|
ИЗ ИСТОРИИ РАЗРАБОТКИ ДВИГАТЕЛЕЙ
РД-251 и РД-252 ДЛЯ РАКЕТЫ Р-36
ОАО "НПО Энергомаш имени академика В.П.Глушко":
Владимир Сергеевич Судаков, начальник отдела
Начало разработки и промышленного производства жидкостных ракет дальнего действия в СССР было положено выпуском Постановления Правительства СССР "Вопросы ракетного вооружения" от 13 мая 1946 г. В первых жидкостных ракетах использовались жидкий кислород и этиловый спирт. Применение криогенного компонента требовало длительной подготовки пуска, что отрицательно сказывалось на боеготовности ракетного вооружения. Военные обоснованно требовали замены криогенного топлива на высококипящее, которое обеспечивало возможность держать ракету на старте с заполненными баками.
Идеологом технического направления по использованию в ракетах жидкого кислорода был главный конструктор ОКБ-1 С.П. Королев, под руководством которого и были разработаны первые ракеты Р-1, Р-2, Р-5М, а затем Р-7 и Р-9.
Второе техническое направление с использованием высококипящего топлива возглавил М.К. Янгель. Став главным конструктором ОКБ-586, он предложил использовать азотную кислоту и углеводородное горючее. Под его руководством были разработаны ракеты средней дальности Р-12 и Р-14, а также ракета межконтинентальной дальности Р-16.
Однако высокая химическая агрессивность азотной кислоты ограничивала время нахождения ракет в заправленном состоянии не более 30 суток, а требовалось добиться боеготовности ракет на период времени, исчисляемый несколькими годами. Решение было найдено в сокращении температурного диапазона эксплуатации ракет путем установки ракет в шахтные сооружения. Была заменена азотная кислота на азотный тетроксид, который менее химически агрессивен, что позволило увеличить время нахождения ракет в заправленном состоянии до 7 лет, а в настоящее время еще больше. Одновременно новый окислитель позволил увеличить удельный импульс тяги.
Исходя из этих соображений в ОКБ-586 приступили к разработке нового семейства МББР под общим наименованием Р-36 с двигателями РД-251 (8Д723) и РД-252 (8Д724).
Разработка двигателей РД-251 и РД-252 проводилась с учетом опыта, накопленного при разработке, изготовлении, доводке и эксплуатации ЖРД РД-214 (8Д59), РД-216 (8Д514), РД-218 (8Д712), РД-219 (8Д713) и особенно РД-224 (8Д720).
Основной задачей разработки двигателей РД-251 и РД-252 являлось создание азотнотетроксидных ЖРД с более высокими характеристиками по экономичности, с максимальной надежностью с минимальной сложностью эксплуатации, чем у всех ранее созданных ЖРД на азотнокислотном топливе с "открытой" схемой. При этом надо было максимально использовать весь накопленный опыт создания ЖРД как для обеспечения высокой надежности, так для сокращения сроков и стоимости разработки. Однако, как будет показано ниже, это не спасло коллектив ОКБ-456 от большого объема экспериментальных работ из-за ряда возникших трудностей, как новых, так и перешедших от предыдущих разработок (высокочастотная неустойчивость рабочего процесса в камерах), которые надо было обязательно преодолеть.
По конструктивной схеме двигатель РД-251 подобен двигателю РД-218 и состоит из трех двухкамерных блоков РД-250 (8Д518), в состав каждого блока РД-250, помимо двух камер, входит один ТНА, расположенный в зоне критических сечений, один газогенератор (ГГ), работающий на основных компонентах с избытком горючего и приваренный к статору турбины, один пороховой стартер, работающий на три сопла в статоре, комплект агрегатов автоматики и трубопроводы. Блоки РД-250 полностью автономны, не имеют общих систем. Такая автономия существенно упрощает экспериментальную отработку и унификацию с РД-252.
Двигатель РД-252 по своей схеме аналогичен двухкамерному блоку РД-250, отличие - высотность камер, рамы, расположение опор крепления к шпангоуту ракеты.
Высокая степень унификации позволила вести доводку двигателя РД-252 и блока РД-250 одновременно, используя результаты и статистику для обоих двигателей I и II ступеней.
По удельному импульсу у Земли двигатель РД-251 превосходит РД-218 на 22 с, по удельной массе на 20 %, а двигатель РД-252 превосходит двигатель РД-219 по удельному импульсу в пустоте на 25 с, при почти одинаковой удельной массе, несмотря на увеличение высоты сопла в 1,5 раза.
Доводочные огневые испытания двигателей РД-252 и блоков РД-250 начаты в ОКБ-456 (НИК-751) с мая 1962 г., и, казалось бы, всё, что можно было, было предусмотрено, конструкторские решения - обоснованы и одобрены отраслевыми институтами, опыт предыдущих разработок учтен и использован.
К августу 1964 г. доводка была завершена, при этом было проведено 145 испытаний двигателей РД-250 и РД-252. Параллельно велось серийное производство двигателей на заводе № 586 (Днепропетровск), где было проведено 174 испытания товарных двигателей (КТИ и КВИ). К этому времени было проведено 18 летных испытаний ракет, таким образом, общее количество испытаний двигателей РД-252 и блоков составило 391.
Однако в процессе этих испытаний выявился ряд недостатков конструкции двигателей:
1. При некоторых сочетаниях факторов имели место забросы давления в КС при запуске из-за длительной продолжительности совместной работы порохового стартера и ГГ.
2. После набора достаточной статистики выяснилась нехватка 3,5 с удельного импульса у двигателя II ступени РД-252.
3. Имели место случаи возникновения высокочастотной неустойчивости рабочего процесса в камерах (при запуске блоков РД-250, и на основном режиме у РД-252, в том числе и при летных испытаниях). Для краткости эту проблему назовем "ВЧ".
4. Имели место случаи ВЧ в ГГ при плюсовых температурах.
5. Было выявлено несоответствие динамических условий запуска на стенде штатным в составе ракеты.
Был проведен большой объём расчетно-конструкторских проработок с участием специалистов НИИТП, НИИХМ, военных представительств и др., в результате чего был определен комплекс мероприятий по доработке конструкции двигателя:
1. Расчетно и экспериментально были уточнены параметры системы запуска и характеристики порохового стартера, позволившие исключить недопустимые забросы давления в КС при запуске.
2. Для "добора" удельного импульса была изменена камера двигателя РД-252: изменен контур сопла, увеличено давление в КС с 85 до 91 кгс/см2, т.е. увеличена высотность сопла без увеличения габаритов.
3. Для повышения устойчивости к ВЧ были введены новые форсуночные головки.
4. Для повышения устойчивости к ВЧ в ГГ была введена акустическая решетка на выходе из ГГ.
5. Для повышения ВЧ-устойчивости при запуске была изменена схема запуска: введено более ранее срабатывание пиромембранного клапана окислителя на входе в насос для сохранения опережения в КС.
6. Динамические условия запуска на стенде № 3 завода № 586 поэтапно были приближены к штатным за счет замены демпферов на ресиверы с увеличенными газовыми подушками.
Весь комплекс этих мероприятий был быстро реализован и с сентября 1964 г. огневые испытания двигателей возобновились.
Поскольку стенды ОКБ-456 были переоборудованы под испытания новых ЖРД с дожиганием (РД-253), единственной возможностью для проведения завершающих доводочных испытаний оказалось использование стенда № 3 завода № 586, т.е. в условиях серийного производства, таким образом, изготовление доводочных двигателей и их испытания проводились в основном силами завода № 586 с участием КБ-4 Южное. Для участия в доводке двигателей РД-252 и РД-250 по решению В.П. Глушко была сформирована комплексная бригада, которая совместно с представителями военной приемки постоянно находилась в Днепропетровске, участвуя в составлении программ испытаний, отработке и анализе результатов, оперативном руководстве сборкой доводочных двигателей и принятии решений по корректировке хода доводки.
Работа бригады проводилась под управлением и контролем со стороны руководства ОКБ-456, а В.П. Глушко, В.П. Радовский, В.И. Курбатов регулярно приезжали в Днепропетровск.
К "доводке" двигателей РД-252 и РД-250 в Днепропетровске были привлечены и регулярно работали специалисты отраслевых институтов: НИИТП и НИИХМ.
Огромную работу проделали сотрудники ОКБ-586 и завода № 586 - И.И. Иванов, М.Ф. Назаров, В.И. Сичевой, А.Д. Обуховский, В.Н. Быченков, Л.Л. Рогачев и др.
Именно в то время, при дружной совместной работе и сложились те крепкие и добрые отношения между специалистами Химок и Днепропетровска, которые сильны и теперь, несмотря на разные перестройки и самостийности, и благодаря которым разработаны и успешно эксплуатируются последующие семейства ракет и двигателей.
С полным комплексом всех работ, связанных с названными усовершенствованиями конструкции двигателей РД-252 и РД-250, было проведено 220 огневых испытаний за период с 15 сентября 1964 г. по 31 мая 1965 г.
По результатам проведенных работ двигатели РД-250 и РД-252 были допущены к Межведомственным испытаниям (МВИ), впервые введенным в практику отрасли как официальная сертификация двигателей.
МВИ были проведены на трех двигателях РД-250 и трех двигателях РД-252 по программе МВК, отчет МВК был согласован В.П. Глушко и М.К. Янгелем и утвержден Министром общего машиностроения и начальником ГУРВО МО СССР в апреле 1966 г.
Все введенные конструктивные изменения были успешно проверены и повысили надежность двигателей РД-252 и РД-250, все характеристики, требуемые по ТТТ МО и ТТЗ ОКБ-586, были обеспечены и подтверждены, однако в серийном производстве случаи ВЧ при запуске двигателей РД-250 и на основном режиме двигателя РД-252 не были полностью устранены.
Поэтому проведенные МВИ были названы МВИ I этапа, и было принято решение о дополнительной доработке конструкции двигателей РД-250 и РД-252, после чего надо было провести МВИ II этапа.
Разработка новой порции мероприятий по исключению ВЧ в камерах двигателя РД-250 при запуске велась ОКБ-456 (переименованном в КБЭМ) с участием НИИТП и НИИХМ в двух направлениях:
- повышение устойчивости процесса в камерах путем изменения форсуночной головки (ФГ),
- поиск схем запуска двигателя, не создающих условий для появления ВЧ в камере.
Поскольку появление ВЧ носило вероятностный характер (1…3 % от суммы испытаний), было решено набирать статистику по 200 - 300 испытаний для нескольких групп КТИ серийных двигателей.
По мере набора статистики, обратили внимание на некоторое едва заметное различие в поведении записей, характеризующих изменение давления в КС в начале запуска: на двигателе РД-252 оно было более плавным, на 0,01 с медленнее, чем у РД-250. Это позволило предположить о наличии разницы в формировании пусковых зарядов в КС обоих двигателей, и главное направление поиска мер по устранению ВЧ при запуске двигателя РД-250 было приблизить первоначальную фазу запуска (завязка процесса) двигателя РД-250 к запуску высотного двигателя РД-252.
В гидравлической лаборатории КБЭМ проводились проливки на воде трактов питания камер двигателей РД-250 и РД-252 с применением скоростной киносъемки (1000 кадров в секунду) для визуализации характеров выхода первых порций окислителя и горючего, при этом при проливках трактов горючего форсуночные головки камер приваривались "наоборот", выпуская струи не внутрь камер, а наружу, для визуализации процесса.
Проливки со скоростной киносъемкой выявили различия в характерах поступления первых порций и окислителя, и горючего при запуске двигателей РД-250 и РД-252. В итоге были разработаны конструктивные мероприятия, исключающие эти различия.
В КБЭМ был изготовлен экспериментальный двигательный блок РД-250 с четырьмя ФГ, позволяющий при имитации запуска на воде с раскруткой ТНА от порохового стартера проводить исследования стабильности внедренных мероприятий при одновременной скоростной киносъемке выхода первых порций окислителя и горючего, при разных стадиях предпусковых условий.
Десятки испытаний, проведенных на этом блоке, подтвердили требуемую стабильность и гарантированную разновременность включения форсунок, как у двигателя РД-252.
Впервые было экспериментально показано, что при запуске ЖРД существуют факторы, которые могут привести к неустойчивости процесса в камере, обладающей достаточной устойчивостью на основном режиме.
С февраля 1966 г. начались испытания двигателей РД-250 (КТИ, КВИ) со всем комплексом "приближающих" мероприятий и по линии окислителя, и по линии горючего.
На 1 сентября 1967 г. было проведено 372 испытания двигателя РД-250, включая 33 в составе 11 ракет 8К67, 8К69, при этом не было ни одного случая ВЧ-неустойчивости при запуске.
По решению МВК при 12 огневых испытаниях были проведены проверки запуска при крайних неблагоприятных сочетаниях условий, надежность запуска была подтверждена.
Параллельно велись работы по устранению ВЧ в камерах высотного двигателя РД-252.
Было замечено, что при испытаниях двигателей РД-252 ВЧ появлялось только на основном режиме и только при температуре топлива свыше 20°С, поэтому для устранения ВЧ мероприятия были направлены на снижение подогрева горючего в охлаждающем тракте. Это снижение было достигнуто за счет нанесения керамического покрытия (двуокиси циркония) на огневую стенку сопловой части камеры, что снизило подогрев горючего на 14°С и оказалось эффективным средством для устранения ВЧ.
В конце 1967 г. были проведены МВИ II этапа двигателей РД-252 и РД-250, завершившие сертификацию этих двигателей. Межведомственная комиссия выдала заключение о том, что двигатели РД-250 и РД-252, разработанные КБЭМ для I и II ступеней изделий 8К67, 8К69 по своим характеристикам (рабочим и эксплуатационным), а также надежности и устойчивости соответствуют требованиям ТТТ МО и ТТЗ главного конструктора комплекса.
Многолетняя эпопея по устранению ВЧ-неустойчивости в КС ЖРД наконец-то была завершена.
Разработкой ЖРД РД-250 (РД-251), РД-252 было завершено создание трех семейств двигателей на высококипящем топливе без дожигания в камере турбогаза, при этом постоянно улучшались энергетические и эксплуатационные характеристики двигателей, вершины которых для этого класса ЖРД были достигнуты на РД-250 (РД-251) и РД-252.
Ведущим конструктором разработок ЖРД этих семейств был Михаил Рувимович Гнесин, доктор технических наук, лауреат Государственной премии СССР, а возглавляемый им коллектив неоднократно признавался лучшим в КБ, снискав уважение коллег в отрасли за умение активно и безотказно работать со специалистами разных профессий и уровней в любых условиях.
В процессе создания ЖРД без дожигания на высококипящем топливе за 12 лет (с 1955 по 1967 гг.) удалось увеличить удельный импульс у Земли на 40 с, снизить удельную массу на 40%, уменьшить высоту двигателя на 35 % , сократить вчетверо количество агрегатов, обеспечивающих работу самого двигателя, исключить вспомогательные компоненты не только с борта, но и из наземного оборудования, сделав эксплуатацию двигателей в составе ракеты простой и надежной.
Применение блочного принципа конструирования, использование ранее накопленного опыта позволило в кратчайшие сроки разработать и поставить на вооружение Советской Армии систему принципиально новых современных ракет дальнего действия, включая межконтинентальные, способных нести боевые дежурства в течение многих лет в различных метеорологических условиях, готовых к немедленному старту как с открытых, так и из шахтных пусковых установок.
Ракетные войска СССР получили удобную в эксплуатации систему ракетного вооружения, базирующуюся на долгохранимых, физически и химически стабильных компонентах топлива, пришедшие на смену криогенных топлив. Топливо АТ+НДМГ стало наиболее распространенным штатным топливом.
Впоследствии было принято решение об использовании ряда боевых ракет, в том числе и Р-36, для запуска космических объектов. Здесь потребовалось решить ряд проблем, связанных с двигателями первой и второй ступеней, для надежного удовлетворения требований новых ТТХ.
Использование боевой ракеты 8К68 для запуска космических объектов привело к изменению некоторых характеристик работы двигателей. Основным из них было расширение диапазона регулирования номинального режима работы и температурного диапазона эксплуатации, связанного с запуском РН не из шахты, а с открытой позиции. Верхний предел температуры конструкции двигателя и пороховой пусковой шашки расширялся с +35 до +50°С. Это, казалось бы, незначительное увеличение температуры оказало серьезное влияние на работоспособность двигателей. Во-первых, двигатели при температуре +50°С стали быстрее выходить на номинальный режим, что потребовало внесение изменений в программу системы управления. Но главной неприятностью явилось разрушение лопаток турбины на последних секундах полетного времени работы двигателя. Хорошо, что этот дефект был обнаружен при стендовых испытаниях двигателей, хотя и проявлялся он не на каждом экземпляре.
В результате длительной и тщательной работы комиссии с участием металлургов и металловедов, производственников и конструкторов, а также научных сотрудников различных институтов была выявлена причина разрушения лопаток турбины.
При запуске двигателя еще находящиеся в статичном состоянии лопатки ротора турбины, расположенные напротив сопла порохового стартера, воспринимали динамическое воздействие пороховых газов, имеющих более высокую температуру и скорость, чем это происходило в двигателях-прототипах. В результате такого воздействия в металле лопаток возникали микротрещины, которые в некоторых случаях развивались, и к концу работы двигателя лопатка (или несколько) разрушалась, и двигатель прекращал работу. Необходимо указать, что каждый двигатель подвергался запуску дважды: первый раз при проведении короткого - 20…25 с - стендового контрольно-технологического испытания (КТИ), второй раз при запуске в составе РН "Циклон". Из множества предложений для устранения дефекта был выбран наиболее радикальный - после проведения КТИ при переборке двигателя для товарной поставки устанавливать новый ротор.
Чтобы исключить влияние нового ротора на настройку товарного двигателя, проводимую с учетом результатов КТИ, было введено требование: в двигателе для проведения КТИ и в товарной сборке использовать роторы из одной партии изготовления (6 - 8 экземпляров). Такое решение вызвало неудовольствие завода-изготовителя, т.к. пришлось изготавливать дополнительное количество роторов, но это было значительно дешевле, чем аварийный пуск РН с космическим объектом. Работая по такой технологии, аварий двигателей при пусках РН "Циклон" удалось избежать. И наше государство получило надежную космическую ракету-носитель.
.