Навигация:
Аванпроект ракетно-космического комплекса Н1-ЛЗ
Наземный комплекс Н1-ЛЗ
Циклограмма работы
Двигательная установка
Организация производства
Каркасные отсеки
Клепаные отсеки
Топливные баки
Автоматы с программным управлением для испытания кабелей
Основы общей технологии производства
Огневые стендовые испытания
Пуск Н-1 №3Л
Пуск Н-1 №5Л
Пуск Н-1 №6Л
Пуск Н-1 №7Л
Подготовка к пуску Н-1 №8Л
Причина закрытия программы Н-1
Комплекс «Энергия-Буран»
Циклограмма работы систем PH «Энергия»
Полезная нагрузка PH «Энергия»
Сварка баков PH «Энергия»
Теплоизоляции наружной поверхности баков PH «Энергия»
Ремонт пробитого топливного бака сваркой взрывом
Систематизация выпуска комплекта конструкторской документации на PH «Энергия»
Газодинамическая модель «Энергия-Буран» в масштабе 1:10 для изучения отрыва ракетоносителя от стартово-стыковочного блока
Экспериментальная отработка PH «Энергия»
"Скажите, что делать, и мы это обеспечим"
Передача части производственного задания с завода «Прогресс» на 28 предприятий МОМ (в том числе на Оренбургский машиностроительный завод)
Транспортное обеспечение проекта, в т.ч. авиационные перевозки элементов космической системы
Внеплановый запуск экспериментальной ракеты-носителя № 6С, изготовленной для огневых стендовых испытаний
Универсальный комплекс старт-стенд (УКСС) космической системы «Энергия-Буран»
Нештатные ситуации при подготовке к пуску ракеты-носителя «Энергия»
Научная составляющая
РКН «Вулкан»
РКН «Энергия-М» (малая)
... в конце 1964 года в ОКБ-1 был разработан авангардный проект ракетно-космического комплекса (РКК) Н1-ЛЗ, предназначенного для высадки одного космонавта на поверхность Луны с последующим возвращением на Землю. РКК состоял из трехступенчатой ракеты-носителя Н-1 (изделие 11А52) тандемной схемы. Полезным грузом являлся головной блок (ГБ), так называемый лунный ракетный комплекс (ЛРК). Принятая конструктивно-компоновочная схема ракеты-носителя Н-1 определялась технологическими возможностями производственной базы отрасли, существовавшей в СССР на тот период времени. В состав носителя входили три многодвигательных ракетных блока А, Б, В. Силовая схема всех блоков была одинаковой и представляла собой оболочку с размещенными под ней сферическими баками горючего (керосин) и окислителя (жидкий переохлажденный кислород). Соединение блоков между собой осуществлялось через переходные фермы, обеспечивающие возможность «горячего» разделения ступеней.
Управление полетом ракеты-носителя по каналам тангажа и рыскания на первой ступени осуществлялось за счет рассогласования тяг противоположных периферийных двигателей. Управление по каналу крена на изделиях при первых трех пусках (ЗЛ, 5Л, 6Л) осуществлялось шестью рулевыми агрегатами, на каждом из которых устанавливалось два сопла в противоположном направлении, работающими на кислом газе, отбираемом от газогенераторов. Управление по каналу крена изделия 7Л на четвертом пуске осуществлялось четырьмя качающимися ЖРД, работающими на керосине и кислом газе, отбираемых от двигателей. На торцевом шпангоуте хвостового отсека устанавливались элементы донной защиты. На наружной поверхности хвостового отсека, с целью повышения аэродинамической устойчивости во время первого пуска на изделии ЗЛ устанавливались четыре решетчатых стабилизатора прямоугольной формы.
Хвостовые отсеки блоков Б и В, представляющие собой конические подкрепленные оболочки, после разделения ступеней сбрасывались с помощью средств разделения и отделения, в состав которых входили пироболты продольных и поперечных стыков, пружинные толкатели и двигатели на твердом топливе. Управление полетом на второй и третьей ступенях по каналам тангажа и рыскания осуществлялось за счет рассогласования тяг противоположных двигателей. Блок А Управление полетом второй и третьей ступени по каналу крена изделий на первом, втором и третьем пусках (ЗЛ, 5Л, 6Л) осуществлялось четырьмя и двумя соответственно рулевыми агрегатами, на каждом из которых устанавливалось два сопла в противоположном направлении, работающими на кислом газе, отбираемом от газогенераторов. Управление по каналу крена второй и третьей ступени изделия на четвёртом пуске (7Л) осуществлялось двумя ЖРД, работающими на керосине и кислом газе, отбираемых от двигателей.
На всех трех ракетных блоках баки горючего располагались сверху, а расходные магистрали к двигателям проходили на внешней поверхности ракеты и закрывались аэродинамическими обтекателями (гаргротами). Для защиты верхних днищ баков горючего от газодинамического воздействия запускаемых двигателей их внешняя поверхность покрывалась теплозащитным покрытием. Бортовая аппаратура систем управления и измерения располагалась в отсеках ракетных блоков, при этом командные приборы системы управления ракетой-носи- телем располагались на блоке третьей ступени. Во всех баках ракетных блоков А, Б, В устанавливались датчики системы опорожнения баков (СОБ), а исполнительные органы этих систем (дроссели) устанавливались в магистралях горючего двигателей после насосов ТНА. Регулирование тяги двигателей осуществлялось дросселированием расхода горючего в газогенераторы двигателей.
Управление арматурой пневмогидросхемы осуществлялось подачей сжатого азота из шар-баллонов, размещенных в межбаковом и хвостовом отсеках ракетных блоков. Системы наддува баков всех ракетных блоков были однотипными. Баки окислителя наддувались отбираемым от газогенераторов кислым газом. Баки горючего наддувались газообразным гелием, находящимся в баллонах PH и подогретым в теплообменниках двигателей.
В состав носителя входило опорное кольцо, предназначенное для связи со стартовым столом захватами байонетного типа. В состав кольца входило двенадцать пневмозамков для крепления носителя и четыре ЭПК с трубопроводами, предназначенными для управления замками. Открытие замков производилось после окончания заправки. После старта ракеты опорное кольцо демонтировалось со стартового стола и утилизировалось. Ракета-носитель имела многочисленные связи со стартовым комплексом, основу которых составляли связи с башней обслуживания. Связи выполнялись с применением различных разъемных соединений, расстыковывающихся автоматически.
Разъемные соединения ракеты-носителя обеспечивали: заправку-слив компонентами ракетного топлива, термостатирование окислителя, заправку газами (азот, гелий), фреоном (для системы пожаротушения), подачу управляющего давления для работы пневмоавтоматики, подачу электроэнергии для работы приборов до включения собственных источников электропитания, работу системы телеметрических измерений и т.д. Отвод башни обслуживания производился по десятиминутной готовности, при этом разъемные соединения расстыковывались и остающиеся на башне обслуживания части разъемных соединений отводились механизмами отвода. Кроме того, ракета оснащалась кабель-мачтой для обеспечения электроэнергией и штангой для обеспечения управления автоматикой пневмогидросистем. Кабель-мачта и штанга соединялись с ракетой в районе ХО блока А через разъемные соединения, которые расстыковывались ходом изделия при старте.
На ракете-носителе Н-1 использовались традиционные для ОКБ-1 компоненты топлива: жидкий кислород и керосин, что требовало трехступенчатой схемы выведения. При пуске ракеты поочередно включались и отделялись блоки А, Б, В, обеспечивающие вывод головного блока на опорную орбиту вокруг Земли. После отделения блока В производился сброс головного обтекателя. Для разгона к Луне использовался ракетный блок Г, который после выдачи разгонного импульса отделялся от головного блока. Ракетный блок Д предназначался для корректировки траектории полета лунного комплекса и построения орбиты искусственного спутника Луны.
На орбите Луны один из двух членов экипажа переходил через открытый космос из лунного орбитального корабля (ЛОК) в лунный корабль (ЛК). После этого ЛК с пристыкованным к нему ракетным блоком Д отделялся от лунного орбитального корабля и начинал своё движение к поверхности Луны. Основной тормозной импульс для достижения лунной поверхности выполнялся блоком Д, после чего блок отделялся и уводился. На высоте около 3 км от точки посадки по команде посадочного радиолокатора включался ракетный блок Е самого ЛК. Обеспечивалось гашение остатков скорости, и после этого начинался посадочный маневр ЛК по команде космонавта. Маневр осуществлялся на работающем в режиме глубокого дросселирования тяги блока Е.
По сути дела, ракетный блок обеспечивал зависание ЛК над поверхностью и движение его в наиболее благоприятный район для прилунения. После выполнения работ на лунной поверхности космонавт производил старт взлетной ступени ЛК, затем производился маневр сближения взлетной ступени ЛК с лунным орбитальным кораблем, после чего производилась стыковка. После стыковки взлетная ступень отделялась, и лунный орбитальный корабль переходил на траекторию полета к Земле, включив собственные двигатели. В процессе полета к Земле производилась коррекция траектории. Перед посадкой происходили отделение отсека экипажа и вход его в атмосферу Земли.
Основными компонентами топлива были переохлажденный жидкий кислород и керосин РГ-1. Для наддува баков использовались отбираемый от газогенератора «кислый газ» и нагреваемый в теплообменниках двигателя газообразный гелий для бака окислителя и бака горючего соответственно. Применение этих компонентов было признано самым рациональным. «Кислый газ» также был рабочим компонентом рулевых сопел. На блоке А первой ступени располагались тридцать ЖРД НК-15 (11Д111). Каждый двигатель имел номинальную тягу у Земли 150 т. Из них двадцать четыре двигателя располагались на периферийном силовом кольце хвостового отсека, а шесть двигателей располагались в центральной части хвостового отсека. На блоке Б второй ступени располагались восемь ЖРД НК-15В (11Д 112) с высотными соплами номинальной тягой каждого двигателя в пустоте 179 т. На блоке В третьей ступени располагались четыре двигателя НК-19 (11Д113) с высотными соплами номинальной тягой каждого двигателя в пустоте 41 т.
Разработчиком всех двигателей на трех ступенях ракеты-носителя являлось ОКБ-276 (в настоящее время ОАО «Кузнецов»). Двигатели изготавливались на Самарском моторостроительном заводе № 24 имени Л.С. Чеченя Н.А. Дондуков М.В. Фрунзе. Директором завода тогда был Л.С. Чеченя. Конструкторское сопровождение серийных изделий осуществляло Куйбышевское КБ машиностроения под руководством главного конструктора Н.А. Дондукова, впоследствии заместителя министра авиационной промышленности. Использование переохлажденного жидкого кислорода привело к необходимости создания систем термоста- тирования и циркуляции, что вызвало появление таких систем, как газлифт в магистралях циркуляции и барбатирования в баках окислителя. Пневмогидравлической схемой предусматривалась подача компонентов топлива к каждому двигателю отдельно. Баки для компонентов топлива имели шаровую форму и располагались один под другим, причем бак горючего располагался над баком окислителя. Трубопроводы подачи горючего имели очень большую длину, что потребовало решения вопроса о продольной устойчивости ракеты на этапе работы первой и второй ступеней PH. Выход из создавшегося положения был найден с помощью установки в расходных магистралях горючего первой и второй ступеней гидравлических демпферов с гофрированными вставками. Для организации процессов циркуляции и наддува баков предполагалось объединение этих магистралей по следующему принципу: на первой ступени объединялись в одну магистраль пять двигателей (четыре периферийных и один центральный); на второй и третьей ступенях по четыре двигателя в одну магистраль.
Одним из существенных недостатков принятых схем блоков было то, что в состав ПГС входили агрегаты, которые обеспечивали подготовку к пуску, а во время полета не функционировали, что приводило к значительным массовым потерям. Таким образом, реализация в конструкции требований ПГС вызывала необходимость принципиально новых подходов, не имеющих аналогов в отечественном ракетостроении. Были проведены расчеты перемещений мест крепления и стыковки трубопроводов расходных магистралей, заправки, дренажа, циркуляции бака О, наддувов баков О и Г, которые включали в себя технологические отклонения, силовые (статические и динамические), температурные перемещения отсеков, баков, двигателей. На основании этих расчетов проводился анализ кинематической работоспособности трубопроводов и выбирались характеристики компенсаторных элементов (сильфонные компенсаторы, металлорукава или специально изогнутые участки трубопроводов («лиры»)). Для обеспечения герметичности магистралей, содержащих компоненты топлива, была освоена сварка стыков трубопроводов в монтажных условиях. Улучшение массовых характеристик двигательной установки потребовало применения новых материалов для изготовления трубопроводов, разработки стали ЭП-410 на замену стали Х18Н10Т. К сказанному следует добавить то, что турбогенераторные источники, которые снабжали электроэнергией PH во время полета, установленные на первой и третьей ступенях, обеспечивались питанием (газообразным гелием), а также средствами ПГС (баллоны, арматура, разъемные соединения).
Определяющими направлениями создания новой ракеты были: изготовление, испытания шаровых баков для размещения компонентов топлива, изготовление каркасных отсеков, элементов донной защиты, автоматики пневмогидросистемы (арматуры 180 наименований), трубопроводов с сильфонными компенсаторами, баллонов высокого давления. Все это потребовало создания большого количества стендов, стапелей, приспособлений, новых рабочих мест. Подлинники конструкторской документации поступали в КФ ЦКБЭМ и запускались на завод «Прогресс» для технологической проработки. Полученная документация была достаточно «сырой» и в результате обрастала достаточным количеством замечаний, которые необходимо было устранять как конструкторским подразделениям, так и инженерным службам завода. Конструкция новой ракеты отличалась от предыдущих изделий типа Р-7 в первую очередь своими габаритами. Размеры лунной ракеты обусловили новые требования по сварке, новые методы испытаний, применение иных материалов, что ставило процесс изготовления блоков новой ракеты на совершенно другой уровень.
Несмотря на секретность выполняемых работ, слухи о разработке «Царь-ракеты» проникали в коллективы других предприятий. В 1966 году страна узнала имя Главного конструктора - Сергея Павловича Королёва, и начался «королёвский призыв» на работу в куйбышевские предприятия, прежде всего на завод «Прогресс» и в КФ ЦКБЭМ. Конечно, прибывающая молодежь не смогла оказать серьезного влияния на качество разрабатываемой документации, но она получала главное - учебу у старших, общение со специалистами королёвского КБ как залог будущего профессионализма.
Учитывая компоновку ракеты, при которой баки не являются несущими конструкциями, каркасные отсеки играли главную роль в конструкции. Силовая схема блоков Б и В конструктивно выполнена одинаково и состояла из межбакового отсека, силового кольца, конического двигательного отсека, донной защиты и сбрасываемого хвостового отсека. Верхнее днище бака горючего II ступени было защищено от струй двигателей III ступени каркасной конструкцией с нанесенной на наружную поверхность теплозащитой. Силовая схема блока А конструктивно выполнялась по более сложной схеме: межбаковый отсек, силовое кольцо, хвостовой отсек, на котором устанавливались двадцать четыре периферийных двигателя, конический двигательный отсек, на котором устанавливались шесть центральных двигателей и элементы донной защиты в периферийной и центральной зонах. В состав каркасных отсеков также входило силовое кольцо, которое с помощью двенадцати замков крепилось к блоку А и с помощью специальных захватов к стартовому сооружению.
После пуска кольцо оставалось на стартовом комплексе. Соединение блоков I и II ступени, II и III ступени происходило с помощью ферменных конструкций. Силовое кольцо представляло собой сварную конструкцию из алюминиевого сплава с теплозащитным покрытием типа КМА, состояло из четырех секций, соединяющихся друг с другом болтами, и изготавливалось на заводе «Тяжмаш», г. Сызрань. Фермы блоков А и Б имели сварную конструкцию, состояли из шести секций каждая, изготавливались из стали ЗОХГСА, соединения секций производились болтами. Фермы изготавливались на заводе «Тяжмаш».
Все остальные каркасные отсеки имели клепаную конструкцию, состояли из шести секций каждая, изготавливались из алюминиевых сплавов Д16т, В95, АК6. Силовой набор секций (стрингеры и шпангоуты) располагался на внутренней поверхности. Секции (панели) каждого отсека по размерам и расположению силового набора были полностью одинаковы, что позволяло значительно уменьшить количество стапелей для их изготовления.
Панели отсеков, на которые наносились теплоизоляция и теплозащита (отражатели, донная защита и так далее), направлялись на завод «Пластик» в город Сызрань, где выполнялась эта операция, а затем на космодром «Байконур».
В соответствии с принятой компоновкой ракеты, на блоках А, Б, В была принята силовая схема с ненесущими баками сферической формы, которые устанавливались внутри каркасных отсеков и не подвергались воздействию набегающего потока. Такая компоновка была обусловлена отсутствием в тот период необходимых материалов для теплоизоляции баков с переохлажденным жидким кислородом. После выявления необходимости увеличения тяги блока А и времени полета блоков А, Б и В потребовалось увеличить объемы баков, что и было выполнено путем удлинения лепестков в экваториальной части баков. Корпуса баков представляли собой лепестковую конструкцию с полюсным раскроем с учетом возможностей металлургической промышленности. Заготовки выполнялись из листа шириной 2 м, толщиной от 4 до 16 мм. Составными частями бака были две полусферы, которые сваривались друг с другом.
Полусферы - днища баков - состояли из двух частей: нижняя часть - лепестковый пояс и полюсная часть. В состав каждого днища входили фланцы, изготавливаемые из штамповок. Для получения штамповок «лепестков» баков использовался самый мощный в мире гидравлический прессусилием 75 ООО тонн, находящийся на Куйбышевском металлургическом заводе (директор завода П.П. Мочалов, главный инженер А.И. Попов). Материалом для баков был выбран алюминиевый сплав АМГ-6. На нижнем днище располагались кронштейны, которыми баки крепились к каркасным конструкциям: бак окислителя с помощью термомостов к силовому кольцу, бак горючего к межбаковому отсеку. На наружной поверхности баков располагались резьбовые бобышки для крепления теплоизоляции и теплозащиты, а также для транспортировки элементов бака и корпуса бака в целом. Суммарная толщина теплоизоляции баков окислителя составляла 200 мм. Внутренний подслой толщиной 50 мм был покрыт алюминиевой фольгой, наружный слой толщиной 150 мм покрывался стеклотканью и пропитывался клеем. Панели теплоизоляции крепились к баку винтами и устанавливались на клее, между панелями предусматривался зазор 5-10 мм для выбора температурных деформаций. Зазоры заполнялись мягкой теплоизоляцией типа ATM и заклеивались лентой из ткани № 500. Толщина теплоизоляции баков горючего составляла 50 мм.
Верхние днища баков горючего блоков А и Б покрывались теплозащитным покрытием, т.к. разделение блоков было «горячим» и струи двигателей верхних ступеней воздействовали на поверхность баков горючего. Сварка бака производилась на специальных стендах, оборудованных силовым узлом, обеспечивающим возможность вращения в горизонтальной и вертикальной плоскости.
К силовому узлу крепились съемные сферические приспособления, на которых сваривались днища баков. Сферические приспособления отличались друг от друга выбранными диаметрами и предназначались для каждого типоразмера бака. Нижний пояс днища состоял из ряда лепестков, количество которых зависело от диаметра бака, а полюсная часть всех баков была унифицированной по диаметру и состояла из двух частей. Ширина лепестков выбиралась исходя из возможности полуфабрикатов и не могла быть более 2 м. На приспособлениях в местах сварки лепестков устанавливались мощные рубильники, которые выполняли роль подложки, производилась подгонка.
После сварки корпус подвергался испытаниям на прочность и герметичность аналогично испытаниям днищ. Качество изготовления баков подтверждалось проведением контрольно-выборочных испытаний. Количество внутрибаковых монтажей было минимальным и в основном сводилось к установке датчиков уровня системы опорожнения баков и температурной штанги. Очистка и обезжиривание внутренних полостей баков производились вручную и не требовали внедрения новых технологических процессов.
Технологический отдел 28 (ныне 2614), возглавляемый Г. Л. Гринблатом, курировал кабельное и приборное производства, входной контроль и КИСы этих цехов. В производстве бортовой кабельной сети возникла проблема автоматизации процесса испытаний, т.к. большой объем кабелей проверять вручную было очень трудоемко, и на качество испытаний влияла квалификация испытателей. Конструкторы и технологи отдела 28 А.А. Чижов, Г.Я.Сонис, В.М. Боровик, Г.А. Андреенко разработали для цеха 31 автомат с программным управлением для испытания кабелей объемом до 1020 цепей, это по тем временам был большой шаг вперед. Таких автоматов было изготовлено 11 штук. Только много лет спустя эти автоматы были заменены на оборудование, которое стала выпускать промышленность нашей страны. Этими же инженерами была спроектирована установка для проверки электрической прочности изоляции, так называемая пробойная установка АППК-20. Этих установок было изготовлено 24 комплекта, и они работают в цехах завода до сегодняшнего дня.
На первом этапе создания ракеты Н-1 предполагалось построить работу по сборке блоков и ракеты в целом аналогично ракете Р-7, за исключением работ по изготовлению баков, т.к. они были нетранспортабельны. Планировалось максимальный объем сборочных работ выполнить в Куйбышеве, затем произвести разборку блоков на транспортабельные элементы, перевезти их на космодром «Байконур» и собирать там блоки из транспортабельных элементов и изготовленных на космодроме баков. Такая схема позволяла максимально использовать труд высококвалифицированных специалистов, работающих в Куйбышеве.
Для принятия окончательного решения по выбору варианта сборки блоков ракеты Н-1 С.П. Королев пригласил В.Н. Ментюкова, работавшего тогда главным технологом завода «Прогресс», на совещание. На этом совещании был принят вариант, предусматривающий сборку блоков на космодроме. При этом учитывались следующие факторы: установка на транспортабельных элементах каркасных отсеков приборов, кабелей, трубопроводов, агрегатов ПГС нецелесообразна, т.к. это приводит к значительному усложнению процесса транспортирования; большая часть монтажей может быть выполнена только в составе блока; для изготовления блока В на авиационном заводе № 18 отсутствуют необходимые производственные помещения; при сборке в Куйбышеве потребуются еще один комплект сборочных стапелей и необходимое оснащение для сборки и испытаний; сборка-разборка в Куйбышеве потребует дополнительных времени и средств; на космодроме необходимо создавать не сборочное производство, а завод с необходимым количеством квалифицированных специалистов, обеспечивая при этом все социальные вопросы. При проведении сборки блока В необходимо было учитывать специфику авиационного завода, на котором невозможно было изготовить баки, кабели, арматуру.
В соответствии с распределением работ поставку баков, кабелей для блока В, а также арматуру, заимствованную с блоков А и Б, осуществлял завод «Прогресс», а остальную арматуру поставлял Завод экспериментального машиностроения (ЗЭМ), г. Калининград. Принятая схема потребовала полного пересмотра предполагавшегося ранее плана организационно-технических мероприятий по заводу «Прогресс». За заводом было закреплено изготовление комплектующих (арматуры, кабелей, трубопроводов, баллонов и так далее), формирование крупногабаритных грузов (лепестков баков, панелей, каркасных отсеков, межблочных ферм, элементов донных защит, отражателей и т.д.), получаемых по кооперации от других заводов. За филиалом завода было закреплено изготовление баков, сборка блоков и PH в целом, входной контроль всей комплектации покупных изделий (двигателей, приборов и так далее).
Такое распределение работ потребовало колоссальной подготовки производства, реконструкции производственных площадей и технологического оборудования. Было изготовлено несколько тысяч наименований инструмента, затрачено более 4 млн. нормо-часов. Были определены основные направления подготовки производства: Создание стендов и стапелей для сборки каркасных отсеков, изготовление клепаных панелей для которых производилось на авиационном заводе № 18, а сборка- клепка - на заводе «Прогресс». Разработка документации на стенды производилась сотрудниками технологического отдела завода и НИИ АТ. Изготовление стендов производилось в кооперации с Сызранским заводом «Тяжмаш» и Вологодским заводом «Судоверфь»; Создание стендов и технологии для изготовления баков, где определяющей операцией была сварка; Изготовление и испытание арматуры; Создание стендов и технологии для проведения общей сборки и испытаний блоков и ракеты в целом.
Огневые стендовые испытания блока А не проводились в связи с отсутствием необходимого стенда и, как считалось, идентичности двигателей и основных магистралей с блоком Б. Для наземной экспериментальной отработки и летно-конструкторских испытаний (ЛКИ) предусматривалось изготовление десяти изделий: Изделие 1М (1М1) предназначалось для выполнения макетирования каркасов, баков, монтажей бортовой аппаратуры, кабелей, элементов пневмогидросистем (трубопроводов, арматуры и так далее). Кроме того, изделие 1М (1М1) предназначалось для совместной отработки операций на транспортно-установочном агрегате, стартовом комплексе (механическая, электрическая стыковка, стыковка элементов пневмогидравлических систем), отработки заправки компонентами топлива, газами, отработки эксплуатационной документации. Также изделие 1М (1М1) предназначалось для комплексной отработки конструкции и технологии изготовления PH (в том числе и прочностных требований), её испытаний, стыковки с головным блоком, отработки сопряжения и методики эксплуатации совместно с наземным оборудованием СК и службами космодрома, отработки взаимодействия персонала и методов управления на всех этапах подготовки PH, и выполняло функции электрически, пневматически и гидравлически действующего образца ракеты-носителя Н-1.
Образец просуществовал с 1966 года по I квартал 1975 года и претерпел за это время четыре модификации, которые были связаны с изменениями в процессе создания и модернизации ракеты-носителя Н-1. К началу ЛКИ были проведены экспериментальная отработка узлов и агрегатов, стендовые испытания блоков Б и В, испытания с макетным образцом ракеты 1М (1М1) на технической и стартовой позициях. Изделие 2И предназначалось для проведения статической отработки и представляло собой набор сборок, включающих каркасные отсеки, баки, фермы и т.д., испытывающихся по плану прочностной отработки в ЦНИИМАШ. Для проведения огневых стендовых испытаний предназначались экспериментальные установки ЭУ15, ЭУ16, ФЭУ15 - соответственно блоки Б, В, Г.
Установки представляли собой полноразмерные блоки с доработкой в части их крепления к стендам. Испытания проводились в НИИХИММАШ, г. Загорск. Сборка отсеков для испытания ЭУ15, ЭУ16 осуществлялась работниками завода «Прогресс» и КуАЗ из комплектующих элементов, получаемых от заводов-изгото- вителей. На блоке Б устанавливались двигатели с блока А, т.к. они полностью соответствовали друг другу по креплению к отсеку и входным фланцам, при этом шесть двигателей были работающими, а два двигателя - макетными, чтобы не нагружать стенд повышенными нагрузками. Баки для ЭУ15 и ЭУ16, ввиду их нетранспортабельности, изготавливались в Загорске на сварочных стендах, которые потом были отправлены на космодром. Блок Г и установка ФЭУ 15 изготавливались на заводе «Прогресс».
Для отработки ступеней изделия Н-1 проведена реконструкция стенда и монтажного корпуса № 1 НИИХИММАШа. Было необходимо провести тщательную ревизию силовой части стенда, так как максимальное проектное усилие на силовые элементы стенда составляло 600 тонн, а было решено провести огневое испытание второй ступени на полную тягу 1200 тонн. После ревизии силовых конструкций стенда и соответствующих доработок по рекомендации и проекту ИПРОМАШПРОМа стенд был допущен вначале на испытания с тягой до 900 тонн с многочисленными замерами деформации конструкций, а затем, после анализа замеренных деформаций и дополнительных доработок по усилению конструкций, на одно испытание с тягой 1200 тонн. В монтажном корпусе № 1 был смонтирован и введен в эксплуатацию сварочный стапель для изготовления шаровых емкостей второй и третьей ступеней, сборочные стенды, стенды гидравлических и пневматических испытаний. Вновь спроектированы, изготовлены и реконструированы установочно-транспортные агрегаты, оснастка и технологическое оборудование монтажного корпуса и стенда. В 1965 году реконструкция стенда для проведения огневых испытаний была закончена, и в январе 1966 года начались огневые испытания установки ЭУ16 (третья ступень Н-1). Первые два испытания прошли неудачно, а последующие испытания в 1967-1968 гг. - нормально.
Третья ступень была допущена к летно-конструкторским испытаниям. В то же время проводились огневые испытания на установке ЭУЗО. Установка представляла собой газодинамическую модель первой ступени ракеты Н-1, предназначенную для исследования донных эффектов при запуске, работе и останове двигателей. Всего проведено около двадцати испытаний. В 1968-1969 годы проводились огневые испытания установки ФЭУ15 (четвертая ступень Н1-ЛЗ). Первое испытание прошло неудачно из-за отказа разделительного клапана. Последующие испытания прошли нормально, и ступень была допущена к летно-конструкторским испытаниям в составе изделия Н1-ЛЗ.
Огневые испытания расходных магистралей окислителя и горючего блоков А и Б совместно с двигателями (установки ЭУ27, ЭУ28) проводились в НПО «Труд» (Винтайский машзавод). После установки на Н-1 рулевых двигателей на базе 11Д58, питание которых обеспечивалось отбором компонентов («кислый газ» + керосин) от основных двигателей, экспериментальная отработка была проведена на установке ЭУ87 в г. Загорске, при этом дополнительно расходные трубопроводы нагружались специальным вибратором.
Нисколько не умаляя вклад разработчиков остальных систем, необходимо признать, что основной системой ракеты-носителя является двигательная установка, включающая в себя баки, трубопроводы, арматуру и собственно двигатели. Анализ причин отказов при пусках ракеты Н-1 показывает, что именно двигательная установка была наиболее слабым звеном. Конструкция ДУ с небольшими доработками была заимствована с ракет-предшественниц и не могла обеспечить выполнение возросших требований по нагрузкам, давлениям, температурам, расходам и скоростям потока газов и жидкостей. Здесь как никогда проявился опыт работников старшего поколения, которые учили видеть причину любых отказов в несовершенстве конструкторской документации.
Так например, ошибочно установленные дроссельные шайбы в магистралях наддува кислым газом бака окислителя на установке ЭУ-15 привели к необходимости разработки конструкторской документации, предусматривающей проведение контроля дросселя в детали, трубопроводе и при монтаже трубопровода в сборке.
При проведении экспериментальных работ по подтверждению герметичности стыков трубопроводов было выявлено, что разъемные стыки магистралей с компонентами ракетного топлива (окислителя, горючего, кислого газа) не обеспечивают требуемой герметичности даже с учетом регламентированной затяжки. В результате проведенных изысканий была разработана конструкция сварного монтажного стыка трубопроводов, выполняемого в составе ракеты, которая обеспечивала необходимую герметичность, снижение массы стыка на 15-20% и улучшение технологичности.
Высокие скорости потока газов и жидкостей вызывают высокочастотные колебания потока, что может привести к разрушению стенок компенсационных элементов типа «металлорукав». В результате проведенных конструктивных проработок было принято решение отказаться от применения металлорукавов, а в качестве компенсационных элементов применять специально сформированные участки труб типа «лира». Необходимость выполнения проверок функционирования и герметичности арматуры после монтажа потребовала разработки требований к монтажу арматуры, что нашло отражение в габаритных чертежах.
Это была 69-я секунда полета. Горящая ракета удалялась без факела двигателей. Под небольшим углом к горизонту она еще двигалась вверх, потом наклонилась и, оставляя дымный шлейф, не разваливаясь, начала падать», - так описывает первый старт Б.Е. Черток. Н-1 №ЗЛ упала в 52 км от старта. Аварийная комиссия, возглавляемая В.П. Мишиным, пришла к выводу, что выключение двух двигателей на старте и остальных на 69 секунде произошло по команде системы контроля работы двигателей (КОРД). На КОРД ложная команда пришла из-за случайных колебаний в электроцепях в момент подрыва пиропатронов. КОРД выключил на старте два двигателя: № 12 и 24, а остальные двигатели были выключены потому, что в хвостовом отсеке возник пожар из-за лопнувшего трубопровода замера давления перед газогенератором, поврежденная изоляция кабелей привела к ложному сигналу на КОРД, который и выключил остальные двигатели.
Авария Н-1 №5Л была очень тяжелой: на 23 секунде ракета, поднявшись на несколько метров, осела на стартовый стол. Взрыв был такой силы, что отдельные части ракеты оказались отброшены за несколько километров. В жилом городке в 6 км от старта были выбиты стекла и двери. Старт требовал восстановления. Аварийная комиссия причиной аварии назвала попадание постороннего предмета в двигатель №8 блока А. По результатам пуска изделия №5Л было принято решение о разборке практически полностью собранных блоков А, Б, В под взаимным контролем разработчиков PH и двигателей, двигатели также подлежали разборке. По результатам анализа телеметрической информации, материальной части изделия №5Л, разборки блоков ракеты и двигателя были разработаны мероприятия по совершенствованию проектной и конструкторской документации.
Основными мероприятиями по PH были:
введение сварных монтажных стыков магистралей, предназначенных для компонентов топлива на блоках А, Б, В;
установка сетки в районе хвостового отсека блока А, армированной пакетом из стеклоткани для предотвращения разрушения бака;
разработка нового технического задания надвигатели, предусматривающего, что каждый двигатель должен быть многоразовым.
По результатам анализа испытаний, расчетов, исследований и экспериментальных работ, на что ушло два года, были выработаны мероприятия, позволившие исключить аварийные случаи по всем предполагаемым причинам, повысить надежность двигателей и других систем и агрегатов, обезопасить стартовое сооружение, а именно:
повышение надежности насоса окислителя (увеличение зазоров, уменьшение нагрузки на подшипник); улучшение качества изготовления и сборки ТНА;
установка перед насосами двигателя фильтров, исключающих попадание в него посторонних предметов; заполнение перед стартом и продувка азотом хвостового отсека блока А в полете и введение фреоновой системы пожаротушения;
введение элементов теплозащиты приборов и кабелей систем, расположенных в хвостовом отсеке блока А, изменение расположения приборов в нем в целях повышения их живучести;
введение блокировки команды АВД до 50 секунды полета и аварийный увод PH от старта по сбросу питания и т.п.
С июля 1970 года ОКБ-276 приступило к созданию по вновь выданному ЦКБЭМ техническому заданию качественно новых двигателей многократного запуска, обеспечивающих более чем трехкратный ресурс и устанавливаемых на ракету без переборки после огневых стендовых испытаний.
Прошло еще два года и 27 июня 1971 года третья машина 6Л ушла с правого, нетронутого взрывом старта, но уже на 10 секунде ракета стала закручиваться вокруг своей оси, а на 48 секунде началось её разрушение. Все тридцать двигателей блока А вышли на режим предварительной и главной ступеней тяги в соответствии со штатной циклограммой и нормально функционировали до их выключения системой управления на 50,1 секунде. Однако с начала полета наблюдалось ненормальное протекание процесса стабилизации по крену, рассогласование по углу вращения непрерывно увеличивалось и к 14,5 секунде достигало 145°. Поскольку команда АВД была заблокирована до 50 секунды, то полет до 50,1 секунды был практически неуправляемым.
Наиболее вероятная причина аварии - потеря управляемости по крену из-за действия неучтенных ранее возмущающих моментов, превышающих располагаемые управляющие моменты органов крена. Выявленный дополнительный момент крена возник при всех работающих двигателях из-за мощного вихревого потока воздуха в задонной области ракеты, усугубившегося несимметричностью обтекания выступающих за днище ракеты деталей двигателей.
После анализа замечаний, выявленных по результатам пуска изделия №6Л, были разработаны проектно-конструкторские мероприятия для их устранения. Суть замечаний состояла в том, что развиваемые рулевыми соплами усилия недостаточны для управления PH по каналу крена. Появление этих возмущающих моментов объяснялось неблагоприятным сочетанием взаимодействия струй от работающих двигателей. Было принято решение о замене рулевых сопел блоков А, Б, В на рулевые двигатели, питанием для которых служили «кислый газ» и керосин, отбираемые от двигателей. На блоке А таких двигателей было установлено четыре, на блоках Б и В по два. Для реализации этой доработки на базе двигателя 11Д58 был разработан качающийся на угол ±45° рулевой двигатель. Введение этого двигателя потребовало доработки двигателей блоков А, Б, В по введению штуцера отбора керосина и увеличению расхода отбираемого «кислого газа».
23 ноября 1972 года - дата четвертого старта Н-1 №7Л. Полет длился 106,93 секунды, и опять авария. До разделения блоков А и Б оставалось 7 секунд. Комиссия пришла к выводу, что авария произошла из-за разрушения насоса окислителя двигателя №4.
В 1973 году на космодроме и заводах шла подготовка к пуску ракеты №8Л с новыми двигателями. Очередной пуск намечался на четвертый квартал 1974 года. Ракета №7Л претерпела значительные изменения, направленные на устранение выявленных недостатков и увеличение массы выводимого полезного груза. Управление полетом осуществлял бортовой вычислительный комплекс по командам гиростабилизированной платформы разработки НИИ АП. В состав двигательных установок были введены рулевые двигатели, система пожаротушения, улучшена механическая и тепловая защита приборов и бортовой кабельной сети и др. Измерительные системы были доукомплектованы вновь созданной малогабаритной радиотелеметрической аппаратурой разработки ОКБ-МЭИ (главный конструктор А.Ф. Богомолов).
Однако назначенный в мае 1974 года руководитель ЦКБЭМ, преобразованного в НПО «Энергия», академик В.П. Глушко своим приказом с молчаливого согласия Министерства общего машиностроения (С.А. Афанасьев), Академии наук СССР (М.В. Келдыш), Военно- промышленной комиссии Совмина (Л.В. Смирнов) и ЦК КПСС (Д.Ф. Устинов) прекратил все работы по комплексу Н1-ЛЗ.
Причиной закрытия программы Н-1 была, как можно сейчас утверждать, принципиально неправильная методика, принятая для отработки боевых ракет (вспомним, сколько Р-7 было потеряно на этапе ЛКИ). Первыми об этом заявили военные. Еще в 1969 году на имя министра С.А. Афанасьева было направлено письмо за подписью Главнокомандующего РВСН маршала Н.И. Крылова, где прямо указывалось: «По нашему мнению, новые методы наземной отработки тяжелых РКК должны строиться на основе многоразовости действия и больших запасов по ресурсу комплектующих систем и агрегатов, испытаний двигателей и ракетных блоков без последующей переборки с целью выявления производственных дефектов и прохождения периода приработки». Кстати, американцы свой «Сатурн-5» готовили именно так. В мае 1974 года был освобожден от должности главный конструктор ЦКБЭМ Василий Павлович Мишин.
21 мая 1974 года Постановлением Правительства и вышедшим за ним приказом министра Генеральным конструктором объединения НПО «Энергия» назначен Валентин Петрович Глушко. В объединение вошли ЦКБЭМ со своими филиалами и заводом и ОКБ-456 со своей производственной экспериментальной базой. В этот же момент выделилось два независимых КБ: Д.И. Козлова - ЦСКБ и М.Ф. Решетнева - НПО ПМ. В Куйбышеве оставшуюся часть филиала №3 КФ ЦКБМ под наименованием Волжский филиал НПО «Энергия» возглавил Б.Г. Пензин. Куйбышевский филиал был создан как КБ по тяжелым ракетам-носителям. В его функции входила «...разработка конструкторской документации и сопровождение изготовления тяжелых ракет - носителей на заводах Куйбышевского куста и филиале завода «Прогресс» на космодроме «Байконур». Глушко пришел в ОКБ-1 со своей тематикой, и первым его приказом был приказ о прекращении работ по Н-1. Он предложил создать ряд новых ракет-носителей из унифицированных блоков.
Комплекс «Энергия-Буран» принципиально отличался от американской системы «Спейс Шаттл» тем, что используемые в этой системе элементы: подвесной топливный отсек, боковой твердотопливной ускоритель и сам «Шаттл» не были самостоятельными элементами, а могли быть использованы только совместно, составляя единое целое. Составные части комплекса «Энергия-Буран» могли выполнять собственные задачи: боковой блок представлял собой первую ступень PH «Зенит»; центральный кислородно-водородный блок является ракетой, способной выполнять самостоятельные задачи; вместо орбитального корабля можно было установить любую другую полезную нагрузку массой до 100 тонн, что и было обеспечено при первом пуске. Система позволяла за счет варьирования входящих в нее составных частей обеспечить вывод на околоземную орбиту полезных нагрузок массой от 14 тонн до 100 тонн, а также возвращение с орбиты грузов массой до 20 тонн, в то время как «Спейс Шаттл» позволял вывести на околоземную орбиту груз массой 30 тонн.
Самым трудным вопросом, который необходимо было решить при разработке проекта PH «Энергия», был выбор её схемы (компоновки). Учитывая опыт создания ракеты Н-1, разработчиками НПО «Энергия» во главе с генеральным конструктором В.П. Глушко был выбран «пакетный» вариант ракеты, позволяющий создать унифицированный ряд семейства PH тяжелого и сверхтяже- лого класса. Принятая к реализации компоновка давала возможность стыковать с PH как орбитальный корабль, так и другие полезные грузы. Компоновка носителя представляла собой «пакет» из центрального ракетного блока Ц, к которому крепились четыре боковых ракетных блока А первой ступени (с мощным 4-камерным жидкостным ракетным двигателем на каждом из них). Орбитальный корабль (или другой полезный груз) устанавливался на блоке Ц по схеме боковой подвески к нему.
Боковые блоки своими торцами крепились к стартово-стыковочному блоку (ССБ). Крепление осуществлялось с помощью шпилек и силовых замков. ССБ служил силовой основой всего пакета и осуществлял пневмо-гидравлическую и электрическую связь ракеты со стартовым столом. В нем размещалась автоматика пневмо-гидравлической системы, обеспечивающая выполнение всех работ по подготовке ракеты к пуску. С помощью устройств ССБ происходила расстыковка ракеты, при этом блок оставался на стартовом устройстве и должен быть многоразовым.
Возможности создания твердотопливных ускорителей, аналогичных американскому варианту, в то время в нашей стране не предвиделось. Поэтому боковые блоки первой ступени оснащались жидкостными ракетными двигателями и представляли собой первую ступень PH «Зенит» с небольшими доработками. Не исключалась возможность отключения одного из двигателей в процессе полета, что приводило к значительному росту нагрузок на центральный блок, к которому крепились боковые блоки. В качестве компонентов топлива блоков первой ступени предусматривалось использовать керосин и жидкий кислород.
Конструкторским бюро предприятия «Энергомаш» были спроектированы двигатели с тягой до 800 тонн. По замыслу эти двигатели должны быть многоразовыми, а конструкция блока предусматривала его спасение после окончания работы первой ступени. Центральный блок оснащался четырьмя двигателями тягой до 200 тонн в пустоте. Включение его двигателей происходило при старте ракеты, а отключение при достижении скорости меньше первой космической на 30 - 70 м/сек, чтобы обеспечить его падение в заранее намечаемый район мирового океана без применения специальных средств.
Достижение первой космической скорости обеспечивалось средствами орбитального корабля. В качестве компонентов топлива второй ступени были выбраны жидкие водород и кислород. Двигатель для второй ступени был спроектирован в Конструкторском бюро химавтоматики г. Воронеж и изготавливался на Воронежском механическом заводе.
Циклограмма работы систем ракеты в момент старта предусматривала: очередность запуска двигателей боковых и центрального блоков; время открытия замков, удерживающих ракету на стартово-стыковочном блоке; время выдачи команд на расстыковку электро-пневмогидросоединений связи боковых и центрального блоков со стартово-стыковочным блоком; время выдачи команд на расстыковку электро- пневмогидросоединений центрального блока с заправочно-дренажной мачтой (ЗДМ) и на отвод остающихся на ЗДМ частей ракеты при её старте. Циклограмма работы систем ракеты в полете учитывала: время и порядок отделения боковых блоков; время отделения полезной нагрузки. Главную роль в реализации циклограммы выполняли конструкция и система управления центрального блока. Опережающий запуск двигателей центрального блока обосновывался следующими факторами:
Перед подачей команды «Зажигание» через дренажные магистрали двигателей сбрасывается значительный объем газообразного водорода, испарившегося в трактатах двигателя, который принудительно сжигался системой дожигания выбросов непрореагировавшего водорода (СДВНВ), устанавливаемой на ССБ. Кроме того, запуск двигателей в космосе требовал дополнительных исследований и экспериментальной отработки. Запуск двигателей центрального блока не приводил к отделению ракеты от ССБ, что позволяло принять решение об отмене запуска двигателей боковых блоков в случае возникновения нештатной ситуации. В случае опережающего запуска двигателей боковых блоков тяга их превышала массу ракеты, и её надо было удерживать на старте замками (так называемый «заневоленный старт»). Запуску двигателей центрального блока в этом случае противодействовали бы струи двигателей боковых блоков.
Открытие замков, удерживающих ракету с ССБ, необходимо было бы производить после выхода всех двигателей на главную ступень и передачи усилия тяги всех двигателей на конструкцию ССБ и боковых блоков, что в случае его мгновенного исчезновения при открытии замков могло привести к возникновению значительных динамических воздействий на конструкцию ракеты и ССБ. Опережающий запуск двигателей центрального блока предоставлял возможность заблаговременного открытия замков крепления ракеты к ССБ после окончания заправки, т.к. ветровые нагрузки на ракету парировались её массой. Конструкция замков позволяла их повторное использование для закрытия в случае несостоявшегося пуска.
Подача команд на срабатывание замков электро-пневмогидросоединений стартово-стыковочного блока с боковыми и центральным блоками, и центрального блока с ЗДМ, происходила по прохождению команды «Контакт подъема», а выдача команды на включение механизмов отвода остающихся частей на ЗДМ - по факту разделения разъемных соединений. Выдача команды на отделение боковых блоков производилась по факту окончания выработки топлива из баков. Выдача команды на отделение полезной нагрузки производилась по достижению необходимой скорости ракеты.
Полезный груз («Полюс», «Буран») крепился к центральному блоку с помощью верхнего и нижнего узла связи. Верхний узел связи ферменного типа крепился в 2 точках к шпангоуту бака горючего, нижний узел связи ферменного типа крепился в шести точках к торцевому и перегибному шпангоутам хвостового отсека. Разделение узлов связи производилось с помощью срабатывания пирочеки и толкателя, которые разрушали силовую связь между объектами. Дублирование разделенияобеспечивалось срабатыванием удлиненного кумулятивного заряда и разрезкой рычагов механического замка. Узлы связи после разделения оставались на центральном блоке, а места их крепления к орбитальному кораблю закрывались узлами защиты ниши с восстановлением теплозащитного покрытия. Разделение блока Ц и орбитального корабля производилось включением объединенной двигательной установки орбитального корабля.
Одной из наиболее важных операций при изготовлении баков PH «Энергия» было выполнение сварки. В отработке технологических процессов участвовали институт электросварки им. Е.О. Патона и отдел главного сварщика завода «Прогресс» (начальник Г.Л. Зубриенко). Продольные сварные швы обечаек бака горючего сваривались электронно-лучевой сваркой, выполнявшейся электронной пушкой в камере, обеспечивающей необходимую величину вакуума, с подгонкой свариваемых кромок по перепаду 0,2 мм и зазором между ними 0,1 мм. Свариваемые кромки обезжиривались, зачищались до металлического блеска, чем обеспечивалось отсутствие окисных плен на поверхности.
Технология сварки таких швов была отработана безукоризненно. Опорные шпангоуты баков окислителя и горючего состояли из 3 частей, которые сваривались друг с другом контактно-стыковой сваркой. Все остальные швы выполнялись импульсивно-дуговой сваркой в защитной среде гелия. Особую трудность вызывала сварка обечаек друг с другом и приварка днищ, где толщина доходила до 40 мм. Сварку таких толщин необходимо производить с двусторонней разделкой кромок в несколько проходов, поочередно с внутренней и наружной стороны для исключения коробления конструкции. Сварка выполнялась с применением сварочной проволоки и выделением большого количества тепла, для отвода которого и для формирования шва необходимо устанавливать подкладное кольцо. После каждого прохода необходимо удалить усиление сварного шва, проплав с зачисткой до металлического блеска. Эта операция выполнялась вручную с применением шабера.
После каждого прохода проводился рентгено-контроль сварного шва. Расшифровка рентгенопленки производилась двумя независимыми операторами. Качество сварки зависело от температурно-влажностного режима в цехе сварки, чистоты атмосферы, качества присадочной проволоки, соблюдения режимов сварки, а также от квалификации расшифровщиков.
При сварке баков PH «Энергия» было два случая преждевременного разрушения корпусов баков окислителя и горючего. Разрушения происходили при криогенной опрессовке баков. Комиссиями по выявлению причин разрушения, созданными по приказу министра общего машиностроения, было установлено, что разрушение происходило вследствие наличия в сварных швах недопустимых дефектов в виде окисных плен, находящихся в плоскости рентгенирования и проникших в глубину сварного шва.
Очистка баков производилась в два этапа. На первом этапе после опрессовки и проверки герметичности корпуса бака производилась его очистка струйным методом водно-моющим раствором. Контроль осуществлялся по пробе жидкости, сливаемой из бака, проводился местный контроль владипором. Монтаж внутрибаковых устройств: перегородок, баллонов, распылителей и т.д. производился при избыточном давлении в баке с доступом внутрь через камеру чистоты с последующей очисткой пылесосом. На втором этапе очистка бака производилась в специальном стенде парами хладона-113, который при охлаждении превращался в жидкость и стекал на нижнее днище. Контроль осуществлялся по пробе жидкости.
Выбор компоновки центрального блока с несущими баками и применением переохлажденных криогенных компонентов предопределил необходимость нанесения теплоизоляции на наружную поверхность баков. Впервые в отечественном ракетостроении разработчики столкнулись с проблемой выбора материалов для теплоизоляции, технологии ее нанесения, контроля и ремонта в процессе эксплуатации. В результате поиска, экспериментальных проверок в качестве материала для теплоизоляции был выбран закрытопористый пенополиуретан «Рипор», основными способами нанесения которого были приняты напыление и заливка (вспенивание).
Коррозионная стойкость Днище бака в стапеле для алюминиевого сплава 1201 была недостаточна и требовала дополнительной защиты от воздействия теплоизопирующего покрытия. В качестве такого протектора послужила шпатлевка ЭП0214, на которую наносился клей «Криосил», предназначенный для крепления материала теплоизоляции с металлом. Наружная поверхность теплоизоляции покрывалась стеклотканью, сверху устанавливалась капроновая дельсеть на клее «Криосил».
Работами по выбору «пакета» теплоизоляции руководили специалисты материаловедческого комплекса РКК «Энергия». Оживальное днище бака окислителя и зоны теплоизоляции бака горючего подвергались нагреву от действия набегающего потока и срабатывания твердотопливных элементов средств разделения и увода боковых блоков. Для нейтрализации этих воздействий необходимо было защитить поверхностный слой теплоизоляции, что и было выполнено за счет пропитки его каучуком марки «Виксинт». Нанесение теплоизоляции производилось цехом 162 (начальник Г.Б. Горшков) в специальной камере теплозащитных покрытий (ТЗП) на вращающемся стенде, оснащенном оборудованием для нанесения теплоизоляции, механической обработки и контроля и т.д.
Цикл изготовления корпуса бака составлял более одного года. Сварка, мехобработка производились с применением механизмов, не исключающих сбоев при их работе. Также необходимо было учитывать и человеческий фактор. Все это могло привести к повреждению изготавливаемой материальной части. Так, при изготовлении бака горючего, после сварки заключительного шва корпуса с верхним днищем, один из исполнителей уронил инструмент и произошел сквозной пробой нижнего днища бака в самом тонком месте. Для ремонта пробитого бака горючего начальником лаборатории сварки В.М. Петровановым, главным сварщиком Г.Л. Зубриенко с привлечением специалистов института сварки имени Е.О. Патона Л.Д. Добрушина, С.А. Волошко и конструкторов отдела главного технолога Ю.Т. Кравцова и В.И. Горшенина была разработана технология сварки взрывом. Суть ее заключалась в том, что на место дефекта (с перекрытием) вначале приваривалась взрывом пластина из материала АД1, которая выполняла функции прослойки для обеспечения лучшей свариваемости, а поверх этой пластины приваривалась пластина из материала сплава 1201.
Для подтверждения правильности принятого решения была разработана конструкторская документация на вариант доработки и на экспериментальную установку в виде двояковыпуклой линзы, на которой был выполнен ремонт взрывом. Экспериментальная установка была подвергнута статическим, динамическим испытаниям, в том числе под воздействием жидкого водорода, которые подтвердили правильность принятых конструкторских решений. Ремонт секции обечайки методом прецизионной сварки взрывом был осуществлён силами цеха 233.
Одним из особенных новшеств, реализованных при разработке конструкторской документации на PH «Энергия», был отказ от присвоения индексов «ЭУ» изделиям, предназначавшимся для подтверждения конструкторскими испытаниями штатной матчасти. Так получили названия изделия:
4М - для проведения макетирования на всех этапах работы и «холодных» стендовых испытаний;
2И - сборка, предназначавшаяся для проведения статических испытаний;
ЗД - сборка, предназначавшаяся для проведения динамических испытаний;
5С и 6С - для проведения огневых стендовых испытаний.
Принятие такого решения позволило систематизировать выпуск комплекта конструкторской документации на эти изделия и улучшить качество их изготовления.
На фоне множества объектов испытаний особое место занимает модель «Энергия-Буран» в масштабе 1:10 для изучения процессов, возникающих в начальных стадиях отрыва ракетоносителя от стартово-стыковочного блока. Газодинамическая модель получила индекс ЭУ360 и, кроме тщательно имитированных внешних обводов, имела действующие ЖРД суммарной мощностью 40 тс и множество датчиков, регистрирующих вибрацию, давление, температуру в хвостовой части центрального и боковых блоков. Модель вертикально крепилась в стенде, компоненты топлива поступали к двигателям от внешних баков. Конструкция стенда позволяла поднимать модель ракеты-носителя над стартово-стыковочном блоком на метр, двигатели работали на полную мощность 4 секунды.
В создании ЭУ360 приняло участие большое количество специалистов из многих предприятий: КД на модель «Энергия» разработал ВФ НПО «Энергия»; КД на модель «Бурана» - НПО «Молния»; КД на ЖРД - НПО «Салют»; КД на стенд - головное КБ НПО «Энергия». В изготовлении материальной части принимали участие: завод «Прогресс» (г. Куйбышев) - изготовил модель стартово-стыковочного блока; ПО «Полет» (г. Омск) - модели боковых блоков; НПО им. С.А. Лавочкина (г. Москва) - модель центрального блока и собирал пакет в целом; НПО «Молния», (г. Москва) - модель «Бурана».
В настоящее время бывшие модели ЭУ360 стали памятниками, установлены на постаменты и находятся: один на территории РКК «Энергия» в городе Королеве, другой у здания СГАУ в городе Самаре.
Для экспериментальной отработки PH «Энергия» предусматривалось изготовление на заводе «Прогресс» следующих изделий: 4М, 2И, ЗД, 5С, 6С.
Изделие 4М предназначалось для макетирования составных элементов блоков Ц и Я: двигателей, приборов, трубопроводов, кабелей. В дальнейшем на этом изделии проводилась отработка транспортно-установочного агрегата, на УКСС были проведены следующие работы: отработка стыкуемости механических, пневмоги- дравлических, электрических связей с башней обслуживания, подводимыми площадками, стартовым кольцом; проверка возможности доступа к элементам ракеты, подвергающимся обслуживанию во время стоянки; отработка вентиляции ХО, МБО, блока Я при стоянке ракеты; отработка кислородной и водородной подготовки центрального блока к заправке; отработка заправки центрального блока компонентами топлива и газами; проверка качества нанесения теплоизоляции на баки и трубопроводы, отработка методов ремонта теплоизоляции; отработка разделения и отделения центрального блока от стартово-стыковочного блока. По результатам вышеуказанных работ была откорректирована эксплуатационная документация. В дальнейшем, после корректировки конструктор- ской документации, это изделие использовалось в качестве комплексного стенда, в том числе для проверки динамических характеристик изделия на стенде динамических испытаний.
Изделие 2И представляло собой набор сборок для проведения статических прочностных испытаний. Учитывая тот факт, что конструктивно все экспериментальные изделия (4М, 5С, 6С) отличались друг от друга, прочностные статические испытания проводились в обеспечение прочности каждого изделия на действующие при этом расчетные случаи. Прочностные испытания агрегатов блока Ц проводились на заводе «Прогресс», а стартово-стыковочного блока - в ЦНИИМАШ, директор Ю.А. Мозжорин, руководитель направления обеспечения прочности А.В. Кармишин. Прочностной отработке с проведением испытаний до разрушения в подтверждение прочности блока Ц №4М подвергались девять сборок, для блока Ц №5С - сорок семь сборок, блока Ц №6СЛ и 1Л - двадцать четыре сборки, кроме того прочностной отработке подвергался корпус блока Я, но испытания поводились без разрушения конструкции.
Изделие ЗД представляло собой набор сборок для проведения динамических испытаний, в состав которых входили трубопроводы: расходные, заправочные, циркуляции и др., а так же установка наиболее ответственных агрегатов, подвергающихся нагружению в полете: клапана термостатирования на верхнем днище бака горючего, приборы, устанавливаемые в межбаковом отсеке.
Динамические испытания проводились в ЦНИИМАШ. Для проведения огневых стендовых испытаний блока Ц предназначались два изделия: 5Си 6С. Учитывая тот факт, что подобным испытаниям в СССР ракеты не подвергались, было предусмотрено изготовить для этой цели два блока с проведением на каждом по два огневых испытания. Конструктивно эти блоки отличались способом изготовления бака горючего: на изделии 5С обечайки бака изготавливались из панелей, отфрезерованных в плоском виде с последующей гибкой и сваркой, а на изделии 6С обечайки фрезеровали на новом станке СВО-22.
Огневые стендовые испытания (ОСИ) блока Ц проводились в составе так называемого «технологического пакета» со специальным стартово-стыковочным блоком и макетами боковых блоков на универсальном комплексном стенде «стенд-старт» (УКСС) космодрома «Байконур». Длительность ОСИ составляла 400 секунд.
Первая попытка проведения ОСИ была неудачной. Через 3 секунды после подачи команды «Зажигание» система аварийной защиты выключила все двигатели. Причиной выключения стал отказ одного двигателя вследствие его внутреннего дефекта. Кроме отказа двигателя, разработчики впервые столкнулись с проблемой появления металлургических дефектов в трубопроводах из нового материала ЭП 810. Причина дефекта в двигателе была быстро установлена и исправлена, а металлургический дефект в трубах потребовал глубоких исследований. После устранения дефектов вторая попытка проведения ОСИ закончилась успешно.
Отработка агрегатов автоматики, узлов связи, всевозможных механизмов, пневмощитов, сильфонных компенсаторов производилась по программам конструкторско-доводочных испытаний заводами-изготовителями. Отработка конструкции в подтверждение работоспособности блока Ц №4М производилась на 63 агрегатах, для блока Ц изделие 5С на 11 агрегатах, для блока Ц изделий 6СЛ и 1Л - на 95 агрегатах. КПЭО предусматривала отработку транспортировки грузов. Учитывая принятый вариант сборки блоков и PH в целом на космодроме «Байконур», а изготовление составных частей центрального блока: баков, хвостового и межбакового отсеков на заводе «Прогресс» и секций стартово-стыковочного блока на заводе «Тяжмаш» в г. Сызрань, вопрос выбора варианта транспортировки имел принципиальное значение. Секции стартово-стыковочного блока были спроектированы с возможностью их транспортировки по железной дороге. Транспортировка крупногабаритных баков и каркасных отсеков (диаметр 8 м, длина до 36 м) осуществлялась авиационным способом.
Отработка авиационного транспортирования проводилась в ЛИИ, г. Жуковский. Необходимо отметить, что выполнение КПЭО производилось поэтапно. В связи с огромным объемом экспериментальной отработки для каждого этапа натурных наземных и летных испытаний устанавливался определенный объем отработки, подтверждаемый решениями, согласованными с представителями заказчика, т.е. отработка производилась «лестничным» способом. Этапность экспериментальной отработки отдельных агрегатов определялась не только её логической последовательностью, но и невозможностью изготовления ряда агрегатов в штатном варианте ввиду отсутствия необходимого станочного оборудования и полуфабрикатов от металлургической промышленности.
Наиболее сложное положение возникло на заводе «Прогресс» при изготовлении корпусов бака горючего и окислителя, ввиду отсутствия цельнотянутых заготовок длиной до девяти метров для изготовления шпангоутов, плиты шириной 2,3 м и длиной до девяти метров, штамповок фланцев с расположением волокна перпендикулярно сварному шву и т.д. Отсутствовало необходимое станочное и испытательное оборудование. Задержка с изготовлением корпусов баков не позволяла приступить к отработке средств транспортировки, макетированию и сборке блока.
Все эти условия приводили к необходимости разработки такого комплекта технологической документации, который позволил бы изготовить корпус бака горючего на имеющейся базе, поэтому изготовление было начато с самого простого - макета бака горючего для отработки средств транспортировки. Опорные шпангоуты бака изготавливались из штамповок длиной 1,5 метра, которые сваривались многопроходной аргонно-дуговой сваркой с последующей мехобработкой. Обечайки изготавливались из заготовок, отфрезерованных в плоском виде на станке «FOREST», с последующей гибкой и сваркой. Опрессовку и проверку герметичности корпуса бака проводили воздухом на берегу реки Самара в составе груза, предназначенного для отправки на барже в город Жуковский Московской области.
Изготовление корпусов баков горючего для изделий 4М и 5С производили по той же технологии, при этом опрессовка и проверка герметичности производились водой во временных гидростендах. Конструктивно корпуса баков отличались толщиной полотна, так как каждый из них проектировался на свои условия нагружения, при этом в расчетах на прочность учитывалось упрочнение сплава 1201 при криогенных температурах. Так как при температуре жидкого азота прочность сплава 1201 была выше расчетной на 10%, то это приводило к появлению определенного запаса прочности. Благодаря такому подходу началось изготовление всей остальной комплектации и блоков Ц изделий 4М и 5С. Для выдачи заключения на проведение заправки баков жидким водородом необходимо было провести зачетные криогенно-статические испытания, которые были проведены после ввода в строй комплекса криогенно-статических испытаний. Принятый порядок изготовления корпусов баков был определен совместным решением, утвержденным головным институтом отрасли ЦНИИМАШ и согласованным с представителем заказчика.
Для опережающего подтверждения принятого решения надо было изготовить конструктивно-подобную модель бака горючего и отправить ее в ЦНИИМАШ для проведения необходимых испытаний. Такая модель бака была изготовлена заводом «Прогресс» и с использованием водно-вертолетной транспортировки доставлена в ЦНИИМАШ. По положительным результатам всех проведенных испытаний было принято решение об использовании блока 6С для проведения летных испытаний, что вызвало необходимость пересмотра всех планов экспериментальной отработки, в том числе повторение некоторого объема проведенных испытаний в связи с увеличением нагрузок. Руководители министерства обороны отказались от подписи откорректированной КПЭО, при этом руководителям ВП на местах было дано указание «не тормозить» процесс сборки летного блока, который получил индекс «6СЛ».
Создание ракеты-носителя «Энергия» стало возможным благодаря наличию на заводе «Прогресс» и Волжском филиале нацеленных на выполнение этой важной задачи талантливых руководителей, инженерных специалистов, золотых рабочих рук. Колоссальная заслуга в деле создания творческой атмосферы при работе над «Энергией» принадлежит руководителям обоих предприятий: А.А. Чижову и Б.Г. Пензину. Они оба целиком отдавали себя этому делу. Принцип работы был такой: скажите, что делать, и мы это обеспечим. В документацию закладывались совершенные конструкции арматуры, каркасных отсеков, баков, а инженерные службы завода ломали головы над тем, как это реализовать.
Как правило, при разработке любой конструкции тщательно продумывались вопросы технологии, но достойно восхищения мастерство разработчиков технологического оснащения. Конструкторы внимательно выслушивали все замечания и предложения заводских технологов. Разработанная таким образом конструкторская документация сразу поступала в цехи завода. У руководителей конструкторских подразделений смежных предприятий вызывало удивление, как мог завод «Прогресс» соглашаться на выполнение таких «запредельных», по их мнению, требований, которые предусматривала документация, разработанная конструкторами ВФ. Желание добиться высокого качества продукции было обоюдным, и это часто приводило к возникновению сложных ситуаций. Как правило, после конструктивного обсуждения всегда находился оптимальный вариант решения.
Для исполнения постановлений ЦК и Совета Министров сотрудникам службы снабжения требовалось прилагать особые усилия. Так, конструкторам потребовались титановые трубы. Появилось Постановление четырех министров: МОМа, Минчермета, Минцветмета, МАПа об изготовлении 3,5 тонн титановых труб на Никопольском металлургическом заводе. Многочисленные командировки вместе с заместителем начальника Главснабсбыта МОМа И.А. Брагиным, Л.А. Свиткиным, А.П. Сныткиным не приносили успеха. Конструкторы снизили требования: перешли на трубные гильзы, трубные заготовки, а до поставок было также далеко. Просьба о переналадке стана, производившего тысячи тонн труб в месяц, чтобы изготовить 3,5 тонны нужных заготовок, вызывала хохот у руководителей Никопольского завода. Но после того как директор завода узнал о назначении этого мизерного заказа, он решился на этот шаг. Вскоре трубные заготовки перевезли на Златоустовский машиностроительный завод, который имел оборудование для выделки отверстий в трубах еще со времен Великой Отечественной войны, когда производили стволы для пушек и пулеметов. В.В. Князева, Л.В. Никульцева и десятки работников 945 отдела обеспечивали поставки уникальных неметаллических материалов.
Для изготовления теплозащиты заводские снабженцы ездили в бесчисленные командировки в Павло-Посадский комбинат камвольных тканей, Л.A. Свиткин В.В. Князева Московский институт текстильной промышленности им. А.Н. Косыгина, предприятия химической промышленности во Владимире и Дзержинске с целью организации производства и поставок прошивных вязальных полотен, угольных тканей, стеклотекстолита ЖСП, различных новых марок пенополиуретанов. Продолжительность пребывания в командировках специалистов службы снабжения составляла 2/3 рабочего времени в месяц, включая субботние и выходные дни. Для выполнения заказа 55 приходилось использовать порой необычное оборудование. Наработка угольных тканей в опытно-экспериментальном производстве института им. А.Н. Косыгина велась на немецком оборудовании середины XIX века, алюминиевые трубы изготавливались на предельно изношенном оборудовании Ступинского металлургического комбината.
Для изготовления PH «Энергия» понадобилось много новых специфичных материалов, которые и не изготавливались нашей промышленностью (особенно сложно было с теплоизоляционными материалами). Сколько сил, дипломатии нужно было, чтобы разместить заказы! Так на Камвольном комбинате в г. Павлово-Посаде, выпускающем красивые платки, В.В. Князева с В.М. Вершигоровым нашли недействующий станок, изготовленный ещё в царское время, и вот на нём было организовано изготовление стеклополотна. Работа тяжёлая, люди в цехе вначале отказывались от этого производства, но когда узнали, для чего это нужно, всё было изготовлено.
В 1984 году министерством принимается решение о кардинальной разгрузке завода: крылатая ракета 4К80, катера «Прогресс», панели ХО и МБО передаются в г. Оренбург на машиностроительный завод, изготовление деталей арматуры, сильфонных компенсаторов и магистральных трубопроводов - в г. Днепропетровск, силовых связей - в г. Златоуст, один из объектов по заказу министерства обороны - на «Арсенал» г. Ленинград. Цех 233 был разделён на четыре цеха: 233, 235, 272, 147. Двадцать восемь предприятий МОМ оказывали помощь заводу «Прогресс» в изготовлении деталей для изделия 11К25. Благодаря принятым мерам успешно был осуществлён первый запуск PH «Энергия» в 1987 году.
При создании PH «Энергия» возникла проблема доставки центрального блока (топливных баков и каркасных отсеков) с Самарского завода «Прогресс» на космодром «Байконур». Ведь только один топливный бак горючего центрального блока представлял собой крупногабаритный груз длиной 36 м и диаметром 8 м. Доставить его на Байконур по железной дороге невозможно из-за таких габаритов. Было проработано несколько вариантов транспортирования: авиационный; водно-сухопутный от Самары по реке Волге до Каспийского моря и далее по суше, что предполагало строительство дороги с улучшенным покрытием протяженностью более 1000 км, а значит, и больших капитальных вложений; транспортирование с использованием перспективных транспортных средств - экранопланов, что также требовало больших капитальных вложений и длительных сроков их создания.
Из всех рассмотренных вариантов было выбрано совершенно оригинальное решение - транспортирование на внешней подвеске самолета. Это решение было принято по предложению доктора технических наук В.П. Бурдакова - начальника отдела НПО «Энергия» и осуществлено Волжским филиалом при непосредственной поддержке Генерального конструктора В.П. Глушко и Министра обороны Д.Ф. Устинова, - таким оно было необычным. Из всех существующих самолетов поставленным задачам отвечал стратегический бомбардировщик ЗМ конструкции В.М. Мясищева, который был доработан под программу «Энергия-Буран». На нем установлено двухкилевое оперение, усилена хвостовая часть фюзеляжа, установлены узлы крепления грузов, система контроля и В.А. Федотов регистрации параметров транспортирования и система оперативного контроля герметичности наддутых баков. Самолет получил обозначение ЗМ-Т (главный конструктор В.А. Федотов). Остановимся не на самолетных проблемах (их, конечно, было немало, если представить, что диаметр фюзеляжа самолета в 2,3 раза меньше диаметра ракетного блока, а длина бака с аэродинамическими обтекателями приближается к длине фюзеляжа), а на задачах, которые возникали при превращении ракетного блока в авиагруз, размещаемый на «спине» самолета.
Первая задача - это членение блока на транспортабельные элементы и компоновка их в авиагруз. Решение этой задачи многовариантно, начиная с теоретического поиска оптимального соотношения массово-центровочных характеристик и аэродинамической компоновки, и заканчивая подтверждающими результатами продувок аэродинамических моделей отобранных вариантов авиагрузов совместно с моделью самолета. К тому же здесь необходимо решить задачу возврата крупногабаритных транспортных аэродинамических обтекателей от авиагруза на завод-изготовитель для их повторного использования. Вторая задача - это выбор конструктивно-силовой схемы авиагрузов, которая должна обеспечивать вместе с принятыми ЛТХ самолета непревышение нагрузок (инерционных, аэродинамических), действующих на баки и отсеки блока при авиатранспортировке, над нагрузками, действующими на этапе выведения PH. Исходя из решения этих задач был определен облик трех грузов с аэродинамическими обтекателями и опорными шпангоутами для крепления к внешней подвеске (стержневой системе) самолета. В первом грузе перевозился бак Г; во втором - бак О, хвостовой и межбаковый отсеки; в третьем грузе возвращались тоже на внешней подвеске самолета два обтекателя, стекатель и три шпангоута.
Аэродинамические обтекатели - это крупногабаритные конструкции многоразового использования, спроектированные по самолетным нормам прочности, как впрочем и опорные шпангоуты и другие транспортные элементы авиагруза (зализы, местные обтекатели и т.п.). Выступающие более чем на 100 мм от теоретического контура элементы блока приходилось закрывать местными обтекателями для уменьшения возмущений воздушного потока, попадающего на хвостовое оперение, из-за опасности возникновения бафтинга. При создании этой транспортной системы были решены проблемы обеспечения безопасности при полете. К бакам горючего и окислителя предъявляются высокие требования по чистоте внутренних полостей. С другой стороны корпуса баков представляют собой тонкостенные оболочки и внешнее давление практически не допускают, поэтому баки в составе авиагруза наддуваются воздухом и ампулизируются. Давление заправки баков было определено, исходя из их допустимой нормы герметичности, падения давления в них от уменьшения температуры с подъемом на высоту и допустимым по прочности избыточным давлением. В случае потери баком герметичности возможно возникновение ситуации, когда оболочка бака может потерять устойчивость, а, следовательно, и аэродинамическую форму. Поэтому очень большое внимание было уделено ампулизации баков, а в полете давление в них контролировалось и отображалось на пульте в кабине экипажа для принятия решения о вынужденной посадке. Кроме этого, авиагрузы взвешиваются, балансируются, а для защиты от статического электричества металлизируются с самолетом.
Для проведения летной отработки самолета ЗМ-Т с авиагрузами на заводе «Прогресс» по документации Волжского филиала НПО «Энергия» создаются полноразмерные макеты грузов 1ГТ, 2ГТ и ЗГТ. Поскольку первые пробежки и взлеты самолет с макетом мог выполнить только на специально оборудованном аэродроме, необходимо было доставить эти макеты к месту проведения испытаний. Для доставки полноразмерных макетов грузов 1ГТ и 2ГТ к месту летных испытаний самолета-транспортировщика (летно-испытательный институт им. М.М. Громова, г. Жуковский Московской области) был разработан проект водно-сухопутного транспортирования. В 1979 году проведены инженерные изыскания, строительство автодороги, причала на реках Самаре и Москве, углубление фарватера реки Самары.
В октябре 1980 года было обеспечено водно-сухопутное транспортирование макета груза 1ГТ с завода «Прогресс» в г. Жуковский для летной отработки самолета ЗМ-Т. Макет груза 1ГТ доставлен автоотрядом производственного объединения «Спецавтотранс» к специально построенному причалу на реке Самаре. Автопоезд с макетом «самоходом» заезжал на специально дооборудованную баржу. Баржа имела возможность притопления до одного метра, чтобы в любое судоходное время можно было макет «перекатить» с берега на баржу и пройти с ним под существующими на реках мостами. Миновав мост, воду откачивали и шли дальше. Далее баржа с автопоездом буксировалась по рекам Волге, Оке, Москве-реке до причала в районе взлетно-посадочной полосы ЛИИ, где автопоезд съезжал с баржи на берег. Баржу с грузом сопровождали работники цеха 218 под руководством В.И. Пильдеса.
При транспортировке были и неприятные моменты. Когда баржа вышла в Куйбышевское водохранилище, штормовой ветер срывал брезент, превращая его в гигантский парус. Трудно представить, чем все это могло закончиться, если бы не всесильная власть представителя комитета госбезопасности, который в числе других отвечал за успех операции. По его приказанию встречный сухогруз изменил маршрут и пришвартовался к борту баржи, прикрыв груз от бокового ветра. Транспортировка 40-метрового груза прошла успешно.
Параллельно с этим решалась задача доставки баков с завода «Прогресс» к месту проведения статических испытаний в подтверждение прочности макетов. Рекогносцировки возможных путей доставки показали, что без использования вертолета МИ-10К баки доставить нельзя, поэтому они были доставлены сухопутно-водно-вертолетным способом.
В 1980 году прошли межведомственные испытания самолета ЗМ-Т. 6 января 1982 года - день, вошедший в историю авиации. Летчики-испытатели А. Кучеренко (командир экипажа), Н. Генералов, С. Соколов, И. Семухин, В. Падуков, Б. Айзатулин подняли в воздух самолет с навьюченным авиагрузом. Воздушный мост «Прогресс» - Байконур был наведен. Балабуев В.П. За период с 4 апреля 1982 по 1987 год с завода «Прогресс» на Байконур самолетом ЗМ-Т было отправлено четыре центральных блока, для чего было совершено двенадцать полетов с грузами. Для установки авиагрузов на внешнюю подвеску самолета было создано специальное козловое устройство, состоящее из двух оригинальных козловых кранов. Эксплуатация комплекса специального наземного технологического оборудования для погрузки - разгрузки крупногабаритных составных частей изделия 11К25 в составе подъемного устройства ПКУ-50 и универсального транспортного агрегата 17Т77 возложена на цех 218 (начальник В.Г. Осадчий). Ответственность за работоспособность комплекса возложена на главного механика завода Б.Н. Тимошенко и главного энергетика Н.И. Андропова. Ремонтно-восстановительными и монтажными работами на комплексе занимались цехи 218 и 431 (начальник Ю.Н. Бобров).
В дальнейшем для реализации программы «Энергия Буран» был создан самолет АН-225 «Мрия» (главный конструктор Балабуев В.П.), который мог транспортировать уже полностью собранный центральный блок. ВФ НПО «Энергия» была разработана необходимая КД, но до транспортирования полностью собранного центрального блока дело не дошло.
Кульминацией программы экспериментальной отработки ракеты-носителя в конце сентября 1985 года стала одновременная заправка баков центрального ракетного блока жидким кислородом и жидким водородом с последующей имитацией штатного процесса предстартовой подготовки PH.
Следующим этапом являлись огневые испытания центрального ракетного блока ракеты -носителя на изделии 5С. После процесса подготовки, электрических испытаний и заправки баков PH жидкими водородом и кислородом в соответствии с программой испытания от 22 февраля 1986 года был произведен запуск четырех двигателей ракетного блока Ц изделия № 5С. Через 3 секунды после команды на запуск двигатели были аварийно выключены системой аварийной защиты. Причиной срабатывания системы аварийной защиты, как показали исследования, послужил отказ бустерного насоса горючего двигателя РД-0120. Кроме того, в момент аварийного выключения произошло разрушение трубопровода рабочего газа (гелия), управляющего клапанами пневмо системы. Управление PH было восстановлено, компоненты слиты в наземные хранилища, комплекс приведен в исходное положение.
После завершения ремонтно-восстановительных работ и очередного этапа подготовки в ночь с 25 на 26 апреля 1986 года было проведено огневое испытание № 2. Кислородно-водородные двигатели отработали штатно, программа огневых испытаний была выполнена полностью. В августе 1986 года на УКСС успешно проведены импульсные динамические испытания PH «Энергия» с макетом многоразового космического корабля «Буран» № 4М-КС-Д. В ходе испытаний проведена синхронная заправка жидкого кислорода в баки центрального и боковых блоков, а также керосина в баки боковых блоков. Произведено импульсное нагружение конструкции PH включением твердотопливного ракетного двигателя, специально установленного на PH, и сняты все необходимые частотные характеристики.
В конце 1986 года наземная экспериментальная отработка PH была завершена, а первая ракета-носитель для летных испытаний и орбитальный корабль были еще не готовы. В связи с этим руководство НПО «Энергия» вышло с инициативой провести опережающие летные испытания с использованием имеющейся экспериментальной ракеты-носителя № 6С, изготовленной для огневых стендовых испытаний, а в качестве полезного груза вместо орбитального корабля использовать изготовленный макет космического аппарата «Полюс» (генеральный конструктор Д.А. Полухин). Это предложение было подвергнуто длительному и многократному рассмотрению на Межведомственной экспертной комиссии, на Комиссии Президиума Совета Министров СССР по военно-промышленным вопросам, в ЦК КПСС, на специально созданной экспертной комиссии независимых академиков Академии наук СССР под председательством вице-президента АН СССР академика К. В. Фролова. После многочисленных дебатов было принято решение согласиться с предложением НПО «Энергия». Заводу «Прогресс» пришлось в сжатые сроки доработать блоки Ц и Я по КД Волжского филиала НПО «Энергия» для возможности такого пуска.
Первый пуск PH, которую стали именовать «Энергия», был проведен с УКСС в тридцатую годовщину пуска первой межконтинентальной баллистической ракеты 15 мая 1987 года в 21 час 30 минут по московскому времени. Пуск прошел успешно, несмотря на некоторое отклонение PH от вертикального положения через 1,46 с после старта, которое было немедленно ликвидировано системой управления. В целом положительный результат несколько омрачился нештатной работой системы управления полезной нагрузки - объекта «Полюс», которая не позволила выйти ему на расчетную орбиту. Тем не менее, летные испытания подтвердили правильность принятых схемных и конструктивных решений, достаточность и эффективность объема наземной экспериментальной отработки, автономных и комплексных испытаний PH, наземных комплексов и их составных частей. Этим пуском была доказана возможность перехода к летным испытаниям МКС с орбитальным кораблем.
Создание УКСС было продиктовано необходимостью проведения наземных «холодных» и огневых испытаний блока Ц и всей ракеты «Энергия». Вместе с тем, на этом комплексе намечалось проводить подготовку и запуск беспилотных ракет, что и было осуществлено при первом пуске PH «Энергия» с объектом «Полюс». УКСС включал в себя все системы, агрегаты и сооружения, присущие стартовому комплексу (кроме агрегата экстренной эвакуации космонавтов), но значительно отличался от него по стендовому сооружению, башне обслуживания, бункерам управления, размещению технологического оборудования и т.д. Проектировал УКСС ИПРОМАШПРОМ и 31 ГПИСС Минобороны СССР.
Головной организацией по созданию УКСС был НИИХИММАШ (заместитель директора А.А. Макаров). В работах по созданию комплекса принимали участие 160 заводов, НИИ и КБ. Были разработаны и внедрены сорок девять специальных систем и агрегатов и более двухсот технологических систем. Бункеры управления в целях безопасности были удалены от стендового сооружения на четыре километра. После завершения автономных испытаний и устранения выявленных замечаний проводились комплексные испытания наземного оборудования с использованием различных макетно-технологических изделий: PH «Энергия» № 4М-П, 4М, 4МД, 4МКС, 5С и другие. Целью комплексных испытаний являлась проверка работоспособности и готовности стартового комплекса и УКСС, а также PH и ОК к дальнейшим испытаниям. В процессе комплексных испытаний проводились работы по транспортировке и установке макетно-технологического изделия на пусковую установку, пристыковке коммуникаций, заправке изделий компонентами топлива и сжатыми газами.
В январе 1988 года PH «Энергия» № 1Л была вывезена на левую пусковую установку стартового комплекса для испытаний и ввода в строй наземного электрооборудования PH, средств ее обслуживания, а также были продолжены комплексные испытания наземных технологических и технических систем стартового комплекса. После этих работ стартовый комплекс был готов к запуску ОК «Буран».
К сентябрю 1988 года все организационные и технические вопросы по проведению подготовки и пуска были решены: боевой расчет космодрома сформирован, обучен и подготовлен к выполнению поставленных задач; проведено необходимое материально-техническое обеспечение; сформированы запасы компонентов ракетного топлива (360 т жидкого водорода на стартовом комплексе и 190 т на УКСС, 6000 т жидкого кислорода, 3000 т жидкого азота и 2000 т керосина), что позволяло выполнить работы в соответствии с технологическим процессом, включая и возможность проведения повторного пуска. Об этом было доложено Государственной комиссии, которая приняла решение о начале работ по подготовке к пуску системы «Энергия-Буран». После сборки и испытаний ракеты-носителя «Энергия» в МИК был доставлен ОК «Буран» и проведена его стыковка с PH. Затем система «Энергия-Буран» перегрузили на транспортно-установочный агрегат и перевезли в монтажно-заправочный корпус, где были проведены заключительные операции на ОК и изделии в целом. Отсюда предстоял последний отрезок следования МКС «Энергия-Буран» — на стартовый комплекс.
Пуск решением Государственной комиссии был назначен на 29 октября 1988 года. Предстартовая подготовка системы проводилась четко в рамках общего технологического графика, однако за 51 секунду до команды «Контакт подъема» прошла команда «Автоматическое прекращение пуска» от системы управления PH. Как выяснилось, это было связано с задержкой отвода фермы с платой системы прицеливания. Техническим руководством было принято решение о приведении системы «Энергия-Буран» в исходное состояние после несостоявшегося пуска.
Проведённый анализ причин задержки отвода фермы показал, что толкатели, которые должны были отвести ферму в течение 0,3 секунды, не обеспечили исполнение этой команды, и механизм отвода фермы, установленный на ЗДМ, получил команду на отвод с опозданием, что послужило причиной выдачи команды «автоматическое прекращение пуска». Ферма с элементами системы прицеливания, остающимися на ЗДМ, крепилась к межбаковому отсеку при помощи четырёх пневмозамков, открытие которых производилось подачей давления со стороны «борта» и «земли» одновременно. Замки были открыты и не могли послужить причиной задержки.
Анализ демонтированного уплотнителя показал, что он не соответствовал размерам, допущенным по карточке разрешения (см. рисунок), что привело к значительному увеличению сил трения. В связи с этим усилия толкателей оказалось недостаточно, чтобы обеспечить отталкивание фермы за заданное время. Уплотнитель в виде резинового кольца с эластичными элементами был введён в конструкцию для исключения вероятности попадания солнечного света в приборы прицеливания по требованию разработчиков данной системы, так как у них возникли сомнения в части недостаточно плотного (по их мнению) прилегания коллиматоров к поверхности межбакового отсека и возможности засветки устройства прицеливания светом, проникающим через неплотности. Требование о введении уплотнения было выставлено после испытаний процесса отвода фермы с приборами прицеливания, когда блок Ц и ферма были уже изготовлены. Конструкция уплотнителя была довольно сложной и требовала отливки по специальной пресс-форме в Научно-исследовательском институте эластомерных материалов и изделий (НИИЭМИ). Изготовление необходимой детали запаздывало, и производство вышло с предложением изготовить уплотнитель механическим способом, изменив при этом марку резины. Конструкторы согласились допустить деталь с изменённой конфигурацией по карточке разрешения, однако, как оказалось, деталь была изготовлена без эластичных элементов.
Рабочая комиссия разработала план мероприятий, в результате реализации которого причина отказа была подтверждена и экспериментально доказано, что установка штатного уплотнителя полностью обеспечит выполнение циклограммы. В течение десяти дней на заводе «Прогресс» были изготовлены новые толкатели, развивающие большие усилия, и перед пуском они были установлены на ракету.
Нельзя не сказать еще об одном моменте, который мог привести к нештатной ситуации при пуске. При сливе компонентов после несостоявшегося пуска было выявлено, что слив кислорода из одного блока первой ступени заметно отличается по времени от других блоков. Вскрытие люка-лаза этого бака показало, что сетчато-защитное устройство (СЗУ) на заборнике покрыто волокнами. Анализ этого явления показал, что внутри бака проводилась доработка с доступом исполнителей вовнутрь бака. После доработки производились очистка и обезжиривание зоны доработки и маршрутов подхода к зонам доработки. Очистка производилась с использованием салфеток, волокна от которых остались на внутренней поверхности бака, а при сливе компонента осели на СЗУ СЗУ были очищены, и матчасть была восстановлена по требованиям конструкторской документации. После того, как были выявлены и устранены причины отказа, Государственная комиссия назначила пуск на 15 ноября 1988 года. Уже в процессе заправки PH и ОК компонентами топлива резко ухудшилась погода.
В 6 часов 00 минут ракета-носитель с орбитальным кораблем оторвалась от стартового стола и скрылась в облаках. В расчетное время прозвучал доклад об отделении орбитального корабля. Первый этап полета был успешно выполнен. Основной задачей первого полета многоразовой космической системы являлось продолжение летной отработки универсальной ракеты-носителя «Энергия», проверки функционирования конструкции и всех бортовых систем корабля «Буран» на наиболее напряженных участках полета - при выведении и спуске с орбиты, с минимальной длительностью орбитального участка.
Первый беспилотный полет «Бурана» был запланирован непродолжительным - два витка вокруг земного шара или 206 минут полета, начиная с отрыва от стартового стола и кончая остановкой на посадочной полосе аэродрома. После двухвиткового орбитального полета «Буран» с большой точностью совершил автоматическую посадку на полосу посадочного комплекса, выдержав встречный ветер более 17 м/с, при этом его отклонение от осевой линии полосы составило всего несколько метров. В бункере, в зале управления, овации и бурный восторг от завершенной посадки орбитального корабля в автоматическом режиме начались сразу, как только носовая стойка шасси коснулась земли. Счастливые люди тогда не знали, что это была последняя посадка «Бурана».
Твердая убежденность создателей и руководителей программы в ее необходимости не нашла поддержки ни в Министерстве обороны СССР, ни у политического руководства страны, а начавшиеся трудности в экономике привели к резкому снижению финансирования и, как следствие, постепенному прекращению работ.
В работе над созданием PH «Энергия» принимало участие свыше одного миллиона человек, это были люди разного возраста, разных специальностей, объединенных одной целью. Успешными пусками с первой попытки 15 мая года и 15 ноября 1988 года был увенчан труд этого коллектива.
Создание ракеты-носителя «Энергия» было невозможно без разработки новых методов проектирования, новых материалов, технологий, методов отработки конструкции. Необходимость появления всех этих новшеств определялась в процессе разработки документации. Как правило, выполнение таких работ производилось впервые в стране.
Впервые в стране был разработан алюминиевый термоупрочняемый сплав 1201, обеспечивающий работу конструкции при температуре жидкого водорода, при этом механические характеристики сплава при понижении температуры увеличивались, а ударная вязкость не уменьшалась. Было освоено изготовление различных полуфабрикатов: листы, плиты, профили, штамповки с регулируемым направлением волокна, раскатные и прессованные трубы, биметаллические листы и т.д. На заводе «Прогресс» были внедрены и освоены новые виды сварки: электронно-лучевая и импульсно-дуговая в среде защитного газа гелия для толщины свариваемых кромок 40 мм.
Впервые в стране были разработаны новые высокопрочные нержавеющие стали, предназначенные для создания сварных конструкций: ЭП810, ДИ52, работоспособные при температуре от -253°С до +450°С с пределом прочности свыше 100 кгс/мм2. Стали использовались для изготовления трубопроводов и корпусов агрегатов автоматики.
Впервые в стране был разработан закрытопористый пенополиуретан «Рипор», предназначенный для выполнения теплоизоляционного покрытия на наружных поверхностях баков с криогенными компонентами, в том числе с жидким водородом. На основе «Рипора» был разработан «пакет» теплоизоляционного покрытия, который с помощью пропитки наружного слоя каучуком выполнял функцию теплозащитного покрытия. Внедрение этого материала было осуществлено на заводе «Прогресс».
Впервые в стране был разработан высокопрочный титановый сплав ВТ5-1КТ, применявшийся для изготовления баллонов, погруженных в бак с жидким водородом. Механические характеристики сплава при понижении температуры увеличивались, а ударная вязкость не ухудшалась.
Впервые в стране был внедрен метод проникающих жидкостей для проверки герметичности корпусов баков с применением жидкости, что исключало необходимость проведения сушки корпуса в случае применения газовых методов проверки на герметичность.
Впервые в стране для окончательной очистки баков был применен парообразный фреон, который при охлаждении превращался в жидкость и, смывая посторонние частицы, одновременно очищал и обезжиривал баки с установленными внутрибаковыми монтажами.
Впервые в стране расчеты на прочность всех силовых элементов конструкции ракеты проводились с применением метода конечных элементов.
Впервые в стране были спроектированы и изготовлены баки для ракеты с криогенными компонентами (водород + кислород), которые испытывались на прочность жидким азотом с приложением всех нагрузок, действующих в полете, что позволяло максимально использовать прочностные характеристики алюминиевого сплава 1201, упрочняющегося при пониженных температурах и тем самым уменьшить их массу на 15%.
Впервые в стране был создан специальный комплексный стенд, который обеспечивал испытания корпусов баков жидким азотом, в том числе их обезвешивание.
Впервые в стране была спроектирована и реализована в производстве пневмогидравлическая система ракетного блока, в которой все стыки трубопроводов с баками, двигателями, арматурой и друг с другом выполнялись с применением сварки, вся автоматика снабжалась датчиками положения, фиксирующими факт открытия или закрытия клапана, что позволяло проводить проверку гидравлического сопротивления всех магистралей после сборки.
Впервые в стране была осуществлена транспортировка крупногабаритных грузов диаметром 8 метров, длиной 36 метров, массой свыше 15 тонн на внешней подвеске самолета.
Впервые в стране был разработан новый вид пожаровзрывозащиты электрооборудования с возможными натеканиями водородно-кислородной смеси, заключающейся в том, что электрооборудование размещалось в изолированном герметичном корпусе и до старта ракеты за счет избыточного давления в корпусе обеспечивало невозможность проникновения взрывоопасной среды к электрооборудованию.
РКН «Вулкан» должна была выводить на орбиты Земли полезный груз массой до 200 тонн для выполнения полетов на Луну, Марс и другие планеты Солнечной системы. Ракета состояла из блока Ц и восьми блоков А. Космическая головная часть размещалась впереди блока Ц, блоки А объединялись попарно в четыре пароблока и не оснащались средствами возвращения и связанными с ними элементами. Был увеличен, по сравнению с блоками А ракеты «Энергия», объём топливных баков за счет цилиндрических вставок длиной 7 метров.
РКН «Энергия-М» (малая) состояла из двух блоков А и уменьшенного по длине центрального блока с головным обтекателем, в котором могли выводиться на орбиты Земли космические объекты массой до 34 тонн. В НПО «Энергия» были выпущены чертежи на PH и головной обтекатель. Завод «Прогресс» в СБИКе изготовил полномасштабный макет PH «Энергия-М», который вывозился на СК для примерки. Был разработан вариант PH «Энергия» для вывода полезной нагрузки массой более ста тонн внутри грузового транспортного контейнера, устанавливаемого вместо орбитального корабля «Буран». После отделения боковых блоков составные части грузового транспортного контейнера - верхний, нижний и средний обтекатели - сбрасывались и полезный груз выводился на околоземную орбиту. В качестве полезного груза рассматривались различные варианты универсальных космических платформ массой 18 -22 тонн, располагающихся на геостационарной орбите для решения вопросов связи, навигации и оборонных задач. Был выпущен комплект конструкторской документации для изготовления грузового транспортного контейнера с использованием в качестве средств разделения линейных устройств разделения, разработанных совместно с институтом сварки имени Е.О. Патона.