Центральный институт авиационного
моторостроения имени П.И. Баранова
Rus
<< Назад

15 ноября 1988 года состоялся первый и единственный полет многоразового орбитального корабля (ОК) «Буран»

1988 год

Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР о создании многоразовой космической системы вышло 17 февраля 1976 года. ЦИАМ подключался к разработке двигателей многоразового ракетно-космического комплекса (МРКК) «Энергия – Буран» и РН «Зенит». Институт принял участие в создании самого мощного в мире ЖРД первой ступени РД-170/171 для ракет-носителей «Энергия» и «Зенит», двигателей для их вторых ступеней РД-0120 и РД-120, уникальных ЖРД управления и ориентации 17Д15 и 17Д16 для ОК «Буран», а также ракетно-турбовального двигателя РТВД-14, служившего автономным источником энергии для привода насосов гидросистем ОК «Буран» на этапе атмосферного полета и посадки. Координация этих работ осуществлялась под руководством В.Р. Левина.

 Кислород для «Бурана»

Объединенная двигательная установка (ОДУ) 17Д11 ОК «Буран» состояла из двух ЖРД орбитального маневрирования 17Д12 тягой 8800 кгс, 38 управляющих ЖРД 17Д15 тягой по 408 кгс и 8 ЖРД точной ориентации 17Д16 тягой по 20 кгс.

Уникальность ОДУ «Бурана» состояла в том, что это была первая в мире двигательная установка космического аппарата с использованием криогенного окислителя – жидкого кислорода. В качестве горючего применялось синтетическое углеводородное топливо – синтин. Использование кислородно-углеводородного топлива увеличило удельный импульс двигателей, позволило значительно повысить энерговооруженность «Бурана» и сделать его эксплуатацию более безопасной и экологически чистой. Появилась возможность объединить ОДУ с другими бортовыми системами, использующими кислород, например, электропитания (топливные элементы) и жизнеобеспечения. Для сравнения: вспомогательная установка космического корабля «Спейс шаттл» работала на традиционных долгохранимых токсичных компонентах – монометилгидразине и четырехокиси азота.

Однако использование низкокипящего компонента на ОК «Буран» потребовало применения криогенных технологий хранения жидкого кислорода в условиях длительного (до 30 суток) орбитального полета: запас окислителя для всех двигателей хранился в едином теплоизолированном баке при низком давлении (использование переохлажденного до -210ºС кислорода и активных средств его перемешивания позволяло избежать потерь на испарение в полете в течение 15–20 суток, а при более длительных, до 30 суток, полетах достаточно было применения холодильной машины с минимальным электропотреблением).

Хранение окислителя в едином баке заставило решать задачу обеспечения надежной работы многодвигательной установки при значительном удалении двигателей от места хранения компонента. Были применены капиллярные заборные устройства, позволявшие начать подачу компонентов топлива при состоянии, близком к полной невесомости. Надежность работы установки достигалась резервированием ее критически важных элементов и использованием системы контроля, диагностики и аварийной защиты ОДУ, в бортовую часть которой входило около 100 датчиков и пневмореле, а также вычислительные устройства, позволявшие осуществлять необходимые операции как в автоматическом режиме, так и по командам экипажа или наземного пункта управления.

 Двигатели управления

ЖРД орбитального маневрирования 17Д12 разработки РКК «Энергия» стал дальнейшим развитием РД-58, созданного в 1960-х годах для пятой ступени (блока «Д») сверхтяжелой РН Н-1. В дальнейшем блок «Д» использовался в качестве четвертой ступени РН «Протон». До 1988 года состоялось около 50 стартов с использованием этого двигателя, его конструкция была хорошо отработана и ее адаптация для использования в составе ОДУ «Бурана» (обеспечение 15 включений за полет и пр.) большой проблемы не представляла. А вот ЖРД 17Д15 и 17Д16 стали уникальными разработками.

Необходимо было обеспечить постоянное присутствие окислителя с соответствующими параметрами на входе в эти двигатели для обеспечения мгновенного их включения в любой момент полета. Для решения этой задачи было найдено оригинальное решение: питание двигателей не жидким, а газообразным кислородом, получаемым в бортовом газификаторе путем сжигания в жидком кислороде небольшой доли горючего. При этом приходилось решать нестандартную проблему обеспечения охлаждения газо-жидкостного ракетного двигателя газообразным кислородом. Среди других решений, которые отличали ОДУ «Бурана»: применение в двигателях управления электрического зажигания индуктивного типа и избыточное содержание кислорода в камере для исключения образования сажи.

38 управляющих двигателей 17Д15 разработки РКК «Энергия» обладали уникальными характеристиками: они представляли собой однокамерные газожидкостные импульсные реактивные двигатели высокого быстродействия. При тяге в 408 кг и удельном импульсе 275–295 с они могли работать как в импульсном, так и в стационарном режимах с длительностью включения от 0,06 до 1200 с как в орбитальном полете, так и при спуске в атмосфере до высоты 10 км, что позволяло использовать их в качестве дублеров двигателей орбитального маневрирования и двигателей ориентации. Время набора 90% тяги – 0,06с, что являлось минимальной продолжительностью включения. Частота включений – до 8 Гц. Обеспечивалось до 2000 включений за полет. При этом гарантированный ресурс 17Д15 составлял 26 000 включений и более 3 ч непрерывной работы (по мере набора статистики планировалось дальнейшее увеличение этих показателей).

Двигатели ориентации 17Д16 разработки НИИ Машиностроения, г. Нижняя Салда, по принципиальной схеме аналогичен двигателям управления. Если двигатели управления 17Д15 предназначались для выстраивания ориентации, а также для маневров, связанных с перемещением центра тяжести ОК на орбите, то восемь 17Д16 тягой 20 кгс и удельным импульсом 227–237 с служили в основном для поддержания ориентации. Основным режимом их работы являлась выдача импульсов длительностью от 0,06 до 0,12 с, но могла осуществляться и непрерывная работа длительностью до 100 с. Число включений – до 5000 за полет. Ресурс по включениям – 40 000.

 Вклад ЦИАМ

Создание двигателей с такими возможностями представляло собой сложную научно-техническую задачу, в решение которой большой вклад внес ЦИАМ. Институт проводил доводку и официальные испытания ЖРД 17Д15 и 17Д16.

В 1977 г. на специальной установке исследовано длительное воздействие глубокого вакуума и сверхнизкой температуры на работоспособность некоторых систем, начаты исследования характеристик элементов ОК «Буран» при моделировании условий работы по программе полета (Н.Н. Иванов, Б.Н. Амелин, А.К Давыдов, В. В. Фишгойт). Проведены экспериментальные исследования в барокамере отдельных узлов ОК «Буран» (Г.Н. Богданов, А.Н. Нарышкин, А.Р. Иванов, Ю.А. Юдин, В.А. Орлов).

В 1978 году для высотных испытаний ЖРД 17Д15 был реконструирован и сдан в эксплуатацию стенд Ц16-Т/В (В.Р. Левин, К.К. Боков, Ю.Б. Демидо, А.Д. Пособило, А.Л. Семенов, В.Л. Семенов и др.). Были подтверждены характеристики двигателей ОК «Буран» при работе в атмосфере на высоте до 40 км. Программа доводочных испытаний ЖРД 17Д15 на стенде Ц16-Т/В была завершена в 1985 г. (В.Л. Семенов, Ю.Б. Демидо, А.Д. Пособило, В.С. Симакин и др.).

Разработаны рекомендации по технической диагностике ЖРД системы орбитального маневрирования и реактивной системы управления (В.М. Калинин, В.А. Шерстянников, Э.М. Рабинович, В.Л. Семенов, А.К. Троицкий, Г.И. Олифирова).

Специалисты института разработали систему электроплазменного воспламенения топлива ЖРД 17Д15.

В 1979 г. проведено исследование по оптимизации выбора массово-энергетических характеристик ДУ ОК (В.А. Шерстянников, А.А. Коконин, Е.Г. Тюриков).

В 1980 г. на ОК «Буран» внедрены упруго-щелевые регуляторы расхода пластинчатого типа (Ф.Н. Олифиров, В.М. Шталенков). В 1983 г. проведены статические испытания редукторов для систем управления ОК «Буран» (М.В. Никулин, В.П. Баринов, Е.М. Гуго, В.Ф. Белова). В 1986 г. отработан запуск двигателей посадочного модуля силовой установки ОК «Буран» в условиях снижения до высот 12–6 км при скорости М=0,8–0,5 на высотном стенде У-9М (Ю.А. Юдин, А.Н. Нарышкин, Ю.А. Литвинов).

 Автономный источник энергии РТВД-14

Поскольку ОК «Буран» после схода с орбиты совершал «безмоторный» планирующий полет, требовался автономный источник энергии для привода насосов в магистралях рулевой гидросистемы аэродинамических органов управления, в тормозной системе и в системе выпуска шасси. Эти функции на обычных самолетах выполняет коробка отбора мощностей ТРД. Для ОК «Буран» таким источником энергии стала ВСУ на основе ракетно-турбовального двигателя РТВД-14, разработки ОКБ А.М. Люльки. Для обеспечения надежности устанавливались три автономные ВСУ в каждом из трех каналов гидросистемы, гарантирующие работу органов управления даже в случае отказа двух каналов из трех. Двигатель мощностью 150 кВт и массой 63 кг работал без использования атмосферного воздуха на однокомпонентном топливе (гидразине) и обеспечивал поддержание заданной частоты вращения выходного вала при изменении загрузки в 10–15 раз с градиентом до 700 кВт/с. Запуск ВСУ происходил на этапе снижения и посадки ОК «Буран», чтобы обеспечить готовность аэродинамических органов управления к работе уже на высоте 90 км. 180 кг гидразина хватало на 75 минут непрерывной работы.

Любопытно, что при разработке схемы посадки ОК «Буран» прорабатывался и вариант с использованием на атмосферном участке ТРД. В связи с этим в ЦИАМ были разработаны методы герметизации ТРД, проведены исследования по обеспечению гарантированного запуска ТРД в полете и его надежной работы после пребывания за пределами плотной атмосферы.

Официальные межведомственные испытания РТВД-14 завершились в 1987 г. Председателем межведомственной комиссии был сменивший В.Р. Левина на посту руководителя отдела 012 ЦИАМ А.С. Рудаков (награжден Ленинской премией за вклад в создание РД-170/171). Важность вклада ЦИАМ в работу над ЖРД 17Д16 подтверждена награждением В.Л. Семенова орденом Трудового Красного Знамени.

 Полет «Бурана»

В штатном (безаварийном) полете ОДУ обеспечивала стабилизацию ОК в связке с РН (с момента включения 2-й ступени), разделение ОК и РН, довыведение ОК на рабочую орбиту, стабилизацию и ориентацию ОК, орбитальное маневрирование, сближение и стыковку с другими КА, торможение, сход с орбиты и управление спуском. Кроме чисто динамических задач ОДУ как бортовая система обеспечивала тепловое саморегулирование, самоконтроль, огневые проверки, связь ОК с наземными системами, а также интеграцию с системой электропитания по хранению и подаче жидкого кислорода.

Полет ОК «Буран» 15 ноября 1988 г., продолжительностью 205 минут (два витка над Землей), прошел успешно и завершился автоматической посадкой на взлетно-посадочную полосу аэродрома «Юбилейный» недалеко от Байконура. Корабль, масса которого в первом полете составляла 79,4 т (при расчетных 105 т) вывела на опорную орбиту (апогей – 154,2 км, условный перигей – -11,2 км) универсальная ракета-носитель сверхтяжелого класса «Энергия», для которой этот пуск был вторым (первый состоялся 15 мая 1987 г.). С помощью двух импульсов, выданных двигателями орбитального маневрирования, ОК «Буран» был выведен на круговую орбиту высотой 263–251 км. Для обеспечения оптимального теплового режима поддерживалась ориентация, согласно которой корабль летел, развернувшись левым крылом к Земле. После выдачи тормозного импульса двигатели реактивной системы управления выстроили посадочную «самолетную» ориентацию. На высоте около 90 км к управлению ОК начали подключаться аэродинамические органы управления. В ходе орбитального полета объединенная двигательная установка (ОДУ) ОК «Буран» полностью выполнила свою задачу. Успех первого испытательного полета многоразового ракетно-космического комплекса «Энергия-Буран» стал триумфом и наивысшим достижением отечественной ракетно-космической техники.