонентов топлива, причем горючее в жидком виде, а окислитель в газообразном. Для двухкомпонентных форсунок наиболее предпочтительным на основе предшествующего опыта является расположение форсунок на днищах смесительной головки по концентрическим кругам. Известны и другие типы форсунок (например, однокомпонентные). Кроме того, расположение форсунок в смесительной головке может быть "сотовым" или "шахматным". Эти случаи здесь не рассматриваются, поскольку используются, как правило, для двигателей, работающих по схеме жидкость - жидкость, когда в камеру сгорания поступают оба компонента топлива в жидкой фазе.
Итак, после выбора на основе предыдущего опыта типа форсунок, их расположения в смесительной головке начинается отработка собственно смесительных элементов. Для этого необходимо знать выделяемый для форсунок перепад давления, то есть потери давления при прохождении компонентов топлива через форсунки, а также расход компонентов топлива через форсунку. Заметим, что экспериментальные работы освещены здесь схематично, хотя на самом деле все эти работы требуют больших затрат времени, средств и интеллекта. Основные же экспериментальные работы состояли в отработке рабочего процесса в камере. Необходимо было установить оптимальный процесс горения компонентов топлива в камере, когда горение качественное и устойчивое.
Уже идет доводка полноразмерного двигателя, а в мае 1982 года прошло первое испытание двигателя в составе первой ступени ракеты-носителя "Зенит". Прошло оно с аварийным исходом из-за поломки двигателя. Был разрушен дорогостоящий, созданный специально для совместных испытаний ракетной ступени и двигателя стенд, разработка мощных ракет-носителей была заторможена на полтора-два года. Возникла критическая, если не сказать катастрофическая, ситуация. И без того имеющее место отставание от аналогичных американских разработок увеличилось еще больше. Это отставание исчислялось уже годами, да и средства для восстановления разрушенного комплексного стенда надо было изыскать, что было очень непросто.
Опасения о нереальности создания 740-тонника способствовали тому, что руководство Министерства общего машиностроения приняло решение создать резервный вариант двигателей для ракет будущего. Видимо, это решение было продиктовано обстановкой и в конечном счете было правильным.
... эти предложения стали известны в Министерстве общего машиностроения и дошли до министра С.А. Афанасьева. Он, как и следовало большому руководителю, принял единственно правильное в той обстановке решение - выпустил приказ об и целесообразной замене этим двигателем 740-тонника. Естественно, эта работа была поручена нашему конструкторскому бюро, были выделены средства для оплаты ее выполнения в неурочное время и поставлена задача выполнять эту работу без ущерба основной по созданию двигателя РД-170 (171).
Во главе разработки этого проекта был поставлен И.А. Клепиков, который за время своей многолетней работы в двигательном отделе руководил выпуском многих эскизных проектов и имел огромный опыт разработки и доводки жидкостных ракетных двигателей различного назначения. В подчинение ему были выделены 17 специалистов высокой квалификации различного направления, можно сказать, было создано конструкторское бюро в миниатюре. Ну а в технической работе по выпуску этого проекта участвовало практически все наше конструкторское бюро. Естественно, проект был выпущен в срок и на высоком уровне качества. Должно быть понятно, что при этом работы по двигателю РД-170 (171) продолжались с той же интенсивностью, что и раньше. Это достигалось за счет интенсификации труда и напряжения всего коллектива предприятия, но, как говорится, не впервой: мы практически всегда работали на пределе человеческих возможностей.
Двигателю нарекли индекс МД-185, что означает: М - модульный (его предполагалось использовать на нескольких ракетах-носителях); Д - двигатель; 185 - значение тяги двигателя (соответствует одной четвертой тяги двигателя РД-170 (171) и тяге одной камеры этого двигателя). Среди разработчиков двигатель МД-185 был окрещен "четвертушкой". Положение с разработкой двигателя РД-170 (171) оставляло желать лучшего и надо было принимать решение о его судьбе: буквально, быть или не быть.
Особое место в проектировании рассматриваемого агрегата ЖРД занимает обеспечение устойчивой работы камеры сгорания при ее работе в составе двигателя. Дело в том, что при горении компонентов топлива в камере зачастую возникают высокочастотные пульсации давления, представляющие собой колебания давления продуктов сгорания компонентов топлива. Частота этих колебаний достигает сотен, а то и тысяч колебаний в секунду. Понятно, что такая "тряска" конструкции камеры двигателя неизбежно передается на конструкцию двигателя в целом. Как правило, из-за этого возникают поломки элементов конструкции двигателя (и в первую очередь камеры сгорания) с последующим аварийным исходом.
Высокочастотные пульсации давления продуктов сгорания в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя - самая большая проблема как при проектировании и доводке, так и в ходе последующей эксплуатации. Трудность решения этой проблемы в каждом конкретном случае заключается в том, что до настоящего времени не удалось создать строгой теоретически обоснованной методики борьбы с этим пагубным для ЖРД явлением. Каждый раз задачу приходится решать применительно к разработке конкретного двигателя.
Сравнивая камеры сгорания двигателей РД-107 для знаменитой ракеты-носителя Р-7 и РД-170 (171) для ракет-носителей "Зенит", "Энергия", получаем, что при практически соизмеримых габаритных размерах этих камер, примерном равенстве диаметров цилиндров их основной параметр - тяга - отличается примерно в 10 раз, то есть тяга камеры двигателя РД-107 равна 19 тс, а двигателя РД-170 (171) - 185 тс, давление продуктов сгорания в первой камере равно 60 атм, а во второй 250 атм. Это сравнение показывает, насколько ощутимо возрастание совершенства ЖРД, разработанных нашим конструкторским бюро в общем-то за короткий срок, исчисляемый тридцатью годами. Все оригинальные решения конструктивного оформления камеры сгорания двигателя РД-170 (171) запатентованы и являются "ноу-хау" в разработке жидкостных ракетных двигателей.
Газогенератор жидкостного ракетного двигателя - это агрегат, в котором весь расход окислителя и незначительная часть горючего за счет особым образом организованного их горения преобразуются в рабочее тело для привода турбины турбонасосного агрегата жидкостного ракетного двигателя. Газогенератор, как и камера сгорания, является одним из основных агрегатов жидкостного ракетного двигателя. Он имеет много похожего с камерой сгорания, поэтому и в требованиях к нему много сходного с требованиями, предъявляемыми к камере сгорания.
Техническое задание на разработку газогенератора подразделению-разработчику выдается отделом, отвечающим за разработку двигателя в целом. Основные требования к газогенератору - это его осевые и радиальные габаритные размеры, то есть длина и ширина, температура гаювой смеси - рабочего тела, предназначенного для привода турбины турбонасосного агрегата, масса, координаты подсоединения газогенератора к двигателю и, кроме того, ряд других менее важных технических требований. Однако об одном из главных требований к разработке газогенератора следует сказать особо. Газогенератор должен обеспечивать равномерное поле температур газовой смеси, вырабатываемой им для привода турбины турбонасосного агрегата. Это будет способствовать обеспечению надежной работы турбины. В противном случае, если две соседние точки потока газовой смеси имеют температуры, значительно отличающиеся по значению, то довольно высока вероятность возгорания газового тракта или рабочего колеса турбины.
Газогенератор с расходом более полутора тонн в секунду получался огромных размеров. Не представлялась вообще схема его разработки, изготовления и доводки. И вот было принято беспрецедентное решение вписать в конструкцию двигателя не один, а два газогенератора. Это, безусловно, усложняло схему двигателя, его конструкцию, но позволяло решить поставленную задачу.
Кроме того, были заданы еще два дополнительных существенных условия: двигатель должен быть ремонтопригодным и позволять повторное использование без переработки. Обычная схема, вернее, технология обеспечения надежности двигателя перед отправкой его для установки на ракету-носитель состоит в том, что после изготовления двигатель испытывают на наземном стенде на ресурс, соответствующий ресурсу работы двигателя в составе ракеты-носителя, после чего двигатель перебирают и далее отправляют для установки на ракету-носитель. В процессе переборки может возникнуть потеря надежности двигателя, так как после этого никаких существенных проверок двигателя не производится. Таким образом, многоразовость использования, ремонтопригодность, проведение контрольно-технологических испытаний без последующей переборки - это новые требования, практически впервые введенные в техническое задание на разработку мощного ЖРД.
Спрашивается, почему об этих основных пунктах технического задания на разработку двигателя автор вспомнил в главе о газогенераторе? Есть вполне обоснованная для этого причина. Дело в том, что согласно выбранной стратегии разработки двигателя была запланирована автономная отработка газогенератора в составе модельной установки, изготовленной из той же материальной части. Она, как и в случае с камерой сгорания, была позаимствована с разработанных ранее "стотонников". Модельная установка представляла собой, по существу, модельный двигатель с тягой, близкой к натурной величине, обеспечивавшей доводку генератора проектируемого двигателя. Установка имела индекс ЗУК. На ней было проведено 132 испытания, которые осуществили в основном доводку газогенератора. Здесь настало время пояснить причину привязки требований многоразовое™, ремонтопригодности двигателя к разработке и доводке газогенератора.
Доводка газогенератора, как и других "горячих" агрегатов ЖРД, в основном представляет собой отработку смесеобразования компонентов топлива с целью их равномерного смешения и обеспечения устойчивого их горения. При этом создается равномерное по сечению газового потока поле температуры. Другими словами, основная часть доводки газогенератора - это отработка смесительной головки генератора и форсунок. Для ускорения процесса доводки генератора было принято беспрецедентное решение осуществить крепление смесительной головки к камере горения газогенератора с помощью фланцевого соединения. Это позволяло существенно ускорить доводку газогенератора и резко сократить число установок модельной установки на стенд. При этом ощутимо уменьшалось количество изготавливаемой материальной части. А суть заключается в том, что фланцевое крепление смесительной головки позволяло ее замену прямо на стенде. За одну установку модельного двигателя на стенд могли быть проверены по нескольку вариантов смесительных головок. Выгода очевидна.
Казалось бы, все предельно просто: одну смесительную головку после получения нужных результатов при огневых испытаниях снял, другую с конструктивными новшествами поставил и можно продолжить испытания. Но, нет! Сложность этой технической задачи состоит в том, что надо обеспечить не только герметичность фланцевого соединения диаметром около четырехсот миллиметров, но и его прочность, причем все это в окислительной среде газогенераторного газа при давлении более 500 атм. Тем не менее эта задача была решена. Очевидно, что если была решена такая проблема на самом большом и напряженном стыке двигателя, то остальные фланцевые соединения были конструктивно обеспечены с меньшими затруднениями. Тем самым ремонтопригодность двигателя была обеспечена.
Турбонасосный агрегат (ТНА) - основное звено в системе подачи компонентов топлива в камеру сгорания для обеспечения в ней заданного давления за счет их горения с последующим за этим истечением продуктов сгорания из камеры и созданием в результате основного параметра двигателя - тяги. ТНА - наиболее трудоемкий агрегат в составе жидкостного ракетного двигателя как по объему конструкторской и технологической документации, так и в оснащении производства на его изготовление и испытания. Пожалуй, и доводка ТНА РД-170(171) как по затратам на ее осуществление, так и по числу экспериментов занимает в работах по доводке двигателя первую позицию.
Основные требования на разработку агрегата - это давление компонентов топлива на входе в двигатель и их давление на выходе из насосов турбонасосного агрегата, габаритные размеры, точки подсоединения к магистралям двигателя, масса агрегата. Укрупненно турбонасосный агрегат практически всех двигателей, в том числе двигателя РД-170(171) (рис. 16), состоит из четырех основных узлов: турбины, насоса окислителя, насоса горючего первой ступени, насоса горючего второй ступени. Естественно, ТНА немыслим без вала, на котором устанавливаются крыльчатки насосов и рабочее колесо турбины, уплотнения, преднасосы и другие элементы конструкции ТНА. Особое место в конструкции агрегата занимают подшипники. Они осуществляют конструктивную связь между основной подвижной частью ТНА - валом - и неподвижными элементами - корпусами насосов и неподвижной частью турбины статором.
Поскольку мы сейчас рассматриваем основной элемент системы подачи топлива в камеру сгорания - турбонасосный агрегат, - то и разберем только те узлы, которые относятся к этому агрегату. Прежде всего преднасос (рис. 17) - это агрегат, который обеспечивает повышение давления окислителя на входе в насос, обеспечивая тем самым эффективность работы насоса для выдачи на его выходе высокого давления. Основным элементом преднасоса является шнек, который и обеспечивает повышение давления на входе в насос. Далее по тракту магистралей системы подачи окислителя в газогенератор и затем в камеру сгорания следует насос окислителя. Основными элементами этого агрегата являются корпус и крыльчатка. Именно крыльчатка обеспечивает необходимое давление компонента топлива окислителя на выходе из насоса. Давление этого компонента в насосах на выходе различных жидкостных ракетных двигателей достигает сотен атмосфер, в то время как на входе в насос после преднасоса - нескольких десятков атмосфер. Насос окислителя, расположенный, как и другие агрегаты турбонасосного агрегата, на валу, должен быть изолирован от турбины и насосов горючего надежными уплотнениями. В противном случае неизбежно соприкосновение жидкого кислорода, находящегося в насосе окислителя, с горючим насоса горючего, что приведет к аварии. Таким образом, основными элементами насоса окислителя являются корпус насоса, вал, крыльчатка, уплотнения, подшипники и преднасос.
Особо надо сказать об уплотнении между насосом окислителя и турбиной. Это так называемое стояночное уплотнение. Оно должно обеспечить герметичность линии окислителя между этими узлами во время стоянки ракеты-носителя в заправленном состоянии, когда магистрали между ракетой и основными клапанами двигателя уже залиты, то есть залита полость окислительного насоса. Вот в это время обязательно необходимо обеспечение практически полной герметичности между насосом окислителя и коллектором турбины. В противном случае произойдет натекание жидкого кислорода в полость двигателя, находящуюся за турбиной. Вследствие этого в момент запуска может произойти несанкционированное увеличение расхода окислителя в какой-то момент с последующим хлопком от соединения основного газообразного расхода окислителя с натекшим из-за негерметичности жидким кислородом. Все это может привести к аварии. Перечисленные конструктивные элементы насоса окислителя турбонасосного агрегата проходят автономную доводку, это относится и к уплотнениям, и к подшипникам, а также к преднасосам. Доводку автономно проходит и насос окислителя в целом.
Чтобы ощутить уникальность турбонасосного агрегата двигателя РД-170(171), достаточно назвать всего одну цифру: 250 000 л.с. - это мощность турбины этого двигателя. Она соизмерима с мощностью Днепровской гидроэлектростанции и больше, чем мощность атомных энергетических установок трех крупнейших отечественных атомных ледоколов. Создание такого турбонасосного агрегата потребовало титанических усилий как в проектировании и изготовлении, так и особенно в отработке узлов ...
Вернемся к виброактивности и возгоранию. Виброактивность камеры сгорания и газогенераторов зависит в основном от стабильности рабочего процесса горения компонентов топлива в этих агрегатах. Значит, бороться с виброактивностью камеры сгорания и газогенераторов следует организацией процесса горения в них. Основным же источником энергии, влияющим на виброактивность двигателя в целом, является турбонасосный агрегат. Уменьшают виброактивность агрегатов путем улучшения балансировки ротора, проточной части насосов и турбины. Все это, конечно, в разумных пределах, так как это дорого стоит. В первом приближении, казалось бы, все легко и просто, но это только на первый взгляд. Каждое мероприятие требует больших затрат, времени и соответствующей подготовки. К решению этой проблемы были подключены самые могучие конструкторские и научные силы академических и прикладных институтов. В результате колоссального напряжения сил задача была решена, и виброактивность турбонасосного агрегата была снижена до допустимых пределов.
Предназначение агрегатов автоматики жидкостного ракетного двигателя - обеспечение запуска и отключения двигателя, а также обеспечение работы двигателя в заданных пределах на режиме, при форсировании (повышении тяги) или дросселировании (понижении тяги). В составе любого двигателя имеются от нескольких экземпляров агрегатов автоматики до многих десятков, как это имеет место в двигателе РД-170(171). Здесь упомянем только наиболее важные агрегаты автоматики двигателя РД-170(171) и обозначим также общие черты для всех агрегатов, прежде всего в доводке. Из десятков агрегатов различного назначения выберем наиболее сложные. Разработка агрегатов автоматики проектируемого двигателя начинается с выдачи технического задания подразделению - разработчику агрегатов автоматики. Задание выдает подразделение, отвечающее за разработку двигателя в целом, то есть так же, как и для всех узлов и агрегатов двигателя.
Основные данные для технического задания на разработку агрегата автоматики берутся из таблицы увязки мощностей, так называемой таблицы перепадов, и эскизной (предварительной) компоновки двигателя. Увязка мощностей проектируемого двигателя представляет собой соответствие между мощностью, развиваемой турбиной турбонасосного агрегата двигателя, и потерями этой мощности при перекачке компонентов топлива от насосов до камеры сгорания. При этом мощность турбины турбонасосного агрегата должна быть несколько больше ее потерь, затраченных на проталкивание компонентов топлива по тракту двигателя, то есть магистралям, соединяющим агрегаты двигателя. Все так же, как и у предыдущих агрегатов. Предварительная компоновка двигателя, определяющая его конструктивный облик, дает исходные данные для назначения габаритных размеров агрегата, координат подсоединения агрегата к магистралям двигателя и соединения агрегатов между собой. И, наконец, на основе функционирования схемы двигателя устанавливаются значения давления открытия и закрытия проектируемого агрегата.
Итак, имеем техническое задание на разработку агрегата автоматики соответствующего назначения. Далее работа идет в следующем порядке: разрабатывается эскизная компоновка агрегата, определяются его габаритные размеры, координаты его подсоединения к системам двигателя, создается конструктивный облик агрегата в соответствии с заданием его разработки, определяется его масса исходя из требований технического задания. Словом, выполняется вся необходимая конструкторская работа, позволяющая сдать эскизную компоновку в подразделение, отвечающее за разработку двигателя в целом.
В начале этой главы, уважаемый читатель, мы условились рассмотреть всего два агрегата автоматики, наиболее важных по своей функциональной значимости, технологически самых трудоемких и в доводке самых сложных. Это, как уже упоминалось, обусловлено практической невозможностью описать все агрегаты автоматики двигателя РД-170( 171) в связи с их количеством, да и в этом просто нет необходимости. Итак, рассмотрим главный клапан расхода окислителя и дроссель окислителя. Эти два агрегата в наибольшей степени отвечают поставленной нами задаче. Дроссель окислителя функционально задействован не только в системе агрегатов жидкостного ракетного двигателя, но и в системе управления полетом ракеты-носителя. Конкретно этот агрегат входит в так называемую систему опорожнения баков. Дело в том, что во время полета ракеты расходование компонентов топлива должно производиться синхронно в соответствии с заданным соотношением компонентов. Только в этом случае к концу полета ракеты в ее баках выработка топлива будет соответствовать заданной. В противном случае, если какой-то компонент будет по времени расходоваться в меньшем (или большем) количестве, чем это задано, то в момент отключения работы двигателей ракеты в каком-то из баков останется часть горючего или окислителя (или компонент выработается). Следовательно, выработка компонентов топлива будет неоптимальной, что приведет к недостижению заданной скорости полета и в конечном счете к невыполнению задачи пуска. Чтобы избежать такого явления, в составе двигателя задействован специальный агрегат - в данном случае дроссель окислителя, который должен парировать возмущения, приводящие к рассогласованию расхода компонентов топлива. Происходит все следующим образом: в баках ракеты через расчетное расстояние установлены специальные датчики расхода уровнемеры, которые в случае отклонений соответствующих уровней от заданного подают команду на включение системы опорожнения баков и, в конечном счете, включается в работу дроссель (окислителя или горючего). Они уменьшаются или увеличивают соответствующий расход компонента топлива, приводя в соответствие расходы компонентов топлива к заданным пределам.
Дроссель расхода окислителя двигателя РД-170(171) отличают прежде всего габаритные размеры и расходы компонента топлива, проходящие через него в единицу времени. В сочетании с габаритами этот агрегат отличается весьма высокими требованиями к чистоте обработки и точности изготовления многих размеров деталей конструкции. Если подробно рассматривать дроссели окислителя двигателя РД-170(171), то можно без труда написать отдельную книгу, столь велика трудоемкость их разработки, но это не входит в нашу задачу. Теперь о главном клапане окислителя двигателя РД-170(171). Как и предыдущий агрегат, окислительный клапан отличается величиной расхода через него, а также габаритными размерами. Через него, как и через предыдущий агрегат, в секунду проходит около тонны окислителя, при этом давление компонента достигает нескольких сотен атмосфер. Основное назначение клапана - осуществлять вовремя заданное циклограммой запуска двигателя открытие и закрытие по циклограмме отключения двигателя. Естественно, к разработке клапана окислителя предъявляются много различных требований и все они достаточно важны и неизбежны, однако наиболее важным требованием является герметичность между подвижной и неподвижной частями клапана. Это обусловлено следующим.
Пуск ракеты в какой-то момент производится открытием подбаковых клапанов окислителя и горючего с последующим заполнением компонентами топлива магистралей между ракетой и двигателем с дальнейшим заполнением всех полостей двигателя до главных клапанов окислителя и горючего. В таком положении ракета может простоять довольно долго. И при наличии существенной негерметичности клапанов, которые сейчас рассматриваются, возможно большое натекание компонентов топлива в полости газогенераторов и камер сгорания, что при дальнейшем ходе запуска может привести к ощутимым хлопкам и в зависимости от величины натекания - к взрывам. Вследствие этого возможно разрушение конструкции двигателя, а вслед за этим и разрушение ракеты. Герметичность в строго регламентированных пределах осуществляется за счет специальных уплотнений и конструкций стыков агрегата с магистралями. Видимо, уже не в первый раз обращаю внимание на то, что создание агрегатов двигателя в частности и жидкостного ракетного двигателя в целом - весьма сложная задача. Она требует тщательной отработки каждого агрегата в отдельности, а порой и отдельной отработки деталей и узлов.
Применительно к двигателю РД-170 (171) в качестве узлов и агрегатов общей сборки следует прежде всего назвать силовую раму, "донную защиту" двигателя, пусковые ампулы, узел качания, приводы регулирующих органов (дросселей и регуляторов) и многие другие.
При работе двигателя в составе ракеты-носителя в полете значительное количество теплоты от струи, истекающей из сопел камер сгорания двигателя, путем излучения передается конструкции двигателя и ракеты. Подогрев при этом значителен и требует парирования. Для этой цели на двигателе с торца устанавливается специальная "донная защита", которая обеспечивает предохранение конструкции двигателя и ракеты от перегрева. Эта защита в основном изготавливается из огнестойких материалов и проходит специальные испытания. В двигателе РД-170 (171) в качестве компонентов топлива используются жидкий кислород и горючее РГ-1 (проще, керосин). Эти компоненты топлива не самовоспламеняющиеся, поэтому в составе двигателя есть специальная система, обеспечивающая воспламенение компонентов топлива при запуске двигателя.
Основным элементом этой системы является пусковая ампула, заполненная специальным горючим составом, который надежно, после впрыскивания его в камеры сгорания и газогенераторы, обеспечивает воспламенение компонентов топлива. Этот агрегат, так же как и другие, проходит целый ряд автономных испытаний. Надежность его чрезвычайно важна, поскольку наличие этого агрегата в составе двигателя накладывает дополнительные требования по герметичности, так как горючая смесь, находящаяся в ампулах, самопроизвольно воспламеняется на воздухе. В ампулах широко применяется сварка стыков деталей. Теперь об узле качания. При полете ракеты-носителя за счет влияния различных факторов, например ветра, траектория ее может измениться, что в конечном счете приведет к невыполнению задачи. Отсюда, естественно, необходимо управление траекторией полета ракеты. При этом наиболее часто используются рулевые камеры сгорания, как, например, на хорошо известной ракете Р-7 или, что гораздо экономичнее, применяют качание основных камер сгорания.
Выбор способа управления траекторией полета ракеты, использующей двигатель РД-170 (171), был связан с большими трудностями, так как пришлось качать камеры в месте подвода к ним окислительного газа с давлением около 300 атмосфер при температуре несколько сотен градусов по Цельсию. Для этой цели была создана уникальная конструкция узла качания, позволившая решить задачу. Узел качания двигателя РД-170 (171) - одна из конструкторских находок при разработке этого двигателя. Помимо обычных требований этот узел должен обеспечивать работоспособность в условиях долгосрочной циклической знакопеременной нагрузки. Проводится целый комплекс доводочных испытаний этого узла: статических и динамических. И, наконец, приводы регулирующих органов двигателя. Эти агрегаты являются связующим звеном между ракетой и управляющими агрегатами двигателя - это дроссели окислителя, горючего и другие агрегаты, управляющие режимом работы двигателя, его запуском и остановом.
Всего для отработки агрегатов двигателя и доводки двигателя в целом на нашем предприятии было сооружено более пятидесяти стендов, в основном обеспечивающих доводку агрегатов при натурных параметрах и натурных компонентах. Не стану "травмировать" читателя описанием всех стендов по отработке агрегатов и двигателя РД-170 (171), а остановлюсь на двух наиболее значительных стендовых сооружениях. Это стенд для испытаний насосов, так называемый СИН-4 (стенд испытаний насосов), и огневой стенд для испытаний натурного двигателя. Стенд для испытаний насосов (см. рис. 18) - уникальное в своем роде сооружение, достаточно сказать, что его мощность 50 000 кВт. Он позволяет работать при расходе более тонны воды в секунду и при давлении в несколько сот атмосфер, что дает возможность проводить испытания насосов почти на расчетных параметрах. Для удобства и экономии испытания ведутся не на компонентах топлива, а на воде. Стенд для огневых испытаний натурных двигателей, действительно, уникальное сооружение. Стенд должен обеспечить работу двигателя, мощность которого превышает тридцать миллионов лошадиных сил. При этом необходимо обеспечить шумоглушение, светомаскировку и экологию окружающей среды.
Теперь о стенде для огневых испытаний двигателей (рис. 20, 21). Этот стенд должен обеспечивать огневое испытание двигателя РД-170 (171), мощность турбины которого составляет двести пятьдесят тысяч лошадиных сил.
Начальный период доводки двигателя РД-170 (171) условно следует отсчитывать с даты первого стендового испытания 26 августа 1980 года и завершить 26 мая 1982 года (это дата проведения первого стендового испытания двигателя в составе ступени ракеты). В этот период были успешно проведены испытания двигателя на режиме 600 тс тяги, то есть было доказано в принципе, что создание такого двигателя реально. В то же время основное требование технического задания к двигателю - достижение тяги 740 тс - достигнуто не было. Все успешные пуски двигателя в этот период доводки были осуществлены при тяге двигателя, равной 600 тс. И хотя возможность достижения тяги, равной 740 тс, представлялась реальной, в то же время было ясно, что это будет непросто. Кроме того, не следует забывать аварийное испытание двигателя в составе ступени ракеты "Зенит".
Опять вспомним народную поговорку: "Нет худа без добра". Действительно, это испытание позволило укрепиться во мнении: довести двигатель не удастся, если не решить две основных проблемы, к которым относятся возгорание элементов конструкции двигателей и повышенная виброактивность агрегатов и прежде всего камеры сгорания, газогенераторов, насосов и турбины турбонасосного агрегата. Естественно, все эти вопросы были тщательно проанализированы, составлены соответствующие планы, которые неукоснительно выполнялись. По приказу и при личном участии главы Министерства общего машиностроения Сергея Александровича Афанасьева была создана рабочая группа из высококвалифицированных специалистов Министерств общего машиностроения и авиации, а также институтов Академии наук страны и Академий наук союзных республик. В эту группу входили также представители научных институтов Министерства обороны и других. Созданная группа принимала участие в разборе каждого пуска двигателя и устраивался настоящий "мозговой штурм" с принятием технических решений и последующим их выполнением. Выполнение, как правило, было безусловным. Для улучшения координации привлекались высшие чиновники министерств вплоть до первых заместителей министра.
Вспоминаются работы по решению первоочередных проблемных вопросов, которыми по указанию С.А. Афанасьева руководил первый заместитель министра общего машиностроения Владимир Николаевич Коновалов. В графике этих работ было 25-30 проблемных вопросов, назначались ответственные от конструкторов, технологов, испытателей, представителей научных и других институтов, ставились жесткие, но реальные сроки. По каждому вопросу назначался основной ответственный. Раз в неделю Владимир Николаевич лично проверял выполнение работ по графику. Исполнение работ было близким к идеальному: попробуй не выполни указание первого заместителя министра, и в то же время в случае необходимости помощь в пределах возможного осуществлялась незамедлительно. Такая форма работы прижилась, все шли на КВН (Коновалов Владимир Николаевич) с сознанием полезности и эффективности этого совещания.
Как я уже неоднократно отмечал, наш министр Афанасьев не был сторонником разработки 740-тонного двигателя. И честно говоря, основания для этого были: двигатель тягой 185 тс проще и в проектировании, и в изготовлении, и в испытаниях. Но основные доводы в пользу 740-тонника перевешивали, и Сергей Александрович во всю мощь своего интеллекта и опыта "раскручивал" работу, и горе было тому, кто после принятия решения проявлял хотя бы маломальскую нерадивость. Короче, он делал все от него зависящее для решения задачи.
С конца мая 1982 года начался самый короткий, но мучительный период доводки двигателя, который завершился в конце сентября 1982 года. По существу, это был период работы межведомственной комиссии по анализу результатов первого стендового испытания ступени ракеты "Зенит" с двигателем РД-171.
Третьим этапом следует, на мой взгляд, назвать период с конца сентября 1982 года по июль 1983 года. Его обоснованно можно назвать ключевым в разработке 740-тонника, поскольку именно в этот период изготавливался двигатель, в котором были учтены все конструктивные мероприятия, призванные обеспечить работоспособность и надежность двигателя РД-170 (171). Велись работы по автономным доводочным испытаниям узлов и агрегатов двигателя. А конструктивные мероприятия были направлены на снижение виброактивности двигателя и устранение возгораний в кислородном и газовом трактах двигателя. Этот период доводки двигателя был по-своему трудным и для людей нашего предприятия очень напряженным.
Дело в том, что почти на протяжении всего описываемого периода не происходило каких-либо решительных действий, проводились рутинная работа согласно комплексному плану экспериментальной отработки двигателя и огромное количество других необходимых для разработки двигателя работ. Слов нет, без этих работ невозможно было бы создание двигателя, но все-таки чисто психологически на работников предприятия давил тот факт, что доводка длилась уже второй год, а еще не достигнут основной параметр двигателя - тяга, равная 740 тс, - и вообще надежная работоспособность двигателя. Нельзя не отметить отменно поставленную организацию работ в этот период доводки двигателя. По этому поводу был принят целый ряд решений высокими инстанциями страны.
Итак, 9 июня 1981 года семнадцатый по счету пуск доводочного двигателя на щадящих режимах прошел успешно. Безусловно, это была положительная веха в разработке двигателя. Но было достаточно много и негативных моментов по результатам этого пуска. Несмотря на это, пуск был удачным, и было принято решение готовиться к наземным испытаниям первой ступени ракеты-носителя "Зенит" и двигателя первой ступени в ее составе. При этом для надежности предполагалось проводить это испытание на щадящем режиме, то есть с выходом на режим 600 тс тяги вместо 740 тс. Такое решение мало чем помогало разработке двигателя.
Получалось, что мы должны были отработать двигатель до достаточной надежности на тягу 600 тс, а затем, по существу, передоводить его на опять же достаточную надежность на тягу 740 тс, предписанную техническим заданием на разработку двигателя. Однако такое решение позволяло руководству Министерства общего машиностроения подтянуть работы по другим системам ракеты-носителя и по ракете-носителю в целом. Видимо, в этом был определенный здравый смысл. Дела пошли, аварий становилось все меньше и меньше, и в сентябре 1981 года было удачно проведено контрольно-технологическое испытание на щадящем режиме двигателя за номером 18, разборка которого и дефектация не выявили каких-либо существенных дефектов, кроме одного. На лопатках колеса турбины были обнаружены следы от соударения ротора турбины турбонасосного агрегата, его лопаток с какими-то частицами, которые попали в турбину либо из стендового бака, либо из самого двигателя. Этому факту не придали значения, так как считалось, что раз двигатель прошел контрольно-технологическое испытание, значит надежность его обеспечена. Ан нет. Работа продолжалась в напряженном и ускоренном ритме. Все ждали окончания подготовки стенда для испытания на земле первой ступени носителя "Зенит".
Наконец, в мае 1982 года было все готово и 26 мая было проведено испытание. Закончилось оно оглушительно. Авария началась с разрушения двигателя, а далее разрушилось все, включая уникальный стенд для наземной отработки первых ступеней мощных ракет. Здесь, когда говорится "уникальный", имеется в виду не только его техническая сложность, но и то, что этот стенд был один. Трудно оценить катастрофичность этого события, масштабы беды огромны.
А причина случившегося крылась, как решила специально созданная по этому случаю аварийная комиссия, либо в загрязнении бака ступени ракеты, либо в поломке одного из элементов конструкции проточного газового тракта турбины из-за значительной виброактивности турбонасосного агрегата. Загрязнения в баке были вполне возможны, это позднее подтвердилось, так как баки были "вафельной" конструкции из алюминиевого сплава. Это был первый "звонок", указывающий на уязвимость конструкций проточного тракта турбонасосного агрегата двигателя по отношению к алюминиевым частицам, начиная с определенной их величины. Вторая версия также вероятна, поэтому было настоятельно рекомендовано: во-первых, принять эффективные меры по исключению в баках ракеты и в двигателе каких-либо частиц, а особенно алюминиевых, и, во-вторых, принять меры по снижению виброактивности турбонасосного агрегата двигателя и двигателя в целом.
Первое мероприятие представилось возможным осуществить прежде всего путем установки на входе в двигатель фильтра требуемой частоты и обеспечения тщательной очистки баков от стружки начиная с определенных размеров. Второе - путем облагораживания конструкции всех узлов и деталей проточной части турбонасосного агрегата двигателя.
Что касается технической стороны дела, то она состояла в решении задачи доведения двигателя до такой кондиции, которая позволяла бы начать огневые стендовые испытания двигателя в составе первой ступени ракеты "Зенит", для чего необходимо было обеспечить возможность многократных испытаний двигателя без съема его со стенда. Должны были быть решены технические проблемы, о которых уже упоминалось - это возгорание конструкции двигателя, в основном проточной части турбины и насоса окислителя, а также снижение виброактивности агрегатов двигателя и двигателя в целом. Эти две проблемы в начале и в ходе доводки двигателя в значительной степени взаимосвязаны: растут вибрации - увеличивается возможность возгорания и, наоборот, при возникновении возгорания растут вибрации. Для устранения этих недостатков были использованы (в немалом количестве) натурные доводочные двигатели и проведены десятки огневых стендовых испытаний. Коротко перечислим основные конструктивные мероприятия, которые были проделаны с целью устранения возгораемости и виброактивности.
Во-первых, однозначно было установлено, что в условиях окислительной среды рабочего тела для турбины конструкция двигателя не приемлет наличия алюминиевых частиц, начиная примерно с 200 мк (это же относится и к другим фазам рабочего тела турбины). Алюминиевые частицы могут попасть из баков ракеты, которые сделаны из алюминиевого сплава, поэтому принято было решение отделить баки ракеты от двигателя фильтром с требуемыми размерами ячеек. Требуемые размеры ячеек - легко сказать! А на деле пришлось "заплатить" за это несколькими доводочными двигателями. Были проведены эксперименты с введением за фильтр между баками стендов и двигателем алюминиевой стружки. Они повторялись до тех пор, пока не были гарантированно определены неопасные размеры и количество стружки. Одновременно в прикладном институте Министерства общего машиностроения проводились экспериментальные работы по определению критической массы неопасной стружки. По результатам этих работ и были определены размеры ячейки фильтра, устанавливаемого впредь на входе в двигатель.
Задача оказалась весьма непростой. Дело в том, что увязка перепадов давлений на узлах и агрегатах двигателя и двигателя в целом была проведена без учета установки между двигателем и баками ракеты фильтра, следовательно, дополнительный перепад давления на фильтре не был предусмотрен. А отсюда проблемы. Размеры ячейки фильтра определены исходя из размеров и количества опасных для двигателя частиц, и в то же время необходимо было спроектировать фильтр таким образом, чтобы перепад давления на нем был как можно меньше. В конечном счете задача была решена, но с фильтром по ходу доводки двигателя и ракеты проблемы еще возникали. Помимо установки фильтра были приняты меры по предотвращению попадания в двигатель посторонних частиц, прежде всего алюминиевых, а также по устранению алюминиевой стружки из баков ракеты. Кроме фильтра, с целью устранения возгораний во всех окислительных полостях были применены жаростойкие материалы, усложняющие возможность воспламенения элементов конструкции, и, наконец, по всему окислительному тракту турбины и особенно ротору были внедрены специальные покрытия. Все это позволило решить проблему по устранению возгорания двигателя.
При доводке двигателя постоянно возникали какие-либо технические вопросы. Можно для примера упомянуть проблемы с обеспечением работоспособности различных трубопроводов. На двигателе различных магистралей - более трехсот, а следовательно, стыков соответственно еще больше. Обеспечить их целостность в условиях высоких вибраций - задача не из простых. Найден был довольно оригинальный способ по парированию вибронагрузок. Трубопроводы, близкие по размеру, объединялись в пучки специальными связками, что позволяло за счет трения их друг о друга гасить вибрации.
К середине 1984 года стала возможной работа двигателя без съема со стенда, и на повестке дня встал вопрос о повторном испытании двигателя РД-170 (171) в составе первой ступени ракеты-носителя "Зенит". В сентябре 1984 года была создана высочайшим указом комиссия, которая должна была решить вопрос о проведении второго стендового испытания двигателя в составе ступени ракеты.
В конце декабря 1984 года было проведено второе стендовое огневое испытание двигателя в составе первой ступени ракеты-носителя. Это испытание также прошло без сучка, без задоринки.
... работа над двигателем РД-170 (171) длилась уже почти десять лет (если вести отсчет от даты получения технического задания на разработку двигателя от головного разработчика, то есть с февраля 1976 года). Фактически же мы начали работать над проектированием двигателя в 1973 году, то есть прошло более десяти лет. Но впереди еще самое ответственное: летные испытания и подготовка к ним. Начался очередной период в доводке двигателя, период подготовки к летным испытаниям, который условно можно исчислять с января по апрель 1985 года.
Итак, с 1973 года до начала 1985 года прошла целая эпоха создания мощного ЖРД, не имеющего аналогов в отечественном и зарубежном ракетном двигателестроении. Были проведены все необходимые наземные испытания, включая испытания в составе первой ступени ракеты-носителя "Зенит". Двигатель, прошедший необходимые контрольно-технологические испытания, поставлен головному разработчику для установки на Южном машиностроительном заводе на ракету-носитель "Зенит" для проведения первого летно-конструкторского испытания. Теперь уже двигатель находится под эгидой головного разработчика, то есть специалистов конструкторского бюро "Южное".
И вот на календаре 13 апреля 1985 года. Главный конструктор В.П. Радовский с необходимой свитой специалистов из первых лиц соответствующих служб находится на полигоне. В этот день состоится первое летное испытание ракеты-носителя "Зенит".
Читатель, видимо, обратил внимание, что в книге при написании индекса двигателя в скобках пишется еще число 171. По ходу изложения можно было понять, что двигатель РД-170 предназначен для установки на боковые блоки ракеты-носителя "Энергия", а РД-171 - для установки на ракету-носитель "Зенит". При этом РД-171 является модификацией (мало отличающейся разновидностью) двигателя РД-170. Отличие состоит в разных значениях углов качания камер сгорания для управления полетом ракеты. При завершении доводки двигателей РД-170 и РД-171, которая велась практически одновременно на одной и той же материальной части, выявилась возможность некоторого форсирования двигателей, что было сделано в пределах пяти процентов от номинала. Нет сомнений в том, что эта последняя модификация будет в дальнейшем использована, так как востребованность мощности беспредельна.
Теперь несколько слов о производных двигателя РД-170. В свое время из экспериментального двигателя 2УКС, предназначенного для отработки камеры сгорания двигателя РД-170 (171), был разработан двигатель РД-120 (рис. 22), который используется на второй ступени ракеты-носителя "Зенит". Это - одна из производных двигателя РД-170 (171). Уже после завершения разработки двигателей для первых ступеней ракет-носителей "Энергия" и "Зенит" был создан двигатель РД-180 для ракеты "Атлас" (США) (рис. 23). Получение заказа от американской фирмы было связано с огромными трудностями далеко не технического характера. Однако в конечном счете вопрос был решен в нашу пользу, и это существенно поддержало нашу фирму в финансовом плане.
Теперь о сути вопроса в техническом аспекте. Дело в том, что американцам для модификации ракеты "Атлас" потребовался двигатель с тягой в два раза меньшей, чем тяга двигателя РД-170. Поэтому удалось создать производную двигателя РД-170, позаимствовав от него две камеры, газогенератор, часть агрегатов автоматики и узлов и деталей общей сборки. Таким образом, двигатель РД-170 (171) имеет свое дальнейшее развитие, возможности которого, без преувеличения можно сказать, неограниченны.