Двухступенчатая пакетная схема СК
Любая многоступенчатая ракета является одновременно и многоблочной. Но понятия «ступень ракеты» и «блок ступени» неоднозначны, и их следует различать.
Ступень — понятие баллистическое. Это — этап полета, на котором масса ракеты меняется лишь вследствие расхода топлива, а масса конструкции остается неизменной. Блок — понятие конструктивно-компоновочное. Блок n-й ступени — крупный конструктивный элемент, отбрасываемый при переходе от n-й к (п + 1)-й ступени.
Для составных ракет возможно довольно широкое многообразие конструктивных схем, среди которых принято различать две основные: с поперечным и продольным делением ракетных блоков.
На рис. 4 представлена принципиальная схема трехступенчатой ракеты с поперечным делением – рисунок а. В этом конструктивном варианте сумма последующих ступеней может рассматриваться как полезный груз для предыдущей. Комбинированная схема с продольным и одновременно поперечным делением показана на рисунке б. Здесь блоки первой и второй ступеней имеют продольное деление, а блок второй ступени отделяется от блока третьей ступени поперечным разъемом.
При поперечном делении двигатель последующей ступени может быть включен лишь после того, как будут отброшены блоки предыдущей ступени. Комбинированная схема в этом смысле является более гибкой; она допускает одновременную работу двигателей нескольких блоков, и имеется принципиальная
возможность продлить время работы двигателя одного блока путем частичной перекачки топлива из баков другого блока.
В весовом отношении схемы с поперечным и продольным делением можно считать примерно равноценными. Но оптимальное решение сдвигается в пользу той или иной схемы в зависимости от общих размеров ракеты, от величины полезного груза, от выбранных топливных компонентов и от располагаемой удельной тяги для каждой ступени. Определенные неудобства пакетной схемы связаны с необходимостью передавать сосредоточенные усилия на боковую поверхность баков, что нарушает естественное распределение внутренних сил оболочечной конструкции. С другой стороны, сам принцип поперечного деления предполагает передачуповышенных усилий на предыдущую ступень от всех последующих. Поэтому весовые преимущества той или иной схемы могут быть выявлены только после тщательной проектной проработки и достаточно точного расчета.
У схемы с продольным делением имеется одно, не всегда решающее, но важное преимущество. Это — возможность уменьшить диаметр блоков до допустимых габаритов железнодорожного транспорта, что позволяет независимо решать вопрос о расположении завода-изготовителя и стартовой площадки. Но в то же время не следует забывать, что на уровне современной техники созданы носители и поперечного деления, вписывающиеся в железнодорожные габариты и способные в то же время выводить относительно небольшие космические лаборатории на околоземную орбиту. Достаточно упомянуть отечественные носители серии «Космос» и ракетную систему, первой ступенью которой является только что рассмотренная ракета «Тор».
Различных типов двух- и трехступенчатых боевых баллистических ракет в наиболее развитых странах создано к настоящему времени очень много. Ими перекрывается широкий диапазон грузоподъемности, дальности и боевой эффективности. Созданы многочисленные типы ракет, пускаемых с суши, с подводных лодок и надводных кораблей. Особенности таких ракет — предмет особого обсуждения, и не в рамках настоящей книги. Если же говорить о ракетах-носителях, то следует выделить из них те, на основе которых может быть создана гамма ракетно-космических систем. Такие ракеты можно назвать базовыми.
Выведение корабля на околоземную орбиту, создание искусственного спутника Луны, облет Луны, мягкая посадка на ее поверхность, облет Марса или Венеры — все это задачи, решение каждой из которых требует от ракетной системы определенных энергетических ресурсов и весовых характеристик. Поэтому не следует думать, что для космических исследований достаточно раз и навсегда создать одну, скажем, четырехступенчатую ракету, а затем в подходящий момент осуществлять пуски к тому или иному небесному телу. Это вовсе не так. Решению каждой из перечисленных и вообще мыслимых задач подобного типа предшествуют баллистические и весовые расчеты, на основе которых в дальнейшем ведется конструкторская разработка оптимального варианта. Меняется число ступеней, разрабатываются новые или совершенствуются старые двигатели, место полезного груза занимает совершенно новая измерительная и исследовательская аппаратура, скомплектованная на автоматической станции или космическом корабле и, уж во всяком случае, составляется новая программа последовательных операций на траектории. Таким образом, каждой самостоятельной задаче соответствует своя ракетная система. Но в основе всех систем лежит неизменная или несущественно изменяемая базовая ракета, большей частью двух- или трехступенчатая. Обычно на нее возлагается задача вывести на околоземную орбиту объект заданного веса, в пределы которого должны уложиться разработчики блоков последующих ракетных ступеней и самого космического корабля.
Если число существующих типов боевых баллистических ракет с трудом поддается учету, то базовые ракеты можно перечесть по пальцам. К числу их относятся такие американские ракеты, как «Атлас», «Титан», «Тор».
Не следует полагать, однако, что развитие ракетно-космических систем опирается только на модификацию боевых баллистических ракет. Космические исследования уже приобрели достаточно самостоятельное значение, как для научных исследований, так и для народного хозяйства. Наиболее мощный из созданных к настоящему времени носителей «Сатурн-V» уже был спроектирован специально для решения всего-навсего одной задачи — высадки человека на Луну. Программа «Аполлон» выполнена, и основные планы дальнейшего освоения космического пространства связываются уже с универсальным космическим аппаратом многократного использования.
Как космическая создавалась и отечественная система «Протон». Но родоначальницей всех ракетно-космических систем и исторически первой базовой ракетой была баллистическая межконтинентальная ракета, которую мы условно для сокращения будем впредь именовать СК (Р-7) по инициалам ее создателя. После некоторых доработок она стала первой в мире ракетой-носителем. Начало разработкам ракеты СК было положено в 1950 г. после поисков оптимального варианта из обширного множества компоновочных схем. Не будет преувеличением сказать, что было отвергнуто по различным соображениям несколько десятков вариантов, прежде чем сделан окончательный выбор. На рис.3.5 показано в качестве примера пять характерных вариантов двухступенчатых схем (уровень заполнения баков соответствует моменту отделения блоков первой ступени). Обычная схема поперечного деления (а) отпала в основном по соображениям затруднений при транспортировке. Схема (б) с одним двигателем, расходующим топливо отбрасываемых баков, — фактически схема одноступенчатой ракеты. Этот крайний случай для ракеты, стартующей с Земли, носит лишь иллюстративный характер. Вариант с подвесными двигателями первой ступени (в) является вполне реализуемым и, в частности, был принят в США при создании баллистической ракеты «Атлас». Наиболее перспективной представляется пакетная схема с использованием топлива блока первой ступени для одновременной работы двигателя блока второй ступени (г). Однако она таит в себе большие трудности разъема и последующей герметизации трубопроводов при разделении ступеней. В итоге была выбрана схема (д), где все двигатели блоков и первой и второй ступени работают, начиная со старта, а боковые блоки отбрасываются, как только будет израсходован имеющийся на них запас топлива.
В годы создания СК еще не существовало самого понятия ракетной системы. По общим представлениям эта ракета была не более как новая, совершенная, с большим стартовым весом, большей дальностью и грузоподъемностью. Мало кто, кроме ведущих создателей ракеты, представлял себе, что это — качественный скачок, что впервые создается основа серии ракетно-космических систем.
Сейчас внешний облик космической ракеты СК известен каждому. Но на широко известных фотографиях и доступных всем экспозициях дается не собственно базовая ракета, а одна из созданных на ее основе ракетно-космических систем — обычно «Союз» или «Восток».
Двухступенчатая базовая ракета продольного деления состоит из центрального блока А и четырех боковых Б, В, Г и Д, представляющих собой блоки первой ступени (рис.3.6). Длина центрального блока 28 м, боковых—19 м, а диаметр каждого блока приближается к 3 м. Передача усилий от боковых блоков на центральный осуществляется через силовой пояс, на котором укреплено четыре башмака, в пазы которых входят оголовки боковых блоков. Эти четыре силовых узла представляют собой и опорные точки для собранной и установленной на старте ракеты. Внизу, на стыке топливных и двигательных отсеков имеются поперечные стяжки.. Стяжки не передают осевой силы, а обеспечивая кинематическую неизменяемость пакета, воспринимают только поперечные нагрузки.
Для разделения ступеней двигатели боковых блоков переводятся на режим пониженной тяги, управляющие камеры выключаются, а нижние поперечные стяжки пакета разрываются пирозарядами.
Тяга боковых двигателей создает момент относительно опорных узлов. В результате нижняя часть пакета раскрывается. Двигатель блока А, работающий с момента старта, уводит центральную часть вперед, и боковые блоки отстают. Чтобы их полностью отвести в сторону, используется давление наддува, еще сохраняющееся в верхних кислородных баках боковых блоков. Как только сферические головные наконечники боковых блоков выйдут из силовых гнезд и освободят имеющиеся там электроконтакты, открываются сопловые крышки в верхней части боковых блоков, и давление стравливается. В результате возникает небольшая реактивная сила, достаточная, чтобы отделяемый блок развернулся и был полностью отведен на безопасное расстояние.
Основные топливные компоненты, керосин и жидкий кислород, располагаются соответственно в нижнем и верхнем баках каждого блока, а под третий, уже знакомый нам вспомогательный компонент для системы подачи – перекись водорода – предназначена емкость кольцевого цилиндрического бака, установленного непосредственно над рамой двигателя. Через его центральное отверстие свободно пропускаются топливные магистрали, идущие от основных баков к ТНА. Под приборы стабилизации и автоматики в верхней части центрального блока отводится небольшой отсек над кислородным баком, а кабельная сеть проложена на внешней поверхности центрального блока и прикрыта обтекателем.
На блоках первой ступени установлены двигатели РД-107 конструкции ГДЛ-ОКБ, каждый из которых имеет четыре главные камеры и две управляющие. Последние жестко связаны друг с другом и поворачиваются как одно целое. Конструкция двигателя РД-108 центрального блока аналогична РД-107, но двигатель имеет не две, а четыре независимо поворачивающиеся камеры для управления центральным блоком после отделения боковых блоков, а кроме того, двигатель РД-108 рассчитан на больший ресурс; время его работы, начиная со старта, — 300 сек, а боковых двигателей— 130 сек. Таким образом, в пакете имеется всего 32 камеры, из них 20 главных и 12 управляющих. После отделения боковых блоков остаются четыре главные и четыре управляющие камеры. Суммарная пустотная тяга двигателей всего пакета составляет примерно 500 тс при общем стартовом весе ракеты около 300 тс.
Кислородно-керосиновое топливо, к которому можно было перейти только на достаточно высоком конструкторском и технологическом уровне двигателестроения, обеспечило в данном случае 314 единиц пустотной удельной тяги. Такая цифра и по сей день считается достаточно высокой, хотя к настоящему времени на том же топливе уже работают двигатели и с лучшими показателями.
Вместе с тем следует помнить, что удельная тяга является хотя и решающим показателем качества ракетного двигателя, но не единственным. Есть еще один, столь же важный показатель. Это — надежность. Понятие надежности свойственно, конечно, не только двигателю, но и вообще любому установленному на ракете агрегату и ракете в целом (а, вообще говоря, — и не только ракете). Надежность является в конечном итоге статистической характеристикой и определяется отсутствием непредвиденных отказов при эксплуатации. Борьба за надежность ведется на всех стадиях создания машины. Конструктор, основываясь на логике, на накопленном опыте, на выработавшейся сноровке, и, наконец, на интуиции, избегает решений, чреватых опасностью отказа. Громадную роль играют используемые технологические приемы и вообще культура производства. Надежность проверяется на стадии поагрегатных испытаний и при опытных пусках, и, наконец, в результате длительной эксплуатации получает свою окончательную оценку, выраженную в основном общественным признанием и доверием.
Двухступенчатая ракета, о которой сейчас идет речь, оказалась очень надежной. Именно это обеспечило ей столь почетное долголетие, и именно она — эта ракета — лежала в основе всех тех ракетных систем, при помощи которых в Советском Союзе были выведены на орбиту пилотируемые космические корабли. Она настолько отлажена и доведена, что практически не дает отказов и ей с полным основанием можно доверять многое. Поэтому, когда мы говорим, что уже созданы конструкции двигателей с большей удельной тягой, что созданы мощные ракеты с большими энергетическими возможностями, не следует это понимать как намек на то, что от старого носителя можно так просто отказаться.
С помощью ракеты СК был выведен на орбиту первый искусственный спутник Земли, а затем и второй — с собакой Лайкой и третий — автоматическая лаборатория весом 1300 кгс. В то же время, двухступенчатая ракета СК, не обладая достаточной мощностью для решения более сложных задач, открыла возможности для создания гаммы ракетных систем. Их эволюция схематически представлена на рисунке 7. Установленный на центральном блоке А дополнительный блок Е с однокамерным жидкостным двигателем и четырьмя управляющими камерами повышает энергетические возможности ракеты, что позволяет, с одной стороны, увеличить массу выводимых на орбиту аппаратов, а с другой, — более легким аппаратам сообщить скорость, близкую ко второй космической. С помощью блока Е осуществлены первые пуски относительно небольших (до 300 кг) автоматических станций к Луне. На ее поверхность в сентябре 1959 г были впервые доставлены вымпелы Советского Союза, а через три недели осуществлено первое фотографирование обратной стороны Луны.
Одновременно блок Е стал основой для создания прославленной системы «Восток» (рис.7,в), при помощи которой был осуществлен первый полет человека в космос — полет Юрия Гагарина. На ракетной системе «Восток» в 1961 — 63 гг. совершили орбитальные полеты первые шесть советских космонавтов.
Значение системы «Восток», однако, не исчерпывается тем, что человек впервые освободился от оков земного тяготения. Есть еще и чисто инженерно-технические и научные аспекты этого достижения. С созданием этой ракетной системы родилось новое техническое направление: «космические корабли», появились на свет и начали развиваться такие области технического и научного творчества, как жизнеобеспечение, космическая навигация и многие другие, а в космос, образно говоря, была выведена биология, медицина, психология, а несколько позже и астрономия, метеорология, связь.
Блок Е представлял собой только первый шаг. Ракета СК оказалась в состоянии принять на себя и более мощную третью ступень, а следом за ней — и четвертую. Так появились последовательно соединенные блоки И и Л, и родилась четырехступенчатая ракетная система «Молния», предназначенная для исследования ближайших к Земле планет Солнечной системы. Разработка этих блоков велась почти одновременно, а первое, полностью успешное испытание системы было осуществлено в феврале 1961 г. пуском станции «Венера-1». Одновременно этот пуск знаменовал собой и новое достижение ракетной техники — запуск двигателя блока Л производился не сразу после окончания работы двигателя блока Я, а на первом витке низкой орбиты искусственного спутника Земли, что необходимо было для реализации энергетически оптимального выведения на требуемую траекторию полета к Венере. Таким образом, появилось новое понятие — старт с орбиты. Такой способ выведения стал применяться и для всех последующих полетов к Луне и планетам.
С появлением блока И старый блок Е больше не использовался, как, впрочем, отошла в прошлое и система «Восток». На смену ей пришел «Восход» — аналогичная трехступенчатая система, но с блоком И, на котором был установлен новый трехместный корабль, по конструкции близкий к кораблю «Восток», но более тяжелый, совершенный и снабженный наряду с парашютным устройством и системой мягкой посадки — тормозными твердотопливными двигателями, включающимися у самой поверхности Земли. Корабль «Восход» выводился на орбиту всего два раза, и из него, в частности, в марте 1965 г. был осуществлен первый выход человека в скафандре в открытый Космос.
Дальнейшее изучение околоземного пространства потребовало решить задачи сближения и стыковки космических объектов на орбите, обеспечить создание долговременных обитаемых станций и сменность их экипажей. Начало этим работам было положено системой «Союз», испытания которой проводились уже после смерти С. П. Королева.
Космический корабль «Союз» массой 6,5 т имеет внутренний объем около 9 м3 и состоит из трех отсеков — орбитального и приборно-агрегатного отсеков и спускаемого аппарата, который обеспечивает возвращение космонавтов на Землю. Спускаемый аппарат позволяет изменением своего пространственного положения относительно встречного потока регулировать траекторию спуска и снизить тем самым возникающие перегрузки. Система «Союз» содержит в своем комплекте и так называемую систему аварийного спасения (САС). Это — самая верхняя надстройка над ракетной системой, показанной на рис. 3.7, е. САС обеспечивает безопасность экипажа в случае любой аварийной ситуации на старте или в полете на участке выведения. Основным силовым элементом САС является пакет твердотопливных двигателей, отводящих космический корабль от потерпевшего аварию носителя с последующим отделением спускаемого аппарата и спуском его на парашютах.
Корабль «Союз» может быть снабжен стыковочным устройством, позволяющим соединять на орбите космические корабли и станции в единую космическую систему. Разработка совместимых стыковочных узлов, а также аппаратуры взаимного поиска, сближения, причаливания и шлюзовых переходных устройств позволила выполнить в 1975 г. первую международную экспериментальную программу «Аполлон — Союз» (ЭПАС).
Эти и им подобные вопросы, однако, относятся к сфере чистой космонавтики и затрагивают в основном проблематику космических кораблей. Поэтому вернемся к носителям.
2.2. Ракета-носитель «Сатурн-V»
Ракета имеет три последовательно соединенные ступени. Ее основные размеры даны на рис.3.8. Уникальность этого сооружения заключается не только в его абсолютных размерах, но и в масштабах проводившихся работ. Создание этой ракеты вызвало к жизни множество разнообразных новинок в принципах самого замысла, в силовой конструкции, в двигательной части, в технологии, в системе управления, в способах испытания, освоения и доводки, в стартовой подготовке, контроле и во многих областях, соприкасающихся с ракетной техникой. Многие из этих вопросов настолько специальны, что представляют чисто профессиональный интерес, и о них здесь говорить неуместно. О некоторых будет сказано в последующих главах. Однако есть и общие вопросы, на которые следует обратить особое внимание.
Для такой сложной и ответственной ракеты, как «Сатурн-V», процесс отладки и доводки был бы более длительным и дорогостоящим, если бы проектанты не пошли на создание двух предварительных вариантов двухступенчатых ракет «Сатурн-I» и «Сатурн-IB». Таким образом, под индексом «Сатурн» понимается не только носитель для корабля «Аполлон», а серия из трех типов ракет. Ракета «Сатурн-I» сыграла в данном случае роль такого же трамплина при переходе к «Сатурну-V», как в свое время ракета В2А при переходе к схеме с несущими баками, Она так же, выполнив свое назначение, отошла в прошлое. Модификация же «Сатурн -IB» приобрела и самостоятельное значение, как носитель для выведения на низкую орбиту меньших по весу кораблей. В частности, для выполнения программы «Апполон-Союз» достаточно было воспользоваться именно этой ракетой, а не столь тяжелой, как «Сатурн-V». Однако проводя эту историческую аналогию между «Сатурном–I» и В2А, не следует забывать и о масштабах. «Сатурн–I» выводил на орбиту 10т, а «Сатурном–IВ» выводит 18т. По мощности это соответствует примерно ракетам СК и носителю системы «Протон».
В идее создания предварительных модификаций серии «Сатурн» есть еще один чрезвычайно важный аспект. Вторая ступень ракеты «Сатурн–I» была запланирована как третья для «Сатурна–V». Пройдя первые испытания на ракете «Сатурн–I», она видоизменилась и заняла место второй ступени на «Сатурне–IВ» под индексом SIVB, а затем без существенных изменений, как полностью отлаженный и надежный агрегат, была установлена на «Сатурне-V». Такая тщательная и длительная доводка была необходима в связи с новизной и недостаточной изученностью низкокипящего топлива кислород+водород, которое уже давно привлекало внимание своими высокими энергетическими характеристиками, но освоение которого связано с большими трудностями. И еще одна особенность. Двигатель ступени SIVB по программе «Апполон» запускается дважды с довольно длительным перерывом. Две первые ступени «Сатурна-V» еще не обеспечивают выведение корабля на околоземную орбиту. Надо, чтобы еще и третья ступень работала, примерно, 150 сек, и только после этого будет достигнута необходимая орбитальная скорость.
Но на этой орбите, называемой начальной орбитой, надо задержаться примерно на два с половиной часа, чтобы стартовать в той точке, которая отвечает траектории полета к Луне с минимальной характеристической скоростью на участке разгона. За это время проводится заключительная, предусмотренная программой полета проверка системы управления и элементов автоматики всех систем корабля — в предстоящем полете любой отказ мог бы обернуться для экипажа трагической безвыходностью. Естественно, что во время пребывания на начальной орбите двигатель выключен. После проведения необходимых операций и вычисления момента запуска двигатель снова включается, и за 300 сек непрерывной работы выводит корабль на траекторию полета к Луне.
Отработка кислородно-водородной ступени, да еще и с повторным запуском двигателя — серьезная инженерная задача, и многое отлаживалось не только на стенде, но и на опытных модификациях «Сатурн-I и IB», а в дальнейшем и при беспилотных пусках носителя «Сатурн-V».
Рис. 3.9. Блок первой ступени ракеты «Сатурн-V». 1— переходник, 2—бак окислителя, 3 — демпферы колебаний окислителя в баке, 4 — устройство, предотвращающее образование воронки на входе в трубопровод, 5—крестообразная перегородка, 6 — переходник между баками, 7 —бак горючего, 8 —тоннель для трубопровода окислителя, 9 — трубопровод окислителя (внутри тоннеля), 10 — рама двигательной установки, 11 — верхнее кольцо рамы двигателей, 12— нижнее кольцо рамы двигателей, 13 — обтекатель периферийного двигателя, 14 — лопасть стабилизатора, /5—двигатель F1, 16—тормозной двигатель, 17 —трубопровод газообразного кислорода, 18 — баллоны с гелием, 19 — блок аппаратуры, 20 — тоннель. |
Блок первой ступени ракеты «Сатурн-V» (рис.3.9) имеет весьма внушительные размеры — 42,5 м в длину и 10,1 м в диаметре. В бак окислителя 2 заливается 1400 т жидкого кислорода, а в бак горючего 7600 т керосина. В верхней части бака окислителя имеется переходник / для стыковки со второй ступенью ракеты. В средней части корпуса имеется межбаковый отсек 6. Как и во всех ракетах, пространство между баками и между ступенями используется для размещения аппаратуры.
Обечайки обоих баков имеют продольные подкрепления с Т-образным поперечным сечением, полученным фрезерованием из листов с исходной толщиной 51 мм. Оставленная в промежутках между стрингерами оболочка в баках горючего и окислителя имеет толщину 6,3 и 4,6 мм соответственно. Нижняя часть бака горючего для более равномерной раздачи усилий от двигателя выполнена с переменной толщиной. В баках установлены широкие шпангоуты, выполняющие не только силовые функции, но и являющиеся одновременно гасителями колебаний жидкости. На днищах обоих баков установлены крестообразные перегородки — воронкогасители, предупреждающие образование вихревого всасывания с возможным прорывом газа из бака в двигатель.
Наддув бака горючего осуществляется гелием, который в жидком состоянии хранится под высоким давлением в баллонах 18, размещенных в баке окислителя. В самом же кислородном баке наддув гелием производится только на старте. В дальнейшем для этой цели используется кислород, который отбирается из магистрали высокого давления и газифицируется в теплообменнике. Такая система наддува кислородного бака берет свое начало еще от «Фау-2».
Двигательная установка первой ступени скомплектована из пяти однокамерных двигателей F1 15, каждый из которых дает на Земле тягу 690 тс и имеет собственный ТНА и собственные топливные магистрали. Таким образом, через бак горючего проходит не одна тоннельная труба, как обычно, а пять, и внутри каждой из них проложена с зазором магистраль окислителя. Центральный двигатель укреплен неподвижно на крестообразной раме 10, а четыре периферийных — на карданах, связанных с той же рамой. Боковые двигатели могут отклоняться на небольшой угол от оси ракеты, чем обеспечивается управление первой ступенью. Турбонасосный агрегат каждого двигателя укреплен непосредственно на самой камере и поворачивается вместе с нею. Это обеспечивает компактность монтажа, а главное, позволяет избежать гибких сочленений в трубопроводах, находящихся под высоким давлением.
При сопоставлении двигательной установки первой ступени «Сатурн-V» и уже знакомых нам двигателей РД-107 и РД-108 не следует отождествлять связку двигателей со связкой камер. В двигателе РД-107 мы видели связку камер, работающих от общего ТНА, от которого питаются и управляющие камеры. Здесь же поворачиваются сами двигатели. Для каждого из них имеются по две рулевые гидравлические машины, рабочей жидкостью в которых служит само горючее, отбираемое из магистрали высокого давления. В этом, кстати, также заключается существенное отличие от РД-107, где привод для поворота управляющих камер не является частью двигателя и с режимом его работы никак не связан. И наконец, еще одна особенность управляющих двигателей ракеты «Сатурн-V». Каждый из них поворачивается не в одной, а в двух плоскостях. Такое решение на первый взгляд кажется надуманным. Действительно, в ракете СК управляющие камеры блоков Б и Г и соответственно — В и Д поворачиваются только относительно общих поперечных осей пакета. Для управления ракетой по трем углам этого вполне достаточно. Но в случае отказа одного из двигателей ракета, естественно, теряет управляемость. Именно это обстоятельство и послужило причиной тому, что каждому из управляющих двигателей F1 было обеспечено две степени свободы. В случае отказа двигателя ситуация остается аварийной, но контроль над создавшимся положением сохраняется.
Хвостовой отсек первой ступени имеет обтекатели 13, которые прикрывают периферийные двигатели от аэродинамических воздействий. Нижняя часть хвостового отсека, изготовленная из титана и нержавеющей стали, имеет экран, защищающий ТНА и арматуру двигателей от чрезмерного нагрева со стороны истекающих газов.
После выключения двигателей для отделения и отвода первой ступени включаются восемь тормозных твердотопливных двигателей 16, каждый из которых дает тягу 39 т, и работает 0,66 сек.
Первая ступень работает 150 сек и выключается на высоте 67 км, сообщив ракете скорость 2,38 км/сек.
Блок второй ступени ракеты «Сатурн-V» (рис. 3.10) имеет длину 25 м при том же диаметре, что и блок первой, и обладает не менее интересными особенностями. Это — кислородно-водородная ступень.
Водород кипит при температуре —253°С, и для баков, во избежание чрезмерных потерь на испарение, необходима теплоизоляция. Жидкий водород имеет низкую плотность — всего-навсего 0,071 г/см3, а это влечет за собой более чем заметное увеличение емкости баков горючего.
В цилиндрический бак горючего 4 на второй ступени заливается около 70 т жидкого водорода, а в сферический бак окислителя 7 — 360т кислорода. Эти баки имеют общее днище, состоящее из двух оболочек с пенопластовым теплоизолирующим заполнителем. Верхнее днище, а главное, обечайка водородного бака имеют более мощное теплоизолирующее покрытие, расположенное с внешней стороны бака и имеющее в нижней части толщину около 40 мм. Это — опять же пенопласт, закрытый снаружи слоистой фенольной оболочкой, защищающей от аэродинамического нагрева на атмосферном участке траектории. При создании этого теплоизолирующего покрытия учитывалась возможность нарушения его герметичности, что может повлечь за собой конденсацию атмосферного кислорода в охлажденных полостях теплоизоляции. Во избежание этого теплоизолирующий слой в дополнение к покрытию воздухонепроницаемыми пленками подвергается предварительной продувке гелием. Сама обечайка водородного бака имеет вафельную конструкцию и фрезеруется из листа толщиной 51 мм до 3,8 мм. Прочность алюминиевых* сплавов при низких температурах обычно повышается. Это позволяет несколько уменьшить толщину баков и тем самым частично компенсировать весовые потери, связанные с необходимым теплоизолирующим покрытием. Наддув баков горючего и окислителя производится газифицированным водородом и кислородом соответственно.
У носителей «Сатурн» применен принцип так называемого «холодного» разделения блоков: запуск последующей ступени производится после отброса блоков предыдущей ступени, когда ступень движется по инерции, т. е. — в условиях невесомости. Недостаток такого разделения состоит в том, что запуску двигателей должна предшествовать операция осадки топлива. Топливо надо сместить к днищу баков, чтобы нормально работали заборники. Эта операция выполняется вспомогательными небольшими двигателями, как правило, твердотопливными, сообщающими ракете небольшое ускорение. Такие двигатели называются двигателями системы обеспечения запуска.
Рис. 3.10. Блок второй ступени ракеты «Сатурн-V»: 1 — дренажный клапан горючего, 2— переднее днище бакового отсека, 3 —распределитель газообразного водорода для наддува бака горючего, 4 — бак горючего, 5— датчик уровня, 6—-межбаковая перегородка, 7—бак окислителя, 8—дренажный трубопровод окислителя, 9, // — плоскости разделения, /0 —вспомогательный двигатель системы обеспечения запуска, 12 — обтекатель для кабелей, 13 — демпфер колебаний окислителя в баке, 14 — распределитель газообразного кислорода для наддува бака окислителя, 15 — система контроля уровня окислителя в баке, 16 — датчик уровня, 17 — рециркуляционный трубопровод; 18 — трубопровод горючего, 19—-элемент конструкции рамы двигателя, 20 — трубопровод окислителя, 21 — приборы, 22—двигатель J2, 23—теплозащитный экран. |
В противоположность «холодному» практикуется и «горячее» разделение ступеней. Двигатели последующей ступени запускаются в момент, пока тяга двигателей предыдущей ступени еще не упала до нуля. При таком способе разделения вспомогательные двигатели не нужны, но требуется тепловая защита отбрасываемого блока от воздействия струи запускаемого двигателя.
На переходнике между блоками первой и второй ступеней «Сатурн-V» установлено восемь вспомогательных твердотопливных двигателей системы обеспечения запуска. Переходник представляет собой силовую подкрепленную оболочку. После выхода двигателей второй ступени на режим он отбрасывается. На блоке второй ступени имеется также и верхний силовой переходник для стыковки с третьей ступенью. На нем установлены четыре вспомогательных твердотопливных двигателя разделения ступеней.
Силовая установка второй ступени, как и первой, имеет пять двигателей: один в центре и четыре по периферии. Поворотом последних достигается управление ракетой. Схема компоновки та же, но двигатели другие. Они имеют индекс J2. Каждый из них дает тягу 102 тс, а низкокипящее топливо кислород + водород обеспечивает удельную тягу в пустоте 430 единиц. На каждой камере установлено по два ТНА: один — для горючего, другой — для окислителя. Горячий газ из генератора, работающего на основных компонентах, подается сначала на турбину горючего, а затем на турбину окислителя. Система двух ТНА позволяет гибко регулировать соотношение компонентов в камере сгорания, которое меняется, как и на всех современных ракетах, по условию одновременного опорожнения баков. Но на второй ступени «Сатурна-V» применено, кроме всего прочего, и регулирование суммарного секундного расхода из условия обеспечения заданного закона нарастания ускорения с тем, чтобы уменьшить отклонения от номинальных условий полета.
Двигательная установка второй ступени работает, примерно, 390 сек и выключается на высоте 186 км при скорости полета 6,88 км/сек.
Рис. 3.11. Блок третьей ступени ракеты «Сатурн-V»: 1 — передний переходник, 2 — бак. горючего, 3 —бак окислителя, 4 — баллоны с охлажденным сжатым гелием, 5—переходник, 6—-двигатель J2, 7 —вспомогательные двигатели, 5 —баллоны с неохлажденным сжатым гелием, 3-топ-ливиый бачок системы повторного запуска двигателя, 10—датчик уровня в баке горючего, 11 — датчик уровня в баке окислителя. |
Блок третьей ступени «Сатурна-V» (рис.3.11), как и второй, — кислородно-водородный и имеет ту же компоновку, но емкости и абсолютные размеры, естественно, уменьшены. Жидкого водорода заливается, примерно, 17 т, акислорода - 87 т. Длина блока вместе с коническим переходником - 17,8 м, адиаметр по бакам - 6,6 м. Конструкция баков во многих деталях, даже с сохранением основных геометрических пропорций, повторяет конструкцию второй ступени, хотя и имеются различия в теплоизоляции водородного бака и в системе наддува. Главная особенность ступени заключается в своеобразном комплексе двигательных установок и довольно сложной последовательности выполняемых ими функций. На третьей ступени установлен всего один двигатель J2, укрепленный в кардановом подвесе, но вместе с тем имеется целая система твердотопливных и жидкостных вспомогательных двигателей на высококипящих компонентах. Абсолютная тяга этих двигателей невелика и измеряется десятками килограмм, но на них, кроме предпусковой осадки топлива, возложено выполнение и ряда других операций.
Управление по крену, т. е. поворот ракеты относительно продольной оси, двигатель J2 самостоятельно обеспечить не может. Это возлагается на вспомогательные двигатели. После выхода на начальную орбиту двигатель J2 выключается, но угловая ориентация ракеты находится под контролем, и управляющие функции несут вспомогательные двигатели. После выключения основного двигателя производится продувка магистралей и баков, для чего снова надо осадить топливо. Необходима осадка топлива и перед вторым запуском J2 для выхода на траекторию полета к Луне. И, наконец, после выхода на траекторию полета к Луне производится перестройка блоков, для которой предусматривается специальная ориентация ракеты в пространстве; все эти операции также выполняют вспомогательные двигатели.
За время летных испытаний «Сатурна-V» имел место по существу один серьезный отказ, когда на беспилотном испытательном пуске «Аполлон-6» вышел из строя один из боковых двигателей второй ступени. Однако летное испытание не было прервано, хотя от выполнения полной программы и пришлось отказаться. И еще был один серьезный отказ, уже при полете на Луну.
Всем известен полный драматизма полет «Аполлона-13» в апреле 1970 г., когда в служебном отсеке корабля, находившегося на расстоянии 330 тыс. км от Земли, произошел взрыв кислородного баллона электроэнергетической системы, вырабатывающей к тому же и кислород для жизнеобеспечения астронавтов. Служебный отсек взрывом был выведен из строя полностью, но жилой отсек корабля не пострадал. Необходимо было в кратчайший срок возвращаться на Землю. Проявляя и самообладание, и мужество, устраняя на каждом шагу новые возникающие неполадки, астронавты сумели воспользоваться системой жизнеобеспечения лунного корабля и с крайне ограниченными запасами кислорода на четвертые сутки аварийного полета совершили благополучную посадку.
Для тех, кто склонен к обобщениям жизненных наблюдений, это происшествие может служить примером того, как трагичность положения способна обернуться общим триумфом. Но инженер, представляющий себе пути развития техники, может сделать вывод не только о надежности системы «Сатурн-Аполлон». То обстоятельство, что имевшие место серьезные отказы не вывели систему из-под контроля, говорит о ее живучести.
В технике под живучестью понимается свойство системы подобно живым организмам компенсировать отказ одного элемента передачей его функций другим. Так, в частности, выход из строя бокового двигателя второй ступени «Аполлон-6» не повлек за собой потери управления. Эти функции взяли на себя другие двигатели. Функции многих систем основного отсека «Аполлона-13» после взрыва взяли на себя системы лунного корабля. Но отказ отказу — рознь. Поэтому понятие живучести относительно. В него включаются не только свойства корабля и ракеты-носителя, но и всех наземных средств, способных оперативно вмешиваться в создавшуюся обстановку.
Ракета «Сатурн-V» выполнила поставленные перед ней задачи; программа «Аполлон» была успешно завершена. На Луне побывали 12 человек, а ее облет совершили 27 астронавтов.
Но, конечно, что касается Луны, то это пока только самое начало. И здесь уместно провести аналогию с историей изучения Антарктиды. Когда-то, лет 150 назад, к берегам необитаемого континента подошли первые парусные шлюпы, а на карту земного шара с этого момента постепенно, по частям стали наноситься контуры береговой линии. В начале века экспедиции Амундсена и Скотта вышли на ледовый щит и достигли Южного полюса. Конечно, это тоже была большая победа, но и она не могла удовлетворить человеческую пытливость. Когда техника последних десятилетий дала в руки полярников совершенные океанские и воздушные корабли, радиосвязь, вездеходы и другие технические средства, началось планомерное изучение континента. Возникли береговые поселки со сменным персоналом, стали забрасываться внутрь континента зимовочные группы, а вся антарктическая эпопея явила собою пример плодотворного научного сотрудничества многих стран.
Не надо быть пророком, чтобы предвидеть нечто похожее и в изучении Луны. Но на современном уровне создать носитель более мощный, чем «Сатурн-V», и трудно и безумно дорого. Поэтому нужны новые технические решения, которые могли бы сделать обыденным то, что до недавнего времени рассматривалось как сенсация.
Дата добавления: 2014-12-26; просмотров: 2714;