Вторая ступень - блок Ц

     Вторая ступень - это центральный блок ракеты-носителя "Энергия", который связывает в единый пакет четыре блока первой ступени (четыре блока А) и орбитальный корабль. Центральный блок - блок Ц - законченная ракетная конструкция, состоящая из топливных баков (кислородного и водородного), переходного (межбакового) силового отсека, хвостового отсека, двигательной установки и всех обеспечивающих функционирование ступени систем.

     Являясь опорной конструкцией пакета, блок Ц выдерживает значительные усилия в узлах крепления боковых блоков и в точках подвески орбитального корабля или полезного груза. Эти нагрузки в узлах крепления блоков А действуют в зоне межбакового отсека, а в узлах подвески орбитального корабля - на нижнюю часть бака горючего и хвостового отсека. В совокупности с действующими напряжениями от внутреннего давления баков эти нагрузки приводят к сложному распределению усилий в конструкции. Основной особенностью силовой схемы блока Ц является разгрузка бака горючего от действия сдавливающих сил при работе двигателей первой ступени и стоянке на старте в заправленном состоянии. Блок Ц фактически подвешен на шарнирных точечных опорах носовых частей блоков А. Нижний пояс крепления блоков А испытывает только поперечные, относительно небольшие, усилия через продольно скользящие опоры. Схема такого рода уже была опробована на ракете Р-7, но она переносит дополнительные нагрузки несимметричного характера к боковым блокам первой ступени, что приводит к определенному увеличению сухой массы боковых блоков.

     Бак жидкого кислорода. Бак монококовой конструкции состоит из оживальной секции с верхней крышкой и носовым обтекателем, цилиндрической секции, демпфирующих перегородок и сферического днища, соединенных между собой сваркой. Оживальная секция состоит из трех подсекций, в вершинной части замыкается кольцевым шпангоутом. Каждая панель - сегмент оживальной секции - штампуется, приобретая расчетную кривизну, а химфрезеровка создает расчетный рельеф. Вдоль кромок секций выполняются утолщения, обеспечивающие необходимое усиление конструкции в районе сварного шва и сопротивление термическим напряжениям в процессе сварки, препятствующие короблению полотна. Образуются локальные утолщения для последующей приварки держателей магистрали наддува бака жидкого кислорода, крепления датчиков уровней демпфирующих перегородок, коллектора термостатирования, измерительных штанг и для крепления кабельного желоба. Остальное полотно обечайки переменной толщины. Толщина обработанного лепестка-секции зависит от профиля нагрузок на оболочку. Размер лепестков оживального днища определяется форматом выпускаемых промышленностью стандартных листов. Оживальная форма верхнего днища кислородного бака оптимальна для обеспечения наименьшего лобового сопротивления и лучших температурных характеристик при обтекании бака внешним потоком, хотя влечет за собой определенные технологические трудности.
     Цилиндрическая часть кислородного бака выполнена сваркой двух секций, состоящих из трех панелей Переменная толщина полотна секций образуется также химическим фрезерованием и зависит от уровня фактических нагрузок, приходящихся на эти секции в составе бака, от технологических образований для сварки лепестков-панелей, приварки элементов внутрибаковых устройств и внешних конструкций креплений пневмомагистралей и кабельных жгутов.
     Нижнее днище бака окислителя сферическое, одинакового радиуса с днищами водородного бака. Собирается со сваркой встык из лепестков-секций меридионального членения и полюсной части. Полотно днища гладкое, имеет переменную толщину соответственно нагрузке, с образованием упрочнений в зоне приварки фланцев магистральных трубопроводов и крепления внутрибаковых устройств. Силовой шпангоут, вваренный на стыке цилиндрической секции и сферического днища, имеет элементы механического сочленения с межбаковым отсеком и изнутри усилен под монтажи внутрибаковых устройств. Дополнительных подкрепляющих конструктивных элементов жесткости бак окислителя не имеет.
     В нижней, полюсной части нижнего днища приварен выходной раструб расходной магистрали питания двигателей жидким кислородом. Ось выходного раструба смещена по отношению к продольной оси бака на 7º, что обеспечивает подвод топлива в последние с полета при несимметричной композиции масс второй ступени с орбитальным кораблем. Выходной раструб перекрывается противозавихрительным устройством и фильтрующей сеткой с ячейкой 40 микрон. Противозавихрительное устройство с профилированием заборного устройства на выходе из бака обеспечивает уменьшение остатков окислителя в баке. Оптимальная конструкция завихрителя и профиль заборного устройства испытывались на модельном баке. Получено хорошее совпадение опытных и расчетных данных.
     Вся наружная поверхность бака покрывается теплозащитой из пенополиуретана, которая обеспечивает расчетный тепловой режим кислорода, и абляционного покрытия для отвода тепла в процессе полета в атмосфере. Применение пенополиуретановой теплозащиты привело к увеличению массы второй ступени, но, учитывая возможное льдообразование на поверхности бака без теплозащиты, ее применение вынуждено.

Конструктивно-компоновочная схема второй ступени ракеты-носителя "Энергии" - блока Ц

     Водородный бак состоит из нижнего и верхнего сферических днищ, цилиндрической обечайки на полную длину бака, верхнего и нижнего торцевых шпангоутов. От полюса верхнего до нижнего днища, наклонно к оси, бак пронизывает цилиндрическая тоннельная труба. Сферические днища бака окислителя и водородного бака одинакового радиуса по теоретическому обводу. Днища гладкие, с полотном переменной толщины, с вварными фланцами и люком-лазом на верхнем днище. Цилиндрическая обечайка водородного бака многосекционная. Высота секции зависит от ширины поставляемого листа. Каждая секция скроена из трех панелей, они соединены продольными швами. Цилиндрическая обечайка вафельной структуры. Продольно-поперечный набор образуется системой перекрещивающихся ребер и имеет вид решетки с квадратными ячейками. В отдельных случаях ячейка имеет неправильную форму.
     Секция, подготовленная к механической фрезеровке ячеек вафельного полотна, в виде кольцевого пояса, сваренная по продольным образующим, калиброванная и механически обработанная, ставится на многошпиндельный станок СВО-22 с программным управлением; и около трех тысяч ячеек каждой секции в автоматическом режиме фрезеруются в оболочке с исходной толщиной около 45 мм. Точность механической обработки ячеек достаточно высокая для такого рода масштабных пространственных конструкций. При необходимости доведения оболочечной конструкции до веса с минимальным превышением от расчетного предусматривается химическое фрезерование. В первых образцах вафельных оболочек фрезерование производилось на горизонтально-фрезерных станках в плитах-заготовках. Гибка секции в кольцо и сварка производились после фрезерования. Однако этот вариант технологии оказался более трудоемким.
     Вафельные конструкции обечаек впервые были применены на боевых ракетах. Они вытеснили в отечественных конструкциях ракетных баков силовые схемы с поперечным и продольным подкреплением, выполненные из прессованных панелей и профилей.
     Все элементы корпусов баков окислителя и жидкого водорода изготавливаются из термоупрочняемого алюминиевого сплава 1201.
     Изготовленная механическим фрезерованием обечайка проходит подготовку торцов обработкой на токарно-карусельном станке. Токарно-карусельную обработку торцевых кромок проходят и сферические днища.
     Торцевые шпангоуты сборные, сегменты свариваются контактной сваркой встык. Профиль, образованный в результате обработки на токарно-карусельном станке, принимает классическую конфигурацию с законцовками, вписывающимися в профиль днищ и обечаек. Шпангоуты имеют специальные элементы болтового соединения с межбаковым и хвостовым отсеками. Промежуточный силовой шпангоут предназначен для крепления переднего узла связи с орбитальной ступенью.
     Подача жидкого водорода из бака осуществляется через заборное устройство сифонного типа. Профиль сифонного узла отрабатывался также на модельном баке. Узел имеет противозавихрительное устройство.
     Бак рассчитан с запасом прочности, соответствующей работоспособности бака в условиях действия температуры в широком диапазоне - от криогенной температуры компонента и его паров до температуры газа наддува.
     Вся внешняя поверхность бака имеет тепловую защиту, наносимую на днища и боковую поверхность. Участки, подвергающиеся воздействию факелов двигателей увода блоков А и подверженные воздействию повышенных теплопритоков из-за взаимодействия стенки со скачками уплотнения, приходящих от орбитального корабля и силовых узлов связи, имеют абляционную теплоизоляцию.
     Панельный канал в водородном баке изготавливается из внешне оребренных цилиндрических труб, сваренных с концевыми компенсаторами и газовым демпфером на выходе из водородного бака. Внутри тоннельного канала проходит расходная магистраль окислителя.

     Внутрибаковые устройства. Баки оснащены большим количеством устройств. Для гашения колебаний жидких компонентов топлива в течение всего времени полета ракеты внутренние полости баков имеют демпфирующие перегородки, выполненные в виде тонколистовых алюминиевых полотнищ, ужесточенных собственным силовым набором. На боковых стенках водородного бака, на обечайках крепится продольный набор перегородок. Верхние днища обоих баков имеют поперечные кольцевые перегородки. Демпфирующие перегородки, закрепленные на нижних днищах, располагаются в виде радиальных лучей. Конструкция и ее размеры были подобраны на основе теоретических расчетов и проверены в модельных и натурных условиях. Эффективность подтверждена летными испытаниями.
    Для регистрации реальных процессов колебаний жидких компонентов на поверхности баков по образующей расположена сеть датчиков колебаний. По оси баков располагаются штанги тепловых датчиков уровней компонентов различного функционального назначения как средств замера истинного уровня заправки, элементов системы регулирования опорожнения баков при работе двигателей, сигнализаторов остатков топлив и часть телеметрических датчиков.
     Температурные штанги, закрепленные по оси бака на растяжках, имеют насыщенную сеть температурных датчиков для замера текущей температуры компонентов -поверхностной и глубинной. Замер температур использовался в процессе заправки компонентами блока при отработке процесса заправки на экспериментальных ракетах, при стендовых испытаниях блока. На летных ракетах системы замера температур устанавливаются только на первых образцах.
     Для поддержания расчетного уровня температур компонентов на силовых элементах верхних днищ баков крепятся коллекторы термостатирования, через которые по программе подается захоложенный компонент для конвективного перемешивания и усреднения температуры. Система термостатирования и циркуляции позволила держать уровень температур компонентов на расчетном уровне при всех видах работ с блоками Ц в программе отработки ракеты-носителя.
     На вершине носовой части оживального днища кислородного бака расположен агрегат регулирования наддува и дренажа. По внешней поверхности агрегат имеет тепловую изоляцию и защищен от нагрузок набегающего потока обтекателем - так называемым передним отсеком. В водородном баке элементы системы наддува и дренажа располагаются на верхнем днище. Газ наддува поступает через распределительное устройство.
     Выбор характера изменения и способа регулирования давления в баках влияет на массовые характеристики топливного отсека и на работу двигательной установки. Оптимизация максимального потребного давления в газовых подушках осуществляется не только с целью обеспечения необходимого превышения над давлением упругости паров компонентов топлива на входе в насосы, но также для обеспечения устойчивости конструкции при старте и полете ракеты, когда на каждый бак действуют асимметричные векторы блоков пакета, вызывающие сжимающие и срезывающие усилия. В обоих баках устанавливаются верхние пределы давления для сведения к минимуму несущей способности баков, поддерживаемой внутренним давлением. Эти пределы в значительной степени определяют массовые характеристики баков. Высокая температура газа обеспечивает минимум массы газа в баке, однако ухудшает прочностные свойства оболочки бака и рабочие характеристики таких элементов, как предохранительные клапаны, датчики уровня и других измерительных средств.
     Наилучшие соотношения между определяющими факторами для бака жидкого кислорода были получены в результате выбора закона изменения давления газа, когда клапан с диапазоном настройки 0,21 кг/см² поддерживает уровень давления в газовой подушке ниже верхнего расчетного предела для конструкции на всех участках полета даже при наличии неисправности в системе наддува. Этот диапазон настройки вполне достижим для обычных предохранительных клапанов. Начальная величина давления предстартового наддува составляет 2,6 кг/см². С помощью датчиков избыточного давления в баке жидкого кислорода поддерживается давление в диапазоне 1,41-1,54 избыточной атмосферы. При выходе ракеты из атмосферы в вакуум в баке поддерживается абсолютное давление, определяемое постоянной полосой регулирования шириной 0,14 кг/см². Для подавления вскипания жидкого кислорода на поверхности раздела фаз требуется минимальное давление газа в баке -1,41 кг/см². Давление насыщенного пара при этом составляет 1,27 кг/см². Кипение кислорода привело бы к значительному увеличению остатков паров в баке.
     Аналогичен характер изменения и способ формирования давления в газовой подушке бака жидкого водорода. Начальная величина давления предстартового наддува составляет 3,09 кг/см² и обеспечивает необходимое превышение над давлением упругости паров на входе в насос при запуске двигателя и запас устойчивости бака во время старта носителя. Поскольку контрольные датчики настроены на абсолютное давление, то примерно до 30-й секунды полета давление газа в баке изменяется лишь в результате работы, совершаемой газом на выталкивании жидкости из бака без подачи газа наддува от двигателей. С этого момента в работу включается система, контролирующая уровни давления газа в баке. Определяющим фактором для выбора уровня давления газа в баке жидкого водорода является необходимое превышение давления над упругостью пара на входе в преднасосы основных двигателей. Давление в диапазоне регулирования 2,25-2,39 атм. обеспечивает соответствующее давление на входе в двигатели и удовлетворяет всем другим требованиям.

     Межбаковый отсек. Он объединяет баки кислорода и водорода в единый топливный отсек. В нем предусмотрено размещение элементов пневмогидравлических систем, приборов системы управления и измерения. Он представляет собой цилиндрическую несварную клепаную конструкцию и собран из девяти панелей, четыре из которых - силовые. Прочностную схему образует набор из рядовых, силовых и торцевых шпангоутов, лонжеронов, наружных омегообразных стрингеров и оболочки. Баки жидкого кислорода и водорода подсоединяются к торцевым шпангоутам отсека болтовыми соединениями.
     Каждая из панелей изготавливается из листового высокопрочного алюминиевого сплава ВТ-23. Силовые элементы - шпангоуты, лонжероны, работающие в интервале нормальных температур, - выполнены из алюминиевых сплавов В95 и В93. Панель в наборе со стрингерами, лонжеронами на краевых кромках панели, с помощью которых панели механическими элементами крепятся между собой, образуя в совокупности в конечном счете кольцо, силовые окантовки люков обслуживания, сегменты шпангоутов и законцовочные элементы образуют вполне законченную конструктивно-технологическую единицу, позволившую организовать последующую сборку отсека в стапелях как на заводе "Прогресс", так и на его филиале в Байконуре. На четырех силовых панелях, симметрично расположенных относительно продольной оси межбакового отсека, крепятся болтами наиболее нагруженные узлы - кронштейны верхнего пояса связей с боковыми блоками пакета. Узел изготавливается из высокопрочного титанового сплава ВТ-23.
     К силовым промежуточным шпангоутам с внешней стороны отсека крепятся узлы с пневмозамками для присоединения отделяемой фермы пневмогидравлических и электрических связей блока с заправочно-дренажной мачтой стартового комплекса, переходника с приборами системы прицеливания.
     Внешняя поверхность межбакового отсека в окончательно собранном виде покрывается теплозащитным покрытием путем напыления.

     Хвостовой отсек. Представляет собой клепаную конструкцию цилиндрической формы с завершением к кормовой части усеченным конусом. Силовой набор состоит из торцевых, перегибного и промежуточных шпангоутов, продольных элементов силовой схемы - наружных стрингеров и обшивки. К рядовому и нижнему торцевому шпангоутам крепятся обтекатели двигателей, цилиндрический обтекатель-стойка платы электро- и пневмогидравлических разъемов. К перегибному и нижнему торцевому шпангоутам крепятся узлы стержней нижнего пояса средств разделения с орбитальной ступенью или кораблем. Цилиндрическая часть разбита на четыре панели и выполнена из алюминиевого сплава Д16, работающего при низких температурах. Коническая часть также выполнена из четырех панелей. Обшивки, стрингеры, промежуточный шпангоут конических панелей выполнены из высокопрочного алюминиевого сплава В95. Обшивки цилиндрических и конических панелей, стенки промежуточных шпангоутов имеют переменную толщину. Стрингеры, профиль торцевого шпангоута - переменных сечений. Переменная конфигурация достигается химфрезерованием. Профили внутреннего пояса промежуточного шпангоута цилиндрических панелей выполнены из углепластика. Перегибной и опорный шпангоуты (переменной строительной высоты) выполнены из алюминиевых сплавов В93 и В95. Переменная толщина стенок, профили переменного сечения шпангоутов образуются химическим фрезерованием. Титановые сплавы типа ВТ-23, ВТ-16, ВТ-20Л применены для изготовления высоконагруженных кронштейнов связей с боковыми блоками и орбитальной ступенью, фитингов крепления двигателей, кронштейнов, крепежа. Углепластиковые композиционные материалы, кроме профилей, применены для изготовления крышек люков и тяг.

     Немного о баках вообще. Основные особенности кислородно-водородных ступеней были связаны с применением компонентов чрезвычайно низкой температуры.
     Не все традиционные для ракетных конструкций конструкционные материалы применимы для кислородно-водородных топливных баков. По критерию прочность-плотность, исходя из прочности на разрыв, для криогенных баков наилучшими являются алюминиевые сплавы, содержащие медь, титановые сплавы - альфа-фазы, нержавеющие сплавы - метастабильные виды с холодной обработкой. В основном для топливных баков, переходных отсеков и силовых конструкций применяются алюминиевые сплавы. На ступени "Центавр" для баков используется нержавеющая сталь. Титан по ряду технологических соображений не нашел широкого применения.
     К началу разработки подвесного топливного отсека "Спейс Шаттла" был накоплен опыт создания и эксплуатации кислородно-водородных ступеней "Центавр", С-4, С-2, С-4Б.
     Водородные баки обязательно имеют теплоизоляцию либо внутреннюю, как на ступенях С-4 и С-4Б, либо внешнюю, как на "Центавре" и С-2. Внутрибаковая теплоизоляция выполняется в виде слоя пенополиуретана с герметизирующим покрытием. Наружная теплоизоляция состоит из стеклопластиковых композиций с пенополиуретановым наполнителем или пенополиуретана и внешним герметизирующим и теплостойким поверхностным слоем. При внешней теплоизоляции учитывается упрочнение материала стенок бака при криогенной температуре, что дает возможность получить выигрыш в массе конструкции баков. Кислородные баки обычно не имеют теплоизоляции. Из анализа некоторых конструктивных характеристик американских ракетных ступеней видно, что уже в 1970 г. на ракетной ступени С-2 был достигнут высокий уровень конструктивного совершенства топливных баков, реализованный впоследствии и в подвесном топливном отсеке "Спейс Шаттла".
     Конструктивное совершенство измеряется относительной массой сухой конструкции топливного отсека или бака к массе топлива. При этом в массу топливного отсека не входит масса основных и вспомогательных двигателей, приборов системы управления и телеизмерений. Для ступени "Центавр" с его модификациями группы до АС-8 и АС-15 совершенство достигает значений от 0,118 до 0,0714, при массе заправляемого топлива 14 т. Наименьшее значение соответствует конструкции со сбросом в полете теплозащитных панелей. Для ступени С-4 конструктивное совершенство достигает значений от 0,094 до 0,0884 при массе компонентов топлива порядка 106 т. Для С-2 этот коэффициент для группы отсеков до АС-503 составляет 0,074 и для поздней модификации АС-508 - 0,0573 при массе топлива 452 т.
     Представляют интерес конструкции кислородно-водородной ступени С-2, в которой кислородный и водородный баки имеют совмещенное днище, выполненное в виде двух тонкостенных днищ из алюминиевого сплава, между которыми находится теплоизоляция, изготовленная из сотового стеклопластика с пенопластовым наполнителем. Конструктивная прочность днища обеспечивается и относительно высоким давлением бака с вогнутой стороны. Совмещенная конструкция днищ топливных баков нами применялась в конструкциях ракет, которые в силу своего назначения имели ограничения по объему, по длине. Это относилось, например, к ракетам, размещаемым в наземных шахтах или на кораблях. Конструкции баков ступеней С-4 и С-4Б также имели совмещенные днища.
     Высокое конструктивное совершенство достигнуто специалистами фирмы "Mapтин-Мариетта" и НАСА. Поиск рациональных схем многоразового транспортного космического корабля "Спейс Шаттл" охватывал анализ различных вариантов компоновки системы с точки зрения конструктивного совершенства. Исследовались схемы разработки фирм "Макдонелл Дуглас", "Грумман", "Локхид", "Норт Америкэн Рокуэлл". Разрабатывались последовательные и параллельные схемы расположения первой и второй ступеней, твердотопливные и жидкостные ускорители, спасаемые крылатые и не спасаемые блоки первой ступени в различных сочетаниях. Принят был вариант параллельного расположения ступеней с подвесным топливным отсеком в варианте, близком к топливному отсеку "Мартин-Мариетта", и твердотопливными ускорителями.
     Подвесной топливный отсек в схеме "Спейс Шаттла" является центральным элементом, который связывает в единую систему орбитальный корабль и твердотопливные ускорители, обеспечивает подачу кислородно-водородного топлива к основным двигателям орбитального корабля. Подвесной топливный отсек в значительной степени определяет массовые характеристики "Спейс Шаттла". Поскольку отсек разгоняется до скорости, близкой к орбитальной, то любое увеличение его массы приводит к эквивалентному снижению массы выводимого полезного груза. Подвесной топливный отсек отличается весьма высоким совершенством конструкции, что позволило получить достаточно большую грузоподъемность "Спейс Шаттла" даже при использовании твердотопливных ускорителей.
     Ажурная монококовая конструкция топливных баков с оживальным передним днищем кислородного бака, теплоизоляционным и теплозащитным покрытием наружной поверхности всего отсека, межбаковой силовой конструкцией, узлами связи с ускорителями и орбитальным кораблем имеет значение конструктивного совершенства 0,0445.

     Дренажная система топливных баков "Энергия". Конструкция дренажно-предохранительных клапанов на обоих баках принципиально идентична и отличается лишь уровнем давления настройки и конфигурацией, связанной с особенностями компоновки этих клапанов. За основу была принята проверенная и отработанная конструкция дренажно-предохранительных клапанов, применяемых на криогенных баках предыдущих разработок. Простота, надежность - вот основные определяющие критерии, принимаемые во внимание при выборе типа дренажно-предохранительных клапанов для баков центрального блока. Управление клапанами при работе в режиме дренажа осуществляется со стартового наземного комплекса путем подвода управляющего гелия давлением 52,7 атм.
     Конструкция дренажно-предохранительного клапана функционирует в следующем порядке. Баковое давление через приемную трубку воздействует на управляющий механизм. Если давление в баке слишком велико, открывается тарельчатый клапан управляющего механизма и под действием бакового давления происходит перемещение основного поршня и соответственно открытие основного тарельчатого клапана. Если необходимо дренировать газ из бака по команде, то основной тарельчатый клапан открывается с помощью сервопоршня, на который подается управляющее давление гелия. При сбросе давления происходит закрытие основного клапана под действием пружины.
     Отвод или сброс паров из воздушного бака осуществляется по дренажной магистрали к разделительной колодке межбакового отсека, тогда как пары из кислородного бака сбрасываются непосредственно за борт в атмосферу.
     Управляющее давление к дренажным клапанам подается от разделительной колодки межбакового отсека по трубопроводу малого сечения.
     Повышенные вибрационные нагрузки потребовали некоторых изменений в конструкции клапанов. Для ликвидации утечек через клапан был разработан двухступенчатый механизм, уплотняющая поверхность была покрыта тефлоном. Сопротивляемость ударным нагрузкам достаточно высокая.
     Работоспособность дренажно-предохранительных клапанов была подтверждена лабораторным и стендовым испытаниям во всех возможных диапазонах нагрузок, действующих на клапан.
     Наддув бака жидкого кислорода осуществляется с помощью изолированного трубопровода через верхний люк бака. Вводится газ наддува в бак через конический диффузор с дроссельной шайбой.
     Наддув бака жидкого водорода производится с помощью трубопровода, берущего начало от разделительной колодки. Трубопровод заканчивается в газовой подушке верхнего днища бака диффузором в виде разделителя газов наддува.
     Система продувки межбакового отсека обеспечивает безопасность операций на стартовой позиции с жидкими компонентами топлива на борту. В систему входит кольцевой коллектор по внутренней периферии межбакового отсека, через который осуществляется вдув газообразного азота для удаления возможных паров кислорода или водорода из межбакового отсека и предотвращения скопления влаги внутри отсека. Утечка газообразного водорода или кислорода в межбаковый отсек может происходить через конструктивные узлы стыковки магистралей и возможные технологические дефекты, которые могут быть вскрыты при эксплуатации. В случае обнаружения наземной системой газоанализа опасного уровня скопления паров этих компонентов в межбаковом отсеке предпринимаются меры по их удалению или снижению концентрации путем продувки отсека азотом с целью предотвращения возможности возникновения пожара или других аварийных ситуаций.
     Трубопровод от разделительной колодки подводит газообразный азот к коллекторам, представляющим собой трубы, проложенные на полке шпангоутов, с многочисленными отверстиями расчетного количества и расположения.

     Пневмогидравлические магистрали. Выбор конструктивных решений для магистралей баковых систем и двигательной установки определялся рядом факторов, основными из которых являются надежность, малые масса и стоимость. Трубопроводы, несмотря на кажущуюся простоту, относятся к числу наиболее сложных и трудоемких в изготовлении. Монтаж и испытание смонтированных пневмо- и гидравлических систем и подсистем, по существу, определяет полный технологический цикл сборки центрального блока. На борту центрального блока монтируется 1158 наименований трубопроводов, основная часть которых расположена в хвостовом отсеке (808 трубопроводов) и межбаковом отсеке (241).
     Типичный трубопровод - это труба соответствующего сечения, которая, как многоопорная балка, крепится на неподвижных и подвижных опорах и состоит из сваренных встык технологически и конструктивно расчлененных труб с гибкими линейными и угловыми компенсаторами и арматурой. Компенсаторы выполняются с применением сильфонов, карданов, металлорукавов и с помощью монтажных конструктивных приемов, образуя петлеобразные конфигурации отдельных участков, конфигурации типа винтовой пружины и других методов.
     При монтаже трубопроводов выполняется 6734 кольцевых сварных швов в автоматическом и ручном режимах. Были разработаны специальные автоматические устройства. Сварные стыки конструктивно формировались с буртами под автоматическую сварочную головку и буртами в случае выполнения ремонта. Каждый стык имел подкладные кольца. В хвостовом отсеке варится 4756 стыков, в межбаковом -1325.
     Общая длина трубопроводов, смонтированных на борту центрального блока, составляет около девяти километров.
     Расчетным параметром для трубопроводов является вибрация, возбуждаемая проходящим через узел рабочим телом, и вибрационные нагрузки, действующие при работающих двигателях на старте и в полете. Вибрация была причиной разрушения трубопроводов и сильфонных узлов. Риск, связанный с разрушением из-за вибрационных нагрузок, сведен к минимуму установлением оптимального расчетного режима скорости движения газа или жидкости в трубопроводе с помощью соответствующей прочностной экспериментальной отработки конструкции трубопроводов в реальной их конфигурации во фрагментах, жесткого контроля изготовления по всем стадиям технологии и выбора соответствующего материала.
     В зависимости от назначения трубопроводы изготавливались из стали типа ЭП810, ДИ52, 12Х18Н9Т и алюминиевого сплава АМГ. Из стали ЭП810 изготавливалось 833 трубопровода, а из алюминиевых сплавов -108.
     Трубопроводы сложных форм изготавливались путем гибки, в том числе и на гибочных автоматах с соблюдением ограничений по допустимым минимальным радиусам гиба. Трубопроводы имеют пространственную конфигурацию, что вызвало необходимость начального эталонирования их по месту и последующего изготовления их для монтажа на борту по полученным эталонам.
     Трубопроводы отвечают жестким требованиям по герметичности и чистоте внутренних поверхностей. На трубопроводы наносится грунтовка, защитная краска и теплоизоляция, если это необходимо, исходя из условий их монтажа и эксплуатации.
     Было несколько случаев дефектов трубопроводов. Разрушение трубопровода подачи управляющего давления при проведении огневых испытаний блока Ц, которое родило проблему и привело к дополнительным исследованиям работоспособности новых марок стали ЭП810 и ДИ52. Непрохождение управляющего давления из-за заваренного по неосмотрительности технологической глухой вставки для центровки трубопровода, что заставило пересмотреть технологию сварки замыкающих систему швов и разработать более объективную систему контроля. Повышенная утечка воздуха как газа управляющего давления блока А перед началом операции подготовки к старту ракеты 6СЛ, связанная с неправильным монтажом уплотнительной прокладки, - уникальный случай, приведший к необходимости пересмотра технологии монтажа и проверки магистралей с различными стыками.

     Особенности функционирования топливного отсека в составе двигательной установки. Маршевая двигательная установка центрального блока ракеты-носителя "Энергия" состоит из четырех кислородно-водородных жидкостных ракетных двигателей, установленных в хвостовой части.
     В связи с тем, что вторая ступень одноразовая, одним из основных требований к разработке центрального блока и систем его двигательной установки являлось обеспечение минимальной стоимости изготовления в производстве. Вместе с тем следует иметь в виду, что блок отделяется перед самым выходом на орбиту орбитального корабля или полезного груза, не добирая всего 30 м/с скорости, поэтому перетяжеление блока за счет упрощения конструкции и технологии приводит к уменьшению массы полезного груза. Таким образом, блок представляет собой относительно легкую и надежную конструкцию.
     При разработке систем двигательной установки базировались на уже достигнутом уровне двигателестроения, но в основе была первая крупная отечественная разработка энергетической системы на водороде.
     Компоненты топлива подаются к двигательной установке по магистрали от бака окислителя и бака горючего, защищенным пенополиуретановой теплозащитой с вакуумными рубашками на гибких элементах.
     Двигатели и клапаны в системах двигательной установки требуют повышенной чистоты для предотвращения возможности попадания посторонних частиц в чрезвычайно тонкие каналы и притертые поверхности. Это чрезвычайно сложная проблема, которая потребовала создания стерильных условий в производственных помещениях, цехах, лабораториях и на стендах. Кроме того, реализованы технологические меры очистки внутренних полостей баков, трубопроводов, клапанов и двигателей. На входе в топливные магистрали устанавливаются сетчатые фильтры. Благодаря большому диаметру сетчатых фильтров, их работоспособность обеспечивается даже при заметном засорении.
     Нижнее днище бака окислителя и вход в заборное устройство спрофилированы таким образом, что гидравлические остатки жидкости в баке окислителя практически отсутствуют. На входе в заборное устройство бака окислителя установлены вертикальные перегородки, выполняющие функции воронкогасителей. Они предотвращают преждевременный прорыв газа из подушки бака в топливную магистраль. Заборное устройство в баке горючего выполнено в виде профилированного сифона, защищенного сеткой. Перепад на этой сетке составляет всего 0,035 атм.
     На магистралях окислителя и горючего используются одинаковые по конструкции гидравлические разъемные устройства. Они снабжены разделительными клапанами с пневмоуправлением.
     При достаточно больших скоростях заправки для подавления гейзерного эффекта необходимо переохлаждение заправляемого окислителя. Для защиты от гейзерного эффекта используется инжекция гелия в основную магистраль окислителя. В ходе барботирования гелия через столб кислорода в вертикальной магистрали окислителя происходит охлаждение жидкости за счет испарения кислорода в поднимающиеся вверх пузыри гелия.
     В номинальном случае температура заправляемого окислителя лежит в диапазоне 90,5-92,1 º К, исключая момент захолаживания. Такая температура жидкого кислорода вполне достаточна для устранения гейзерного эффекта.

     Бортовая система заправки и слива компонентов топлива. Заправка и слив компонентов топлива в баки производятся через разделительные клапаны, расположенные в хвостовой части стыковочной платы. В каждой заправочной магистрали установлено последовательно по два отсечных клапана, обеспечивающих надежное закрытие магистралей во время старта ракеты. Таким образом, при заправке компоненты топлива вначале подаются в заправочные магистрали, а затем по основным топливным магистралям поступают в соответствующие баки. Заправка контролируется с помощью датчиков уровня, установленных в топливных баках.
     Заправка обоих компонентов начинается за два часа до старта. Предварительное охлаждение баков и заправка до уровня, соответствующего 2 % объема топлива, выполняется с пониженным расходом. Затем производится ускоренная заправка с номинальным расходом 19 тыс. л/мин, по линии подачи жидкого кислорода и 45 тыс. л/мин. по линии подачи жидкого водорода. Быстрая заправка прекращается при достижении уровня 98 % объема заправляемого топлива. Номинальная заправка с большим расходом заканчивается за 45 мин. до старта. После этого расход заправляемых компонентов снижается и производится точная заправка до полного уровня с последующей подпиткой. Подпитка бака кислорода прекращается за 182 с до старта, бака водорода - за 112 с. После подпитки закрываются дренажные клапаны на топливных баках. Точность заправки составляет для бака окислителя 0,6 %, а для бака горючего - 0,7 %.
     Система наддува бака окислителя и горючего, обеспечивая бескавитационную работу бустерных насосов маршевых жидкостных ракетных двигателей, повышает конструктивную прочность баков на начальном этапе полета при действии на бак больших сжимающих сил и внешнего атмосферного давления. Кроме того, система наддува создает условия для обеспечения минимального остатка газов в подушке.
     Предпусковой наддув баков окислителя и горючего производится газообразным гелием из наземной системы до давления 2,6 атм., а бака горючего - до давления 3,1 атм. Такой уровень достаточен как для бескавитационной работы насосов, так и для обеспечения прочности баков при старте. Предпусковой наддув баков окислителя начинается за 143 с до старта, а бака горючего - за 80 с. Заданное давление в подушках поддерживается гелием из наземной системы до момента старта, когда происходит расстыковка разъемных соединений.
     При достижении давления внутри бака выше расчетного срабатывают предохранительные клапаны. Предохранительный клапан бака окислителя настроен на избыточное давление 1,83-1,62 атм., а горючего - на 2,67-2,46.
     Рабочий наддув бака окислителя производится "подогретыми" парами кислорода, которые отбираются от каждого маршевого двигателя, собираются в коллектор и затем по единой магистрали подаются на наддув. В маршевых двигателях предусмотрены специальные теплообменники - испарители, в которых вырабатывается горячий газообразный кислород для наддува.
     Наддув бака горючего производится "подогретым" газообразным водородом, отбираемым после турбин бустерных насосов горючего каждого двигателя, который собирается в коллектор и по единой магистрали подается в бак горючего.
     Давление наддува в баке окислителя поддерживается в диапазоне 1,41-1,55 атм., а в баке горючего - 2,25-23 9. Таким образом, максимальное рабочее давление в подушке баков оказывается на 0,07 атм. ниже минимального давления настройки дренажно-предохранительного клапана.
     Газ наддува подается в бак окислителя через конический распылитель, а в бак горючего - через Т-образный распылитель. Применение специальных распылителей газа наддува обеспечивает необходимое перемешивание газа в подушке бака, уменьшает неравномерность температуры в подушке и перегрев в верхней зоне бака.
     Маршевые двигатели центрального блока включаются за несколько секунд до старта, одновременно начинается рабочий наддув топливных баков газообразным кислородом. Регулирование давления в баке и расход газа наддува начинается с момента старта. Так как давление в окружающей атмосфере по мере подъема падает практически до нуля, то и давление наддува в баке тоже монотонно уменьшается на 1 атм. Приблизительно со 120-й секунды полета давление в баке поддерживается на постоянном уровне с разбросом, который обеспечивает система регулирования. Максимальное давление газа в баке не должно превышать верхнего предела прочности бака. Разброс настройки дренажно-предохранительного клапана был принят на уровне 0,21 атм. Уменьшение давления и снижение разброса настройки дренажно-предохранительных клапанов прямо пропорционально снижению массы баков.
     Система наддува бака настроена таким образом, чтобы предотвратить возможность объемного вскипания жидкого кислорода. Давление насыщенных паров кислорода, соответствующее среднемассовой температуре компонента, равно 1,27 атм., а минимальное давление газов наддува в баке окислителя составляет 1,41 атм. Таким образом, минимальное давление в баке на 0,14 атм. превышает давление насыщенных паров кислорода.
     Датчики давления в подушке бака горючего настроены на абсолютное давление. Поэтому регулирование наддува бака горючего не зависит от окружающего атмосферного давления и начинается только после того, как давление в подушке упадет до заданного диапазона порядка 2,25-2,39 атм. Так как давление предпускового наддува составляет 3,1 атм., то в течение первых тридцати секунд полета, пока давление падает до 2,39, расход газа на наддув будет минимальным и нерегулируемым. Нижний уровень давления в баке горючего превышает минимально потребное давление приблизительно на 0,11 атм.
     Максимальная температура газа в подушке бака окислителя достигается к 300 секунде полета и составляет около 250 ºС. При этом, максимальная температура верхнего днища равняется 140 ºС К концу работы двигательной установки температура слоя газа в подушке высотой около 4 м составляет более 200 ºС. Максимальная температура газа наддува в верхней зоне подушки водородного бака равна 66 ºС. Средний расход паров кислорода для наддува бака окислителя на установившемся режиме составляет примерно 3,18 кг/с, а паров водорода для наддува бака горючего - примерно 1,04 кг/с. По опытным данным, начальная температура окислителя при запуске двигателей составляет -181,7 ºС, а конечная температура при выключении двигателей равна -180,8 ºС, т.е. "прогрев" кислорода в баке за время работы двигателей не превышает 0,9 ºС. Соответственно начальная температура жидкого водорода равна -252,6 ºС, а конечная - -252,3 ºС.

     Система дренирования баков. В состав этой системы входят дренажно-предохранительные клапаны, дренажные магистрали, датчики давления в баках и гелиевая система для подачи управляющего давления к клапанам.
     Дренажный клапан требуется для сброса паров из бака при заправке его компонентами топлива и нахождении ракеты-носителя на старте в заправленном состоянии. Предохранительный клапан предотвращает увеличение в полете давления в подушке бака сверх допустимых значений, определенных прочностными характеристиками бака. Дренажный и предохранительный клапаны каждого из топливных баков объединены в один клапан и установлены на верхних днищах баков окислителя и горючего.
     Блок управления для ввода в действие дренажной системы размещается в наземном комплексе. Для открытия дренажного клапана к нему подается управляющее давление 52,7 атм. Для закрытия это давление сбрасывается. Некоторое запаздывание срабатывания дренажного клапана объясняется размещением его на удалении, но это не вызывает серьезных затруднений и учитывается в циклограмме предпусковых операций.
     Газ, дренируемый из подушки водородного бака, отводится по дренажной магистрали к разъему в межбаковом отсеке. При стоянке на старте и стенде дренируемые пары водорода далее поступают в наземную дренажную магистраль, по которой они подаются в безопасную зону и сжигаются.
     Пары кислорода из подушки бака окислителя сбрасываются непосредственно за борт ракеты.
     Система предусматривается для предварительного захолаживания насосов и топливных магистралей маршевых жидкостных двигателей перед их запуском. Для этих целей от основной топливной магистрали горючего имеются отводы, которые в обход разделительных клапанов с помощью насосов с электроприводом подают жидкий водород на вход в бустерный насос каждого из маршевых двигателей. Затем водород собирается в общем коллекторе и по единому трубопроводу возвращается в бак горючего. Сброс горючего в наземную систему во время предпускового захолаживания двигателей неприемлем из-за больших потерь давления при течении охлаждаемого потока водорода через двигатель.
     Захолаживание магистралей окислителя производится без использования подкачивающих насосов, так как высокого гидростатического давления, создаваемого реальной компоновкой, достаточно. Сброс кислорода после охлаждения двигателей производится по специальной магистрали в наземную систему. По оценкам, расход жидкого кислорода на захолаживание каждого из двигателей составляет 1,36 кг/с, а жидкого водорода - 0,454.

     Система управления расходом топлива. Контроль количества топлива при заправке производится с помощью точечных датчиков уровня, регистрирующих момент контакта их с зеркалом жидкости в баке. Промежуточное количество топлива между точками определялось по показаниям разности давления в дренажных и заправочных магистралях баков, полагая, что процесс заполнения является монотонным.
     Регулирование расхода окислителя и горючего в полете осуществляется с помощью клапанов двигателей по показаниям расходомеров, установленных в топливных магистралях. В процессе регулирования расхода топлива в полете поддерживается предварительно заданное постоянное соотношение расхода компонентов топлива. Оно зависит от программы полета, прогнозируемых характеристик двигателей и точности заправки баков компонентами топлива. Диапазон регулировки соотношения в пределах 5,8-6,2. С целью гарантирования полной выработки окислителя предусматривается дополнительный запас горючего (порядка 500 кг). Таким образом, ошибки при заправке и выработке топлива приводят к увеличению объема остатков горючего. В связи с низкой плотностью водорода, даже при значительных объемах остатков горючего масса их будет небольшой.
     Отсечка маршевых двигателей производится при достижении заданной орбитальной скорости по команде системы управления ракетой. При этом в баках остается некоторое количество топлива. Но в принципе отключение двигателей может быть произведено по выработке одного из компонентов топлива. С этой целью в нижней части бака горючего установлены пять точечных датчиков уровня и еще пять, регистрирующих появление газовой фазы в жидкости на входе в каждый двигатель.

     Система демпфирования продольных колебаний. Одной из серьезных была проблема гашения продольных колебаний. Собственная частота колебаний давления в магистрали окислителя, равная приблизительно 2,4 Гц, может совпадать с собственной частотой колебаний конструкции ракеты и ступени, первая и вторая моды которых лежат в диапазоне 2-2,4 Гц. В связи с малой плотностью горючего, колебания давления в магистрали подачи жидкого водорода не вызывают осложнений, поэтому проблема продольных колебаний касается в основном кислородного тракта.
     Колебания давления в топливной магистрали окислителя могут индуцироваться как на участке магистрали от бака до бустерного насоса, так и на участке между бустерным и основным турбонасосным агрегатом. Расчет колебаний конструкции усложняется многоблочной структурой ракеты, что приводит к возникновению и взаимодействию продольных и поперечных колебаний.
     При проектировании были рассмотрены два основных метода демпфирования колебаний давления в топливной магистрали окислителя - пассивный и активный.
     Пассивный метод предусматривает установку на топливной магистрали вблизи двигателя аккумулятора с газовой подушкой. При введении в топливную магистраль такого аккумулятора, то есть фактически - дополнительной податливости и инерционности, меняется частота и амплитуда колебаний жидкости в трубопроводе. Применение газовых аккумуляторов для подавления продольных колебаний в жидкости в длинных топливных магистралях - хорошо известный и применяемый метод.
     Выбор конструкции демпфера и места его установки осуществлялся совместно рядом институтов. Головными институтами были: НИИ тепловых процессов, Институт прикладной механики Академии наук Украины. Были выбраны оптимальные варианты.
     Результаты расчетов показали, что установка демпфирующих устройств на выходе из бустерного насоса приводит к усилению колебаний давления в магистрали окислителя. Для эффективного демпфирования колебаний жидкости в магистрали окислителя объем аккумулятора составил 60 л. Аккумулятор установлен на нижней части магистральной трубы подачи кислорода в районе нижнего днища водородного бака перед распределительным коллектором. Были установлены, кроме того, дополнительные демпферы перед турбонасосным агрегатом каждого двигателя.
     Благодаря установке пассивных демпферов собственная частота первой моды колебаний жидкости в топливной магистрали окислителя уменьшилась с 2,4 до 1,8 Гц. Тем самым гарантируется несовпадение собственных частот колебаний конструкции и топлива в магистралях.
     Первоначально, перед запуском двигательной установки, подушка демпфирующего аккумулятора заполняется газообразным гелием. Затем в полете она непрерывно наддувается парообразным кислородом, который отбирается от теплообменника, установленного на двигателе. Избыточный газ из подушки демпфера сбрасывается в основную топливную магистраль окислителя. Особое внимание при использовании пассивного демпфирующего аккумулятора было обращено на предотвращение прорыва газа из подушки демпфирующего устройства на вход в турбонасос.
     В качестве запасного варианта для демпфирования колебаний жидкости в магистрали окислителя маршевой двигательной установки рассматривалось использование активного демпфирующего устройства. Оно предусматривает измерение колебаний давления, расхода, на их основе выработку закона на включение электрогидравлического устройства поршневого типа для создания импульсов давления в топливной магистрали с заданной амплитудой и фазой. Но, в общем, демпфер такого типа, хотя и мало чувствителен к ошибкам сигналов обратной связи, достаточно сложен и менее надежен.
     Пневмогидравлическая схема двигательной установки предусматривает систему заправки кислородом и водородом, подачу компонентов двигателям, разделительные пневмо- и гидравлические устройства, захолаживание двигателей, дренаж баков, наддув - предпусковой и полетный, слив оставшихся компонентов после окончания работы двигателей с последующей продувкой магистралей, систему газлифта.
     Экспериментальная отработка двигательной установки в составе центральных блоков, предусмотренных для огневых стендовых испытаний, производилась на универсальном стенд-старте, сооруженном в Байконуре.
     Программа испытаний включала отработку заправки баков криогенными компонентами топлива, огневые испытания блока с качанием двигателей и дросселирование по тяге.
     Основные задачи огневых стендовых испытаний:
     - проверка работоспособности маршевых двигателей в составе блока с баковыми системами, реальными топливными магистралями и другими системами;
     - оценка предстартовых и рабочих характеристик маршевой двигательной установки при дросселировании двигателей и качании;
     - исследование переходных процессов при выходе двигателей на номинальный режим;
     - исследование эффектов, связанных с запуском двигателей и авариями в системах блока;
     - предварительная оценка низкочастотных продольных колебаний в топливных магистралях;
     - отработка методов заправки топлива и оценка точности заправки;
     - определение величины выбросов топлива при отсечке связки двигателей;
     - оценка работоспособности и определение характеристик теплоизоляции блока;
     - определение вибрационных и акустических характеристик и их влияния на конструкцию.
     Следует подчеркнуть, что при стендовых испытаниях динамические показатели систем полностью не имитируются, так как частотные характеристики экспериментального блока и штатной конструкции различны. Достаточно полно исследовалась только гидродинамика топливных отсеков.

     Проблема уменьшения гидравлических остатков в баках. Величина полезного груза, выводимого на орбиту ракетой, зависит и от количества не вырабатываемых остатков топлива в баках и системах двигательной установки. Они включают в свой состав остатки паров компонентов топлива в подушках баков на конец работы двигателей и гидравлические остатки топлива в баках и топливных магистралях. Масса остатков паров зависит в основном от давления в баках и температуры газа наддува.
     Наличие гидравлических остатков топлива объясняется тем, что при расходе последних порций жидкости из бака происходит образование воронки над сливньм каналом, и газ из подушки бака прорывается в топливную магистраль до полной выработки топлива из бака. После прорыва газа в заборное устройство топливной магистрали компонент насыщается газом и не может быть захвачен насосами двигателей. Проблема снижения гидравлических остатков топлива приобретает особое значение в том случае, когда используются компоненты, обладающие высокой плотностью - такие, как жидкий кислород. В основной топливной магистрали окислителя в топливном отсеке содержится приблизительно 5 т жидкого кислорода на момент прорыва газа в заборное устройство. Перед разработчиками была поставлена задача обеспечить максимальную выработку этого топлива. Величина гидравлических остатков топлива зависит от формы днища, конструкции заборного устройства, геометрии топливной магистрали, скорости течения жидкости, перегрузки. Было принято решение провести экспериментальное исследование с использованием масштабных моделей баков и основных магистралей подачи компонентов.
     Результаты анализа вариантов компоновок показали, что для баков окислителя заборное устройство должно располагаться в нижней точке бака на продольной оси ракеты. Для бака горючего оптимальным явился сифонный заборник, смонтированный внутри бака над нижним днищем параллельно продольной оси. Для бака жидкого кислорода наиболее эффективными явились профилированные заборники. Кавитация предотвращалась за счет обеспечения такого профиля скоростей в потоке, при котором во всех точках заборника статическое давление превышало давление насыщенных паров.
     Вариант сифонного заборника в баке водорода был принят по конструктивным соображениям. Результаты испытаний показали, что оптимальной конструкцией сифонного устройства для забора жидкого водорода является вариант с профилированным входом, расположенным на высоте 114 мм от днища бака. Согласно модельным экспериментам, из бака не может быть выработано более 1,683 м³ или 119 кг жидкого водорода и 0,107 м³ или 48,8 кг, жидкого кислорода.

     Основные характеристики топливной системы. Масса сухой конструкции бака жидкого водорода - 14,365 т, бака жидкого кислорода - 5,741 т, межбакового отсека -6,26 т. Рабочий запас топлива блока 703,643 т, в том числе жидкого кислорода 602,775, жидкого водорода 100,868 т. Объем бака жидкого кислорода 552 м³, объем бака жидкого водорода 1523 м³.
     Проектом предусматривалось изготовление в полном объеме центрального блока на головном заводе "Прогресс" в городе Куйбышеве. Однако из-за неготовности авиационных транспортных средств и оснащенных производственных цехов изготовление первых сборок производилось на этом заводе частично отдельными конструктивными сборочными единицами.

     Производственная база. К 1982 г. на Куйбышевском заводе "Прогресс" был выполнен большой объем работ по изготовлению и монтажу технологической оснастки для изготовления центрального блока "Энергии". Строился корпус 56. Общие затраты на расширение завода "Прогресс" составили полмиллиарда рублей.
     Для цилиндрических секций и днищ баков были применены самые крупные заготовки листового материала, подвергаемые необходимой механической обработке. Применение крупных заготовок обеспечивает снижение числа сварных швов. Всего на баках выполняется около одного километра сварных швов. На заводе было смонтировано 34 технологических стапеля и стенда.
     На сварочно-сборочном стапеле для сварки цилиндрических секций водородного бака поставляемые листы-плиты проходят ультразвуковой контроль по всей площади листа. Контроль предусматривает обнаружение дефектов, закатанных в листе, неплотностей, включений. После этого лист проходит механическую очистку поверхности, обрезку и на валках закатывается по расчетному диаметру. Панели устанавливаются и подгоняются на стапеле сборки секций. После этого выполняется сварка продольных швов. Шов вертикальный.
     Сварочно-сборочный стапель для сборки водородного бака представляет собой массивную конструкцию со сварным автоматом, которая соединяет все цилиндрические секции и днища в единую конструкцию. Секции устанавливаются вертикально по ширине. Подготовленная к сварке следующая секция подгоняется по периметру, находясь над первой секцией, и варится поперечным швом. Шов вертикальный, пристеночный. Последовательно, секция за секцией, наращивается вертикально вверх цилиндрическая часть, а затем привариваются днища.

Монтаж водородного бака второй ступени ракеты-носителя "Энергия"

     Контрольные испытания - опрессовки водородного бака - проводятся поэтапно на расчлененных на отдельные части баковых конструкциях с технологическими днищами. Испытания проводятся в этом же корпусе. Бак загружается сверху. Сегментные элементы днищ в стапелях последовательной сборки обрабатываются и подгоняются. На стапеле сборки каждый сегмент зажимается и сваривается, приваривается полюсная часть и шпангоут.

     Оживальная часть бака жидкого кислорода изготавливается в виде основных сборок. Первая сборка - передняя оживальная подсекция, вторая - задняя, цилиндрическая.

Монтаж обтекателя бака второй ступени ракеты-носителя "Энергия"

     После окончания операций сварки баки по торцевым шпангоутам подторцовываются механической обработкой на станке. Далее баки проходят испытания на герметичность, подвергаются гидростатическим испытаниям жидким азотом на предельное полетное давление. После испытаний баки промываются, очищаются в специальном стенде чистоты.
     Нанесение теплоизоляции и теплозащиты производится на стенде с горизонтальным расположением бака. Бак вращается, автоматическое устройство напыляет смесь на поверхность бака. Дозирование компонентов с контролем толщины наносимого слоя ведется в расчетном режиме. После затверждения внешняя поверхность обрабатывается профилированной игольчатой фрезой для доведения толщины покрытия до нужной величины. Обрабатываются и днища. Окончательно сваренный бак с нанесенной теплоизоляцией укладывается на ложементы стенда окончательной сборки баков для монтажа внутрибаковых систем. Каждый бак окончательной сборки имеет камеру чистоты. Монтажники могут проникнуть в бак только после стерилизации одежды в камере. Межбаковый отсек собирается последовательно: сначала в панели, затем - общая сборка и установка силовых узлов, силовых и промежуточных шпангоутов.

     Аналогично ведется сборка хвостового отсека. Сборка блока начинается с предварительного формирования хвостового отсека в крупную технологическую подсборку с двигателями. В хвостовом отсеке ведется основной монтаж пневмогидравлических систем, их магистралей и отрывных стыковочных плат. На первом этапе операции проводились на Байконуре.
     Затем в горизонтальных стендах стыкуются бак жидкого кислорода и межбаковый отсек, производится окончательный монтаж систем. Бак жидкого водорода стыкуется с хвостовым отсеком с двигателями. Стыковка производится на стенде сборки хвостового отсека с двигателями в вертикальном положении. На этом же стенде производится зарядка жидкостью системы рулевых машин. Как заключительная операция - стыковка двух полублоков. Бак окислителя с межбаковым отсеком и водородный бак с двигателями стыкуются, магистрали, связывающие два полублока, связываются.
     Собранный блок проходит комплексные испытания, проверяется работоспособность всех систем, после чего блок перегружается на грунтовую транспортировочную тележку и перевозится на стенд сборки пакета.

     Сварка. Топливные баки - это сварная конструкция из алюминиевого сплава 1201. При организации производства опирались на опыт изготовления баков ракеты-носителя Н-1. Этот опыт плюс усиленный поиск по улучшению свойств свариваемых материалов баков центрального блока дали возможность достичь высокого уровня конструктивных характеристик.
     Одной из основных проблем при подготовке производства в выборе варианта была сварка корпусов баков. Известно, что менее рискованной с точки зрения возможности образования дефектов в сварном шве является сварка, когда шов располагается в горизонтальном положении и ванночка расплавляемого металла находится ниже сварочной головки. Так в основном варятся баковые конструкции большинства ракет. Анализ накопленных данных по качеству сварных соединений показал, что пористость сварного шва, образование каверн, раковин - основные причины ухудшения прочностных свойств сварки. Предел прочности сварного шва на растяжение практически линейно зависит от процента общей пористости в поперечном сечении испытуемого образца. Наиболее устойчивый процесс сварки с высоким качеством шва - это сварка в нижнем подовом положении сварного шва.
     Однако при больших размерах свариваемых частей, их малой жесткости горизонтальная сварка требует изготовления трудоемкой оснастки для заневоливания свариваемых частей с целью сохранения геометрии и больших производственных площадей для размещения стапельного оборудования сборки баков в горизонтальном положении. Была принята технология весьма простая, которая не требовала больших площадей и крупной оснастки. Суть ее заключалась в том, что наращивание секций баков проводилось вертикально вверх. Бак рос в стапеле в высоту. Нижняя секция становилась базовой. Верхняя секция - кольцо - разжималось в пределах упругих деформаций и плотно насаживалось на нижнюю - базовую. Точность изготовления стыкуемых диаметров достаточно высокая - разность периметров стыкуемых кромок составляет не более трех мм. Эта технология избегала изменения геометрии, которая присуща горизонтальной сборке, но вынуждала искать методы и отрабатывать сварку так называемых "пристеночных" швов.
     На этом же стенде вертикальной сборки производилось несколько вспомогательных операций фрезеровки свариваемых кромок секций, мехобработки сварного шва.
     Сборка и сварка сферических и оживальных днищ производится в формообразующих стапелях с выполнением операций сборки, фрезеровки свариваемых кромок лепестковых секторов днищ и сварки без перезакрепления этих элементов.

Стапель для сборки меридиональных швов сферических днищ баков

     Основным способом сварки была определена электроннолучевая сварка, позволяющая получить соединения со свойствами, близкими к основному металлу. Качество сварки зависит от внешней среды, поэтому технологическим проектом оценивался вариант создания камер общего вакуумирования. Однако он был отвергнут из экономических соображений. Было принято направление создания электроннолучевых сварочных установок с локальным вакуумированием. Сварочная установка "Луч-4" и дальнейшие ее модификации "Луч-4М" и "Луч-4М2" с внедренной технологией сварки продольных сварных швов с вакуумированием позволили достичь высокого качества сварных швов цилиндрических секций бака горючего.
     Появившиеся технические трудности в создании камер локального вакуумирования для сварки продольных и кольцевых швов оживального и сферического днищ, круговых швов фланцев с оболочками днищ и секций, кольцевых швов емкостей вынудили применить для этих соединений способ высокоскоростной импульсно-дуговой сварки плавящимся электродом в среде инертного газа гелия. По своим показателям этот вид сварки практически не уступает по качеству сварного шва электронно-лучевой сварке. Эти виды сварок отрабатывались в тесном контакте с институтом имени Е.О.Патона.
     В процессе отработки сварных кольцевых швов возникла необходимость устранения дефектов - занижений и подрезов глубиной до 0,5 мм по всей длине шва. Учитывая:, что эти дефекты связаны со спецификой формирования сварного шва на вертикальной стенке, был отработан прием дополнительного "разглаживающего" прохода методом гелиево-дуговой сварки без присадки на малых токах. Кроме того, сварка кольцевых швов с толщиной свариваемых кромок 40 мм выполняется в двухстороннюю симметричную щелевую разделку с равномерным заполнением разделки с лицевой и обратной сторон шва, что позволило исключить значительные угловые деформации, достигающие 10 мм на базе 300 мм.
     При сварке фланцев с оболочками свариваемые кромки предварительно выгибаются, что позволило в сочетании с электронно-лучевой сваркой до минимума снизить деформации днищ при сварке. Учитывая, что в процессе производства не исключены случаи повреждения оболочки баков и их элементов, проведены поисковые работы по созданию технологии их ремонта. Принятый смелый вариант ремонта с использованием сварки взрывом успешно опробован на реальной конструкции бака.
     Для сварки поперечных отсеков применяется контактно-стыковая сварка на контактно-сварочной машине К-754. Машина позволяет сваривать шпангоуты сечением 35000 мм² (реальное сечение шпангоутов - 25000). Применение этого вида сварки наряду с высоким качеством сварного шва сократил технологический цикл сварки в тридцать раз.
     Для выявления непроваров малого раскрытия в сварных швах одного рентген-контроля сварных швов как неразрушающего вида контроля оказалось недостаточно из-за его относительно низкой разрешающей способности. Как дополняющие рентген-контроль были внедрены ультразвуковой и вихретоковый контроль. Были проведены исследовательские работы по дефектоскопии сварных швов электромагнитным методом, повышена точность измерений. Разработана и внедрена методика вихревого контроля.
     В этом виде контроля применяется автоматизированная установка "Вихрь-ФТ" для обнаружения дефектов типа "непровар" в продольных сварных швах обечаек с двумерной полутоновой регистрацией контроля на электрохимической бумаге ФАК-II. Одновременно проведен сравнительный анализ зависимости прочности и удельной электропроводности от температуры повторного нагрева сварного шва и околошовной зоны при подварках, что позволило создать методику неразрушающего контроля и вихретоковый прибор "Зона" для контроля области термического влияния сварных швов, в результате чего появилась возможность проводить оценку величины усиления зоны сварного шва с учетом допустимого количества подварок.
     При отработке ультразвукового контроля сварных швов узлов из алюминиевого сплава 1201 для каждого вида сварки были подобраны частота прозвучивания, эталонные образцы, преобразователи с различными углами ввода звуковых колебаний в зависимости от толщины свариваемых деталей и конфигурации сварного шва. Контроль осуществляется эхо-импульсным методом в контактном варианте наклонными преобразователями, включенными по совмещенной схеме и раздельно-совмещенными призматическими преобразователями, излучающими поверхностные волны, что обеспечивает выявление дефектов типа "непровар", трещин, пор с отражающей способностью, эквивалентной цилиндрическому отражателю диаметром 0,5 мм, для швов, выполненных электронно-лучевой сваркой, и 1,2-1,6 мм - для импульсно-дуговой и дуговой сварки. Контроль осуществляется дефектоскопами типа ДУК-66ПМ, а для контроля поверхностных дефектов используется УЗД МВТУ. Для неразрушающего контроля мест правки основного материала в зоне сварных швов разработана методика контроля несплошностей с применением вихретокового дефектоскопа КП-1.
     По результатам исследований коэффициент безопасности по пределу прочности для конструкций баков и блока Ц в целом был установлен равным 1.4, а для элементов, работающих под давлением, например, для стенки топливного бака и днищ -1,5.
     Для отработки прочности создан и введен в строй стенд, предназначенный для криогенных опрессовок, криогенно-статических и криогенно-прочностных испытаний баков диаметром до 8 м и высотой до 34 м. Стенд позволяет производить испытания жидким азотом с обезвешиванием баков и созданием усилий на сжатие-растяжение до 4800 т.
     Силовые характеристики стен, пола, силового перекрытия стенда позволяют в полной мере реализовать расчетные нагрузки на натурных сборках. Объем измерительной информации достаточен не только для подтверждения прочности конструкции, но и для совершенствования ее массовых характеристик.
     Конструкция теплоизоляции криогенной камеры, выполненная из армированной ППУ с прослойкой из матов на основе стеклоткани и подачей нейтрального газа в полость теплоизоляции, обеспечивает минимальные тепловые потери. Опорная подушка криогенной камеры выполнена из стеклотекстолита марки КАСТ, что в сочетании с подогреваемыми ногами опорно-установочного стола предотвращает промерзание грунта и деформацию основания бокса стенда в течение длительного времени. Испытания могут продолжаться до одного месяца.
     Контактно-конвекционная система нагрева позволяет проводить испытания сборок с одновременным захолаживанием различных их частей до криогенной температуры и нагревом до 100-150 ºС.
     Для испытания на герметичность корпусов баков в качестве контрольного используется гелий. Учитывая высокую стоимость гелия, а также наличие определенного фона его в атмосфере, что снижает объективность контроля герметичности корпусов баков, разработан "метод дисперсных масс", который не требует оснащения сложной аппаратурой. В условиях ограниченного доступа этот метод становится единственно возможным. Разработана технология проведения испытаний на герметичность баков с нанесенной теплоизоляцией - "дифференциальный метод".
     Тарировка баков производится весовым способом.

     Чистота. Разработана и применена технология струйного обезжиривания и очистки внутренних полостей баков до монтажа в них внутрибаковых устройств водно-моющим раствором в стенде гидроиспытаний. Создана камера чистоты, используемая для доведения монтажных работ внутри бака. Разработан и использован технологический процесс очистки баков с внутрибаковыми устройствами в стенде с применением хладона. Отработана технология обезжиривания поверхности и контроля качества обезжиривания как по пробе растворителя, так и непосредственно на поверхности. Средства контроля чистоты жидкостей и воздуха механизированы с применением прибора для контроля жидкостей АЗЖ-915, автоматизированной системы контроля чистоты промывочной жидкости в потоке "Фотон-925" и анализатора загрязнения воздуха ЭИП-17.

     Спецпокрытия и защита от коррозии. Разработана технология местного анодирования внутренней поверхности баков в процессе их гидроиспытаний.
     В качестве подслоя теплоизоляции для повышения адгезии и антикоррозионных свойств покрытия наносится клей Криосил и грунтовка ЭП-0214. Как теплоизоляционное покрытие применен Рипор-2Н, ППУ-17, как теплозащитное покрытие - ППУ-306, ППУ-306Н, ППУ-306НП. На обработанную механическим путем наружную поверхность наносится клей "Вилад-5К" для защиты теплоизоляционного и теплозащитного слоев от влаги, затем - эмаль ХП-5237 и АТП в качестве антистатического терморегулирующего покрытия.
     Антистатическое покрытие изготавливалось на основе пигментированного низкомолекулярного полимера "стиросил" для теплозащитных материалов типа ТПВС и на основе токопроводящей эмали ХП-5237, пасты АСП-1 и эмали ХВ-16 для неметаллических материалов типа ЖСП и Рипор-2Н.
     Тепловая защита конструкций типа блока Ц включает два вида теплового покрытия: напыляемую теплоизоляцию и сверхлегкое абляционное покрытие. Оба материала наносились на поверхность конструкции напылением или применялись в виде предварительно отформованных элементов. В состав теплозащиты входят также изолирующие покрытия расходных и циркуляционных магистралей системы подачи горючего в сочетании с заполненными инертным газом рубашками и вакуумированной криогенной откачкой.
     Теплоизоляция при нахождении ракеты в предстартовом состоянии понижает скорость выкипания компонентов до нижнего порогового значения пропускной способности дренажных клапанов на баках., сохраняет по времени плотность компонентов и повышает точность заправки, поддерживает заданную температуру для нормальной работы двигателей, сводит к минимуму сжижение воздуха на поверхности бака и образование льда. На участке выведения на орбиту теплозащита поддерживает температуру конструкции в расчетном диапазоне и уменьшает остаток жидкого водорода из-за теплового расслоения.
     Площадь защищаемой поверхности, тип и толщина теплоизолирующих материалов выбраны применительно к наихудшим условиям окружающей среды и соответствующим аварийному режиму полета с выходом на одновитковую орбиту.
     Предполагалось не применять теплозащиту на внешней поверхности бака жидкого кислорода. Однако при параллельном расположении орбитального корабля существует реальная опасность повреждения плиток теплозащиты корабля падающими кусками льда при запуске маршевых двигателей и на участке подъема.
     Абляция, от позднелатинского ablatio (отнятие), - унос массы с поверхности потоком раскаленного газа в результате оплавления, испарения, разложения и химической эрозии теплозащитного материала. При контакте покрытия с высокотемпературным потоком газа в его поверхностном слое происходит пиролиз материала (расщепление сложных соединений на более простые) с образованием уносимых газообразных продуктов и твердого пористого остатка - кокса. Этот слой и диффундирующие через него газы обладают высокими теплоизоляционными свойствами и являются хорошей защитой. При абляционном охлаждении большую роль играет получение теплоты обугленной поверхностью. Наряду с обугливающимися существуют абляционные материалы, которые снижают тепловое воздействие на конструкцию за счет испарения, сублимации, разложения и химической эрозии у поверхности покрытия.
     Абляционная теплозащита - напыляемая пеноизоляция, представляет собой матрицу на основе кремнийорганической смолы с наполнителями низкой или высокой плотности из углеродных образований, тугоплавких материалов и упрочняющих веществ. Теплозащита наносится на кремнийорганическую грунтовку и полисилоксановое адгезионное покрытие. Внешняя герметизация от воздействия влаги обеспечивается белым эластомерным кремнийорганическим покрытием. Абляционное покрытие наносится на небольшие участки поверхности и применяется либо как самостоятельная теплозащита, либо в сочетании с пенополиуретановым покрытием на тех участках, где высокие теплопритоки. Это покрытие наносится на стойки заднего узла подвески орбитального корабля, а комбинированная теплозащита - на кабельные трассы. Покрытие не является конструкционным материалом.
     Неразрушающий контроль толщины плотности и неприклея теплоизоляционных и теплозащитных покрытий типа Рипор-2Н, ППУ-306Н и ППУ-17 базируется на электромагнитном методе при замере толщины покрытий, плотности - на радиоизотопном методе, неприклея - на акустическом методе. Были проведены исследования, созданы образцы и эталоны с заложенными искусственно тарированными дефектами, имитирующими расслоение, неприклей, пористость и отработаны методики контроля.
     Измерение толщины покрытия осуществляется прибором ИТН-78А, плотности покрытий - радиоизотопным измерителем плотности, неприклея и расслоений - приборами акустического типа и акустическим индикатором дефектов.
     По результатам исследований свойств новых теплоизоляционных и теплозащитных материалов, применяемых в конструкции, разработана методика расчета поля температур в покрытии с учетом эндотермического эффекта разложения связующего и фильтрации газообразных продуктов разложения через деструктивный слой частично уносимого материала.
     Приборы сгруппированы на рамах и размещаются в районах первой и третьей плоскостей стабилизации внутри межбакового и хвостового отсеков; для обеспечения нормального температурного режима их работы организованы термостатируемые зоны, отделенные от общего объема отсеков гермочехлами из ткани на основе фторолона ФЛТ-4НА. Для гиростабилизированных платформ сконструирована единая рама. Три прибора системы прицеливания смонтированы на отделяемом переходнике.
     Электрические штепсельные разъемы объединены в электроразъемные платы круглой формы. На стыке блока с заправочно-дренажной мачтой старта применены новые электросоединители типа "Аргон". В состав конструкции электроразъемного соединения блока с наземным блоком входит пирозамок-толкатель. Кабели с однородными цепями сгруппированы и удалены от электрически несовместимых систем. Стыки электросоединителей искроопасных цепей заполняются герметиком 51-Г-23.

     Пневмощиты. Все искроопасные клапаны сгруппированы и заключены в герметичные контейнеры, продуваемые по программе в процессе подготовки к старту газообразным азотом. Это требование безопасности.

     Агрегаты. Некоторые функционально-зависимые клапаны и другие устройства по возможности сгруппированы в отдельные сборочные единицы: агрегат гидравлического питания в системе рулевых приводов и агрегат регулирования наддува и дренажа, генераторный источник тока. В конструктивном исполнении клапанов много общего: имеются датчики исходного положения, уплотнение фторопласта, шариковый замок, трубопроводы соединяются сварными стыками.

     Разъемные соединения. В основном разъемные соединения сгруппированы в многоштуцерные колодки по видам рабочего тела. Пожароопасные разнесены друг от друга. Клапаны однократного применения имеют шариковые замки и порционеры. Большинство из них скомпоновано на ферме, отделяемой в районе межбакового отсека и платы разъемных соединений хвостового отсека.
     Проверка герметичности топливных систем проводится методом накопления контрольного газа в замкнутом объеме при атмосферном давлении. В качестве объемов накопления приняты свободные пространства межбакового и хвостового отсеков. Проверяется также техническое состояние маршевых двигателей. При проверке герметичности систем контрольный газ фильтруется с точностью не хуже 3-5 микрон с одновременной защитой систем от смазок и других веществ. В качестве контрольного газа при проверке на герметичность систем и баков применялась воздушно-гелиевая смесь.
     Вспоминается, что в свое время проверку герметичности систем наших первых ракет типа Р-1, Р-2 и даже Р-5 осуществляли подачей давления во внутреннюю полость, а проверяемый стык или сварной шов покрывался пеной, взбитой из водной суспензии мыла, которое в конструкторской документации так и значилось: "Мыло детское пиллированное". Так что детское мыло было в ходу у ракетчиков.

     Силовые узлы подвески орбитального корабля и боковых блоков первой ступени. Подвеска орбитального корабля на центральном блоке ракеты осуществляется с помощью одного переднего и двух задних узлов. Опоры переднего узла связи крепятся на баке жидкого водорода, подкрепленного в этом месте промежуточным силовым шпангоутом. Нижний пояс крепления орбитальной ступени опирается на силовые шпангоуты хвостового отсека центрального блока. Силовые узлы связи орбитального корабля с блоком образуют треугольник. Передача тяги с орбитального корабля происходит через два задних узла. Боковые нагрузки воспринимаются передним узлом и левым узлом нижнего пояса связи, вертикальные, поперечные нагрузки - всеми тремя узлами. Передний узел выполнен в виде двухстоечной фермы, наклоненной в сторону нижнего пояса. В вершине фермы расположен шарнирный узел с небольшим штырем, входящим в зацепление с гнездом на орбитальном корабле. Стопорный механизм в гнезде орбитального корабля фиксирует положение штыря с помощью штифта. Фермы узлов связи заднего пояса выполнены в виде трехстержневой устойчивой конструкции. В вершинах каждой фермы - шарнирные узлы и штыри. Механизмы расцепки всех трех узлов связи орбитального корабля с центральным блоком расположены на орбитальном корабле и используются по проекту повторно.
     Узлы крепления боковых параблоков распределены таким образом: на межбаковом отсеке четыре неподвижных опорных кронштейна, во внутреннюю полость которых входят шаровые опоры носовых частей блоков А, они запираются и работают как шарнирная опора, на нижнем силовом шпангоуте бака горючего, на стыке с хвостовым отсеком две скользящие опоры крепления каждого параблока.
     Силовые узлы связи верхнего и нижнего поясов разработаны по единой конструктивной схеме и содержат механическое быстроразъемное соединение, удерживаемое в закрытом положении пирочекой и автономным дублирующим устройством на основе удлиненного кумулятивного заряда. Срабатывание разделительных устройств практически безударное и безосколочное, что подтверждено большой реализованной программой отработки с многочисленными срабатываниями.
     Несущая способность верхнего узла достигает 150 т, а каждого из двух узлов нижнего пояса связей - 700 т. Детали узлов изготовлены из высокопрочных мартенситостареющих сталей с неограниченной прокаливаемостью ЭП637А-ИД и ЭП678ВД с удельной прочностью 195 и 140 кг/мм² соответственно.

     Расчеты кинематической схемы подвески двигателей. Для реальной кинематической схемы одиночного двигателя с двумя рулевыми приводами построена теоретическая модель пространственного механизма с тремя развернутыми относительно друг друга цилиндрическими поршневыми парами, управляющими направлением вектора тяги. Математическая модель реализована в алгоритмах разработанных программ, которые дают возможность осуществить управление качанием двигателей без соударения.

     Анализ нагрузок и расчет на прочность. В основу проектирования ракеты-носителя были положены известные расчетные принципы и условия. Система проектируется так, чтобы выдерживать все нагрузки и удовлетворять всем требованиям гарантированного выведения полезного груза и проведения с ракетой всех необходимых работ.
     Наземное обслуживание, транспортировка и хранение не должны быть определяющими по нагрузкам при выборе конструктивных решений для основных систем блока. Наряду с этим конструкция таких больших ракетных систем должна обеспечивать возможность установки пакета в незакрепленном положении при воздействии ветра с вероятностью не ниже 0,999 при скорости до 25 м/с. Топливные баки могут быть при этом заправлены или пусты, с давлением наддува или без него.
     Когда носитель установлен на стартовой площадке, а на соседней пусковой установке находится другой носитель, операции с которым могут привести к взрыву, то защита носителя от разрушительного действия давления в фронте ударной взрывной волны обеспечивается с учетом наддува баков.
     Система защиты баков от действия окружающей среды проектировалась с учетом того, что отсутствует отрицательный перепад давления.
     Конструкция должна быть работоспособной при максимальных рабочих нагрузках после выхода из строя любого единичного конструктивного элемента. Не должно быть значительной текучести материалов конструкции или соответственно - разрушения при нагрузках ниже максимальных эксплуатационных величин.
     К напряжениям, полученным в результате умножения коэффициента безопасности по пределу текучести на максимальное эксплуатационное или рабочее давление, добавляются напряжения от максимальных эксплуатационных внешних нагрузок типа динамических, ударных, вибрационных, умноженных на этот же коэффициент безопасности. Полученные результирующие напряжения не превышают допустимый предел текучести материала при температуре, соответствующей заданным условиям.
     Аналогично сформулированы правила для результирующих предельных или разрушающих напряжений, которые не превышают допустимый предел прочности при тех же условиях.
     Отработавшая ступень или любой блок, отделившийся от остальных ступеней, не имеет повреждений и не воздействует на работу оставшейся конструкции носителя на траектории полета. Средства удержания рассчитаны на полное полетное время исходя из возможности проведения огневых технологических испытаний блоков. При этом учтены эффекты "отдачи" после выключения двигателей при полной заправке баков.
     Анализ структуры ракетных систем показал, что силовая схема с параллельным расположением ступеней имеет некоторые преимущества по сравнению с последовательной схемой распределения ступеней. При параллельной работе ступеней компоненты топлива расходуются из топливных баков центрального блока уже на участке работы первой ступени, и к моменту окончания работы блоков первой ступени запас топлива составляет около 70 % от первоначальной заправки. Тем самым снижаются расчетные нагрузки, которые определяют толщину стенок баков.
     Для бака окислителя давление газа в подушке и гидростатическое давление являются основными расчетными критериями и обеспечивают уменьшение сжимающих сил от внешних нагрузок. Толщина стенок передней части бака окислителя определяется высокой температурой конструкции в результате теплообмена с газом наддува, тогда как средняя часть бака рассчитывалась на нагрузки, действующие в момент отрыва ракеты от старта. Это связано с меньшей величиной гидростатического давления при максимальной нагрузке.
     Оболочка межбакового отсека рассчитывается на осевую нагрузку при максимальном ускорении, а также на внешний изгибающий момент. Однако воздействие от изгибающих моментов мало по сравнению с осевыми усилиями. Оболочка межбакового отсека воспринимает и перераспределяет нагрузки, приходящие от точечных опор блоков первых ступеней, чтобы получить равномерную передачу усилий на стык с баком жидкого кислорода.
     Бак жидкого водорода так же, как и бак окислителя, рассчитывается с учетом, что определяющим воздействием для верхней части бака от верхнего днища и большей части цилиндрической стенки бака является комбинированное воздействие давления в баке и температуры газа наддува. Средняя часть бака рассчитывается на повышенное давление в момент старта, а нижняя - на максимальные перегрузки.
     Элементы жесткости в баке жидкого водорода рассчитывались на нагрузки, учитывающие расчетные величины изгибающих моментов и осевых сил в момент максимального продольного ускорения. Разрушающие нагрузки уменьшались за счет действия максимального рабочего давления в баке. Передняя часть рассчитывалась на осевую нагрузку и изгибающий момент при максимальной перегрузке с учетом разгрузки от внутреннего давления. Нижняя часть за узлом подвески орбитального корабля не испытывает внешних нагрузок и рассчитывалась на внутреннее давление.
     Сила тяги первой ступени в параллельной компоновке приложена к верхней части межбакового отсека блока, так что на водородный бак действуют осевые нагрузки только от тяги своих двигателей.
     Хвостовой отсек рассчитывался на прочность при максимальной перегрузке.
     Применение нового высокопробного сплава 1201, разработанного И.Н.Фридляндером, потребовало ряда исследований в обеспечение прочности баков. Результаты испытаний показали высокую чувствительность материала и особенно сварных соединений к концентраторам напряжений, вызываемых краевыми зонами и технологическими дефектами типа несоосности сварных кромок и утяжек. Эта особенность материала потребовала повышенного качества расчетов и учета допустимых неточностей и моментности напряженного состояния, вызванного переменностью толщины конструкции. Расчеты проводились методом конечных элементов с помощью автоматизированного комплекса "Система-4". Зачетные прочностные испытания подтвердили правильность принятых методов расчета.
     Были решены задачи по устойчивости бака кислорода от ветрового воздействия и устойчивости нижнего днища бака водорода от усилий от расходного трубопровода кислорода при заправке, по результатам которых приняты технические решения, обеспечивающие эксплуатацию с ограничением по скорости ветра при заправке бака кислорода и ограничением величины наддува каркасных отсеков баков.
     Было учтено упрочнение алюминиевого сплава 1201 и его сварных соединений, проведено исследование трещиностойкости материала 1201 и его сварных соединений при криогенных температурах. Полученные данные позволили достаточно надежно назначить криогенные опрессовки в среде жидкого азота для конструкций, работающих в жидком водороде. Также в результате этих исследований получены и экспериментально подтверждены критерии трещиностойкости для высоких уровней напряжений, достигающих предела текучести материала. Исследована конструктивная прочность сварных соединений при криогенной температуре на титановых шаробаллонах.
     Значительный градиент температур на стыках баков и каркасных отсеков потребовал решения упругопластической задачи для элементов стыка. Разработанная программа расчета упругопластических деформаций оболочечных конструкций методом конечных элементов подтверждена зачетными криогенно-теплостатическими испытаниями сборок каркасных отсеков с прилегающими частями баков, при которых подтверждена также и циклическая прочность.
     Наличие действующих значительных сил от двигателей на каркасные отсеки, от связей с параблоками и орбитальной ступенью предопределяет неоднородную структуру конструкции каркасных отсеков Расчеты базируются на методе конечных элементов. Результаты расчетов хорошо согласуются с тензометрией зачетных испытаний.
     Проведены проверки вибрационной прочности навесного оборудования и его крепления на отсеках, что позволило внести в конструкцию рад улучшений и показало достаточную вибропрочность конструкции. Испытаны панели с оборудованием и в условиях, имитирующих заданный спектр ударных ускорений с помощью тарированных зарядов взрывчатых веществ.
     Для обоснования применения композиционных материалов в некоторых элементах конструкций блока проведены экспериментальные работы по определению их работоспособности в экстремальных условиях. Исследованы, например, свойства композиции алюминий-бор в натурных полуфабрикатах при криогенных температурах.

     Характеристики основных конструкционных материалов. Авиационная и ракетно-космическая промышленность страны располагала большим ассортиментом материалов с достаточно подходящими физико-механическими свойствами - материалами, которые потенциально могли быть использованы в конструкции центрального блока. Это алюминиевые, магниевые, титановые сплавы, нержавеющие стали, композиционные и другие материалы. Для правильного выбора материала были приняты некоторые общие критерии, которые позволяли объективно оценить каждый материал и помогли сделать оптимальный выбор. В качестве основных критериев рассматривались такие факторы, как работоспособность материала в условиях работы ракеты-носителя с ее спецификой, связанной с применением жидкого водорода, надежность, которая должна быть максимальной, стоимость и масса, которые естественно должны быть минимальными.
     Минимальная стоимость готовой продукции часто не связана со стоимостью исходного материала, так как для обеспечения максимальной надежности и минимальной массы обычно требуются дополнительные затраты, которые но своему назначению направляются на создание предельно сложных и дорогих процессов, обеспечивающих получение материала с минимально допустимыми трещинами, включениями, с подтверждением качества металла, неразрушающими методами контроля. К тому же неразрушающий контроль нельзя считать абсолютным методом, дающим полную гарантию, что конструкция свободна от опасных трещин и дефектов. Они могут быть обнаружены с помощью контрольных испытаний силовым нагруженном конструкции бака -опрессовок. При микроскопических размерах дефектов, которые становятся предметом поиска в готовой конструкции, и высокой вероятности их наличия в материале, имеющем высокие характеристики, в том числе соотношение прочности к плотности металла, метод отсеивания таких баков путем проведения только контрольных испытаний может оказаться весьма дорогим.
     Возникает проблема: либо увеличить толщину металла, обладающего высоким отношением прочности к плотности, что обеспечит нормальную работу в штатных условиях и позволит проводить опрессовки при меньших напряжениях, приведенных к уровню работоспособности материала с заложенными неизбежными дефектами, либо использовать для бака другой материал, который не обеспечивает минимальную массу, зато гарантирует максимальную надежность с приемлемыми допусками на разброс характеристик при минимальной стоимости. Поиск оптимального решения этой проблемы явился сутью исследовательских и проектных изысканий при создании ракеты.
     По критерию "прочность-плотность" для криогенных баков наилучшими материалами являются: алюминиевые сплавы, содержащие медь, титановые сплавы - альфа-фазы, метастабильные виды нержавеющей стали с холодной обработкой. Если предположить, что все расчетно-проектные показатели материалов эквивалентны, что, вообще говоря, не соответствует действительности, то самый легкий бак для криогенного компонента топлива получается из титанового сплава. Однако максимально допустимый размер дефекта, т.е. критический размер при разрушающем напряжении, у титанового сплава будет ниже, чем в подобной конструкции из алюминиевого сплава. Тем более что допустимый размер дефекта будет мал, чтобы быть обнаруженным существующими доступными средствами неразрушающего контроля. То же можно сказать и про баки из нержавеющей стали с холодной обработкой. К титановым сплавам возвращались тогда, когда малая масса конструкции была первым и решающим условием.
     Титановые сплавы - не только довольно дорогой исходный материал, но и материал, требующий больших затрат для реализации сложных технологических процессов изготовления конструкций из него. Сварка больших конструкций, например, в воздушной среде связана с высокой опасностью загрязнения сварного шва посторонними элементами независимо от применения каких-либо методов защиты, в том числе с использованием среды инертного газа. Кроме того, могут образовываться также микродефекты, которые невозможно обнаружить методами неразрушающего контроля. По некоторым оценкам, применение титана в производстве баков приведет к удорожанию технологических процессов изготовления примерно в пять раз по сравнению с производством баков из алюминиевых сплавов.
     Алюминий и его сплавы - достаточно высокопрочные материалы, обеспечивающие создание легких конструкций. Благодаря подбору оптимального химического состава удалось добиться повышения вязкости новых алюминиевых сплавов, что повышает живучесть реальной конструкции даже при наличии дефектов в виде трещин или включений различного рода. Новые алюминиевые сплавы обладают хорошей коррозионной стойкостью в жестких условиях работы, в том числе стойкостью к коррозии под напряжением. В силовой конструкции центрального бака применяется ряд алюминиевых сплавов.
     Так как материалы составляют основу всех создаваемых конструкций, то их совершенство - весовое, эстетическое, техническое - прямо зависит от оптимизации свойств всех применяемых в конструкции материалов. Создание системы "Энергия" -"Буран", где впервые в отечественной практике использовалось экологически чистое топливо водород-кислород, выдвинуло перед материаловедами ряд задач:
     - освоение и технология изготовления баковых систем, работающих при температуре -253 ºС из термически упрочняемого высокопрочного алюминиевого сплава 1201;
     - разработка и исследование материалов для водородного двигателя, стойких в жидком и газообразном водороде, в том числе и при высоких температурах и давлениях;
     - освоение высокопрочных нержавеющих сталей, не требующих термообработки после сварки для наземных сооружений;
     - разработка теплоизоляционньхх и теплозащитных материалов для баковых систем, наземных сооружений и водородного двигателя;
     - создание металлургии гранул, производства роторов и крыльчатки из жаропрочных и титановых сплавов методом горячего изостатического прессования;
     - разработка методов и средств, предотвращающих возгорание двигателя в кислороде при высоких давлениях и повышенной температуре.

     Для успешного решения всех текущих вопросов по материалам на полигоне "Байконур" по вахтовому методу постоянно работали две бригады: одну возглавлял заместитель генерального директора Юрий Георгиевич Бушуев, вторую - Евгений Владимирович Выговский. Работа велась под общим руководством генерального директора "Композита" Станислава Петровича Половникова как в стенах института, так и на ряде предприятий отрасли и смежных отраслей, в первую очередь на заводе "Прогресс", Волжском механическом заводе, на "Энергомаше", на металлургических и химических заводах.
     Сложное положение на полигоне возникло в связи с массовым разрушением сварных соединений высокопрочной нержавеющей стали ЭП810 в трубопроводах подачи топлива в ракету. Проведенные исследования обнаружили следы меди в зоне сварки. Оказалось, что следы меди на внутренней поверхности труб при стандартной технологии прокатки на медном керне сделали сталь непригодной для эксплуатации при температуре жидкого водорода. Была изменена технология прокатки на Первоуральском Новотрубном заводе и заменены десятки километров трубопроводов на блоке Ц на Байконуре.
     Для нанесения теплоизоляционного покрытия на трубопроводы и для ремонтных работ на водородном баке были созданы малогабаритные установки для напыления теплоизоляции непосредственно на месте.
     "Композит" был задействован для предотвращения проблемы возгорания "520"-го двигателя, использующего в качестве окислителя кислород при высоких давлениях. Суть проблемы заключалась в том, что массивные стальные детали турбонасосного агрегата сгорали в кислороде высокого давления за доли секунды. Проблему удалось решить за счет оптимального сочетания материаловедческих и конструктивных решений, направленных на повышение работоспособности двигателя. Работы по выяснению причин возгорания и внедрению комплекса мер, препятствующих возгоранию, проводились под руководством доктора В.Полянского.
     Важнейшей материаловедческой задачей при создании водородного двигателя РД-0120 для блока Ц являлось освоение технологии изготовления дисков роторов из суперсплава ЭП741 и крыльчаток насоса для подачи водорода из титанового сплава ВТ5-1КТ методами металлургии гранул. По инициативе главного конструктора КБХА А.Д.Конопатова одновременно строились и оснащались две базы гранульной металлургии - и в КБХА, и в НПО "Композит". База КБХА оснащалась импортным оборудованием, а на базе НПО "Композит" устанавливалось отечественное, впервые изготавливаемое на нескольких предприятиях страны. Обе базы были своевременно и успешно введены в строй.
     Объем экспериментальных работ был попросту огромным: изготавливались десятки тысяч образцов, тысячи шлифов для электронно-микроскопического исследования, непрерывно выпускались сотни результатов экспертиз, заключений и рекомендаций, в экстренном порядке разрабатывались и изменялись технические условия на поставку материалов. Энтузиазмом были пронизаны все - от генерального директора до техника-материаловеда и рабочего у станка. В результате в ракетном комплексе "Энергия" - "Буран" было использовано 82 новых материалов, составляющих свыше 80 % веса конструкции.
     Прочностная отработка центрального бака, в силу его специфики как конструкции больших габаритов и массы, работающей в условиях низкой, криогенной температуры, велась по достаточно сложной программе. Лоцманами этой программы были ЦНИИМаш и НПО "Энергия", а идеологами - А.В.Кармишин, А.В.Андреев и Н.А.Павлов. Масштабы конструкции и реальные нагрузки требовали создания мощной прочностной экспериментальной базы. То, что оставалось от Н-1, было недостаточно для прямой отработки блока. Например, при прочностной отработке подвесного топливного отсека "Спейс Шаттла" осуществлялась последовательная программа, которая позволяла проводить статические испытания полноразмерных баков окислителя, горючего и криогенно-статические испытания агрегатов топливного отсека при действующих температурах жидкого водорода. Мы не располагали крупногабаритными силовозбуждающими стендами и криогенно-водородными камерами, поэтому программа строилась с учетом возможностей прочностной базы института и строящегося криогенного стенда на "Прогрессе" (только на азоте). Азотный стенд был значительно дешевле водородного. В этой связи предполагалось испытание конструкции при температурах жидкого азота, т.е. при -180...-190 ºС вместо -253 ºС.
     Не испытав конструкцию при температуре водорода, ее реальное криогенное упрочнение можно определить только экстраполированием, что вносит погрешность в понимание действительной работоспособности конструкции. Прочнисты всего мира придерживаются правила подтверждения несущей способности такого рода сооружений только на основе результатов реальных испытаний. Поэтому экономия в средствах влекла за собой утяжеление конструкции за счет того, что упрочнение конструкции от температуры -183 до -253 ºС не учитывалось и оседало "в запас". Запас мог быть раскрыт только специальными видами испытаний.
     Для проведения испытаний центральный блок членился на отдельные фрагменты, которые по своим габаритам соответствовали возможностям прочностных стендов. Эти фрагменты называли сборками.
     Сборка 1 - это имитатор бака горючего, предназначенный для испытания днищ водородного бака. Все имитаторы такого рода в программе выполнялись в реальном масштабе по диаметру и по другим элементам конструкции баков. Менялась лишь высота (длина) баковых фрагментов - она определяла габарит конструкции. В сборке 1 обечайка бака практически отсутствовала, фактически это были два сваренных днища -верхнее и нижнее. В обиходе эта сборка называлась "сечевицей". Сборка 2 - это полуразмерный бак окислителя. Сборка 3 для испытаний средней части блока Ц состояла из межбакового отсека с пристыкованными платформами баков окислителя и горючего. Высота каждой емкости, имитирующей баки, определялась реальным влиянием приведенной части жесткости баков и давала возможность воспроизводить работу этого отсека, как в полноразмерной конструкции, с достаточной достоверностью. Сборка 4 - это натурный хвостовой отсек с узлами связи и имитатор нижней части водородного бака. Сборка предназначалась для определения несущей способности кормовой части блока Ц. Средняя часть бака горючего в прочностных испытаниях представлялась укороченным баком на величину нескольких секций, примыкающих к нижнему и верхнему днищам водородного бака. Узел связи с орбитальным кораблем испытывался в составе этой сборки. Далее самостоятельно испытывались узлы и агрегаты блока - в составе донной защиты, переднего обтекателя, узлов связи, панелей, опор, трубопроводов. Испытывался блок Я.
     Виды испытаний фрагментов группировались вокруг целевого применения ракетного блока. Испытания для подтверждения работоспособности ракеты 4М, которая предназначалась для отработки комплекса наземных средств и заправки блока реальными компонентами - кислородом и водородом, обозначались индексом 2И-1. Аббревиатура 2И - это прочностная отработка. В испытаниях 2И-1 участвовали сборки 1 и 2, которые проходили статические испытания без разрушения на заводе "Прогресс". В ЦНИИМаше статические испытания проходили сборки 3 и 4 как более габаритные. Испытания 2И-1 под нагрузки, эквивалентные нагрузкам стендовой ракеты 5С, проводились со сборками 3 и 4. Вначале эти сборки прошли полную программу нагружений в ЦНИИМаше, затем были перевезены в Куйбышев, на "Прогресс" и испытывались статическим нагруженнием в криогенном стенде. После завершения программы криогенно-статических испытаний имитаторы нижней части бака окислителя, верхней и нижней частей бака горючего были подвергнуты автономным статическим испытаниям до достижения разрушающих нагрузок. Сборка 2 прошла криогенно-статические испытания полностью. Дополнительно были подвергнуты испытаниям по специальной программе имитаторы нижней части бака окислителя, нижнее днище и обечайка этого же бака и бак в целом под нагрузки 5С. Испытывался хвостовой отсек в ЦНИИМаше.
     Испытания группы 2И-2 и 2И-3 преследовали цель подтверждения работоспособности блока в условиях нагружения в составе ракет вариантов 6С и 1Л. После принятия решения об изготовлении ракеты 6С в летном варианте программы прочностных испытаний 2И-2 и 2И-3 объединились и частично перегруппировались. Ряд испытаний был проведен еще по программе 5С. В программе ракет 6С-1Л участвовал практически полный блок, который в составе фрагментов в виде сборок 2, 3 и 4 должен был проходить статические и криогенно-статические испытания.
     К началу прочностной отработки блока по программе летного варианта были проведены все виды испытаний под ракету 4М. Были использованы 1,15 комплекта блока Ц в условном исчислении. Под 5С планировалось 0,8 комплекта. В смешанном варианте с 6СЛ были использованы 1,05 комплекта.
     В целом прочностная программа отработки блока Ц предусматривала изготовление примерно 3,65 комплекта блоков, если оценивать все сборки, испытуемые отсеки и баки по трудоемкости их изготовления. Заводом "Прогресс" было заявлено о невозможности реализовать изготовление этих комплектов и оснастки для прочностных испытаний в сроки, которые обеспечивали своевременное начало испытаний 5С и далее 6СЛ и 1Л. Министерство потребовало на коллегии сокращения объема экспериментальной отработки. Впервые в решении коллегии, несмотря на возражение главного конструктора, было предписано изменить план отработки и объявлено во всеуслышание неудовольствие по поводу строптивого его отношения к решению руководства.
     Далее заработала система. В связи с тем, что изменение программы не может быть реализовано никем, кроме генерального или главного конструкторов, была создана экспертная комиссия во главе с Центральным институтом машиностроения. Комиссия разработала заключение. Я не подписал этого заключения. Тогда был применен прием, который был в быту аппарата - заключение подписали "дисциплинированные" генеральный конструктор и один из заместителей главного конструктора. Так легко обходятся без главного конструктора. Но если бы это обернулось неудачей в полете, аппарат был бы чист.
     В чем суть заключения экспертной комиссии? Основные доводы технического обоснования экспертной комиссии - по минимально необходимому объему материальной части и срокам экспериментальной отработки прочности блока Ц ракеты-носителя "Энергия". По 1-му этапу - отработке прочности ракеты 5 С: "Прочность емкостей ракеты 5С в составе сборки 3 - статические испытания и сборки 4 - статические и криогенно-статические испытания - подтвердить результатами прочностной отработки сборок с имитаторами емкостей для ракеты 1Л, которые имеют несколько меньшую, не более чем на 9 %, несущую способность, путем прогнозирования по данным тензометрии".
     "Прочность усиленных зон емкостей 5С подтверждать на основании анализа расчетных данных, экспериментальной информации, полученной при испытаниях сборок 3 и 4 экспериментальных сборок 2И-1 (4М), а также использованием соответствующей оснастки для воспроизведения локальных нагрузок от каркасных отсеков при автономных криогенных испытаниях имитаторов".
     По 3-му этапу - отработке прочности ракеты 1Л: "Испытания имитаторов емкостей до разрушения при нормальной температуре необходимы для получения информации по фактическому коэффициенту криогенного упрочнения при температуре жидкого азота. Этот коэффициент предлагается в дальнейшем экстраполировать до температуры винила и использовать при облегчении конструкции. Облегчение, намечаемое для последующих комплектов штатной ракеты, реализовать, в первую очередь, за счет уточнения нагрузок".
     "Исследование фактических значений коэффициентов криогенного упрочнения продолжить в ходе специально поставленных экспериментов исследований на образцах, моделях и отдельных фрагментах емкостей, изготовленных по штатной технологии".
     Вывод комиссии: "Предложенный порядок проведения испытаний позволяет выполнить прочностную отработку ракет 5С, 6СЛ и 1Л на основные расчетные случаи и при завершении с положительными результатами выдать заключение о прочности".
     Легко видеть, что главной идеей этого заключения было исключить из программы прочностных испытаний выявление реальных возможностей конструкции, а следовательно и веса. Предлагалось комиссией, путем "прогнозирования по данным тензометрии", "прочность подтвердить на основе анализа расчетных данных", а "значение коэффициентов экстраполировать"... и так далее. Это сокращение ставило по сути точку на дальнейших работах по совершенствованию конструкции. Следует вспомнить одну из публикаций в газете "Известия" в декабре 1991 г., в которой с неподдельным изумлением и злорадством описывалось, что наша конструкция "оказывается" имела дефицит веса до 7,5 т. Заключением комиссии объем изготавливаемых сборок снижался до 2,72 комплектов, т. е. на 25 % - ощутимо. Предлагалось потерю компенсировать позже.
     Кроме достижения полноты прочностной отработки, мы планировали, создавая некоторый "поток" изготавливаемых сборок, баков и блоков, доводить технологию столь сложной конструкции до необходимого уровня. При изготовлении такого количества элементов блока для прочностных испытаний параллельно с узлами для ракеты летного варианта была возможность осуществлять отбор лучшего их исполнения в пользу летного варианта ракеты - несколько худшие направлялись для статических испытаний.
     Таким образом, к началу летных испытаний ракеты 6СЛ была реализована необходимая, но недостаточная для проведения дальнейших работ программа. Основная цель программы - подтверждение конструктивной целостности кислородного бака при критических расчетных нагрузках. Испытывалась сборка: кислородный бак + межбаковый отсек + имитатор водородного бака + нагрузочное кольцо.
     Предусматривались 4 основные режима: опрессовка (испытание внутренним давлением); нагружение, которое действует на начальном участке полета, имитируя ускорение при работе первой ступени, для проверки цилиндрической обечайки и нижней секции оживального днища на устойчивость; нагружение, действующее при отрыве ракеты от стартовой платформы, для проверки цилиндрической обечайки и нижней секции оживального днища на устойчивость от сдвига; проверка на устойчивость верхней секции оживального днища при действии на нее одновременно усилий сдвига и сжимающих усилий на момент окончания заправки.
     Все испытания проводились при нормальной температуре с учетом уменьшения нагрузок на эффект захолаживания.
     При прочностных испытаниях межбакового отсека испытывалась сборка: верхнее кольцо + имитатор кислородного бака 4- межбаковый отсек + имитатор водородного бака + нижнее кольцо. Испытания проводились на семи режимах нагружения с моделированием температурных режимов межбакового отсека на стыках с имитаторами емкостей.
     Водородный бак испытывался в составе сборки: верхнее кольцо + имитатор кислородного бака + конструктивно подобный "межбак" + водородный бак + нижнее опорное кольцо. Испытания проводились на трех режимах нагружения по двум программам: при нормальной температуре и приведенных нагрузках и при температуре жидкого водорода и расчетных нагрузках.
     Система измерений центрального блока состоит из двух подсистем: использующейся при летной и других видах отработки и штатной подсистемы измерений. Первую подсистему планировалось использовать только для первых пусков ракеты-носителя, а вторую - для всех планируемых полетов. Средства измерения первой подсистемы включают датчики и приборы, позволяющие осуществлять контроль и измерение действующих факторов и параметров: воздействие на конструкцию аэродинамических нагрузок, нагрев элементов конструкции ступени на участке полета в атмосфере, характеристики потока компонентов в расходных магистралях, поведение жидкости в баках, параметров компонентов - температуры, плотности на различных уровнях и точках в объеме бака, давление, температура в газовых подушках, температура газа наддува, состояние и температура компонентов в заборном устройстве, вибрационные характеристики конструкции ступени во время полета, частоты, моды, акустические нагрузки при старте и в полете, тензометрирование основных элементов силовой схемы первой ступени. После завершения программы отработочных полетов ракеты-носителя элементы первой подсистемы будут сняты с борта центрального блока и в дальнейшем будет использоваться только штатная система.
     Штатная подсистема предусматривает измерение только некоторых основных параметров: уровней жидкости в баках при заправке и полете, давления и температуры в газовых подушках и компонентов на входе в двигатели, ряд двигательных параметров и системы управления.
     Для работы датчиков системы измерений используется постоянный ток напряжением 24 В. Приборы коммуникации, предающая и усилительная аппаратура системы телеизмерений размещены в межбаковом отсеке.
     Система измерений, которой оснащены центральные блоки, предназначенные для испытаний при отработке заправки и огневых стендовых испытаний, по своему составу превышает объем измерений на полетных блоках. Программа измерений на этих ступенях увеличена в сторону функциональной значимости параметров. При отработке заправки основное значение придается температуре, давлению, расходам, работе пневмогидравлической схемы и системы управления. При огневых стендовых испытаниях -пневмогидравлике, двигательной установке и системе управления с исполнительными органами. Штатная система телеизмерений используется для контроля и при наземных испытаниях.
     Точечные датчики уровней являются датчиками сопротивления, выдающими дискретный сигнал, зависящий от того, находится датчик в жидкости или вне ее. В каждом топливном баке имеется десять таких датчиков. Есть также по два датчика у основания каждого бака для малых уровней заправки и окончания топлива в баках.
     Давление в газовой подушке является одним из наиболее критических параметров для баков. В верхней части каждого бака устанавливается в коллекторе четыре идентичных датчика давления, выдающих информацию в системы. Датчики давления в газовой подушке потенциометрического типа, с напряжением возбуждения 5 В. Эти датчики хорошо функционируют в среде топливных баков и обеспечивают требуемую точность. Монтаж датчиков выполняется таким образом, чтобы уменьшить теплопередачу и обеспечить гашение вибраций.
     Датчики температуры газа в подушке монтируются в верхней зоне обоих баков. Диапазон измерений датчиков в баке жидкого водорода от -257 до +193,5 ºС. Датчики температуры являются датчиками сопротивления и представляют собой плечо в четырехэлементном мостике сопротивления. Точность датчика -1 %.
     При выборе типов датчиков системы измерений за основу брались такие требования, как высокая надежность, совместимость с материалами и способность функционировать в жестких условиях. Для измерения температуры используются платиновые термометры сопротивления, приклеенные и закрепленные.
     Датчики давления для измерения аэродинамического потока - с переменным сопротивлением, тогда как давление в баках, давление воздуха и перепады давления измеряются стандартными датчиками потенциометрического типа. В этих датчиках применяются диафрагмы, связи, повороты. Обязательным требованием является проведение квалификационных испытаний датчиков, а также испытаний на точность и накопление опытных данных по ресурсу. Каждый датчик поставляется с калибровочной кривой завода-изготовителя. Точность калибровки составляет 1 процент в полном температурном диапазоне и с учетом возможных вибраций. Такая высокая точность необходима в связи с использованием датчиков для регулирования давления в баках. Датчики давления воздуха и перепада давления в диапазоне 2-3 %.
     Низкочастотные и высокочастотные датчики вибраций выполнены с использованием двух или трех пьезоэлектрических кристаллов. Эти датчики объединены в единый блок из трех усилителей, который имеет возможность измерять коэффициент усиления и выбора частоты фильтра. Датчики пульсации давления в системе гашения продольных колебаний - тоже пьезоэлектрического типа. Рабочие характеристики этих датчиков рассчитаны на диапазон частот 2-50 Гц.
     Термопары по своим размерам малы, применяются в системе параллельно соединенных датчиков и обеспечивают измерение полного теплопритока.
     Акустические датчики - пьезоэлектрические с динамическим диапазоном 50 дБ, начинающимся со 125 дБ. Диапазон рабочих частот датчиков 5-400 Гц.
     Кабельная сеть центрального блока собрана из силовых, коммутационных и слаботочных проводных линий с штепсельными разъемами и обеспечивает связь датчиков на борту блока с аппаратурой системы измерений. Конструкция кабельной сети обеспечивает защиту проводных связей от воздействия окружающей среды и условий, создаваемых работающими двигателями. Кабели, расположенные снаружи блока на баках, защищены специальными желобами. Для компенсации тепловых деформаций корпуса блока кабели при монтаже образуют избыточную длину между опорными кронштейнами. Внешние кабели собраны в кабелепроводы, которые протянуты вдоль баков жидкого водорода и жидкого кислорода.

     Транспортировка. Блок, его отсеки и грузы транспортируются на платформах и тележках на пневматическом ходу или по специальному рельсовому пути. В пределах Европейской части России опробована транспортировка отдельных отсеков, как груза, на внешней подвеске амортизированных опор вертолета. Транспортировка по водному пути производилась на притопляемой под речными мостами барже-площадке. Все эти виды транспортировки использовались при доставке отсеков для проведения прочностных испытаний. Изготовленные в Куйбышеве на заводе "Прогресс", отсеки погружались на автодорожную тележку и доставлялись на специально сооруженную речную пристань. Далее баржа по Волге отправлялась до города Жуковский Московской области и вертолетом перемещалась в подмосковный город Калининград, на посадочную полосу возле ЦНИИМаша, где располагается отраслевая прочностная база.
      Опробована круглогодичная транспортировка с завода "Прогресс" в Казахстан, на космодром Байконур баков водорода и сборка бака кислорода с межбаковым и хвостовым отсеками, как отдельных грузов, на фюзеляже самолета 3М-Т. Транспортируемые грузы включают в себя транспортировочные вспомогательные средства: обтекатель, стекатель и шпангоут, которые вместе с отсеками блока образуют соответствующие композиции. Собранные в груз, вспомогательные средства возвращаются на самолете для повторного использования. Обводы по теоретической линии обтекателя повторяют геометрию сферического и оживального днищ соответственно. Грузы устанавливаются на внешнюю подвеску аналогичной конструкции силовых связей блока с орбитальной ступенью.
     Штатная транспортировка полностью собранного блока должна производиться самолетом Ан-225. Для установки грузов на самолет используется подъемно-козловое устройство на заводе-изготовителе и на посадочной полосе Байконура.
     Перед вывозом полностью собранного пакета проводится заключительная проверка всех сопряжений. Во время всех сборочных операций, в том числе при работах с пакетом на установщике, в баках жидкого кислорода и водорода поддерживается избыточное давление по отношению к атмосферному с целью сохранения высокой прочности конструкции.

Дополнительные иллюстрации смотри также "Фотографии и иллюстрации" к главам 1-15

Далее...

Фотографии и иллюстрации раскрываются в увеличенном формате только на
CD