Владимир Молодцов - Пилотируемые космические полеты

Ракета-носитель 11К25, получившая перед первым стартом название «Энергия», имеет модульную конструкцию и состоит из центрального блока второй ступени (блок Ц), к которому сбоку крепятся попарно 4 блока первой ступени (блоки А).

Блок Абыл унифицирован с первой ступенью ракеты носителя 11К77 («Зенит»), созданной в НПО «Южное» в Днепропетровске. Диаметр каждого блока А – 3,9 метра, что определяется необходимостью беспрепятственного провоза по железной дороге. Каждый блок оснащен одним четырехкамерным двигателем РД170( 11Д520), разработанным в химкинском НПО «Энергомаш» под руководством сначала самого В. П. Глушко, а с 1974 года В. П. Радовского. Он отличается от аналогичного двигателя РД171 (11Д521), установленного на ракете «Зенит», только плоскостью качания камер. Тяга двигателя, работающего на керосине и кислороде, составляет 740 тонн на уровне моря и 806 тонн в вакууме. Удельный импульс составляет 309,3 секунды и 337 секунд соответственно. Давление в камере сгорания – 250 атмосфер. Масса сухого двигателя 9755 кг. Это самый мощный жидкостной ракетный двигатель в мире. Первый успешный старт с этим двигателем ракета «Зенит»совершила 13 апреля 1985 года.

Масса каждого блока А составляет 372 тонны, из которых 85 тонн масса керосина и 221,7 тонны жидкого кислорода. Все четыре блока А имеют одинаковую конструкцию силового корпуса и систем. Полная длина блока от теоретической вершины верхнего конуса до среза сопел двигателя составляет 39,46 метра. Каждый блок А оснащен парашютной системой снижения, размещенной в наклонном коническом отсеке в головной части модуля, и пороховыми двигателями мягкой посадки. Блоки объединены между собой попарно силовыми связями и крепятся в виде двух параблоков к центральному блоку (блоку второй ступени).

Отделение блоков А от блока Ц производится параблоками на 135-й секунде полета на высоте 50 км, а спустя 15 секунд они разделяются на отдельные блоки. Перед входом в плотные слои атмосферы на высоте порядка 80 км при скорости движения 1650 м/с включается система ориентации блока. Блок направляется в атмосферу носовой частью, которая имеет соответствующую теплозащиту, и входит в плотные слои атмосферы со скоростью 1780 м/с, предварительно задействовав тормозной парашют. Тормозной парашют обеспечивает снижение скорости до 70 м/с. На высоте 5 км вводится основной многокупольный парашют. Силовые стропы закреплены на заднем торце блока. Блок снижается носиком по направлению движения, скорость падает до 30-20 м/с. На высоте 3-4 км происходит "перецепка" парашюта: узел крепления парашюта смещается к центру тяжести блока. Блок приземляется в горизонтальном положении со скоростью 13-19 м/с. Амортизационные стойки устанавливаются в рабочее положение. На высоте 30-50 м по команде системы управления, следящей за высотой, включаются двигатели мягкой посадки. Посадка осуществляется через 11-12 минут после старта ракеты. После посадки на полигон близ города Джезказган и спасения блок А должен был проходить восстановление и готовиться для повторного использования (всего до 10 раз). Конечно, спасение тонкостенной жидкостной ступени гораздо более рискованно, чем спасение твердотопливных ускорителей. Но, во-первых, твердотопливных ступеней такой размерности у нас нет и сейчас, а во-вторых, родным “отцом” двигателя РД170 был сам В. П. Глушко, с 1974 года возглавивший НПО «Энергия», что и определило выбор в пользу первой ступени с ЖРД.

При выборе возможных вариантов спасения ракетных блоков первой ступени оценивалась целесообразность спасения параблоков или раздельной посадки на Землю каждого блока, спасения всего блока или его части, например, двигателя, по схеме спасения: с приведением блока А на посадочную полосу или на заранее подготовленную площадку, или без приведения – с посадкой в зоне падения блоков первой ступени. Оценивались варианты и по способу спуска: с планированием параблока, отдельного блока, с помощью парашютной системы или парашютно-реактивной, или реактивной. Средства приведения – крыло, управляемый парашют. Оценивались варианты по средствам управления: аэродинамическими рулями с использованием качества крыла или парашюта и корректирующими двигателями. Торможение в атмосфере – корпусом, крылом, парашютом, щитками. Посадка – горизонтальная, вертикальная, на шасси или амортизирующем устройстве. В конечном счете, определились: спасение индивидуально для каждого блока, торможение, снижение и посадка в зону отчуждения для блоков А – с помощью парашютной системы с применением двигателей мягкой посадки на амортизационные стойки блока.

При разработке двигателя РД-170 было предусмотрено обеспечение возможности не менее двадцатикратного его использования в составе носителя, включая межполетные огневые проверки в составе блока. Учитывая печальный опыт Н-1, каждый двигатель РД-170 перед отправкой проходил контрольно-технологические огневые испытания на полетный ресурс на огневом стенде завода-изготовителя. Один двигатель от партии из 12 экземпляров проходил огневые испытания на полный гарантированный ресурс по утяжеленной программе с последующей разборкой и дефектацией. Гарантированный запас работоспособности двигателей составлял по ресурсу и числу включений сверх эксплуатационного не менее трех летных. Кратность использования модуля серийного образца в составе блока А не менее 10. Остаточный ресурс работоспособности приборов, агрегатов и систем на момент последнего пуска обеспечивал возможность проведения не менее пяти полетов.

Центральный блок второй ступени ( блок Ц) оснащен четырьмя кислородно-водородными двигателями РД0120( 11Д122), разработанных в воронежском КБ Химавтоматики под руководством Генерального конструктора А. Д. Конопатоваи главного конструктора В. С. Рачука. Тяга каждого двигателя составляет 147,6 тонны на уровне моря и 190 тонн в вакууме, а удельный импульс 353,2 и 455 секунд соответственно. Давление в камере сгорания составляет 223 атмосферы, а степень расширения сопла – 86:1. Разработка двигателя началась в 1976 году. Первое огневое испытание двигателя РД0120 – режим малой тяги, длительность 4,58 секунды – проведено в марте 1979 года. Первое огневое испытание на стопроцентном режиме длительностью 600 секунд проведено в мае 1984 года. Даже несмотря на то, что двигатель РД0120 был одноразовым, его ресурс составлял не менее 6-8 включений. Каждый двигатель проходил огневые испытания двигателя без переборки. Кроме того, проводились контрольно-выборочные испытания на три летных ресурса одного двигателя от поставляемой партии из пяти двигателей, а также специальные проверочные испытания одного двигателя. Контрольные испытания проводились двумя включениями, из которых первое осуществляется на номинальном режиме, после чего в случае необходимости двигатель поднастраивался и проводится второе включение на эксплуатационном режиме – 106 % от номинального. После выборочных специальных проверочных испытаний проводилась полная дефектация двигателя. Основные огневые испытания двигателя РД0120 проводились на стендах сначала в Загорске, а затем в Нижней Салде.