Лев Андреев - Янгель: Уроки и наследие

Маршевый двигатель первой ступени ракеты Р-16 представлял три автономных блока по две камеры в каждом, связанных единой системой запуска, включавшей пусковые бачки окислителя и горючего и систему узлов автоматики. На второй ступени маршевый двигатель состоял из одного блока — двух камер, пусковых бачков окислителя и горючего, системы запуска и автоматики.

Из топливных баков к двигателям шли раздельные магистрали горючего и окислителя. Принципиальное различие между ними заключалось в том, что по линии горючего на каждый блок предусматривалась своя отдельная труба, а по линии окислителя — общая магистраль, из которой через коллектор ("штаны") производилась разводка на три трубы в соответствии с количеством блоков. Для нормальной работы двигателя, обеспечивающей устойчивый процесс превращения энергоносителей в истекающие из сопла двигателя продукты сгорания, создающие реактивную тягу, необходимо, чтобы компоненты топлива поступали под определенным давлением. Эту роль берут на себя турбонасосные агрегаты, устанавливаемые на каждой магистрали.

В связи с тем, что на ракете применялись самовоспламеняющиеся токсичные компоненты топлива, для надежной герметизации топливных баков и подводящих трубопроводов в процессе длительного нахождения заправленной ракеты на старте и предотвращения попадания агрессивных компонентов топлива в полости насосов двигателей при входе в турбонасосные агрегаты на фланцах трубопроводов устанавливались специальные разделительные устройства — пиромембраны. При срабатывании пиропатрона мембрана раскрывалась и складывалась, тем самым открывая доступ компонентам топлива для заполнения полостей насосов двигателя.

После прохождения команды на прорыв пиромембран горючее и окислитель, каждые по своей магистрали, устремлялись вниз, заполняли полости турбонасосных агрегатов. Но при выходе из турбонасосного агрегата для дальнейшего движения компонентов возникала еще одна преграда — главные разделительные клапаны, которые перекрывали вход непосредственно в камеры сгорания. Главные клапаны автоматически открывались только тогда, когда давление на входе в них достигало определенной величины. Гидростатического давления столба жидкости для этого было недостаточно.

Процесс запуска маршевого двигателя второй ступени, поскольку именно он будет интересовать нас в дальнейшем, происходил (при прорванных пиромембранах) следующим образом. После прохождения команды на запуск двигателя срабатывал специальный электропневмоклапан (ВО-8) и в пусковые бачки с горючим и окислителем подавался газ из системы высокого давления, находившейся на борту ракеты. В результате компоненты топлива вытеснялись в газогенератор, где и происходило их соединение. Образующийся при сгорании газ поступал на турбину, на одном валу с которой были установлены насосы магистралей окислителя и горючего.

При раскрутке турбонасосного агрегата газогенератор турбины переходил на питание компонентами топлива, отбираемого после насосов окислителя и горючего. Первоначальная раскрутка ТНА производилась от порохового пиростартера при прорванных мембранах "О" и "Г" на входе в двигатель, а затем газогенератор турбины переходил на питание компонентами топлива от насосов. В процессе раскрутки турбины повышалось давление в полостях за насосами, и при достижении определенной величины открывались главные клапаны (на две камеры один клапан). Компоненты топлива устремлялись в камеры сгорания: соединяясь, они самовоспламенялись, происходил запуск двигателя и выход его на режим.

Таким образом, и это очень важно для анализа происшедшего, на пути компонентов топлива, до того как они соединятся, в магистралях были предусмотрены две разделительные преграды.

И еще один важный момент связан с процессом выключения двигателя. Для этих целей перед входом в газогенератор по обеим магистралям — горючего и окислителя — устанавливались отсечные пироклапаны. При прохождении команды на выключение двигателя они срабатывали и перекрывали подачу компонентов топлива, турбонасосный агрегат останавливался, давление в системе резко падало, и срабатывал отсечный пироклапан по магистрали питания камер окислителем, стоявший в головке камеры сгорания. Поскольку клапан напоминал по виду грушу, то на языке специалистов это называлось "замыкание грушей".

Сам процесс пуска ракеты Р-16 состоял из предстартовых операций, производившихся по командам, выдаваемым руководителем боевого расчета из подземного бункера, и автоматических, осуществлявшихся системой управления по специальной программе. Во время предстартовых операций производился разгон пироблоков гиростабилизированной платформы, задействование бортовых батарей электропитания, прорыв пиромембран по линии окислителя и горючего. Последней из этих операций была команда "Пуск". После нажатия кнопки "Пуск" ракета полностью находилась "во власти" циклограммы. На языке специалистов циклограмма — это записанная на запоминающее устройство последовательность во времени функциональных команд, выдаваемых системой управления, на выполнение в автоматическом режиме технологических операций при подготовке к старту, старте и полете ракеты без участия человека. При запуске наземной циклограммы испытатели только отслеживают и контролируют прохождение команд, фиксируя: есть такая-то операция, есть такая-то операция. В полете контроль прохождения команд и соответствующих операций осуществляется с помощью телеметрии.

По пусковой циклограмме от наземных приборов шел наддув топливных баков и их контроль, осуществлялся переход на питание от бортовых батарей, запускался и выходил на режим рулевой двигатель первой ступени, запускался и выводился на режим маршевый двигатель первой ступени. Ракета отрывалась от стартового стола. При этом происходил разрыв штепсельных разъемов, осуществлявших связь ракеты с наземным электрооборудованием. О состоявшемся старте оповещало замыкание контакта подъема — из гнезда выходил утопленный до этого штырек, упиравшийся в специальную штангу, закрепленную на стартовом столе. С этого момента все, что происходило в полете на борту ракеты, подчинялось полетной циклограмме.

Отныне система управления, кроме задач стабилизации ракеты, управления дальностью, регулирования кажущейся скорости, выдавала на исполнительные органы (группы пиропатронов, электропневмоклапаны) двигательных установок последовательные функциональные команды на их включение или выключение. Каждая из этих команд жестко привязывалась по времени к началу отсчета, определявшемуся моментом отрыва ракеты от стола пусковой установки. Сигналы на выполнение команд выдавались программными токораспределителями первой и второй ступеней (ПТР-I и ПТР-II), работавшими последовательно. Программный токораспределитель представлял собой вал с кулачками. При вращении вала с помощью специального шагового электродвигателя, питаемого импульсами тока, кулачки замыкали определенные контактные группы, включавшие реле и обеспечивавшие срабатывание соответствующего элемента автоматики двигательной установки.