Объединенная установка сработала на "отлично" (к 30-летию полета космического корабля "Буран")

Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР о создании многоразовой космической системы вышло 17 февраля 1976 года. Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова (ЦИАМ) был подключен к проекту несколько позже, по мере возникновения потребности в компетенциях в сфере авиационного двигателестроения.

Институт был определен соисполнителем разработки объединенной двигательной установки «Бурана» в части научного сопровождения создания двигателей реактивной системы управления (РСУ) и вспомогательной энергетической установки. В сжатые сроки в Научно-испытательном центре ЦИАМ в Тураево был создан стенд для высотных испытаний двигателей РСУ с воспроизведением реальных условий полета космического корабля, проведены расчетно-проектные исследования.

Реактивная система управления КК «Буран» была проектом уникальным. Впервые в мировой практике ЖРД малой тяги системы управления работали на несамовоспламеняющихся компонентах топлива: газообразном кислороде и углеводородном горючем. Это дало возможность обеспечить высокую степень пожаро- и взрывобезопасности на борту, экономичность всей ОДУ и низкую общую массу РСУ. Разработчики РСУ стали первопроходцами в этой области – реализация проекта потребовала от них решения таких сложнейших технических и технологических задач, аналогов которым в мире еще не было.

Конструкция РСУ включала в себя 38 двигателей управления тягой 400 кГ и 8 двигателей тягой 20 кГ. ЦИАМ принял в ее разработке самое активное участие. Одной из важнейших задач в общей проблеме создания РСУ на несамовоспламеняющихся компонентах топлива стала стендовая отработка управляющего двигателя (УД) конструкции НПО «Энергия». Двигатель был предназначен для работы в космосе как в режиме коротких импульсов, так и в длительном стационарном режиме. На испытательном стенде ЦИАМ была создана автоматизированная система управления запуском и остановом двигателя. С высокой точностью она выдерживала как импульсный режим работы с частотой до 5 гц, так и стационарный (с максимальной длительностью 500 с). Измерения параметров осуществлялись автоматизированной системой. На этапе конструкторских доводочных испытаний в качестве горючего использовался авиационный керосин ТС-1. В дальнейшем были проведены сравнительные испытания двигателя на ТС-1 и на штатном горючем С-2 с переключением стендовых емкостей с различными видами горючего в процессе непрерывной работы двигателя.

Так как на двигателях использовалось несамовоспламеняющееся топливо, в качестве воспламенителя в камере сгорания ЦИАМ предложил использовать воспламенительное устройство авиационного типа. В Институте был спроектирован и изготовлен в габаритах УД модельный воспламенитель на базе авиационной свечи СД-96 со стендовым агрегатом зажигания. После отработки эти устройства стали прототипом штатной системы воспламенения управляющего двигателя.

Отработка узла воспламенения проводилась в ЦИАМ автономно на компонентах керосин и воздух. Огневые включения проводились с опережающей подачей воздуха при расходе топлива (керосина), подаваемого в зону плазменного факела. Результаты регистрации пирометра ДПФ-200 и видеосъемки зоны горения показали, что это устройство обеспечивает надежное воспламенение. Отсюда был сделан вывод о том, что среднее время запаздывания воспламенения составляет 0,011 секунд и находится в пределах заданной величины.

По требованиям технического задания, управление космическим кораблем «Буран» должно было обеспечиваться управляющим двигателем, в том числе - и в режиме коротких импульсов. Это ставило перед разработчиками УД задачу создания быстродействующего клапана подачи газообразного кислорода со стабилизатором расхода. На основе анализа известных конструкций дозирующих элементов регуляторов в ЦИАМ был выбран упругощелевой тип дозатора пластинчатого типа. В таком дозаторе измерительный и исполнительный элементы объединены в одном – пластине из мембранной стали с однонаправленной заделкой. Принцип действия дозатора был основан на изгибе пластины при действии на нее перепада давлений и, вследствие этого, изменения площади проходного сечения, над которым она установлена.

Полноразмерный макет упругощелевого дозатора был спроектирован и изготовлен в ЦИАМ совместно с НПО «Энергия». Испытания стабилизатора показали, что частота парируемых возмущений составила не менее 300 Гц, погрешность дозирования расхода – 3%. Полученные характеристики полностью соответствовали требуемым показателям. На основе проведенного в ЦИАМ полного цикла исследований и доработок стабилизатора было сформировано техническое предложение на штатную конструкцию клапана-стабилизатора для двигателей РСУ.

Значительный вклад внес ЦИАМ также в разработку вспомогательной энергетической установки (ВЭУ) космического корабля «Буран». Проведенные Институтом исследования показали, что в установках подобного типа с широким диапазоном изменения выходной мощности (5-105 кВт) для управления частотой вращения турбины ВЭУ целесообразно применить релейно-импульсную систему управления подачей топлива в газогенератор. При отработке ВЭУ с гидромеханическим вариантом релейно-импульсной САР были выявлены недопустимые забросы частоты вращения турбины и пропуск команд управления. В связи с этим, по рекомендации ЦИАМ был разработан и принят к реализации в штатной конструкции электронный вариант релейно-импульсной САР с электромагнитным отсечным клапаном. Правильность принятия этого технического решения была подтверждена результатами безотказной работы всех трех энергетических установок в первом полете «Бурана». Наибольший
выигрыш по величине расходуемого топлива имел место при минимальной величине мощности нагрузки и достигал ∼70%. Интегральный выигрыш по запасу топлива в баках ВЭУ в полном диапазоне изменения мощности составлял около 30%.

Корабль массой 79,4 т (при расчетных 105 т) был выведен на опорную орбиту универсальной ракетой-носителем сверхтяжелого класса «Энергия». С помощью двух импульсов, выданных двигателями орбитального маневрирования, «Буран» был затем переведен на круговую орбиту высотой 263–251 км. Для обеспечения оптимального теплового режима в полете поддерживалась ориентация корабля на разворот левым крылом к Земле. После выдачи тормозного импульса на посадку двигатели РСУ выстроили посадочную «самолетную» ориентацию. На высоте около 90 км к управлению кораблем подключились аэродинамические органы управления. Таким образом, в ходе орбитального полета космического корабля «Буран» объединенная двигательная установка полностью выполнила свою задачу. Успешный полет многоразового космического ракетно-космического комплекса «ЭнергияБуран» подтвердил высокий уровень отработки двигателя управления и достоверность тягово-экономических и ресурсных характеристик, полученных при высотных испытаниях на стенде ЦИАМ. Он стал триумфом и наивысшим достижением отечественной ракетно-космической техники.


Вячеслав Семенов,
Ведущий научный сотрудник ФГУП «ЦИАМ им. П.И. Баранова»


 Источник: Инженерная газета, № 10 (1682), август 2018 года