Н.И. Леонтьев, П.М. Митин
СОВЕРШЕНСТВОВАНИЕ ЭНЕРГОМАССОВЫХ ХАРАКТЕРИСТИК ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВОК И ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ ДЛЯ БАЛЛИСТИЧЕСКИХ РАКЕТ ПОДВОДНЫХ ЛОДОК
Творческое плодотворное сотрудничество между Государственным ракетным центром (ГРЦ) и Конструкторским бюро химического машиностроения (КБХМ) по созданию баллистических ракет подводных лодок (БРПЛ) продолжается уже 40 лет. У истоков сотрудничества стояли руководители предприятий, крупные учёные и талантливые организаторы - академик В.П. Макеев и доктор технических наук А.М. Исаев. Ими были заложены общие концепции конструктивного облика БРПЛ, характеризующиеся, в частности:
- наличием двигателей, «утопленных» в топливных ёмкостях ракет (как в баке горючего, так и в баке окислителя);
- совмещением функций днища бака и рамы двигателя.
В течение прошедших 40 лет БРПЛ непрерывно совершенствовались, что предъявляло высокий уровень требований к жидкостным ракетным двигателям.
Первый двигатель для морской ракеты .(Р-11ФМ, разработчик ОКБ-1) был создан КБХМ в 1953 году. Это был однокамерный двигатель, использующий несамовоспламеняющиеся компоненты топлива. В этом двигателе впервые была решена актуальная проблема двигателестроения: разработан и внедрён эффективный способ ликвидации высокочастотных пульсаций с помощью антипульсационных перегородок - «креста».
В первом морском ракетном комплексе, разрабоданном ГРЦ, использовался пятикамерный (центральная камера неподвижная и 4 рулевых камеры) двухрежимный двигатель КБХМ, работающий уже на самовоспламеняющихся компонентах топлива. Для подачи топлива в камеры применялись два турбонасосных агрегата и два газогенератора; один газогенератор вырабатывал газ с избытком горючего, другой - с избытком окислителя. Газы использова-лись также для «горячего» наддува баков горючего и окислителя соответственно. Двигатель имел систему пуска, включающую пусковые емкости и воздушный баллон.
Качественный скачок в развитии БРПЛ был сделан ГРЦ при разработке комплекса, на котором впервые был осуществлен старт ракеты из-под воды. На этой ракете использовался двигатель КБХМ, разработанный в 1959 - 1962 гг.
Двигатель - четырехкамерный с турбонасосной подачей топлива, с автоматическим регулированием тяги и соотношения расходов компонентов. Это был первый отечественный двигатель, стартующий в столь сложных условиях и в котором управляющие моменты создавались не специальными рулевыми, а основными камерами. При его разработке большое внимание было уделено компоновочным работам с целью получения минимальной длины. Цель была достигнута: «Этот двигатель, по сравнению с предыдущим двигателем, имеет тот же мидель, более чем в полтора раза большую тягу и более чем в полтора раза меньшую длину», - отмечал А.М. Исаев.
Следующим существенным шагом в развитии БРПЛ было создание ракет второго поколения класса РСМ-25. Для них КБХМ разработало два двигателя. Один двигатель, предназначенный для ракеты РСМ-25, состоял из центрального блока, выполненного по схеме с дожиганием окислительного газа, и рулевого блока с двумя качающимися камерами. Работал двигатель на самовоспламеняющемся топливе. Тяга центрального блока регулировалась регулятором расхода горючего в газогенератор по сигналам системы регулирования кажущейся скорости (РКС). Соотношение расходов компонентов топлива через центральный блок поддерживалось постоянным при помощи мерных насадков и двух стабилизаторов по линии горючего.
Рулевой блок был выполнен по схеме без дожигания, газогенератор вырабатывал газ с избытком горючего. Тяга рулевого блока поддерживалась постоянной регулятором давления на общей линии окислителя. Соотношение расходов компонентов через рулевой блок поддерживалось постоянным стабилизатором на общей линии горючего. Двигатель впервые был размещен в баке горючего и являлся первым так называемым «утопленником».
Этот двигатель создавался в 1962 - 1968 гг.
Разработка «утопленного» двигателя явилась наиболее ярким примером творческого сотрудничества между КБХМ и ГРЦ, которое привело в итоге к существенному росту технического совершенства БРПЛ.
Другой двигатель предназначался для второй ступени ракеты (4К-18 или SS-NX-13) и размещался в баке окислителя первой ступени. Двигатель состоял из основного однокамерного блока с турбонасосной подачей топлива и системы ориентации с вытеснительной подачей топлива с помощью газового аккумулятора давления. Двигатель прошёл все виды испытаний, включая летные.
Следующим этапом улучшения тактико-технических характеристик БРПЛ явилась разработка комплекса с ракетой РСМ-40.
КБХМ для этой ракеты разработало два двигателя: один - для первой ступени, другой - для второй. Отличительной чертой этих двигателей явилось то, что их компоновочная схема (размещение двигателя первой ступени в баке горючего первой ступени и размещение двигателя второй ступени в баке окислителя первой ступени) нашла своё логическое завершение, стала классической и используется ГРЦ при создании ракет до настоящего времени.
Двигатель первой ступени - трехкамерный с турбонасосной подачей топлива, состоит из центрального блока, выполненного по схеме с дожиганием окислительного газа, и рулевого блока, выполненного по схеме без дожигания с двумя поворотными камерами. Тяга центрального блока регулировалась регулятором расхода горючего в газогенератор по сигналам системы РКС. Тяга рулевого блока поддерживалась регулятором давления.
Соотношение расходов компонентов топлива через центральный блок регулировалось дросселем в соответствии с сигналами системы регулирования соотношения расходов (РСК). Соотношение расходов компонентов топлива через рулевой блок поддерживалось постоянным с помощью стабилизаторов.
Двигатель второй ступени - однокамерный с турбонасосной системой подачи топлива, камера поворотная в двух плоскостях. Тяга двигателя регулировалась регулятором давления по сигналам системы PKC. Соотношение расходов компонентов топлива регулировалось дросселем по сигналам системы РСК.
Двигатели разрабатывались в 1964 - 1969 гг., прошли все виды испытаний. В дальнейшем они модернизировались при создании ракеты РСМ-50, которая оснащалась третьей ступенью, при этом двигатели первой и второй ступеней отличались от двигателей ракеты РСМ-40 повышенной тягой.
Впервые КБХМ была разработана двигательная установка для третьей ступени морской ракеты. Двигательная установка четырёхкамерная с турбонасосной подачей топлива. В ней была применена камера новой конструкции: корпус камеры выполнен из стеклопластика в стальном кожухе, Положительными качествами таких камер являлись многократные включения и широкий диапазон регулирования режима работы.
Управление ракетой производилось перераспределением тяги между камерами соответствующей плоскости и между двумя соплами крена. Двигательная установка разрабатывалась ГРЦ и КБХМ совместно, так как агрегаты компоновочно рассредоточены в отсеке ракеты, что дало значительное уменьшение ее массы.
С начала 70-х годов в ГРЦ началась разработка ракеты РСМ-52. КБХМ совместно с ГРЦ для последней ступени этой ракеты разработали новую двигательную установку — восьмикамерную, с трубонасосной подачей топлива, двухрежимную. Четыре ее основные камеры включаются многократно, четыре вспомогательные камеры работают непрерывно. Корпуса камер выполнены из стеклопластика в стальном кожухе. Управление ступенью ракеты производится перераспределением тяги между камерами соответствующей плоскости и между соплами крена, при этом сумма тяг камер остаётся постоянной. Перераспределение тяги производится дросселями путём подачи электрических команд от системы управления ракеты.
Многократное включение основных камер производится пускоотсечными клапанами, управляемыми электроклапаном в соответствии с сигналами системы управления ракеты.
Хронологически последней БРПЛ, использующей ЖРД, которая разрабатывалась при жизни генерального конструктора КБМ В.П. Макеева, была ракета РСМ-54. Для неё КБХМ разработано три двигателя: второй ступени, третьей ступени и ступени разведения.
Двигатель второй ступени (однокамерный, с турбонасосной подачей топлива) выполнен по схеме с дожиганием окислительного генераторного газа. Управление ракетой производится поворотом камеры в двух плоскостях в карданном подвесе, а в плоскости крена - соплами крена, использующими генераторный газ, отработавший в турбине турбонасосного агрегата.
Постоянный режим работы двигателя поддерживается регулятором расхода горючего в газогенератор. Соотношение расходов компонентов топлива регулируется дросселем по сигналам системы РСК. Двигатель размещается в баках окислителя первой и второй ступеней ракеты. Отличительными особенностями двигателя, обеспечившими существенное улучшение основных характеристик ракеты (дальность, точность стрельбы, останов двигателя), являются:
- Останов двигателя происходит по израсходовании одного из компонентов топлива, т.е. двигатель работает до полной выработки одного из компонентов топлива из баков. Для обеспечения такого останова в двигателе разработаны специальный пироузел закрытия пускоотсечных клапанов, срабатывающий при снижении режима работы двигателя, и стабилизатор соотношения компонентов топлива газогенератора при останова, обеспечивающий невозгорание элементов конструкции двигателя при израсходовании окислителя.
- Время выхода двигателя на режим находится в узком диапазоне 0,13±0,03 с. Для обеспечения такого диапазона разработан ряд конструктивных мероприятий, таких как предварительное заполнение полостей двигателя компонентами топлива до пускоотсечных клапанов, исполнение с минимальными объёмами полостей перед форсунками камеры и газогенератора, использование специального замедлителя поступления горючего в газогенератор, регламентирующего темп повышения температуры газов в газогенераторе при пуске.
- Удельный импульс тяги двигателя как результат конструктивного совершенства доведён до предельного значения, близкого к теоретически достижимому уровню, что позволило создать самую совершенную в мире (по соотношению стартовой, забрасываемой масс и дальности стрельбы) ракету лёгкого класса.
Двигатель третьей ступени (однокамерный с турбонасосной подачей топлива) выполнен по схеме с дожиганием окислительного генераторного газа. Заданный режим работы двигателя поддерживается регулятором постоянного расхода горючего в газогенератор. Соотношение расходов компонентов топлива регулируется дросселем по сигналам системы РСК. С целью повышения точности стрельбы к двигателю были предъявлены особые требования по быстроте выхода его на режим при пуске, что предопределило использование порохового стартёра. Оптимальным вариантом для двигателя такой размерности является применение центростремительной турбины, организация запуска которой от порохового стартёра является сложной проблемой из-за возможного «запирания» турбины при опережении поступления одного из жидких компонентов топлива в газогенератор. Проблема была успешно решена применением особой системы заполнения полостей двигателя при пуске. Двигатель имеет устройство для отделения его от основной части ракеты по окончании работы и для перекрытия трубопроводов, соединяющих отделяемую часть двигателя с баковой системой.
Двигатель разведения предназначен для выполнения двух функций: управление третьей ступенью ракеты (во время работы двигателя третьей ступени) и управление отсеком ракеты после отделения двигателя третьей ступени. Двигатель - четырёхкамерный, с турбонасосной системой подачи топлива, трёхрежимный, с многократным переключением режимов, с автоматическим регулированием режимов работы при помощи регулятора тяги (давления) двигателя, стабилизаторами соотношения расходов компонентов топлива через камеры, через основной газогенератор и газогенератор наддува. Четыре камеры двигателя включаются многократно, шесть сопел действуют непрерывно.
Усилия и моменты, необходимые для управления угловым движением ступени, создаются перераспределением тяг между камерами и соплами в соответствующей плоскости (при этом сумма тяг камер и сопел в каждой паре остаётся постоянной). Перераспределение тяг между камерами и соплами производится соответствующими дросселями, управляемыми рулевыми машинами.
Наиболее сложной проблемой при создании этого двигателя было обеспечение работоспособности двухрежимного турбонасосного агрегата, когда расход компонентов топлива на малом режиме уменьшается более чем в 20 раз, а при компоновке агрегатов двигателя на горячем днище бака температура элементов конструкции двигателя также возрастает, что приводит к кавитационному срыву работы насосов. Проблема была решена организацией минимальных расходов компонентов через магистрали двигателя в паузах работы камер для охлаждения элементов конструкции двигателя, а насос окислителя выполнен двухступенчатым, и в колесе первой ступени образован канал по его оси для отвода выделявшегося во входном трубопроводе растворённого газа с некоторым количеством жидкости. В импеллере смесь газа с жидкостью разделяется, и газ выбрасывается в окружающее пространство.
Разработка двигательных установок разведения определила новое направление в сотрудничестве ГРЦ и КБХМ. К настоящему времени КБХМ с участием ГРЦ разработало четыре таких двигательных установки.
При их сопоставлении можно проследить, за счёт каких технических решений улучшались основные характеристики ракет. Если первая из двигательных установок разведения работает на постоянном режиме по тяге, то последующие уже работают на нескольких режимах, при этом и соотношение режимов (тяг) у второй двигательной установки было около 7, а у третьей это соотношение увеличилось до 14.
Принципиально новые технические решения были заложены в конструкции последней из двигательных установок данного класса. Для уменьшения расхода компонентов топлива в двигательной установке применена вытеснительная система подачи топлива в импульсные жидкостные ракетные двигатели малой тяги (ЖРДМТ). (Блок подачи для неё разработан в ГРЦ.)
Для уменьшения расхода газа на наддув топливных баков впервые использованы в качестве газа наддува высокотемпературные продукты каталитического разложения гидразина в блоке газогенерации, которые подаются в полости наддува окислителя и горючего двухполостного сферического бака с подвижными диафрагменными разделителями газовой и топливных полостей.
В качестве рабочего тела для вытеснения гидразина из ёмкости в газогенератор наддува используется азот, выработанный азидным зарядом порохового аккумулятора давления.
Кроме перечисленных двигателей и двигательных установок, КБХМ разработало бортовой источник питания рулевого привода третьей ступени одной из ракет.
Бортовой источник питания обеспечивает исполнитель-ные органы рулевого привода рабочей жидкостью с заданными параметрами за счёт преобразования энергии твердотопливного заряда газогенератора в энергию давления рабочей жидкости (масла) при помощи турбонасосного агрегата. Режим работы поддерживается автоматически золотником и регулятором перепуска газов мимо турбины.
С конца 1985 года разработки БРПЛ шли уже без В.П. Макеева, но традиции творческого союза, начало которым дала дружба между руководителями коллективов В.П. Макеевым и А.М. Исаевым, продолжаются до настоящего времени.
В заключение следует отметить, что это творческое сотрудничество между двумя проектно-конструкторскими организациями позволило КБХМ создать l5 жидкостных ракетных двигателей и двигательных установок для ракет морского базирования разработки ГРЦ - КБМ, обладающих самыми совершенными в мире характеристиками. В последнее время намечаются пути дальнейшего сотрудничества между нашими предприятиями в области разработки образцов коммерческой ракетно-космической техники.