КулЛиб - Скачать fb2 - Читать онлайн - Отзывы
Всего книг - 468799 томов
Объем библиотеки - 684 Гб.
Всего авторов - 219113
Пользователей - 101720

Впечатления

Stribog73 про И-Шен: Сила Шаолиня. Даосские психотехники. Методы активной медитации (Самосовершенствование)

Конечно, даосская техника активной маструбации весьма интересна для тех, у кого нет партнера по сексу, как у шаолиньских монахов. И это весьма оздоровительное занятие в прыщавом возрасте.

Рейтинг: +2 ( 2 за, 0 против).
Алекс46 про Круковер: Попаданец в себя, 1960 год (СИ) (Альтернативная история)

Графоманство чистой воды.

Рейтинг: 0 ( 0 за, 0 против).
чтун про Васильев: Петля судеб. Том 1 (ЛитРПГ)

Дай бог здоровья Андрею Александровичу; и чтобы Муза рядом на долгие годы!

Рейтинг: 0 ( 0 за, 0 против).
vovih1 про Шаман: Эвакуатор 2 (Постапокалипсис)

Огрызок, автор еще не дописал 2 книгу.

Рейтинг: 0 ( 0 за, 0 против).
медвежонок про Кощиенко: Айдол-ян - 4. Смерть айдола (Юмор: прочее)

Спасибо тебе, добрая девочка Марта за оперативную выкладку свежего текста. И автору спасибо.
Еще бы кто-нибудь из умеющих страничку автора привел бы в порядок.

Рейтинг: +2 ( 2 за, 0 против).
каркуша про Жарова: Соблазнение по сценарию (Фэнтези: прочее)

Отрывок

Рейтинг: +1 ( 1 за, 0 против).

"ЭНЕРГИЯ" - "БУРАН" (fb2)

- "ЭНЕРГИЯ" - "БУРАН" (а.с. Триумф и трагедия "Энергии" Размышления главного конструктора -3) 9.34 Мб, 796с.  (читать) (читать постранично) (скачать fb2) - Борис Иванович Губанов

Настройки текста:



Б.И.Губанов

ТРИУМФ И ТРАГЕДИЯ "ЭНЕРГИИ"

РАЗМЫШЛЕНИЯ ГЛАВНОГО КОНСТРУКТОРА

том 3: "ЭНЕРГИЯ" - "БУРАН"

Нижний Новгород

издательство НИЭР

1998

Новый вызов - "Спейс Шаттл"

    Официальной датой начала работ по созданию ракетно-космической системы "Спейс Шаттл" считается 5 января 1972 г., когда президент США Р.Никсон утвердил эту программу НАСА, согласованную с Министерством обороны.

    По мнению военных специалистов США, космический корабль "Спейс Шаттл" должен был совершить качественный скачок в области использования космоса в военных целях. Во-первых, как средство развертывания на орбите и регулярного технического обслуживания военных космических систем нового поколения, во-вторых, для решения прикладных военных задач: для инспекции спутников на орбите, в ходе которой допускается возможность принятия решения на их уничтожение или возвращение на Землю, технического обслуживание военных космических аппаратов на орбите, текущего или аварийного ремонта, дозаправки топливом, ввода в оперативное использование резервных аппаратов, ведения оперативной разведки и испытания экспериментальных образцов оружия в космосе.

    "Спейс Шаттл" при определенных условиях, как утверждают некоторые специалисты, может быть применен в качестве носителя ударных средств.

    Работы по поиску технического облика и целесообразности создания такого рода системы начались в НАСА в сентябре 1969 г., через два месяца после высадки человека на Луну. По поручению Президента США была создана группа ведущих специалистов -"Группа космических задач", которая изучила ближайшие пути развития американской программы использования космического пространства.

    В разгар впечатляющих полетов американских астронавтов на Луну в Соединенных Штатах уже подводили итоги лунно-космической дуэли двух противостоящих государств. Престиж Америки был восстановлен уже с первым полетом "Аполлона". Ракетная система "Сатурн" особых преимуществ в дальнейших шагах в околоземное космическое пространство не давала, кроме достигнутых. Перспектива полетов к другим планетам сулила дополнительные затраты. Реальное применение этой ракетной системы в других целях из-за громоздкости небольшой массы в ближайшее время не проглядывало. Для ее использования как транспортного средства, решающего околоземные заботы, требовались разработки космических объектов размерностью, существенно превосходящей космические аппараты прикладного назначения.

    Решающей в определении перспективы ракетно-космической техники стала концепция использования космического околоземного пространства в качестве базы для размещения средств ведения боевых действий в целях "обеспечения безопасности", как это формулировалось при ее выработке. Идея "найти эффективные средства превратить ядерное оружие в ненужный и устаревший вид вооружений" была не единственным аргументом республиканской администраций США и лично президента в пользу развертывания широкомасштабной программы милитаризации космоса. Для нового витка гонки вооружений требовались, прежде всего, транспортные средства. А через десять лет появится программа поиска новейших технологий этого направления.

    А пока группа "космических задач" в части транспортных систем сделала ряд выводов и рекомендаций, в которых указывалось, что "...Соединенные Штаты считают основной задачей сбалансированное развитие двух направлений космической программы: пилотируемых космических полетов и запусков автоматических космических аппаратов. Для достижения этой цели США должны... разрабатывать совершенно новые космические системы... в рамках программы, обеспечивающей новые возможности транспортных космических операций..." Уже с начала 1970 г. НАСА вело интенсивные проектные и технико-экономические исследования в области ракетно-космических транспортных систем. Были рассмотрены полностью многоразовые пилотируемые транспортные системы, орбитальные корабли с одноразовыми подвесными твердотопливными и жидкостными ускорителями. Каждый вариант был подвергнут тщательной оценке с точки зрения риска разработки и затрат.

    В январе 1972 г. Президент Р.Никсон объявил, что НАСА должно приступить к разработке экономичной многоразовой системы.

    Закон о создании НАСА был принят в США в октябре 1958 г. в ответ на запуск в СССР первого спутника Земли. Под его началом были объединены все гражданские космические программы, выполняемые правительственными органами, университетами и частными фирмами. По своему фактическому статусу, объему финансирования, численности персонала и характеру деятельности это ведомство практически является одним из правительственных министерств, располагающим собственной научной, экспериментальной и производственной базой.

    На НАСА была возложена ответственность за развитие научно-технической базы космонавтики, за разработку и использование космических средств для исследования и освоения космического пространства, за разработку космических средств прикладного значения, а также за создание научно-технического задела для космических систем военного назначения.

    Организационная структура НАСА: штаб-квартира, три научно-исследовательских центра, два центра космических полетов, два космических центра, национальная лаборатория космической техники и полигон на острове Уоллонс. Каждый из этих центров имеет собственную специализацию. Кроме того, по контрактам НАСА на основе правительственного решения работает лаборатория реактивного движения, которая является подразделением Массачусетского технологического института и расположена в городе Пасадена, штат Калифорния. Штат сотрудников управления НАСА в 1991 г. составлял около 24 тысяч человек. В привлекаемых к контрактным работам фирмах-подрядчиках, в университетах и других организациях по программам НАСА работает от 100 до 150 тысяч человек.

Штаб-квартира НАСА в Вашингтоне осуществляет планирование и организует выполнение космических программ, взаимодействие с правительственными органами при составлении и утверждении проекта бюджета.

Научно-исследовательские центры. Центр имени Эймса, штат Калифорния, осуществляет исследования и эксперименты в области динамики жидкости и газов, термодинамики, полета высокоскоростных летательных аппаратов; биомедицинские исследования, применение вычислительной техники в этих областях для расчетов и моделирования. Центр имени Лэнгли, штат Виржиния, осуществляет исследования аэродинамики и конструкции перспективных воздушно-космических и авиационных летательных аппаратов и их систем управления, влияние воздействия космических условий на космические аппараты; руководит работами по дистанционному зондированию Земли и ее атмосферы из космоса, по созданию бортовых датчиков и аппаратуры получения и передачи данных космических аппаратов. Центр имени Льюиса, штат Огайо, возглавляет работы по двигательным установкам космических, воздушно-космических и авиационных летательных аппаратов, бортовым источникам энергопитания, перспективным космическим системам радиосвязи и исследованием в области микронавигации.

Центры космических полетов. Центр имени Маршалла, штат Алабама, осуществляет работы по двигателям и другим компонентам ракет-носителей и космических аппаратов, по оборудованию и средствам управления полетом космических аппаратов. Центр имени Годдарда, штат Мериленд, осуществляет разработку и эксплуатацию космических аппаратов и их аппаратуры, эксплуатацию сети станций слежения НАСА.

Космические центры. Центр имени Кеннеди, штат Флорида, осуществляет разработку и эксплуатацию оборудования стартовых комплексов, подготовку и проведение пусков транспортных космических средств. Персонал Центра насчитывает около 2,5 тысяч сотрудников НАСА, по контрактам с НАСА к работам в Центре привлекается до 15 тысяч специалистов частных фирм. Центр имени Джонсона, штат Техас, осуществляет разработку и эксплуатацию пилотируемых космических аппаратов, а также полезных нагрузок.

Испытательные полигоны и лаборатории. Национальная лаборатория космической техники имени Стенниса, штат Миссисипи, занимается в основном испытаниями ракетных двигателей и ступеней. Тесно связана с Центром имени Маршалла. Лаборатория реактивного движения, штат Калифорния, работает по контрактам с НАСА в области создания и эксплуатации автоматических межпланетных станций для исследования Солнечной системы. Испытательный полигон на острове Уоллонс осуществляет запуски зондирующих ракет для исследования атмосферы.

Национальная космическая политика США. Работы по исследованию, освоению и использованию космического пространства в военных и гражданских целях в США введены в ранг национальной политики. Формирование политики в области космоса осуществляется в рамках Совета национальной безопасности, одним из рабочих органов которого является так называемая группа по космосу, в функции которой входит подготовка проектов директив и меморандумов Президента США по космической тематике.

    Руководство планированием работ США по реализации Основных положений национальной политики в области космоса было возложено на Национальный совет по космосу, созданный по постановлению Президента США в апреле 1989 г. вместо высшей межведомственной группы по космосу, функционировавшей в составе правительственных органов с 1982 г.

    Главой Национального совета по космосу является вице-президент США, членами - помощник Президента США по национальной безопасности, министр обороны, директор НАСА, госсекретарь, министры торговли и транспорта, директор административно-бюджетного управления, директор ЦРУ и руководитель аппарата сотрудников Белого дома.

    Перспективные направления работ на ближайшие 10 лет определяет периодически создаваемый специальный межведомственный комитет.

    Устранением дублирования работ между НАСА и Министерством обороны США занимается координационный совет по аэронавтике. Специальные отделы связи при штаб-квартире НАСА и в видах вооруженных сил организуют обмен информацией и прямую связь между исполнителями, в то время как непосредственное взаимодействие осуществляется через специальные представительские отделы ВВС США при каждом из Центров НАСА.

    Связи HACA с промышленностью выражаются, в первую очередь, в привлечении частных фирм к выполнению заказов на конструкторские разработки и изготовление космических аппаратов или оборудования для них. Потенциальные исполнители заказов привлекаются к участию в работах над конкретными программами еще на этапе предварительных работ - при определении целей.

    Круг фирм, с которыми сотрудничает НАСА, насчитывал к 1991 г. свыше тысячи компаний, однако главными промышленными партнерами НАСА являются авиакосмические корпорации - "большая восьмерка": "Боинг", "Дженерал Дайнемикс", "Грумман", "Локхид", "Макдонелл Дуглас", "Мартин Мариетта", "Рокуэлл" и "ТРВ".

    Взаимоотношения НАСА с американской промышленностью не ограничиваются коммерческими контрактами на выполнение тех или иных заказов. На НАСА законом возложена обязанность обеспечения внедрения "побочных" результатов космических программ, имеющих ценность для других отраслей промышленности. С этой целью НАСА проводит программу утилизации технологий, регулярно организует симпозиумы, встречи с представителями промышленности, заключает много соглашений о совместных разработках и предоставляет партнерам бесплатные услуги по подбору технических решений.

    В качестве консультантов и партнеров НАСА при разработке долгосрочных и текущих планов, конкретных программ исследований, определения приоритетных направлений работ выступает научное сообщество США - университеты, институты, общественные организации ученых. Они составляют большинство постоянно действующего Консультативного совета НАСА.

    НАСА осуществляет тесное сотрудничество с HOAA (NOAA, National Oceanic and Athmospheric Administration) - Управление по исследованию океана и атмосферы, которое отвечает за разработку и эксплуатацию гражданских метеорологических спутников США. Услуги, предоставляемые этому ведомству, являются платными.

    В плане международного сотрудничества НАСА имеет более тысячи соглашений более чем со ста странами. Взаимоотношения с основными странами-партнерами США строятся чаще всего на взаимокомпенсационной основе.

    Основой для выполнения гражданской космической программы США служат принципы, заложенные в законопроект о создании НАСА. В период 1950 - 1960-х годов основной движущей силой в этих работах были успехи СССР в области освоения космоса. В настоящее время основными стимулами для создания передовой космической техники и сохранения лидерства США являются возрастающая экономическая конкуренция со стороны других стран и экологические проблемы.

    Цели гражданской космической программы сформулированы следующим образом:

- сохранить способность нации к поиску, исследованиям и открытиям;

- обеспечить ее техническую конкурентоспособность на мировом уровне;

- повысить качество жизни всех народов Земли;

- внести вклад в национальную безопасность и способствовать достижению целей внешней политики США.

    Три главные цели политики США в области космоса:

- развернуть космическую станцию "Фридом" до конца XX столетия;

- создать постоянную лунную базу;

- осуществить пилотируемую экспедицию на Марс.

    На церемонии выпуска в Техасском университете 11 мая 1990 г. Президент США Дж.Буш сказал: "Еще до празднования 50-й годовщины высадки "Аполлона" на Луне американский флаг будет поднят на Марсе".

    Финансирование разработок по космическим программам НАСА осуществляется на основе ежегодно корректируемого пятилетнего плана исследования и использования космического пространства, составляемого исходя из основных положений национальной космической политики. Около 75% бюджета НАСА направляется на гражданские программы и 25% - на военные.

    Бюджет НАСА на 1991 финансовый год составил 13,9 млрд долл., в том числе на станцию "Фридом" - 1,9 млрд долл. Сформированный правительством запрос НАСА на 1992 финансовый год составлял 15,7 млрд долл., что на 13% больше, чем было выделено в 1991 финансовом году. В том числе на программу станции "Фридом" предусматривалось затратить 2,1 млрд долл.

    Наивысший уровень ассигнования НАСА (в постоянных ценах 1991 финансового года) был в 1964-1965 финансовых годах и составлял около 21,5 млрд долл., т.е. 0,8% валового национального продукта США, в 1991 финансовом году - около 0,2% валового национального продукта. В процентах к общей сумме государственных расходов США ассигнования НАСА составляют около одного, а в 1964-1965 финансовых годах - около 4,5.

    НАСА и аэрокосмические фирмы, продолжая проектные исследования, в марте 1972 г. опубликовали основные черты многоразового транспортного космического корабля, названного по существу его функции "Космическим челноком" - "Спейс Шаттлом".

    Он выполнен по двухступенчатой схеме (точнее, полутораступенчатой) с параллельным расположением ступеней. При старте включаются двигатели обеих ступеней. Первая ступень - два твердотопливных ускорителя. После отделения в полете на высоте порядка 40 км они с помощью парашютной системы опускаются в океан, затем после возврата на ремонтно-восстановительную базу могут быть повторно использованы до 20 раз. Вторая ступень, орбитальная крылатая, пилотируемая - это орбитальный космический корабль. Основные маршевые двигатели используют топливо - жидкий кислород и водород, размещаемое в подвесном топливном отсеке, который сбрасывается по завершению полетной программы. Довыведение осуществляется двумя двигателями маневрирования корабля, которые обеспечивают кроме этого коррекцию орбиты, сближение с другими объектами и торможение для схода космического корабля с орбиты. После схода с орбиты орбитальный корабль совершает планирующий спуск с самолетной посадкой на полосу вблизи стартового комплекса.

    Стартовая масса "Спейс Шаттла" более 2000 т. Максимальный полезный груз при выводе на круговую орбиту высотой 185 км с наклонением 280 составляет 29,5 т. С орбиты "Спейс Шаттл" доставляет на Землю груз до 14,5 т. Длительность орбитального полета космического корабля - до семи суток. Численность экипажа - до семи человек. Орбитальный корабль обеспечивает необходимые условия для размещения экипажа и полезного груза. По своим габаритам и массе он похож на транспортный самолет ДС-9. Отсек полезного груза имеет все условия для размещения различных по форме беспилотных космических аппаратов и полностью снаряженных оборудованием научных лабораторий. Масса орбитального корабля с максимальным по массе полезным грузом -114,3 т. Поверхность орбитального корабля покрыта тепловой защитой, выдерживающей температуру до 12600С в течение ста полетов с незначительным ремонтом.

    Три маршевых двигателя ССМЕ (SSME) создают суммарную тягу 5 МН (510 т) на Земле и 6,27 МН (640 т) в пустоте, удельный импульс на Земле - 3562 м/с, в пустоте - 4464 м/с. Запуск маршевых двигателей производится на старте и в течение более двух минут они работают совместно с твердотопливными ускорителями. Общее время работы маршевых двигателей на участке выведения составляет 520 с, а в аварийном режиме - 823 с. Гарантированный ресурс - 7,5 ч, что соответствует 55 полетам. Возможность регулирования тяги двигателей в широком диапазоне позволяет иметь высокую тягу на момент старта и запрограммированную в течение всего полета, поддерживая перегрузку не выше трех единиц. Качание двигателей в кардане обеспечивает управление полетом по каналам тангажа, рыскания и крена. Большинство узлов двигателя выполнено в виде быстросменных блоков, которые могут даже на старте быть заменены без трудоемких операций, что позволяет иметь высокую эффективность операций межполетного обслуживания.

    Для поглощения продольных колебаний, возникающих в замкнутом контуре "конструкция пакета - камера сгорания двигателя", введен POGO-демпфер в магистрали подачи окислителя.

    Другим важным элементом двигателя является контроллер, выполняющий все функции управления работой двигателя. Компьютер выдает команды системе управляющих клапанов, контролирует параметры двигателя, управляет продувками до запуска и во время работы двигателя. Компьютер двигателя, а в нашей терминологии система управления двигателем, обеспечивает управление в замкнутом контуре тягой двигателя, соотношением расхода компонентов топлива, осуществляет требуемое резервирование и контроль параметров. Контроллер с максимальной вероятностью гарантирует безопасную работу двигателя. Эта функция адекватна назначению системы аварийной защиты. Безопасность обеспечивается с помощью контроля достижения критических значений температуры характерных элементов двигателя, давления и числа оборотов. При превышении критического значения любого контролируемого параметра контроллер останавливает двигатель. Данные о состоянии двигателя непрерывно передаются в систему управления орбитального корабля.

    В состав двигателя входит система воспламенения с тремя искровыми воспламенителями, размещенными в центральной части форсуночной головки камеры сгорания, и по одному - на головках газогенераторов.

    Двигатель выполнен по схеме с дожиганием. Около 20% топлива сгорает в газогенераторе, образуя восстановительный газ сравнительно низкой температуры, который используется для привода турбонасосного агрегата и затем поступает в камеру сгорания, где дожигается в оставшейся части топлива.

    Подвесной топливный oтceк является стержневым конструктивным элементом. В момент старта топливный отсек воспринимает суммарную тягу от трех маршевых двигателей и двух твердотопливных ускорителей. В составе пакета топливный отсек единственный крупный элемент одноразового использования. Отсек состоит из бака окислителя, бака горючего и межбакового отсека, в котором закомпонованы приборы и вписаны передние узлы связи с твердотопливными двигателями. Наружная поверхность покрыта теплозащитным слоем из пенополиизонианурата толщиной 25 мм, который поддерживает заданный уровень температур компонентов топлива и предохраняет от аэродинамического прогрева.

    Конструкция баков состоит из элементов, изготовленных из алюминиевых сплавов 2024, 2219, 7075. Общая длина cваpных швов более 917 м. Масса сухой конструкции порядка 35,5 т. Бак жидкого кислорода - конструкция оживальной формы - вмещает в себя более 600 т кислорода. Панели и секции днищ баков по внутренней поверхности оболочек механически и химически фрезерованы. Внутри бака устанавливаются демпфирующие перегородки.

    Бак горючего вмещает 100 т водорода. Масса сухой конструкции 14 т. Оболочки цилиндрических секций имеют продольный стрингерной набор. Устойчивость оболочки секций обеспечивается тринадцатью промежуточными шпангоутами.

    Перед заправкой топливные баки продуваются газообразным гелием, обеспечивающим сушку баков и удаление остатков воздуха.

    Твердотопливный двигатель SRM (СРМ) - самый большой из применяемых в космических программах. Двигатель таких размеров впервые используется в составе пилотируемого ракетно-космического комплекса. Проводились наземные огневые испытания более крупных твердотопливных двигателей, однако их разработка не была доведена до конца.

    Проектные проработки НАСА показали, что риск и стоимость разработки твердотопливных ускорителей будут минимальными. Однако основным доводом в пользу твердотопливных двигателей была необходимость поддержания развитой на то время промышленной базы, производящей твердотопливные двигатели для боевых ракет типа "Минитмен".

    Общая масса двух твердотопливных ускорителей чуть более 1180 т. Тяга одного двигателя достигает 11,760 MH (1200 m).

    Корпус двигателя изготавливается из 11 отдельных стальных обечаек. Каждая секция подвергается термообработке, закалке и механической обработке. Соединение секций штифтовое. Герметизация стыков обеспечивалась каучуковым бандажом, приклеиваемым к корпусу. Внутренняя теплоизоляция выполнена из каучукового материала на основе нитрилбутадиена, применявшегося в других твердотопливных двигателях. Поверх теплоизоляции днища задней сборочной секции корпуса наносится мономер этиленпропилендиена с наполнителем из углеродного волокна. В заключительном этапе технологического процесса на теплоизоляцию напыляется толстый слой облицовочного материала. Облицовка образует связующую прослойку между топливом и теплоизоляцией. Затем - вулканизация облицовки, и по завершению процесса сборочные секции устанавливаются в вертикальном положении в шахте для заливки топлива. Масса топлива распределена почти поровну между четырьмя секциями.

    Топливо для двигателей широко применяется в американских ракетах. В состав топлива входит горючее: связка из терполимера полибутадиена акриловой кислоты и акрилонитрила - 12 % общей массы, окислитель на основе перхлората аммония - 70%, присадка из алюминиевого порошка - 16 %, эпоксидная смола для вулканизации топлива - примерно 2% и следы окиси железа для регулирования скорости горения. Заливка топлива в сборочные секции производится в вакууме. Затем выдержка в течение четырех дней. Высокий начальный уровень тяги и последующее программированное значение тяги двигателя обеспечивается профилированием центрального канала в виде одиннадцатиконечной звезды в передней секции и круглым - в сопловой.

    Система воспламенения заряда осуществляется композицией зажигающих пиротехнических блоков. Пламя внутри топливного заряда двигателя распространяется за 0,15 с и полное рабочее давление в двигателе достигается менее чем за 0,5 с.

    Управление вектором тяги в плоскостях тангажа и курса осуществляется отклонением сопла твердотопливного двигателя, опирающегося на гибкий подшипник. Основу подшипника составляют чередующиеся стальные и каучуковые кольцевые пластины, склеенные в единый блок.

    Двигатель имеет парашютную систему спасения, состоящую из вытяжного, тормозного и основных парашютов. Приводнение корпуса двигателя происходит со скоростью около 95 км/ч.

Экспериментальная отработка ракетной системы

Испытания маршевых двигателей. Отделение "Рокетдайн" фирмы "Рокуэлл интернэшнл" начало разработку маршевого двигателя в 1972 г. по контракту с Центром Маршалла. Испытания маршевых двигателей проводились в Национальной лаборатории космической техники НСТЛ на стендах, ранее использовавшихся для отработки двигателей ракетно-космического комплекса "Сатурн-Аполлон". Имеются два стенда для испытаний одиночных двигателей и стенд для испытаний связки трех маршевых двигателей (двигательной установки) и топливных систем корабля.

    Первое огневое испытание одиночного двигателя было проведено в мае 1975 г., а первое испытание маршевой двигательной установки в составе стендового варианта ступени МРТА - в апреле 1978 г. Основное внимание уделялось автономной отработке агрегатов и систем двигателя. В ходе испытаний двигателей столкнулись с рядом технических проблем. Основные из них были связаны с установлением требуемого распределения нагрузок на подшипники турбонасосного агрегата, разработкой уплотнений, усталостными характеристиками лопаток и турбин, устранением трущихся элементов в кислородных трактах, динамическими характеристиками двигателя.

    После завершения поиска решений по возникшим техническим проблемам была проведена программа сертификационных испытаний маршевого двигателя. Испытывались два двигателя штатной конструкции с общей наработкой до 20 тыс. с в диапазоне изменения тяги 65-100%. Параллельно с сертификационными испытаниями одиночных двигателей проводились испытания двигательной установки в связке МРТА с комплексной отработкой топливных систем. В состав стендового варианта ступени, или стендовой маршевой двигательной установки, входили штатная задняя секция фюзеляжа с тремя маршевыми двигателями, топливные системы орбитального корабля, подвесной топливный отсек и другие системы, связанные с функционированием маршевых двигателей.

    Программа квалификационных испытаний на летную годность двигательной установки включала в себя 12 огневых испытаний до первого экспериментального пуска "Спейс Шаттла".

    Программа создания двигателей строилась исходя из концепции проведения ужесточенных испытаний критических узлов и успешной опытно-конструкторской разработки. Особое внимание было уделено планированию испытаний и тщательному проектному анализу. Сравнение суммарной продолжительности огневой отработки маршевого двигателя ССМЕ и двигателя Джей-2 в ходе сертификационных испытаний показывает, что вся опытно-конструкторская разработка маршевого двигателя была осуществлена с меньшим числом испытаний. Первое успешное испытание связки маршевых двигателей на полную продолжительность работы было проведено уже в девятом испытании, тогда как аналогичное испытание связки двигателей Джей-2 было осуществлено лишь во время шестнадцатого испытания. Успешное испытание связки двигателей Джей-2 проведено в то время, когда общая программа отработки была выполнена примерно на 75%, тогда как этот же этап для двигателей ССМЕ был пройден значительно раньше.

    К первому пуску "Спейс Шаттла" было наработано порядка 110 тыс. с на одиночных двигателях и 11 тыс. - на стендовой маршевой двигательной установке, в пересчете на единичный двигатель.

Испытания твердотопливных ускорителей. До начала огневых испытаний двигателя СРМ были проведены все виды прочностных, динамических и циклических испытаний корпуса двигателя. С 1977 по начало 1980 г. были успешно осуществлены программы отработочных и квалификационных испытаний твердотопливного двигателя - были проведены четыре отработочных огневых испытания и три квалификационных огневых испытания. При этом была получена полная информация по внутренней баллистике, параметрам системы воспламенения, по прочности конструкций корпуса и сопла, характеристикам тяги, управления вектором тяги и по общему подтверждению летной годности твердотопливного двигателя. Семи огневых испытаний было достаточно, чтобы дать полную оценку конструкции двигателя.

Испытания подвесного топливного отсека. Прежде всего необходимо сказать об особенностях конструкции и программ прочностных испытаний подвесного топливного отсека, в состав которого входят кислородный бак, межбаковый отсек, водородный бак.

    Кислородный бак. Корпус - сварная тонкостенная оболочка, прочность которой определяется в основном гидростатическими нагрузками при контрольной опрессовке. При расчете толщины оболочки учтено криогенное упрочнение материала конструкции.

    Межбаковый отсек - каркасированная оболочка, удовлетворяющая требованиям прочности при работе на общую и местную продольную устойчивость и панельный флаттер.

    Водородный бак. Корпус - сварная цилиндрическая оболочка с эллипсоидными днищами. Четыре цилиндрические секции (обечайки), каждая из которых состоит из восьми панелей с продольными подкрепляющими элементами. Панели выполнены из плит путем мехобработки. Продольный набор подкрепляется шпангоутами. Прочность бака при работе определяется величиной внутреннего давления, продольный набор обеспечивает работоспособность конструкции при наземных операциях без наддува. Расчетный случай при определении толщины оболочки - давление внутри бака при приемочных (пневматических) испытаниях и нормальной температуре (200С). Давление при контрольных опрессовках выбирается так, чтобы напряжение в каждом сварном шве на 5% превышало эксплуатационное (в полете). Это условие обеспечивает четырехкратный ресурс с учетом криогенного упрочнения.

Программа прочностных испытаний. Основная цель программы испытаний кислородного бака - подтверждение конструктивной целостности при критических расчетных нагрузках. Испытывалась сборка: кислородный бак + межбаковый отсек + имитатор водородного бака + нагрузочное кольцо. Предусматривались четыре основные режима: опрессовка (испытание внутренним давлением); нагружение силой, возникающей на начальном участке максимального ускорения при работе первой ступени для проверки цилиндрической обечайки и нижней секции оживального днища; нагружение силами, действующими при отрыве ракеты от стартовой платформы для проверки цилиндрической обечайки и нижней секции оживального днища на устойчивость от сдвига; проверка на устойчивость верхней секции оживального днища при действии на нее одновременно усилий сдвига и сжимающих усилий на момент окончания заправки. Все испытания проводились при нормальной температуре с учетом уменьшения нагрузок на эффект захолаживания.

    При испытаниях межбакового отсека испытывалась сборка: верхнее кольцо + имитатор кислородного бака + межбаковый отсек + имитатор водородного бака + нижнее кольцо. Испытания проводились на семи режимах нагружения с моделированием температурных режимов межбакового отсека на стыках с имитаторами емкостей.

    Водородный бак испытывался в составе сборки: верхнее кольцо + имитатор кислородного бака + конструктивно подобный "межбак" + водородный бак + нижнее опорное кольцо. Испытания проводились на трех режимах нагружения по двум программам: при температуре 200С и приведенных нагрузках, при температуре жидкого водорода и расчетных нагрузках.

    Для комплексных наземных испытаний были изготовлены три опытных образца топливного отсека штатного исполнения.

    При прочностных испытаниях использовались опытные конструкции, представляющие собой различные комбинации из имитаторов баков жидкого кислорода, водорода, двух межбаковых отсеков и полных баков кислорода и водорода. В дополнение к статическим испытаниям проводилось определение динамических и частотных характеристик, используемых в аналитической модели "бак - жидкость".

    Вибрационные и частотные испытания проводились на динамическом стенде Центра Маршалла, который позволил определить собственные частоты, формы колебаний и характеристики демпфирования.

Испытания полностью собранного пакета. Первый этап динамических испытаний проводился на макете, выполненном в масштабе 1:4 и собранном из составляющих его элементов топливного отсека, ускорителей и корабля. Модельные испытания, проходившие полтора года - до начала 1978 г. - подтвердили правильность аналитических моделей.

    В начале 1978 г. в огромном сооружении, созданном ранее для динамических испытаний ракеты "Сатурн-5", в Центре Маршалла начались вертикальные динамические испытания полностью собранного пакета на вибрационном стенде. Испытания проводились с целью оценки реальных динамических характеристик конструкции и их влияния на систему управления полетом "Спейс Шаттла". По результатам этих испытаний были проверены параметры всей сборки и математические модели, использованные для прогнозирования реакций системы управления полетом на реальные нагрузки, возникающие во время старта и полета на участке выведения. При испытаниях использовались различные композиции входящих элементов многоразовой системы. Первый вариант состоял из орбитального корабля и подвижного топливного отсека. Бак кислорода заполнялся до нескольких уровней водой для имитации расхода окислителя с момента отделения твердотопливных ускорителей до выключения маршевой двигательной установки. Второй вариант представлял собой полностью собранный пакет, в том числе и с двумя твердотопливными ускорителями, снаряженными инертным зарядом. Имитировались полетные условия в момент отрыва многоразового комплекса от стартовой платформы. Третий вариант отличался от второго неполной заправкой твердотопливных двигателей, соответствующей моменту времени перед началом отделения ускорителей от подвесного топливного отсека.

    После завершения программы динамических испытаний все конструкции, входящие в состав пакета, были направлены на заводы-изготовители.

    Динамический стенд в своем составе имел систему подвесок и гидродинамических опор. Важнейшим элементом явилась система вибровозбудителей SMTAS (СМТАС), которая обеспечивала создание заданного режима вибрационного и силового воздействия и получение данных по реакциям полетной конструкции. Система обеспечивала управление одновременно по 24 каналам работой 56 вибраторов электродинамического типа с разными усилиями.

Стартово-посадочный комплекс. Сооружение стартового комплекса LC-39 (ЛСи-39) и техническая база промышленного комплекса Центра Кеннеди были созданы в начале 60-х годов для обеспечения программы пилотируемых полетов к Луне.

    Программа "Спейс Шатт" предусматривала использование этих сооружений и оборудования с необходимой модификацией. Строительство новых объектов допускалось лишь в исключительных случаях. Полностью новыми сооружениями стали здание для технического обслуживания орбитального корабля и посадочная полоса.

    Сборочные и предпусковые работы по программе "Спейс Шаттл" в центре Кеннеди явились усовершенствованным продолжением аналогичных работ по программе "Сатурн-Аполлон", в основе которых был старт ракетного комплекса с подвижной пусковой платформы. Сборка и подготовка пакета, всесторонняя проверка производятся в закрытом помещении перед доставкой его на стартовую площадку. У такого способа подготовки ракеты достаточно много доводов в его пользу.

    Здание вертикальной сборки VAB (ФАБ) является основным сооружением стартового комплекса. Здание крупнейшее в мире: высота 160 м, занимаемая площадь порядка 3,3 га. Высотная часть здания разделена на четыре пролета: два для работы с твердотопливными ускорителями и два для вертикальной сборки пакета на подвижных пусковых платформах. Доступ к ракетному комплексу для выполнения сборочных операций и испытаний осуществляется при помощи выдвижных площадок, модифицированных под конфигурацию "Спейс Шаттла". По окончании контрольных проверок ворота здания вертикальной сборки открываются и гусеничный транспортер начинает перемещение подвижной платформы на стартовую позицию. Нижний пролет служит участком для восстановительных операций и предварительной сборки секций твердотопливных ускорителей.

    По прибытии в Центр Кеннеди секции твердотопливных ускорителей направляются в высотный пролет для расчехления, разгрузки и проверки. Общая сборка ускорителей проводится по готовности других частей в пролете 4. Задние секции твердотопливных ускорителей доставляются со сборочного участка высотного пролета 4 в высотные пролеты 1 и 3 и устанавливаются на опорные узлы передвижной платформы, затем предварительно устанавливаются задние и передние центральные сборочные секции и передние секции двигателей. После сборки - юстировка собранных двигателей и комплексные испытания ускорителей.

    Подвесной топливный отсек по прибытии проходит все начальные операции в пролете 4. Проходит контрольные и функциональные испытания всех систем топливного отсека. Для перемещения отсека в высотный пролет 1 или 3 для стыковки с твердотопливными ускорителями используется грузоподъемный кран.

    Орбитальный корабль из горизонтального положения в вертикальное поворачивается двумя кранами.

    После окончания общей сборки пакета проводятся проверочные испытания и осуществляется монтаж пиротехнических устройств. При необходимости доступ к полезному грузу осуществляется через кабину орбитального корабля.

    Подвижные пусковые платформы эксплуатировались по программе "Сатурн-Аполлон". Для использования их по программе "Спейс Шаттл" потребовалась значительная модификация. Наиболее заметным изменением явилась ликвидация 121-метровой башни обслуживания с башенным краном. Необходимость в этой башне отпала в связи со строительством вблизи каждой из стартовых площадок А и В неподвижных башен обслуживания.

    Внутри платформы в два этажа расположены отсеки, в которых размещаются модули сопряжения систем управления, испытательные стойки, система заправки топливом и электрическое оборудование. В состав систем на платформе введены система дожигания выбросов водорода и система охлаждения заднего отсека орбитального корабля после выключения маршевых двигателей. Система обеспечивает охлаждение после предполетного огневого испытания двигательной установки или после ее аварийного выключения. Для доступа к двигателям на старте имеются выдвижные площадки.

    Использовался (с заменой только устаревшего электронного оборудования) гусеничный транспортер, работавший в программе "Сатурн".

    Строительные работы на стартовой площадке А были закончены в середине 1978 года. Наиболее важные модификации: реконструкция систем обеспечения компонентами топлива, ликвидация системы подачи горючего RL-1 (РЛ-1), строительство неподвижной башни обслуживания и добавления к ней поворотной башни, замена единого пламеотражателя для ракеты "Сатурн" тремя новыми пламеотражателями. Доступ в космический корабль обеспечивается системой устройств типа стрел связи, мачт и разделительных колодок.

    Неподвижная башня обслуживания обеспечивает доступ к орбитальному кораблю и поворотной башне. В верхней части расположен кран. От башни к ракете протянуты три стрелы, одна из которых используется для входа экипажа в кабину орбитального корабля, а остальные две обеспечивают дренаж из газовых подушек баков топливного отсека. Башня имеет канатную аварийную систему покидания экипажем корабля. Поворотная башня обслуживания обеспечивает защищенный доступ к орбитальному кораблю для смены и обслуживания полезного груза на стартовой площадке.

    Газоотводящий канал пересекает насыпь стартовой площадки на уровне земной поверхности. Глубина канала 12,2 м, ширина 17,7 м, длина 150 м, пламеотражатель двигателей орбитального корабля имеет высоту 11,6 м, длину 22 и ширину 17,6 м. Верхняя часть пламеотражателя твердотопливных ускорителей примыкает к пламеотражателю орбитального корабля. Отражатели стальные и покрыты теплозащитным материалом абляционного типа.

    Для защиты орбитального корабля от акустических нагрузок во время старта применяется водяная система подавления акустических колебаний.

    Криогенные компоненты - жидкие водород и кислород - хранятся в сферических емкостях, представляющих собой сосуды Дьюара. Подача компонентов происходит по магистралям с вакуумированными рубашками.

    Межполетное техническое обслуживание орбитального корабля выполняется в здании OPF (ОПФ), напоминающем самолетный ангар. В подпольном пространстве высотных пролетов проложены системы электропитания, связи, измерений и управления, а также магистрали гидравлических систем, рабочих газов и воздуха. В этом здании проходят обслуживание два корабля.

    Техническое обслуживание полезного груза осуществляется в различных зданиях Центра и базы ВВС на мысе Канаверал. Эти здания использовались для обслуживания космических кораблей "Аполлон" и многочисленных беспилотных аппаратов. Неотъемлемым элементом для всех сооружений, где выполняются операции технического обслуживания полезного груза, является вспомогательное оборудование многократного использования, включающее контейнер, транспортер и опорную платформу для перевозки полезного груза и выполнения погрузочно-разгрузочных операций.

    С момента прибытия "Спейс Шаттла" на стартовую площадку управление всеми операциями осуществляется Центом управления пуском. После установки подвижной платформы на опоры стартовой площадки подводится поворотная башня обслуживания, выполняются механические и электрические стыковки платформы с системами стартовой площадки. Затем проводятся все виды испытаний и проверок, и заканчивается процесс подготовкой к заправке. На время заправки стартовая площадка освобождается от обслуживающего персонала. Завершение заправочных операций и отвод башни означает перевод в состояние готовности комплекса, соответствующее примерно моменту (Т - 2 ч) в предстартовом отсчете. В этом состоянии обеспечивается возможность задержки дальнейших работ до 24 ч. В (Т - 1 ч и 51 мин.) завершаются операции входа в кабину экипажа, закрываются люки и начинается проверка герметичности, которая заканчивается за 25 мин. до старта. В (Т - 20 мин.) в память бортовых компьютеров засылается полетная программа. В (Т - 9 мин.) - переход на автоматическое управление операциями предстартового отсчета. За семь минут до cтарта отводится стрела доступа к орбитальному кораблю. Орбитальный корабль переходит на автономное питание во время (Т - 4 мин. и 30 с). Далее:

    Т - 2 мин. и 55 с - начало предпускового наддува бака окислителя топливного отсека;

    Т - 2 мин. и 30 с - отвод стрелы дренажа паров кислорода;

    Т - 1 мин. и 57 с - начало предпускового наддува бака горючего топливного отсека;

    Т - 27 с - время, до которого при любой задержке после (Т - 2 мин.) предстартовый отсчет автоматически возобновляется с момента (Т - 9 мин.);

    Т - 25 с - переход на управление предстартового отсчета от бортовых компьютеров;

    от (Т - 3,46 с) до (Т - 3,22 с) - запуск маршевых двигателей,

    Т - 0 - маршевые двигатели на 90 % тяги;

    Т + 2,64 с - запуск твердотопливных ускорителей и освобождение болтов на опорных узлах твердотопливных ускорителей;

    Т + 3 с - старт "Спейс Шаттла".

    Комплекс отработки данных полета системы выполняет обработку командной, траекторной и телеметрической информации, а также сигналов системы связи. Компьютеры рассчитаны на обслуживание критических полетных участков - старта и посадки орбитального корабля. Система обеспечивает надежность 0.9995 в течение 50 часов непрерывной работы. Большая часть функциональных возможностей этого комплекса обеспечивается четырьмя прикладными программами: расчета траекторий, обработки телеметрических данных, формирования команд и обеспечения связи. Программа для расчета траекторий определяет, прогнозирует и планирует полеты. Руководители полета могут выполнять оценки траектории, возможные варианты во время выведения и возвращения на Землю.

    Программа для обработки телеметрических данных выполняет оценку, калибровку и специальные вычисления по телеметрической информации. Программа также обеспечивает показ данных в реальном масштабе времени.

    В создании многоразовой транспортной космической системы принимала участие вся аэрокосмическая индустрия Соединенных Штатов Америки, в том числе ведущие фирмы и научно-исследовательские центры НАСА. Полностью использовались существующие производственная и стендовая базы, стартовые комплексы и сеть наземных станций слежения и обеспечения полета. Использование всех этих сооружений и промышленных объектов осуществлялось с проведением необходимой модификации и переоборудования. Это позволило свести к оптимальным затраты на строительство новых объектов и фундаментальные исследования.

    В 1971-1972 гг. затраты НАСА на опытно-конструкторскую разработку "челнока" составили 5,15 млрд долл. по курсу 1971 финансового года. В начале 1980 г. суммарные затраты оценивались по тому же курсу в 6,2 млрд долл., т.е. превысили на 20 % заявленную ранее сумму. Общие потребные затраты на создание системы составляли 13,6 млрд долл. в ценах 1980 г. (в ценах 1971 г. - 8,93). Фактические затраты в 12-летней космической программе составили 16,16 млрд долл. в ценах 1979 г.

    Орбитальный полет корабля при соответствующем оснащении может продолжаться до 30 суток.

    Стартово-посадочные комплексы "Спейс Шаттла" расположены в штате Флорида, Центр Кеннеди, и в штате Калифорния, авиабаза Ванденберг. С Восточного стартово-посадочного комплекса "Спейс Шаттл" стартует в восточном направлении, а с Западного - в северном и южном.

    Орбитальный самолет возвращается на Землю не по баллистической траектории, как другие пилотируемые космические аппараты, а выполняет маневры в атмосфере вправо и влево относительно входной траектории на расстояние более чем 2 тыс. км.

    Корабль приземляется на посадочную полосу Центра Кеннеди или авиабазы Ванденберг со скоростью около 335 км/ч. "Корабль" и "самолет", встречающиеся в тексте, -термины неравнозначные, если оценивать строго. К космическому кораблю "Спейс Шаттл" более грамотно применять термин "самолет". Дело в том, что в основе его схемы сам взлетающий аппарат в виде самолета с большим подвесным топливным отсеком, который значительно больше его самого, что не очень вяжется с привычным для нас представлением о небольших сбрасываемых в полете по израсходовании топлива емкостях - баках, подвешиваемых под крылом истребителя для увеличения дальности его полета, и стартовыми ускорителями, применяемыми в аналогичных схемах крылатых ракет и самолетов. "Корабль" - это космический аппарат, который выводится ракетой-носителем, не являющейся принадлежностью этого аппарата. Посадка же обеих схем космических аппаратов на Землю осуществляется по-самолетному.

Основные этапы работ по программе.

    1973 г. Во втором квартале начались проектные проработки по модификации стартово-посадочного комплекса на мысе Канаверал. Во второй половине года были заключены контракты НАСА с фирмами "Мартин Мариетта" и "Тиокол кемикл" на первый этап работ по подвесному топливному отсеку и двигателю для твердотопливных ускорителей соответственно.

    1974 г. Проводились испытания газогенераторов и воспламенительных устройств кислородно-водородного двигателя SSME. Начались аэродинамические продувки моделей орбитального корабля.

    В 1975 г. начались строительные работы посадочной полосы, стартовой площадки зданий вертикальной сборки и межполетного техобслуживания. В конце года проведено стендовое испытание маршевого двигателя продолжительностью 60 с.

    1976 г. В сентябре проведено первое испытание продолжительностью до 660 с маршевого двигателя с тягой в 50% от номинальной. Начался второй этап разработки маршевого двигателя. Проведен демонстрационный вывоз орбитального корабля ОК-101. (В Советском Союзе правительство принимает решение о начале создания собственной многоразовой ракетно-космической системы.)

    1977 г. Начат первый этап испытаний по программе ALT - отработка захода на посадку и приземление, - включающий пять совместных полетов орбитального корабля и самолета-носителя В-747. В июне начат второй этап испытаний по программе ALT, совершено три полета с экипажем на борту и с самолетом-носителем. В июле проведено первое огневое испытание двигателя твердотопливной установки. Завершено строительство посадочной полосы в Центре имени Кеннеди, здания межполетного обслуживания орбитального корабля и модификация здания вертикальной сборки. Проведены третий и четвертый этапы по программе ALT во второй половине года, включающие в себя пять полетов с отделением корабля от самолета-носителя и четыре длительных совместных полета ОК-101 и В-747. Суммарная огневая наработка на четырех отработочных маршевых двигателях составила 9800 с - по плану должно было быть 20000 с.

    1978 г. Проведено второе и третье огневые испытания двигателя твердотопливного ускорителя. Суммарная продолжительность огневых испытаний маршевых двигателей доведена до 30000 с. Проведено четыре стендовых испытания связки двигателей второй ступени. Сданы в эксплуатацию комплекс ремонта и разборки твердотопливных двигателей, здание технического обслуживания орбитального корабля, посадочная полоса, высотные пролеты здания вертикальной сборки, подвижная пусковая платформа. Начаты наземные вибрационные испытания полномерного пакета в Центре Маршалла.

    1979 г. Проведено четвертое отработочное испытание твердотопливного двигателя и (во второй половине года) два квалификационных испытания. Проведено 520 испытаний маршевых двигателей с суммарной огневой наработкой более 55 тыс. с, из которых более 27 тысяч - на номинальном режиме. Проведены 2 испытания двигательной установки в стендовом варианте ступени. Сдан в эксплуатацию Центр управления полетами в Центре Джонсона. Проводились вибрационные испытания корабля и топливного отсека, квалификационные испытания малых двигателей.

    1980 г. В феврале проведено последнее, третье квалификационное испытание твердотопливного двигателя. Суммарное время огневых испытаний маршевых двигателей составило более 87,5 тыс. с, включая 7,5 тысяч работы двигателей в составе стендовой двигательной установки. Проведено 5 испытаний ступени стендового варианта. Велась подготовка орбитального корабля ОК-102 к полету. Завершились квалификационные испытания двигателей корабля. 29 декабря многоразовый транспортный космический корабль с подвесным топливным отсеком и твердотопливными ускорителями из здания вертикальной сборки был доставлен на стартовую площадку. В декабре были завершены сертификационные испытания маршевых двигателей общей продолжительностью до 5000 с.

    1981 г. Проведено двенадцатое испытание стендовой R-ступени. 2 и 24 января проведены первые заправки бака жидкого водорода и бака кислорода. 29 января проведена заправка топливных баков реактивной системы орбитального корабля и маневрирование. 4 февраля начались серии пробных демонстраций предстартового отсчета. 20 февраля проведено предпусковое огневое испытание маршевой двигательной установки продолжительностью 20 с. 26 февраля начались контрольно-проверочные испытания по программе полета. С 11 марта - контрольные проверки. 12 апреля - первый пилотируемый полет орбитального корабля, названого "Колумбией", пилоты Дж.Янг и Р.Криплен. Второй полет "Колумбии" состоялся в ноябре, пилоты - Дж.Энгл и Р.Трули.

    "Челнок" вступил в строй. Летные испытания или, как называют американские специалисты, экспериментальные полеты "Спейс Шаттла" завершились четырьмя запусками орбитального корабля "Колумбия".

    В ходе опытных пусков были проверены системы стартово-посадочного комплекса и служб Центров управления пуском и управления полетом, а также сеть наземных станций связи и слежения. Пуски показали, что многоразовая система "Спейс Шаттл" практически готова к эксплуатации, несмотря на необходимость проведения дополнительных мероприятий и доработок для достижения некоторых проектных параметров, в частности по массовым характеристикам конструкции корабля и топливного отсека, максимальной массе выводимого на орбиту полезного груза.

    В ноябре 1982 г. с пятого полета "Колумбии" началась эксплуатационная многоразовая космическая транспортная программа. Был составлен график использования "Спейс Шаттла" до сентября 1987 г. В апреле 1983 г. на орбиту вышел новый орбитальный самолет "Челленджер" (в переводе с английского challenge - вызов на соревнование, на дуэль...).

    Советский Союз ответит на вызов через пять лет.

    В декабре 1983 г. был выведен на орбиту в составе "Спейс Шаттла" лабораторный блок "Спейслэб". Космическая лаборатория разрабатывалась западно-европейскими странами, космическим агентством ЕСА (ESA) совместно с НАСА. Западная Европа поставляла матчасть космической лаборатории, а основная доля, примерно 90%, научной и экспериментальной аппаратуры, монтируемой в лаборатории, разрабатывалась и изготавливалась в США. Примерно такая же доля исследований и экспериментов приходится на НАСА, Министерство обороны и другие организации США. В составе экипажа "Колумбии" с лабораторией на борту был космонавт ФРГ. Позднее флот челноков пополнился новыми кораблями - "Дискавери" и "Атлантис". "Индевор" придет на замену трагически погибшему в январе 1986 г. "Челленджеру".

    Исключительный интерес представляют одиннадцатый, четырнадцатый и двадцатый полеты. В ходе четырнадцатого полета были сняты с орбиты и возвращены на Землю для восстановительного ремонта и последующего запуска два спутника связи, выведенные на нерасчетные орбиты при десятом полете МТКК. А в одиннадцатом и двадцатом полетах проведен ремонт на орбите научно-исследовательского искусственного спутника Земли для изучения солнечной активности "СММ" и спутника военной связи ВМС США "Лисат-3".

    Впечатляющим событием стали ремонтные работы на космическом телескопе "Хаббл", которые проводились в несколько приемов. В декабре 1993 г., например, экипаж космического челнока "Индевор" провел замену двух блоков гироскопов системы наведения телескопа, двух панелей солнечной батареи новыми, установил новую широкоугольную камеру и два магнитометра, новые блоки памяти электронно-вычислительной машины аппарата, отремонтировал источники питания спектрометра.

    Однако главным достижением этой транспортной схемы стала возможность возврата с орбиты на Землю космических аппаратов, агрегатов и систем для возможного ремонта, восстановления или просто безопасного возврата отработавших свой ресурс энергетических блоков, использующих ядерные источники, и ядерных зарядов. "Челнок" может транспортировать на своем борту массу до 14,5 т (позднее было заявлено до 20 т).

    На зиму 1994 г., точнее на 8 февраля, "Спейс Шаттл" совершил 60 полетов, в том числе "Дискавери" -18.

Новая концепция ядерной войны

    Полеты с экипажем на борту с первого пуска "Спейс Шаттла" демонстрировали высокую надежность вступившей в строй ракетно-космической многоразовой системы. Первый крупный шаг был сделан.

    В марте 1983 г. Президент США Р.Рейган в Обращении к нации обнародовал выработанную программу изменения на основе возросших возможностей техники создания средств космического базирования для подавления и поражения ракетных целей. В официальной терминологии это звучало как сдвиг политической линии Соединенных Штатов в сторону опоры на оборонительные системы. Рейган призывал отказаться от стратегии гарантированного взаимного уничтожения и сделать ставку на оборонительную стратегию с созданием глобальной противоракетной обороны, которая должна была обеспечить США и их союзникам эффективную защиту от упреждающего удара советских межконтинентальных баллистических ракет с ядерными боеголовками. Утверждалось, что "путем ограничения или устранения возможностей для выбора эффективных контрмер будет уменьшена угроза использования стратегического и тактического ядерного оружия и тем самым отодвинута опасная граница возникновения ядерного конфликта, поскольку у противника не будет уверенности в успехе его нападения". Ключевым фактором этой системы противоракетной обороны являлся перехват боевых ракет Советского Союза на их активном участке полета с помощью различного оружия направленного действия, а также перехватчиков, уничтожающих цель прямым попаданием.

    Космическая система должна была дополняться наземными противоракетными средствами.

    Однако щит есть щит. Он может применяться как защищающее средство в дуэльной ситуации при обороне и в равной степени при нападении. Причем страна, владеющая этим щитом, нанося первый удар, по логике ведения войны межконтинентальными ракетами должна получить ответный ослабленный удар - тогда в этой схеме оборонительные средства нападающей стороны могут быть менее насыщенными.

    Рейган призвал к интенсивным и широким мероприятиям по выработке программы научных исследований и технологических разработок в этом направлении.

    Было учреждено несколько экспертных комиссий, в том числе "группа по изучению оборонной технологии", "группа изучения перспективной стратегии обеспечения безопасности" и комиссия Миллера. Группа по изучению оборонной технологии, известная более широко под названием "комиссия Флетчера", призывала сконцентрировать усилия на широком направлении научных исследований и разработках технологий с целью установления технической осуществимости широкомасштабной системы обороны от баллистических ракет, основанной на новейших технологиях. Работы должны быть организованы таким образом, чтобы дать возможность новому президенту принять в начале девяностых годов решение о том, переходить или нет к стадиям технических разработок и развертывания этой системы противоракетной обороны в двадцать первом столетии.

    Один из официальных лиц Администрации заявил, что необходимо забыть об использовании существующих средств для создания новой оборонительной системы. Взоры военных были обращены к использованию для этой системы оружия, построенного на новых физических принципах. Предполагалось применение высокоэнергетических лазеров и пучкового оружия.

    Выводы доклада Флетчера относительно перспектив создания оружия направленного действия неожиданно оказались оптимистическими и привели в замешательство многих. Предусматривалось к концу девяностых годов, сосредоточив усилия, создать коротковолновые лазеры и пучковое оружие, включая лазеры на свободных электронах и рентгеновские лазеры с ядерной накачкой, разрабатываемые Лос-Аламосской научной лабораторией и Ливерморской лабораторией имени Лоуренса.

    Технические достижения в разработке оружия направленного действия существенно повысили уверенность в возможности создания этой глобальной системы. Появился целый ряд новых факторов в пользу разработок лучевого оружия:

    - использование водородной ячейки Рамана с коротковолновыми лазерами для улучшения качества лазерного луча. Ожидалось, что новый способ управления лазерным лучом позволит создать системы из нескольких относительно небольших эксимерных лазеров, способных поражать цели непосредственно с земной поверхности;

    - успешные лабораторные эксперименты с адаптивными оптическими устройствами, которые сулили возможность скомпенсировать воздействие турбулентных процессов в атмосфере на распространение лазерного луча;

    - подземное испытание в штате Невада рентгеновского лазера с ядерной накачкой, где использовалась энергия взрыва небольшого ядерного заряда; оно открывало возможность создания мобильных рентгеновских лазеров наземного базирования;

    - теоретические оценки дали возможность утверждать, что коэффициент полезного действия преобразования энергии лазеров на свободных электронах в световое излучение может достичь 25% при однократном воздействии переменного магнитного поля, что обеспечивает увеличение мощности луча;

    - фирмой "Локхид" было показано, что лазерный луч, создаваемый химическим лазером мощностью 5 МВт (с зеркалом диаметром 4 м), способен разрушить цель.

    Для выработки предложений в программу создания такого вида вооружения было вовлечено большое количество аэрокосмических фирм. Основное внимание в поисках направления разработок уделялось фундаментальным техническим решениям, а не технологиям сегодняшнего дня.

    Комиссия по бюджетным ассигнованиям уже в 1984 г. выделила дополнительно около 80 млн. долл. на стратегические лазерные устройства. Фирма "Вестерн рисерч" должна была в 1988 г. провести демонстрационные испытания эксимерного лазера. Предполагалась демонстрация с учетом реальных условий действия этого оружия. Мощная наземная установка в виде объединения сравнительно малых эксимерных лазеров со значительной электрической мощностью источников энергии с ретрансляцией лазерного луча через космическое зеркало должна была обеспечить прямое поражение баллистической ракеты на активном, среднем и конечном участках ее траектории. Возникала масса проблем создания устройства.

    Комиссия Флетчера выработала оценки уровня технологии по лазерным разработкам. Эти оценки давали возможность продолжить дальнейшие работы. Планировалось в 1985-1988 гг. провести демонстрационные испытания лазерных устройств почти всех видов, на подготовку и проведение предполагалось выделить около 30 млрд. долл. Комиссия акцентировала внимание президента на то, что только "перспективные системы позволяют рассчитывать на достижение высокой эффективности и надежное противодействие всем советским контрмерам".

    "Своевременная демонстрация отдельных технических средств противоракетной обороны будет способствовать укреплению позиции Соединенных Штатов в отношениях с Советским Союзом. Необходимо при этом поставить дело так, чтобы СССР убедился в серьезности намерений США и поверил в реальную неизбежность успешного осуществления Соединенными Штатами своих планов. В создавшейся ситуации Советский Союз будет вынужден вкладывать деньги в поддержание на должном уровне своих стратегических сил, а США - разрабатывать средства, соответствующие советским контрмерам и новым угрозам, и демонстрировать свою решимость осуществлять обдуманные и уверенные действия", - говорилось в отчете комиссии.

    Ключевым требованием к новой системе являлась ее способность перехватывать и поражать цели на активном участке ракет-носителей до отделения и развертывания кассетных боевых частей, чем сводится до минимума эффективность тяжелых ракет с большим числом боевых головок. Однако было понятно, что для поддержания надежности поражения ракет система должна быть дополнена средствами перехвата и на среднем, и на конечном участках траектории. Во всех случаях используются боевые устройства космического базирования.

    Масштабы программы были сопоставимы с программой "Аполлон". Более того, не исключалась возможность разработки ракеты-носителя класса "Сатурн-5". "Система космического базирования может также потребовать постоянного присутствия человека в космическом пространстве. Свыше ста сложных и дорогостоящих спутников будут находиться на орбите в готовности выполнить задачи первостепенной важности для нации... Ремонтопригодная система может оказаться решающим фактором для эксплуатационной жизнеспособности и рентабельности средств противоракетной обороны космического базирования", - утверждал отчет комиссии.

    В 1960-х годах не было технических возможностей для создания систем, обеспечивающих перехват ракет на активном участке. Перехват на среднем участке траектории затруднялся из-за отсутствия надежных средств выделения ложных целей. Новые создаваемые средства позволяют сегодня отличать на больших высотах ложные цели от боевых головок. Реальным стало создание перспективных средств для поражения целей на конечном участке траектории их полета.

    Доклад предостерегал: "Советский Союз способен в сравнительно короткое время развернуть широкомасштабную систему противоракетной обороны. С некоторыми модификациями эта система могла бы послужить основой для создания антиспутников, разгоняемых ракетами с Земли. Ожидается, что к концу восьмидесятых годов Советский Союз сможет вывести на орбиту одним запуском носителя полезный груз массой 150-250 т. Вполне возможно, что при этом будет продемонстрирован прототип космического оружия направленного действия".

    Способность поражения межконтинентальных баллистических ракет на активном участке их полета - принципиальная особенность эшелонированной оборонительной системы. Однако функционирование такой системы осложняется малым временем, отводимым на перехват и поражение, которое могло быть не более 150-300 с - продолжительности активного полета баллистической ракеты. Осложняется также большим числом целей. Эти особенности приводят к необходимости создания систем наблюдения и боевого управления на основе автоматической реакции системы. Оружие пускается в ход, автоматически действуя по логике, заранее заложенной в систему.

    Перехват на активном участке должен осуществляться средствами, способными доставить к цели в короткое время достаточное количество энергии, обеспечивающее поражение стартующей ракеты. Это требование может быть реализовано либо размещением средств перехвата вблизи границ вероятного противника, либо с помощью большого числа спутников на околоземной орбите. При этом предполагалось развертывание такого рода системы в период повышенной напряженности или значительных перемен в глобальном политическом климате.

    Для обнаружения баллистических ракет на активном участке необходима система, способная отследить в короткое время большое количество целей (до нескольких тысяч) при естественных помехах Земли, Солнца и активного противодействия со стороны противника. Система должна захватить и сопровождать относительно холодную ракету при наличии горячего факела работающих маршевых двигателей. Точность наведения при этой операции должна обеспечить эффективное функционирование высокоэнергетических лазеров, пучкового оружия или микроволновых устройств. Успешное поражение цели определяется системой по изменениям параметров траектории пораженной ракеты.

    Для наблюдения предполагалось применение аппаратуры, разрабатываемой для спутников раннего предупреждения, и инфракрасных датчиков. Для обнаружения, сопровождения и наведения предполагалось применение коротко- и средневолновых инфракрасных приборов, обеспечивающих одновременное сопровождение и сканирование. Точное наведение и выделение целей на фоне помех требовало применения лазерных следящих устройств, работающих в видимом диапазоне спектра, и коротковолновых систем.

    Уверенный расчет на эффективность средств космического базирования на основе инфракрасных датчиков выработался по результатам десятилетнего наблюдения со спутников пусков советских баллистических ракет всех типов и со всех полигонов. При наблюдениях пусков советских ракет использовались коротковолновые инфракрасные датчики, работающие на длине волны 2,7 микрометра, и ограниченно средневолновые инфракрасные устройства.

    Поражение цели при использовании термических лазеров осуществлялось прожиганием оболочки ступеней ракет. Воздействие лазерного луча либо непрерывное, либо импульсное на длинах волн от инфракрасного до ультрафиолетового диапазона. Рентгеновские лазеры с мягким Х-излучением и одноимпульсные лазеры, работающие в видимом диапазоне, производят ударную волну. Уровень энергии мягкого рентгеновского излучения ограничивается высотами целей не менее 100 км, пучковое оружие обеспечивает выведение из строя электронного оборудования. Исследовались самонаводящиеся аппараты-ракеты перехватчики на химическом топливе, а также электромагнитные пушки.

    Обнаружение, сопровождение и выделение боеголовок, ложных целей и других фрагментов являются главными задачами переходного и всего среднего участка траектории. В это время цель представляет собой ступень разведения. Отчетливый комплекс признаков инфракрасного излучения факела работающих двигателей сменяется более умеренными признаками, обусловленными прерывистой работой двигательной установки ступени разведения и ее меньшей мощностью.

    Для перехвата целей после активного участка используются те же боевые системы, которые работали на активном участке. Функциональные требования по обнаружению целей, сопровождению и наведению по существу такие же, как и для активного участка, но имеют некоторые отличия. Нет больше необходимости в определении местоположения цели среди большого числа маскирующих признаков. Точное наведение в пределах нескольких десятков нанорадиан осуществляется на цели, обладающие пониженными и меняющимися ускорениями. Хотя отличительные признаки целей немного слабее, чем на активном участке, тем не менее они достаточно велики для дальнего обнаружения и сопровождения. Индикация объектов на этом участке при разрешающей способности средств слежения 10-20 см с частотой 0,1-1 с позволяет, например, видеть заполнение шаробаллонных ложных целей, раскрутку боеголовок и образование маскировочного облака. Заложенные в память следящих систем характерные признаки этих элементов уменьшают трудность выделения истинных целей.

    Особенность среднего участка траектории в том, что полет осуществляется вне атмосферы. В этой связи поражение цели может быть осуществлено лазерным оружием, действие которого ограничивается атмосферными помехами.

    Для наблюдения за целями после окончания активного участка используются длинноволновые инфракрасные спектральные системы, микроволновые радиолокаторы на базе устройств с синтезированной апертурой или поперечной синтезированной апертурой, радиолокаторы с фазированной решеткой с когерентным ультрафиолетовым излучением, радиолокаторы, осуществляющие опознавание целей после активного участка, выполняют также операции сопровождения и последующую передачу целей боевым системам.

    Цели, которые представляют интерес на среднем участке, имеют защиту от тепловых и аэродинамических атмосферных нагрузок. Поэтому поражение их путем теплового и импульсного воздействия - неэффективно. Для более уверенного поражения цели количество необходимой энергии достигает нескольких десятков мегаджоулей. Продолжительный полет цели на среднем участке траектории (не менее получаса) предоставляет возможность многократного повторения попыток ее поражения. Перехватчики цели на среднем участке, разгоняемые ракетными ускорителями до скорости 5 километров в секунду , способны защитить континентальную часть США при запуске с одной стартовой позиции. Если рассредоточить старты в нескольких зонах, то эти перехватчики будут способны осуществить двухэшелонный перехват целей и обеспечат защиту всей территории Соединенных Штатов. Космическое базирование на низкой орбите боевых средств поражения требует в 4-5 раз больше перехватчиков, чем в системе наземного базирования.

    В отличие от прежних систем противоракетной обороны, предназначенных для защиты промышленных и военных зон, предусматривалось обеспечение обороны незащищенных наземных объектов, что требует поражения приходящих боеголовок на высоте не менее 15 км. При взрыве на этой высоте 5-мегатонной головки ударная волна, достигшая земной поверхности, будет иметь в фронте давление не более 0,14 атмосфер.

    Система наблюдения за конечным участком способна автономно отфильтровать легкие ложные цели. Для этого обнаружение целей осуществляется на высотах более 140 км с использованием таких признаков, как яркость свечения, мерцание и торможение цели. Обнаружение цели, ее сопровождение выполняется при условии, что на каждую угрожающую цель в диапазоне высот 75-110 км имеется перехватчик, который должен быть выведен в заданную точку пространства, где его система наведения осуществит захват цели и последующее самонаведение на нее. При использовании неядерной головки на перехватчике, например, с большим числом шариков-снарядов, поражающих цель, система управления должна обеспечить самонаведение с точностью не менее одного метра. Поскольку поражение целей происходит выше облачного покрова, используются оптические системы самонаведения пассивного типа. Против маневрирующих боеголовок требуется применение ядерного заряда мощностью до двух килотонн.

    Американские радиолокационные установки, расположенные в зонах наблюдения за полетом на конечном участке головных частей советских ракет во время их испытаний в начале разработок противоракетной системы, не имели возможности снять соответствующие их характеристики для уточнения параметров средств поражения.

    Из проведенного анализа технических средств для эшелонированной системы противоракетной обороны в целом вытекала необходимость в новых разработках:

    - прежде всего, обзорного радиолокатора на геостационарной орбите, работающего в диапазоне 60 ГГц, лазерного обзорного радиолокатора, инфракрасной поисковой системы, работающей в длинноволновом диапазоне, самолетной оптической системы, которые составят основу обеспечения наблюдения, захвата и слежения;

    - средств поражения цели, в том числе за счет использования кинетической энергии аппарата-перехватчика, внеатмосферных неядерных перехватчиков ударного действия, неядерных перехватчиков, поражающих цель в атмосфере на больших высотах, гиперскоростных пушек;

    - средств повышения живучести космических платформ и объектов, входящих в систему противоракетной обороны.

    В спутниковую систему наблюдения среднего участка предполагалось ввести 100 спутников, каждый массой 20 т, со средствами опознавания, точного наведения и целеуказания. Система перехвата целей на среднем участке должна включать около 10 тысяч аппаратов-перехватчиков массой порядка 5 кг с инфракрасными средствами самонаведения, поражающих цель прямым попаданием Разгон каждого перехватчика осуществляется ракетой массой 200-500 кг. Самолетная оптическая система состояла примерно из 20 беспилотных или пилотируемых летающих платформ с длинноволновыми инфракрасными и лазерными датчиками. Система перехвата целей на конечном участке траектории образовывалась в составе ракет с устройством поражения в результате прямого попадания.

    В докладе Флетчера утверждалось, что использование современного уровня развития техники недостаточно. Однако к началу девяностых годов можно было бы продемонстрировать реальные технические средства, которые составляют основу эшелонированной системы противоракетной обороны.

    Наряду с этим американские специалисты отмечали:

"В настоящее время стойкость конструкции советских ракет-носителей такова, что большинство проектируемых лазеров способно вывести их из строя. Однако целенаправленные модификации этих ракет могут резко повысить сопротивляемость воздействию лазерного оружия. Усовершенствованные ракеты-носители с более высокими скоростями полета, вращением относительно продольной оси и абляционным теплозащитным покрытием потребуют от Соединенных Штатов разработки более мощных лазеров".

    Многоразовый транспортный космический корабль "Спейс Шаттл" на первом этапе планировалось использовать для проведения демонстрационных орбитальных испытаний образцов оружия космического базирования. Проведение демонстрационных испытаний (причем звучали призывы Министерства обороны к проведению ранней демонстрации) было заложено в планах К.Уайнбергера, который, предлагая президенту США Р.Рейгану развернуть в период 1985-1989 гг. работы по оборонным средствам с общими затратами около 30 млрд. долл., предусмотрел соответствующее финансирование. Советники президента делали особый упор на раннюю демонстрацию, которая, по их представлению, должна была показать уверенность Соединенных Штатов в своих технических возможностях и готовности к "звездной войне" сверхдержав. С легкой руки оппонентов этой системы "стратегическая оборонная инициатива президента" во всех переводах была названа стратегией "звездных войн".

    В основном демонстрационные испытания сводились к испытаниям длинноволновой инфракрасной аппаратуры, телескопов, инфракрасных датчиков, размещенных на борту орбитального корабля, в сочетании с телевизионной камерой с различной апертурой, лазера низкой энергии для освещения цели. На конечном этапе предполагалось проведение демонстрационного перехвата цели механическим поражающим устройством, запускаемым с борта орбитального корабля. На президента оказывалось давление с целью заставить принять решение о демонстрации всех возможных технических средств, включая космическое лазерное оружие.

    Программа космического челнока становилась частью программы "звездных войн". Удовлетворяя практически всем требованиям этой стратегической системы по построению боевой структуры в космосе, ее обслуживания, поддержания надлежащей готовности, "Спейс Шаттл" в этом интенсивном грузообороте Земля-космос-Земля был эффективной транспортной системой. Планировавшаяся программа пусков от десяти-пятнадцати и более челноков в год выводила их в очень целесообразное и экономичное транспортное средство. Были предложения о запуске нескольких десятков челноков в год. Челнок был незаменимой частью "звездного вооружения". Одного качества не хватало "Спейс Шаттлу" - возможности выноса грузов в 100 и более тонн. Необходимость выноса большой массы на орбиту одним пуском настойчиво звучала в разработке "звездной программы".

Снова о СОИ. Новое звучание приобрела программа "стратегической оборонной инициативы" (СОИ) в связи с выдвинутым в начале 1987 г. предложением администрации президента США о развертывании в середине 1990-х годов противоракетной обороны на базе существующих видов оружия и техники. В этом упрощенном варианте, не требующем никаких фундаментальных открытий в области физики, используются противоракеты космического базирования для поражения боевых баллистических ракет противника на активном участке их полета и противоракеты наземного базирования для поражения боеголовок на подлете к целям. Эта система известна как система перехватчиков "ВР" - "Brilliant Pebbles" ("Би Пи"). Перехватчики "ВР" - это полностью автономные мини-спутники, около метра в диаметре, способные самостоятельно обнаруживать ракеты и разрушать их прямым попаданием.

    Концепция системы "Би Пи", разработанная Ливерморской национальной лабораторией как альтернативный вариант концепции космического вооружения на новых физических принципах, была принята за основу для дальнейшей разработки архитектуры космического компонента противоракетной обороны. Разрабатываемая с 1985 года, эта система предусматривала развертывание в составе противоракетной обороны первого этапа нескольких сотен космических аппаратов-платформ с десятком ракет-перехватчиков на борту, целеуказание которым должна обеспечивать общая система обнаружения цели и наведения.

    Навигационная функция выполняется самостоятельно. К основным преимуществам новой структуры противоракетной обороны относятся: живучесть при оптимальном показателе "эффективность-стоимость", более низкая стоимость по сравнению с системой поражения ракет средствами на новых принципах, компактность платформ и ракет-перехватчиков и возможность использования платформ для запуска на орбиту гибкой системой относительно малых ракет, включая ракеты воздушного и морского базирования.

    Первоначально концепция системы "ВР" предусматривала запуск на орбиты высотой 450 км около 4600 ракет-перехватчиков, имеющих радиус действия до 250 км. По оценке американских специалистов, в зону действия ракет-перехватчиков "ВР" попадают боевые ракеты, имеющие дальность полета не менее 2000 км. Для вывода в космос такого количества противоракет необходимо было осуществить сотни полетов "Спейс Шаттла" или разработать более тяжелый носитель.

    Если же у противной стороны будут созданы боевые баллистические ракеты с длительностью активного участка порядка двух минут, то упрощенная система окажется малоэффективной. Однако считалось, что даже эта система сильно затруднит действия баллистических ракет. Считалось, что Советский Союз будет вынужден пойти на большие затраты для того, чтобы создать средства преодоления противоракетной обороны. Наибольшую опасность для Соединенных Штатов представляли советские ракеты Р-36 УТТХ (PC-20, SS-18), имеющие высокие характеристики и обладающие возможностью оснащения их боевыми частями с большим количеством ложных целей наряду с тенденцией сокращения длительности активного участка. Так реально оценивают ситуацию американские специалисты. Сокращение же длительности активного участка боевых ракет до 80 с делают бесполезными средства поражения противоракетной обороны такого вида.

    В начале 1991 г. Президент США Дж. Буш сообщил в своем обращении к Конгрессу, что он хочет акцентировать работы по программе оборонной инициативы на создании обороны от ограниченных ракетно-ядерных ударов баллистическими ракетами, в отличие от ранее предусматривавшегося массированного ракетно-ядерного удара. Согласно уточненной концепции, "стратегическая оборонная инициатива" должна была иметь подсистему космического базирования для защиты от случайных пусков баллистических ракет дальнего действия и подсистему наземного базирования для защиты от угрозы ракетного удара по определенным целям. Космическое базирование применяется для перехвата ракет на внеатмосферном участке траектории, наземное - на конечном.

    Вариант системы ограниченной противоракетной обороны "Бриллиант пебблз", предложенный фирмой "Рокуэлл", включает 1000 ракет-перехватчиков, размещенных на 10 круговых орбитах высотой 450 км и наклонением 700. По данному варианту предусматривается, что каждая ракета-перехватчик будет иметь не менее шести линий связи с наземными центрами управления, соседними ракетами и другими космическими аппаратами этой системы.

    В связи с пересмотром общей концепции построения системы противоракетной обороны, Ливерморская национальная лаборатория предлагала еще в 1990 г. систему "Бриллиант айз". Эта система предусматривала размещение на орбитах высотой 750-900 км легких, малогабаритных космических аппаратов, оснащенных всеми датчиками, лазерными локаторами, которые выполняют те же задачи, что и в предыдущей схеме. Система состояла из 18 космических аппаратов, расположенных на разных орбитах высотой 1000-10000 км для слежения и распознавания боевых ракет на среднем участке траектории полета.

    Точка зрения по поводу экономической эффективности противоракет у оппонентов стратегической оборонной инициативы другая. Противоракеты для системы противоракетной обороны с двумя эшелонами защиты должны быть намного сложнее, чем противоракеты "Пэтриот". В то же время каждая ракета "Пэтриот" стоит 1 млн. долл., тогда как перехватываемая ею боевая ракета "Скад" стоит только 0,4 млн. долл.

    В январе 1991 г. противоракета наземного базирования ERJS (ИРИС) фирмы "Локхид", запущенная с атолла Кваджелейн в Тихом океане, перехватила на высоте 257 км учебный боевой блок межконтинентальной ракеты "Минитмен-1", которая была запущена с базы ВВС Ванденберг. Пуск противоракеты был произведен, по данным радиолокационной станции целеуказания, через 21,5 мин. после старта "Минитмена". Через 7,5 мин. после пуска противоракеты аппарат-перехватчик обнаружил боевой блок среди облака ложных целей, развернул механизм поражения и разрушил летящий со скоростью 6 километров в секунду боевой блок прямым попаданием. Этим демонстрировался фрагмент "звездной войны".

    По мнению членов Конгресса, принимавших бюджет, после развала СССР потерян смысл существования "стратегической обороны". Еще в период президентства М.С.Горбачева в СССР американские представители на переговорах по разоружению неоднократно обсуждали со своими партнерами возможность обмена информацией, а министр обороны США Д.Чейни в январе 1992 г допустил возможность сотрудничества в этой области с государствами СНГ, имея в виду возможность пуска боевых ракет с территории третьих стран. В феврале 1992 г. вице-президент США Д.Куэйл, выступая в Мюнхене, сообщил о намерении США взять Европу под свой будущий космический щит, руководствуясь соображениями грозящей опасности Европе, которая, по его оценке, в большей опасности, чем Америка. Помощник министра обороны в мае этого же года заявил в Сенате, что система глобальной обороны позволила бы республикам СНГ "защитить их население от угроз, возникающих на границах этих государств". Официальный представитель Пентагона Б.Холл в конце мая, отвечая на вопрос о возможности участия России в программе СОИ заявил, что этот вопрос, вероятно, будет вновь затронут на переговорах с президентом России. Участие России имело бы для американцев определенное преимущество, поскольку оно неизбежно повлекло бы за собой пересмотр подписанного в 1972 г. Договора о системах противоракетной обороны, запрещающего распространение ядерного оружия в космосе, а следовательно, и развертывание противоракетной обороны с элементами космического базирования.

    Стоимость системы "стратегической обороны" оценивалась в сумму от 100 до 800 млрд. долл. Эта система преподносилась в качестве военной, необходимость разработки которой диктуется соображениями национальной обороны, однако она имеет и стратегическое значение в контексте государственной политики в области промышленной технологии. Последнее обстоятельство обращает на себя внимание в связи с тем, что программа исследований "оборонной инициативы" проводится как раз в тот период, когда во всех промышленно развитых странах, и в США в том числе, всячески подчеркивается стратегическое значение науки и техники и для национальной обороны, и для экономического развития.

    Оппоненты СОИ иногда называют "программу века" авантюрой. Действительно, на первый, особенно непросвещенный взгляд, эта программа с ее глобальной масштабностью ближе к фантастике. Однако для ракетчиков возможность "звездных войн" - это реальность. Напомним, что в период рождения ракет Н-1, УР-500, УР-700, Р-56 перспектива использования космического пространства в военных целях обсуждалась как реальная опасность в недалеком будущем. В шестидесятые годы идеи ракетопланов, перехватчиков, разведчиков в космосе и из космоса подходили к рубежам реальной разработки.

    На самом деле, если обобщить краткий обзор средств ведения "звездных войн", можно проблемы создания "стратегической обороны" упрощенно разделить на две группы.

    Первая группа проблем - создание системы наблюдения, обнаружения, раннего предупреждения, слежения, передачи информации, связи и управления в космосе, из космоса и с Земли. Но эти проблемы (можно легко понять) - проблемы не только "звездных войн", они родились и будут существовать, пока есть межконтинентальные и средней дальности ракеты баллистические, крылатые, наземного, морского и воздушного базирования. Значит, проблемы этой группы систем, имеющих многоцелевое значение, в том числе общепромышленное - не военное, будут решаться независимо от того, будет глобальная система противоракетной обороны или нет.

    Вторая группа проблем - это создание средств поражения в космосе и из космоса. В начале разработок поставленная цель использовать новые физические принципы в создании космического оружия была убедительной, эффективной, относительно стойкой к противодействующим мерам, принимаемым разработчиками боевых ракет, но фантастически дорогой. Поздняя идея поражения цели за счет использования кинетической энергии аппарата-перехватчика с ракетами или гиперскоростными пушками приблизила к реальности воплощение этого варианта средств ведения "звездной войны", но он также требует значительных средств, хотя и меньше, чем для первых разработок. Работы продолжаются, тем более, что они по замыслу военных идеологов могут быть направлены против любой третьей стороны. Система поражения этого вида универсальна, она может быть использована не только для уничтожения космических целей.

Средства развертывания, поддержания приземных поражающих космических систем существуют уже давно - это "Спейс Шаттл". Программа СОИ сокращается, но это не значит, что ее не будет. Это не значит, что даже при разоружении одной из противоборствующих сторон отпадут функции превосходства над другими странами. "Звездные войны" - стратегия превосходства и средства будут модернизироваться.

Наш ответ на вызов

    Наш ответ "Челенджеру" сформировался, только когда в США был произведен его запуск. Известно, что обоснование создания каждого ракетного комплекса Н-1, УР-500 и Р56 в 1961-1966 гг. в основе своей содержит главное: возможность построения орбитальных систем для ведения в космосе и из космоса активных боевых действий, кроме использования этих ракет как баллистических для переноса на межконтинентальную дальность ядерных зарядов большой мощности. Наметки использования такого рода космических систем были эскизными, априорными, однако по сути это было началом привлечения в военные стратегические действия ближнего космоса. В то время было уже ясно, что "военное вторжение" в космос неизбежно. Ясно было, что нужны средства не только для построения орбитальных систем, но их обслуживания, профилактики, восстановления. Нужен был летательный аппарат, который позволил бы осуществлять операции обеспечения функционирования глобальных систем. Ясно было также, что существование и эффективность орбитальной системы связана с вынужденным применением ядерной техники. Во-первых, как бортового энергоносителя с целью обеспечения во всех условиях долгосрочного пребывания в дежурном режиме орбитальных космических аппаратов системы. Во-вторых, как средство поражения прямого действия или как приводного источника энергии для оружия, создаваемого на новых физических принципах.

    В начале 1960-х годов Соединенные Штаты рассматривали возможность создания противоракетной системы космического базирования.

    В Советском Союзе шли работы по созданию средств борьбы с американскими военными спутниками. 1 ноября 1963 г. на орбиту вышел "Полет-1", 12 апреля следующего года - "Полет-2" - прототипы спутников-перехватчиков. 1 ноября 1968 г. космический аппарат "Космос-252" сблизился с мишенью "Космос-288" и уничтожил ее. 18 июня 1982 г. в рамках учений советских ядерных сил запустили две ракеты 99-11, мобильную ракету средней дальности 99-20 и с подводной лодки класса "Дельта" стартовала морская ракета. Были пущены две противоракеты и "Космос-1378" поразил космический аппарат, имитирующий навигационный спутник США "Транзит".

    По оценке советских специалистов требованиям построения, обеспечения функционирования боевой орбитальной системы полностью отвечал американский "Челнок". "Спейс Шаттл" дал возможность Соединенным Штатам создать космический мост "Земля-Космос-Земля". Более того, "Челноку" были приданы качества, позволяющие ему осуществлять не только операции по выводу космических аппаратов в заданную точку, но и безопасного возвращения груза с орбиты на Землю. Оценка реальных операций, производимых в космосе с помощью "Спейс Шаттла", дает возможность утверждать, что для обычных аппаратов более экономичен ремонт на орбите, чем его возврат на Землю.

    Было понятно, что построение орбитальной группировки не может быть осуществлено в одночасье. Глобальная сеть с многочисленными аппаратами на околоземной орбите строится или целым флотом ракет средней грузоподъемности или мощными ракетами с последующим разведением аппаратов по расчетным точкам космической паутины. Но даже с применением сверхмощных ракет в реальном исполнении обойтись в построении двумя-тремя ракетами невозможно по известным законам механики. Поэтому построение многоаппаратной системы как длительной операции на орбите имеет свой рубеж, когда дальнейшее наращивание количества аппаратов приведет при наличии средств обнаружения ядерной техники на орбите к конфликтной ситуации "дуэлянтов". Эта ситуация опасна, если другая сторона обладает такого же рода техникой. Риторическое прикрытие политиков в этом случае не эффективно. Гипнотическое действие на сильного противника бесполезно. Этого тупика можно избежать, если разделить систему на некоторые части, которые дадут возможность преодолеть предполагаемые трудности, строя систему поэтапно. Например, открыто можно строить систему связи. Поскольку она двойного применения, то она может стать и системой боевого управления. Система мониторинга Земли несложно переквалифицируется в систему наблюдения и целеуказания. В этой схеме последним этапом остается только размещение ударных средств. Они могут быть названы политиками "оборонительными" для успокоения мировой общественности. Но возможен вывод одноразовыми носителями на орбиту, или по крайней мере в составе двух-трех объектов. Это средство должно обладать исключительным качеством выведения из строя в чрезвычайной ситуации мозгового центра обороны противника. Поражение центров управления оборонительными системами противника проблематично, так как центры могут быть дублированы, защищены. Нужно парализовать связь центра с боевыми средствами ответного удара. Если это удается, то на некоторое время противная сторона в "наркотическом" состоянии не сможет произвести ответный удар. Это главное в стратегии нападения. Что это за средство? - Опять же ядерная техника.

    К первичным факторам ядерного взрыва относится взрывная волна сейсмического характера или прямого разрушающего действия. Механическое воздействие парируемо простой фортификационной защитой боевых ракет, плюс стойкостью самой ракеты в полете, плюс ее ухищрениями, связанными со скоростью прохождения активного участка, то есть с уменьшением времени управляемого полета как наиболее уязвимого участка траектории.

    Вся логика создания боевых ракет, как мы отмечали ранее, была построена на защищенности и неуязвимости в полете в условиях ядерного воздействия. Требовалось задействовать и факторы иного рода. Например, воздействие электромагнитным импульсом - ЭМИ. Наиболее подвержена воздействию такого рода электро-радио-телесвязь. Воздействие должно быть внезапным, пока не закрыты капилляры этой "нервной" системы. Безусловно, есть средства защиты и здесь, но с точки зрения эффективного средства подавления противника внезапность - козырная карта нападения. Для осуществления такого акта нужны соответствующие средства.

    Исследования, проведенные в институте прикладной механики АН СССР (теперь институт имени М.В.Келдыша) показали, что "Спейс Шаттл" дает возможность, осуществляя маневр возврата с полу - или одновитковой орбиты по традиционной к тому времени трассе, проходящей с юга над Москвой и Ленинградом, сделав некоторое снижение - "нырок", в их районе сбросить ядерный заряд и в совокупности с действиями других привлеченных средств парализовать систему боевого управления Советского Союза. Исследования были проведены известными учеными Ю.Г.Сихарулидзе, Д.Е.Охоцимским. М.В.Келдыш на основе результатов анализа направил доклад в ЦК КПСС. Состоялся разбор, в результате которого с активной поддержкой Д.Ф.Устинова Л.И.Брежнев принял решение о разработке комплекса альтернативных мер с целью обеспечения гарантированной безопасности страны. Советский Союз на то время не располагал организациями специального назначения типа американского НАСА. Головная роль в разработке альтернативных средств была отведена Министерству общего машиностроения, которому к тому времени исполнилось десять лет. Головным КБ стало НПО "Энергия", до 1974 г. - ЦКБЭМ (ОКБ С.П.Королева).

    Минобщемаш и НПО "Энергия" приняли вызов Америки...

    В мае 1974 г., приехав по нашим текущим делам в ЦК, я случайно встретился с Валентином Петровичем Глушко у лифта в старом здании на Старой площади. Он был у Генсека. "Поздравьте: меня назначили генеральным конструктором и генеральным директором ЦКБЭМ, теперь оно будет называться "Научно-производственное объединение "Энергия"" Мишина сняли. Мы будем делать новые ракеты. Я всегда говорил, что Н-1 - пустая затея," - почти скороговоркой, с блеском в глазах, проговорил Глушко.

    Неопределенность перспектив королевского КБ существовала почти два года после закрытия разработки Н-1. В сентябре 1972 г. "инициативная" группа ведущих работников ОКБ написала письмо в ЦК с предложением об "укреплении" руководства разработками королевского конструкторского бюро. "Укрепление руководства" по старым переводным правилам означало снятие нынешнего руководителя В.П.Мишина. В ЦК и Министерстве он характеризовался негативно. Все, даже мы в Днепропетровске, понимали, что назревают организационные пертурбации в этом КБ. Назначение В.П.Глушко на королевское место, по нашей оценке, имело вполне определенную логику - должен восстановиться авторитет организации, особенно в связи с драмой вокруг Н-1, нужен был известный конструктор, который поставил бы последнюю точку в судьбе Н-1 и открыл должную перспективу передовому коллективу. Некоторые наши мудрецы считали, что это - переходная ситуация: Глушко будет в этой организации, пока не стабилизируется обстановка, а выработка перспективы и дальнейшая судьба будут зависеть от других сил.

    Было известно также, что Валентин Петрович, после четвертой аварии Н-1 обратился к Л.И.Брежневу с письмом с уничтожающей критикой программы Н-1. Выход из положения - создание носителя на совершенно новой основе. "Глушко протаскивал свой сверхмощный двигатель", - так считали в наших кругах, не вдаваясь в суть исторического спора. У нас были свои проблемы.

    Так или иначе, я поздравил его, не придавая этому событию особенного значения - мало ли что бывает в жизни. Глушко к этому, времени, совсем недавно, исполнилось 66 лет. Правда, однажды у Н.А.Пилюгина мы составляли очередное письмо Генсеку о наших предложениях по работам Днепропетровского КБ по поручению В.Ф.Уткина, который был в то время на полигоне. Отрабатывали текст трое: Н.А.Пилюгин, В.П.Глушко и я как представитель нашего главного конструктора. В конечном счете текст был отредактирован и этот документ сыграл позднее свою роль. Мне запомнилось два момента этой встречи.

    В небольшом перерыве между формулированием и печатанием текста Валентин Петрович решил "размяться". Сделав несколько гимнастических упражнений, составил два стула и, опершись на их спинки, сделал "уголок". Ему было тогда 65 лет. Я был поражен его физической собранностью. То, что он следил за собой, было заметно всем. Одевался с иголочки и без отставания от моды в отличие от других главных, чист, опрятен, следил за своей речью, но если ругался, то с язвительной остротой.

    Второй момент - это урок рационального питания. Николай Алексеевич Пилюгин заказал себе на обед три отварных картошки и три стакана: один с чаем, второй с молоком и пустой - третий. В пустой стакан он перелил половину чая и туда же доливал молоко. Съев картошку, медленно пил чай, а окончив, повторял эту операцию со следующей картошкой. Ограничения, которые Николай Алексеевич установил себе, сформировались, когда ему было около 55 лет. Он не был затворником и жил полной жизнью как все главные конструкторы. Однажды Пилюгин, приехав на наш юбилей - двадцатипятилетие КБ "Южное", на банкет пришел с портфелем, в котором стояли две бутылки молока. Попросил два стакана и, заполняя их безалкогольной жидкостью, чокался и пил в ритме звучавших тостов. "Президиум" сразу же это заметил, и начали раздаваться, как это всегда у нас бывает, недвусмысленные реплики. Пилюгин молча взял пустой стакан, подошел к столу "президиума", налил доверху коньяку и, стоя перед всеми, молча выпил... Больше к нему никогда не приставали. Он делал то, что сам себе установил.

    Его одногодок, Валентин Петрович, взял кусок черного хлеба, намазал маслом, а на него положил два кусочка сала и ел. На мой вопрошающий взгляд ответил: "Сало жиру в организме не дает и малокалорийно, масло восполняет этот недостаток." Борщ и мясо наравне со всеми за столом съел с приговоркой: "Борис Иванович, мясо есть не будете - семя не будет."

    Уникальные "старики". Молодые старики. Ну что же, назначили, так назначили - тогда это нас особо не затрагивало.

    Позднее, когда у В.П.Глушко начались конкретные контакты с ведущей верхушкой королевского КБ (взаимоотношения, кстати, складывались неоднозначные), Николай Алексеевич как-то у себя в кабинете выразил свое отношение к назначению Глушко, сказав: "Знаешь, Валентин-то в ракетчики подался... Зачем ему это?.." Тогда уже начинались завязки по ракетным проектам В.П.Глушко.

    С 1947 г. Н.А.Пилюгин начал работу в институте НИИ-85 с небольшим, всего в 30 человек, коллективом над автономной системой управления первой советской ракеты дальнего действия. Уже через год она прошла испытания. Затем последовали разработки систем управления ракеты Р-2, Р-5, Р-7.

    Первая вычислительная машина, может быть и примитивная по современным понятиям, была установлена им на автоматической станции "Луна-9", совершившей первую мягкую посадку на Луне. Под его руководством разрабатывались системы управления космических кораблей и межпланетных станций, ракеты "Зенит" и боевых современных ракет, до настоящего времени находящихся на вооружении.

    Николай Алексеевич - контактный человек, по крайней мере, по отношению к своим смежникам. Любил свою технику, и часто пребывание у него в организации начиналось с того, что он вел в лаборатории и показывал свои новые разработки. Твердый в своем мнении, он слушал и учитывал мнение специалистов. Институт позднее стал называться НПО АП. Долгое время так называемый "почтовый ящик" организации числился под индексом 1001. Сам он часто смеялся, именуя свою организацию "институтом тысячи и одной ночи". Замечательный человек, но со своеобразным характером. У него впоследствии сложились не очень хорошие отношения с Кузнецовым, Челомеем, Рязанским, Соколовым. Некоторые ведущие работники уходили из организации даже с размолвкой. Круто обошелся со своим первым заместителем. Правда, такого рода проявления в характере были у многих главных и генеральных конструкторов. А работать с ним было интересно.

    Лично я благодарен Николаю Алексеевичу за поддержку моей диссертации. На защите Пилюгин выступил как соратник Янгеля, как соавтор разработки ракет "днепровского" направления. Я понимал, что академик прибыл на защиту далеко не из-за меня, а как апологет "минометного" старта, который был темой моей диссертационной работы.

    В.П.Глушко пришел в ОКБ не с пустыми руками, как он это рассказывал сам. Он и группа проектантов Химкинского двигательного КБ создали ряд ракетных схем, которые назывались РЛА - "ракетные летательные аппараты". Эта аббревиатура РЛА родилась еще в 1930-е годы в Газодинамической лаборатории, когда под руководством В.П.Глушко там разрабатывались жидкостные ракетные двигатели серии ОРМ - "опытный ракетный мотор". Последний проект ракеты тридцатых годов имел индекс РЛА-100. Проект был разработан в 1930-1932 гг. Ракета предназначалась для вертикальных полетов с расчетной высотой до 100 км, стартовая масса ракеты 400 кг, тяга двигателей до 3 т, время их работы 20 с. Теперь, через сорок лет, предполагалось создать ракеты массой более двух тысяч тонн, которые строились по отличному от Н-1 принципу блочной структуры с минимально возможным количеством маршевых двигателей большой тяги. Цель создания - реализация многих космических программ, в том числе и полетов к планетам.

    К этому времени в королевском КБ стабилизировалась программа пилотируемых полетов в околоземный космос на базе достижений королевской и челомеевской организаций, которые до сих пор являются рабочими лошадками. Я имею в виду "Союз" и "Протон" - других ракет не было.

    Глушко предложил программу создания ракет-носителей большой массы для выведения на орбиту Земли орбитальных станций, организации межпланетных экспедиций и создания лунных баз. Причем суперракета Глушко с индексом РЛА состояла из блоков шестиметрового диаметра, компоненты - кислород и керосин. Было поручено проектному составу королевской организации разработать в течение одного года на базе материалов Глушко единую перспективную программу создания космических систем и средств выведения.

    С приходом в ОКБ-1 (ЦКБЭМ) В.П.Глушко под дирижерским руководством Д.Ф.Устинова образовалось входившее в то время в моду объединение организаций -Научно-производственное объединение (НПО) "Энергия".

    К 1974 г. ЦКБЭМ включало в себя ряд проектных, конструкторских комплексов, подразделений, курирующих и разрабатывающих системы управления, исполнительные органы системы управления ракет и космических аппаратов, телеметрические системы, двигательные установки:, наземные комплексы, комплексы новых материалов и технологий. В структуру входил также Завод экспериментального машиностроения, директор - В.М.Ключарев.

    В НПО "Энергия", кроме конструкторских подразделений и завода в Подлипках, вошли КБ энергетического машиностроения - глушковское КБ в Химках (главным конструктором этого КБ стал В.П.Радовский), КБ "Салют", образованное в июне 1981 года отделением от челомеевского ОКБ, В.Н.Челомей остался в Реутово. Генеральным конструктором "Салюта" стал Д.А.Полухин. Филиал ОКБ-1 в Куйбышеве образовался как самостоятельная организация по разработке космических аппаратов зондирования Земли и из себя выделил конструкторское бюро под руководством Б.Г.Пензина: Д.И.Козлов после драматической истории с Н-1 отказался участвовать в разработке глушковской программы, оставив за собой ведение серийного изготовления Р-7. Таким образом сформировался достаточно мощный конструкторский куст.

    Было образовано несколько направлений конструкторских разработок во главе с главными конструкторами: по многоцелевым тяжелым носителям, многоразовым транспортным космическим системам, орбитальным станциям, лунному комплексу и проекту "Союз" - "Аполлон". К тому времени такая организация работ для крупных многоплановых предприятий была рекомендуемой. Матричная структура в общем была не новой.

    В период работ по программе межконтинентальной ракеты "Атлас" фирмой "Конвэр" было организовано управление разработкой на основе линейной системы, ориентированной на руководство работами по отдельному проекту. Эта форма организации была эффективна до тех пор, пока вся работа была сосредоточена на разработке в рамках одной системы. С появлением дополнительных вариантов ракет, а также использования этой ракеты в качестве носителя космических объектов возникли проблемы приоритета систем, которые концентрировались в функциональных звеньях управления. Руководство применило так называемую "матричную" систему управления разработками, которая дает возможность постоянно контролировать выполнение отдельных программ. По каждой программе назначается директор. Действуя через линейные и вспомогательные звенья, директор управляет ходом работ по своей программе.

    Оказалось рациональным организовывать управление на базе проектов. Участвующие в разработках в рамках проекта образуют линейную организацию, позволяющую решать специфические для данного проекта задачи. Это - проектирование, производство, стендовые и летные испытания, обеспечение надежности, разработки графиков работы, смет, руководство смежниками. Подразделения теоретических и прикладных исследований, органы управления финансами, договорами организуют свою работу на принципах функциональных органов. Личную ответственность нетрудно определить в системе, имеющей дело с одним проектом. Когда же появляются разные проекты, функции одного руководителя становятся расплывчатыми.

    Организация работ на основе проектов оказалась эффективной, т.к. каждый руководитель проекта действительно самостоятелен в выборе и определении требований к проектированию, производству и развертыванию системы. Зависимость от центрального управления в рамках компании остается лишь в таких областях, как финансы, учет и трудовые отношения.

    Когда в организационной структуре первостепенная ответственность и соответствующие полномочия возлагаются на руководителей программ, то основными задачами руководства организацией в целом становятся планирование, ресурсы и координация.

    НАСА пошло по пути создания систем управления на основе целевых программ работ. Одновременно был создан ряд лабораторий и органов, необходимых для обслуживания всех программ и в различных областях науки и техники.

    Рациональная структура любой разработки должна охватывать все этапы и стадии создания новой техники: предварительные исследования, проектирование, конструирование, экспериментальная проверка решений, изготовление опытных образцов, испытания и сдача в эксплуатацию, запуск в производство, авторский надзор. Технический руководитель разработки, проекта, программы должен иметь необходимые права и нести ответственность на всех этапах создания техники.

    Техническим руководителем в оборонных отраслях промышленности Советского Союза являлся главный или генеральный конструктор разработки, назначавшийся по согласованию с ЦК приказом министра (для главного) или решением Совмина СССР (для генерального). Права, обязанности и ответственность генерального конструктора определялись постановлением Совмина.

    Исторически в Минобщемаше до 1968 г. существовал институт только главных конструкторов. Исключение - В.Н.Челомей. Напротив, в Минавиапроме по традиции военных лет руководителям КБ, как правило, присваивалось звание генерального конструктора.

    В нормальных условиях организация разработки велась специализированным КБ -головным по теме.

    В 1970-е годы стал приживаться метод поднятия ранга обычных ведущих конструкторов приданием им наименования главных по теме, например, главный по разгонному блоку, главный по ракете. Такие "главные" работали в матричной структуре и имели в подчинении минимальный аппарат, осуществляя функции координатора работ.

    В 1975 г. КБ НПО "Энергия" был завершен выпуск технических предложений в рамках "Комплексной ракетно-космической программы". Программа предусматривала создание унифицированного ряда ракетных летательных аппаратов для высадки пилотируемой экспедиции на Луну и создание лунной базы. Технические предложения включали в себя также основные конструктивные решения многоразовых систем. В технических предложениях основное внимание было уделено использованию созданного ранее задела ракеты Н-1 и - главное - стартовых полигонных сооружений.

    По результатам рассмотрения технического предложения на совместном научно-техническом совете Минобщемаша и Минобороны А.Г.Карась настоял при защите проекта НПО на создании многоразовой космической системы. Аналогичные заключения дали головные институты, предлагавшие создать комплекс, аналогичный системе "Спейс Шаттл". Решением Совета предписывалось, чтобы "исключить возможную техническую и военную внезапность, связанную с появлением у потенциального противника многоразовой транспортной космической системы "Спейс Шаттл" - принципиально нового технического средства доставки на околоземные орбиты и возвращения на Землю значительных масс полезных грузов", в проекте НПО "Энергия" поменять приоритетность разработок в интересах Минобороны, выдвинув на первый план необходимость создания многоразовой космической системы типа "Спейс Шаттл". В конце 1975 г. второй виток итерации проекта привел к изменению головного тома проекта. Появился том 1Б, "Многоразовая космическая система "Буран".

    Организация разработки ракет представляла определенную трудность. И.Н.Садовскому было поручено возглавить это направление разработки, с объединением разрозненных подразделений. В конечном счете под руководством И.Н.Садовского был сформирован облик будущей ракетно-космической транспортной системы, которая, по замыслу, должна была стать универсальной.

    Ракета представлялась как самостоятельная структура, а полезный груз - орбитальный корабль или любой другой космический аппарат, или платформа. В отличие от американской системы, ракета позволяла осуществлять запуск космических аппаратов различных классов. "Спейс Шаттл" был лишь космическим самолетом с твердотопливными ускорителями и подвесным топливным отсеком В этой схеме при равной стартовой массе самолет выводил на орбиту груз в три раза меньший, чем классическая ракета.

    К универсальности комплекса подтолкнул немаловажный эпизод разработки. Первоначально предлагалось размещение двигательной установки второй ступени на орбитальном корабле, как у "Спейс Шаттла". Однако из-за отсутствия в то время в стране самолета для транспортировки с завода-изготовителя до Байконура, а главное, для отработки в летных условиях орбитального корабля значительной массы, орбитальный корабль был облегчен за счет переноса двигателей на центральный бак. Под летными испытаниями орбитального корабля понимались горизонтальные летные испытания (ГЛИ), при которых по типу американских полетов "Спейс Шаттла" на "Боинге -747" планировалось производить сброс корабля с высоты полета авианосителя для отработки свободного снижения и маневрирования корабля при посадке на Землю.

    С переносом двигателей на центральный бак ракеты увеличилось их количество с трех до четырех. Четвертый - горячий резерв.

    В основе топлива проектантами сразу были заложены для первой ступени центрального блока кислород и керосин, для второй - кислород и водород. Орбитальный корабль был несколько меньших габаритов и массы. К 1976 г. облик корабля приблизился к "Спейс Шаттлу", увеличилась стартовая масса комплекса, диаметр центрального блока, число боковых блоков с двух увеличилось до четырех. Практически определилась исходная конструкция "Бурана".

    В этот период КБЮ было связано тесным контактом в разработке модульной части блока А с проектантами Глушко.

    Подразделения, сгруппировавшиеся вокруг И.Н.Садовского, вели проектные работы как по ракете, так и по орбитальному кораблю и комплексу в целом. Начиная с 1976 г., в течение пяти лет (до 1981 г.) были проработаны пять вариантов конструкторских схем на базе исходной. Велись работы из разряда "проектного пота". Орбитальный корабль приобретал формы и содержание, близкие к конечным. Ракета меняла свою структуру от двухбакового центрального блока до четырехбакового, а затем вновь двухбакового, менялись размерность и количество маршевых двигателей, оптимизировалось соотношение ступеней и тяга двигателей, облагораживались аэродинамические формы, была введена система парашютного спасения блоков А, были введены в 1976 г. воздушно-реактивные двигатели на орбитальном корабле, что давало возможность осуществлять глубокое маневрирование при посадке. Одновременно разрабатывалась конструкторская документация, велась подготовка производства, разрабатывался проект по приспособлению стартов Н-1 и нового старта как стенда-старта, разрабатывалась идеология использования рождающегося комплекса. Определялись, что разработчиком планера орбитального корабля станет Минавиапром. В общем, велась огромная работа в стадии становления комплекса.

    Внутри коллектива НПО "Энергия" эта работа велась не единодушно. В начальной стадии группа "авторитетов" просто критиковала это направление, не предлагая более рационального пути. Полемика с В.П.Глушко велась даже в оскорбительной для него форме. Один из лидеров этих "авторитетов" на одном из очередных "советов" в упор выпалил Глушко: "Разве Вы в состоянии сформировать эффективную космическую программу и открыть безошибочный путь в космонавтике?.." Суть этой тирады изложена однажды мне самим Глушко. Не поколебавшись в выбранном направлении и не реагируя на "зарвавшихся", как называл их Глушко, работа шла в колее коллективной разработки.

    Однако "зарвавшиеся" раскачивали и коллектив. На очередной партийной конференции Глушко как Генеральный директор и конструктор НПО "Энергия" по заведенному в то время порядку должен был быть избран в партийный комитет объединения. При голосовании выявилось, что положение руководителя было шатким - будь проголосовавших против его кандидатуры немного больше, и он оказался бы вне коллектива. Усилия "зарвавшихся авторитетов" были ощутимыми, но, как оказалось по результатам, недостаточными. Через короткое время ситуация изменилась в лучшую сторону. "Авторитеты" почувствовали твердую руку Валентина Петровича.

    Однако вернемся к хронологии.

    Проработки НПО "Энергия" в 1975 г. легли в основу правительственных решений. В феврале 1976 г. принимается постановление "О создании многоразовой космической системы и перспективных космических комплексов". Многоразовая космическая система предусматривалась "в составе разгонной ступени, орбитального самолета, межорбитального буксира - корабля, комплекса управления системой, стартово-посадочного и ремонтно-восстановительного комплекса и других наземных средств, обеспечивающих выведение на северо-восточные орбиты высотой 200 км полезных грузов весом до 30 т и возвращения с орбиты грузов до 20т".

    Постановление о создании многоразовой космической системы и перспективных космических комплексов обязало Минобщемаш обеспечить на основе проектных и экспериментальных работ по основным элементам многоразовой системы разработку в 1979-1980 гг. силами НПО "Энергия" технических предложений по перспективным средствам выведения космических аппаратов, не уступающих аналогичным средствам выведения Соединенных Штатов. Планировалось по результатам рассмотрения технических предложений Минобщемашу совместно с Минобороны и другими заинтересованными министерствами и ведомствами внести в установленном порядке предложения о проведении дальнейших работ. Было определено, что головным министерством по созданию многоразовой космической системы является Минобщемаш. Заказчиком определено Минобороны.

    Сразу после выхода постановления правительства НПО "Энергия", конкретно начальник отдела Е.А.Дубинский и его заместитель Р.К.Иванов совместно с П.В.Щербаковым, представителем от Минобороны А.Г.Карася, приступили к разработке тактико-технических требований к многоразовой системе. В течение почти года утрясались основные характеристики и требуемые качества комплекса, которые еле уложились в несколько увесистых книг.

    Многоразовая космическая система "Энергия"-"Буран" создавалась согласно требованию "Заказчиков" с целью:

- комплексного противодействия мероприятиям вероятного противника по расширению использования космического пространства в военных целях;

- решения целевых задач в интересах обороны, народного хозяйства и науки;

- проведения военно-прикладных исследований и экспериментов в обеспечение создания больших космических систем с использованием оружия на известных и новых физических принципах;

- выведения на орбиты, обслуживания на них и возвращения на землю космических аппаратов, космонавтов и грузов.

    В соответствии с требованиями, заложенными в задании, ракета-носитель и орбитальный корабль составляли многоразовый ракетно-космический комплекс. Система должна обеспечивать выведение на опорную орбиту высотой 200 км и наклонением 51╟ полезных грузов массой не менее 30 т и возвращение на Землю внутри грузового отсека порядка 20 т. Масса полезного груза, выводимого на околоземную орбиту с наклонением 97╟, должна быть не менее 16 т. Минимальное время подготовки к повторному пуску должно было составлять не более 20 сут., включая ремонтно-восстановительные работы с применением блоков первой ступени из обменного фонда. Многоразовость ракеты-носителя и орбитального корабля характеризовалась кратностью использования блоков первой ступени не менее 10 раз, орбитального корабля - до 100 раз.

    Конструкция блоков первой ступени и входящих в нее систем должна быть рассчитана на многократное использование без переборки и замены основных узлов и агрегатов. Остаточный ресурс работоспособности приборов, агрегатов и систем на момент последнего пуска должен обеспечивать возможность проведения не менее пяти полетов. Жидкостные двигатели ракетных блоков первой и второй ступеней должны обеспечивать многоразовость применения при оптимальных энерговесовых характеристиках и высокой надежности. Гарантийный запас работоспособности по ресурсам и числу включений сверх эксплуатационного должен быть не менее трех летных ресурсов.

    Тактико-технические требования были утверждены 8 ноября у Д.Ф.Устинова. Все промышленные министерства, заказывающие управления Минобороны, Академия наук СССР подписали этот исходный документ. Был выпущен эскизный проект, который стал базовым для последующих его вариантов. Определились все геометрические и массовые характеристики ракеты и орбитального корабля.

    Об орбитальном корабле. По схеме разделения работ по созданию орбитального корабля, подписанной В.П.Глушко и Г.Е.Лозино-Лозинским и утвержденной Минобщемашем и Минавиапромом в декабре 1977 г., НПО "Молния" - головная организация по созданию планера в целом орбитального корабля с турбореактивной двигательной установкой, системами жизнеобеспечения экипажа и теплового режима, теплозащиты орбитального корабля, системы отображения информации и других систем. В обеспечение этого "Молния" разрабатывает аэродинамическую компоновку и требования по центровке орбитального корабля на всех участках полета, программу полета, логику функционирования бортовых систем орбитального корабля на участках спуска, посадки и при перегонах. Проект утвердил В.П.Глушко 12 декабря 1976 г.

    Постановлением этого же года было также определено, что маршевым двигателем первой ступени будет РД-170 разработки КБ "Энергомаш" НПО "Энергия" - Химки. Модульную часть блока А поручалось разработать КБ "Южное". Было установлено, что летные испытания ракетного комплекса должны начаться в 1983 г.

    Чуть позднее мартовским постановлением правительства 1976 г, КБ "Южное" поручалась разработка ракеты-носителя "Зенит" (11К77) с использованием в качестве маршевого того же двигателя РД-170. Летные испытания предписывалось начать во втором квартале 1979 г. Минавиапром становился головным по созданию планера орбитального корабля, средств воздушной транспортировки крупногабаритных конструкций, а также посадочного комплекса с необходимым оборудованием. Было поручено Минобщемашу и Минавиапрому подготовить в трехмесячный срок совместно с заинтересованными министерствами перечень основных исполнителей работ по созданию многоразовой системы и представить его комиссии Президиума СМ СССР по военно-промышленным вопросам для утверждения. В этом же году, в ноябре, решением Военно-промышленной комиссии Совмина был утвержден перечень основных исполнителей работ по созданию комплекса.

    Пора, чтобы не создавать путаницы, определиться с наименованием главных составных частей многоразовой космической системы. Система во всех правительственных и проектных документах называлась "Буран", что, строго говоря, не соответствовало универсальности комплекса. Это наименование более соответствовало только одному варианту исполнения системы. Известно, что позднее, в 1987 г., Глушко универсальную ракету окрестил "Энергией", а "Буран" остался кличкой орбитального корабля. Надо сказать, обобщенное имя ракеты и корабля "Буран" создали для нас некоторую трудность и неразбериху. В верхних кругах власти велась оценка и критика комплекса как "Бурана", ракета не выделялась как самостоятельная система. В результате некоторые характеристики, особенно по баллистическим возможностям, и стоимостные оценки выглядели для ракеты в невыгодном для нее свете. На этом некоторые "безграмотные" оппозиционеры играли свою темную игру. Но об этом позднее. Пока договоримся, что в дальнейшем изложении материала, не дожидаясь, когда "Энергия" станет "Энергией", разделим наименования: ракета - это "Энергия", орбитальный корабль - "Буран". В индексациях Министерства обороны со времени утверждения тактико-технического задания многоразовый космический комплекс стал 1К11К25, двухступенчатая ракета-носитель - 11К25, орбитальный корабль -11Ф35.

    При создании "Энергии" и "Бурана" были объединены усилия сотен конструкторских бюро, заводов, научно-исследовательских организаций, военных строителей, эксплуатационных частей космических сил. Десятки министерств и ведомств организовали работу предприятий. Академия наук СССР и академии союзных республик работали над решением проблем создания уникального комплекса. Всего в разработке участвовало более 1200 организаций. Над созданием этой системы работали около миллиона человек во всех отраслях промышленности Советского Союза.

    Головные разработчики и изготовители ракеты-носителя "Энергия":

- НПО "Энергия", генеральный конструктор В.П.Глушко, в том числе завод экспериментального машиностроения (ЗЭМ), директор А.А.Борисенко;

- НПО "Южное" - разработчик блока А, баллистических ракет типа "Космос" (63С1, 65СЗ), "Циклон" и "Зенит", баллистических ракет военного заказа, малых научных спутников, генеральный конструктор В.Ф.Уткин;

- Южный машиностроительный завод - изготовитель ракетно-космических систем разработки КБ "Южное"; генеральный директор А.М.Макаров, с 1986 г. -Л.Д.Кучма. Днепропетровск, Украина;

- Куйбышевский машиностроительный завод "Прогресс" - изготовитель блоков Ц и Я и сборщик всего пакета ракеты-носителя "Энергия" на территории космодрома Байконур; директор завода А.А.Чижов;

- Куйбышевское КБ (филиал НПО "Энергия"); главный конструктор Б.Г.Пензин;

- НПО "Молния" - разработчик орбитального корабля-планера; генеральный директор и главный конструктор Г.Е.Лозино-Лозинский;

- НПО "Энергомаш" - разработчик мощных кислородно-керосиновых двигателей РД-170; генеральный конструктор с 1974 г. В.П.Радовский. Изготовитель - завод "Энергомаш"; директор С.П.Богдановский;

- КБ "Химавтоматика" - разработчик двигателей РД-0120; главный конструктор А.Д.Конопатов, В.С.Рачук, директор завода-изготовителя Г.В.Костин. Воронеж, Россия;

- НИИ авиационного приборостроения - разработчик системы управления орбитального корабля "Буран" и ряда баллистических ракет, ракет-носителей типа "Зенит", "Протон", Н-1 и семейства ракет ранних разработок; генеральный конструктор Н.А.Пилюгин, затем В.Л.Лапыгин;

- НПО "Электроприбор" - разработчик систем управления ракеты-носителя "Энергия" и ряда ракет боевого применения; главный конструктор В.Г.Сергеев, А.Г.Андрющенко, в настоящее время - Я.Е.Айзенберг, Харьков, Украина;

- КБ общего машиностроения - разработчик стартовых комплексов, наземных технических средств ракеты-носителя "Энергия" и ряда ракет разработки С.П.Королева., М.К.Янгеля и В.Н.Челомея; генеральный конструктор В.П.Бармин;

- НПО "Искра" - головное по твердотопливным двигателям; руководил разработкой Л.Н.Лавров;

- ГИПХ - ответственный по компонентам и обеспечению пожаро-взрывобезопасности; директор института В.С.Гидаспов, заместитель Е.А.Сиволодский, организатор экспериментальной отработки Г.С.Потехин;

- НПО "Композит" - ведущий институт по современным материалам; директор С.П.Половников, заместитель Ю.Г.Бушуев;

- НИИТМ, позднее НПО "Техномаш" - головной разработчик совершенной технологии, директор А.В.Колупаев;

- Центральный институт машиностроения (ЦНИИМаш) - головной институт отрасли, ответственный в том числе по прочности и динамическим характеристикам, директор Ю.Д.Мозжорин;

- НИИ химического машиностроения (НИИХимМаш) - головной по проведению огневых стендовых испытаний блоков и ракеты на Байконуре, директор Ю.А.Корнеев;

- НПО измерительной техники (НПО ИТ) - телеметрическое обеспечение, директор института О.А.Сулимов;

- НПО "Криогенмаш" - по криогенному оборудованию, директор В.П.Беляков, Н.Е.Курташин;

- 50 ЦНИИ КС - по военно-техническому сопровождению разработки, начальник института генерал И.В.Мещеряков;

- и, конечно, космодром "Байконур", войсковая часть 11284 по подготовке и проведению летных испытаний, начальник полигона генерал Ю.А.Жуков.

    Эскизный проект многоразовой космической системы был рассмотрен Межведомственной экспертной комиссией, в которую входили представители головных институтов промышленности, Минобороны, академий наук Союза и республик. В марте 1977 г. проект и заключение комиссии были рассмотрены на объединенном научно-техническом совете Минобщемаша, Минавиапрома и военно-технического совета Министерства обороны. Проект был одобрен с некоторыми замечаниями. Совет рекомендовал разработать дополнение к эскизному проекту.

    В июле 1977 г. было выпущено дополнение к эскизному проекту. Облик ракеты существенно поменялся. По результатам исследований устойчивости полета ракеты была проведена аэродинамическая перекомпоновка ракеты. В основном это коснулось центрального блока. Диаметр блока 8,2 м был уменьшен до 7,7, длина увеличилась на 7,9 м. Количество баков изменилось до четырех. Образовывалась конструкция с последовательным расположением баков таким образом, что на начальном участке полета ракеты расход компонентов должен производиться из нижних баков, а к концу - из верхних. Это - известный прием в конструировании ракет. Такая схема с расходом из двух полостей баков последовательно была реализована в ОКБ-586, например, в конструкции ракеты Р-14. Но главной причиной деления центрального блока на два полублока было вынужденное уменьшение габаритов для обеспечения транспортировки самолетом. Предполагалось перевозить центральный блок самолетом ЗМ-Т в специальных контейнерах в двух полублоках, естественно, раздельно.

    Блок А после введения в конструкцию парашютных средств посадки приобрел в носовой и хвостовой частях небольшие аэродинамические плоскости для стабилизации блока в полете в верхних слоях атмосферы.

    Дополнение к эскизному проекту, как и предыдущие проекты, прошло экспертизу, было одобрено Советом главных конструкторов и научно-техническим советом Минобщемаша.

    В ноябре этого же года вышло постановление правительства, которым были утверждены основные этапы создания многоразовой системы и принят ряд мероприятий в обеспечение разработки. Этим же постановлением было перенесено начало летных испытаний ракеты-носителя "Зенит" на третий квартал 1980 г., срок начала летных испытаний "Бурана" оставался 1983 г. Перенос сроков был связан с неудовлетворительным состоянием разработки двигателя РД-170.

    В декабре 1977 г. приказом министра Общемаша главным конструктором темы "Буран" назначается первый заместитель генерального конструктора И.Н.Садовский с подчинением ему проектных подразделений ГКБ НПО "Энергия" по многоцелевым тяжелым носителям, которые ранее возглавлял Я.П.Коляко; конструкторских подразделений во главе с В.В.Симакиным; Волжского филиала - главный конструктор Б.Г.Пензин - и подразделения по стартовым позициям и наземному комплексу с заместителем генерального конструктора А.П.Абрамовым.

    Структурой НПО "Энергия", утвержденной министром, в состав объединения вошло КБ "Салют", главный конструктор Д.А.Полухин.

    Глушко и Устинов усиливали состав головной организации.

    В 1978 г. блок Ц был возвращен к двухбаковой конструкции, но диаметр остался 7,7 м, длина уменьшилась и стала даже несколько меньше варианта 1976 г. Ракета приближалась по конструкции к конечному варианту. В ГКБ в марте начался выпуск технического проекта, который был завершен к концу этого же года.

    В марте 1978 г. правительство постановлением подключило дополнительно заводы для изготовления узлов и агрегатов "Бурана". Сколачивалась многочисленная кооперация разработчиков и изготовителей. Однако реально работа велась в основном, вокруг двигателей первой и второй ступеней.

    На полигоне началось строительство универсального комплекса стенд-старт и переоборудование стартового комплекса. По объему работ старт фактически должен был стать новым. Оставались газоходы, башни обслуживания с укорочением и стационарные боковые форменные колонны.

    1979 г. ОКБ выпустило дополнение к техническому проекту, который, правда, кардинальных изменений не вводил, уточнялись некоторые элементы блоков А, переднего отсека блока Ц и вводились твердотопливные двигатели отделения блоков первой ступени. Начался выпуск конструкторской документации. Таким образом, в 1979 г. облик многоразовой системы в целом и ракеты-носителя "Энергия" сформировался близким к окончательному. На полигоне началось строительство посадочного комплекса орбитального корабля. Затраты в этом году достигали ощутимых размеров - около 300 млн. руб. Промышленность и строители разворачивались. В марте 1979 г. Воронежское КБ А.Д.Конопатова провело первое огневое испытание кислородно-водородного двигателя РД-0120 на режиме малой тяги с длительностью работы 4,58 с. До стопроцентного режима оставался путь длиной в пять лет.

    К 1981 г. годовые расходы выросли до 600 млн. руб.

    12 апреля 1981 г., ровно через двадцать лет после полета Ю.А.Гагарина, состоялся первый полет многоразового корабля "Спейс Шаттл", стартовала "Колумбия" с астронавтами Дж.Янгом и Р.Криппеном на борту. В июне этого же года состоялся Совет обороны, рассматривались пути ускорения работ по "Бурану". 9 июля был произведен первый удачный огневой пуск маршевого двигателя первой ступени "Бурана". Наметился путь достижения заявленных характеристик. В НПО "Энергия" была создана служба 16 на базе разделения работ и ответственности: за ракету-носитель и комплекс в целом отвечала служба 16, за орбитальный корабль - служба 17. Был создан Центр координации работ. Возглавил его Артур Николаевич Иванников. Была организована группа оперативного руководства в нашем министерстве, которой руководил заместитель министра О.Н.Шишкин. Значимость этой группы держалась на авторитете, организационных и финансовых возможностях министерства. С ее помощью уточнялся состав разработчиков и промышленных организаций. К концу 1981 г. уже насчитывалось 1200 различных организаций проектного и производственного типа.

    Механизм действия этой группы был не таким уж сложным. Главные конструкторы агрегатов, систем, комплексов, имея в своей структуре коллегиальный орган типа Совета главных конструкторов и технического руководства, координировали и согласовывали свои действия в руководстве творческим процессом разработки, выявляли необходимость помощи в организационных и технических вопросах, нацеливали руководство промышленностью на необходимость стимулирования изготовления материальной части для проведения исследований, экспериментальной отработки и летных конструкций. Организационные проблемы, которые не в состоянии был решить этот уровень, переносились в Центр координации, в свою очередь Центр выносил часть, правда существенную, в Группу оперативного руководства. Группа, при невыполнении ее решений, представляла Коллегиям министерств организационные неурядицы для принятия соответствующих мер, вплоть до дисциплинарных, потому что министерство - единственный обладающий всеми необходимыми правами орган в системе государственного руководства деятельностью организаций.

    Громоздкость такого "простого" механизма была прямо пропорциональна объему разработки. У себя в КБ "Южное", имея менее сложные структуры, в процессе создания мы обходились без привлечения аппарата министерства, по крайней мере, в таком прямом виде, как это делала Группа оперативного руководства. КБ "Южное" вместе с Южмашем, играя головную роль в разработке, замыкало на себя все остальные организации. Министерство в этом случае выступало в качестве контролирующего органа верхнего уровня. В разработке систем типа Н-1 и, естественно, "Бурана" министерство, вникая в суть работ и организуя их, фактически становилось органом, управляющим процессом создания комплекса.

    Учитывая, что в создании участвовали несколько союзных министерств, десятки республиканских, а всего 79 государственных органов управления, решением Военно-Промышленной комиссии был создан Межведомственный координационный совет. Постановлением правительства председателем Совета назначался руководитель Министерства общего машиностроения как головной организации. Председателем до 1983 г. был С.А.Афанасьев, затем О.Д.Бакданов, В.Х.Догужиев и О.Н.Шишкин. В состав совета входили министры головных министерств, заместитель министра обороны по строительству, начальник управления космических сил Министерства обороны, генеральные и главные конструкторы, руководители предприятий, военные, ученые.

    Генеральный конструктор "Бурана" занимал в этой структуре какое-то подчиненное положение. Нам, в КБ "Южное", входившему в состав этих образований, иногда казалось, что В.П.Глушко находится в почти индифферентном состоянии. Представлялось, что все крутится мимо него. Судя по всему, его это не смущало.

    Заседания Группы оперативного руководства велись иногда полный рабочий день: рассматривались до тысячи вопросов, В работе принимало участие огромное количество народа, в том числе представители организаций почти из всего Союза. Постепенно, ближе к завершению экспериментальной отработки, деятельность группы затухала.

    Межведомственный координационный совет проводился, как правило, на месте событий. В период разработки документации в головных организациях, после начала строительства и реконструкции объектов на полигоне весь состав периодически выезжал на Байконур. Самый тяжелый, напряженный период был с начала 1982 г., когда полный объем работ по "Бурану" подходил к своему максимуму. С.А.Афанасьев организовывал и управлял работами впечатляюще. Его мощная фигура на фоне строительных сооружений Универсального комплекса стенд-старта, огромного котлована, уникальных систем заставляла сравнивать его с полководцем. Во все въедался, разбирался и требовал. Нет-нет, да "ущипнет" Глушко. Надо сказать, что Валентин Петрович не сникал от этого.

    Такая подчиненная роль В.П.Глушко нас удивляла, потому что генеральный конструктор КБ "Южное" все вопросы такого рода вел сам, а перед министром отвечал за состояние работ. Однако это было, видимо, присуще только таким мастодонтам, как "Буран" и Н-1. В разработке КБ "Южное" не было специально создаваемых межведомственных советов - очевидно, разные масштабы работ. Да мы и сами понимали, что на Н-1 и "Буране" без такой системы руководства не обойдешься.

    Головная роль генерального конструктора "Бурана" проявлялась в области решения технических проблем создания комплекса - он был председателем Совета главных конструкторов, который утверждался приказом министра. В состав Совета входили также директора производственных предприятий, представители Заказчика, ученые и представители министерств. Совет главных собирался регулярно раз в неделю. В основном рассматривались и обсуждались проблемы конструктивного плана. Отменить решение Совета главных никто не имел права. Ответственность за принятое решение нес генеральный конструктор. Однако существовал Научно-технический совет министерства, в состав которого входили главные конструкторы ведущих организаций. Этот совет возглавлял министр. Любая техническая проблема могла быть обсуждена с принятием решения даже вопреки решению Совета главных конструкторов. Все взаимосвязано. Появлялись решения отдельных руководителей административного плана в области техники, но это было уже нарушением сложившейся этики взаимоотношений руководителей и конструкторов. Руководители вольны были давать оценку решениям "оппозиционных" главных конструкторов, "придавливать" финансирование на проведение ими не одобряемых работ, но главным рычагом управления конструкторами были сами конструкторы. Всегда среди главных конструкторов находились инакомыслящие. Создавалось мнение вокруг определенных действий критикуемого главного. Собирались комиссии, научно-технические советы. В большинстве случаев воля или решение главного подавлялись с молчаливой поддержки руководителей верхнего уровня самими главными конструкторами.

    После закрытия правительством разработки Н-1 работы в организации Королева по этому комплексу искоренялись вновь пришедшим генеральным В.П.Глушко. Даже упоминание при нем об Н-1 не проходило бесследно. Глушко реагировал резко. Документация, в том числе проектная, осела в закрытых анналах хранилищ. В организации поскрипели-поскрипели в курилках и замолкли.

    Главная же сила, которая заставляла всех уважительно относиться к Генеральному, - это сила "верха". Валентина Петровича крепко поддерживал Д.Ф.Устинов. Сколько ни появлялось в адрес Глушко кривых усмешек в коридорах, в открытое противостояние с ним никто и никогда не входил. Споры, и достаточно резкие, были у него с В.П.Барминым, Г.Е.Лозино-Лозинским. С.А.Афанасьев часто "придавливал" Глушко на коллегиях, но тот всегда добивался своего и доводил любой вопрос до нужного решения. Работало и то, что он - академик, генеральный конструктор, член ЦК.

"Энергия"

     Принципиальным отличием ракеты-носителя "Энергия" от системы "Спейс Шаттл" стала способность доставлять в космос не только многоразовый орбитальный корабль (в пилотируемом и непилотируемом вариантах), но и другие полезные грузы больших масс и габаритов.

     "Энергия" - первая советская ракета, использующая криогенное горючее (водород) на маршевой ступени, и самая мощная из ракет, созданных в СССР. Оценить это можно, исходя из того, что "Энергия" обеспечивает выведение в космос аппаратов массой в пять раз больше, чем эксплуатируемый носитель "Протон", и в три раза - чем "Спейс Шаттл".

     Эта транспортная космическая система создана на модульных блоках таким образом, что на ее основе могут быть построены различные ракеты среднего, тяжелого и сверхтяжелого классов, грузоподъемностью от 10 до 200 т, что позволяет обойтись минимальным количеством вновь разрабатываемых маршевых двигателей и ракетных блоков для составления целого спектра носителей. Было решено, что "Энергия" станет базовой системой. Базовая модель имеет стартовую массу 2400 т с учетом 2000 т топлива. Конечная масса 400 т включает массу полезного груза. Ракета "Энергия" состоит из центрального блока - второй ступени - и четырех периферийных блоков, составляющих первую ступень.

     По проекту "Энергия" рассчитана на пуски по азимутам, соответствующим наклонениям орбит 51-83, 97, 101-104, 1100. Грузоподъемность ракеты-носителя "Энергия" на опорную орбиту высотой 200 км и различных наклонений для разного количества блоков первой ступени позволяла при двух блоках первой ступени выносить груз весом от 40 до 60 т, при восьми блоках - от 170 до почти 200 т.

     В постановлении правительства о создании многоразовой космической системы "Буран" была предусмотрена и целесообразность разработки в 1979-1980 гг. технических предложений по перспективным средствам выведения. В ноябре 1977 г. постановлением правительства поручено было обеспечить развитие работ по созданию на базе многоразовой космической системы "Буран" и ее основных элементов сверхтяжелой ракеты-носителя.

    В КБ НПО "Энергия" и головных смежных организациях были развернуты изыскательские и проектные работы по тяжелым и сверхтяжелым ракетам-носителям, создаваемым на базе ракетного комплекса "Буран". Выработалось направление разработок ракет-носителей грузового варианта "Буран-Т" (это ракета-носитель), где вместо орбитального корабля на те же связи навешивался грузовой контейнер, в котором размещался полезный груз. Масса полезного груза и приведенной части массы контейнера, то есть масса, отделяемая в конце участка, составляла 102 т. При этом структура ракетного пакета не отличалась от штатного варианта. Эта схема в наименовании приобрела дополнительный индекс - Т, то есть транспортный вариант, который позволял выводить на геостационарную орбиту аппараты массой до 18 т, к Луне - 32 т, к Марсу и Венере - около 28 m. Вариант с двумя блоками А и уменьшенным транспортным контейнером разрабатывался под наименованием "Гроза" или РЛА-125.

    Сверхтяжелый носитель "Вулкан" разрабатывался по структуре пакета с восемью удлиненными блоками А и центральным блоком Ц с увеличенной заправкой. Грузовой отсек располагался в головной части центрального блока. Предусматривался "Вулкан" в основном для программ освоения Марса и полетов на другие планеты Солнечной системы.

    В 1984 г., в декабре, постановлением правительства о программах создания ракетно-космических систем на 1986-1995 гг. были установлены сроки опытно-конструкторских работ: по "Бурану-Т" - 1986-1993 гг., "Вулкану" - 1990-1995 гг., к нему разгонный блок "Везувий" - 1991-1995 гг., "Гроза" - 1986 г.

     Один из главных факторов, определивших качественный прогресс "Энергии", - новые мощные двигатели, прежде всего, двигатель (на кислороде-керосине) первой ступени с небывалой для советских двигателей тягой до 740 т у Земли и новый мощный двигатель второй ступени на водороде и кислороде с тягой 200 т вне атмосферы. При сжигании тонны водорода, как известно, выделяется в три раза больше энергии, чем от тонны керосина. Понадобились принципиально новые технические решения, совершенно новые технологии и материалы. Характеристики "новое" и "принципиально новое" относятся практически ко всем слагаемым системы "Энергия" - от конструкции самой ракеты до способов ее сборки и перевозки, от стартового комплекса до концепции автоматического управления, надежности, безопасности и испытаний.

    Ракета выполнена по двухступенчатой схеме. Построенная по блочному принципу, она собрана в пакет вокруг центрального кислородно-водородного блока. Двигатели, однако, запускаются с двигателями первой ступени, в связи с чем, строго говоря, ракета считается полутораступенчатой. Боковые блоки - кислородно-керосиновые. Суммарная тяга двигателей в начале полета, на момент старта, около 3600 т - это, естественно, значительно больше (в полтора раза) стартового веса всей системы "Энергия" - "Буран". Общая длина ракеты-носителя "Энергия" - около 60 м (двадцатиэтажный дом).

     "Буран" в этом ракетном комплексе фактически является третьей ступенью ракеты-носителя. К концу работы второй ступени ракеты-носителя "Энергия" полезный груз и орбитальный корабль самостоятельно, как и орбитальный корабль "Шаттл", добирают скорость за счет собственных двигателей. Приращения скорости - порядка 60 м/с достаточно, чтобы грузу выйти на опорную орбиту. Вторая ступень прекращает свою работу в тот момент, когда сохраняется возможность для ступени вернуться на землю по баллистической траектории. Расстояние от старта до этой точки, находящейся в акватории Тихого океана, примерно равно полупериметру земного шара. Вторая ступень не выводится на орбиту, чтобы не засорять космос.

    В качестве третьей ступени могут использоваться и специальные разгонные ракетные блоки со своей системой управления, несущие полезную нагрузку, например, спутники, выводимые на геостационарную орбиту, или космические аппараты, направляемые к Луне и планетам Солнечной системы.

Ракетные блоки первой ступени скреплены силовыми связями с блоком второй ступени в двух поясах. Верхний пояс располагается на межбаковом отсеке блока второй ступени и носовых частях блоков первой ступени. В районе верхнего пояса силовой связи размещаются колодки электрической связи между этими блоками. Нижний пояс силовой связи располагается на хвостовом отсеке центрального блока и баке горючего блоков первой ступени. Для крепления полезных грузов к ракете-носителю на центральном блоке имеются два пояса связи, верхний пояс размещается на баке горючего. В районе верхнего пояса силовой связи размещена электрическая связь между ракетой-носителем и полезным грузом. Нижний пояс связи ракеты-носителя с полезным грузом располагается на хвостовом отсеке блока второй ступени и совпадает с нижним поясом силовой связи боковых блоков.

    Ракета "Энергия" заправляется жидким водородом (102-105 т), жидким кислородом (1490 -1544 т) и керосином РГ-1 (342-356 т). Максимальная перегрузка в полете 3 единицы.

    "Энергия", как универсальная система, которая может выводить различные аппараты, а также запускать межпланетные и лунные корабли, не имеет аналогов в мировой практике, и ее сравнение со "Спейс Шаттлом" правомерно только для случая выведения орбитального корабля "Буран". Вот некоторые сравнительные характеристики обеих систем.

    Масса полезного груза, выводимого на опорную орбиту высотой 200 км, примерно одинакова: у "Бурана" - 30 т при наклонении орбиты 50,70, у "Спейс Шаттла" - 29,5 т при наклонении 280. Масса полезного груза, возвращаемого с орбиты на Землю, 15-20 т, американский "Челнок" может возвратить 14,5 т. Стартовая масса "Энергии" выше на 360 т. Это связано, во-первых, с "малольготным" наклонением орбиты, наличием эффективной системы безопасности полета экипажа. Длительность функционирования на орбите одинаковая - 7-30 суток. Первая ступень "Энергии" состоит из четырех жидкостных двигательных установок - блоков А. У "Спейс Шаттла" два твердотопливных ускорителя. На второй ступени "Энергии" - четыре двигателя, из которых один - практически резервный. У "американца" - 3 двигателя. Схема спасения блоков первой ступени "Энергии" - посадка на сушу, у "Спейс Шаттла" - на воду. Сборка "Спейс Шаттла" ведется вертикально. У нас и сборка, и перевозка на старт по спаренной железнодорожной колее производятся горизонтально с последующей установкой на старте в вертикальное положение.

    Конечная масса перед отделением орбитального корабля 178,5 т у "Энергии" и 153 т - у "Спейс Шаттла", масса после отделения - 105 и 114,3 т соответственно. Превышение массы челнока над кораблем после отделения получается, в основном, за счет того, что на его борту находится основная энергетическая установка - маршевые двигатели второй ступени. При приведенных к одинаковым условиях запуска "Бурана" и "Спейс Шаттла" - с наклонением 28,50 и высотой орбиты порядка 370 км, "Энергия" выводит груз тяжелее на полторы тонны. Однако конструктивное совершенство - это отношение массы полезного груза к начальной массе ракеты - у "Спейс Шаттла" составляет 1,45, в то время как у "Энергии" - 1,26. Это объясняется большим уровнем резервирования систем вплоть до двигателей, с учетом того, что, например, на первой ступени удельный импульс двигателей "Энергии" существенно выше, чем у твердотопливных ускорителей "Спейс Шаттла": у "Энергии" 308,6-336,2, а у челнока 262,2. Сухая масса первой ступени "Энергии" - блоков А - составляет 265,2 тонн, у "Спейс Шаттла" -163,8. В пересчете на один блок наша конструкция тяжелее, и в потерях полезного груза составляет 12,6 тонн, при этом существенная часть потерь падает на средства спасения блоков А - порядка 6 тонн полезного груза. Удельный импульс двигателей второй ступени примерно одинаков - 454-455 с. Конструктивное совершенство топливных отсеков вторых ступеней "Энергии" и "Спейс Шаттла" примерно одинаково: сухая масса отсеков 34-35 m.

    Превышение массы второй ступени относительно проектных (заданных разработчиком) данных составляла в процентах: по корпусу - 10, двигателю - 15 и системе управления - 100. Система управления "Энергии" имела большую массу по сравнению с американской.

    Несмотря на видимую близость многих основных характеристик, это - две заметно различающиеся космические системы. Одинаковы по существу функции орбитального корабля, его возможности по массе и габаритам полезного груза. Это было исходным положением. Разработчики, создавая эту систему, не стремились в условиях военного программного противодействия системе "Спейс Шаттл" и планам "звездных войн" разрабатывать что-либо особенно отличающееся от челнока, хотя варианты были. Далее все различно и объясняется разными техническими концепциями, разными промышленными возможностями сторон.

    Но главное отличие - это все же универсальность. Здесь разработчики сделали точный расчет, их ход позднее подтвердил правильность направления. Хотя выбор этого направления происходил в стесненных рамках возможностей промышленности страны, транспорта, грузоподъемности авиации и ... организации столь сложной разработки. Как результат мы получили целый ряд проектов носителей на базе "Энергии". Другое дело, использовалась эта особенность или нет. С универсальностью связано много различий в частностях. В американском комплексе, например, существует единая система управления, в нашем - две независимые системы управления ракетой и кораблем. Кислородно-водородные двигатели "Энергии" установлены на ракетном блоке, у "Спейс Шаттла" они на самом корабле. Правда, здесь "Челнок" имеет преимущество как многоразовая система: корабль возвращается на Землю с водородными двигателями и системой управления. У нас же возвращается только, по существу, планер со своими системами. В этой связи позднее появятся у нас более экономные многоразовые схемы. Но, в отличие от "Спейс Шаттла", "Энергия" в нештатной ситуации может продолжать полет даже с одним работающим двигателем первой или второй ступени. Точнее - с вышедшим из строя двигателем и выключенным в полете. Твердотопливные двигатели первой ступени "Спейс Шаттла" такую возможность исключают.

    Определяющими крупными научно-техническими проблемами, которые возникли перед разработчиками ракеты-носителя в самом начале проектирования, явились проблемы выбора и обоснования размерности, грузоподъемности ракеты-носителя и ее компоновочной схемы, количества двигателей и их тяговых характеристик, построения эффективной системы управления.

В начале разработки главными были:

- проблемы выбора компоновочной схемы ракеты-носителя, на базе которой было бы возможно построение целого ряда ракет-носителей не только различной грузоподъемности, но и различных по типу выводимых на орбиту полезных нагрузок, в том числе многоразовых орбитальных кораблей, при условии использования существующих технического и стартового комплексов для Н-1 и возможности доставки составных частей (блоков) ракеты-носителя с заводов-изготовителей на техническую позицию;

- проблемы разработки ракеты-носителя, функционирующей при отказе одного из маршевых двигателей с обеспечением задач вывода полезной нагрузки на орбиту или выполнения маневра возврата с приведением в заданный район ракеты-носителя и посадкой орбитального корабля на аэродром.

    Одной из наиболее сложных фундаментальных проблем было создание мощных маршевых двигателей для первой и второй ступеней ракеты. Унифицированные для первых ступеней ракет-носителей нового поколения, двигатели РД-170 имеют рекордные характеристики по тяге и удельному импульсу - сегодня им нет равных в мире. Значительным достижением отечественного ракетостроения стало создание многоресурсных водородно-кислородных маршевых двигателей большой тяги для второй ступени ракеты-носителя "Энергия".

    Особое место занимала разработка системы автономного бортового управления ракетой с гироскопическим комплексом, системой бортовых вычислительных машин. Создано ее математическое обеспечение. Проанализированы все возможные варианты аварийных ситуаций и выработаны алгоритмы их парирования. В самой системе управления создана многоуровневая система резервирования, включая резервирование отдельных элементов и крупных узлов.

    Для управления движением ракеты для маршевых двигателей разработаны прецизионные электрогидравлические системы рулевых приводов. Они развивают усилие до 50 т в каждой плоскости качания двигателей первой ступени и более 30 т - на второй ступени ракеты.

    К числу сложных проблем, которые пришлось решать, бесспорно, нужно отнести те, что связаны с применением в ракете криогенных компонентов - жидкого кислорода и жидкого водорода. Использование этих компонентов сверхнизкой температуры (от -186 до -255 0С) позволило получить не только эффективную энергетику.

    При изготовлении баков, трубопроводов, элементов гидроавтоматики были разработаны и использованы специальные конструкционные материалы, работающие при криогенных температурах и обладающие значительной удельной прочностью. Внедрены новые марки высокопрочной стали, алюминиевых и титановых сплавов, созданы новые теплозащитные покрытия. На долю новых материалов приходится свыше 70 % сухой массы "Энергии". Разработаны прогрессивные методы сварки - импульсно-дуговая и электронно-лучевая.

    Проблемы внедрения повышенных требований по безопасности эксплуатации обусловлены использованием больших запасов топлива на борту ракеты-носителя, в том числе водорода, включающих в себя не только конструктивно-компоновочные мероприятия, но и создание специальных средств пожаро-взрывопредупреждения.

    Если обобщить и описать те проблемы, которые вставали перед создателями ракеты-носителя "Энергия", крупными мазками, то наиболее значительными в картине рождения и триумфа будут: создание маршевых двигателей большой тяги, высокоэнергетические компоненты топлива и преодоление "водородного барьера", циклопическая масштабность конструкции, рожденная "инженерным потом", научные проблемы и "концентрация мозгов" вокруг них, автоматизация и компьютеризация борта и полета, надежность, безопасность и наземная экспериментальная отработка.

    Проблема обеспечения надежности и живучести "Энергии" привела к необходимости резервирования основных элементов жизненно важных систем и агрегатов, включая маршевые двигатели, рулевые приводы, турбогенераторные источники электропитания, пиротехнические средства.

    Стартовый комплекс "Энергии" строился на базе стартов ракеты Н-1. Были демонтированы отдельные системы, доработаны башни обслуживания ракеты и корабля, перестроены стартовые пусковые устройства. Стартовый комплекс Н-1 состоял из двух стартовых площадок - "левой" и "правой". Строился вновь универсальный комплекс "стенд-старт", который находится на расстоянии нескольких километров от стартов Н-1. Пусковое устройство, на котором стоит ракета, представляет собой железобетонную конструкцию, под которой находится заглубленный лоток для отвода горячего газового потока от работающих маршевых двигателей. О грандиозности стартового комплекса говорят, например, такие цифры: глубина лотка 23 м (высота семиэтажного дома), высота молниеотводов 175 м - это 55 этажей жилого дома. Лоток стенд-старта углублен на 40 м (тринадцатиэтажный дом). На стартовой площадке вплотную располагаются две технологические башни. Башня обслуживания, заимствованная (с доработкой) у комплекса Н-1, перемещается по радиусу, приближаясь и уходя от старта, по рельсовому пути длиной в четверть окружности с центром радиуса на расстоянии несколько десятков метров. На стенде-старте находится одна технологическая башня. Технологические башни по сути являются сооружениями связи между стартом и ракетой через специальные отводные площадки, которые расположены на нескольких уровнях по высоте. Башня обслуживания подвижная, она "накатывается" на ракету, а с ее площадок открывается доступ практически к любому узлу ракеты и корабля. Перед началом процесса заправки башня отводится на безопасное расстояние. Стенд-старт так же, как и старты, насыщен большим количеством специальных технических и технологических систем.

    Решение об использовании ранее введенных стартовых комплексов для "царь-ракеты" Н-1 не было единогласным. Одни доказывали, что старт для суперносителя "Энергия" стоит строить заново. Другие не менее активно утверждали, что реконструкция существующих объектов - единственно правильный путь в создании стартов для ракеты примерно равного по энергетике уровня. Доводы сторонников нового старта были значимы: во-первых, драматические результаты пусков Н-1 с разрушением стартов и повреждением уникального монтажно-испытательного корпуса говорили о том, что старт должен располагаться подальше от производственной зоны, в целях безопасности; во-вторых, реконструкция с внедрением новых систем типа водородной заправки, систем азотного и воздушного обеспечения, управления стартовым комплексом, безопасности и других средств, необходимых для "Бурана", неизбежно повлекут к повышенным затратам и эффект использования старых стартов будет неуверенным. Сторонники реконструкции приводили не менее существенный довод: не делать же из наземных сооружений исторические экспонаты...

    Председателем рекогносцировочной комиссии был В.П.Бармин. Долгие дебаты привели к "соломонову" решению: делать удаленный от основных сооружений промышленной зоны старт, но, в связи с одним из главных требований разработчиков "Энергии" о необходимости строительства стенда для проведения огневых испытаний пакета "Энергии", совместить функции нового старта и стенда и начать строительство на новом, подходящем месте. Старые старты, к сожалению, не позволяли приспособить их к проведению огневых стендовых испытаний - силовая схема старта не удерживала испытательный пакет на земле. Усиление же стартов привело бы к фактическому их разрушению до основания. Поскольку огневые стендовые испытания должны были проходить до начала летных испытаний и до полета, а ракета должна была проходить предполетную проверку с включением двигателей на этом стенде, было принято логичное решение: "стенд-старт" строить в первую очередь. Одновременно разработчикам этого комплекса были даны исходные данные по перспективе его использования с учетом рожденного ряда ракет-носителей, создаваемого на базе "Энергии", - стенд должен был позволять работы с "Вулканом". Что касается реконструкции стартов Н-1, то их тоже надо было готовить к восстановлению и переустройству.

    Таким образом, работы по созданию стартовых комплексов для "Энергии" пошли в двух параллельных направлениях. Параллельно строящиеся стартовые сооружения разрабатывались на основе практически полной унификации систем. Это было важно и экономило ресурсы. К разработке и строительству были подключены многочисленные проектные, строительные, монтажно-строительные организации Министерства обороны и промышленных министерств.

    Во главе межведомственной оперативной группы по руководству строительными работами по проекту "Энергия" - "Буран" стал генерал-полковник Константин Михайлович Вертелов. Удивительной энергии человек. Когда приезжал на полигон Вертелов, то за ним всегда двигалась кавалькада строителей. Эта непрерывно спорящая группа появлялась то на одном строящемся объекте, то на другом. Было организовано планирование работ всех предприятий и групп. Сам он непрерывно докладывал правительству, во все инстанции о состоянии дел. Его знали все.

    К.М.Вертелов вспоминает на страницах "Красной Звезды": "Мы исходили тогда не только из чисто экономических соображений, хотя, конечно, и их брали в расчет. Важно было осознание того, что результаты огромного труда, затраченного в свое время, можно будет вновь использовать. Ведь многие из тех, кто готовил тогда, в конце 1960-х годов, этот старт, продолжали трудиться на космодроме, а кое-кто из них участвовал еще в запуске первого искусственного спутника Земли"

    С 1978 г. началась героическая эпопея, продолжавшаяся около восьми лет. На космодроме были образованы два управления инженерных работ. К началу 1980-х годов стройка развернулась по всему огромному фронту. В 1980 г. строительство возглавил Александр Алексеевич Федоров, имевший огромный опыт организаторской и практической работы. В 1981 г. были введены в эксплуатацию первые очереди монтажно-испытательных корпусов, стенда. Построен специальный путь для перевозки ракеты. Сдано 968 квартир общей площадью 45 тыс. м2, обустроены 15 военно-строительных отрядов. В 1982 г. были введены в эксплуатацию основные сооружения технической позиции первой очереди ракеты-носителя "Зенит". В 1983-1985 гг. в центре космодрома поднялись конструкции старта, стенд-старта, здания монтажно-испытательного корпуса орбитального корабля, монтажно-заправочного корпуса, стенда динамических испытаний, посадочная полоса...

    Подготовка к старту ракеты и корабля на космодроме проводилась раздельно -каждый на своем техническом комплексе, и параллельно с подготовкой "Энергии" шла подготовка "Бурана". Использовался монтажно-испытательный комплекс, оставшийся от ракеты Н-1, с соответствующим дооборудованием. Корпус, где производится сборка корабля, строился вновь. Из корпуса сборки корабль на специальной грунтовой тележке приводится в монтажно-испытательный корпус ракеты, где собирается пакет.

    "Пожалуй, критический момент наступил, когда мы получили проектную документацию на монтажно-испытательный корпус для орбитального корабля, - говорит А.А.Федоров. - В ней было заложено традиционное решение - в сборном железобетоне. А это уводило нас за допустимые сроки строительства на многие месяцы. Только благодаря вмешательству и "пробивной силе" Вертелова было принято решение искать другие пути"

    Тогда-то и родился проект совместной разработки специалистов Минмонтажспецстроя и Министерства обороны. Производственный корпус орбитального корабля (МИК) решили строить, используя легкие панели с утеплителем. Здание представляет собой ангар длиной 254 м и шириной 112 м - четыре футбольных поля. Корпус был возведен за три с половиной года.

    В тех же конструкциях был выполнен монтажно-заправочный корпус, ультрасовременное сооружение высотой 70 м - двадцатитрехэтажный дом.

    Собранный пакет укладывался на агрегат-установщик, который транспортировал пакет в монтажно-заправочный комплекс для снаряжения корабля компонентами рабочих топлив и газов и установки пиротехнических средств ракеты. Корпус строился вновь. Впервые были применены облегченные крупномасштабные панели для ограждающих конструкций, разработан стыковочный узел несущих колонн с фундаментом. При проектировании крупногабаритных откатных ворот был разработан новый метод их фиксации при воздействии внешней динамической нагрузки.

    На пути к этому корпусу возвышался уникальный, вновь построенный стенд динамических испытаний, который позволял снимать частотные характеристики полноразмерных ракеты-носителя и орбитального корабля, раздельно и в пакете. Корпус оснащался уникальным динамическим оборудованием.

    На старт или на стенд-старт ракета с грузом прибывает на транспортном агрегате. Агрегат переводит ракету в вертикальное положение.

    Процесс заправки "Энергии" имеет ряд особенностей, присущих ракетам, связанным с использованием водорода и кислорода при криогенных температурах. Все начинается с активной вентиляции отсеков ракеты и топливных баков, затем постепенно атмосфера из баков замещается газообразным азотом и бак горючего наполняется газообразным водородом. Создается водородная среда. Наконец, баки заправляются жидкими компонентами. По штатной программе заправка баков ракеты всеми компонентами топлива ведется одновременно. Естественно, перед заправкой ракеты все наземные магистрали от шаровых емкостей проходят аналогичную процедуру последовательного замещения атмосферной среды на жидкие компоненты с предварительным захолаживанием.

    Криогенные компоненты потребовали сооружения и монтажа специальных хранилищ с обеспечением хранения с минимальными потерями на испарение. С целью повышения безопасности, хранилища кислорода и водорода располагаются на значительном расстоянии. Жидкие криогенные компоненты - водород, кислород и азот - находятся в специальных шарообразные емкостях с вакуумной изоляцией. Емкости соединены с пусковой установкой трубопроводами, которые имеют экранно-вакуумную изоляцию.

    Завершались работы на этих и других объектах военными строителями уже под руководством А.А.Макарычева, принявшего командование в 1986 г.

    После экзотического решения американцев о строительстве посадочной полосы на дне высохшего соляного озера наше может разочаровать: посадочная полоса для "Бурана" - это обычная "бетонка". Однако инженерное обеспечение стройки оказалось сложным делом. Сотни тысяч кубометров бетона, особой, высокопрочной марки, были уложены в полосу. Разработчиками "Бурана" были предъявлены очень высокие требования к качеству поверхности посадочной полосы. На каждой трехметровой отметке отклонение от горизонтальности поверхности не должно было превышать трех миллиметров. На взлетно-посадочной полосе в Шереметьево, к примеру, допускается 7-8, даже 10 мм. Было ясно, что традиционные дорожные строительные машины таких точностей не дадут. "Бетонку пришлось шлифовать с помощью алмазных дисков специальными машинами..." - вспоминает заместитель министра обороны СССР по строительству, а в то время один из организаторов строительных работ по программе "Энергия" -"Буран", Н.В.Чеков.

    У разработчиков ракетно-космической техники были особо уважительные отношения к строителям. Их уважали, во-первых, за их нелегкий труд: и в дождь, и в ветер, и в пургу, и в зной - они на стройке. Их уважали за опыт, знания и стремление выполнить свои обязательства. Кстати, они ведь строили объекты комплекса "Энергия" - "Буран" не только на Байконуре, но и на Дальнем Востоке, в Украине, Заполярье, Средней Азии...

"Зенит"

     Как перспектива дальнейшего повышения энергетических возможностей ракет-носителей разработки КБ "Южное", создаваемых на базе боевых ракет, по тому же принципу "утилизации" ракет, рассматривались варианты спаривания двух ракет Р-36М. Предусматривалась блочная связка из двух первых ступеней или связка первых и вторых ступеней. В этих вариантах грузоподъемность ракеты-носителя была примерно в два раза выше, чем у 11К68 и 11К69.

     Необходимость повышения грузоподъемности входящих в строй новых ракет-носителей связывалась с неумолимой тенденцией роста масс космических аппаратов. Можно пояснить это примером. Международная организация спутниковой связи "Интелсат" запустила свой первый спутник "Эрли берд" на геостационарную орбиту в 1965 году. Маленький спутник массой 39 килограмм обеспечивал постоянную работу 240 телефонных линий между Европой и Северной Америкой более трех лет. Следующий спутник связи "Интелсат-1", запущенный в этом же году, имел 240 телефонных линий или один телевизионный канал. Расчетный ресурс - полтора года. Спутник весил 68 кг. В 1967 г. "Интелсат-2", выведенный на орбиту, весил 162 кг, имел те же данные по количеству каналов связи, но с ресурсом в три года. В 1968 г. "Интелсат-3" массой 293 кг обеспечивал 1500 телефонных линий, до 4 телевизионных каналов. Расчетный ресурс -5 лет. В 1971 г. "Интелсат-4" массой 1385 кг - 4000 телефонных линий, два канала цветного телевидения. "Интелсат-4А" в 1975 г. массой 1515 кг имел 6000 линий связи, два телевизионных канала, расчетный ресурс - 7 лет. В 1980 г. "Интелсат-5" массой 1870 кг имел 12 тысяч линий связи и два телеканала. За пятнадцать лет масса спутников этой серии возросла в двадцать пять раз. Обобщенный закон эволюции масс космических объектов, естественно, сложнее, но тенденция роста очевидна.

     После первых оценок возможности создания более мощных ракет обострился вопрос об экологической чистоте разрабатываемых транспортных ракетных систем. Главное управление ракетными силами Министерства обороны, поддержанное Военно-промышленной комиссией Совмина, потребовало перейти на низкокипящие компоненты как экологически более чистые, имея в виду, что количество пусков ракеты-носителя этого класса будет гораздо большим, чем количество испытательных полетов боевых ракет на высококипящих компонентах.

     Мнение главных конструкторов по поводу требования перехода на жидкий кислород и керосин не было единым. Были споры. Настояли А.А.Максимов и Б.А.Комиссаров, поддержал Л.В.Смирнов, КБ "Южное" приняло это решение к исполнению.

     Мысль о замене морально стареющей ракеты Р-7 витала не только в верхних кругах ракетного направления, но и среди разработчиков космических систем. Представлялось, что вновь разработанный носитель должен приобрести и ряд новых качеств. По примеру боевых ракет и на опыте их разработки считалось целесообразным довести готовность к пуску до возможности применения этой ракеты в качестве спасателя на орбите. Надежность, автоматизация предпусковых проверок и пуска, точность вывода на орбиту и много других качеств вызревали в ногу со временем.

     Разработали проект кислородной машины. Исходные положения этого проекта основывались теперь на использовании технологии, оборудования, экспериментальной базы и опыта, накопленного при производстве ракет боевого класса. Ракета строилась по блочному принципу. Сохранили трехметровым диаметр корпуса блоков ракеты. Два блока первой ступени образовали связку. Одни называли эту конструкцию "двустволкой", другие - "камбалой". Плоская ракета, сохраняла основные производственные линии Южмаша. Стартовая масса ракеты порядка 450 т. Выводимый на низкую орбиту груз около 12 т.

     Кислородные двигатели РД-124, РД-125 первой и второй ступеней ракеты-носителя 11К77 были разработаны КБ ''Энергомаш" в соответствии с решением Научно-технического совета Министерства общего машиностроения от 13 сентября 1974 г.

     Двигатель РД-124А состоял из трех однокамерных двигателей РД-124а. Однокамерный двигатель РД-125 для второй ступени унифицирован с двигателем РД-124. Двигатели РД-124 и 125 планировались для модульной ракеты типа РЛА-120 разработки ОКБ-1.

     Двигатели РД-124 и РД-125 использовали в качестве горючего топливо РГ-1. Разрабатывались по схеме с дожиганием окислительного газа, с бустерными насосами на входе в узлы подвода компонентов к основным насосам. Уровень параметров, обеспечиваемых двигателями при работе в номинальном режиме, характеризовался давлением в камере сгорания 225 атмосфер, тягой на Земле 337 (3х112,5) т при удельном импульсе 302,4 с, суммарной тягой в пустоте 379,5 т при 340 с удельного импульса. Тяга двигателя РД-125 в пустоте 130,2 т при удельном импульсе 350 с.

     Двигатели разрабатывались с условием обеспечения повышенной надежности, при этом они должны были позволить многократное использование первой ступени носителя. В обеспечение этого требования и в дополнение к программе доводки двигателей создавалась система диагностики состояния двигателя.

     Обеспечение высокого значения удельного импульса тяги для данного топлива, при ограниченных габаритах и массе двигателя, возможно было лишь при высоком значении давления в камере сгорания и отсутствии потерь удельного импульса тяги, связанных с приводом турбонасосного агрегата. Поэтому для двигателя была выбрана схема с дожиганием продуктов окислительной газогенерации, отработанных на турбине, в камере сгорания.

     В условиях многократного запуска наиболее приемлемым считалось химическое зажигание. Преимущества химической системы зажигания - в высокой надежности воспламенения основных компонентов топлива. В качестве пускового горючего был выбран триэтилбор.

     Газогенератор двигателей стал унифицированным модулем. Геометрические размеры камеры сгорания двигателей выбирались с учетом опыта разработки КБ Энергомаша двигателей ракет Р-36, Р-36М, имеющих близкие параметры: давление, тягу, расходонапряженность, полноту удельного импульса.

     Поменяв компоненты, ракета не получила широкой дороги в разработке. Требовалось придание нового качества комплексу - надежности. В начале 1975 г. закладывается новый двигатель в КБ Энергомаш. Во главе этой разработки стоял В.П.Глушко. Используя этот двигатель, тяга которого в то время была 680 т, почти равной суммарной тяге двигателей "камбалы", перешли на максимальный диаметр, допустимый для железной дороги, и начали разработку моноблочной конструкции. Проектанты назвали эту конструкцию "бревно".

     Сколачивался коллектив разработчиков. Головное - КБ В.Ф.Уткина, двигатели первой ступени - разработки бюро В.П.Глушко, старт - разработки КБ В.Н.Соловьева. По системе управления головным планировался В.Г.Сергеев, (КБЭ), но занятая им позиция почти стороннего наблюдателя привела к тому, что разработать систему управления предложили Н.А.Пилюгину.

     Ракета-носитель 11К77 - двухступенчатый носитель со стартовой массой 460-466 т На первой ступени двигатель РД-170, на второй - однокамерный двигатель РД-120 (на кислороде и углеводородном горючем) с тягой в пустоте 84 т. Ракета предназначалась для выведения автоматических космических аппаратов. Кроме того, предусматривалась возможность запуска пилотируемых кораблей.

     В зависимости от решаемых задач ракета-носитель проектировалась в двухступенчатом и трехступенчатом вариантах. Позднее ракеты этих вариантов получили наименование "Зенит-2" и "Зенит-3", по американской индексации - СЛ-16 (SL-16).

     Максимальная масса космического аппарата, выводимого ракетой "Зенит-2" на околоземную орбиту высотой 200 км с территории Казахстана, составляет 13,8 т. При пусках из районов, расположенных в приэкваториальной зоне, возможно выведение космических аппаратов массой до 15,7 т.

     Масса космического аппарата, выводимого "Зенитом-3" на геостационарную орбиту с Байконура, составляет около 1 m; масса, выводимая в любую точку геостационарной орбиты из районов приэкваториальной зоны, составляет 2 т, на переходную к геостационарной орбите - 4,5 т и 3 т на отлетные траектории.

     Ракета-носитель выполнена по классической тандемной схеме с поперечным делением ступеней. Длина ракеты в двухступенчатом варианте 57 м, в трехступенчатом -61,4 м. Диаметр 3,9 м. Кормовая часть - хвостовой отсек заниженного диаметра, это связано с тем, что силовой стояночный шпангоут находится выше торцовой плоскости ракеты и по этому диаметру происходит сопряжение (с обеспечением гарантированного зазора) со стартовым пусковым устройством. Размеры и габариты головного аэродинамического обтекателя образуют удовлетворительный объем для размещения полезного груза от 60 до 90 м3.

     Управление в полете на участке работы двигателей первой ступени осуществляется путем поворота камер сгорания двигателя РД-170 в тангенциальной плоскости с помощью системы гидроприводов. На участке работы двигателей второй ступени управление осуществляется с помощью рулевых четырехкамерных двигателей с поворотными камерами сгорания. Суммарная тяга "рулевиков" 8 т.

     Первая и вторая ступени стыкуются через межступенную стержневую раму.

     Электрическая и пневмогидравлическая связь бортовых систем ракеты-носителя с наземными системами осуществляется через отрывные электрические и механические разъемы бортовой платы, состыкованной с ответной частью кабель-мачты стартового пускового устройства.

     Окончательный вариант ракеты 11К77 был разработан в объеме эскизного проекта в декабре 1975 г. Постановление правительства о дальнейшей разработке этой ракеты было принято 16 марта 1976 г. Это постановление подразумевало разработку ракеты таким образом, чтобы первая ступень могла быть использована в качестве стартовых блоков рождавшейся в то же время суперракеты системы "Буран". Прямой записи в постановлении нет, но предварительные решения Военно-промышленной комиссии при Совете министров, Министерства общего машиностроения и совместные проработки с НПО "Энергия" - с В.П.Глушко и И.Н.Садовским - имели однозначную направленность.

     Двигатель был единым - РД-170, отличались они только плоскостями качания камер сгорания. Размерность двигателя по тяге на уровне 740 т на Земле была принята исходя из необходимой для "Бурана", для 11К77 этот уровень тяги не оптимален, если учитывать реально имеющиеся районы падения первых ступеней.

     Еще одна деталь в создании этой ракеты. Окончательный облик ее формировался под действием ряда обстоятельств и стремлений. Происходил выбор вариантов в период острой борьбы в создании альтернативных проектов боевых ракет МР-УР-100 и ракет УР-100Н КБ "Южное" и НПО Машиностроения (ОКБ-52). Складывалась тенденция дальнейшего повышения энергетических характеристик ракеты до создания возможности запуска на низкую орбиту полезного груза порядка 20 т, даже несколько больше, что выводило ракету на уровень энергетических возможностей ракеты-носителя УР-500, которая к тому времени показала достаточно надежную работу при пусках. Идея была заманчивой, так как носитель 11К77 - экологически более чистый, чем УР-500, но дальнейшая вариация на базе двигателей РД-170 приводила либо к удвоению двигателей первой ступени, либо к созданию стартовых ускорителей. Ракета на двух РД-170 требовала дальнейшего увеличения ее диаметра, который переваливал через максимально возможный при транспортировке ракет по железной дороге, или образования блочной спарки двух ступеней, вынуждавшей существенно увеличить газоходный канал стартового сооружения. В ОКБ - с самого начала разработки - считалось, что это было бы дорого.

     Б.А.Комиссаров, а затем Л.В.Смирнов летом 1975 г. настойчиво рекомендовали проработать варианты увеличения грузоподъемности. Зарождался вариант ракеты под индексом "37", вернее, - предпосылка.

     В результате проект предусматривал строительство на космодроме Байконур стартового комплекса ракеты 11К77 вблизи монтажно-испытательного корпуса, построенного для боевых ракет Р-36, с двумя стартовыми площадками под размерность ракеты с одним двигателем РД-170, но с размещением технологического оборудования стартового комплекса, позволяющего иметь двойную дозу заправки перспективных вариантов ракеты повышенной энергетики. Предусматривалось в этой связи строительство еще одной стартовой площадки в этом комплексе - под намечающуюся перспективу. Наши руководители были правы, как показали последующие события конца 80-х годов, когда настоятельно требовали повышения энергетических возможностей ракеты до характеристик УР-500. Известно, что в таких разворотах истории платят дважды. Проект ракеты "37" позднее появился, но платить было уже нечем...

     Эскизный проект ракеты 11К77, с учетом использования модуля для "Бурана", был разработан в феврале 1977 г.

     Новый калибр ракеты в размере диаметра баков и переходных отсеков - 3,9 м - был вынуждено выбран, исхода из ограничений транспортировки ступеней ракеты железнодорожным транспортом. Но новый диаметр, превышающий почти на метр диаметр боевых ракет, разработанных ранее и разрабатывающихся в то же время, повлек за собой реконструкцию некоторых цехов, а позднее - и строительство специального производственного корпуса для сварки и сборки баков, ступеней и ракеты в целом. Крупнейший в отрасли цех сборки ракет "Зенит" был введен в строй в декабре 1984 г.

     Основными проблемами при изготовлении этой ракеты были, прежде всего, переход на жидкий кислород, что вынудило осуществить перестройку и реконструкцию испытательных стендов, лабораторий для отработки двигательной и ракетной автоматики и усиления требований чистоты. Опыт работы с жидким кислородом в основном сохранился, а чистота внутренних полостей кислородных баков и магистралей потребовала внедрения многих новшеств в технологию их изготовления.

     Экспериментальная отработка узлов, агрегатов и ступеней велась по обширному плану достижения высокой надежности. Ритм отработки определялся волей, или неволей, реальным темпом создания двигателей первой ступени. Двигатели давались трудно. О двигателе РД-170 расскажем позднее. Создание ракеты затягивалось.

     Космические аппараты "Целина-2", предназначенные для полетов на этой ракете, уже прошедшие полный объем наземной экспериментальной отработки, вынуждены были выходить на орбиту на других ракетах. В сентябре 1984 г. начались летные испытания "Целины-2" на ракете-носителе "Протон". Объект, выведенный на орбиту, был зарегистрирован под индексом "Космос-1603". Второй космический аппарат этого же типа, "Космос-1656", был запущен "Протоном" в 1985 г. "Целина-2" - самый крупный спутник из находящихся в эксплуатации советских спутников радиотехнической разведки. Автор - КБ-3 конструкторского бюро "Южное". Главным конструктором КБ-3 с декабря 1984 г. стал С.Н.Конюхов, до него - с 1977 года был Б.Е.Хмыров.

     Были проведены стендовые испытания первой и второй ступеней. Первое стендовое испытание первой ступени стало аварийным. Испытание проводилось в декабре 1984 г. в Загорске, в НИИХиммаше, на стенде N2. При выходе двигателя на режим произошел пожар в хвостовом отсеке. Пламя охватило всю ступень. По какому-то своему закону этот громадный костер превратился в столб бушующего огня, охватившего ступень, с образованием слегка закрученных по винтовой линии потоков. Ступень горела, как большая свеча, только с огнем в основании. Прогоревшая обечайка бака горючего подлила "масла в огонь". В кислороде горит все - даже металл. Пожарные средства, стоявшие наготове, смогли несколько ослабить действие огня, но остановить стихию было невозможно.

     В числе пожарных команд находились привлеченные расчеты из города, который расположен в нескольких километрах от стендов. Командир по завершении всех работ, проделанных пожарными бойцами, по порядку, который установлен для всех жителей, войдя в кабинет к начальнику института, потребовал ответа на вопрос, кто виноват в пожаре и в чем причина. Слова о том, что все здесь сидят, разбираются и хотят понять причину этого пожара - и тогда уж будет ясно, кто виноват, его не удовлетворили. Однако причина этого пожара так и осталась невыясненной. Ракетчики доказывали, что это очередная авария двигателя, двигателисты утверждали, что причиной является попадание органических частиц из баков в тракты двигателя. Обе стороны доказывали не голословно, а с материалами в руках.

     В таких случаях придают главное значение выработке конструктивных мер, исключающих возникновение всех возможных причин в будущем. Так для ракетчиков обострился вопрос чистоты баков и внутренних полостей - были введены фильтры и приняты другие решения.

     Летные испытания начались в 1985 г. Первый пуск ракеты был назначен по завершению предстартовых проверок на 12 апреля. Состоялись две попытки пуска, которые закончились отбоем в циклограмме подготовки пуска. Причины отбоя были установлены - они не связаны с бортовыми системами. Отбой давала "земля". Пуск перенесли на 13 апреля. 13 апреля пуск - аварийный: отказала система управления расходом топлива. Второй пуск - в июне этого же года. В результате отклонений в работе рулевых двигателей второй ступени произошел взрыв в конце активного участка. Только в октябре был запущен первый спутник - "Космос-1697". В декабре 1985 г., при четвертом полете ракеты, не сбросился головной обтекатель. Последующие пуски шли удовлетворительно. Были выведены на орбиту спутники из серии "Космос" - 1714, 1767, 1786, 1820, 1871, 1873, 1833, 1844, 1943, 1980, 2082.

     Летные испытания ракеты "Зенит" были завершены в 1987 г., в декабре. Председателем Государственной комиссии был Г.С.Титов. В 1988 г., в декабре, комплекс "Зенита" с "Целиной-2" был принят на вооружение.

     К октябрю 1990 г. были проведены четырнадцать успешных запусков ракеты 11К77 по программе летных испытаний комплекса, два запуска в составе ракеты-носителя "Энергия" в качестве модулей первой ступени - всего 8 модулей. Итого двадцать две ступени с двигателем РД-170 в полете без существенных замечаний. Надежность системы в принципе подтверждена.

     Но 4 октября 1990 г. при плановом запуске с космодрома Байконур (площадка 45) ракеты-носителя "Зенит" на третьей секунде полета произошел взрыв двигателя первой ступени. Ракета упала на пусковую установку и взорвалась. Стартовая пусковая установка была серьезно повреждена.

     Причину неудачного пятнадцатого запуска исследовала авторитетная межведомственная комиссия, через несколько месяцев работы пришедшая к заключению, что отказ двигателя произошел вследствие разрушения узла качания газового тракта второй камеры. Наиболее вероятной причиной возгорания явилось попадание во внутреннюю полость узла качания инициатора возгорания в виде вещества органического происхождения с концентрированным выделением тепла при сгорании более 30 килоджоулей. Попадание могло произойти в процессе работ с двигателем после огневых контрольно-технологических испытаний на стенде. Был рекомендован и реализован комплекс организационных и технических мер.

     Шестнадцатый пуск 27 июля 1991 г. не состоялся из-за незапуска двигателя первой ступени, в результате за несколько секунд до старта система управления прекратила набор готовностей и возвратилась в исходное состояние. Месячный разбор привел к решению вернуть этот экземпляр ракеты на завод-изготовитель - в НПО "Южное".

     Семнадцатый пуск был назначен на 30 августа. Пуск состоялся. Первая ступень отработала свое запрограммированное полетное время. Однако на этапе запуска двигателя второй ступени РД-0120 произошел взрыв. Авария привела к потерям спутника военно-технического назначения. Вновь месячная работа специалистов в комиссии, которая пришла к практически тому же выводу о чистоте трактов окислителя, но уже другого двигателя.

     После этой полосы неудач некоторые специалисты и обозреватели были склонны более глубоко оценить возможные причины аварий. Сложилось мнение, что двигатели 1988 г. изготовления были обречены на аварию. Бушующая в это время "перестройка" на ракетных заводах привела к нестабильности производства, утечке квалифицированных кадров в сферы производства, более оплачиваемые. Качество изготавливаемых в эти времена ракетных систем потребовало основательного подтверждения. Престиж этого носителя - вне сомнения.

     Ракета-носитель "Зенит" использовалась для запусков только космических аппаратов радиотехнической разведки в основном на круговые орбиты высотой 850 км с наклонением в 71 угловых градусов. В перспективе намечалось заменить "Зенитом" носители "Союз", при запуске спутников на низкие орбиты, и "Циклон", при запусках на более высокие орбиты. Началось строительство стартового комплекса "Зенит" в Плесецке, с целью осуществления вывода космических аппаратов на приполярные орбиты. Анализировались варианты повышения энергетических характеристик этой ракеты. По прикидочным оценкам, прирост массы полезного груза составляет 0,4 - 0,5 % на один процент увеличения тяги двигателя первой ступени. Это значит, что увеличение массы полезного груза на одну тонну повлечет увеличение тяги примерно на 20 %, что потребует существенной переработки двигателя. Реально возможный прирост массы - около 350 кг - был за счет увеличения тяги двигателя на 5 %. Одновременно увеличивается скоростной напор. Увеличение заправки топливных баков первой ступени дает прирост массы полезного груза до одной тонны, при перезаправке на 10 %. В настоящей схеме ракеты масса топлива первой ступени составляет 318т, второй - 80,8 m. Более высокий прирост массы полезного груза возможен при переходе на водородную вторую ступень или, для доставки больших масс на геостационарную орбиту, при применении водородной третьей ступени. Естественно стремление увеличения забрасываемой на орбиту массы за счет перемещения точки старта ближе к экватору, на плавучие средства или на другие континенты.

     Стартовый комплекс ракеты-носителя "Зенит" обладает исключительными качествами по безопасности, достигаемыми за счет создания автоматизированного процесса подготовки ракетоносителей и их пуска. По заранее разработанной программе, в автоматическом режиме производится установка ракеты на пусковой стол, ее испытание, заправка и проведение пусковых операций. Технологический комплекс, осуществляющий автоматический режим подготовки и пуска ракеты, был опробован с успехом по программе создания ракеты "Циклон" 11К68. В основе заложена такая же схема. Ракета-носитель, проверенная в монтажно-испытательном корпусе, который находится на небольшом расстоянии от стартовой установки, с пристыкованным спутником и закрепленным на верхнем стыковочном шпангоуте головным обтекателем находится на транспортно-установочном агрегате - это исходное положение. Собраны и связаны системы обеспечения сохранности при дальнейшей транспортировке космического объекта, баков и двигателей ракеты. Системы находятся на транспортных средствах ракеты.

     Автоматический режим начинается с открытия ворот. Тягачи буксируют поезд с ракетой на транспортно-установочном агрегате. Во время движения производятся соответствующие операции подготовки бортовых систем и одновременно ведется подготовка систем стартового пускового устройства к приему ракеты.

     Примерно так же, как у ракеты 11К68, происходит стыковка пневмо-гидравлических магистралей, электросоединений и механических цапфовых устройств сочленения подъемно-транспортного агрегата и пускового стартового устройства. Особенность соединительных клапанов, связанных с заправкой кислорода, заключается в их конструктивном исполнении, которое обеспечивает возможность осуществления вторичной стыковки, если в связи с несостоявшимся пуском появляется необходимость слива компонентов в стартовую наземную систему. Заправочно-сливные клапаны в этом случае обдуваются, подогреваются, стыкуются и дистанционно проверяются на правильность стыковки и герметичность.

     Пуск ракет может быть осуществлен в трех вариантах технологического процесса: непрерывная технология транспортировки, установки, проверки и пуска, с разрывом на время стоянки на стартовом пусковом столе в незаправленном и заправленном состояниях. Пуск ракеты со стоянкой на старте в незаправленном состоянии используется при запуске космических аппаратов, требующих до семи суток для подготовки космического аппарата к запуску. Пуск ракеты со стоянкой в заправленном состоянии применяется при запусках космических аппаратов, при подготовке которых требуется нахождение ракеты-носителя в заправленном состоянии до 12 часов.

     Режим после команды "Произвести пуск" начинается с самопроверки наземного пускового проверочного комплекса и длится 7 мин. 51 с. С 8-й мин. 59-й с включается система управления комплексом с подачей и выполнением последовательных команд: разрешение на стыковку "земля-борт", контроль стыковки - 10 мин. 31с, включение бортовой системы управления - к 12-й мин., включение термостатирования комплекса гироскопических командных приборов -  к 12-й мин. 15с, включение системы прицеливания в предварительном режиме - к 15-й мин., первое включение системы телеизмерений - на 21 мин. и завершение с включением системы телеизмерений и прицеливания -к 27 мин. подготовки ракеты. Одновременно с проведением этих операций происходит захолаживание наземных магистралей окислителя и горючего.

     Заправка ракеты-носителя начинается с 27 мин. В 27 мин. и 10 с вводится полетное задание в запоминающее устройство бортового вычислительного комплекса. Заправляются холодным гелием погруженные баллоны наддува с 38-й до 44-й мин. К 61-й мин. включается система телеизмерений. Заправка баков переходит в режим малых расходов к 64-й мин. К 66-й мин. и 21-й с ракета заправлена.

     Предпусковая подготовка начинается с грубого приведения в рабочий режим трехосной гиростабилизированной платформы с измерением уходов гироблоков. Прицеливание после заправки завершается к 77-й мин. С 79-й мин. начинается отвод транспортно-установочного агрегата в предстартовое хранилище. К 81-й мин. готово точное приведение гиростабилизаторов в рабочий режим. Завершается подпитка окислителем баков ракеты, контроль давления в кислородных баках. Сливаются остатки компонентов из заправочных магистралей, вакуумируются магистрали и отстыковываются автостыки. К 88-й мин. комплекс наземного технологического оборудования готов к пуску. После контроля ухода гироблоков, углов выставки акселерометров, приведения приводов в стартовое положение осуществляется переход на бортовое питание.

     С 88 мин. и 15 с запускается циклограмма команд при пуске и полете. Проходит команда "Пуск" для всех систем: системы автономного дистанционного управления технологическим оборудованием стартового комплекса, автономного управления пневмогидравлической системой ракеты. Закрываются дренажные клапаны баков окислителя и горючего, включается предварительный наддув бака горючего первой ступени. Регуляторы расходов устанавливаются в исходное для запуска двигателей положение. Включается предварительный наддув бака окислителя первой ступени, затем - через одну секунду - наддув бака горючего второй ступени и предварительный наддув бака окислителя второй ступени.

     К 89 мин. и 54 с заканчивается точное приведение и осуществляется переход на силовую стабилизацию гироплатформы, завершается контроль давления в баках первой ступени перед запуском двигательной установки и начинается полетная программа. Запуск двигательной установки начинается через 0,13 с. Через 3 с контролируется выход двигательной установки на предварительную ступень тяги, дроссели переводятся в положение режима главной ступени тяги, включается полетный наддув бака окислителя, двигательная установка переводится на главную ступень тяги. Подрываются разрывные болты - средства удержания ракеты на пусковой установке. Расстыковываются электроразъемы между ракетой и кабель-мачтой. Двигатель набирает порядка 90 % расчетной тяги. Ракета начинает полет. Срабатывает контакт подъема - "КП".

     Автоматический режим приведения ракеты-носителя в готовность и осуществление пуска укладывается во время не более 90 мин. Такой жесткий временной режим дает возможность использования этой ракеты в качестве "ракеты-спасателя", например, при осуществлении операций помощи в космосе. Быстрая автоматическая подготовка и пуск открывают для этой ракеты путь к организации построения многоспутниковых систем, своевременного восполнения орбитальные систем и, в конечном счете, дает возможность планировать запуски по времени с достаточной точностью.

     Кроме того, комплекс дает возможность осуществления "пулеметного" режима пусков с периодичностью, равной времени приведения стартовой пусковой установки в исходное положение.

Путь в остановленное время

     В начале января 1982 г. меня вызвал С.А.Афанасьев. Я приехал из Днепропетровска и поздно вечером был принят министром. В нашем Главном управлении знали о вызове, но о причине не обмолвились. Сергей Александрович сказал: "Видимо, будет тебе предложение от В.П.Глушко перейти к нему первым заместителем и главным конструктором "Бурана", мы заинтересованы в твоем переходе: надо Глушко помочь - мы тебя поддержим".

     КБ "Южное", работая над блоком А этой системы, имело полное представление о состоянии разработки и проблемах, которые стояли перед королевской организацией в создании "Бурана".

     На следующий день после разговора с С.А.Афанасьевым я встретился с Игорем Николаевичем Садовским, который был главным конструктором "Бурана". Вроде (по нашей оценке - со стороны КБЮ) сильный, грамотный проектант, вполне уверенно выполняющий свою роль, и мне было не совсем ясна причина его устранения. Игорь объяснил просто: надоели проектные заскоки Глушко в нашей ракетной области. У Садовского было несколько серьезных ссор с Глушко, как он сказал, и после последнего столкновения Игорь Николаевич подал заявление министру с просьбой об отставке. При этом Игорь Николаевич не хотел идти ни на какие компромиссы с Глушко. "Тебя мы ждем, будем работать," - сказал Игорь. Я предложил ему в сложившейся ситуации остаться моим первым заместителем - это было просто необходимо для сохранения преемственности в разработке. Главные конструкторы ведь любят все менять по-своему.

     "Хорошо, что космическая наука у нас никогда не ходила строем. Делая одно дело, конструкторы мыслили по-разному, отстаивали разные технические идеи," - как-то сказал Е.А.Сиволодский - наш "главный химик" по топливам. И людьми они были разными, со своими характерами. У каждого, наряду с огромными достоинствами, имелись свои недостатки, свои нормы жизни и даже причуды. В своих спорах они иногда напоминали известных персонажей Д.Свифта из "Путешествий Гулливера", спорящих, с какого конца следует очищать от скорлупы яйцо - с острого или тупого. Примеров споров такого рода в многолетней истории авиационной и ракетной техники чрезвычайно много. В разработке большого масштаба неопределенности в направлении, споры, а попросту раздрай, особенно на стадии, когда прошло уже более пяти лет работы, всегда не были полезными. Лунная программа Н-1 - тому пример.

     И.Н.Садовский согласился с моим предложением и еще раз подтвердил, что будем работать дружно. От Глушко не было ни звонков, ни вообще каких-либо признаков необходимости встречи.

     Через пару дней по плану должно было состояться заседание Группы оперативного руководства. По одному из вопросов мы готовились докладывать как представители КБ "Южное". Наша небольшая делегация КБ и завода прибыли в Подлипки. Когда все рассаживались в зале заседаний, Глушко попросил меня сесть рядом с ним. Шел обычный разбор. Не дожидаясь конца заседания, Глушко пригласил меня к себе - в королевский кабинет. Сходу дал язвительно негативную характеристику Игорю Николаевичу и сказал: "Этот нарыв созрел - надо вскрывать. Я предлагаю Вам взяться за разработку "Бурана". Дальше шли всякие обещания, посулы, которые, кстати, кроме одного, Глушко не счел необходимым выполнить. Я попросил, зная В.П.Глушко лично и по характеристикам его же коллег, предоставить мне полную самостоятельность и независимость в действиях. В свое время Михаил Кузьмич говорил, когда назначал меня главным инженером: "Работай самостоятельно, делай ошибки - мы тебя поправим..." Янгель, действительно, не имел привычки опекать, тем более мелочно. С ним было интересно работать. В основе стояло творчество, но и творчество не бывает без ограничительных преград верхнего уровня. Важно чтобы ограничения не переходили зримого предела.

     Глушко принял мои условия. Надо сказать, что в течение всего времени работы под его началом я не ощущал авторитарного давления. Но на момент разговора с ним я не знал другого: структура разработчиков в КБ изменилась коренным образом. Об этом мне стало известно только тогда, когда я приступил к работе в НПО "Энергия".

     В декабре 1981 г. Л.И.Брежнев в день своего рождения подписал постановление о мероприятиях по улучшению организации работ по "Бурану". Срок выхода на летно-конструкторские испытания оставался прежним - 1983 г. О том, что Генсек подписал это постановление в день своего семидесятипятилетия, Глушко часто подчеркивал при выступлениях на Совете главных. Как было положено, с выходом постановления начались мероприятия местного плана. В том числе в ОКБ - разработка орбитального корабля была передана в орбитальное управление (тогда эта мощная группа подразделений именовалась "служба ╧17"). Служба, занимающаяся ракетой, имела номер 16.

     Подразделения, ранее подчинявшиеся Садовскому, уводили из-под прямого влияния главного конструктора "Бурана". Надо сказать, что Садовский согласовал приказ. О.Н.Шишкин объяснял этот акт тем, что таким образом удалось привлечь к разработке "Бурана" основную часть ОКБ, которая в самом начале относилась к ней негативно. В результате единая система была расчленена в разработке. Разработчики корабля, долгое время работавшие вместе с Садовским, считали это правильным и, более того, высказывались во всеуслышание, что их деятельность находит в среде разработчиков орбитальных систем понимание и поддержку. Сквозила даже критика организации работ по кораблю в кусте Садовского. Назревал антагонизм в коллективе ОКБ. В рабочем составе это было малозаметно - больше в элитной части. В общем, было неясно, почему надо было разделять разработку, а не передать ее целиком в одни руки - руководству орбитальных систем... Возвращаюсь к тому времени. Если бы я знал, что в канун моего перехода в королевском КБ произошла такая перестройка, то, скорее всего, не дал согласия на работу с Глушко. Поздний опыт, приобретенный мною, говорит, что никогда нельзя принимать поворотное решение в жизни, не имея полной информации и оценки реального положения. Правда, в крупных делах логика договора основывается на честности партнеров. Видимо, бывают исключения, или мы тогда друг друга не поняли... Я дал согласие, оговорив, что надо посоветоваться с В.Ф.Уткиным. Позвонил - Уткин не давал мне совет отказаться от предложения Глушко. И еще звучал в памяти совет Янгеля: "Если так получится, что тебе придется работать с кем-то из знаменитой шестерки, то не попадай под Глушко...". Я шел вопреки совету Михаила Кузьмича.

     Слов нет, Глушко - и основоположник, и зачинатель ракетной техники в стране, и твердый проводник своей линии, но, как и все смертные, имел черты, не позволявшие, например, мне установить с ним доверительные отношения.

     После истории с размолвкой В.П.Глушко и С.П.Королева, когда Глушко стоял на грани изоляции со стороны королевской организации, Г.А.Тюлин и В.П.Глушко приехали в Днепропетровск. Георгий Александрович открыто разъяснил М.К.Янгелю, что Химкинское КБ может остаться без работы. Кузьмич потом, пересказывая нам это, призывал проектантов и конструкторов найти глушковскому КБ твердое место в разработках ОКБ-586. Настоятельную просьбу проектанты не могли обойти и тут же предложили участвовать в новой разработке модернизированной ракеты Р-36. Глушко согласился, но через некоторое время сообщил, что выполнить условия запуска маршевого двигателя первой ступени в рамках минометного старта невозможно. Положение у ОКБ было безвыходное - мы обратились за помощью к А.Д.Копопатову, к Воронежскому КБ, и те сделали проект. Тогда вдруг прозрел Глушко и настоял на возврате к себе разработки такого двигателя. Надо сказать, что двигатель был разработан глушковским КБ с полным выполнением всех наших требований и, как говорится, на высоком техническом уровне.

     Еще один случай из многих. Это было уже без Кузьмича. Случилось это в ракетных войсках - в хранилищах появился диметилгидразин несимметричный с примесью окислов железа. При длительном хранении в некачественно изготовленных емкостях произошла "порча" компонента и в больших количествах. Военные просили помощи и с надеждой ждали решения о возможности его дальнейшего использования по назначению. Мы оповестили разработчиков двигателей - Глушко и Конопатова - и просили дать заключение. А.Д.Конопатов откликнулся незамедлительно, проведя в короткое время исследование компонента и огневое испытание двигателя. Глушко после непрерывных звонков наших двигателистов ответил, что по результатам исследований компонента методом калориметрических трубок выявлено, что энергетические характеристики ухудшились и допускать компонент к прямому использованию не следует. Мы сами у И.И.Иванова провели серию огневых испытаний малых двигателей и пришли к решению, что "порченный" компонент годен. Таким образом, складывалось, что для второй ступени и ступени разведения компонент годен, а для первой - нет. Нет так нет. Доложили министру и военным свое решение... Вдруг приезжает Глушко в наше КБ, просит Владимира Федоровича Уткина пригласить меня в его кабинет. Пришел. Глушко: "Владимир Федорович, видимо, Ваши заместители не считают нужным вводить Вас в курс важнейших дел. Я провел исследования "порченного" компонента, сделал огневой пуск по просьбе Д.Ф.Устинова и принял решение допустить этот компонент к использованию, а Ваши заместители до сих пор должным образом не среагировали..." Передо мной сидел не просто старший по возрасту, но известный главный, иначе такой перевертыш не остался бы без комментариев. В моей голове не укладывалась такая... (уж, не знаю, как назвать). Уткин знал реальное положение дел, потому что по этому вопросу работало КБЮ, но переписка с организациями велась за моей подписью. Уткин аккуратно снизил накал. Но для меня осталось неясным, с какой целью надо в чужой организации устраивать "междусобойчик", как мы иногда называли у себя такого рода ситуации. После этого разговора осталась обида и недоумение.

     Но вернемся к моему согласию. Глушко, как только я подтвердил, что готов работать по "Бурану", позвонил О.Н.Шишкину, который, оказывается, находился недалеко, в том же здании, в кабинете В.Д.Вачнадзе. Он был назначен в 1978 г. Генеральным директором НПО "Энергия". Глушко сдал ему все административное руководство объединением. Плановые, экономические, финансовые и кадровые дела - все проходило через Вачнадзе. При передаче власти было оговорено, что все принимаемые по этим вопросам решения согласовываются с Генеральным конструктором.

     В кабинете Вачнадзе находился и начальник управления по кадрам с подготовленными анкетами, документами. Мне оставалось только подписать их. Звоню домой жене, она ответила: "Надо - значит надо..." А далее круговорот - Московский областной комитет, ЦК, коллегия, Д.Ф.Устинов и, в конечном счете, решение Секретариата ЦК о главном конструкторе "Бурана" и приказ о назначении первым заместителем генерального конструктора НПО "Энергия". Это был конец января 1982 г.

     На следующий же день Группа оперативного руководства во главе с О.Н.Шишкиным, с В.П.Глушко и большим составом работников министерства и конструкторов вылетела самолетом НПО "Энергия" в Куйбышев на завод "Прогресс". Это был запланированный, очередной выезд Группы. Разбор состояния дел на заводе и в КБ проводился на месте. Глушко предложил мне подключиться сходу к работе этой группы.

     Каждый коллектив - это загадка. Нет двух похожих. Характер коллектива складывается со дня его образования. Личность руководителя всегда накладывает отпечаток на всех его сотрудников. На входе в главный сборочный цех укреплена мемориальная доска С.П.Королеву. Здесь, на этом заводе, рождались серийные ракеты-носители на базе Р-7. Здесь изготавливались все ракеты, на которых летали наши космонавты, в том числе и ракета Ю.А.Гагарина. На этот же завод была возложена задача изготовления и сборки ракеты Н-1. Но основная его база сборки крупногабаритных конструкций находилась на Байконуре - там был филиал завода "Прогресс". Его директор А.А.Чижов руководил демонтажем Н-1 на полигоне, потом был направлен на этот завод. Завод, который сыграл видную роль в становлении авангардной реактивной техники, рабочими руками, совестью технологов и инженеров изготавливая мощнейшие высоконадежные машины космоса, оставался в тени светящегося ореола славы покорителей комического пространства, хотя без этой "пуговицы" или при ее плохом качестве вряд ли бы состоялось триумфальное шествие.

     "Прогресс" - это большой талантливый и трудолюбивый коллектив. Прямая причастность к делам С.П.Королева и работа с королевским коллективом придала сотрудникам значимость в их собственных глазах, сказывалась проскальзывающая порой державность, но преобладала все же скромность простых производителей. Даже чувствовалась довлеющая тональность подчиненности. Это впечатление сложилось в первый день знакомства с заводом в сравнении с живыми воспоминаниями о другом, родном заводе "Южмаш".

     Характер Днепропетровского завода иной - в связке с КБ "Южное" он играл далеко не подчиненную роль. Равный в разработке и даже влияющий на разработку, "Южмаш" никогда не был в тени событий. Технологические и инженерные службы завода "Прогресс" практически без критики принимали конструкторские решения. Здесь чувствовалась твердая королевская линия достижения непременной реализации задумки КБ. В этом плане службы завода настраивались на решение производственных и технологических проблем, а не на примеривание их к возможностям производства. Надо сказать, что их "инженерный пот" давал практически всегда достойные результаты. Например, внедрение нового алюминиевого сплава 1201 для баковых конструкций "Энергии" было осуществлено только на "Прогрессе". Сколько было опасений, связанных со свойством этого сплава, со сваркой. Ну, конечно, вместе с ними работали конструкторское бюро НПО "Энергия", Волжский филиал НПО, институты отраслевые и всесоюзные. В конечном счете, материал был освоен. Завод можно упрекнуть только в том, что медленно разворачивалось производство, медленно изготавливались конструкции, не вовремя поставлялись экспериментальные узлы и агрегаты на отработку, но это свойство общее для производств. Заказчику-конструктору всегда надо было быстрее увидеть свое произведение, а у завода - разноплановые трудности. Это все жизненные ситуации. Завод "Прогресс" производил хорошее впечатление.

     Вновь образованное КБ, Волжский филиал НПО "Энергия", возглавлял Борис Георгиевич Пензин. Вместе с Д.И.Козловым они вели на заводе работы по Н-1. Сам главный конструктор этого КБ и его коллектив владели богатейшим опытом конструкторской разработки крупногабаритных ракет, приобретенным в создании Н-1. Это уникальный опыт, которого не было ни у одного конструкторского бюро отрасли. В разработке ракеты-носителя "Буран" сложилось, как и при Н-1, распределение работ между московским КБ и местным - как между конструкторским коллективом и проектным. Проектное КБ Подлипок, служба 16, владела основными проектными решениями, осуществляла связь со смежными разработчиками (например, с КБ "Южное" - по модульной части блока А, а сам блок вели подлипкинские конструкторы, с НПО АП - по системе управления, с КБ В.П.Бармина - по наземному комплексу) и в конечном счете несла ответственность за комплекс "Буран" в целом.

     Куйбышевское КБ в самом начале было ориентировано на конструкторскую разработку центрального блока (блока Ц) и переходного блока (блока Я), который изготавливал Сызранский машиностроительный завод. Пневмогидравлическую систему блока Ц разрабатывали в Подлипках, водородную арматуру-автоматику тоже. Все остальное вело КБ Б.Г.Пензина. Позднее это бюро взяло на себя сборку пакета, то есть ракеты в целом. Огромный букет проблем, связанных с отработкой конструкции центрального блока., лег на плечи этого небольшого коллектива. Козлов выделил для размещения этого бюро несколько комнат и непрерывно напоминал, что их надо будет освободить. Завод помог, выделив некоторую площадь в одном из цехов. Пензину министерство обещало помочь строительством специального инженерного корпуса. Это судьба всех филиалов до тех пор, пока они не выходят на самостоятельную дорогу.

     На заводе строился новый цех для сборки блока Ц, гидробоксы для проведения прочностных испытаний баковых сборок, камеры для испытаний баков при криогенных температурах с заполнением жидким азотом. Волжский филиал НПО, кроме того, отвечал за отработку авиационной транспортировки крупногабаритных конструкций блока Ц.

     Первое впечатление, говорят, всегда правильное. Сложилось представление, что КБ и завод сделают свое дело, но им надо помогать. Особенно необходимо было помогать конструкторскому бюро, которое стояло на стыке проекта с производством. Надо было расшивать все возникающие у него вопросы. Только здесь, на заводе, можно было представить размах разработки и особенно масштабность конструкции.

     Работа Группы руководства продолжалась два дня. Все вернулись в Москву, а мне предстояло добраться до Днепропетровска и завершить переход в другую организацию. Оформление не заняло много времени. В.Ф.Уткин вместе с некоторыми руководителями пожелали успехов и сказали, что, если что не получится, ждут меня обратно... Тогда я не предполагал, что мои коллеги позднее откажутся от своих напутствий и пожеланий.

     Мне предстояло знакомство с новым коллективом. Многих я знал, но одно дело работать с организацией параллельно и совершенно другое - работать в ее составе. На одном из заседаний у В.Д.Вачнадзе О.Н.Шишкин представил меня верхнему звену руководства НПО. Пришлось держать короткое слово перед собравшимися, обещая работать в тесном содружестве и оберегать чистоту творческого духа коллектива С.П.Королева. В этой фразе я применил слова "хрустальный коллектив", имея в виду чистоту, а мне потом сказали, что кое-кто понял как обозначение хрупкого и слабого. Входя в новую семью, следует мерить свои слова не семь раз, а более...

     Некоторые руководители министерства оценили этот переход своеобразно: "Раньше королевцы помогали кадрами другим организациям, а теперь королевцам помогают другие..." Это не прошло бесследно. В коллективе пошли разговоры, что назначение этого "новенького" не произошло без помощи "длинной и волосатой" руки. Вдруг стало ясным, что Губанов - родственник В.В.Щербицкого, жена Губанова - сестра Владимира Васильевича. Да, действительно, отчество моей жены - Васильевна, но не более того. Можно было бы об этом не говорить, если бы не серьезное восприятие этого слуха в организации. Я не говорю "в коллективе", потому что слухи плыли в элитной части организации, а не в здоровом ее организме. Я знал об этих слухах, но не обращал внимания, и только через десять лет понял, чем жила эта часть коллектива.

     Дело в том, что в октябре 1991 г. в "Литературной газете" Ю.Щекочихин в статье "ВПК (большевиков).." устами П.Л.Короткевича утверждал: "За программой СОИ стоял Бакланов, в то время - министр общего машиностроения, его зам - впоследствии министр Шишкин, зять Кириленко Семенов, свояк Щербицкого Губанов, руководство ВПК - родственники ... Каждый видел себя в новом кресле после СОИ: Бакланов - секретарем ЦК, Шишкин - министром, Семенов - Генеральным конструктором." В статье Щекочихин под СОИ видимо понимал советскую альтернативную американской программу "Стратегической оборонной инициативы", под ВПК - Военно-промышленный комплекс, с добавкой "большевиков", видимо, для острастки. Короткевича Щекочихин так представил в своей статье: "Его работа три десятилетия являлась сверхсекретной. Год назад он хлопнул кремлевской дверью, чтобы ночью 19 августа переступить порог Белого дома. Сегодня один из создателей "ядерного щита", Петр Леонидович Короткевич впервые в своей жизни появляется на газетных страницах." Наконец наша страна узнала "создателя ядерного щита" с помощью Щекочихина. Этого "создателя" не подпускали к "щиту" даже на дальнее расстояние. Короткевич работал в НПО "Энергия", какое-то время слыл квалифицированным жестянщиком и мастерски рихтовал смятые в авариях кузова легковых машин, потом каким-то образом получил ученую степень и... так далее - не хотелось бы тратить на него время.

     У медиков есть известная Клятва Гиппократа. Есть ли у журналистов подобное обещание не пороть чушь со страниц печати?! Стало модным подавать в суд за клевету. Я хотел это сделать, но потом решил, что быть свояком Щербицкого - это не оскорбление, и само упоминание его имени в каком-то общественном разбирательстве стало бы неуважением к его памяти. Что касается моей жены - то ее отец, Филиппов Василий Демьянович, погиб в 1941 г. на Ленинградском фронте.

     Из этой истории, которая выплыла на страницы центральной печати, я понял, что слухи и интриги занимали серьезное место у авторитетов этого КБ, в чем я убедился позднее.

     Через неделю после окончания работы Группы в Куйбышеве Межведомственный координационный совет по созданию "Бурана" во главе с С.А.Афанасьевым вылетал на Байконур. В салоне самолета министр в присутствии руководителей других министерств и военных начал с В.П.Глушко разговор, необходимо ли и целесообразно ли строительство стенда динамических испытаний для "Бурана" на полигоне. Это колоссальное сооружение, которое было у американцев, а у нас нет. В.П.Глушко мужественно отстаивал необходимость этого стенда, в процессе спора он сорвался и разразился площадной бранью. Слышать такую тираду из уст Валентина Петровича было удивительно. Даже те, которые не вникали в суть спора, были ошеломлены и... рассмеялись. Разговор тут же прекратил Афанасьев и, улыбаясь, обратился к Глушко: "Давай лучше решим вопрос, кого ставить первым заместителем Губанова...". Валентин Петрович тут же отреагировал: "Только не Садовского". "Мы другого мнения... А кого ты предлагаешь?" - обратился Афанасьев ко мне. Я подтвердил, что Садовский - это единственный вариант. "Так и будет," - поставил точку Сергей Афанасьевич. Выходя из самолета, Валентин Петрович меня насторожил: "Вы многого, что творится в коллективе, не знаете. Я здесь уже восемь лет. Вы делаете ошибку". Потом, позже мы не возвращались к этой теме: пошла работа - было некогда.

     Основной вопрос, который рассматривал координационный совет на Байконуре, это - строительство необходимых сооружений для комплекса "Буран". В это время на полигоне завершались работы по передаче в эксплуатацию основного производственного сборочного комплекса ракеты после демонтажа всех технологических конструкций для Н-1 и шла подготовка к приему нового оборудования для изготовления и сборки блоков и пакета "Бурана" в целом. Реконструировался старт Н-1. Строился универсальный комплекс стенд-старт. Началось строительство комплекса для сборки и испытаний орбитального корабля, монтажно-заправочного корпуса, стенда динамических испытаний, комплекса взлетно-посадочной полосы. Строились жилые, гостиничные здания и модули для размещения технического состава и рабочих. Это была колоссальная строительная площадка. Командовал строительной армией Константин Михайлович Вертелов. Колоритная фигура. Строитель в силу специфики своей работы всегда находится под огнем критики и со стороны начальства, и со стороны принимающих в эксплуатацию готовые сооружения. Но строители - это и рабочие руки, которые и в холод, и в жару возводили уникальные сооружения.

     Строители работали в паре с Минмонтажспецстроем. Тоже уникальная империя. Руководил ею министр Борис Владимирович Бакин. Проводя разборы, Сергей Александрович относился к строителям и монтажникам с уважением и никогда не "давил" на них - всегда находил общий с ними язык, но и не заигрывал.

     Строительство велось не только в полигонном регионе. Строились измерительные пункты, станции наведения по трассе полета, строились и реконструировались посадочные полосы аэродромов в Хороле, на Дальнем Востоке и в Симферополе как запасные аэродромы для посадки "Бурана".

     В промышленной зоне ракетного комплекса "Энергия" - "Буран" образовалось два производства: филиал завода ЗЭМ и филиал "Прогресса", которые располагались в самом начале в основном монтажно-испытательном корпусе Н-1, на площадке 112. Филиал "Прогресса" занимал пролеты со второго по пятый. На инженерные службы "Прогресса" возлагались обязанности полного обеспечения и первого пролета, где располагалось производство ЗЭМ, так как "Прогресс" был хозяином этого гигантского сооружения, которое готовилось к приемке технологического оборудования. "Прогресс", в связи с неготовностью корпуса сборки блока Ц в Куйбышеве, планировал вести сборку на Байконуре. Даже клепально-сборочные работы по изготовлению межбакового и хвостового отсеков готовились вести здесь. "Прогресс" основательно базировался на этих производственных площадях.

     Но по основному варианту проектировалось сборку блока Ц вести в Куйбышеве. Цель была ясна. Планируемый вначале поток изготавливаемых ракет не мог обеспечиваться сборочными площадями на Байконуре. Для перевозки воздушным транспортом разрабатывался и изготавливался самолет Ан-224 "Мрия". Но тогда до этого было далеко...

     С вводом монтажно-испытательного корпуса орбитального корабля филиал ЗЭМа расширил свои владения, разместившись в этом корпусе.

     В самом начале работ на полигоне в филиале завода "Прогресс", начиная с демонтажа оборудования Н-1, подготовки монтажно-испытательного корпуса, руководителем от завода был Чижов, а затем Виктор Ефимович Кравченко. Со временем образовалось техническое руководство во главе с Григорием Яковлевичем Сонисом и Ниной Ивановной Омысовой. Специалисты-технологи высокого класса, они организовывали все работы с конструкцией сверхбольших размеров. Казалось, что они всегда работали только с суперракетами. Позднее, с перестройкой аппарата руководства филиалом завода, Сонис после Н.С.Шуракова станет директором этого филиала.

     Центром общения и в определенной мере координатором конструкторской деятельности всех организаций, участвующих в разработке комплекса "Энергия" - "Буран", был Совет главных конструкторов. "Совет главных", родоначальником которого был Королев. Советы главных создавались во всех конструкторских организациях, становились уже неотъемлемым элементом сложной структуры разработчиков. Однако, превращаясь в одну из ячеек организации создателей, Совет по своему стилю и характеру со временем менялся, волей-неволей заражался формализмом. Совет при С.П.Королеве, при М.К.Янгеле - это сбор первых лиц разработки. Элита собиралась в кабинете главного и вела обсуждение вопросов, которые ставил главный или любой из них. Разговоры острые, часто бескомпромиссные. К решению приходили почти только благодаря искусству главного из главных. Но если принималось решение, то этого решения держались все без исключения и на любом уровне руководства. В этом была сила такого Совета. Почти всегда на Совете присутствовали заместители министра и представители ЦК. Принятое в этом кругу решение переносилось на более широкий состав, но это было уже началом формального проведения Совета.

     В КБЮ после М.К.Янгеля главному конструктору пришлось приложить много усилий, чтобы удержать этот стиль. Главные - народ чопорный в вопросе табели о рангах. Чуть какое послабление - и на Совете уже не "первый", а его представитель. Это ослабляло Совет, особенно его решения. Совет в КБЮ удалось сохранить по стилю и значимости.

     В период разработки Н-1, при Королеве, на Совет к нему ездил сам М.К.Янгель. Правда, это было не часто. Михаил Кузьмич участвовал только тогда, когда вопросы касались нашего блока Е. При В.П.Мишине на Совет выезжали уже заместители М.К.Янгеля. Совет при В.П. представлял собой сбор большого количества людей - присутствовали представители и ЦК, и министерств, и Военно-промышленной комиссии. Узкий состав собирался только изредка, когда для принятия решения требовалась помощь авторитетов "верха".

     В.П.Глушко проводил Советы в Подлипках регулярно - каждую неделю, в среду. Возникли или нет острые вопросы, Совет проводился по заранее составленному плану работы на квартал, на полугодие и даже на год. Собирался разношерстный состав в большом зале заседаний. Совет более напоминал собрание, где председательствовал главный конструктор. Решение принимал Генеральный, и подписывал его только он один, и называлось это "Решением Совета главных конструкторов". Это стало предметом разговоров вне Совета, критиковали любое решение, принятое "одногласно" -"единогласно". Падал авторитет решений и самого Совета. Из "первых" мало кто приезжал на Совет. Поэтому, когда надо было обязать выполнить решение генерального, привлекалась система верхних руководителей в любой форме - совещания, указания, разбор на коллегии. Совет превращался в своего рода бюрократическую организацию. С 1983 г. пришлось внедрять подписание решений всеми членами Совета, хотя это и усложнило процедуру проведения, уже исключало возможность возникновения спонтанного мнения. Вводилась регламентация, контроль выполнения решений Совета, поднимался уровень подписывающих это решение и ответственность. Многочисленность сбора оставалась - это был уже порядок, который остался от такого рода сборов по Н-1.

     Организовывал работу, вернее вел всю подготовительную работу Сергей Сергеевич Розанов - ведущий конструктор, эрудированный в существе разработки, скромный и чрезвычайно трудолюбивый. Он загодя на планируемый период составлял перечень проблем и вопросов, которые следовало бы обсудить, устно согласовывал со специалистами и главными и представлял В.П.Глушко на утверждение. Этот план становился канвой. Он рассылался в организации. Подготовка Совета требовала подготовки решения по обсуждаемому вопросу. Вокруг этого решения начиналась возня. К Совету оно в основном "подбивалось". Глушко знакомился, делал замечания - и решение выходило на Совет. Заседание проходило, как правило, монотонно, но изредка возникали небольшие конфликты. Тут В.П.Глушко отчитывал смутьяна, а если это был "первый", то возникала перепалка. Но на стороне Глушко был "верх", и это все знали, поэтому в конце концов стороны несколько ослабевали в споре на Совете, и решение по затронутому вопросу выносилось выше, если не находили компромисса в кулуарах. В основном компромиссы находили в среднем звене обеих организаций. Особо независимо и принципиально вел себя Владимир Павлович Бармин. В их споры с Глушко всегда вовлекались "верха", но Бармин чаще всего одерживал победу.

     Глушко вел Совет подчеркнуто строго. Как-то я опоздал на начало заседания. Глушко не начал работу Совета. Сидя за столом президиума в огромном зале при большом количестве присутствующих, молчаливо ждал "нарушителя порядка". Как только я, пригибаясь, изображая свое извинение перед собравшимися, занял свое место, Глушко объявил: "Ну, теперь начнем". Этот прием, дисциплинирующий, но унижающий, - в характере Глушко.

     Сам Валентин Петрович был педант, пунктуален и точен Все вопросы, которые его интересовали, записывал в маленькую, примерно 5 на 3 сантиметра, записную книжицу. Там было все: что он хотел спросить или сделать, кому что поручено, и кто обещал что-то сделать. Когда он открывал книжицу, значило - сейчас будет допрос. Правда, их бывало не так много. Но пунктуальность прежде всего...

     Рассказывали, что Глушко однажды, сев в машину, сказал шоферу: "У меня остается мало времени - я опаздываю на коллегию в министерство". Шофер засуетился, выехал на осевую линию Ярославского шоссе и помчался, как правительственный транспорт, постоянно сигналя. У поста ГАИ машину остановил инспектор. Шофер вышел из машины и пытался объяснить инспектору ситуацию. Инспектор машину отпустил, конечно, но время было потеряно. И когда шофер вернулся за руль, Глушко ему заметил: "Я же сказал Вам, что у меня нет времени, а Вы еще нарушаете правила движения...." Можно считать этот рассказ анекдотом, но в нем звучит настоящий Валентин Петрович.

     Советы главных, проводимые в измененной нами форме, имели большое положительное значение, так как с помощью главных конструкторов и единственного секретаря Совета не упускался ни один вопрос разработки. Обсуждение же этих вопросов на Совете вовлекало всех участников разработки в суть, в состояние дел в целом, давая достаточно полное представление о ходе работ. На Советах рассматривались этапные работы: эскизные проекты, технические проекты, предложения правительству, результаты исследований, перспективные планы работ. Королевская организация - огромная, чрезвычайно плодовитая, талантливая.

     Иногда при решении некоторых вопросов разработки Глушко обращался к аналогу "Бурана": "Давайте вернемся к нашей печке... А как это сделано на "Спейс Шаттле?" Это, я напоминаю, по сути ответ на вопрос о похожести нашего орбитального корабля на американский орбитальный самолет.

     В конце марта 1982 г. Валентин Петрович предложил поехать в Центр управления полетами, размещенный в ЦНИИМаше - посмотреть принимаемую Центром прямую передачу старта "Спейс Шаттла". Это был третий старт "Колумбии". Оказывается, Глушко смотрел на старт на большом экране ЦУПа уже третий раз - он видел и первый пуск, и второй. В новинку было интересно. А в принципе - ничего нового и уникального, наблюдения такого рода опыта не прибавляют. Старт "Колумбии" прошел нормально... В зале сидели только мы вдвоем, на галерке. Больше я в просмотрах не участвовал.

     В июне-июле 1992 г. по приглашению Космического центра имени Дж.Кеннеди, находящегося на Восточном испытательном полигоне на мысе Канаверал, я присутствовал при подготовке одного из американских "челноков", знакомился со сборочными корпусами, стартом, с орбитальным кораблем и экипажем, заглянул внутрь кабины.

     Все, как у нас. Своя специфика, но ракета есть ракета. Ее делать плохо просто нельзя. Об этом полигоне и Центре - позже и особо.

     Письма свои, и в основном в "верха", Глушко писал лично. Было удивительно видеть на уголке, где обычно машинописное бюро отмечает рядового исполнителя, фамилию "Глушко". Как правило, главные считали это "не царским делом". Главное - подпись. Много внимания Глушко уделял своей авторской работе. Даже на полигоне, где крутился людской водоворот, правил и писал свои книги, энциклопедию...

     Разработка двигателей первой и второй ступеней находилась под особой опекой В.П.Глушко - под авторским надзором. Советы главных по этому двигателю он проводил в Химках, там же проводились совещания министров. Это был центр всей разработки: будет двигатель - будет ракета. Ряд вопросов, которые необходимо было решить в пользу ракеты, особенно по динамическим характеристикам двигателя, по надежности и срокам поставок, замыкались все же на Глушко. Он всегда принимал сторону двигателистов. Может быть, это и правильно, но таким образом ряд требований приходилось внедрять с больными разговорами. Однажды я письмом обратился в КБЮ, акцентируя их внимание на недостаточность отработки двигателя. На определенном этапе его надежность еще была низка для поставок на блок А. Создавался заколдованный круг: мы требовали соответствующего уровня надежности от блока А, КБЮ должно было выставить соответствующие условия для двигателистов блока А, поскольку техническое задание на разработку двигателя выдавало КБЮ. Но двигателисты были в составе нашего НПО и под крылом Глушко. Круг замыкался. КБЮ так и ответило: "Разбирайтесь у себя сами". В наступление ввязать их не удалось. А споры с генеральным по этому вопросу проходили неизменно с отрицательным для нас решением. Вопросы выплескивались наружу. Создавалась натянутая ситуация. Михаил Рувимович Гнесин часто успокаивал: "Все будет хорошо. Мы тебя понимаем, но еще нет возможности. Мы доведем... Будь уверен".

     Главная особенность разработки, в которой участвуют более тысячи создающих и изготовляющих организаций, - это согласованность действий или, по крайней мере, одинаковое понимание исходных требований, положений и взаимных обязательств. Любая авария случается или в поле неотработанности агрегата (системы), или на стыке двух контактирующих разработок. И обязательно, как потом выясняется, из-за досадной мелочи. Как говорил Аркадий Райкин, "все держится... ни за что не догадаетесь... на пуговице!"

     В конце октября 1986 г. разразился скандал по поводу неудовлетворительных результатов прочностных испытаний силового пояса орбитального корабля в зоне нижних связей с ракетой-носителем, проведенных у Г.Е.Лозино-Лозинского. Из-за разного понимания записи в соответствующих "согласительных" документах по схеме силового сопряжения были проведены прочностные испытания без учета реально действующих нагрузок. В схеме нижней связи существовал элемент ракеты, который в совместной силовой композиции "ракета - корабль" при внешнем нагружении включает часть, прилегающую к шпангоуту в этой зоне обшивки корпуса корабля, в силовую схему нижней связи. Поэтому при действии внешней продольной силы в этой части конструкции орбитального корабля, замыкающей силовую связь, возникают дополнительные внутренние распорные усилия. Внутренние усилия, возникающие в элементах конструкции, определяются расчетным путем. Достоверность расчета должна была проверяться путем прочностных испытаний орбитального корабля с имитацией конструкции связи. Статические испытания корабля были проведены без имитации, на жестких опорах, что не позволило своевременно выявить несоответствие расчетной схемы фактическому характеру работы элементов связи корабля. По этим результатам предстояло серьезно менять силовую схему корпуса корабля. Проблему разрешили сами прочнисты, несколько изменив конструкцию элементов связи на ракете. Что интересно, по тем же исходным данным КБ Д.А.Полухина рассчитывало и испытывало в соответствии с протоколами "Скиф ДМ", предназначенный для полета на ракете 6СЛ, не претерпевая никаких изменений. Вывод один - надо докапываться до "нутра" всех расчетов и проектов, до исходных требований к сопряженным системам.

     Мы стремились с самого начала наладить тесный контакт со всеми смежными разработчиками. Выезд в конструкторские бюро для решения всех вопросов или, по крайней мере, определения порядка и сроков решения возникающих вопросов стал правилом. Это называлось "ОТР" - оперативное техническое руководство.

     Ближайшая для нас организация - Волжский филиал НПО "Энергия". Вместе с Борисом Георгиевичем Пензиным определили порядок обсуждения и решения возникающих в его КБ вопросов. Специалисты Куйбышевского КБ заранее готовили перечень вопросов, их суть, и кто из специалистов головного КБ должен быть при решении этих вопросов. В первое время их было очень много. На самом деле, наше КБ - автор проекта, а филиал - конструкторская организация. Не все, что в голове у проектанта, отражено в переданной документации. Трудяги Волжского КБ иногда путались и в многочисленных коридорах головного КБ, добиваясь ответов на свои вопросы.

     Первый наш рейс в Куйбышев был полностью забит авторами из Подлипок. Целый Ту-134. Хорошо, когда есть свой самолет. Прилетели все с условием не улетать, пока не закроем все вопросы с конструкторами и производством. Работа пошла. Последующие рейсы уже были не такими многочисленными, а даже позднее совмещались с выездами Группы оперативного руководства министерства во главе, как правило, с О.Н.Шишкиным. Со временем вопросы не исчезли полностью, но их становилось существенно меньше.

     Борис Георгиевич подобрал себе толковых, исполнительных помощников, каждый из которых в своем направлении был корифеем. Геннадий Григорьевич Романов -конструктор и руководитель сборки и испытаний ракет; Александр Алексеевич Маркин - испытатель, руководитель комплекса по системе управления; Анатолий Владимирович Андреев - прочнист, практически вся программа велась его службой в тесном взаимодействии и под руководством Александра Васильевича Кармишина, руководителя отделения ЦНИИМаша; Эдуард Николаевич Щербак - руководитель комплекса экспериментальной отработки, "хозяин" криогенного стенда, энтузиаст своего дела.

     Творцом производственной организации и технологии на "Прогрессе" был главный инженер Вадим Николаевич Ментюков. Большой, квалифицированный состав специалистов завода по сборке, сварке, механической обработке крупногабаритных конструкций работал совместно с КБ Пензина и проектантами НПО. В освоении новых теплозащитных и теплоизоляционных материалов сыграла заметную роль Лиана Андреевна Яковлева.

     Длительное время работая в контакте с этим КБ и Б.Г.Пензиным, который в свое время создавал Н-1, я понял, что коллектив способен на самостоятельную авторскую разработку блока Ц. Я предполагал через некоторое время переложить на филиал все работы по "Энергии" в целом. Ввести Пензина в круг головных разработчиков, дать ему, да и всему КБ, возможность развернуться, стало целью.

     У Днепропетровского ОКБ-586 в свое время было много филиалов - в Омске, Перми, Красноярске. Само ОКБ-586 начинало свою деятельность как филиал ОКБ-1. Все эти филиалы позднее стали самостоятельными конструкторскими организациями. Это непреложный закон творческого роста.

     Ориентируясь на расширение прав Волжского филиала, я полагал основную силу головного КБ, которая проектировала сверхтяжелые ракеты, направить на проработку комплексов перспективного направления, на совершенствование работ, а конструкторское сопровождение в производстве поручить КБ Б.Г.Пензина. В.П.Глушко не поддерживал наших планов.

     В конце августа 1983 г. на завод "Прогресс" прибыл Д.Ф.Устинов. В это время он обычно отдыхал в санатории "Утес". Загодя прибыла вся команда. В разборе участвовали министры, военные, главные конструкторы. Дмитрий Федорович обошел все строящиеся цеха, поговорил со специалистами и рабочими.

     После доклада в кабинете Чижова о состоянии дел по "Энергии" Дмитрий Федорович задал практически один вопрос: "Слушай, а что вы делаете по "Вулкану"?" При этом он попросил у Леонида Васильевича Смирнова закурить. Смирнов давно уже не курил. Кто-то услужливо предложил Дмитрию Федоровичу сигареты. Рядом сидящие упрекнули: "Нельзя же...". Устинов задымил. Я ответил: "Мы в настоящее время не можем начать работу по "Вулкану". Потребуется вложение больших средств, но строительство, которое ведется на "Прогрессе", идет с учетом "Вулкана". Дмитрий Федорович: "А какие размеры центрального блока в отличие от "Бурана"?" - "Длина блока должна увеличиться на 15-20 м", - вставил Пензин. "Вы что, не хотите заниматься "Вулканом"?" - пошел на обострение Смирнов. - "Нет, мы планируем работы по "Вулкану", а то, что Борис Иванович говорит без уверенности, не значит, что "Вулкана" не будет, " встал со своего места Глушко. - Если у главного конструктора нет желания, я его заставлю...". Толкнув меня всем корпусом в бок и улыбаясь, он добавил: "Несмотря на разницу в весе". Все заулыбались. Совещание завершалось. Смирнов: "Вы делаете ошибку...". В.Г.Красавцев: "Ты это опрометчиво".

     Остались одни. Глушко: "Борис Иванович, неужели Вы не понимаете, что когда лидер наших работ предлагает более сложные планы, надо соглашаться. Не каждый год правительство может позволить себе эту роскошь. А что будет, если не станет Дмитрия Федоровича? Учтите - в жизни так не бросаются перспективой...". Да, это был исторический урок. Кто знал, что уже через год Дмитрий Федорович уйдет из жизни, а через десять лет в сторону "Энергии" будут плевать и обвинять его и нас в "неоправданных" затратах. Это будут те, кто не попал в "космический" водоворот.

     А "Вулкан", напомню, должен был открыть дорогу в дальний космос, к Марсу и другим планетам Солнечной системы. "Вулкан", по проекту, выносил на опорную орбиту 200 т полезного груза.

     КБ Пензина вело многие работы самостоятельно: отработку автоматики, правда, кислородной, всю технологию центрального блока, прочностные испытания и много всего, что связано с обычной конструкторской работой. Пензин поддерживал строгость в выполнении конструкторских требований. Такого рода твердость всегда в производстве встречает негативное отношение к конструктору и, напротив, любое послабление расценивается как смелость и решительность. "Популизм" в этом вопросе коснулся и Глушко. Для него как для Генерального готовились просьбы о послаблении твердых требований Бориса Георгиевича. Глушко, с подачи министерского руководства, скатывался к таким решениям, которые заставляли Пензина справедливо возмущаться. Назревал конфликт.

     Мы с Б.Г.Пензиным прошли почти пятилетний путь, ракета 6СЛ уже готовилась к пуску, и вдруг он подал заявление об отставке. Это было неожиданно. Бескомпромиссная просьба объяснялась состоянием здоровья. Действительно, в последнее время он иногда оказывался в больнице с повышенным давлением, а ему было всего-то около шестидесяти лет. Видимо, это было принципиально важным. В защиту Пензина я должен был бы тоже подать в отставку... Борис Георгиевич был тверд и убедительно говорил о состоянии здоровья как о единственной причине. Потом, после пусков, ему, как и многим, кто работал над "Энергией", ничего не досталось - ни благодарности руководства, ни наград тем более... Как-то в Куйбышеве, когда я был там уже в девяностых годах, он, уже пенсионер, просил устроить его где-нибудь в Москве, ближе к "Энергии". Ни он, ни я не знали, что мне самому осталось находиться около этой ракеты не более года... КБ так и не стало на путь самостоятельной деятельности.

     КБ "Южное", приняв техническое задание на разработку модульной части блока А и согласовав все "увязочные" протоколы и документы, вело работы самостоятельно. Причем все работы по изготовлению экспериментальных блоков и блоков для летных испытаний по решению КБЮ финансировались напрямую по договору с ЗЭМом (НПО "Энергия"). Все проблемы своевременности поставок модульных частей регулировались между двумя заводами. Эта схема для Южмаша была не новой, поэтому каких-либо препятствий не встречала.

     Поставка модульных частей к началу сборки первых экспериментальных ракет "Энергия" осуществлялась прямо на Байконур, где производство Ю.И.Лыгина вело сборку блоков А. Южмаш предупреждал, что при развертывании серийного изготовления ракеты-носителя "Зенит" (с увеличением их количества в производстве), модульные части должны найти себе новое место. Поэтому началось разворачивание производства блоков А и двигателей первой ступени в Омске, в ПО "Полет", где директором был В.И.Зайцев. В первую очередь запускался в освоение двигатель РД-170.

     Объединение "Полет" было организовано на базе предприятия, созданного в 1941 году. Этот завод во время войны производил бомбардировщики Ту-2, истребители ЯК-7, Як-9, позднее освоил производство бомбардировщиков Ил-28. В течение одного года освоил и начал изготавливать Ту-104. На счету "Полета" было 40 программ по международному сотрудничеству в рамках "Интеркосмос", запуск индийских спутников "Ариабхата", "Бхаскара-1" и "Бхаскара-2", французского спутника "Снег". Объединение изготавливает ракеты-носители класса "Космос" - 65СЗ. Это жидкостная двухступенчатая ракета длиной 35 м и диаметром около 2 м. Выносит на опорную орбиту высотой 400 км 1300 кг груза. С 1991 г. ведет разработку глобальной низкоорбитальной спутниковой системы связи., которая должна состоять из 32-45 космических аппаратов, расположенных на низких (1000 км) орбитах. В 1984 г. были проведены испытания изготовленной в объединении уникальной двигательной установки РД-170 для ракеты-носителя "Энергия". Освоение производства этих двигателей потребовало разработки и использования целого ряда новейших технологий.

     Ан-74. Предприятие имеет собственный аэродром с взлетно-посадочной полосой первого класса длиной около 3000 м.

     За все время совместной работы с КБЮ по созданию блока А возникла только одна проблема - чистота внутренних полостей баков. Впервые она стала предметом спора и обсуждений после аварии на стенде в Загорске, когда первая ступень "Зенита" при огневых испытаниях сгорела и существенно пострадал сам стенд. Второй раз проблема всплыла, когда в октябре из-за знаменитого прекращения пуска "Энергии" начался слив компонентов топлива. При сливе кислорода из одного из блоков (20А) был демонтирован забитый волоконными частицами двадцатимикронный фильтр, установленный на борту сливной магистрали. В этом случае крупных споров не было. Дефект был устранен и на будущее приняты соответствующие меры.

     Завод экспериментального машиностроения (ЗЭМ) НПО "Энергия" по блокам А изготавливал все, чем необходимо было дооснащать модульную часть блока, изготавливающуюся на Южмаше. Это, прежде всего, - носовая часть с узлом стыковки блока А с блоком Ц в верхнем поясе связей, хвостовой отсек, контейнеры для размещения средств спасения блока (стеклопластиковые конструкции контейнеров изготавливались на Сызранском заводе пластмасс), сливные клапаны, система рулевых приводов, внутрибаковые устройства. Завод изготавливал большое количество экспериментальных установок, так называемых "ЭУ". Это были и модели ракеты в целом, например, ЭУ-360 для отработки газодинамики старта, и полноразмерные блоки А, изготавливаемые по кооперации с Южмашем, для отработки отделения блоков на стендах Загорска, и клапаны, и автоматика. В общем, большой объем работ. И в основном это работы, от которых отказались другие предприятия. Такова доля головного завода.

     Центром организационной работы был директор завода Алексей Андреевич Бори-сенко. Толковый руководитель, честный человек. По технологии, по срокам изготовления ответственным был главный инженер завода неутомимый Исаак Борисович Хазанов. В его команде были главные специалисты, начальники производств и служб: Владимир Ефимович Гальперин, Анатолий Николаевич Андриканис, Виктор Константинович Парменов, Александр Петрович Педан, Борис Матвеевич Бочаров, Владислав Анатольевич Ефимовский.

     По первоначальным планам сборка блока А должна была осуществляться на основной базе ЗЭМа, в Подлипках. Здесь планировалось развернуть испытательную станцию с таким расчетом, что окончательно собранный и проверенный блок А на полигоне будет проходить только входной контроль и - сразу же на сборку в пакет. В дальнейшем сочли целесообразным развернуть сборку блока А на Байконуре, в первом пролете монтажно-сборочного корпуса, на площадке 112 (Н-1). Образовалось производство, которым командовал Юрий Иванович Лыгин, помогал Вячеслав Иванович Кожухов. На них лежала еще задача сборки орбитального корабля, которая велась в монтажно-испытательном корпусе, на площадке 254. Оба владели опытом сборки и подготовки к испытаниям ракеты Р-7.

     В тесном контакте с "ракетчиками" работали "корабелы", рыцари своего создания во главе с руководителями служб: Владимиром Александровичем Тимченко, Александром Васильевичем Васильковским, Борисом Евсеевичем Чертоком, Борисом Ивановичем Сотниковым, Юрием Михайловичем Фрумкиным.

     Второе КБ, в которое мы организовали рейды специалистов - это НПО "Электроприбор", Харьков, разработчик комплекса аппаратуры управления. Главным конструктором НПОЭ был Владимир Григорьевич Сергеев, который также прошел длинный путь с ОКБ-586, с тех времен, когда Днепропетровское и Харьковское конструкторские бюро вставали на ноги после потрясений октябрьской 1960 г. катастрофы. В.Г.Сергеев - человек сложного характера, спонтанный, особенно при совместном обсуждении проблем, непредсказуемый. Были размолвки, были радости, были отклонения от единого направления, но коли человек был понимаем своим коллективом и не без успеха им руководил, то это становилось главным. Однако решать текущие вопросы с ним было сложно. Но когда весной 1986 г. ему предложили уйти на пенсию, мы ему сочувствовали. Смена руководства - жизненный процесс. Главные конструкторы, как правило, все же находились на посту до конца своих дней. Предложение к отдыху "досрочно" - это удар.

     Большой группой во главе с министром мы летели с полигона в Москву. Первая запланированная посадка на нашем пути - Харьков. Владимир Григорьевич знал, для чего прилетают большие руководители. Встречал, широко улыбаясь, суетился. День прошел в докладах о состоянии дел, а второй разговор министра с ним - один на один. Ну, а дальше - его растерянный взгляд, сочувствующие и даже безразличные лица остальных, бесполезные высказывания "представителей" коллектива... Сергеев подписал заявление.

     Чтобы не забыть. В период закрытых разговоров начальства с В.Г.Сергеевьм мы с Глушко оказались в небольшом кабинете, ожидая команд. Время тянулось медленно. В разговоре Валентин Петрович незаметно перешел на личные темы. Сначала о днях его деятельности в ГДЛ, а потом прошелся по всей жизни. О заключении ни слова, кроме того, как работал в Казани, правда, ничего нового по сравнению с тем, что уже написано, не рассказал, но его откровенность меня удивила: он никогда не делился своими мыслями о личном, по крайней мере, со мной. Михаил Кузьмич был более открытым и часто делился своим личным с собеседником... Глушко рассказывал, как первый раз приобрел картину, получив большую премию за разработку. Позднее у него образовалась своя коллекция. Рассказывал, как из этой коллекции по просьбе Н.С.Хрущева хотели купить одну известную картину, потому что картина предназначалась в качестве подарка кому-то за кордоном при очередной поездке вождя - Глушко отказал.

     Кстати, Николай Алексеевич Пилюгин имел свое хобби - огромную фонотеку. У него хранились как граммофонные, так и современных записи на магнитных лентах. Он любил слушать музыку на стереофонической аппаратуре. И, между прочим, его коллегой был Н.А.Подгорный, с которым они обменивались записями...

     Глушко рассказывал о даче, которую ему подарило правительство после завершения работ по Р-7. Аналогичные презенты получила вся знаменитая королевская "шестерка". Так вот, оказывается, для Валентина Петровича эта дача создавала некоторые трудности, и он хотел ее вернуть, но это было не менее сложно...

     Главным конструктором системы управления ракеты-носителя был Андрей Саввич Гончар.

     Согласно первоначальным исходным правительственным документам, головным КБ по системе управления в целом было НПО АП - объединение, которым руководил Николай Алексеевич Пилюгин. Позднее было подключено сергеевское КБ, и функции разделились между этими двумя разработчиками. Харьковское КБ отвечало за создание системы управления ракетой, московское - за систему управления орбитального корабля. Головным оставалось НПО АП.

     Идеологом, теоретиком и проектантом системы управления ракетой-носителем у Сергеева был Яков Ейнович Айзенберг. Он с рождения КБЭ работал в контакте со многими организациями - разработчиками ракет, с которыми связывала судьба КБ. Обходительный, гибкий, не влезающий в "политику", он решал с нами практически все вопросы по исходным началам разработки. Его требования к нам сводились к суммированию со стороны нашего головного КБ всех заданий. Дело в том, что выданное Харьковскому КБ задание на разработку непрерывно пополнялось и изменялось. Эти изменения текли по многим каналам - от наших проектантов, теоретиков и кураторов разработки. Он часто обращал внимание на то, что для принятия совместных решений в нашем КБ ему приходилось проходить многие подразделения. Поэтому в первый же наш прилет мы установили такой же порядок, как и с Куйбышевским филиалом. Готовили заранее все вопросы и проблемы. Мы в нужном составе приезжали или прилетали с вчерне обсужденными внутри "наших" решениями, и начиналась проработка вопросов. Работали допоздна. Предварительной подготовкой и текущими связями с конструкторским бюро занимались Владимир Михайлович Караштин и Павел Федорович Кулиш, а от теоретиков Павел Михайлович Воробьев. От них зависело многое. Они ко всему прикладывали свое желание и стремление наладить должную работу. В.Г.Сергееву, как правило, докладывались результаты согласования.

     Позднее КБЭ руководил А.Г.Андрющенко, но тяжелая болезнь рано вывела его из строя. Я.Е.Айзенберг стал руководителем этой организации. Она потом будет называться "Хартрон".

     Из основных проблем, с которыми мы столкнулись в создании системы управления, назову "зависания" или "заклинивания" вычислительной машины, потому что эта проблема встала во весь рост, когда ракета 6СЛ уже полным ходом готовилась к полету. Конечно, если не считать сплошного ряда проблем во всем процессе создания системы, правда, они из разряда "проектного и инженерного пота", но - проблемы: вначале - увязка исходных данных, моделирование, разработка бортовой вычислительной машины, затем аппаратурное исполнение - длительный и трудоемкий процесс.

     Суть "зависания" бортовой вычислительной машины заключалась в том, что процесс работы останавливался, как бы спотыкался в режиме самоконтроля, без перехода в режим функционального управления системами. Этот дефект проявлялся и исчезал -"самоустранялся". Вероятность его появления, правда, была чрезвычайно низкой, а если учесть, что на борту находятся три такие машины и система работает "по принципу голосования" - "два из трех", то вероятность проявления дефекта в полете была очень малой. В.Г.Сергеев вышел к нам с предложением допустить систему к летным испытаниям. Был довод - статистическая оценка вероятности проявления дефекта укладывалась в требования по надежности к системе... Мы настояли на продолжении поиска причины дефекта. После длительных поисков и экспериментов на стендах НПОЭ причина была найдена - она находилась в неточной настройке тактов теста самопроверки и функционального процесса машины.

     На первых порах, кроме того, было большое количество отказов приборов при проведении испытаний входного контроля, автономных и комплексных.

     Бригада НПОЭ на полигоне, работавшая с нами в монтажно-испытательном корпусе и старте, была одной из многочисленных. Работала слаженно, не считаясь со временем. Бригадой руководили А.С.Гончар, В.А.Страшко - терпеливые, сдержанные, контактные и, самое главное, преданные делу люди.

     В полете ракет "Энергия" замечаний к системе управления не было.

     Командные гироприборы разрабатывались КБ В.И.Кузнецова (теперь НПО "Ротор"). Здесь практическую работу вел Илларий Николаевич Сапожников. Он осуществлял связь КБЭ с нами. У него в организации мы были раза два.

     По наземному комплексу КБЮ работало совместно с Ленинградским КБ - КБСМ, Московским КБТМ. С организацией В.П.Бармина работали над созданием шахтных стартов первых наших ракет Р-12 и Р-14. Со временем связь как-то затерялась. КБОМ работало в основном на Королева. Отношения между НПО "Энергия" и КБОМ, в общем, были нормальными, но весьма натянутыми между двумя академиками. В этой связи наш выход в организацию Владимира Павловича был встречен с пониманием необходимости тесного контакта. Вместо переписок, заявлений на совещаниях мы регулярно собирались в кабинете В.П.Бармина. Сейчас трудно вспомнить вопросы, по которым мы бы не находили решений или компромиссов. В подготовке всех этих решений главную роль играл Николай Михайлович Корнеев - первый заместитель Бармина, он собирал руководителей всех своих проектно-конструкторских подразделений, и мы совместно прорабатывали все нюансы. Бармину выносились принципиальные решения.

     КБ наземного комплекса взаимодействовало с сотнями организаций, начиная со строителей: с разработчиками наземных систем, институтами криогенной техники, разработчиками бортовых систем, с машиностроительными заводами и военными. Этот мощнейший комплекс предприятий мог управляться только сильной организацией. В.П.Бармин и КБОМ свою роль выполняли с успехом. Иногда казалось, что Бармин усложняет оценку трудностей, но когда поймешь, что у него за спиной целый отряд разработчиков и изготовителей, причем разных ведомств, к которым иногда без постановления правительства не подойдешь, то приходится уважать эту оценку. Чаще всего он защищал даже не себя, а своих смежников.

     Последовательно, вопрос за вопросом мы расчистили путь в разработке и наладили нормальные отношения, не зависящие от всплесков разногласий у академиков. Позднее, когда основные силы перешли на полигон, контакт не ухудшился. Работами на полигоне от КБОМ руководил Владимир Николаевич Климов. От нас на повседневном взаимодействии находился Вячеслав Николаевич Бодунков.

     Двигателисты работали в четкой канве тактико-технических заданий, в отработанной системе взаимодействия. Вся их деятельность была видна, как на ладони. За созданием двигателей первой и второй ступеней следили все - от нашего КБ, до правительственных органов. Они были в центре внимания. На полигоне каждая организация двигателистов имела свои бригаду и базу.

     От КБ "Энергомаш" неизменно был заместитель В.П.Радовского Анатолий Васильевич Сафонов, которого мы знали давно, еще когда он в бригаде В.С.Радутного работал с КБЮ по боевым машинам. Все решения, которые нам было необходимо принять, от КБЭМ подписывал А.В.Сафонов. Он их своевременно согласовывал, докладывал на всех высоких сборах. Мы видели только его, но за его плечами стоял мощный коллектив.

     От КБХА постоянно был Владимир Сергеевич Рачук, он же стал главным конструктором двигателя второй ступени у А.Д.Конопатова. Трудолюбивый, спокойный, он закрывал собой на полигоне все свое КБ. Решения по проблемам взаимодействия всегда инициировались и организовывались им.

     Наша собственная работа в НПО "Энергия" строилась на основе уже сложившихся взаимодействий между подразделениями. Первой и единственной проблемой в начальный период была организация ритма работы этих подразделений - своевременности решения вопросов разработки и изготовления, слаженности в работе со смежными организациями, тем более, что основная работа велась с сотнями коллективов.

     Чувствовалась необходимость создания коллектива ведущих конструкторов. Как Королев говорил: "Ведущий конструктор - это глаза и уши главного конструктора." Так, по крайней мере, передавали сами королевские ведущие. Это безусловно верно. В КБЮ ведущие играли заметную роль, особенно в так называемой матричной структуре управления - каждый вел свою машину. Здесь, в НПО, машина вроде одна, но имелось большое количество систем и смежников в комплексе. Уследить за всем комплексом было сложно - должна работать система руководства разработкой. Нужны помощники. Подобрать доверительный коллектив в новой организации и за короткое время трудно.

     Помог Вячеслав Михайлович Филин. Я его знал еще по работе с блоком Е для Н-1. Толковый, контактный, хорошо знающий здешний коллектив. Я был рад, что появляется помощь. Но сразу же натолкнулся на свое "особое" положение главного конструктора. Я должен был теперь согласовывать со всеми инстанциями внутри организации его перевод в службу 16. Это какая-то дикость - "руки и ноги связаны, а рисовать надо..." Вот что значит недоговоренность в правах главного. Я думал, что главный - это главный... Согласовал с кадрами, парткомом, экономистами, трудовиками, с Глушко, с Вачнадзе... В руководстве запротивились его назначению сразу заместителем главного конструктора: ведь он только заместитель начальника отдела " надо последовательно... "Я обещал его взять заместителем главного". - "Не положено". Так я впервые столкнулся с реальностью своего положения. Филин не обиделся, что я не отстоял своего же решения. Было ясно, что тем более надо скорее привлекать к организаторской работе человека, который хорошо знает устав здешнего монастыря.

     Дальнейшая комплектация ведущих велась практически полностью Филиным. Группы ведущих строились по предметному принципу. Одна группа вела блок А, то есть организации, связанные с разработкой этого блока, другие - центральный блок и блок Я, систему управления и наземный комплекс, экспериментальную отработку. Отдельная группа вела планирование и разработку графиков создания комплекса, которые потом становились канвой принятия решений всех вышестоящих организаций. Было организовано экономическое и контрольное бюро. Проектные подразделения были сложены по схеме: отдел перспективного и комплексного проектирования и отделы по блокам, которые вели увязку и их разработку.

    Подобрался толковый коллектив. Олег Николаевич Синица, который вместе со мной участвовал во многих высоких сборах, вошел в курс дела и неизменно представлял нашу службу в министерстве, Военно-промышленной комиссии, в ЦК. Готовил документы для представления на верхний уровень Увлекающийся проектант, аналитик. Честный, скромный. Много курил... Сергей Сергеевич Ершов - моторный организатор, трудолюбивый, контактный. Вел работу по увязке всего комплекса, помогал Филину в общей организации. Виктор Дмитриевич Семенов вел блок А и все работы, которые выполнял ЗЭМ. Юрий Павлович Антонов вел блок Ц. Александр Николаевич Воронов принципиальный, "зацепистый", от службы 16 вел работы по системе управления. Константин Константинович Попов - правая рука Филина - скромный, исполнительный - вел работы по комплексу. Сергей Юрьевич Прокофьев, Андрей Павлович Егоров, Михаил Константинович Иванов - наши помощники. Леонид Григорьевич Фирсов - мастер составления графиков. Владимир Александрович Сафронов еще до моего прихода составил положение о взаимодействии с организациями-разработчиками.

     Искусство разработки графиков на основе сети событий с увязкой состояния на "сегодняшний день" и точным расчетом возможных итогов становилось главным в работе ведущих конструкторов.

     Каждую неделю в кабинете главного конструктора проводилось оперативно-техническое совещание руководства. Исходя из моего опыта работы в КБЮ, это - просто "оперативка". Но мы организовали работу так, что это была не простая раздача поручений и оценок работы. Начинали всегда с докладов ведущих конструкторов. Они были "забойщиками": давали оценку состояния и выполнения работ всех подразделений КБ по "Энергии". Доклады проводились с демонстрацией графиков и документов. Вопросы, которые должны были обсуждаться руководством, заранее раздавались в подразделения, поэтому решения и ответы по этим вопросам не были спонтанными. Эта оперативка держала в курсе всех событий, решений, направлений и давала возможность высказываться всем участвующим в работе. Когда отсутствовал главный, руководство вел В.М.Филин или, при его отсутствии, В.М.Караштин.

     Постепенно все притерлось. Организация работ превращалась в систему. Сложнее было во взаимодействии на более высоком уровне НПО. Над нашей службой с самого начала лежала какая-то тень. Мы барахтались в путах контролирующих, нормирующих, а самое главное, выделяющих ресурсы. Я, как главный конструктор, в этой системе организации работ должен был добиться, или вернее, - доказать необходимость нужного финансирования работ, а "добытые" средства шли через длинную цепочку: главк, руководство НПО, служба. Мы, как правило, получали далеко не все "добытое". От того, какими ресурсами располагает главный, зависит место его разработки, особенно в такой многодельной организации. Многие подразделения, не подчиненные главному, взвешивали, на какой уровень приоритетности ставить его работы. Это усложняло организацию работ. Все зависело от того, какое решение примет руководство.

     Начались мои запоздалые стенания. Требование необходимых прав вызвало у руководства министерства, НПО и у генерального конструктора досаду. Через полтора года они разразились приказом по министерству, по которому к моему длинному служебному наименованию, кроме первого заместителя генерального конструктора, прибавилось - первый заместитель генерального директора НПО. Все это номинально и издевательски. Было ясно, что "потерявши голову, по волосам не плачут", что положение в нужную сторону не повернешь. Обсудили у себя в службе и "поехали" дальше. Надвигалась основная работа - до пуска оставалось немного времени и надо было завершать отработку конструкции.

     Особая роль в отработке огневых систем принадлежала Загорскому НИИХимМа-шу. Загорская стендовая база была образована в 1949 г. Позднее эта база преобразовалась в НИИ-229, а затем - в НИИХимМаш. На стендах этого института проводились огневые испытания двигательных камер кислородно-водородного двигателя РД-0120, испытания моделей пакета ракеты "Энергия" для исследования газодинамических свойств старта и стенда-старта, огневые стендовые испытания первой ступени ракеты "Зенит" и модульной части блока А "Энергии", исследования гидравлических демпферов продольных колебаний. В числе основных работ этого института находятся работы, связанные со стендом-стартом, который входил в промышленную зону ракетного комплекса "Энергии". На стенде силами института должны были выполняться огневые стендовые испытания центрального блока, огневые технологические испытания блоков А и пакета в целом.

     Институтом руководил Юрий Александрович Корнеев, его заместитель - Виктор Павлович Сидоренко. Руководство стендом-стартом возложили на Александра Александровича Макарова, ближайший его помощник - Александр Михайлович Свинарев. Макаров - крепкий, хваткий хозяйственник, но более важные его качества - это то, что он талантливый инженер-стендовик и организатор. Команда стенда-старта подобралась крепкая и основательная. По положению, она работала совместно с военными коллегами - с В.Е.Гудилиным. Эта команда проведет первые огневые стендовые испытания центрального блока, и эта же команда произведет первый пуск ракеты "Энергия" - 6СЛ.

     Многочисленный и сложный коллектив филиала НИИХимМаша организовывал свою работу в тех же условиях, что и филиалы "Прогресса" и ЗЭМа. Но фундамент своего коллектива на стенде они закладывали основательно. В числе первых даже начали строить свою базу отдыха на Сыр-Дарье.

     Здесь же, на этом стенде-старте и на старте, работала бригада НПО "Криогенмаш". Сложное криогенное хозяйство, строительство и сборка "шариков" - хранилищ криогенного топлива, системы обеспечения компонентами и управления были практически основной частью стенда и стартов. Руководили работами Николай Васильевич Филин и Олег Петрович Литовко.

     До общей команды министра "поехали..." работами по "Энергии" - "Бурану" руководили О.Н.Шишкин в Минобщемаше и Ю.Н.Коптев как начальник Главного управления министерства по космическому направлению. Юрий Николаевич Коптев - давнишний и опытный аппаратный работник. Энциклопедическая память, знание многих нюансов создаваемых в министерстве систем и аппаратов поставили его в положение незаменимого в руководстве министерства. Промышленностью и технологией производства ракет владел слабо, чувствовалось, что и не хотел. Мастер "аппаратных игр". При негативном отношении к "Энергии" получил высокий орден Ленина за ее создание.

     Василий Матвеевич Мешков, который при Устинове работал еще в Министерстве вооружения, рассказывал случай с награждениями. Из Комитета обороны пришел приказ срочно представить наиболее отличившихся к награждению правительственными наградами. Дмитрий Федорович поручил начальнику управления по кадрам подготовить документы. Времени в обрез. Ажиотаж... Приносит списки. В первом же списке на высший орден в числе немногих - фамилия кадровика. Устинов бросил списки на стол: "Убери свою фамилию из этого списка!" Кадровик убежал. По порядку оформления, список должен быть перепечатан строго по алфавиту, с соответствующей нумерацией. На это требовалось время. Вновь приходит. Первый список - нет замечаний. В списке на награды второго уровня снова фамилия кадровика. Устинов рассвирепел: "Ты что!..", и разорвал этот список. Кадровик убежал перепечатывать. Приходит вновь. Его фамилия была уже в списке на орден третьего уровня... У Дмитрия Федоровича заскрипели зубы... Но времени уже не было. Так список и ушел в наградной отдел. Кадровик стал орденоносцем, как раньше говорили.

     На одном из заседаний по марсианской программе у первого заместителя министра в пылу спора я выпалил: "Вы, Юрий Николаевич, - первый могильщик "Энергии". "Не Вам давать оценку моей деятельности", - отрезал он. Может быть, и не мне, но последующие дела показали, что его руководство не привело к триумфу перспектив использования "Энергии". А может быть, он был дисциплинированным исполнителем воли авторов погребения "Энергии"...

     Не случайно по первому заходу из третьего главка - космического - выделилось Главное управление по "Энергии" - "Бурану". Во главе работ стал Павел Никитович Потехин, его заместителем - Борис Дмитриевич Остроумов. При них началась конкретная работа в управлении разработкой, в том числе промышленными предприятиями.

     На полигоне, когда руководство министерства выехало вместе с нами по общей команде "поехали", образовалась в общем-то новая форма руководства. Весь выехавший аппарат расположился в административной части монтажно-испытательного корпуса ракеты-носителя. Организацией работ на этом небольшом (относительно любого завода министерства) производстве руководил министр.

     Это напоминало время конца сороковые - начала пятидесятых на Днепропетровском заводе ╧586, когда Д.Ф.Устинов, министр, месяцами пропадал там, ведя работу, по сути, за директора завода. Его начальники главков работали на местах начальников производств и цехов. Тотальная мобилизация министерского руководства. Деятельность министерства подчинялась единой цели - становлению серийного производства первых ракет страны.

     Руководителями этого монтажно-сборочного цеха были практически все заместители министра. Здесь работали Олег Николаевич Шишкин, Виталий Хусейнович Догу-жиев, Александр Иванович Дунаев, Владимир Николаевич Коновалов. Прямое руководство приносило пользу: налаживалась реальная и ощутимая помощь всех служб министерства - от технологии до финансирования.

     Павел Никитович работал, проводя оперативки, осуществляя контроль и даже расстановку кадров на рабочих местах, на каждом участке. Графики, их выполнение в производстве, а особенно своевременные поставки материальной части из "центра" - из "Прогресса" - были заботой П.А.Потехина.

     Образовалась диспетчерская служба, которая напрямую работала с диспетчерским центром министерства. В аппарате министерства работали представители почти всех главков. Практически постоянно находился главный инженер пятого главка Геннадий Васильевич Семенов. Я о нем говорю особо, потому что он не только организовывал работу по поставке аппаратуры системы управления ракетой, но и взял в свои руки организацию своевременного принятия технических решений конструкторского бюро - КБЭ. Взяв по нашей просьбе на контроль какое-либо решение проблемы, он доводил его до реального исполнения. Особенно остро было тогда, когда в корпусе начались электроиспытания ракеты и было большое количество отказов. Г.В.Семенову доставалось больше, чем главным конструкторам и директорам его управления, а у него был очень солидный куст приборопроизводителей.

     Нас даже освободили от участия в работе коллегии министерства. Так называемые "миниколлегии" проходили по нашим вопросам прямо у нас, на полигоне. Необходимые приказы по министерству готовились здесь же. Здесь же мы планировали и готовили заседания Межведомственного координационного совета, который проводился регулярно под руководством О.Д.Бакланова. На этот Совет съезжались многие руководители, и многие вопросы помощи решались на месте.

     Военно-промышленная комиссия Президиума Совета министров выполняла некую формальную роль, утверждая подготовленные в системе решения. Под формальностью подразумевается отсутствие инициативного влияния на ход событий, как это было в аппарате Д.Ф.Устинова. Однако, поскольку через руки Комиссии шло достаточно много документов, помощь в своевременном выходе нужных поручений и решений была, естественно, заметной. Особую, рабочую роль играл Эмилий Михайлович Попов со своими коллегами по отделу, который вел наше направление. Они и подсказывали, и советовали, и помогали нам.

     Во все времена аппарат Оборонного отдела ЦК (так мы упрощенно называли этот отдел) был в центре событий высшего уровня. В отделе работали Борис Александрович Строганов, которого мы знали еще со времени работы по боевым ракетам, Евгений Гаврилович Краснов, Александр Сергеевич Моисеев. Особо о Вячеславе Григорьевиче Красавцеве. Я знал его со времени работы с блоком Е для Н-1, и когда пришлось двигаться в общем строю создателей "Энергии", он практически взял нас под свою опеку. Его моторные, неожиданные и настойчивые действия, особенно в организационных вопросах разработки этой ракеты, даже нас удивляли своей смелостью и знанием дела. Когда Вячеслава Григорьевича не стало среди нас, мы почувствовали, как он влиял на жизнь коллектива и ход решения многих вопросов.

     Мы всегда находили понимание и помощь со стороны Украинского ЦК, секретаря КПУ Василия Дмитриевича Крючкова и Владимира Павловича Горбулина. Оба выходца из Днепропетровского Южмаша и КБЮ до тонкостей разбирались в состоянии дел по ракете "Энергия". Украина и ее КБ, промышленные предприятия тянули ощутимый груз в этой разработке. Дело не только в таких организациях, как КБЮ, КБЭ, КРЗ, завод "Арсенал", которые были в ряду головных разработчиков. Наряду с ними работали производства тяжелой и судостроительной промышленности Краматорска, Жданова, Херсона, Днепропетровска, Днепродзержинска - всего более пятидесяти предприятий республики. Мы неоднократно прибегали к их помощи, и она была эффективной.

     В Московском комитете нас поддерживал секретарь комитета Михаил Иванович Черепанов.

     Для меня, правда, осталась загадкой ситуация, связанная с одним кадровым лозунгом - "кадры, как известно, решают все". Как-то в аппарате ЦК мне предложили дать кандидатуру на пост секретаря партийного комитета НПО для обсуждения и выдвижения ее на решение партийного актива, а затем конференции. Я назвал фамилию одного из коренных работников КБ С.П.Королева, которого знал давно и считал, что он будет понятен всему коллективу. Вдруг, буквально через день, звонят из ЦК и просят срочно приехать. "Ты какие кандидатуры нам даешь? Мы считали, что ты во всех вопросах серьезен, а ты предлагаешь человека, который имеет в Москве две квартиры, два гаража, в семье не все ладно, да и вообще уготовил себе место в Автосервисе и в дальнейшем не собирается работать в НПО "Энергия". Я был поражен: рядом работает человек, а я не знаю, что он из себя представляет. Приехал и с возмущением бросил все эти вопросы на него. Тот от удивления открыл рот. Я проверил все тщательно - и снова в ЦК: "Кто же Вам принес такую наглую, провокационную информацию? Я думаю, что это, видимо, из недр НПО - иначе и не могло быть. Ну, кто мог придумать такое?.." Мне с улыбкой ответили, что пока я разбирался, "приняли другую кандидатуру, более достойную". Может быть, эта кандидатура и лучше, думал я, но зачем обливать грязью другого, не имея на это никаких оснований, и почему "мудрые" кадровики этого почтенного органа с легкостью поверили какому-то интригану. Расчет был, видимо, на ошеломление. Это на самом деле было неожиданным. Остались тягостные размышления: как это могло случиться в таком "хрустальном" коллективе... Конечно, этот специалист дворовых дел был одним из "руководящих авторитетов". Коллектив, безусловно, чист. Судьбу, к сожалению, вершат часто нечестные, мягко говоря, люди. Но такая же "честность" у тех, кто не отверг или, по крайней мере, не проверил прежде, чем делать вывод. Ведь проще было бы даже не предлагать мне давать свои предложения по этому вопросу. Эпизод "кадровой" истории так и остался для меня загадкой... Откуда эти провокации типа Щекочихинских? И это было...

     Да... были и склоки мелкого честолюбия. Вспоминается один, подходящий к этому случаю, анекдот. На партийном собрании при обсуждении кандидатуры секретаря парторганизации вдруг из зала звучит голос: "Как же его выбирать в руководители, если он в семье не может наладить порядок - у него дочь панельная девка...". Шум, возмущения и... предложение - исключить его из партии. Кто за? "Постойте, постойте, дайте слово. У меня вовсе дочери нет, к сожалению...". Все взоры к заявителю: "А ты что говорил?" - "Ну, я так, в порядке обсуждения..."

     До прибытия М.С.Горбачева в мае 1987 г. на полигон с проверкой готовности космических сил прибыл министр обороны, маршал С.Л.Соколов. Он был назначен первым заместителем министра обороны с приходом А.А.Гречко. После назначения Д.Ф.Устинова он продолжал оставаться в этой же должности. В 1984 году С.Л.Соколов стал министром. Сергей Леонидович прибыл к нам в монтажно-испытательный корпус, где мы ему доложили о наших разработках и перспективах дальнейшего развития сверхтяжелых ракет-носителей. До этого в Москве наши планы мы разворачивали перед Виталием Михайловичем Шабановым, заместителем Соколова по вооружению. Виталий Михайлович, чрезвычайно хорошо подготовленный к обсуждению планов, не высказывал каких-либо кардинальных замечаний, но преложил проработать некоторые вопросы использования наших носителей как альтернативу американской системе. Причем как конструктор он вел разговор на уровне разработчика. Сергей Леонидович - военный и смотрел на коротко доложенную программу внимательно, изредка уточняя некоторые детали. Складывалось впечатление, что он поддерживает наши предложения, но считает необходимым обсудить их более детально. В числе его помощников остался бессменный помощник Д.Ф.Устинова - Илларионов Игорь Вячеславович, весьма компетентный в ракетной технике, они работали с Дмитрием Федоровичем еще в ЦК.

     Главным нашим заказчиком и оппонентом был генерал А.А.Максимов. Александр Александрович прошел большой путь с ракетной техникой - от младшего офицера до командующего космическими силами. Богатейший опыт, прекрасная память до мелочей и понимание техники на уровне проектанта. Доказательствам его решения приходилось противостоять глубокими исследованиями и проработками. Особая область, которой он уделял большое внимание, - это космические орбитальные системы. Участник многих комиссий по летным испытаниям ракет-носителей и космических аппаратов, Максимов был заместителем председателя Государственной комиссии по летным испытаниям "Энергии" - "Бурана". В открытых публикациях представлялся как "главный специалист Министерства обороны". Он действительно был главным специалистом. С ним можно было спорить, и его можно было убеждать. Он всегда искал логичный выход из любого спора. В конечном счете он принял решение о допущении и порядке проведения первого пуска ракеты "Энергия".

     Гору проблем заказчика и разработчиков сдвинули мы с генералом Владимиром Семеновичем Патрушевьм. В самый сложный момент на нашем пути к пуску "Энергии" - 6СЛ генерал подписал документ, обязывающий всех двигаться в колее решения главного конструктора. Это было непросто для военного. В Главном управлении космических средств не просто с осторожностью отнеслись к предложению по пуску в полет стендовой машины, но и активно возражали и отмахивались от реализации такого варианта. В этом плане более дисциплинированно исполняли решение руководства генералы В.В.Фаворский и В.М.Брежнев.

     Толково и с пониманием друг друга работали мы с представителем заказчика полковником Владимиром Николаевичем Чижухиным. В то время, когда Б.Г.Пензин уходил на пенсию, мы рекомендовали Владимира Николаевича главным конструктором Волжского филиала КБ, но, к сожалению, руководство в очередной раз не сочло возможным пойти навстречу главному конструктору "Энергии". Чижухин нам больше помогал в работе, чем "контролировал". В совместной работе с военными мы поставили вопрос так, чтобы оценка нашим военным коллегам давалась по принципиальности их позиции в разработке. Мы просили от них даже как можно больше замечаний, но не "зарываться" - творчески. Главные конструкторы часто широким взмахом руки осаживают военных, но это не идет на пользу ни главному, ни, тем более, военным. Михаил Кузьмич Янгель всегда нам говорил, что с военными надо работать в тесном содружестве и уважать их. Правда, среди некоторых военачальников маячил ярлычок "срастание с промышленностью".

     Владимир Евгеньевич Нестеров, полковник, постоянный представитель Управления космических средств на полигоне, вместе с нами обеспечивал подготовку техники и решений по "Энергии". Он, к тому же, один из негласных авторов "Энергии-М".

     Рабочий состав военных разработчиков "Энергии" - "Бурана" открывает генерал Владимир Евгеньевич Гудилин - начальник управления полигона по подготовке и проведению пусков "Энергии" - "Бурана".

     Уже на стадии разработки комплекса началось обучение и подготовка офицеров, инженеров, испытателей управления в конструкторских организациях по системе управления в Харькове у В.Г.Сергеева, в Подлипках у В.М.Кармишина, в Москве у В.П.Бармина, у В.С.Тихонова в НПО "Буревестник", у В.Л.Лапыгина в НИИАП, в Загорске, в НИИХимМаш у Ю.А.Корнеева. Инженеры, испытатели управления приняли участие в стендовых испытаниях двигателей, испытаниях бортовых систем автоматического управления, систем управления технологическим оборудованием. Все управление готовилось к проведению совместных работ на полигоне.

     От управления В.Е.Гудилина по ракете "Энергия", стартовому комплексу, стенд-старту работы возглавили его заместитель Николай Иосифович Ковалев и начальники отделов Александр Сергеевич Толстых, Анатолий Иванович Дедов, Виталий Васильевич Ушаков, Эдуард Ильич Савин, Валерий Леонидович Соловьев, Евгений Иванович Еленский, Петр Степанович Горбачев, Анатолий Андреевич Усик, по монтажно-заправочному комплексу и орбитальному кораблю - Петр Сергеевич Брацихин, инженерно-испытательными частями командовали Семен Егорович Кондратьев и Геннадий Петрович Пономарев.

     Во второй половине 1988 г. на полигон прибыл новый министр обороны Д.Т.Язов. После истории с Рустом его назначили министром, освободив Соколова. Первый раз он участвовал в работе совещания по "Энергии" у Л.Н.Зайкова - это было на второй день после его назначения министром, в мае 1987 г., где мы докладывали о результатах полета первой летной ракеты "Энергия" 6СЛ. На полигоне его познакомили со всем ракетно-космическим комплексом, он обошел все стенды монтажного корпуса ракеты и корабля, старты.

     Ракетно-космические войска - это особый вид соединений. Как у ракетных войск стратегического назначения есть ракетные боевые системы, так и у космических сил -космические системы, а в целом это сложнейшие инженерные создания - от ракет, ракет-носителей до систем боевого управления. Структура и состав этих войск в основе своей инженерная, среди командиров достаточно много ученых, членов Академий.

     Так сложилось в истории рождения ракетной техники, что этап летной и экспериментальной отработки нового вида вооружения взяли в свои руки военные специалисты. И не только потому, что это оружие, а и потому, что военные специалисты в силу дисциплины обречены на выполнение задач, непосильных для гражданских. Пусть не обижаются коллеги, но направить на строительство полигона в знойных степях и пустыне, измерительных пунктов в тайге, на Камчатке, творить, работать и жить всей семьей в походных условиях - это могут только наши военные коллеги. Интересно, когда приходишь к ним в семью, то чувствуешь убежденность в том, что они здесь "пока", "временно"... И это "временно" длится десять, двадцать, двадцать пять лет. Какое терпение и уважение надо иметь жене военного к делу мужа. Пожалуй, заслуги мужей следовало бы разделить хотя бы пополам, а может и более в пользу жен...

     Вспоминается, когда министр обороны А.А.Гречко в 1966 г. прибыл на Байконур, в Доме офицеров проводилось офицерское собрание с участием женской половины городка. Тогда ведь только женщины убедили непреклонного маршала изменить военную форму одежды, учитывая адскую летнюю жару. Речь шла о введении рубашек безрукавок с открытым воротом, без галстуков. И многого другого добились жены, на что сами они - наши мужественные военные - не решались.

     Рассказывают, что на собрании министру передали ряд записок, и среди них одна, в которой полковник сетовал на то, что летом по форме одежды невозможно отличить полковника от других офицеров. Зимой они отличались серой папахой, как у генералов. Гречко снял проблему сходу: "Разрешаю этому полковнику ходить летом в папахе..."

     Полигонный состав командиров, руководителей и специалистов работал дружно, толково, задавая тон и ритм в любом деле. И все им было по плечу. Редко, когда вдруг у кого возникнет "кавалерийский" заскок, но в управлении В.Е.Гудилина - нет.

     У истоков разработки "Бурана" - "Энергии" во главе с Игорем Николаевичем Садовским стояли Яков Петрович Коляко - один их авторов знаменитой Р-7 и участник разработки Н-1, проектант, конструктор, осторожный, взвешенный, редко выходивший за рамки этого состояния человек, Роберт Константинович Иванов - руководитель головного проектного подразделения, толковый проектант, инициатор некоторых вариантов модификаций ракеты "Энергия", Виталий Георгиевич Кирсанов - скромный человек, теоретик разработок, наш баллистик. Лев Александрович Музуров - руководитель проектных проработок на уровне конкретных исполнений, Павел Ильич Ермолаев - руководитель конструкторско-проектной разработки пакета, блока Ц, Блока Я, участник проектирования ракет Р-7 и Н-1, Рональд Дмитриевич Долгопятов - классный проектант, Виктор Александрович Удальцов - непримиримый борец за чистоту внутрибаковых и компонентные полостей и за принципиальность решений при исполнении конструкций в производстве, Иван Петрович Фирсов - разработчик блока А, Борис Павлович Сотсков - последовательный и скрупулезный в реализации конструкторских решений по блоку А, Юрий Антонович Михеев - главный теоретик надежности создаваемой системы, участник разработки программы экспериментальной отработки. Все они со своими подразделениями непосредственно входили в состав образованной службы 16.

     В тесном контакте с ними работали баллистики под руководством Рефата Фазы-ловича Аппазова, аэродинамики с Андреем Георгиевичем Решетиным во главе. Решетин - не только специалист высокого уровня в своей области, но и энтузиаст и настойчивый организатор. Аэродинамическое проектирование было за ним. Он - автор исследований крылатых схем блоков "Энергии". Виктор Федорович Гладкий - руководитель отдела нагрузок, от него исходили требования к прочности и стойкости конструкции. Анатолий Алексеевич Жидяев - проводник и участник принимаемых решений по прочности. Виктор Семенович Патрушев - держатель программы виброиспытаний, настойчивый, самостоятельный организатор работ по снятию динамических характеристик. Постоянным представителем руководства этого расчетно-теоретического комплекса в нашей работе был знающий и дисциплинированный Павел Михайлович Воробьев.

     Динамика полета и устойчивость велась комплексом Виктора Павловича Легостаева. Олег Николаевич Воропаев и Леонид Иванович Алексеев - главные динамики, это они обосновали возможность исключения системы сопровождения. Евгений Иосифович Копоть совместно с Натанзоном из НИИ ТП вели работы по демпферам. В то время, когда шел спор вокруг эффективности средств повышения продольной устойчивости, они с Воропаевым сказали: "Наша задача уберечь Вас, Борис Иванович, от принятия неверного решения в этой области."

     Комплекс электромеханических систем под руководством Вадима Васильевича Кудрявцева вел приводы, внутрибаковые устройства, рулевые машинки уникальной конструкции. Виктор Иванович Шутенко тогда был его бессменным помощником.

     Пневмогидравлические системы блока Ц и пакета в целом разрабатывали в комплексе Бориса Александровича Соколова, где велись разработки объединенной двигательной установки орбитального корабля, курировались и выдавались технические задания на двигатели первой и второй ступеней. Его заместители Леонид Борисович Простов и Виктор Георгиевич Хаспеков вели основную работу по созданию работоспособной системы. В.Г.Хаспеков - наш бог, теоретик и практик в разработке этих систем, без него мы не делали ни шагу. Павел Александрович Ершов всегда имел свое мнение, но был осторожен. Всеволод Михайлович Протопопов на параллельных с Ершовым тянули лямку пневмогидравликов. Александр Павлович Жежеря - один из авторов системы защиты двигателей.

     Ведущие конструкторы по двигателям первой и второй ступеней Сергей Михайлович Семин и Леонид Петрович Чукленков вели непрерывную связь и следили за работой в смежных организациях по двигателям.

     Конструкторский комплекс, которым в то время, когда мы в пятидесятых годах приезжали из ОКБ-586 решать вопросы серийного изготовления Р-5М, руководил Сергей Осипович Охапкин, наш учитель и наставник от конструкции, теперь возглавлял Борис Евгеньевич Гуцков. Бориса Евгеньевича тогда мы узнали как начальника сектора вначале по подписям на чертежах, а потом в совместной работе. Мне был знаком стиль работы королевских конструкторов, и он передался через талантливых их представителей у нас в ОКБ-586. Среди них, например, Владимир Николаевич Лобанов - точность, аккуратность, безошибочность, строгий расчет, не только инженерный, но и организационный.

     Анатолий Александрович Северов, Виктор Иванович Рыжиков - наши путеводители в применяемых материалах: сталях, алюминиевых сплавах, титанах, листовом прокате и литье, теплозащитных и теплоизоляционных материалах. Сколько было потрачено времени на доведение технологии нанесения теплозащитных материалов Виктором Ивановичем совместно с конструкторами и технологами завода "Прогресс".

     Преемник Анатолия Николаевича Вольцифера, Александр Михайлович Щербаков, вместе с Юрием Петровичем Ильиным довели разработку арматуры, клапанной автоматики до совершенства. Они располагали уникальным экспериментальным оборудованием и замечательными конструкторами. Анатолий Николаевич и Юрий Петрович - это кадры старой закалки. Дисциплинированные. Я имею в виду техническую дисциплину, более высокую, чем дисциплину организационную. Все свои вопросы они решали самостоятельно, но если что-то у них не получалось - докладывали сразу. Так было с клапаном слива кислорода из блока А. При определенных условиях из-под тарели клапана, а тарель в диаметре около полуметра, возникала течь. Решение о дальнейшем доведении клапана и его использовании принимали вместе. И мало кто знал, что небольшой парок кислорода в зоне этого клапана заправки блоков - это не дефект изготовления. Течь исчезала с увеличением внутриполостного подпора жидкого кислорода. Под давлением тарель ложилась плотнее. На плечи Александра Михайловича легла работа по завершению отработки всего этого сложного хозяйства ракеты, да еще помощь филиалу в Куйбышеве. Безотказный, скромный, честный, приятный человек.

     Композиция двух комплексов: одного, ответственного за разработку смежными организациями систем управления, и другого - комплекса наземных и стартовых сооружений, возглавлялась Владимиром Михайловичем Караштиным. Сочетание бортового и наземного комплексов было для меня необычным. В КБЮ четкое разделение: наземка отдельно, бортовое управление объединялось только с расчетно-теоретическими подразделениями - баллистиками, динамиками. Владимир Михайлович справлялся весьма умело. В структуру входила новая система управления подготовкой ракеты на старте к пуску. Эта система переползала с "земли" на борт. Дальнейшие работы показали, что такая композиция подразделения не ошибочна. Кроме того, комплексы занимались испытаниями и руководили подготовкой пуска ракеты.

     Вячеслав Николаевич Бодунков руководил работой подразделений, занимающихся "землей" и системой подготовки к пуску, с ним Аркадий Адамович Заруденский, Вениамин Владимирович Солодовников, Игорь Владимирович Земцов - неутомимые труженики старта.

     Павел Федорович Кулиш вел систему управления, с ним Павел Александрович Авдеев, Евгений Васильевич Шабаров, знаменитый в ОКБ-1 испытатель, Борис Иванович Карманов, Евгений Федорович Кожевников, Аркадий Иванович Гаспарян, Валентин Сергеевич Градусов. На них была тяжелая ноша обеспечения работ со смежными предприятиями, разрабатывающими не только систему управления ракеты, но и другие бортовые системы. Организация должного взаимодействия с партнерами по разработке систем ракеты - это весьма сложная задача.

     Если бог войны - артиллерия, то у ракетчиков при подготовке к пуску ракеты, да и на всех остальных стадиях богами являются телеметристы. Владимир Николаевич Панарин, Борис Николаевич Филин, Владимир Владимирович Воршев, Анатолий Семенович Мазо - организаторы и ведущие специалисты этого направления. Их работа являлась заключительной по технологии, но оставалась в памяти о всем процессе более рельефно. Непрерывные проверки, измерения и анализ всей предыдущей работы по сборке ракеты становились предметом внимания. К ним неизменно один вопрос: "Ну, как?" Их священнодействие вселяло уважение к их кухне. Особенно впечатляли конечные комплексные проверки, когда большая масса специалистов - разработчиков разных систем - выдвигали телеметристов на первый план. Больше всего привлекала их эрудированность. Труженики анализа и проверок, Виссарион Леонидович, Владимир Николаевич, доверчивые, добродушные, преданные и отдавшиеся целиком своему делу, всегда были в центре событий.

     Комплекс "Энергия" - "Буран" предусматривал автоматическую обработку данных всех измерений, проводящихся в пристартовом районе и в полете. Разработчиком наземного комплекса измерений был НИИ измерительной техники в Калининграде Московской области во главе с Олегом Николаевичем Сулимовым. При полной готовности математических программ, так называемого "математического обеспечения", комплекс мог выдавать оценку "норма - не норма" в режиме работ и полета. Технические руководители от института - О.Д.Комиссаров (по борту) и В.Л.Кузнецов (по "земле").

     Комплекс измерений пристартового района (КИПР) - это система высокой сложности, связанная со всеми базами проведения технологических и комплексных испытаний ракеты-носителя и орбитального корабля в монтажно-испытательных корпусах, монтажно-заправочном корпусе, на стенде-старте и старте. Измерительная информация передавалась по радиоканалам и кабельным линиям в информационно-вычислительный центр (ИВЦ) полигонного измерительного комплекса в Ленинске и на вычислительные средства КИПРа.

     Экспериментальная отработка узлов, агрегатов, блоков на своей лабораторной и стендовой базах, на стендах других предприятий организовывалась и проводилась комплексом, руководимым Анатолием Анатольевичем Ржановым. Его комплекс вел работу совместно с разработчиками конструкций. Он же был "хозяином" стенда динамических испытаний на полигоне.

     Все полигонное экспедиционное хозяйство было в руках Юрия Михайловича Данилова. Сложнейшее хозяйство быта, обеспечения, транспорта, без которого невозможно обойтись, помогало создателям и испытателям "Энергии".

    Особое место в организации работ принадлежит тем, кто занимался неблагодарной работой планирования, контроля, координации, обеспечения, финансирования работ - это служба, руководимая Артуром Николаевичем Иванниковым. Его сподвижники и энтузиасты своего дела - Виктор Томасович Иннелаур, Николай Алексеевич Карбанов, Геннадий Михайлович Трефилов, Антонина Павловна Отрешко, Александра Федоровна Козеева - так или иначе были нашими помощниками.

     Ну и, конечно, особое место - авиаотряду НПО, которым командовал наш генерал Михаил Иванович Самохин.

    

     Вот так это и было, так рождалась система "Энергия"-"Буран", так объединялись инженерные и рабочие силы, так собиралась огромная структура создателей, так задействовался механизм управления разработкой.

     Обычно, когда пишут о давних днях больших дел, рассказывая об участниках этих событий, всегда приносят извинения тем, о ком в тексте не упоминалось пофамильно. Можно понять каждого автора, потому что движущая сила всех событий - это люди. Люди талантливые, уникальные, и выбрать из них лучших - трудно для автора, но поименный список на десятки тысяч людей не принят в литературе, даже если она связана с описанием событий, имеющих определенное отношение к истории. Поэтому мы упомянули часть имен, которые были во главе этих направлений. Надо думать, что повесть об участниках этих событий еще будет написана и не в объеме наградного листа, а с полным изложением всех свершений. А пока, придерживаясь документов, хотелось бы сохранить хронологию, действительные факты этой необычной истории - истории создания уникальной ракетно-космической системы. Конечно, даже почти документальность изложения не очищает его от субъективности, но найдутся те, которые дополнят, найдутся и другие - которые будут перетирать историю на свой лад...

А пока ≈ продолжим...

Прежде всего - о двигателе первой ступени РД-170    

Разработка ракетных двигателей для космических транспортных систем тяжелого и сверхтяжелого классов завязывалась в рамках программы создания носителя и подчинена ей.

     В Советском Союзе существовало несколько этапных разработок, которые известны, но хотелось бы обратить внимание, что с первыми пусками ракет-носителей "Зенит" и "Энергия" в 1985 и 1987 гг. открылся новый этап. До этого этапной разработкой была ракета-носитель "Протон", которая начала выполнять свои транспортные функции в 1965 г. и как устойчивый носитель более тридцати лет эксплуатируется в космической программе страны. Ракеты "Энергия" и "Зенит", хотя и разных классов, по своей идее являются тесно связанными ракетами. Связывающим звеном стала двигательная установка первой ступени, которая одинакова для обеих ракет.

Таким образом, в Советском Союзе, начиная с 1974 г., велась разработка, по существу, только трех маршевых двигателей: РД-170/171 (кислородно-керосиновые) и РД-0120 (кислородно-водородный). Эти двигатели и являются уникальными представителями того времени.

     Что касается жидкостных двигателей на высококипящих компонентах топлива (типа двигателей ракеты "Протон") и твердотопливных двигателей (типа ускорителей "Спейс Шаттла"), то, по результатам анализа и исследований, они были признаны разработчиками неприемлемыми для перспективных транспортных систем как низкоэнергетические и экологически нечистые.

     После длительного периода работ по созданию жидкостных ракетных двигателей на высококипящих компонентах в 1973 г. КБ "Энергомаш" под руководством В.П.Глушко и В.П.Радовского возвратилось к работам над экологически чистыми кислородно-углеводородными двигателями для ракет-носителей космического применения. С учетом опыта применения первого отечественного углеводородного топлива новая концепция применения топлив состояла в том, что эксплуатация ракет-носителей осуществлялась, в основном, со штатным горючим РГ-1, а синтетические топлива используются для решения задач, требующих повышенных энергетических затрат.

     В 1973-1974 гг. были начаты проектные работы по двигателям. В плане проектных работ были завершены технико-экономические обоснования создания перспективных носителей мощного многоразового жидкостного ракетного двигателя РД-123 с тягой 800 т, на жидком кислороде и керосине типа РГ-1. В конце 1973 - начале 1974 г. были разработаны технические предложения по созданию двигателей РД-124 тягой 125 т каждый и РД-125 с тягой по 130 т, по сути модификацией РД-124 для ракеты-носителя "Зенит". В июне 1974 г. были разработаны технические предложения по двигателю РД-150 с тягой до 1500 т. Расчетные и конструкторские проработки, начиная с 1974 г., сопровождались экспериментальными исследованиями.

     На базе серийного двигателя 15Д168, работающего на азотном тетраксиде и несимметричном диметилгидразине, были созданы экспериментальные двигатели-аналоги, работающие на жидком кислороде и керосине, тягой 90 т и давлением в камере сгорания 200 атмосфер. Было проведено более 300 испытаний на 200 экземплярах с суммарной наработкой по времени в 20 тыс. с. Предварительно на них были отработаны: химическое зажигание, смесеобразование в камере сгорания и газогенераторе, высокочастотная устойчивость рабочего процесса в камере и газогенераторе, многоразовость запуска.

     Была признана, на основе анализа опыта, необходимость достаточно большого объема экспериментальной доводки с уровнем наработки суммарного ресурса не менее 100 тыс. с. Кроме того, требовалось предусмотреть конструкторский резерв, на основе чего был запроектирован пятикратный запас ресурса. Было введено контрольно-технологическое испытание для каждого двигателя, без переборки. Были рекомендованы: запас по разгрузке осевой силы на валу турбонасосного агрегата не менее 20 %, исключение возможности работы насосов в зоне частичной кавитации, а пульсация давления должна быть не более 1-2 % рабочего уровня. Предусматривалось особое внимание уделить стойкости материалов в среде окислительного газа. В целом к моменту принятия решения о создании двигателя для "Энергии" и "Зенита", к 1976 г. уже имелся определенный научно-исследовательский и экспериментальный задел.

     Три года, первоначально отведенные для создания мощного двигателя, - срок, хотя и соответствующий лучшему опыту, но явно нереальный.

     В феврале-марте 1976 г. правительством было принято решение о разработке ракетных систем "Энергия"-"Буран" и "Зенит". В ноябре 1976 г. был разработан эскизный проект двигателя РД-170 со следующими характеристиками: тяга на земле 740 т, в пустоте - 806,4 т (эти значения были приняты на основе оптимизации двух проектов ракет-носителей "Энергии" и "Зенита"); удельный импульс на земле 309,3 с, в пустоте -337 с; давление в камере сгорания 250 атмосфер, в газогенераторе - до 583 атмосфер; мощность турбины до 297,26 лошадиных сил.

     В разработанных технических требованиях к облику и характеристикам двигателя РД-170, рабочим компонентам топлива, тяге, экономичности, ограничениям по габаритам и массе, многоразовости использования, надежности и безаварийности, ремонтопригодности был заложен принцип опережающего развития отечественного ракетного двигателестроения в классе тяжелых двигателей на длительную перспективу. Двигатель РД-170 рассматривался как базовый для ряда мощных ракет-носителей.

     За весь период разработки жидкостных ракетных двигателей в КБ Энергетического машиностроения характеристики двигателей росли довольно плавно. При переходе к двигателю РД-170 впервые характеристики выросли "скачком": по тяге в 5 раз, по мощности турбонасосного агрегата в 10 и по трудоемкости в 9,5 раз. Однако, как потом оказалось, задела в разработках двигателей такого класса было недостаточно, чтобы произошел скачкообразный рост характеристик, который был запроектирован.

     Двигатель создавался далеко за пределами освоенной области характеристик. Выход за пределы обусловлен тем, что в ракетной системе "Энергия", с учетом опыта работы по Н-1, было принято направление к уменьшению количества двигателей в связке, исходя из требований надежности. Одна из основных конструктивных особенностей этого двигателя - наличие четырех камер, качающихся в двух плоскостях, и двух газогенераторов, работающих на одну турбину. Четыре камеры сгорания позволили иметь параметры камеры по тяге, близкие к освоенному диапазону: 185 т тяги при достигнутых в других разработках 150 т. На основном валу с турбиной находится насос окислителя, соосно с которым на другом валу расположены две ступени насоса горючего. Валы насосов окислителя и горючего соединены рессорой. Турбонасосный агрегат располагается между камерами, и его ось параллельна оси камер. Эти конструктивные особенности позволили решить целый комплекс технических проблем, связанных с реализацией оптимальной компоновки двигателя в ограниченных габаритах хвостового отсека, получением приемлемых характеристик двигателя как исполнительного органа системы управления полетом, организацией автономной отработки основных агрегатов.

     Масса сухого двигателя 9755 кг. Компоненты топлива: окислитель - жидкий кислород, горючее - керосин. Соотношение компонентов - 2,6. Двигатель допускает изменение соотношения компонентов от номинального, в процентах, от +7 до -7. Время работы 140-150 с. Двигатель допускает дросселирование тяги от номинальной до 50 %. Геометрическая степень расширения сопла 36,87:1. Габаритные размеры в миллиметрах: высота 4015, диаметр в плоскости среза сопел в транспортировочном положении 3565. Управление вектором тяги осуществляется качанием камер в двух плоскостях +7...-8 угловых градусов.

     Двигатель состоит из четырех камер сгорания, турбонасосного агрегата (ТНА), бустерного насосного агрегата горючего (БНАГ), бустерного насосного агрегата окислителя (БНАО), двух газогенераторов, блока управления автоматикой, блока баллонов, системы приводов автоматики (СПА), системы рулевых приводов (СРП), регулятора расхода горючего в газогенераторе, двух дросселей окислителя, дросселя горючего, пуско-отсечных клапанов окислителя и горючего, четырех ампул с пусковым горючим, пускового бачка, рамы двигателя, донного экрана, датчиков системы аварийной защиты, двух теплообменников для подогрева гелия на наддув бака окислителя. Двигатель выполнен по окислительной схеме с дожиганием генераторного газа после турбины. Камера представляет собой паяно-сварной неразъемный узел и состоит из смесительной головки, камеры сгорания и сопла. Сопло и камера сгорания охлаждаются полным расходом керосина, поступающим в смесительную головку камеры. Турбонасосный агрегат выполнен по одновальной схеме и состоит из осевой одноступенчатой реактивной турбины, двухступенчатого центробежного насоса окислителя. Бустерный насос горючего состоит из высоконапорного шнека и одноступенчатой гидравлической турбины, работающей на керосине, отбираемом после основного насоса. Бустерный насос окислителя состоит из высоконапорного шнека и двухступенчатой газовой турбины, работающей на генераторном газе, отбираемом после турбины. Газогенератор вырабатывает газ с избытком окислителя для привода турбины (ТНА). Он представляет собой паяно-сварную конструкцию, состоящую из смесительной головки и корпуса, соединенных разъемным фланцем. Пневмоклапаны приводятся в действие гелием от блока баллонов высокого давления с помощью электроклапанов. Двигатель обеспечивает подогрев гелия для наддува бака окислителя.

     Каждый товарный двигатель перед отправкой проходит контрольно-технологические огневые испытания на полетный ресурс. Один двигатель от партии из 12 экземпляров проходит огневые испытания на полный гарантированный ресурс по утяжеленной программе с последующей разборкой и дефектацией.

     Запуск двигателей в составе ракет-носителей осуществляется через предварительную ступень, при этом обеспечивается регулируемое по времени изменение уровня тяги. Перед выключением двигатели переводятся на режим конечной ступени, составляющий 50 % от номинального.

     Отработка и доводка двигателя велась по разработанному в 1978-1979 гг. комплексному плану экспериментальной отработки. План предусматривал этап экспериментального исследования работоспособности агрегатов двигателя на специальных двигательных связках с тягой 100 т, с ресурсом, эквивалентным одноразовому полетному использованию; этап доводки на режиме одноразового использования, с достижением работоспособности в течение 6 ресурсов сверх огневого контрольно-технологического испытания двигателя; этап доведения двигателя по ресурсу до уровня четырехкратного использования двигателя в полете, что соответствовало десятикратному ресурсу сверх контрольных испытаний; этап доведения до полного соответствия требованиям к двигателю многократного использования, соответствующего его работоспособности на уровне 16 ресурсов сверх контрольных испытаний; этап межведомственных испытаний; этап огневых испытаний в составе блока А или модуля первой ступени ракеты "Зенит" на наземном стенде и этап летных испытаний в составе ракеты "Зенит".

Сборка РД-170 в сборочном цехе
Работы проводились по ранее установившимся требованиям и канонам с целью обеспечения заданной надежности. Были некоторые отступления, связанные с совмещением этапов или перестановкой ряда работ. В процессе отработки появилась необходимость образовать подэтап отработки двигателя с исследованием конструкции со снижением тяги до 83 %. Это было связано с возникшими сложностями при отработке турбонасосного агрегата. Этап вклинился в программу до перехода на стопроцентный режим одноразового полета.

     Многоразовость использования, ремонтопригодность, надежность и безаварийность работы - весь этот комплекс требований к двигателям нового поколения родил целый ряд технических задач, значительная часть которых в отечественной практике встретилась впервые. К основным из этих задач относятся:

     - создание высоконадежных агрегатов системы подачи с уникальными по мощности турбиной и насосами;

     - обеспечение ремонтопригодности конструкции двигателя за счет использования разъемных соединений основных агрегатов и элементов двигателя (на фланцевых соединениях крепятся смесительные головки камер и газогенераторов, корпуса насосов и турбины);

     - создание охлаждаемого кислородом высокотемпературного газового тракта между газогенераторами, турбиной и камерами, что позволило обеспечить приемлемый уровень температурных напряжений в несущих корпусных деталях,

     - разработка уникального сильфонного узла, установленного в высокотемпературном газовом тракте, позволившего обеспечить управление вектором тяги за счет качания камер на требуемый угол;

     - создание высоконадежных огневых агрегатов - камеры и газогенератора, в которых использованы новые конструктивные решения, позволившие обеспечить высокую экономичность и устойчивость работы камеры, высокую равномерность поля температур на выходе из газогенератора;

     - обеспечение герметичности крупногабаритных разъемных соединений с высоким внутренним давлением (до 700 атмосфер) за счет разработки сферических самоуплотняющихся двухбарьерных уплотнений с металлическими прокладками;

     - разработка системы регулирования двигателя с использованием внутренних гидромеханических обратных связей, позволившей с высокой точностью обеспечить регулирование двигателя в широком диапазоне по тяге и соотношению компонентов;

     - разработка стендовой и бортовой системы аварийной защиты, контролирующей параметры двигателя в процессе работы и обеспечивающей его остановку при выходе контролируемых параметров за допустимые пределы;

     - разработка технологических процессов, обеспечивающих обработку газовых и жидкостных полостей двигателя с целью удаления керосина и продуктов его сгорания;

     - разработка системы контроля поставочных двигателей, включающей проведение контрольно-технологических испытаний каждого экземпляра двигателя на полетный ресурс работы.

     И все же главной проблемой, характерной для окислительных схем двигателей, является проблема защиты агрегатов кислородных трактов от возгорания при воздействии случайных инициаторов возгорания. Выделяя эту проблему среди прочих как одну из наиболее важных, следует отметить, что по своей значимости ее решение далеко выходит за рамки конкретных задач создания указанных двигателей. В результате проведенных исследований были выявлены причины возгорания конструкций.

     Всего было 19 случаев возгорания, это составляет 3 % общего числа испытаний, проведенных до января 1990 г. Проблема возникла практически с первых испытаний экспериментальных двигательных установок и на ее преодоление потребовалось примерно 5 лет. Все случаи возгорания можно условно разделить на две группы.

     Первая группа - возгорания из-за поломок элементов конструкции или трения вращающихся деталей о неподвижные (вследствие выборки зазоров от деформаций или наклепа на сопрягаемых поверхностях от вибрации).

     Оказалось достаточно сложным обеспечить требуемую прочность лопаток соплового аппарата и ротора. Принимались меры как по увеличению толщины кромок с перепрофилированием лопаток, так и по снижению нагрузок. Дело в том, что при проектировании был заложен слишком малый зазор между лопатками соплового аппарата и ротора. На выходе из лопаток соплового аппарата скорость потока могла превышать скорость звука. В результате возникали большие (по величине пульсации) давления в зазоре, что и перегружало лопатки, возбуждало значительные вибрации. Увеличение зазора, в сочетании с утолщением кромок, снижение скоростного коэффициента позволило уйти от такого рода возгораний.

     Наряду с этим межведомственная группа, созданная из квалифицированных специалистов институтов, КБ авиационной и ракетно-космической промышленности, в своем заключении указала на недостаточную усталостную прочность лопаток ротора. На одном из двигателей, к примеру, трещины появились после 8-го пуска, после чего он прошел еще 7 испытаний с развитием трещин, а на 16-м пуске они достигли критического размера, что привело к разрушению лопаток и возгоранию двигателя. Принятые меры по повышению усталостной прочности оказались особо ценными для двигателей многоразового исполнения.

     Дефекты, связанные с наклепом на сопрягаемых деталях, устранялись путем наведения медно-серебряного покрытия и усиления охлаждения протоком кислорода. Поломки других элементов турбины устранялись в основном прямым упрочнением.

     Вторая группа - возгорание от воздействия посторонних частиц в генераторном газе. Предпосылки отмечались в самом начале отработки двигателя. При осмотре роторов двигателей, прошедших огневые испытания, обнаруживались местные подгары ("ручьи") лопаток, бандажа, свидетельствующие о внешнем воздействии. Работала та же группа высококвалифицированных специалистов. Попытки внедрить защитные покрытия предпринимались еще при отработке на специальных экспериментальных двигателях. Были опробованы алитирование, покрытие медью и гальваническим никелем, нанесение эмали, но надежной защиты эти варианты не дали. К концу 1983 г., через пять лет после начала экспериментальной отработки двигателя, была найдена и отработана технология нанесения никелевого покрытия на лопатки ротора и статора с достаточной стойкостью, достигаемой, в частности, специальной термообработкой, и нанесения металлокерамического покрытия на ротор.

     Наряду с увеличением стойкости, были приняты меры к уменьшению размеров массы посторонних частиц. На входе в двигатель был поставлен фильтр с ячейкой 0,16х0,16 мм. На этом практически завершилось решение проблемы возгорания.

     Решение проблем связано не только с деятельностью образованной группы высокого уровня специалистов. Основные меры принимались, естественно, в основном конструкторами, разработчиками. Межведомственная группа дополнила мероприятия, а главное, придала им более убедительную форму и ускорила их реализацию.

     Проблема исключения возгорания турбины решалась крайне трудно и долго, вызывала серьезные сомнения вообще в реальности создания двигателя такого рода. Эта проблема потребовала привлечения всех научных и конструкторских сил страны. Наиболее напряженными и драматичными были 1982 и 1983 гг. Неоднократно обсуждался вопрос о целесообразности использования четырех насосов малой мощности вместо одного мощного турбонасосного агрегата. Это означало по сути - установить на ракете связку из четырех двигателей по 185 т вместо одного двигателя суммарной тяги и, таким образом, возвратить пакетную схему с двадцатью двигателями, то есть вернуть разработку в исходное состояние. Был выпущен эскизный проект такого двигателя под индексом МД-185, однако не был принят, в частности, потому что и в этом двигателе параметры генераторного газа были близки к аналогичным значениям на двигателе РД-170, следовательно, проблема возгорания турбины не снималась. Были предприняты попытки использовать двигатели, разработанные для Н-1. Дело в том, что к этому времени, к 1983 г., проводя огневые испытания двигателей для Н-1, получили, наконец, утешительные прогнозы в продолжавшейся по инициативе ОКБ Н.Д.Кузнецова работе по повышению надежности этих двигателей.

     Случаи возгорания насоса окислителя имели место при отработке практически всех жидкостных ракетных двигателей кислородного класса: поломки элементов насоса, наклепы, трение сопрягаемых поверхностей, разрушение подшипников, затирание лабиринтных уплотнений, попадание инородных тел и частиц были основными причинами возгорания.

     Анализ статистики огневых пусков двигателей и экспериментальных установок показывает, что к концу 1984 г. были внедрены основные мероприятия, обеспечившие ресурс работоспособности насоса для двигателей одноразового использования с запланированным запасом. На это было затрачено более 5 лет. В этом году аварии по возгоранию насоса составили 7 % от числа испытаний двигателя. В дальнейшем проводилась работа по наращиванию ресурса. Причины возгорания насосов окислителя можно обобщить, выделив несколько групп.

Первая группа. При проектировании насоса недостаточно был учтен фактор масштабности параметров. Так, примененная традиционная для разработчиков двигателей схема авторазгрузки, плавающие кольца, хорошо функционирующие на двигателях размерности 100-150 т, оказались неработоспособными для двигателей в 740 т при почти десятикратном увеличении мощности турбонасосного агрегата. Оказалось необходимым резко расширить диапазон работы системы разгрузки ввиду разброса осевых сил. Плавающие кольца на буртах крыльчатки пришлось заменить на неподвижные щелевые уплотнения с серебряной накладкой, поскольку процесс "всплывания" колец сопровождался трением в местах контакта крыльчатки с корпусом.

Вторая группа. Причины возгорания были связаны с повышенной виброактивностью насоса, явившейся следствием как особенностей профилирования проточной части, так и несовершенством мер по обеспечению динамической сбалансированности в процессе работы. Вследствие больших пульсаций и вибраций происходили разрушения трубопроводов, возгорания в стыках вследствие взаимного перемещения деталей, трения и наклепа. Было проведено улучшение профилирования шнека, крыльчатки и торового отвода. Была разработана и применена более совершенная динамическая балансировка при изготовлении.

Третья группа. Причины возгорания были связаны с недостаточной прочностью шнека, крыльчатки и лопаток направляющего аппарата в условиях динамического нагружения. В ходе работы двигателя возникали и развивались усталостные трещины. Происходили поломки с последующим возгоранием из-за затирания обломков. Меры по повышенной динамической прочности принимались как по традиционным направлениям прямого повышения конструктивного совершенства и прочности за счет геометрии, материалов и чистоты отработки, так и введением новых технологий: изостатического прессирования литых заготовок, применением гранульной технологии и других видов.

Четвертая группа. Причины квалифицировались в отчетах как влияние посторонних частиц. Меры сводились к повышению стойкости материалов деталей насоса за счет применения никелевых сплавов и защиты насоса от попадания посторонних частиц.

    

     Достаточно часто проявлялись недоработки конструкции, хотя и не приводившие к значительным разрушениям двигателя и стенда, но серьезно осложнявшие процесс доводки двигателя.

По бустерному насосу окислителя. Как и в основном насосе касания и деформации в полости высокого давления авторазгрузочного устройства приводили к возгораниям, что потребовало мер по снижению деформаций и введения серебряной накладки в месте возможного касания диска о корпус, отмечалось также касание лопастей шнека о пилоны лопастей. Характерно, что это касание не приводило к возгоранию в бустерном насосе, но образовавшаяся стружка провоцировала возгорание турбины и основного насоса. Здесь проявилось влияние сравнительно низкого давления кислорода.

     В бустерном насосе применена схема привода шнека от газовой турбины со сбросом газа в поток жидкого кислорода. Это решение вызвало проблему возникновения низкочастотных пульсации при конденсации газа. Решение состояло в дроблении потока, сбрасывающего газ.

По газогенератору. Несмотря на то что отработка газогенератора была проведена на специальных установках, при доводке двигателя возникла необходимость принятия мер как по упрочнению форсунок, изменению конструкции стыка смесительной головки с корпусом, так и по ликвидации случаев проявления повышенного уровня пульсации и вибраций. В этом отношении характерно влияние перепадов давления на форсунках и сужения выходного патрубка газогенератора на низко- и высокочастотную устойчивость.

     Общим выводом по возгоранию в газоводах, узлах качания смесительной головки камеры, клапана окислителя было повышение чистоты газовых трактов и недопущение наличия органических веществ.

По камере сгорания. Внедрение еще при автономной отработке антипульсационных перегородок на смесительной головке в сочетании с другими традиционными мерами позволили избежать на этом двигателе наиболее опасной и сложной эпопеи борьбы с высокочастотной неустойчивостью рабочего процесса. Вместе с тем попытки увеличить удельный импульс камеры за счет изменения смесеобразования наталкиваются на появление повышенного уровня высокочастотных колебаний и нарушение охлаждения. В этом плане изменения конструкции и технологии критичны.

     В целом глубокий и обширный план экспериментальной доводки двигателя дал возможность достичь достаточно высоких значений надежности двигателя.

     По состоянию на первое января 1991 г. было проведено 804 огневых испытания общей длительностью 93300 с, в том числе 22 двигателя прошли успешные летные испытания в составе ракет-носителей "Зенит" и "Энергия". В 1991 г. планировалось завершить наземную отработку модификации двигателя РД-170 на ресурс, обеспечивающий десятикратное полетное использование и дальнейшее совершенствование и развитие в направлении повышения мощности, улучшения удельных характеристик.

     Существенный шаг вперед был сделан в разработке и реализации качественно новых, научно обоснованных методик и программ экспериментальной отработки двигателя, ориентированной на получение необходимых результатов с максимальной экономией материальной части в максимально сжатые сроки. Особенностями программы экспериментальной отработки являются:

     - автономная отработка огневых агрегатов двигателя;

     - автономная отработка системы подачи топлива;

     - обеспечение максимальной информативности огневых испытаний;

     - использование автоматизированных систем обработки результатов;

     - многократность ресурсных огневых испытаний, которые составили основу экспериментальной отработки двигателя в штатной комплектации.

     Система технической диагностики разрабатывалась параллельно с созданием двигателя как средство оценки техническою состояния двигателя и прогноза его работоспособности. Кроме того, она использовалась для анализа отказов и дефектов, поскольку давала возможность более глубоко исследовать взаимоувязку параметров, их статистические характеристики.

     Система представлялась как совокупность технических средств, методов диагностирования и объекта диагностирования, а также организационно-технических мероприятий для сбора, преобразования, хранения, анализа информации и принятия решения о состоянии двигателя. Система должна обеспечивать установление места и причин возникновения неисправностей.

     Система технической диагностики имела следующие подсистемы:

     - информационно-измерительная;

     - фукционного диагностирования;

     - тестового диагностирования как неразрушающего метода контроля состояния. Эффективность технической диагностики в части установления граничных значений параметров и характеристик не могла базироваться на статистике испытаний до отказа из-за высокой стоимости двигателей и опасности таких испытаний для стенда. В этой связи важное значение приобрело математическое моделирование. Большой объем информации, сложность математических моделей и алгоритмов обработки обусловили необходимость привлечения мощных универсальных и специализированных вычислительных комплексов.

     В ходе разработки системы диагностирования созданы:

     - методика контроля стабильности характеристик запуска, основного режима и режима конечной ступени. Методика предназначалась для оценки значений медленно меняющихся параметров и их скоростей, полученных при огневых испытаниях с учетом поля допустимых границ;

     - методика допускового контроля параметров на основном режиме и режиме конечной ступени; предназначалась она для оценки соответствия параметров двигателя, измеренных при огневых испытаниях, расчетным значениям, полученным с использованием математических моделей и модельных характеристик агрегатов по их автономным испытаниям, что определяется нахождением параметров в поле допусков;

     - методика контурной увязки медленно меняющихся параметров; предназначалась для оценки функционирования двигателя в целом и его контуров на стационарных режимах путем сравнения измеренных и расчетных значений медленно меняющихся параметров в характерных точках;

     - методика оценки устойчивости и определения виброакустических характеристик; предназначалась для контроля уровня пульсации и вибраций на соответствие статистическим допускам и оценки устойчивости камеры сгорания и газогенератора, с анализом физической природы спектров и определением декрементов затухания колебаний;

     - методика оценки величины выработанного ресурса сборочных единиц; основана она на теории многоцикловой усталости материалов и учитывает динамические нагрузки, вызываемые пульсациями и вибрациями; оценивалось интегральное значение усталостной повреждаемости при контрольно-технологических испытаниях, прогнозировалось ее значение при эксплуатации и их сумма сравнивалась с предельным значением, определяемым по результатам многоресурсовых испытаний;

     - методика параметрического контроля - использовалась при диагностировании на стационарных режимах в целях локализации неисправностей; анализ основан на оценках функциональных характеристик агрегатов;

     - комплекс неразрушающих методов контроля.

     По результатам оценки эффективности систем диагностики отмечено, что все же в ряде случаев имели место отказы двигателей при повторных испытаниях, хотя система не указывала на их предпосылки. Были реализованы меры по усовершенствованию системы и эти случаи были исключены. В результате было определено, что риск поставщика и риск заказчика составлял 0,03 при доверительной вероятности 0,95.

     Возможности совершенствования системы нельзя считать исчерпанными. Во многом недостатки связаны с погрешностями измерений, в том числе таких характеристик, как спектральный состав пламени, электропроводимость газа и его светимость.

     Гарантированный запас работоспособности двигателей составляет 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 обеспечивает возможность проведения не менее пяти полетов.

     При разработке двигателя было предусмотрено обеспечение возможности не менее двадцатикратного его использования в составе носителя, включая межполетные огневые проверки в составе блока. Гарантированные запасы работоспособности двигателей по ресурсу и количеству включений, сверх потребных в эксплуатации (перед последним использованием), должны составлять не менее 5, необходимых для одного полета.

     Ввиду сложности проблемы отработка на ресурс в рамках третьего этапа осуществлялась в несколько подэтапов. На первом подэтапе ставилась задача доведения гарантированного ресурса до величины, достаточной для однократного полетного использования двигателя, то есть суммарно, с учетом двух технологических пусков, - до девяти ресурсов (ресурс - время работы двигателя в одном полете). Далее гарантированный ресурс постепенно наращивался и в итоге он должен быть доведен до 27 ресурсов. Гарантированный ресурс двигателя РД-170, в конечном счете, должен составлять на этапе однократного использования не менее девяти штатных циклов, на этапе многократного полетного использования после завершения отработки - не менее 27 штатных циклов.

     Если в первые годы разработки двигателей представлялось, что их параметры близки к предельным, особенно по температуре генераторного газа, то в последующем выявилась реальная возможность заметного повышения основных характеристик - тяги и удельного импульса.

     Возможность повышения тяги определилась как за счет принятых мер по защите элементов турбины насоса окислителя от возгорании, так и за счет мер по снижению температуры генераторного газа и уменьшения скорости вращения вала турбонасосного агрегата - в этой связи повышения коэффициента полезного действия насосов турбины, снижения гидросопротивлений и понижения уровня виброактивности.

     Возможность повышения удельного импульса очевидна из того, что достигнутый уровень коэффициента полноты удельного импульса (0,943) хотя и близок к максимальному для предыдущих жидкостных ракетных двигателей, все же свидетельствует о некоторых потерях в камерах. Проведенные исследования подтверждают наличие резерва повышения полноты сгорания за счет улучшения смесеобразования.

     Уже в ходе доводки двигателей имели место испытания с форсированием по тяге и специальные испытания для определения запасов по температуре генераторного газа. При этих испытаниях был реализован режим 105-107 % по тяге с многократным ресурсом. Форсирование по тяге на 5 % не вызывало сомнений. В принципе, обеспечивалась работоспособность при температуре генераторного газа до 700 ╟С.

     Параллельные варианты двигательных установок первой ступени появились и прорабатывались в основном по инициативе руководства министерства, потому что в период 1982-1983 гг. положение с разработкой перерастало в драматическое. Непрерывные аварийные исходы огневых испытаний родили сомнения в возможности создания такого двигателя с требуемыми характеристиками. Складывалась ситуация, когда создание "Энергии" в целом ставилось под удар.

     Мы упоминали о проработке двигателей, разработанных КБ Н.Д.Кузнецова для Н-1, в качестве одного из вариантов применения. Характеристики этих двигателей известны. Нам надо было определить уровень достигнутой надежности с целью оценки возможности их применения в "Энергии".

     По договоренности двух министров - Минобщемаша и Минавиапрома - мы с Р.К.Ивановым вылетели в Куйбышев и подробно изучали положение дел с этими двигателями. Николай Дмитриевич показал нам более 90 готовых двигателей, которые в свое время были собраны на заводе имени Фрунзе. Это были двигатели первой ступени - НК-33. Они испытывались по сертификационной программе, утвержденной Министерством авиационной промышленности, требующей подтверждения работоспособности каждого двигателя в течение четырехкратного ресурса. Огневые испытания сорока двигателей на стенде показали работоспособность от 7 до 14 тыс. с - это почти десять полетных ресурсов. Двигатели второй ступени - НК-43, третьей - НК-39, четвертой -НК-31. Нам были нужны двигатели для первой ступени. Были показаны результаты статистической оценки надежности двигателей - она существенно возросла по сравнению с временами H-1 Нас снабдили соответствующей документацией.

     На наш вопрос, что необходимо для возобновления производства и поставки на летные испытания этих двигателей для "Энергии", Николай Дмитриевич перечислил несколько обычных в этой ситуации условий по расширению производственной и экспериментальной базы, а главное, как он сказал, "двигатели и коллектив должны быть реабилитированы". "Если реабилитации не будет - двигатели не дадим...", - сказал, как отрезал.

     Замечательный коллектив, хорошее производство... Мы уехали "пережевывать" полученную информацию.

     Второй вариант двигателя родился в стенах КБ В.П.Глушко, в Химках. Это так называемый "вариант Клепикова". И.А.Клепиков - проектант, он выступил на одном из заседаний коллегии Минобщемаша с идеей "четвертовать" четырехкамерный двигатель РД-170, то есть из одного сделать четыре самостоятельных движка с тягой примерно как у кузнецовского НК-33. Предполагалось, что, разделив турбонасосный агрегат на четыре, можно получить работоспособный агрегат. Противники "четвертушки" показывали, что для достижения удельных характеристик цельного РД-170 авторы придут к необходимости решения тех же проблем, какие решаются сейчас.

     Конечно, ситуация была сложной, но надо отдать должное Валентину Петровичу Глушко, который стоял на своем: "Будем доводить и не шарахаться в стороны". Позиция у него была твердая. Сказывался опыт.

     Проведенные нами оценки жидкостных вариантов, а ведь были и твердотопливные варианты, показали, что любой из них потребует переделки проекта "Энергии" и, в первую очередь, блоков А. Это приводило к выводу, что потребуется дополнительно несколько лет. Выигрыш от кажущегося простым решения смазывался. Но главное - это надежность. "Четвертушка" в этой проблеме в счет не шла: мы приходили снова к проблеме многодвигательных установок, даже при высокой теперь надежности НК-33...

     Оставался еще один вариант - твердотопливный, о котором много говорили в процессе проектирования "Энергии" и даже после ее успешных первых полетов.

     Оценку возможности создания маршевого твердотопливного двигателя первой ступени вело КБ ПО "Искра", главный конструктор Лев Николаевич Лавров. Его мы хорошо знали по совместным разработкам боевых твердотопливных ракет. КБ отличалось смелостью решений, новизной, прогрессивностью. Выданное нами техническое задание на проработку двигателя первой ступени было необычным для этого КБ по многим параметрам. Однако Лев Николаевич воспринял эту работу как лично необходимую, с желанием действительно помочь делу. По результатам проработки были выпущены предварительные материалы объемом с хороший предэскизный проект.

     Облик этого уникального твердотопливного двигателя составляли следующие характеристики:

- максимальный габаритный диаметр - 3,6 м;

- длина-44,92 м;

- степень расширения сопла - 2,8;

- масса конструкции - 60 т;

- масса топлива - 460 т;

- масса снаряженного двигателя - 520 т;

- коэффициент весового совершенства - 0,3;

- время работы на установившемся режиме активного участка полета - 124 с;

- полное время работы - 138 с;

- максимальное давление в камере сгорания - 68 атмосфер;

- удельный импульс тяга - 263 с;

- средняя тяга -1050 т.

     На основе предварительного анализа была принята следующая конструктивная схема двигателя: семисекционный, односопловый, управляемый, с двумя несоосно расположенными узлами силовой связи, с центральным блоком и с верхним и нижним шпангоутами для стыковки носового обтекателя и хвостового отсека ступени.

     В качестве конструкционные материалов для корпуса двигателя рассматривались высокопрочные стали и конструкционные пластики. По состоянию отечественной производственной базы, перспективы ее развития, с учетом обеспечения минимальной массы конструкции был принят стеклопластиковый вариант: в основе жгут РВМН и связующее ЭДТ-10.

     Для обеспечения энерго-массовых характеристик двигателя планировалось применить смесевое твердое топливо с высоким удельным весом, которое способно сохранять высокий уровень эластичности при низких температурах. Рассматривались составы КД 11/18 и Т9-БК-8/Э. Топливо КД 11/18 ранее проходило лишь опытную отработку и до этого времени не применялось.

     В проектных материалах была показана принципиальная возможность создания маршевого твердотопливного двигателя одноразового использования для первой ступени ракеты-носителя "Энергия". Двигатель по своим основным характеристикам не уступал двигателям "Спейс Шаттла". С учетом состояния сырьевой, производственной и технологической базы в стране корпуса двигателей стали изготавливать из стеклопластика в секционном исполнении. При этом концевые секции предполагалось выполнять методом спирально-кольцевой намотки по схеме "полукокон", остальные секции - методом продольно-поперечной намотки.

     Проведена была оценка разнотяговости пакета двигателей на всех режимах работы. Было установлено, что при параллельном изготовлении одноименных секций зарядов двигателей, входящих в пакет, разнотяговость и разновременность окончания работы двигателей значительно уменьшается. Однако реализация параллельного заполнения секций требует значительных капиталовложений.

     Для дальнейшей разработки твердотопливного двигателя предстояло решить следующие вопросы:

     - принятие обоснованных требований к величинам управляющих усилий;

     - уточнение характеристик двигателя с учетом аэродинамического и термосилового нагружения;

     - определение возможности и целесообразности введения системы термостатирования двигателей в диапазоне температур от нуля до +50 ╟С.

     Двигатель мог быть создан при успешном решении следующих технологических вопросов:

     - создание высокопроизводительного специального оборудования для изготовления секций корпусов диаметром 3,6 м методом намотки;

     - создание технологии и оборудования для изготовления неметаллических деталей диаметром до 3,5 м соплового блока;

     - разработка легких конструкций оправок для намотки секций корпуса;

     - разработка рациональной технологии сборки и испытаний снаряженного двигателя;

     - разработка углерод-углеродного композиционного материала для критического вкладыша соплового блока;

     - организация на предприятиях нефтехимпрома изготовления вакуумных мешков диаметром до 4 и длиной до 8 м.

     Для реализации принятых технических решений и обеспечения основных характеристик двигателя необходимо было проведение большого объема научно-исследовательских и экспериментальных работ и организационных мероприятий, направленных на производство зарядов из топлива КД 11/18 с массой секций до 80 т, создание производства по изготовлению корпусов диаметром до 3,6 м из пластика, создание крупногабаритного поворотного управляющего сопла, создание специального подъемно-транспортного оборудования и обеспечение проведения огневых испытаний мощных двигателей с тягой до 1350 т.

     Могли быть реализованы следующие сроки разработки:

     - изготовление первого модельного двигателя - через 2 года;

     - изготовление первого макетного двигателя - через 4,5 года;

     - проведение первого огневого испытания - через 6 лет;

     - поставка первого комплекта двигателей на летные испытания - через 8 лет.

     Основную сложность в освоении такого твердотопливного двигателя вносили его габариты и масса, которые промышленностью страны по всей технологической цепочке не были освоены. Необходимо было оснащаться вновь. К этому же - специфика нашего космодрома - широкий диапазон сезонных температур в Казахстане (от 40╟ мороза до 50╟ жары), которые, если не умалять цель получения высокого конструктивного совершенства, требовали применения наземных стартовых средств термостатирования заряда двигателя. Все это усложняло применение твердотопливных первых ступеней в ракетной системе "Энергия".

     Следует напомнить, что проработки таких вариантов велись исходя из предпосылок, что создание такого двигателя, как РД-170, зайдет в тупик. В других условиях замена жидкостной ступени на твердотопливную нерациональна по энергетическим качествам и безопасности в полете Об этом особо...

     Проведенная в совокупности работа приводила к выводу, что "на переправе коней не меняют". А если конкретнее, то необходимо вновь вернуться к началу разработок. Двигатель РД-170 разрабатывался в своей размерности не по прихоти, а по необходимости, надежности системы. Это было принципиально. В.П.Глушко выстоял в споре и оказался прав. Любое лучшее - враг хорошего Мы доложили: если хотим иметь систему, то следует ее доводить, если же хотим иметь что-то более совершенное, то оно может быть и есть, но это "есть" не нашего времени. Впереди была большая работа... Мы не пошли на коренные изменения: "лучшее - враг хорошего". Это был поворотный момент в создании ракеты-носителя "Энергия".

     Взгляд изнутри на проблему РД-170: получив по своим каналам информацию об очередной неудаче, министр С.А.Афанасьев появлялся в КБ и устраивал дежурный разнос. К счастью, у нашего дела были и наделенные большой властью помощники, среди которых в первую очередь хочу назвать председателя Госкомитета по оборонной технике Л.В.Смирнова. Тем не менее не доверявший конструкторскому коллективу министр, желая перестраховаться, поставил перед нами вопрос о создании резервного двигателя, вчетверо менее мощного. Это означало, что при переходе на "четвертушки" потребуется увеличить их число в четыре раза, снизив тем самым надежность.

     Внешне было полное впечатление, что В.П.Глушко старается не принимать участия в "боевых действиях", даже когда вышел приказ о разработке "четвертушки" (руководил разработкой И.А.Клепиков) силами КБ. "Подчеркнуто спокойное поведение Глушко оказалось оптимальным для дела", - писал М.Р.Гнесин, один из сподвижников Глушко. "Валентин Петрович уберег коллектив от паники и склоки, сконцентрировал его энергию на творчестве", - заключил Михаил Рувимович.

- 9 июля 1981 г. двигатель впервые проработал полное время на стенде. С середины 1984 г. начались первые поставки двигателей для "Энергии". В.П.Глушко не расправился с отступниками.

Первая ступень - блок А

     Ко времени проектирования ракеты-носителя "Зенит" в 1974 г. КБ "Южное" было поставлено условие - возможность использования первой ступени в качестве блоков из четырех ускорителей как первой ступени тяжелой ракеты, которая к тому времени рождалась в проектах НПО "Энергия". Энтузиазма эта унификация у днепропетровских специалистов тогда не вызвала. В памяти стояла "царь-ракета" Н-1. Не верилось в основательность этого направления. Но условие, которое исходило от руководства отрасли и верхнего уровня оказалось решающим.

В середине 1975 г. в КБ "Южное" прилетел В.П.Глушко с большой группой специалистов-проектантов договариваться о форме взаимодействия и степени преемственности первой ступени "Зенит" для "Энергии". Правда, тогда этих наименований еще не было. Наша ракета имела индекс МО 11К77, а носитель В.П.Глушко - 11К52 ("Буран").

     Конструкторы и наши проектанты настаивали на четком понимании - делается для 11К52 только то, что может быть применено без изменения, а все, что меняется, делается в НПО "Энергия". Генеральный конструктор КБ "Южное" и Генеральный конструктор НПО "Энергия" поручили совместной группе конструкторов провести эту демаркационную линию и выработать положение о совместных работах. Если бы я знал, что через семь лет буду отвечать за разработку ракеты-носителя "Энергия" в качестве Главного конструктора этой ракеты, то тогда я как главный конструктор КБ-2 конструкторского бюро "Южное" представлял бы на утверждение Генеральным конструкторам не ту схему разделения и положения, которые утвердили, а совершенно другие предложения, избавившись от наших настроений того времени. Я бы тогда предлагал разработку всего блока А взять конструкторскому бюро "Южное". Но в то время родилось понятие модульной части, которая и стала как бы конструкцией, общей для "Зенита" и "Энергии".

     Модульная часть первой ступени ракет-носителей "Зенит" и "Энергия" представляет собой классическую ракетную конструкцию. Передний (верхний) бак - бак окислителя - изготовлен из алюминиево-магниевого сплава. Верхнее и нижнее днища гладкостенной конструкции с небольшими химфрезерованными островками. Обечайки ячеистой конструкции типа "вафли". Внутри бака, в его нижнем поясе, крепятся шаро-баллоны для гелия. Нижний бак - бак горючего. Переднее днище - вогнутое эквидистантно конструкции нижнего днища бака окислителя. Нижнее днище - сложной формы. Обечайки бака из "вафельного" полотна. Бак пронизывает по оси тоннельная труба с трубой подачи кислорода к двигателю. На входе в двигатель расположен демпфер гашения продольных колебаний (Родо). Оба бака имеют предельно закрепленные полотна гашения колебаний жидкости в баке. На передней раме крепится двигатель и рулевые агрегаты. Основные отличия модульного блока А "Энергия" от модуля первой ступени "Зенита" сводились к различным в толщине обечайкам баков, а также к различиям в схеме и органах управления двигателем. Блок А в связи с несимметричной нагрузкой, приходящей от точки его бокового крепления в силовой схеме ракеты, вынужден работать на изгибающую нагрузку.

     Двигатель РД-170 одинаковой конструкции имеет разные варианты качения и органов управления отклонением камер. Камеры сгорания при управлении ракетой в составе блока А ракеты "Энергия" качаются в радиальных плоскостях, проходящих через продольную ось двигателя, через центр. Такая схема управления более эффективна в структуре пакета ракеты "Энергия", но требует более мощных рулевых машин, которые преодолевают нагрузку, создаваемую набегающим аэродинамическим потоком на выступающую часть сопла камеры сгорания за параметр внешнего обвода блока при ее отклонении в радиальном направлении. Камеры сгорания двигателя РД-170 первой ступени "Зенита" отклоняются при управлении в тангенциальной плоскости качения. Сопла камер не выходят в обтекающий ступень аэродинамический поток и не испытывают его нагрузки. Рулевые машины существенно менее мощны. Эффективность управления такого варианта достаточна для ракеты "Зенит".

     Остальные системы и конструкции, в том числе агрегаты пневмогидравлической системы (ПГС) обеспечения питания топливом и сама двигательная установка (ДУ), унифицированы. Даже при разной силовой схеме модулей блока А и первой ступени приняты единые размеры и закладные детали, под которыми понимаются заготовки шпангоутов, фланцев и других элементов баков и корпуса.

     Каждый двигатель модуля после изготовления и полного цикла контроля проходит автономные контрольные технологические испытания, которые проводятся на огневом стенде завода-изготовителя с запуском двигателя по полной полетной программе или несколько ускоренной. После огневых стендовых испытаний двигатель может претерпевать переборку. Это значит, что для того, чтобы убедиться в сохранении качества конструкции после огневых испытаний, производится частичная разборка отдельных агрегатов. После полной сборки, при стыковке двигателя и органов управления, контроля после каждой технологической операции производятся так называемые "холодные" технологические испытания модуля, которые по своему объему и последовательности соответствуют всем операциям, выполняемым модулем в полете. При этих испытаниях функционируют практически все системы модуля, но без компонентов топлива и огневого запуска двигателя. Модуль после проведения "холодных" технологических испытаний и заключительных операций по подготовке к транспортировке готов к использованию по назначению.

     Модульная часть проектировалась с учетом обеспечения возможности транспортировки грунтовыми, железнодорожными, водными и воздушными средствами передвижения. Это связано с особенностью географического расположения завода-изготовителя (г. Днепропетровск, Украина), испытательного полигона - космодрома (Байконур, Казахстан) и стендовой базы для проведения огневых испытаний модуля (г. Загорск, Подмосковье). Модуль позволяет транспортировку по железной дороге не менее 15 тыс. км, по шоссейной дороге со скоростью не выше 60 км/ч - 2 тыс. км, по грунтовой дороге со специальным сопровождением - до 500 км. Транспортировка водным и воздушным транспортом возможна без ограничений, но оцениваются конкретные условия полета и типа самолета и конкретных характеристик водных средств транспортировки. Перед транспортировкой на хвостовую и носовую часть модуля крепится так называемое съемное оборудование. Для передней части это цилиндрический отсек с небольшой конусностью, с крышкой и рамой для крепления "таблеток" - плоских цилиндрических емкостей, сообщенных трубопроводом с баковой системой. Это дыхательные, разделительные устройства, которые компенсируют суточный перепад давления с изменением температуры окружающей среды. Водопоглащающие компоненты типа селикагель поддерживают влажность внутри бака на допустимом уровне. На хвостовой части также крепится цилиндрический отсек с переходом на третьей части его длины от заднего торца в слабоконусный. Этот отсек предохраняет двигатель от повреждений при транспортировке модуля.

     Заниженный относительно общего диаметра модуля диаметр съемного хвостового отсека, конусная законцовка и конусный передний отсек - это следствие ограничений по габаритам модуля при транспортировке по железной дороге. Такая общая конфигурация типа веретена позволяет осуществлять безопасные движения состава поезда с модулями по железной дороге, особенно на поворотах по пути следования. Полетный, штатный хвостовой отсек не вписывается в установленные железной дорогой ограничения, поэтому он устанавливается по прибытию модуля на сборочную площадку космодрома. Перевозка осуществляется на специально разработанных транспортных секциях с амортизацией для железной дороги, тележках с рессорами для грунтовых и шоссейных дорог, рамах с соответствующими креплениями к борту самолета или к борту водных средств. Любая транспортировка осуществляется с закреплением модуля в двух поясах, соответствующих силовому шпангоуту нижнего торца бака горючего и промежуточному шпангоуту бака окислителя. При авиационной транспортировке модуля не внутри фюзеляжа самолета, а на фюзеляже модуль крепится на узлы, подготовленные на самолете, как это сделано для транспортировки центрального блока ракеты-носителя "Энергия". В этом случае применяются соответствующие переходные опоры, и хвостовой отсек закрывается обтекателем, а носовой - стекателем.

     Общие требования к проведению огневых стендовых испытаний ракетного модуля, как ступени космического носителя, сводятся к необходимости воспроизведения на Земле близких к реальным условий полета ступени в составе ракеты. Это дает возможность выходить на летные испытания ракеты с уверенностью, что системы, входящие в состав ракетной ступени, функционируют в режиме комплексного взаимодействия в расчетном диапазоне и не создают аномалий в интегральных процессах. Полного соответствия стендовых условий реальным летным, естественно, не может быть, хотя бы потому, что в течение работы ступени при полете меняются характеристики атмосферы, внешнего давления, действующих перегрузок и другие факторы, которые воспроизвести в стендовых условиях достаточно сложно.

     Наряду с этим действуют требования обеспечения необходимого уровня безопасности при проведении огневых испытаний ступеней. Огневым стендовым испытаниям блока А предшествовали испытания первой ступени ракеты "Зенит". Испытания производились на стенде ╧2 НИИХиммаша в Загорске (Сергиев Посад теперь). Этот стенд был построен в свое время для проведения огневых испытаний ступеней ракеты "Восток" и имеет все необходимые системы, обеспечивающие подготовку и проведение огневого пуска. На этом стенде проводилось много работ со ступенями ракет различные классов. На 50 стендах института проведена наземная отработка практически всех космических комплексов, разрабатывавшихся в Советском Союзе. Среди них ракеты-носители "Восток", "Союз", "Протон", "Зенит" и "Энергия", орбитальные станции "Салют" и "Мир". Стендовая база за это время обросла кольцом жилых массивов, разросшихся по периферии, что обостряет необходимость обеспечения гарантированной высокой степени безопасности при проведении огневых стендовых испытаний ступеней.

     Все эти условия предопределили облик конструкции модуля блока А, предназначенного для огневых стендовых испытаний. С одной стороны, ступень должна соответствовать штатной, летной структуре, а с другой - изменяться в угоду стендовым условиям. С целью имитации полетных перегрузок давление наддува в подушках баков меняется от штатного стартового до давления с добавкой на имитацию осевых полетных перегрузок, что создает на входе в двигатель давление не ниже полетного - по программе полета. Увеличение давления в баках стендового блока по сравнению с баками штатного блока ведет к переупрочнению силовой схемы ступени. Стендовый модуль имеет утолщенные обечайки, днища и другие элементы конструкции. Увеличенная прочность ступени согласуется с требованиями безопасности. Для повышения безопасности стендовый модуль на нижнем днище бака горючего имеет бронезащиту, выполненную из секций профилированных стальных плит, которые образуют преграду возможным пожарам или разрушениям двигателя с целью предохранить от более тяжелых аварийных ситуаций баковых систем. Создана определенная защита компонентов, находящихся в баке от воздействия пламени и осколков.

     Впервые достаточно полное описание блока было опубликовано в конце 1991 г. в рамках отчета по результатам исследований возможности использования модифицированных блоков А в составе ракеты-носителя "Ариан-5". Последующее изложение по сути совпадает с этими материалами.

          Электрические и пневмогидравлические связи блока с наземным оборудованием, разделяемые при старте ракеты, располагаются в двух поясах:

     - на нижнем торце хвостового отсека - связь со стартовым устройством;

     - на боковой поверхности носовой части - связь с заправочно-дренажной башней стартового комплекса.

     Силовая связь ракеты со стартовым устройством осуществляется по торцам блоков А.

     Каждый блок автономен по отношению к другим блокам ракеты, только с центральным блоком он имеет электрическую связь, расположенную в районе верхнего узла силовой связи и разрываемую при их отделении.

     Для отделения блоков от центрального блока после выработки их топлива и выключения маршевых двигателей используются ракетные двигатели твердого топлива, расположенные на наружной поверхности каждого блока под обтекателями в двух поясах - на носовой части и в хвостовом отсеке.

     В процессе предстартовой подготовки производится термостатирование среды в отсеках и под обтекателями блоков А путем подачи от наземных систем воздуха нужной температуры. Подвод воздуха производится в двух местах к торцу хвостового отсека (от пускового устройства) и к носовой части от заправочно-дренажной башни. Для уменьшения температуры конструкций в условиях воздействия солнечной радиации при стоянке ракеты на стартовом комплексе корпуса блоков окрашены белой эмалью -отношение коэффициента поглощения к степени черноты не менее 0,7.

     В полете тепловой режим элементов конструкции и приборов обеспечивается пассивными средствами. Для этого в отдельных местах на корпус наносятся покрытия из теплоизоляционных материалов. Для наружных покрытий используется композиционный материал на основе кремнеземной ткани, для внутренних покрытий - легкие пенопласты.

     Носовая часть блока А служит для передачи усилий на центральный блок через шарнирную опору верхнего узла связи, обеспечения равномерного распределения усилий на стыке с баком окислителя и плавного аэродинамического обтекания в верхней части блока. Верхний конус носовой части выполнен из титанового сплава, имеет сварную конструкцию. В вершине верхнего конуса имеется гнездо, в которое ввинчивается шаровая опора силовой связи с центральным блоком.

     Переходный и приборно-агрегатный отсеки выполнены из алюминиевых сплавов и представляют собой оболочку в виде обшивки, подкрепленную продольно-поперечным силовым набором. Отсеки имеют наружное теплозащитное покрытие, а цилиндрическая часть приборно-агрегатного отсека - еще и внутреннюю изоляцию.

     Корпус носовой части, также как и межбакового и хвостового отсеков, имеет негерметичное пылевлагозащитное исполнение.

     На наружной поверхности носовой части установлены твердотопливные двигатели разделения, электрические и пневматические разъемные соединения для связи со стартом, технологические платы бортовой кабельной сети и узлы верхнего пояса силовой связи с соседним блоком А в параблок.

     Внутри носовой части, главным образом на цилиндрической части приборно-агрегатного отсека, расположена основная часть приборов системы управления, системы измерений и других электрических систем.

     Предусмотрены три люка обслуживания. Кислородный бак с полезным объемом 208 м3 и керосиновый бак с полезным объемом 106 м3 имеют сварные конструкции и выполнены из алюминиевого сплава. Цилиндрические оболочки баков изготовлены из плит толщиной 30 мм, в которых механическим фрезерованием образованы продольные и поперечные ребра.

     Бак окислителя имеет выпуклые днища в виде сферического сегмента, днища бака горючего - выпукло-вогнутой формы. В местах соединения днищ с цилиндрической обечайкой вварены подкрепляющие шпангоуты. К шпангоуту нижнего днища бака горючего с помощью рамы крепится маршевый двигатель.

     Обечайка межбакового отсека, как и обечайки баков, имеет "вафельную" конструкцию и приварена к подкрепляющему шпангоуту нижнего днища бака окислителя. В межбаковом отсеке размещаются агрегаты пневмогидросистемы и отдельные приборы системы измерений.

     В нижней части бака горючего вварен шпангоут для восприятия сосредоточенных усилий от элементов нижнего пояса связей параблока с центральным блоком и блоков А в параблок. На этом шпангоуте имеются две группы крепежных отверстий для установки межблочных связей, позволяющие использовать блок А на любом месте в пакете.

     На верхних днищах баков снаружи установлены дренажные и предохранительные клапаны, изнутри - кольцевые распылители для подачи газа наддува. На нижних днищах расположены заборные устройства и разделительные клапаны расходных трубопроводов. Все пневматические и гидравлические магистрали и кабели выводятся из баков через их днища. Расходный трубопровод окислителя проходит по оси бака горючего внутри вваренной в бак горючего специальной тоннельной трубы. Снаружи расходный трубопровод покрыт теплоизоляцией. Заправочно-сливной клапан горючего расположен на нижнем днище бака, а заправочно-сливной клапан окислителя - в нижней части расходного трубопровода. Непосредственно перед входом в двигатель в расходном трубопроводе окислителя установлен газожидкостной демпфер. В нижней части бака окислителя установлены баллоны системы наддува баков.

     Внутри баков на штангах, расположенных параллельно продольной оси, установлены датчики контроля уровня топлива при заправке и при опорожнении во время полета. Датчики уровня заправки совместно с наземной аппаратурой образуют систему контроля заправки.

     Вдоль обечаек баков установлено по 6 ребер, демпфирующих колебания жидкости в баках. Снаружи вдоль баков проложено несколько трубопроводов небольшого диаметра (для циркуляции окислителя, зарядки баллонов, наддува баков окислителя, управляющего давления) и проходят трассы бортовой кабельной сети.

     Цилиндрические обечайки баков не имеют теплозащитного покрытия. Днища, кроме нижнего днища бака горючего, покрыты слоем теплоизоляции.

     Хвостовой отсек служит силовой конструкцией для опирания блока А на стартовое устройство, а также для создания вместе с донным экраном замкнутого пространства вокруг двигателя. Материалом для оболочки хвостового отсека, выполненной в виде обшивки с продольно-поперечным силовым набором, служит алюминиевый сплав. На наружной поверхности хвостового отсека расположены твердотопливные двигатели отделения блока, небольшая часть приборов системы управления и системы измерения, трубопроводы пневмогидросистемы, связывающие через разъемные соединения блок А со стартовым устройством. В нижней части хвостового отсека и на торцевом шпангоуте имеются силовые элементы, воспринимающие усилия от замков крепления блока к стартовому устройству. Там же расположены электрические и пневмогидравлические разъемные соединения. Наружная поверхность хвостового отсека имеет теплозащитное покрытие из того же материала, который используется на переходном и приборно-агрегатном отсеках. В донной части используется теплозащита из асботекстолита. Внутри хвостового отсека закомпонован двигатель РД-170, элементы, обеспечивающие подачу жидкости к системе рулевых приводов, элементы пожаро-взрывопредупреждения, заправочно-сливные трубопроводы. Для доступа внутрь хвостового отсека на его корпусе имеется 12 люков.

     Система рулевых приводов предназначена для отклонения камер двигателя. В ее состав входят 8 гидравлических приводов, трубопроводы и арматура, обеспечивающие подачу жидкости высокого давления. Питание рулевых приводов производится за счет отбора керосина после насоса двигателя с последующим сливом его в расходную магистраль.

     Приводы автоматики двигателя также гидравлического типа и также питаются горючим, отбираемым после насоса двигателя. Средства пожаро-взрывопредупреждения содержат датчики (газоанализаторы и пожарные извещатели) и систему распределения газа в хвостовом отсеке. Средства пожаро-взрывопредупреждения при подготовке ракеты контролируют состав среды в хвостовом отсеке и обеспечивают продувку хвостового отсека газом в двух режимах:

     - вялой продувки при безаварийной работе блока;

     - интенсивной продувки при повышении содержания кислорода в хвостовом отсеке и признаках пожара.

     В состав блока также входят система управления, система измерений, средства аварийной защиты двигателя, датчики процесса подготовки и средств радиоконтроля траектории.

     Комплекс автономного управления носителя "Энергии" построен таким образом, что аппаратура системы управления блоков А, помимо выполнения собственных функций, используется и для обмена командами с аппаратурой комплекса автономного управления, установленной на блоке Ц и стартовом комплексе.

     В состав системы управления блоков А входит цифровой вычислительный комплекс с устройством ввода-вывода, комплекс приборов для управления исполнительными органами, коммутационно-распределительная аппаратура, уровнемерный тракт, используемый для управления расходом топлива из баков. В состав системы управления входит также система электропитания на основе аккумуляторных батарей.

     В состав системы измерения входят датчики и первичные преобразователи, коммутаторы, кабели, радиопередающие средства, автономное записывающее устройство. Корпус записывающего устройства защищает носитель информации от механических и тепловых воздействий при падении блока А на землю.

     Два блока А из четырех, входящих в состав первой ступени ракеты "Энергия", оснащены радиомаяками для контроля траектории полета при его снижении после отделения.

     Средства аварийной защиты двигателя, установленные на блоках, включают датчики, контролирующие работу двигателя, и блоки преобразования и фильтрации информации с датчиков, связанные с цифровым вычислительным комплексом средств аварийной защиты, размещенным на центральном блоке.

     Датчики процесса подготовки ракеты совместно с наземной аппаратурой образуют систему централизованного контроля подготовки пуска. Информация с этих датчиков о температуре конструкции и компонентов и о давлении в системах выведена на пульты операторов, контролирующих процесс подготовки ракеты-носителя к пуску.

     Баки блока А и двигатель связаны пневмогидравлической системой подачи компонентов топлива, включающей следующие основные подсистемы:

     - питания двигателя компонентами топлива;

     - заправки компонентов и газов;

     - поддержания избыточного давления в баках при подготовке блока к пуску;

     - наддува баков перед стартом и в полете;

     - обеспечение работы демпфера в магистрали питания двигателя окислителем;

     - управляющего давления для арматуры блока и двигателя;

     - продувки полостей двигателя перед запуском и после выключения. Двигатель РД-170 связан с пневмогидросистемами подачи компонентов топлива по основным магистралям:

     - подачи компонентов топлива;

     - подачи управляющего давления к арматуре двигателя;

     - продувки полостей двигателя перед стартом;

     - подачи газа наддува к теплообменнику;

     - циркуляции окислителя.

     Магистрали питания двигателя компонентами топлива имеют разделительные клапаны, а в линии окислителя также фильтр и демпфер. Разделительный клапан в линии окислителя нормально открыт и закрывается только при аварийном выключении двигателя. Разделительный клапан в линии горючего нормально закрыт и открывается в процессе заправки бака горючего. Перед открытием этого клапана полости двигателя (за клапаном) вакуумируются с помощью эжектора, входящего в состав двигателя. В магистралях заправки компонентов топлива установлены управляемые заправочно-сливные клапаны, а в линии окислителя имеется также фильтр.

     Для дренирования баков окислителя и горючего используются дренажные и предохранительные клапаны. Для предохранения дренажных устройств от обледенения они до старта обдуваются нейтральным газом.

     Избыточное давление в баках при подготовке ракеты к пуску поддерживается путем их наддува газами от наземных систем. Включение и выключение подачи газов производится установленными на борту клапанами с использованием информации от сигнализаторов давления, настроенных на требуемые уровни давления. Для обеспечения наддува баков в полете используется гелий, хранящийся в баллонах, размещенных в нижней части бака окислителя и погруженных в жидкий кислород. Подача газа наддува в бак горючего производится непосредственно из этих баллонов через дроссельные шайбы. Гелий для наддува бака окислителя подогревается в теплообменнике двигателя и через дроссельные шайбы подается в бак. Для контроля давления в баках используются сигнализаторы давления.

     Установлен демпфер в линии подачи окислителя для ограничения амплитуды и частоты пульсации давления на входе в двигатель.

     Для управления автоматикой блока и двигателя используется гелий, который хранится в двух баллонных батареях (одна из них - в составе двигателя).

     Продувка полостей двигателя перед запуском производится от наземных систем, а после его выключения - из баллонов, входящих в состав двигателя.

     Каждый блок А опирается на стартовое устройство по четырем опорным площадкам, расположенным на торце хвостового отсека по плоскостям блока. Непосредственная силовая связь блока со стартовым устройством обеспечивается с помощью пневмо-замков и шпилек, закрепленных на стартовом устройстве. Замки воспринимают продольные силы при стоянке незаправленной ракеты-носителя, шпильки - поперечные. Шпильки являются также направляющими на начальном этапе движения ракеты-носителя при старте.

     Пневмогидравлические и электрические связи блока А с наземным оборудованием при стоянке ракеты-носителя на стартовом комплексе осуществляется через разъемные соединения. Расстыковка этих соединений производится незадолго до старта или непосредственно при старте.

     Блок А с наземным оборудованием связан с помощью 12 разъемных соединений (8 - для подачи жидкости и газов, 4 - электрические связи).

     Замки силовых связей блоков со стартовым устройством раскрываются после заправки блоков компонентами топлива подачей на них давления сжатого газа.

     Все соединения, расположенные на торце хвостового отсека, расстыковываются при начале движения ракеты. Расстыковка пневмо- и электросоединений блоков А с заправочно-дренажной мачтой производится по командам, подаваемым как со стороны блоков, так и со стороны старта. Команды на расстыковку соединений на мачту подаются в следующей последовательности:

     - за 2100 с до команды "Главная" (переход двигателей блоков А на основной режим) подается газ в пневмоцилиндры механизмов отделения разъемных соединений;

     - за 52 с до команды "Главная" подается напряжение на электропневмоклапаны магистралей подачи газа к замкам соединений;

     - через 1,3 с после этого происходит полная расстыковка соединений.

     За 46,2 с до команды "Главная" подается команда на отвод площадки ЗДМ. Если по каким-либо причинам отвод площадки не начинается, через 4,2 с выдается команда на аварийное прекращение подготовки пуска.

     Особенность схемы связей блоков А с блоком Ц состоит в том, что отделение блоков первой ступени от второй ступени осуществляется параблоками. При такой схеме легче обеспечивается несоударение блоков А и орбитального корабля "Буран". Под параблоком подразумевается связка из двух боковых блоков. Соединение блоков А в параблок обеспечивается двумя поясами связей.

     Верхний пояс связей параблока представляет собой систему тяг, которая воспринимает как продольные, так и поперечные усилия. В процессе полета ракеты на участке первой ступени эта связь не зафиксирована и не препятствует перемещению блоков А. Фиксация тяг производится непосредственно перед отделением параблока от блока Ц.

     Крепление параблоков к блоку Ц также осуществляется в двух поясах. Верхний пояс воспринимает как продольные, так и поперечные усилия. Конструктивно этот пояс состоит из четырех узлов, в основе которых лежит сферический шарнир. Узлы устанавливаются в верхних точках силовых конусов блоков А и соединяются с ответными частями, установленными на межбаковом отсеке блока Ц. Разделение узлов осуществляется с помощью пиротехнических средств. Нижний пояс связей параблока с центральным блоком воспринимает только поперечные усилия и крутящий момент. Он расположен на том же уровне, что и нижний пояс связей блоков А в параблок и также представляет собой систему из двух тяг и соединения типа "зуб". Отделение параблоков от блока Ц в нижнем поясе связей осуществляется пиротехническими устройствами.

     Электрические цепи блока А связаны с блоком Ц через одно электрическое разъемное соединение, расположенное на верхнем конусе в районе узла связи. Соединение имеет 408 контактов. Направление действия сил при расстыковке примерно параллельно оси блока.

     Увод параблоков и сообщение им скорости отделения в радиальном направлении от второй ступени обеспечивается специальными твердотопливными двигателями отделения. Количество, направление вектора тяги двигателей и время их запуска выбрано с учетом обеспечения требований по допустимым тепловым, газодинамическим и эрозионным воздействиям их струй на элементы конструкции второй ступени.

     Двигатели отделения, устанавливаемые в районе хвостового и приборно-агрегатного отсеков, составляют группу А, а двигатели отделения, устанавливаемые на конусе блоков 10А и 40А - группу Б.

     Процесс отделения параблоков от второй ступени начинается с момента формирования в комплексе автономного управления признака "отделение", который является началом отсчета циклограммы разделения. Признак "отделение" формируется при выдаче команды на выключение двигательной установки блока А и при времени достижения заданного скоростного напора. Через интервал времени около двух секунд, необходимый для спада тяги в блоках до заданной величины, комплекс автономного управления выдает команду на срабатывание пиросредств в верхних межблочных связях для образования параблоков как единого жесткого тела. Через 0,1 с комплекс автономного управления выдает серию команд:

     - на срабатывание пиросредств в верхних узлах связи;

     - на срабатывание пиросредств в нижних узлах связи;

     - на задействование приборов в блоках А, формирующих команды на запуск двигателей отделения.

     Комплекс автономного управления сразу же выдает команду на запуск двигателей группы А, а через 0,4 с - команду на запуск двигателей отделения группы Б.

     Расстыковка электрической связи происходит в момент отделения блоков А от блока Ц. Замок связи раскрывается ходом блока А.

     При подготовке блока А к пуску и при запуске двигателя управление блоком А осуществляется по двум каналам:

     - автоматизированной системой управления стартовым комплексом;

     - комплексом автономного управления ракеты.

     Управление блоком в полете производится только от комплекса автономного управления.

     Управление от автоматизированной системы управления стартовым комплексом осуществляется подачей или снятием напряжения с соответствующего клапана. Информация, принимаемая автоматизированной системой управления стартовым комплексом с блока А и используемая для управления, передается в виде релейных сигналов о состоянии соответствующих концевых контактов и контактов сигнализаторов давления. Команды на электро-пневмоклапаны блока выдаются по дублированным двухпроводным линиям. Передача информации с концевых контактов сигнализаторов давления осуществляется по троированным двухпроводным линиям. Кроме того, при управлении подготовкой блоков А к пуску используется информация об уровне заправки, получаемая от датчиков уровня системы контроля заправки. Данные, получаемые по каналам системы централизованного контроля подготовки пуска, при безаварийной работе в процессе управления подготовкой блока не участвуют. Исключение составляет только температура горючего в баках, которая из системы централизованного контроля подготовки пуска вводится в наземную аппаратуру комплекса автономного управления и используется для начальной настройки двигателя.

     Аппаратура системы управления блоков взаимодействует с аппаратурой блока Ц и наземной аппаратурой по цифровым и релейным каналам связи.

     По каналу M1 из блока Ц в блок А передается:

     - команда синхронизации цифровых вычислительных комплексов блоков А и Ц, команды на образование магистралей питания в цепях пироэлементов;

     - команда "Подготовка двигательной установки" (подается за 600 с до запуска двигателя, с этого момента все операции по заправке топливом и газами проходят в автоматическом режиме, по этой же команде начинается отсчет времени для операции по запуску двигателя);

     - команда "Контакт подъема" (формируется при подъеме ракеты на высоту 15 мм);

     - сигнал о подъеме ракеты на высоту 200 м - используется при формировании логики работы в нештатных ситуациях;

    - команды на выключение двигателя, на начало отделения параблоков, коды времени, соответствующие моментам формирования;

     - команды "Контакт подъема", начала перевода двигателя на режим конечной ступени тяги, начала отделения параблоков;

     - команды на аварийное прекращение подготовки к пуску, на аварийное выключение двигателя:, команды, обеспечивающие контроль работоспособности канала связи. По каналу М2 из блока Ц в блок А передаются: семизарядные коды управления на каждый из восьми рулевых приводов, семизарядные коды управления приводами системы регулирования двигателя (4 привода), они используются для регулирования тяги и соотношения расходов компонентов через двигатель;

     - команды на автоматику двигателя, обеспечивающую выключение двигателя. Из блока А в блок Ц по каналу М2 передаются:

     - семизарядные сигналы с датчиков положения штоков рулевых приводов;

     - сигналы с контактных групп исходного и конечного положений приводов системы регулирования двигателя;

     - сигналы с датчиков системы управления расходом топлива. По каналу связи машин от наземной аппаратуры комплекса автономного управления передаются в блок А данные на пуск и служебная информация, обеспечивающая повышенную достоверность ввода. Ввод данных на пуск осуществляется за 20 минута до запуска двигателя.

     Обмен информацией между наземной аппаратурой комплекса автономного управления и блоком А по технологическому каналу связи обеспечивает:

     - контроль теста включения аппаратуры;

     - контроль стыковки приборов;

     - приведение в исходное состояние приборов силовой коммуникации;

     - приведение в исходное состояние автоматики пиросредств;

     - включение аппаратуры системы измерений;

     - включение цифрового вычислительного комплекса;

     - включение приборов радиоконтроля траектории.

     По релейному каналу связи передаются команды, обеспечивающие приведение в исходное состояние схемы образования шин питания пиросредств и элементов пневмо-автоматики, управляемых совместно с автоматизированной системой управления стартовым комплексом и наземной аппаратурой комплекса автономного управления. По этому же каналу, при необходимости, передается сигнал на аварийное прекращение подготовки.

     Для обеспечения функционирования блоков А в составе ракеты-носителя "Энергия" цифровым вычислительным комплексом блока Ц решаются задачи:

    - регулирования двигателей блоков А;

     - управления обмена цифровой информацией между блоком Ц и блоками А;

     - формирования управляющих команд на рулевые приводы обработки сигналов обратной связи с рулевых приводов блоков А;

     - выдачи временных команд управления пироэлементами, пневмогидросистемой и другими системами блоков А.

     Установленный на блоке Ц цифровой вычислительный комплекс имеет быстродействие по смеси команд типа "Шаттл" около 370 тысяч операций в секунду.

Многоразовый блок А

     Проектом предусматривалось многократное применение блоков первой ступени. Представлялось, что проблема возврата с траектории этого блока менее сложная, чем возврат орбитального корабля или центрального блока. Многократность сразу же сказывалась на структуре блока, на исполнении пневмогидравлической схемы, системе управления. Появлялись дополнительные специфичные системы. Повысились требования к двигателю этого блока. Маршевый двигатель должен был обеспечивать не менее десятикратной работы в полетном режиме, а с учетом необходимости проведения контрольных технологических испытаний количество включений двигателя достигало двадцати раз. Это была основная проблема обеспечения надежной работоспособности двигателя при многократном включении. Требовался большой запас ресурса. Задача управления блоком и его посадка на поверхность Земли считалась простой инженерной задачей. Поэтому проблема многоразовости блока начиналась с достижения высокой работоспособности маршевых двигателей с длительным ресурсом их использования.

     При всех технологических проверках блока в процессе изготовления, проверок в собранном состоянии, в составе пакета и на старте перед заправкой пневмогидравлическая схема обеспечения работы двигателя и управления всей автоматикой блока и двигателя выполнялась как система многократного включения. Система не имела одноразовых элементов, кроме клапанов и агрегатов, срабатывающих или в аварийном режиме, или при обеспечении запуска двигателя. Работоспособность блока в условиях многократности, а также системы управления обеспечивалась.

     Анализ возможных вариантов спасения ракетных блоков первой ступени привел к применению парашютной системы. При выборе вариантов оценивалась целесообразность спасения параблоков или раздельной посадки на Землю каждого блока, спасения всего блока или его части, например, двигателя, по схеме спасения: с приведением "Бурана" 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.

    
Схема возвращения блоков А. Примерно на 135-й секунде полета происходит отделение параблоков на высоте порядка 50 км, при этом скорость движения параблоков немного более 1800 м/с. На 150-165-й секундах происходит разделение блоков и их разведение на высоте 65-70 км, скорость - 1760-1720 м/с. Перед входом в плотные слои атмосферы на высоте порядка 80 км при скорости движения 1650 м/с включается система ориентации. Блок в этой связи оснащается системой управления и газо-реактивной ориентации. Блок направляется в атмосферу носовой частью, которая имеет соответствующую теплозащиту. Блок входит в плотные слои атмосферы со скоростью 1780 м/с, предварительно задействовав тормозной парашют. С 285-й по 450-ю секунды происходит движение с тормозным парашютом и снижение до высоты порядка 5 км. Скорость на этом участке уменьшается до 70 м/с. На этой высоте 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 мин. после старта ракеты.

Блок А: иллюстрации из технического проекта
     При разработке блока А на стадии дополнения к техническому проекту (1979 г.) было выявлено, что существовавшее на тот период представление о схеме спасения не удовлетворяет требованиям по массовым характеристикам. Схема оказалась сложной в конструктивном отношении, недостаточно надежной и не обеспечивала должного управления блоком после отделения. Поэтому, после дополнительных проработок и обсуждений с предприятием Минавиапрома, было принято решение о проведении исследовательских работ по разработке сверхзвукового парашютного тормозного устройства. Предусматривалось провести исследование технологических и конструкционных свойств материала СВМ, из которого намечалось изготавливать парашюты, и летную отработку модели на экспериментальном изделии Т6К.

     Работы, проведенные в НПО "Энергия", показали, что проблему повышения термостойкости ткани можно решить нанесением на этот материал композиционного теплозащитного состава на основе водосодержащих микрокапсул. Были изготовлены образцы такой ткани и проведены испытания в ЦАГИ.

     В конструкции блока А, готовившейся в полет, уже были заложены элементы парашютной системы посадки. После полета специалисты, особенно иностранные, будут постоянно задавать вопрос - "что это за конструкторские нагромождения на блоке в районе носовой и хвостовой частей?" Это - два встроенных контейнера для размещения парашютов, средств приземления и системы управления. В первых полетах они были заполнены измерительной аппаратурой.

     Тогда, в период поиска лучшего решения, нам стало ясно, что следует искать кардинальные пути и варианты. Усложняло создание средств возврата блоков А то, что посадка этих блоков должна была осуществляться на твердый грунт и при практически нулевых перегрузках. За это надо было платить весом полезной конструкции ракеты. Предстояли исследования других вариантов - не простых, а более эффективных.

Аварийный слив окислителя

     Важнейшей проблемой при создании ракеты-носителя "Энергия" явилось непременное обеспечение безопасности орбитального корабля с экипажем на протяжении всего участка выведения. Особенно актуальной эта проблема становится на участке полета первой ступени ракеты при возникновении нештатной ситуации, связанной с отказом маршевого жидкостного ракетного двигателя РД-170 одного из боковых блоков первой ступени или аварийного выключения его с помощью специальных средств аварийной защиты двигателя.

     С такой ситуацией в процессе полета ракеты-носителя приходится считаться, так как надежность двигателей не является абсолютной и на первых ракетах-носителях она, как правило, еще не достигает заданных величин.

     Решение задачи обеспечения безопасности орбитального корабля осложняется тем, что полет на участке первой ступени характеризуется сравнительно малыми скоростями и высотами, отрезком траектории с большими скоростными напорами и большими управляющими моментами, которые должны создавать двигатели блоков первой ступени. Важен и тот факт, что штатная система отделения орбитального корабля рассчитана на отделение от автономного блока второй ступени после выключения его двигателей в условиях очень малых скоростных напоров и после обязательного отделения блоков первой ступени.

     Расчеты показывали, что при аварийном выключении двигателя одного из блоков первой ступени, приводящем к уменьшению расчетной тяги двигателей ракеты на 20%, выполнение задачи по выведению орбитального корабля на заданную орбиту становится невозможным, и возникает необходимость экстренного отделения орбитального корабля от ракеты с дальнейшей его посадкой через ограниченный промежуток времени на ближайшем аэродроме. Одновременно прекращается и полет ракеты-носителя.

     Однако достижение достаточной вероятности безударного отделения орбитального корабля на протяжении всего полета, особенно на начальном участке и в зоне максимальных скоростных напоров, проблематично и приводит к необходимости оснащения орбитального корабля специальными ракетными двигателями твердого топлива системы аварийного спасения (за счет соответствующего снижения массы полезного груза) и создания запасных аэродромов на территории России по всем трассам полета.

     В связи с этим представлялось целесообразным продолжение управляемого полета ракеты-носителя с орбитальным кораблем после аварийного выключения маршевого двигателя одного из блоков первой ступени, отделение блоков после выработки топлива и обеспечение на участке работы второй ступени ракеты маневра возврата орбитального корабля на основной аэродром посадочного комплекса, расположенного поблизости от места старта ракеты-носителя.

     При таком решении экстренное отделение орбитального корабля в случае необходимости может использоваться при более сложных и менее вероятных нештатных ситуациях, чем аварийное выключение маршевого двигателя одного из блоков первой ступени, и представляется возможность применить его на участке полета, где величина скоростного напора не столь велика. Причем достаточная вероятность безударного отделения орбитального корабля от ракеты-носителя обеспечивается без специальных ракетных двигателей твердого топлива аварийного спасения и не требует создания дополнительных аэродромов.

     В этом случае уменьшается количество вариантов выхода из аварийных ситуаций. Кроме того, при аварийном выключении двигателя блока первой ступени в конце участка первой ступени возможен вывод орбитального корабля на пониженные орбиты искусственных спутников Земли, например, одновитковую орбиту.

     Однако для эффективной реализации такого способа требуется избавиться от пассивной массы в виде отказавшего блока, которая, например, при аварийном выключении двигателя на нулевой секунде равна начальной массе одного из боковых блоков.

     Отделить один отказавший боковой блок сразу после аварийного выключения двигателя невозможно, так как по условиям компоновки "пакета" блоки отделяются только попарно, соединенные между собой межблочными силовыми связями, в виде параблока. Следовательно, отказавший блок должен продолжать полет в составе ракеты-носителя до израсходования топлива в работающих блоках первой ступени, чтобы oтделиться вместе с ними. С другой стороны, энергетика отделения параблока выбрана из расчета на отделение боковых блоков с выработанным топливом, и нерационально увеличивать ее в несколько раз для обеспечения задачи отделения в рассматриваемой нештатной ситуации. Таким образом, избавиться от пассивной массы в виде отказавшего блока или существенно ее уменьшить в процессе продолжающегося полета ракеты-носителя крайне необходимо по двум причинам: для уменьшения баллистических потерь ракеты-носителя и для создания условий отделения параблока, в составе которого оказался блок с выключенным двигателем. Для блока первой ступени, использующего жидкие компоненты топлива, единственным приемлемым способом, позволяющим решать эту задачу, является организация слива топлива в окружающее пространство в процессе полета ракеты.

     Рассматривался вариант более рационального использования топлива, например, перелив топлива из отказавшего блока в соседний, работающий, с одновременной перестройкой уровней тяги двигателей с целью завершения выработки топлива у всех блоков примерно в одно и то же время. Однако такое решение имеет серьезные недостатки:

     - увеличивается масса конструкции за счет введения дополнительных трубопроводов и арматуры для перелива топлива и объединения систем наддува двух боковых блоков, работоспособность этих элементов должна обеспечиваться в условиях свободного относительного перемещения соседних блоков в осевом направлении;

     - за счет введения регулировки тяги двигателя в широком диапазоне снижаются его номинальные характеристики.

     По этим причинам сводится на нет баллистический выигрыш при использовании топлива из отказавшего блока, но вводится громоздкая система, отработать которую непросто.

     Слив топлива в окружающее пространство из отказавшего блока первой ступени был принят к реализации. Расчеты показали, что поставленные задачи могут быть решены при сливе только одного окислителя, которого на борту блока примерно в три раза больше, чем горючего. Кроме того, слив сразу двух компонентов усложнил бы конструкцию и мог бы вызвать трудно предсказуемые последствия при смешении сливаемых компонентов и их взаимодействии с истекающими струями работающих двигателей соседних блоков.

     При разработке конструктивно-схемного решения для обеспечения слива окислителя необходимо было решить следующие проблемы:

     - экспериментальное исследование процессов истечения криогенной жидкости в разреженное пространство с целью выработки рекомендаций для конструктивного оформления устройства слива;

     - выбор места (точки на блоке), откуда должен производиться слив;

     - определение диаметра сливного отверстия, соответственно клапана и трубопроводов для обеспечения требуемого расхода кислорода при сливе;

     - определение типа сливного клапана и принципа его действия;

     - обеспечение работы системы наддува бака окислителя при интенсификации процесса слива;

     - придание струе сливаемого кислорода такого направления, при котором попадание кислорода на элементы ракеты-носителя и орбитального корабля было бы исключено или сведено к минимуму;

     - исследование стойкости используемых конструкционных материалов в условиях возможного воздействия сливаемого кислорода;

     - исследование обтекания изделий набегающим потоком при наличии струи сливаемого кислорода;

     - определение минимальной высоты полета ракеты-носителя, при которой допустимо начало слива жидкого кислорода с точки зрения безопасности сооружений стартового комплекса;

     - комплексное экспериментальное подтверждение работоспособности устройства слива и эффективности его использования для ракеты-носителя.

     При выборе места слива кислорода на блоке первой ступени рассматривался прежде всего район хвостового отсека, так как в этом случае обеспечивалось минимальное воздействие сливного продукта на элементы конструкции ракеты и полезного груза. Но из-за большой плотности компоновки элементов внутри хвостового отсека разместить там сливной клапан большого диаметра на расходном трубопроводе и вывести патрубок через оболочку хвостового отсека не представлялось возможным. Как невозможен слив кислорода и по "естественному" тракту - через камеры сгорания после открытия клапанов двигателя - из-за большого гидравлического сопротивления и интенсивного испарения на нагретых поверхностях величина расхода кислорода будет явно недостаточной. По этой причине для размещения клапана аварийного слива окислителя была выбрана нижняя часть обечайки бака окислителя на расстоянии 15,5 м от среза двигателя бокового блока.

     Для обеспечения слива основной массы кислорода из бака через клапан аварийного слива окислителя к моменту выключения работающих двигателей боковых блоков необходимо, чтобы секундный расход был примерно равен расходу кислорода через работающий двигатель. Исходя из этого условия, проходной диаметр аварийного сливного тракта был выбран равным 600 мм, а слив кислорода производится не просто самотеком под действием осевой перегрузки, но и подачей в бак газа штатной системы наддува. При этом на наддув бака окислителя переключается и газобаллонная батарея, используемая при штатном полете для наддува бака горючего.

     Проблема создания бортового клапана с таким большим проходным диаметром впервые решена в отечественном ракетостроении. В качестве клапана аварийного слива окислителя разработан пневмоклапан тарельчатого типа с заданными характеристиками по герметичности в закрытом положении и по скорости открытия и закрытия. Закрытие клапана после завершения слива кислорода должно производиться с целью сохранения внутрибакового давления по прочностным условиям на момент отделения параблока.

О маршевом кислородно-водородном двигателе РД-0120

     Создание кислородно-водородного двигателя РД-0120 явилось сложной научно-технической задачей не только для конструкторского бюро, но и для отечественной науки и промышленности. Двигатель по своей размерности, уровням давлений и диапазонам температур, статическим и динамическим нагрузкам, по энерго-массовым характеристикам, напряженности основных элементов конструкции, времени работы и многократности включений, трудоемкости и сложности изготовления качественно превосходит все предшествующие отечественные ракетные двигатели такого класса.

     Разработка двигателя началась в 1976 г. в КБ химической автоматики под руководством конструктора А.Д.Конопатова.

     История КБХА началась в первый год Великой Отечественной войны, когда в середине октября 1941 г. оно было образовано как самостоятельная организация при разделении ОКБ завода N33 Народного комиссариата Авиапрома при эвакуации из Москвы. Часть ОКБ - будущее КБХА - была направлена в Бердск Новосибирской области. Главным конструктором был назначен С.А.Косберг. ОКБ разрабатывало агрегаты непосредственного впрыска, применявшиеся на многих авиационных двигателях того времени.

Кончилась война. В апреле 1946 г. КБ было перебазировано в Воронеж и вело разработку основных агрегатов реактивных двигателей. В 1954-1958 гг. были разработаны в качестве дополнительных автономных силовых установок запускаемые в полете жидкостные ракетные двигатели. С 1958 г. начался новый этап по созданию ряда жидкостных ракетных двигателей для стратегических ракет и ракет-носителей.

     Первой разработкой (совместно с ОКБ-1) стал кислородно-керосиновый двигатель РД-0105 для третьей ступени ракеты-носителя "Восток", с помощью которого были осуществлены полеты космических аппаратов к Луне и полеты с живыми существами (собаками) на орбиту. Этот двигатель был создан в рекордно короткий срок - за 9 месяцев. Двигатель РД-0109 стал следующей разработкой, он был создан для третьей ступени ракеты "Восток" для запуска ориентированных спутников Земли. С его помощью осуществлен первый полет человека в космическое пространство. Очередные разработки более мощных кислородно-керосиновых двигателей РД-0107 и РД-0110 для ракет "Восход" и "Союз" предназначались для обеспечения запуска межпланетных станций, космических кораблей с космонавтами на борту, эксплуатации долговременных орбитальных космических станций.

     В начале 1965 г. С.А.Косберг погиб в автомобильной катастрофе. Главным конструктором был назначен Александр Дмитриевич Конопатов.

     ОКБ с 1962 г. работало над созданием мощных высокоэкономичных двигателей РД-0210 и РД-0211 (для второй ступени) и РД-0213 (для третьей ступени ракеты-носителя "Протон"). Двигатели были выполнены по принципиально новой, замкнутой схеме с дожиганием генераторного газа. Двигатели КБХА обеспечили вывод на орбиту тяжелых автоматических станций "Протон", запуск станций "Зонд" для облета Луны, доставку луноходов и вывод орбитальных станций. Кроме того, следует напомнить, что за этот период КБХА создало мощное семейство двигателей для боевых ракет.

     Одной из последних и наиболее значимой по сложности и новизне технических решений стала разработка кислородно-водородного двигателя РД-0120.

     С КБХА я начал взаимодействовать давно - еще со времен совместной работы КБЮ и КБХА по созданию боевых ракет. Это талантливый, рабочий коллектив. Вместе с А.Д.Конопатовым тогда работали Александр Александрович Голубев, Михаил Александрович Голубев, Рем Федорович Игнатуша, Герман Иванович Чурсин, Георгий Васильевич Костин, Яков Иосифович Гершкович, Василий Петрович Кошельников.

     Владимир Сергеевич Рачук работал в КБХА с 1965 г. Еще на ранней стадии исследований в области кислородно-водородных двигателей он участвовал в научно-поисковой работе под наименованием "Даль". Начало разработки двигателя РД-0120 захватило и его - Владимир Сергеевич во второй половине семидесятых годов становится главным конструктором этой разработки. Позднее он станет генеральным конструктором КБХА.

     Разработка двигателя РД-0120 потребовала создания новых крупных стендов для испытания двигателя и его агрегатов, существенного увеличения производственных мощностей, оснащения производства современными видами оборудования, освоения новых производственно-технологических процессов, внедрения совершенной измерительной аппаратуры, разработки и освоения новых материалов, работоспособных в экстремальных условиях - в водороде, кислороде и продуктах их сгорания при давлении до 700 атмосфер и температурах от -250 до +850 ╟С, освоения новых видов упрочнения конструкции, внедрения чувствительных средств неразрушающего контроля, решения ряда крупных научно-технических проблем.

     Двигатель разрабатывался с использованием опыта создания кислородно-водородных жидкостных ракетных двигателей тягой 7,5 и 40 т. Эти двигатели имели значительно меньшую размерность, более низкие удельные характеристики, меньшую энергоснаряженность агрегатов.

     Основные характеристики двигателя:

     - тяга в пустоте, т............................................................................................. 200;

     - тяга на земле, т................................................................................................147,6;

     - удельный импульс тяги в пустоте, с........................................................... 455;

     - удельный импульс на земле, с..................................................................... 353,2;

     - давление в камере сгорания, атм................................................................223;

     - масса "сухого" двигателя, кг.........................................................................3450;

     - компоненты топлива:

     - окислитель - жидкий кислород, горючее - жидкий водород

     - соотношение компонентов .......................................................................... 6:1;

     - допустимое изменение соотношения компонентов топлива

     - от номинального, % .......................................................................................7-10;

     - время работы двигателя в нештатном режиме полета ракеты, с.........750;

     - допуск дросселирования тяги двигателя в диапазоне, % ......................45 -100;

     - геометрическая степень расширения сопла ............................................85,7:1;

     - габаритные размеры, мм:

         высота ................................................................................................................ 4550;

         диаметр сопла .................................................................................................. 2420;

     - допустимый угол качания камеры в двух плоскостях (в угл.град.)...... 7-11.

    
Двигатель включает в себя следующие основные агрегаты:

     - камера сгорания;

     - турбонасосный агрегат (ТНА);

     - бустерный насосный агрегат горючего (БНАГ);

     - бустерный насосный агрегат окислителя (БНАО);

     - газогенератор;

     - пневмоклапаны управления запуском и выключением;

     - регулятор с электроприводом;

     - исполнительный элемент системы управления величиной тяги;

     - запальные устройства камеры сгорания;

     - система продувки;

     - датчики системы аварийной защиты.

     Двигатель выполнен по схеме дожигания генераторного газа после турбины.

     Камера сгорания представляет собой паяно-сварной неразъемный агрегат и состоит из смесительной головки, камеры сгорания и сопла. Сопло и камера охлаждаются частью водорода, отбираемого после насоса.

     Турбонасосный агрегат выполнен по одновальной схеме и состоит из двухступенчатой осевой турбины, трехступенчатого насоса горючего и двух насосов окислителя.

     Бустерный насосный агрегат горючего состоит из шнекоцентробежного насоса и активной двухступенчатой газовой турбины, работающей на газообразном водороде, поступающем из охлаждающего тракта камеры.

     Бустерный насос окислителя состоит из осевого насоса с раздельным приводом от гидравлических турбин, работающих на жидком кислороде, отбираемом после газогенераторной ступени насоса.

     Газогенератор вырабатывает газ с избытком горючего для привода турбины. Представляет собой паяно-сварную конструкцию, состоящую из смесительной головки, коллектора подвода горючего и корпуса.

     Пневмоклапаны приводятся в действие гелием от баллонов высокого давления. Двигатель обеспечивает подогрев гелия для наддува бака окислителя, выработку газообразного водорода для наддува бака горючего и привода бортовых агрегатов электроснабжения.

     Топливо в камеру поступает при помощи системы подачи, которая включает турбонасосный агрегат, бустерный насосный агрегат горючего, бустерный насосный агрегат окислителя. Рабочие колеса центробежных насосов горючего и окислителя расположены на одном валу турбонасосного агрегата. Вал приводится во вращение осевой турбиной. Ротор бустерного насосного агрегата горючего приводится во вращение газовой турбиной, ротор бустерного насоса окислителя - гидротурбиной. Газовые турбины турбонасосного агрегата и бустерного насосного агрегата горючего вращаются газом, вырабатываемым на газогенераторе.

     Система управления включает пневмоклапаны, баллоны со сжатым гелием и электро-пневмоклапаны. Пневмоклапаны являются исполнительными агрегатами управления запуском и остановом двигателя. Открытие клапанов обеспечивается подачей напряжения на соответствующие электро-пневмоклапаны. Гелий из баллонов через электро-пневмоклапан подается в управляющие полости пневмоклапанов, пневмоклапаны открываются.

     Система регулирования включает регулятор, дроссель, дроссель пусковой. Регулятор является исполнительным агрегатом регулирования по тяге и служит для обеспечения управляемого запуска, поддержания заданного режима работы двигателя, его изменения по команде от системы управления. Дроссель является исполнительным агрегатом регулирования по соотношению компонентов. Дроссель пусковой обеспечивает соотношение компонентов топлива в камере при запуске.

     Система продувки обеспечивает газодинамическое разделение компонентов топлива в жидкостных магистралях.

     Система зажигания включает запальники, свечи, агрегат зажигания. Запальники форкамерно-факельного типа служат для воспламенения компонентов топлива в камере сгорания и газогенераторе. Гелий для наддува бака окислителя подогревается в теплообменниках. Газообразный водород для наддува бака горючего питания рулевых машин и турбогенераторной системы электроснабжения отбирается после охлаждения камеры сгорания.

     Для управления ракетой по тангажу, рысканию и крену двигатель при помощи двух рулевых машин качается в подвеске.

     Были исследованы различные варианты принципиальных схем двигателей. Схема с одновальным турбонасосным агрегатом, несколько уступая другим рассматриваемым вариантам по оптимальности энергетических характеристик системы подачи, позволила существенно облегчить решение проблемы запуска двигателя. Эта схема также обеспечила более надежное разделение компонентов - отсутствует уплотнение между восстановительным газом турбины и кислородным насосом высокого давления, с меньшим расходом гелия для этого, и имеет лучшие массовые характеристики.

     Для обеспечения бескавитационной работы насосов при заданных низких потребных превышениях входных давлений компонентов топлива над упругостью насыщенных газов (водород - 0,35 атм., кислород -1,1 атм.) в схеме двигателя предусмотрены бустерные насосные агрегаты.

     Так как мощность насоса окислителя составляет только около 30 % мощности турбины, отбор кислорода на привод бустерного насоса окислителя незначительно влияет на суммарную мощность турбонасосного агрегата, а конструкция бустера существенно упрощается по сравнению с вариантом газового привода, то для бустера окислителя принята гидротурбина с приводом от генераторной ступени насоса окислителя. Для привода бустерного горючего принят газообразный водород, отбираемый из тракта охлаждения камеры. Использование такого водорода, а не кислорода, газифицированного в газогенераторе, является более оптимальным, так как позволяет обеспечить необходимую мощность турбины при более низкой температуре генераторного газа за счет сохранения максимального расхода водорода на привод этой турбины.

     Проведенные исследования и оптимизация основных параметров двигателя, исходя из заданных значений тяги, удельного импульса, массы, привели к следующим параметрам на номинальном режиме:

     - давление в камере (223 атм.), при котором гарантируется прочность напряженных элементов конструкции двигателя, в первую очередь рабочих колес турбины, обеспечивается в заданных габаритах двигателя требуемый удельный импульс тяги, реализуется надежное охлаждение камер;

     - температура в газогенераторе (530 ╟С) - из условий работоспособности дисков и корпуса турбины;

     - давление на выходе из насоса горючего (примерно 475 атм.), что является предельным для трехступенчатого насоса из-за ограничений по окружным скоростям колес и быстроходности подшипников;

     - обороты турбонасосного агрегата (32500 об./мин.), оптимальные для водородного и кислородного насосов одновальной схемы;

     - давлению на выходе из бустерных насосов окислителя и горючего (44 и 23 атм. соответственно), обеспечивающему бескавитационную работу насосов.

     С целью обеспечения наилучших массовых характеристик двигателя, наряду с выбором оптимальных параметров, выбрана и компоновка двигателя. При этом большое внимание уделено выбору кинематической схемы подвески, обеспечивающей возможность поворота двигателя для управления вектором тяги на угол до 16 градусов, при одновременном отклонении на угол 7-11 градусов в двух взаимно перпендикулярных плоскостях. В результате принята подвеска с качанием за "голову" с использованием сферического шарнира, что позволяет, по сравнению с другими способами крепления, значительно снизить массу блока подвески и обеспечивает более свободное размещение агрегатов в зоне критического сечения и цилиндрической части камеры. На сферическом шарнире, воспринимающем тягу двигателя, используется специально созданное антифрикционное покрытие "Афтал" с коэффициентом трения 0,018-0,020, способное работать без смазки в течение длительного времени. Для обеспечения режима предпускового захолаживания и многократного включения в двигателе применены пневмо-, электро-пневмоклапаны и обратные клапаны на магистралях продувок. Для многоразового воспламенения компонентов топлива в генераторе и камере впервые в отечественной практике применена электроплазменная система с питанием запальных устройств компонентами, отбираемыми от магистралей двигателя на выходе из насосов. Регулирование тяги и соотношения компонентов осуществляется соответственно регулятором, установленным в магистрали окислителя генератора, и дросселем - на магистрали окислителя камеры.

     До начала огневых испытаний двигателя были разработаны математические модели и проведены расчетные исследования всех основных процессов запуска - заполнения магистралей, теплообмена при захолаживании, влияния продувок, воспламенения компонентов и выхода на режим малой тяги.

     Эти исследования позволили сформулировать основные положения по обеспечению запуска:

     - организация предпускового захолаживания только трактов агрегатов подачи двигателя до пуско-отсечных клапанов;

     - проведение предварительной раскрутки гелием бустера горючего для дозахолаживания и увеличении давления горючего перед форсунками запальников, генератора и камеры с целью стабилизации их работы;

     - введение режима малой тяги, позволяющего обеспечить плавность запуска, избежать резкого термического и механического нагружений конструкции, обеспечить эффективную продувку запальников, провести при необходимости выключение двигателя системой аварийной защиты с наименее напряженного режима.

     При отработке запуска двигателя были выявлены и устранены следующие дефекты:

     - "жесткое" воспламенение компонентов в газогенераторе, возникающее при опережении поступления горючего более чем на 0,2-0,3 с и приводящее к отрыву донышек форсунок генератора. Дефект устранен выбором практически одновременного поступления компонентов в газогенератор;

     - повышение температуры в газогенераторе выше 1250 ╟С при опережении поступления окислителя более чем на 0,2 с или задержке закрытия клапана циркуляции горючего;

     - замедленный, в течение примерно 2-3 с, выход двигателя на режим малой тяги, что могло привести к значительному влиянию условий запуска на характер запуска. Интенсивность и стабильность запуска обеспечены повышением настройки режима малой тяги с 15-20 % от номинала до приблизительно 30 %;

     - заклинивание ротора бустера горючего при преждевременном включении интенсивной раскрутки из-за разогрева и приварки пяты автомата осевой разгрузки;

     - незакрытие клапана окислителя генератора на останове. С учетом возможности полного разрушения двигателя при таком дефекте был введен контроль срабатывания клапанов системой, дублирующей пироклапан.

     Отработанная циклограмма запуска двигателя РД-0120 не имеет аналогов и поэтому представляет научно-технический и практический интерес. Основные особенности ее следующие.

     Перед запуском двигателя включается профилактическая продувка полости окислителя генератора и камеры, охлаждающего тракта камеры, разделительной полости турбонасосного агрегата. Производится "вялая" раскрутка ротора бустерного насоса горючего на минимально необходимое время - чрезмерное увеличение этого времени приводит к излишним достартовым выбросам водорода. За несколько секунд до запуска подается напряжение на агрегат зажигания.

     Затем подается горючее на охлаждение подшипника турбины и включается интенсивная продувка линии окислителя запальных устройств. Непосредственно перед запуском запальных устройств производится интенсивная раскрутка ротора бустерного насоса горючего для набора давления водорода на входе в запальники. Время выключения интенсивной продувки запальников выбрано таким образом, чтобы к моменту подачи окислителя в магистрали отсутствовало противодавление. Включается интенсивная продувка магистралей генератора и камеры. Затем подаются окислитель и горючее в генератор и окислитель в камеру. Горючее в камеру в связи с необходимостью заполнения охлаждающего тракта камеры подается несколько раньше.

     Одновременно с открытием клапана горючего газогенератора закрывается клапан циркуляции горючего.

     После выхода двигателя на режим малой тяги прекращается подача окислителя в запальные устройства и включается интенсивная продувка.

     Для исключения образования взрывоопасной смеси газов во внутренних полостях двигателя после его выключения расчетно-экспериментальным путем были отработаны оптимальные по длительности, расходу, месту подвода рабочего тела режимы продувки двигателя гелием и азотом. Эти продувки включаются непосредственно при выключении двигателя и продолжаются в течение всего времени удаления компонентов топлива, предотвращая накопление возможных утечек во внутренних полостях, флегматизируя и удаляя их в атмосферу.

     Многократные включения двигателя требуют обеспечения его ремонта, особенно на первоначальных этапах доводочных испытаний.

     Ремонтопригодность двигателя обеспечивалась и отрабатывалась по двум направлениям:

     - конструктивное обеспечение - деление двигателя при сборке на отдельные блоки, связанные между собой магистралями с разъемными соединениями, расположенными в удобных для разборки и последующей сборки местах, такие же разъемы применены и внутри агрегатов;

     - технологическая отработка ремонта двигателя путем ремонта или замены как отдельных агрегатов, так и целых блоков.

     В процессе испытаний ремонт двигателя проводился достаточно широко, в том числе без снятия со стенда (заменялись запальники, практически все клапаны, дроссели, регулятор, насос окислителя, оба бустера, входные магистрали окислителя и горючего, производились ремонты форсунок газогенератора, насоса горючего, правка сопла камеры).

     Отработанная при стендовых испытаниях двигателя технология ремонта была успешно применена при огневых испытаниях блока Ц, когда после первого огневого пуска, закончившегося аварийным выключением двигателя, был доработан бустер горючего без снятия блока Ц со стенда. Проведенные работы обеспечили повторные успешные испытания двигателей.

     Особенности применяемых компонентов топлива, высокие требования к выходным характеристикам, ресурсу и кратности включений двигателя, жесткие ограничения по его массе потребовали нетрадиционного подхода к решению вопросов создания агрегатов подачи.

     Проведены обширные исследования работоспособности конструкционных материалов в среде водорода при комнатной и повышенных температурах, при различных уровнях давлений и скоростей деформации, которые позволили установить закономерности снижения свойств сталей и сплавов от водородного охрупчивания:

     - наибольшее охрупчивание вызывает среда газообразного водорода в диапазоне температур от -100 до -200 ╟С, максимальное снижение пластичности имеет место при "комнатной" температуре;

     - наиболее чувствительными к среде газообразного водорода при "комнатной" температуре являются характеристики механических свойств, связанные с возникновением значительных пластических деформаций, а также малоцикловая усталость и скорость роста трещин;

     - эффект охрупчивания в газообразном водороде при "комнатной" температуре является обратимым и не зависит от продолжительности выдержки в водороде;

     - водородное охрупчивание возрастает с увеличением уровня напряженности, жесткости напряженного состояния и зависит от скорости деформаций;

     - в среде газообразного водорода высокого давления в области температур, близких к "комнатной", наблюдается уменьшение пластичности и сравнительно небольшое уменьшение прочности при испытаниях на растяжение многих сплавов на основе железа, никеля и кобальта.

     По результатам расчетов и доводочных работ по двигателю сформулированы и реализованы основные рекомендации для предотвращения водородного охрупчивания:

     - при проектировании деталей исключена возможность появления зон пластической деформации более 0,5 %, надрезов, галтелей малого радиуса, подрезов в сварных соединениях, из конструкций исключены концентраторы напряжений;

     - использованы сплавы, невосприимчивые к водородному охрупчиванию;

     - применены защитные покрытия из материалов, невосприимчивых к охрупчиванию в водороде: серебра, меди, а также наплавки из материалов, стойких к среде водорода.

     Выполнена отработка на статическую прочность и жесткость высоконагруженных корпусов турбины и насосов. Отработка велась при автономных доводочных испытаниях и уточнялась по результатам огневых, были решены вопросы повышенной деформативности корпусов, обеспечения качества литья и устранения микронегерметичностей введением высокотемпературной газостатической отработки отливок, отбраковки металла по минимальным значениям пластичности - ударной вязкости образцов с надрезом. В отдельных случаях проведена замена материала.

     Отработаны динамические характеристики роторов насосов и рабочих колес турбин и их опор. При этом большое значение имели автономная отработка подшипников на жидких водороде и кислороде при воздействии рабочих нагрузок, применение в опорах ротора насоса горючего упруго демпферных опор, низкочастотная и высокочастотная балансировки ротора во всем диапазоне рабочих оборотов на балансировочном стенде.

     Определено оптимальное конструктивно-технологическое решение по крыльчатке насоса горючего турбонасосного агрегата, удовлетворяющее условиям прочности.

     В результате проведенных исследований была создана крыльчатка по технологии горячего изостатического прессования гранул из титанового сплава ВТ5-1КТ, имеющая мелкозернистую, равноосную и равномерную структуру всей заготовки, стопроцентную прочность заготовки, обеспечивающую высокую стабильность эксплуатационных характеристик, возможность получения заготовок сложной формы с минимальными припусками на последующую обработку. Разрушающие окружные скорости крыльчаток такой конструкции составляют 807 м/с при номинальной температуре и 930 - при температуре жидкого водорода. Рабочая скорость - до 600 м/с.

     При создании камер и газогенератора необходимо было решить ряд проблем, связанных с:

     - организацией эффективного процесса смесеобразования кислородно-водородного топлива в камере с обеспечением достаточных запасов высокочастотной устойчивости;

     - обеспечением надежного охлаждения внутренних стенок и огневого днища смесительной головки камеры при тепловых потоках, в 2-2,5 раза превышающих освоенные в отечественном двигателестроении, и при ресурсе до 2500 с;

     - разработкой конструкции сверхзвуковой части сопла камеры с большой степенью расширения, работоспособной в земных условиях при длительном глубоком дросселировании вплоть до уровня малой тяги;

     - разработкой высокофорсированного кислородно-водородного газогенератора, обеспечивающего минимальную неравномерность температурного поля на выходе из генератора.

     Для решения этих задач был выполнен большой комплекс научно-технических работ с участием головных институтов отрасли.

     Принципиальные технические решения по системам смесеобразования камер и газогенератора, по системе охлаждения камеры были отработаны на ранней стадии доводки двигателя в процессе исследований, выполненных при огневых испытаниях модельных малоразмерных камер и газогенераторов на кислородно-водородном топливе. Эти решения были подтверждены, развиты и частично уточнены при огневых испытаниях агрегатов в составе двигателя.

     По результатам проведенных исследований впервые в практике отечественного двигателестроения разработаны:

     - смесительная головка камеры на основе двухкомпонентных соосно-струйных форсунок, имеющая огневое днище с высокоэффективным транспирационным охлаждением, а также обеспечивающая малорасходную локальную завесу для исключения местных перегревов внутренней стенки цилиндра. Обеспечена высокочастотная устойчивость рабочего процесса в камере в широком диапазоне изменения режимов работы двигателя по тяге и соотношению компонентов. Достигнуто близкое к предельному совершенство смесеобразования;

     - регенеративная система охлаждения внутренних стенок камеры. Обеспечено надежное охлаждение внутренних стенок камеры при ресурсах более 2500 с, в том числе на форсированных режимах работы;

     - смесительная головка газогенератора на основе струйно-центробежных и соосно-струйных в периферийном ряду двухкомпонентных форсунок, обеспечивающая с выравнивающей решеткой при высокой расходонапряженности и ограниченной длине цилиндра газогенератора допустимую неравномерность температурного поля газа на выходе из генератора. Подтверждена высокочастотная устойчивость рабочего процесса в газогенераторе в широком диапазоне изменения режимов работы двигателя.

     Опыт создания высокоэффективных жидкостных ракетных двигателей с дожиганием генераторного газа показывает, что одним из важнейших условий их успешной доводки является обеспечение работоспособности турбонасосных агрегатов. При работе турбонасосных агрегатов кислородно-водородных двигателей появляются дополнительные проблемы, связанные со значительным увеличением мощности агрегата из-за низкой плотности водорода, недостаточной стойкостью конструкционных материалов в водороде, склонностью к разгару кислородных насосов высокого давления. Кроме того, к турбонасосным агрегатам предъявлены требования обеспечения повышенного ресурса, многократности включений и высокой степени герметичности на стоянке.

     В результате проведенного комплекса расчетно-экспериментальных работ созданы конструкции основного и бустерного насосных агрегатов с высокими удельными параметрами, не имеющие аналогов в отрасли и не уступающие по основным параметрам агрегатам современных двигателей.

     В процессе разработки агрегатов решен ряд конкретных проблемных вопросов.

     Для обеспечения необходимого напора потребовалось разработать крыльчатки, работоспособные при окружных скоростях 600 м/с, что в 1,7 раза превышает достигнутый в насосостроении уровень.

     Для решения проблемы разработано и испытано в водороде пять вариантов конструкций крыльчаток, созданы и методики испытаний.

     Создана крыльчатка из титанового сплава ВТ5-1КТ, заготовка изготавливается по гранульной технологии. Разрушающая окружная скорость 886 - 928 м/с.

     В связи с большой мощностью, с энергонапряженностью насоса при разработке потребовалось решить проблемы обеспечения его динамической прочности, достижения необходимого уровня коэффициента полезного действия, минимальных пульсации давления и осевой разгрузки ротора насоса. Выполнен большой объем расчетно-экспериментальных работ, в результате которых впервые в отрасли применены обратные лопаточные направляющие аппараты, плавающие уплотнения, работающие в жидком водороде и система осевой разгрузки ротора с расходящимися упорами подшипников.

     В отечественном двигателестроении до разработки турбонасосного агрегата двигателя второй ступени ракеты "Энергия" не было опыта применения закритических роторов в жидкостных ракетных двигателях.

     Для обеспечения устойчивости ротора турбонасосного агрегата двигателя выполнен комплекс расчетных и экспериментальных работ, разработана методика высокочастотной балансировки (до 33000 об/мин.). Созданы упругодемпферные опоры, обеспечивающие необходимое демпфирование и переход критических частот вращения с минимальными нагрузками на подшипнике.

     При обеспечении работоспособности основного и бустерных кислородных насосов основным вопросом явилось исключение возгорании конструкции при высоких давлениях среды (до 600 атм.), минимальных габаритах и массе системы подачи. Проблема решена путем применения впервые в отрасли двухвального кислородного бустерного насоса, разработкой специальных методик конструирования с использованием системы автоматического проектирования, широкого использования плавающих уплотнений и соединений с защитными покрытиями, стойкими к возгоранию, разработки специальных требований к изготовлению.

     Применительно к основному турбонасосному агрегату разработаны и внедрены новые технологии:

- термодиффузионное сращивание крупногабаритных деталей - обратные направляющие аппараты турбонасосного агрегата;

- ультразвуковой метод контроля усилий затяжки крепежных деталей;

- отливка высокоточных крупногабаритных деталей;

- высокотемпературная газостатическая обработка отливок;

- упрочнение поверхностного слоя деталей дробеструйной обработкой микрошариками;

- электроэрозионная обработка лопаток турбин пространственного профиля;

- изготовление плавающих уплотнений с паяными вставками из материала СоМ970;

- изготовление пластинчатых демпферов упруго-демпферных опор;

- изготовление двухслойных плавающих колец разделительной полости турбонасосного агрегата методом порошковой металлургии;

- автономные гидравлические испытания насосов на режимах, близких к номинальному;

- отработка новых материалов ЭП666, ЭП810ВД, ЭП741П, ЭК-74, ВТ5-1КТ, МГ-5;

- контрольно-выборочные испытания крыльчаток в водороде. Эффективность отработки жидкостных двигателей достигалась оптимальным сочетанием объема автономных доводочных испытаний и огневых испытаний двигателя, а также отработкой его работоспособности в условиях, максимально приближенных к натурным. При этом необходимо отметить, что огневые испытания большинства двигателей начинались с выхода на номинальный режим практически с первых пусков, что давало возможность выявить и устранить многие основные дефекты на начальном этапе доводки.

     Доводочные испытания двигателя РД-0120 начинались в специфических условиях, которые оказали значительное влияние на выбор оптимальной методики отработки:

     - неготовность производства к уникальным технологическим процессам;

     - отсутствие опыта отработки мощных кислородно-водородных двигателей;

     - отсутствие необходимой стендовой базы, в том числе огневых стендов, обеспечивающих испытания двигателя тягой 200 тонны.

     Указанные обстоятельства потребовали выработки особых, нетрадиционных подходов к методике отработки:

     - перенесение на этап автономной отработки ряда крупных задач, обычно решавшихся при огневых испытаниях двигателя, с проведением в первую очередь отработки тех элементов, агрегатов и процессов, по которым у конструкторов отсутствовал опыт. Так, в этой связи были созданы: новый комплекс стендов гидроиспытаний, в значительной мере обеспечивший отработку бустерных насосных агрегатов и ряда агрегатов автоматики в условиях, близких к номинальным по расходам и давлениям; разгонные стенды для проверки работоспособности крыльчаток насоса горючего и рабочих колец турбины; автономные установки для огневых испытаний системы зажигания, газогенератора и отработки процессов смесеобразования в камере; трибометрический стенд для отработки подвески; имитаторы для отработки статических и динамических уплотнений, подшипников;

     - создание специального стендового варианта двигателя и его огневые испытания для проверки работоспособности основных агрегатов и их взаимного влияния, подтверждения работоспособности пневмогидравлической системы, проверки и отработки предпусковых процессов, запуска и останова, приобретения опыта работы с водородом. В силу вышеуказанных обстоятельств этот этап ограничивался режимами 15-70 % от номинального;

     - отработка двигателя в штатной комплектации.

     Неотработанность ряда элементов двигателя и, в первую очередь, агрегатов подачи, отсутствие необходимых технологий для создания конструкции, работоспособной в среде водорода, отсутствие конструкционных материалов с требуемыми свойствами привели к необходимости введения этапов в доводку штатного двигателя как по уровню режима 70-100-106 %, так и по гарантийному ресурсу. Одновременно с доводочными испытаниями были обеспечены поставки товарных двигателей для наземных и летных испытаний ракеты-носителя "Энергия". Положительной стороной реализованной этапности в доводке явилось обеспечение заданных сроков поставок двигателей, а отрицательной стороной такой методики является затянутое во времени выявление оставшихся дефектов конструкции двигателя по мере повышения режима и увеличения гарантийного ресурса, несмотря на то, что основная масса дефектов была выявлена в первоначальный период доводочных испытаний. После выявления дефектов необходимо было подтверждать заново правильность и достаточность внедренных мероприятий и в какой-то мере вновь набирать статистику при изменениях конструкции, значительном изменении режима и ресурса, с дополнительной затратой средств.

     При стендовой отработке двигателя были проведены испытания как с целью проверки запасов по работоспособности, так и с целью подтверждения его нормального функционирования в условиях, максимально приближенных к объектовым.

     Проведены и другие исследования: испытания с качанием двигателя на предельные углы. Испытания проводились с питанием рулевых приводов как от штатного агрегата гидравлического питания блока Ц, так и от стендовой насосной станции. Проводились испытания с подачей от специальной системы навесок инородных частиц в компоненты топлива на входе в двигатель для проверки работоспособности двигателя при максимально возможных загрязнениях топлива. Проводились также испытания с жестким возбуждением неустойчивости процессов в генераторе и камере, испытания показали хорошую устойчивость двигателя к высокочастотным колебаниям.

     Проводились виброиспытания двигателя с последующими длительными огневыми испытаниями; проверка запуска двигателя при изменении входного давления и температур компонентов с большими гарантийными запасами, чем требовалось, испытания с оценкой штатных теплопритоков. Проводился останов захолаживания с контролем температур конструкции. Проводились испытания по определению амплитудно-фазовых частотных характеристик по контурам "колебания давления на входе в двигатель - колебания давления в камере" и "колебания давления на входе в двигатель - колебания массовых расходов компонентов топлива через двигатель" с заданием возмущений с помощью специального пульсатора.

     Проведенные испытания подтвердили работоспособность двигателя при объектовых особенностях условий его работы, работоспособность ряда агрегатов ракеты совместно с двигателем и позволили ограничиться двумя испытаниями блока Ц на огневом стенде в отличие от определенной ранее программы наземных испытаний блока, состоящей из 6-8 ресурсных пусков.

     Результаты отработки двигателя РД-0120 характеризуются следующими показателями.

     Первое огневое испытание двигателя - режим малой тяги, длительность 4,58 с - проведено в марте 1979 г. Первое огневое испытание на стопроцентном режиме длительностью 600 с проведено в мае 1984 г. До первого огневого испытания в составе блока Ц "Энергии" в феврале 1986 г. двигатель работал на режиме 100 %. Проведено 385 огневых испытаний 61 доводочного двигателя с суммарной наработкой 48400 с. До первого пуска "Энергии" в мае 1987 г. двигатель работал на режиме 100 %, проведено 482 огневых испытания 79 доводочных двигателей с суммарной наработкой 75000 с. До поставки двигателя, работоспособного на штатном режиме 106 + 3 % для "Энергии", проведено 689 огневых испытаний 83 доводочных двигателей с суммарной наработкой 133900 с. На 1 марта 1991 г. общая наработка при 785 испытаниях двигателя составляла 166250 с. Наибольшая наработка на одном двигателе - 4072 с при 9 включениях (испытания 1987-1988 гг.). Наибольшее время одного пуска - 1202 с (январь 1988 г.). Наибольший достигнутый режим форсирования - 123 % в течение 100 с (сентябрь 1987 г.).

     В условиях хранения после проведения огневых технологических испытаний блока, транспортирования, а также межпускового профилактического обслуживания и ремонта при многократном применении проектом предусматривалась вероятность безотказной работы агрегата в штатном полете не ниже 0,99 к первому полету и 0,995 - к началу пилотируемых полетов.

     В процессе отработки определялись количественные характеристики конструктивно-технологической надежности - точечная оценка вероятности безотказной работы и нижняя граница одностороннего доверительного интервала безотказной работы при доверительной вероятности 0,9. Контроль заданных уровней надежности агрегата проводился по методике государственного стандарта.

     К моменту предъявления агрегата к междуведомственным испытаниям устранялись все причины отказов и неисправностей, появившихся в ходе отработки, и осуществлялся контроль надежности окончательного варианта конструкции для принятия решения о завершении отработки агрегата.

     В процессе товарных поставок полученные количественные оценки надежности периодически уточнялись с учетом статистики испытаний.

     Методика оценки и подтверждения надежности агрегатов многократного применения разрабатывалась в ходе наземной отработки.

     Согласно исследованиям, проведенным на большом объеме статистической информации по испытаниям отечественных двигателей, для успешного выхода на огневые стендовые испытания блока Ц и в первый полет необходимо было подтвердить суммарную наработку агрегатов:

     - для огневых стендовых испытаний блока Ц - 200 штатных ресурсов, что соответствует надежности единичного агрегата 0,985 или 0,941 - для связки из четырех агрегатов, при доверительной вероятности 0,95, что значительно выше запланированных показателей;

     - для летных испытаний - 270 ресурсов, что соответствует надежности единичного агрегата 0,9989 или для связки - 0,956, при той же доверительной вероятности.

     К первому огневому стендовому испытанию фактически достигнута надежность единичного двигателя 0,98, к первому полету - 0,985, ко второму полету - 0,993.

     Проблема обеспечения надежности и безаварийности двигателя решена путем установления больших гарантийных запасов по ресурсу, количеству включений и по условиям работы при доводочных испытаниях двигателя; путем внедрения специальной системы приемо-сдаточных испытаний агрегатов и двигателя; путем создания систем аварийной защиты и технической диагностики.

     Способ подтверждения работоспособности и надежности ресурсными испытаниями на эксплуатационных, штатных режимах требует значительных временных и экономических затрат. Проблема подтверждения надежности с сокращением затрат решается испытаниями двигателя на утяжеленных, форсированных режимах до отказа. Путем обработки экспериментальных данных по многократным испытаниям кислородно-водородных двигателей с помощью многофакторного корреляционно-регрессивного анализа получены приемлемые соотношения связи ресурса двигателя с режимом нагружения.

     Полученные уравнения позволяют определить эквивалент по наработке двигателя на форсированных и номинальных режимах испытаний. Эквивалент определяется в зависимости от выбранного уровня форсированных режимов работы по отношению наработок двигателя при нормальных и форсированных испытаниях, при которых обеспечивается одинаковая вероятность отказа жидкостного двигателя.

     Помимо общепризнанного комплекса операций сплошного контроля качества изготовления всех деталей и сборочных единиц двигателя, а также контрольно-выборочных испытаний от партии комплектующих элементов и двигателя в целом внедрено огневое контрольно-технологическое испытание без последующей переборки, замены узлов и агрегатов. Такой вид огневых испытаний исключает возможность привнесения новых дефектов в двигатель при его разборке и повторной сборке и вследствие этого признан наиболее эффективным для отечественных двигателей последнего поколения. Возможность внедрения контрольно-технологических испытаний двигателя РД-0120 без последующей переборки обеспечена его конструкцией и отработанностью методов технической диагностики и послепусковой профилактики.

     Контрольные испытания проводились двумя включениями, из которых первое осуществляется на номинальном режиме, после чего в случае необходимости двигатель поднастраивается и проводится второе включение на эксплуатационном режиме - 106 % от номинального.

     Контроль качества товарных двигателей осуществлялся с помощью следующих контрольных операций:

     - огневые испытания каждого экземпляра двигателя без переборки;

     - контрольно-выборочные испытания на три летных ресурса одного двигателя от поставляемой партии из пяти двигателей;

     - специальные проверочные испытания одного двигателя,

     - контроль технического состояния двигателя до и после предыдущих видов испытаний;

     - полная дефектация двигателя после выборочных специальных проверочных испытаний.

     Внедренная система показала свою эффективность. При всех видах контроля действует система технической диагностики. Система для двигателя РД-0120 отработана в составе следующих подсистем:

     - тестового диагностирования;

     - контроля технического состояния материальной части двигателя;

     - диагностирования по функциональным параметрам, измеряемым в процессе пуска;

     - оценки результатов тестового и функционального диагностирования. Подсистема тестового диагностирования двигателя включает в себя комплекс работ по контролю агрегатов, систем и двигателя в целом, выполняемому до и после каждого огневого испытания и позволяет сравнить информацию с ранее полученной на этом экземпляре двигателя и со статистикой, накопленной за предыдущее время отработки двигателя.

     Полная система контроля включает анализ состояния наружных и внутренних поверхностей двигателя и его наиболее нагруженных агрегатов, контроля герметичности, контроля функционирования линий продувок, системы управления, магистралей питания запальных устройств, контроля функционирования агрегатов автоматики и регулирования зажигания, характеристик датчиков телеметрических измерений и системы аварийной защиты моментов вращения роторов агрегатов подачи. Подсистема диагностирования по функциональным параметрам включает совокупность мероприятий по обработке, анализу и оценке функциональных параметров работы двигателя и решает задачи оценки выполнения двигателем заданных функций и выдачи информации о возможных местах проявившихся неисправностей. С этой целью осуществлен выбор наиболее информативных, по возможности комплексных, критериев диагностирования. Положительным критерием диагностирования является попадание значения диагностического параметра в область допустимых значений, назначенную на основании статической модели двигателя с учетом статистической обработки значений, полученных при анализе удовлетворительных испытаний. В состав диагностических параметров входят:

     - времена фактического срабатывания агрегатов автоматики и функционирование органов регулирования;

     - параметры, определяющие запуск и выключение запальных устройств газогенератора и камеры;

     - медленно и быстро меняющиеся параметры стационарных режимов.

     Перед операцией диагностирования группа опорных параметров проходит проверку на достоверность.

     Подсистема функционирует автоматически на ЕС ЭВМ с помощью разработанного единого комплекса прикладных программ оценки функционирования двигателя.

     Подсистема оценки результатов тестового и функционального диагностирования включает в себя комплекс технических средств и методов контроля технического состояния материальной части двигателя на всех этапах его существования, а также совокупность организационно-технических мероприятий по подготовке и проведению контроля состояния, сбору, преобразованию, хранению, анализу и оценке информации о техническом состоянии при учете результатов всех огневых испытаний и принятии решения о техническом состоянии двигателя между испытаниями и допуске двигателя к очередному огневому испытанию.

     Техническая диагностика совершенствовалась в ходе отработки двигателя. На более ранних этапах отработки объем диагностики, особенно подсистемы тестового диагностирования, менялся в соответствии с выполнением задач отработки. Так, например, при отработке циклограммы запуска дополнительно контролировалась целостность форсунок газогенератора до тех пор, пока запуск двигателя не был отработан и не были исключены взрывы в форсунках окислителя. При отработке агрегатов автоматики в составе двигателя был выявлен дефект некоторых пневмоклапанов - потеря герметичности. Контроль состояния был расширен в части проверки работоспособности пневмоклапанов и введена дополнительная проверка внутренней герметичности двигателя после этих проверок. На этапе отработки запуска запальных устройств контроль системы зажигания несколько раз уточнялся, что позволило надежно выявить различные дефекты на более поздних этапам отработки двигателя.

     Диагностирование по функциональным параметрам, существующее сегодня, позволило определить с достаточной надежностью источник изменения характеристик двигателя во время огневых испытаний, например, изменения коэффициента полезного действия насоса горючего, турбины, засорения охлаждающего тракта камеры, что подтверждалось при дополнительном испытании или при невозможности проведения его в составе двигателя при дефектации агрегата. Эффективность принятой системы диагностики, подтвержденная при отработке двигателя и при испытаниях в составе блока Ц, позволила снизить затраты на отработку двигателя благодаря принятию своевременных мер по парированию дефектов, выявленных в процессе испытаний.

     В обеспечение создания мощного кислородно-водородного двигателя второй ступени с высокими удельными характеристиками решен целый ряд научных, научно-технических и технологических проблем.

     Большой комплекс научно-исследовательских работ, проведенных по системе смесеобразования, по потерям удельного импульса в сопле, влиянию регенеративного охлаждения, позволил обеспечить максимальное значение удельного импульса в условиях жестких ограничений по габаритам соплового блока.

     Решена проблема надежного охлаждения камеры сгорания в результате исследований по системе охлаждения камеры сгорания с пристеночным слоем, транспирационному охлаждению огневого днища с перфорацией (примерно 20000 отверстий диаметром 0,2 мм), характеристикам теплоотдачи водорода в зависимости от шероховатости стенки, отработке никель-хромового покрытия.

     Научные работы по выбору оптимальной конструкции смесительных элементов, оптимизации параметров позволили создать высоконапряженный газогенератор, по совершенству процессов, неравномерности температурного поля и массовым характеристикам не уступающий газогенераторам аналогичного американского двигателя. Решены проблемы создания многоразовой электроплазменной системы воспламенения топлива в камере и газогенераторе в широком диапазоне внешних условий с помощью запальных устройств, работающих на основных компонентах топлива и подаваемых от основных насосов.

     В результате проведенного комплекса расчетно-экспериментальных работ созданы конструкции основного и бустерных насосных агрегатов с высокими удельными параметрами, не имеющие аналогов в нашей стране.

     Решены проблемы, связанные с недостаточной стойкостью конструкционных материалов в водороде, склонностью к разгару кислородных насосов высокого давления.

     Решены проблемы обеспечения работоспособности крыльчаток при окружных скоростях, превышающих достигнутый ранее уровень обеспечения динамической прочности, необходимого коэффициента полезного действия, минимального уровня пульсации давления насосов, создания плавающих уплотнений, работающих в жидком водороде. С этой целью выполнен большой объем расчетно-экспериментальных работ, созданы новые методики и стенды испытаний. В частности, для обеспечения устойчивости ротора турбонасосного агрегата разработана методика высокочастотной балансировки, созданы упруго-демпферные опоры, обеспечивающие необходимое демпфирование и переход к критическим частотам вращения с минимальными нагрузками на подшипники.

     Разработкой специальных методик автоматизированного конструирования, широкого использования плавающих уплотнений и соединений с защитными покрытиями, стойкими к возгоранию, решена задача исключения возгорании конструкции кислородных насосов при высоких давлениях.

     Для отработки двигателя создана уникальная экспериментальная база, включающая три кислородно-водородных стенда, хранилища, системы переохлаждения компонентов топлива и их нейтрализации, командно-измерительный комплекс. Строительство и ввод в эксплуатацию базы проводился параллельно с отработкой двигателя на натурных режимах, что позволило значительно сократить сроки его создания.

     Решение научно-технических проблем позволило создать уникальный кислородно-водородный двигатель с высокими энергетическими параметрами.

     Программа одноразовых систем с точки зрения двигательных установок в общем определилась к 1989 г. Эту программу можно разбить на два этапа: первый этап - это непрерывное совершенствование конструктивных элементов, повышение надежности двигателей на основе статистического накопления данных, их массовых характеристик, и второй этап - изменение стратегических характеристик, связанных с форсированием двигателя по тяге до 230 т в пустоте и до 224 т на земле, повышением удельного импульса до 460,5 с в пустоте и до 443 с на земле. При этом планировалось изменение конструкции и компоновки.

     К стратегическим характеристикам следует отнести и многоразовость использования двигателя с доведением ее уровня до значений не ниже тех, которые соответствуют двигателю первой ступени РД-170, и далее - до 20 ресурсов в сумме, с учетом расхода ресурсов на контрольных этапах и при прохождении профилактики двигателей.

Опять водород

     К началу работ с жидким водородом в плане создания ракеты-носителя "Энергия" к I977 г. было осуществлено научно-техническое обеспечение этого направления. Было создано производство жидкого водорода с мощностью до 10 тыс. т в год. Создан парк железнодорожных цистерн с экранно-вакуумной изоляцией для перевозки жидкого водорода. Построены испытательные стенды для двигателей с жидким водородом на тягу 50 т в Загорске и 300 т в Нижней Салде. Практически начата отработка двух жидкостных двигателей на водороде с тягой 7,5 т (главный конструктор В.Ф.Богомолов) и 40 т (главный конструктор А.М.Люлька). Создан криогенно-машиностроительный комплекс (директор Института криогенной техники В.П.Беляков). Проведен ряд работ по материаловедению в условиях криогенных температур и воздействия жидкого водорода на конструкционные металлы в Физико-техническом институте, Центральном НИИ материаловедения и Государственном институте прикладной химии. Изучены взрывчатые свойства систем (водород и кислород в различных сочетаниях) по физическому состоянию (газ, жидкость и твердое тело). Работы проводили институты химической физики Академии наук и прикладной химии. В 1976 г. разработана летающая лаборатория на самолете Ту-154 с двигателем НК-88, первые полеты проводились несколько позднее. Двигатель НК-88 имел тягу 29 т и ресурс до 50 ч. Однако потребление жидкого водорода не вырастало до заявленного уровня. Правительством было принято решение в конце семидесятых годов о прекращении строительства и проектирования производственных баз "Куйбышевазот", "Навоиазот" и в городе Салда.

     В Соединенных Штатах после завершения программы "Аполлон" производство жидкого водорода упало и составляло на начало работ с "Спейс Шаттлом" 70 тыс. т в год.

     К 1980 г. функционировало производство жидкого водорода в СССР в Чирчике, Загорске и Днепродзержинске, но с полной загрузкой. В Чирчике и Загорске действовали установки, использующие газообразный водород, получаемый электролизом воды. В Навои и других комбинатах азотной промышленности действовали установки, использующие водородно-азотную смесь, отбираемую из агрегатов синтеза аммиака.

     Широкое внедрение водородного топлива сдерживалось, например, в авиации, из-за необходимости более уверенного решение вопроса эксплуатации водородных систем и наземного обслуживания Стоимость жидкого водорода в 1980 г. была 5,6 руб. за килограмм. После десятилетней эксплуатации установок при проектной их загрузке планировалось достичь стоимости 2,5 руб. за килограмм водорода.

     В поисках удешевления производства рассматривалось в перспективе применение плазмохимического и термоэлектрохимического методов получения водорода. Изучалась возможность применения ядерной энергии в процессах электролиза, термохимического разложения. НИКИЭТ и институт имени Курчатова показали, что могут быть использованы отработавшие свой срок радиоактивные агрегаты для дешевого расщепления воды. Получение твердого водорода в виде снега осуществлялось дросселированием водородно-гелиевой смеси и дросселированием жидкости в вакуум.

     Немецкое отделение "Эрбас" утверждает следующее. За последние сто лет население Земли стремительно выросло. Повысилось потребление энергии. До сих пор источниками энергии были: уголь, нефть, природный газ, древесина. При их сгорании образуется углекислый газ, накапливающийся в атмосфере. Возникают вопросы: надолго ли хватит ископаемого сырья и как долго еще можно создавать парниковый эффект на Земле. Промышленно разрабатываемых резервов нефти хватит еще на 40 лет, дальнейшая добыча связана с повышением затрат. Авиация, хотя и потребляет менее, чем 3 % добываемых энергоресурсов, требует кардинальных решений, не зависящих от ситуации, складывающейся с топливами.

    Фирмы под руководством немецкой компании "Deutche Aerospace Airbus" с основными партнерами - КБ А.Н.Туполева и двигательным бюро Н.Д.Кузнецова - ведут совместные работа по созданию транспортного самолета на водородном топливе "Криоплан". Первое поколение самолетов на жидком водороде будет создаваться на базе традиционных типов аэробусов А-300В. Генеральная проблема при размещении жидкого водорода - это в 4 раза больший объем по сравнению с керосином, и экстремально низкая температура, которая требует специальных конструктивных мер. Преимущество жидкого водорода - меньший втрое, по сравнению с керосином, вес, что снижает массу самолета.

     В России жидкий водород рассматривался как топливо будущего. Путь к этому - через промежуточный этап - природный газ. В КБ А.Н.Туполева расширяются работы над проектами самолета на сжиженном природном газе - Ту-156. Криогенный комплекс в аэропорту состоит из электролизера для производства жидкого водорода из воды или конвертера для производства из природного газа, очистных сооружений, устройства для сжижения. Для снижения стоимости производства комплексов задумано серийное их изготовление и монтаж в аэропортах. Маленькие аэропорты будут получать транспортируемые модули.

     О безопасности. Да, существует определенный психологический барьер. Но ведь и бензиновые двигатели когда-то вызывали страх. Автомобильный водородный бачок испытывали на скоростной тележке, имитируя разрушение или мгновенную разгерметизацию бака - водород также почти мгновенно улетучивался, а взрыва не было ни разу. По Москве с 1978 г. почти десять лет ходили два автомобиля, РАФ и "Волга", работавшие на водороде. Безвредность выхлопа даже на бензоводородной смеси резко повышается за счет более полного сгорания бензина.

     При создании ракеты-носителя "Энергия" в целях улучшения ее массовых характеристик была поставлена задача обеспечения ракеты переохлаждаемыми компонентами топлива и поддержания заданных температур при стоянке ее на стартовом комплексе.

     При решении этой задачи учитывались ограниченные мощности систем энергоснабжения стартового комплекса. Поэтому при создании наземных систем заправки предпочтение отдавалось тем способам переохлаждения компонентов, которые характеризуются минимальными энергозатратами, а также обеспечивают длительное хранение компонентов без изменения их кондиции.

     Для улучшения массовых характеристик ракеты путем повышения плотности заправляемых компонентов топлива впервые в отечественной ракетной технике задача заправки ракеты-носителя в больших количествах переохлажденными водородом и кислородом была успешно решена. Соединенные Штаты использовали так называемый кипящий водород. Переохлажденный кислород применялся давно - с Р-9.

     Созданная система заправки водородом обеспечивала подачу в ракету в режиме заправки переохлажденного (до -255 ╟С) жидкого водорода и поддержание его температуры там на уровне -253 ╟С в режиме термостатирования на заключительном этапе подготовки ракеты к пуску.

     Наряду с основной задачей переохлаждения компонентов был решен ряд взаимосвязанных с этим задач, в том числе по обеспечению чистоты криогенных компонентов, осушке горючего РГ-1.

     Созданные для заправки "Энергии" системы не имеют аналогов в отечественной и мировой технике и являются уникальными образцами заправочных систем.

     Криогенные системы заправки жидким кислородом и жидким водородом были разработаны и изготовлены предприятием п/я А-3605, система заправки горючим РГ-1 - предприятием ПО "Ждановтяжмаш" по техническим заданиям КБОМ на основе исходных данных НПО "Энергия".

     Для охлаждения криогенных жидкостей ниже температуры кипения, то есть получения переохлажденные жидкостей, применяются различные холодильные процессы, которые можно осуществить тремя способами:

     - посредством теплообменника с использованием хладагента на требуемом температурном уровне (холодильные машины, теплообменники с криогенными жидкостями, кипящими при температуре, более низкой, чем охлаждаемая);

     - барботированием неконденсирующимся газом;

     - прямым вакуумированием ванны с жидкостью.

     В способе охлаждения криогенных жидкостей с помощью холодильных машин производится выбор типа холодильных машин. В настоящее время применяются два их типа. Первый охватывает холодильные установки, реализующие низкотемпературный цикл в классической совокупности агрегатов: компрессор, холодильник, расширительная машина, охладитель или теплообменник для снятия тепловой нагрузки. Второй - это холодильные машины с внутренней регенерацией тепла. В таких машинах теплообменник регенератор расположен в мертвом пространстве расширительной машины, процесс расширения протекает одновременно с процессом теплообмена в регенераторе. Регенерация тепла осуществляется одновременно с процессом сжатия рабочего тела. Охлаждение криогенных жидкостей в газовых холодильных машинах происходит в теплообменнике за счет эффекта охлаждения - расширения рабочего газа с совершением внешней работы.

     Метод охлаждения криогенных жидкостей с помощью холодильных машин применяется, как правило, в случаях, когда необходимо исключить потери охлаждаемой жидкости в процессе ее охлаждения и длительного хранения. При хранении больших количеств криогенных жидкостей применение этого способа требует установки громоздких и дорогостоящих машин, что экономически не оправдано.

     Холодильные машины с внутренней регенерацией тепла компактны и относительно просты в эксплуатации, они легко могут быть автоматизированы, но имеют небольшую холодопроизводительность и могут применяться для охлаждения и термостатирования только небольших количеств криогенных жидкостей.

     Способ охлаждения посредством теплообменника в одинаковой мере применим для охлаждения любой криогенной жидкости. В качестве хладагента может использоваться жидкость, кипящая при температуре более низкой, чем охлаждаемая, или газ, охлаждаемый до требуемого температурного уровня с помощью постороннего холодильного цикла.

     В качестве хладагентов для переохлаждения водорода может быть использован жидкий водород, кипящий под вакуумом. Для охлаждения жидкого кислорода могут использоваться жидкий азот и жидкий азот, кипящий под вакуумом, бинарная смесь (жидкий кислород плюс жидкий азот под вакуумом) и жидкий водород. Способ охлаждения жидкости путем барботажа через нее неконденсирующегося газа, например, гелия, заключается в том, что пузырьки гелия, проходя через массу жидкости, насыщаются парами жидкости до равновесного состояния. Несущая пузырьки гелия жидкость понижает свою температуру, так как парообразование идет за счет внутренней энергии жидкости. Этот метод отличается надежностью и высокой холодопроизводительностью. Недостатком его является большой расход дорогостоящего и дефицитного гелия в процессе охлаждения. Для этого на стартовой позиции необходимо иметь большой запас гелия в баллонах, а также сложную систему очистки от примесей охлаждаемой жидкости. Это снижает эффективность данного метода.

     В способе охлаждения жидкости путем вакуумирования парового пространства охлаждение производится за счет частичного испарения жидкости при непрерывном отводе паров вакуумным агрегатом. Вакуумирование является простым, надежным способом, требующим только наличия соответствующих средств откачки пара. Такой способ может быть использован для переохлаждения жидкого водорода, однако он мало пригоден для глубокого охлаждения жидкого кислорода вследствие малого давления насыщенных паров кислорода при этих температурах. Вакуумные агрегаты дают очень малую производительность при таком давлении на входе.

     Одним из наиболее приемлемых средств вакуумирования, несмотря на низкий коэффициент полезного действия, является установка с газовым эжектором. Преимуществами такой установки является простота, надежность в работе и возможность отвода от охлаждаемой жидкости больших количеств тепла.

     Для охлаждения же высококипящих жидкостей применяются холодильные машины. В зависимости от степени охлаждения выбирается соответствующий тип машин.

     Способ охлаждения жидкого кислорода для заправки "Энергии" с применением газового эжектора при минимальной стоимости прост в управлении, не требует регулирования и в связи с отсутствием машинного оборудования обладает максимальной надежностью. Кроме того, для его реализации не требуется создания специального хранилища азота. Для обеспечения автономности система охлаждения включает в себя два охладителя, которые обеспечивают охлаждение до требуемой температуры кислорода, идущего на заправку отдельно блока второй ступени и блоков первой ступени. Суммарный расход жидкого азота на одну заправку составляет 200 т.

     Принцип работы системы переохлаждения заключается в следующем: в охладителе, стоящем на линии подачи в блок второй ступени, кислород за счет теплообмена с кипящим под атмосферным давлением азотом охлаждается до температуры -195 ╟С, после чего идет на заправку блока. В охладителе, стоящем на линии заправки блоков первой ступени, кислород охлаждается до такой же температуры, а затем смешивается с потоком жидкого кислорода, поступающим по байпасной линии, в результате чего нагревается до температуры -190 ╟С и поступает на заправку блоков первой ступени. Температура жидкого кислорода на выходе из охладителя блоков первой ступени задается заранее и достигается за счет перераспределения потоков через охладитель и байпасную линию с помощью соответствующих клапанов.

     В связи с необходимостью переохлаждения кислорода была решена задача обеспечения чистоты продукта. Анализ возможных способов охлаждения жидкого водорода показал, что наиболее целесообразным является охлаждение заправочного потока в теплообменнике, размещенном в ванне с жидким водородом, кипящим под вакуумом. В связи с этим анализировалось применение в система охлаждения жидкого водорода различных типов средств вакуумной откачки. При этом учитывались следующие основные требования, предъявляемые к системе:

     - определенная холодопроизводительность при заданной температуре кипения в ванне охладителя;

     - взрывобезопасность;

     - экономическая эффективность;

     - простота управления и эксплуатации;

     - заданные показатели надежности.

     Величина холодопроизводительности, уровень давления и температура откачиваемого газа определяет объемную производительность средств вакуумной откачки, а следовательно, их тип и количество. Откачка подогретых до нормальных температур паров водорода обеспечена наиболее высокопроизводительными средствами: осевыми, центробежными вакуумными насосами и эжекторами. Однако "теплая" откачка требует применения большого количества машинного оборудования для выполнения предъявленных к системе требований, а также значительного расхода энергии на подогрев газа, что в сочетании с большой потребляемой мощностью является неэффективным и усложняет систему из-за необходимости применения специальных теплообменных аппаратов и обеспечения теплоносителем. В связи с этим вариант системы охлаждения водорода с откачкой подогретых паров был отклонен. Указанные недостатки в значительной степени устраняются при откачке "холодных" паров. Однако, несмотря на достаточно большой ассортимент вакуумных насосов, выпускаемых отечественной промышленностью, их выбор для систем охлаждения криогенных жидкостей ограничен. Основной причиной является отсутствие надежных, высокопроизводительных насосов, работоспособных при криогенных температурах. По состоянию развития вакуумной техники на период 80-х годов, наиболее освоенными средствами откачки "холодных" паров водорода явились газовые эжекторы, в которых в качестве активного газа используется азот. Таким образом была определена схема и состав оборудования для системы охлаждения водорода.

     Охлаждение подаваемого в ракету жидкого водорода решено было осуществлять в трубчатых теплообменниках двух последовательно расположенных охладителей. Хладагентом является жидкий водород, кипящий в межтрубном пространстве теплообменника при пониженном давлении. Пары водорода из парового пространства охладителей откачиваются эжекторами. Пневмогидравлическая схема позволяет обеспечить различную холодопроизводительность системы за счет включения в работу различного числа эжекторов.

     Охладители представляют собой горизонтальные цельносваренные цилиндрические двухстенные аппараты со встроенными во внутренний сосуд (ванна охладителя) теплообменниками. На наружную поверхность трубок нанесено капиллярно-пористое покрытие, которое служит для интенсификации теплообмена. Теплообмен осуществляется между потоком жидкого водорода, движущимся по трубкам теплообменника, и водородом, кипящим в межтрубном пространстве при давлении ниже атмосферного.

     Результаты работ со стендовыми образцами и первыми летными ракетами "Энергия" подтвердили правильность принятых в наземных системах заправки технических решений задачи переохлаждения компонентов топлива: жидкого кислорода - в процессе заправки в ванне с жидким азотом, кипящим при атмосферном давлении; жидкого водорода - в процессе заправки в ванне с жидким водородом, кипящим при пониженном давлении; горючего РГ-1 - с помощью холодильных машин. Наземные системы обеспечили заправку ракеты с заданными температурами с высокой степенью точности. Выбранные схемы переохлаждения компонентов обеспечили выполнение поставленной задачи с минимальными энергозатратами. Переохлаждение криогенных компонентов в процессе заправки без предварительного захолаживания в хранилищах существенно увеличило надежность заправочных систем, сократило сроки подготовки систем к работе с ракетой, позволило обеспечить длительное хранение с гарантией кондиционности компонентов. При этом были также решены вопросы обеспечения требуемой чистоты компонентов.

     Принятые в заправочных системах схемы переохлаждения больших количеств компонентов топлива за счет теплообмена между собой различных криогенных продуктов отличаются минимальным энергопотреблением, что позволило решить поставленную задачу без создания на полигоне дополнительных крупных холодильных центров и мощных систем энергоснабжения стенда и старта. При создании криогенных систем была также решена проблема организации на полигоне рабочих мест (стендов) для сборки крупногабаритных сферических емкостей объемом 1430 м3 и их доставки к месту монтажа. Для сварки емкостей потребовалось создание рабочего места, защищенного от внешней среды и имеющего внутри стабильную положительную температуру. Эта задача была решена путем временного использования одного из пролетов монтажно-испытательного корпуса ракеты-носителя, а также создания рабочих мест, закрытых надувными палатками большого объема, на самих стенд-старте и старте, когда монтажно-испытательный корпус пришлось освободить в связи с монтажом в нем оборудования для сборки ракеты-носителя.

Система дожигания выбросов непрореагировавшего водорода

     Запуск и останов двигателей ракет-носителей, использующих в качестве одного из компонентов топлива жидкий водород, какими являются двигатели второй ступени ракеты-носителя "Энергия", маршевые двигатели "Спейс Шаттла", сопровождаются выбросами непрореагировавшего водорода из их сопел до начала и по окончании высокотемпературного процесса в камерах сгорания.

     При смешивании этих выбросов с окружающим воздухом образуются взрывоопасные водородно-воздушные смеси. Их накопление в объеме пусковой установки и последующее инициирование от струй запускающихся двигателей или от случайного источника воспламенения может привести к их взрывному сгоранию с недопустимым ударно-волновым воздействием на конструкцию ракеты, что и было, в частности, зарегистрировано при запуске двигателей "Спейс Шаттла". Для исключения воздействий необходимо принятие специальных мер по нейтрализации выбросов, исключающих образование, недопустимое накопление и взрывное сгорание смесей водорода с окружающим воздухом. Нейтрализация выбросов водорода могла быть осуществлена путем смешивания их с инертными газами с целью флегматизации, ингибирования или балластировки выбросов или путем их своевременного поджигания на выходе из сопел двигателей, что исключает накопление смеси с последующим догоранием в окружающей среде.

     Запуск и останов двигателей ракеты "Энергия" при пуске и огневых стендовых испытаниях может сопровождаться выбросами непрореагировавшего водорода в количествах до тысячи кубических метров с последующим образованием взрывоопасных смесей. Конструктивное загромождение пусковых устройств старта способствует переходу дефлаграционного сгорания смол (сгорание без взрыва) в детонационное, при котором ударно-волновые воздействия существенно усиливаются.

     Анализ показал, что такие известные методы, как флегматизация, ингибирование и балластировка выбросов водорода инертными газами являются неприемлемыми вследствие больших потребных расходов инертных газов и необходимости надежного перемешивания их с выбросами водорода, обеспечить которые с учетом особенностей функционирования, характеристик и конструкции ракеты и старта не представляется возможным.

     В этих условиях и с учетом имеющегося отечественного опыта признан целесообразным и принят метод принудительного воспламенения выбросов на выходе из сопел двигателей с последующим догоранием в объеме пускового устройства.

     Организация надежного воспламенения и невзрывоопасного догорания больших количеств водорода является сложной научно-технической задачей. Решение ее в специфических условиях схемно-конструктивного исполнения ракеты и старта с учетом малой величины допустимого ударно-волнового воздействия на ракету осложняется рядом факторов:

     - наличием в пусковом устройстве старта инертных газов от продувок отсеков и агрегатов;

     - подачей в пусковое устройство воды с расходом до 35 т/с в истекающие из сопел двигателей продукты сгорания, осуществляемой в непосредственной близости от сопел и зажигательных устройств системы дожигания;

     - сложной газодинамической установкой в пусковом устройстве;

     - высокими скоростями и неустойчивым характером истечения водорода из сопел двигателей, происходящего на режиме глубокого перерасширения.

     Кроме указанных факторов, осложняющих создание факелов, организацию воспламенения и догорания выбросов водорода и способствующих переходу дефлаграционного сгорания в турбулентное и детонационное с соответствующим повышением интенсивности ударно-волновых воздействий на ракету, при разработке и создании системы дожигания необходимо было учитывать конструктивно-технические особенности.

     Оказались неприемлемыми ранее известные пиротехнические, жидкостные и другие зажигательные устройства, такие, как твердотопливное зажигательное устройство одноразового применения для "Спейс Шаттла" или применяемые на стендах маломощные однокомпонентные зажигательные устройства, образующие постоянные дежурные факелы.

     Система дожигания для столь специфических условий функционирования разрабатывалась впервые. При этом данные по характеристикам потоков выброса водорода из сопел, по составу среды и газодинамической обстановке в пусковом устройстве отсутствовали. Отсутствовали также теоретические, экспериментальные методы определения характера и интенсивности процессов горения водородно-воздушных смесей, данные по режимам воспламенения потоков водорода в процессе истечения и перемешивания с окружающей средой, содержащей инертные газы, а также данные по потребной и фактической дальнобойности факелов в условиях, создающихся на старте.

     В связи со сложностью и опасностью проведения исследований процессов истечения, воспламенения и горения непрореагировавшего водорода в условиях старта и их большим потребным количеством, основной объем этих исследований проводился на модельных установках масштаба 1/155, 1/72 и 1/10 с подтверждением результатов на ряде контрольных испытаний в натурных условиях. Отработка функционирования системы дожигания, проверка ее работоспособности и эффективности осуществлялась, в силу особенностей системы, непосредственно в составе ракетного комплекса.

     В конечном счете было создано принципиально новое двухкомпонентное зажигательное устройство внешнего горения, способное обеспечивать устойчивый факел в условиях старта, в том числе в среде инертных газов. Его особенностью является то, что внутри зажигательного устройства происходит только образование высокотемпературной водородной плазмы - инициатора воспламенения, а образование смеси, ее поджиг и стабилизация пламени происходят вне устройства в спутном потоке, чем обеспечивается устойчивость факела и его большая дальнобойность и исключается влияние факела на сопло. В обеспечение эксплуатационной надежности зажигательного устройства проведено свыше 700 испытаний.

     Правильность заложенных при проектировании системы теоретических положений и конструкторских решений, достаточность экспериментальной отработки, работоспособность и эффективность системы подтверждены успешным функционированием ее в составе натурных ракет.

Система пожаро-взрывопредупреждения

     Опыт эксплуатации ракет показывает, что создание конструкций, гарантирующих полную герметичность разъемных соединений и сварных швов, практически невозможно. Даже при нормально функционирующем двигателе в пневмо-гидросистемах возможны натекания водорода, керосина РГ-1 и кислорода в отсеках ракеты. При аварийных ситуациях вероятность натекания компонентов резко увеличивается. Газообразный водород с воздухом или кислородом образует в широком диапазоне взрывоопасные смеси: с концентрацией 4-74 % (водород - воздух), 4 4 % (водород - кислород). Пары РГ-1 с воздухом и кислородом образуют взрывоопасные смеси с нижним пределом по концентрации 2,15 % и 1,83 % объема. При этом энергия инициирования взрыва с воздухом равна всего 0,019 млДж, а паров РГ-1-0,2 млДж.

     Были проведены научно-исследовательские работы по созданию идеологии, обеспечивающей пожаро-взрывобезопасность ракеты-носителя. Наряду с пассивными мерами безопасности, такими, как высокая герметичность баковых конструкций и магистральных трубопроводов, исключение застойных зон, исключение нагрева поверхностей, локализация возможных источников инициирования, введение профилактической продувки и заполнение азотом хвостовых отсеков, признано необходимым ввести в состав ракеты систему взрывобезопасности - автоматизированную систему пожаро-взрывопредупреждения, включающую в себя датчиковую аппаратуру газоанализа среды в отсеках ракеты, пожарных извещателей, реагирующих на пламя водорода и РГ-1, а также приборов, обрабатывающих показания датчиковой аппаратуры и реализующих алгоритмы управления подачи азота в отсеки ракеты при аварийной ситуации.

     Автоматизированная система пожаро-взрывопредупреждения служит для обеспечения пожаро-взрывобезопасности ракеты в полете и на этапе подготовки к пуску. Она осуществляет контроль состава газовой среды и обнаружение возгорании в отсеках, обработку информации, полученной от первичной датчиковой аппаратуры, выдачу команд на включение подачи в отсеки ракеты бортовых и наземных средств флегматизации (азота) и пожаротушения (хладона) по заданным алгоритмам работы. В состав системы пожаро-взрывопредупреждения входят газоанализаторы водорода, кислорода, РГ-1, пожарные извещатели возгорания водорода (блок Ц), РГ-1 (блок А), бортовые приборы автоматики.

     Датчиковая аппаратура создавалась в нашей стране впервые и организации-разработчики не имели технического задела. При создании датчиков концентрации водорода и кислорода разработчики столкнулись с рядом сложных проблем, которые ранее в отечественной практике газоаналитики решены не были. Приведем основные из них.

     ∙ Создание датчиков оксида и винила, обладающих высоким быстродействием в 2 - 4 с и точностью с погрешностью не более 5 %, имеющих малые габариты и вес и работающих в условиях пониженного давления (до 10 мм рт.ст.), широкого диапазона температур, ударных нагрузок до 100 единиц, вибрационных нагрузок от 1 единицы в секунду, акустического шума, электромагнитных полей.

     ∙ Создание высокостабильных вторичных преобразователей, имеющих систему коррекции динамических характеристик датчиков и систему терморегулирования.

     Для решения указанных выше задач в газоанализаторе кислорода была применена принципиально новая схема электрохимического датчика, которая обеспечила возможность создания высокочувствительного, малоинерционного и малогабаритного средства измерения с малым энергопотреблением.

     Мероприятия и средства по обеспечению пожаро-взрывобезопасности предусматривали определенный объем экспериментальных работ:

     ∙ комплексную отработку системы пожаро-взрывопредупреждения на штатном полноразмерном имитаторе хвостового отсека блока Ц с использованием натурных рабочих тел по составу и состоянию газовой среды в имитаторе;

     ∙ физическое моделирование выбросов водорода, непрореагировавшего при запуске двигателя, и выработка конструктивных и методических мероприятий по утилизации этих выбросов;

     ∙ имитацию аварийных проливов на землю и в полуограниченные пространства - имитаторы газоходов стартовых комплексов и выработка мероприятий по борьбе с такими проливами.

     Целью испытаний являлась отработка системы пожаро-взрывопредупреждения блока Ц в условиях, максимально приближенных к штатным, со следующими задачами.

     ∙ Отработка равномерной (без застойных зон) вентиляции отсека контура двигательной установки и двигательного отсека при замене в них воздуха на азот в режимах профилактической и интенсивной продувок.

     ∙ Экспериментальное определение зон возможного скопления (повышенной концентрации) паров компонентов в объеме отсека, предварительно заполненного азотом.

     ∙ Проверка вентиляции и перемешивания паров компонентов с азотом и хладоном 13В1 для аварийных случаев.

     ∙ Уточнение количества и мест размещения датчиков концентрации системы пожаро-взрывопредупреждения.

     ∙ Уточнение мест размещения датчиков возгорания (пожарных извещателей) из условия обеспечения максимальной обзорности наиболее вероятных мест возникновения пожара в отсеке.

     ∙ Экспериментальная проверка эффективности окон сброса газа из отсека при различных режимах подачи азота и хладона (для аварийных случаев), в том числе определение максимальной пропускной способности окон сброса при перепаде давления между отсеками и окружающей средой не более 0,1 атм.

     ∙ Выработка рекомендаций по уточнению принятого алгоритма работы системы пожаро-взрывопредупреждения блока Ц в части выбранных пороговых значений концентрации газа и временных интервалов срабатывания бортовых исполнительных средств.

     ∙ Проверка гидравлических характеристик распылителей при подаче хладона и бортового азота.

     ∙ Отработка режима аварийной продувки в отсеках с расходами аварийной продувки 3,0; 7,5; 15 кг/с и измерением давления в объеме отсека и под чехлами.

     ∙ Экспериментальная отработка штатных аварийных дренажных устройств с целью проверки их работоспособности и определения их влияния на параметры газовой среды в отсеках конуса двигательной установки и двигательного отсека и на конструкцию ракеты.

     ∙ Оценка состава газовой среды и ее газодинамического состояния.

     ∙ Корректировка параметров подачи рабочих компонентов системы дожигания.

     ∙ Отработка циклограммы работы системы дожигания в модельных условиях с целью проверки и подтверждения принятых времен подачи рабочих компонентов, обеспечивающих взрывобезопасность воспламенения.

     ∙ Исследование условий сгорания водородо-воздушных смесей с учетом обеспечения пожаро-взрывобезопасности.

     Аналитический обзор показал, что на то время не существовало надежных методик моделирования вентиляционных процессов объектов сложной конфигурации и не было научно-методических основ создания активных средств пожаро-взрывобезопасности, поэтому оставался единственный метод - метод полного воспроизведения натурных условий, определяющих процесс газораспределения. Определяющими факторами при этом являлись: внутренняя геометрия исследуемых объектов ракеты, полное конструктивное их выполнение и выдержка полностью режимов продувки отсеков. Особо важно было сохранить точки контроля концентрации кислорода, водорода, пожарных извещателей, штатную газоаналитическую аппаратуру со штатными исполнительными средствами системы пожаро-взрывопредупреждения, со штатными бортовыми и наземными приборами автоматики.

     Объект испытаний представлял собой имитацию замкнутого объема хвостового отсека с одним двигательным отсеком блока Ц.

     Наиболее достоверные данные, отражающие реальные процессы, для оценки правильности принятых технических решений по обеспечению нейтрализации выбросов непрореагировавшего водорода получены на полномасштабной ракете. Кроме того, была принята методика проведения экспериментальных работ в полном объеме на макетах с последующей проверкой полученных результатов на контрольных экспериментах в натурных условиях.

     Анализ условий моделирования процессов течения потоков при выбросах непрореагировавшего водорода определил необходимость выполнения следующих требований:

     - конструкция модели должна быть геометрически подобна натурной;

     - физико-технические параметры истекающих из сопел двигателей струй газов и окружающей среды должны соответствовать натурным;

     - должно выполняться газодинамическое подобие в натурных и модельных условиях.

     Так как на универсальном комплексе (стенд-старте) имеет место струйное течение воды для охлаждения лотка и азота для продувки отсеков, то при моделировании этих условий необходимо выполнять следующие требования: подобие геометрического расположения и направления осей струй натурным характеристикам; уменьшение, в соответствии с масштабом натурного соотношения, расходов выбросов непрореагировавшего водорода и данного компонента (воды и азота); сохранение начальных скоростей струй, соответствующее масштабу моделирования уменьшение дальнобойности струй по сравнению с натурным.

     Моделирование процессов горения сопряжено с трудностью, вызываемой противоречивостью требований, предъявляемых к масштабному фактору. Так, если при постоянной скорости газа одновременно выдерживать и геометрическое подобие, то время пребывания уменьшится пропорционально масштабу. То есть добиться полного подобия модели и прототипа обычно при моделировании невозможно. Эту трудность удалось преодолеть за счет применения так называемой частичной модели - когда модели служат только для воспроизведения какого-либо явления, наблюдаемого в прототипе. Был разработан объект испытаний для исследования эффективности разрабатываемых мероприятий по безопасности работ при наличии выбросов непрореагировавшего водорода при запуске двигателей на стартовом комплексе.

     Объект испытаний состоял из выполненных в масштабе 1:10 упрощенных моделей стартового пускового устройства, блока Я, хвостовой части и имитатора блока А. Объект испытаний устанавливался на модели газовода, выполненной также в масштабе 1:10, был сменным, так как на втором этапе работ использовалась модель газовода старта. Модель представляла собой сварную конструкцию с плоскими стенками и тремя сквозными вертикальными проемами, которая устанавливалась на газоводе. Сверху крепилась модель блока Я. Модель хвостовой части состояла из элементов блоков А, модельных сопел двигателей, имитатора днища и дренажных устройств, имитирующих продувки азотом хвостового отсека ракеты. Модельные сопла изготовлены с профилем, геометрически подобным натурному (в масштабе 1:10), и укреплены на плите, имитирующей днище конуса двигательной установки, которая установлена на двух опорах на блоке Я. Имитаторы дренажных устройств продувок хвостового отсека размещались на днищах элементов блоков А и на плите крепления сопел. Соблюдалось подобие по расположению и направлению струй азотных продувок. К дренажным устройствам и патрубку аварийной подачи топлива азот поступал от единой системы подачи. Распределение расходов между ними производилось за счет установления на входе дроссельных шайб. Модельная система дожигания выбросов непрореагировавшего водорода монтировалась в зазоре между пусковым устройством и блоком Я.

     При эксплуатации ракеты возможны нештатные ситуации, в результате которых происходит пролив криогенных компонентов топлива в стартовое сооружение, что может привести к авариям из-за воспламенения образующейся смеси из проливаемых продуктов. Точная количественная оценка размеров таких проливов весьма затруднена, но приведенный по проектной документации предварительный анализ показывает, что возможны ситуации, в результате которых за короткое время в стартовое сооружение может произойти совместный или раздельный пролив до 285 кг жидкого водорода и до 1500 кг жидкого кислорода. Такой пролив может привести к образованию легко детонирующей гетерогенной взрывчатой смеси "отвержденный кислород - жидкий водород" или накоплению в объеме сооружения облака больших размеров взрывоопасной смеси испарившихся криокомпонентов. При детонации конденсированной фазы, а также сгорания образовавшейся взрывоопасной смеси паров компонентов могут возникать ударные нагрузки, значительно превышающие допустимые. Поэтому при таких проливах существует реальная опасность дальнейшего развития аварии, что может привести к разрушению ракеты с катастрофическими последствиями и к необходимости дополнительных специальных мероприятий по предотвращению подобных аварий или снижению разрушительных последствий, если авария произошла.

     Это было практически первый в нашей стране опыт работ с такими большими количествами жидкого водорода и отсутствовали надежные отечественные статистические данные, прототипы, аналоги, методические приемы обеспечения пожаро-взрывобезопасности при эксплуатации подобных систем. До сих пор практически не имеется достаточно апробированных теоретических разработок, позволяющих прогнозировать последствия таких аварийных ситуаций, особенно в условиях проливов криогенных компонентов в частично ограниченное пространство, каковым и являются стендовые и стартовые сооружения.

     Проведенные исследования процессов образования и сгорания взрывоопасных смесей при проливах базировались в основном на экспериментах с малыми расходами и малыми количествами жидких продуктов. При этом авторы предупреждали о невозможности экстраполяции результатов и считали, что необходимо проведение крупномасштабных экспериментов. Аналогичным образом имеющиеся в литературе рекомендации по снижению взрывоопасности делались на основании исследований, проведенных на малоразмерных облаках пожаро-взрывоопасной смеси и предусматривали, как правило, ее полную флегматизацию.

     Для исследования условий аварийных проливов криокомпонентов и возможных путей снижения их последствий требовалось проведение широкого круга работ на макете газовода по исследованию образования и рассеивания облаков взрывоопасных паров при проливах жидкого водорода, условий предотвращения образования взрывчатой смеси компонентов, изучения влияния ограничения пространства стенками макета старта на интенсивность аварийных взрывов и условий снижения последствий аварии за счет использования флегматизаторов.

     При создании экспериментальной установки была разработана модель аварии, связанная с проливом жидкого водорода, которая содержала следующие предпосылки:

     - в результате разрушающего воздействия нарушается целостность системы жидкого водорода;

     - происходит пролив водорода, испарение и смешение его паров с воздухом и образование пожаро-взрывоопасного облака;

     - происходит воспламенение и взрывное сгорание неоднородной воздушно-водородной смеси, образование волн сжатия;

     - взрывные волны оказывают воздействие на ракету и, если их величина достаточно велика, это может привести к дальнейшему разрушению систем.

     Необходимо было учитывать, что на процесс сгорания воздушно-водородной смеси в сооружении и на увеличение интенсивности волн сжатия будет оказывать влияние наличие препятствий на пути распространения пламени, загромождения объема, а также ограничение пространства воздушно-водородной смеси стенками газовода.

     На основании работ, проведенных на экспериментальной базе, получены следующие результаты. Коллектор профилактической продувки обеспечивает в отсеке конуса двигательной установки полное замещение воздуха на азот за 11 мин. при расходе азота 0,6 кг/с и за 7 мин. - при расходе 1,2 кг/с. Коллектор аварийной продувки конуса двигательной установки обеспечивает продувку отсека за 5 мин. при расходе азота 15 кг/с и за 3 мин. - при расходе 21 кг/с.

     Первые продувки по вентиляции двигательного отсека выявили неудовлетворительную организацию азотной продувки в отсеке по расположению и диаметрам отверстий в коллекторах профилактической и аварийной продувок. После доработок коллектора профилактической продувки в двигательный отсек отдув отсека происходит за 5 мин. при расходе азота 0,6 кг/с и за 3 мин. - при расходе 1,2 кг/с. Оценена эффективность различных вариантов доработки коллектора аварийной продувки в двигательном отсеке, был выбран коллектор, обеспечивающий минимальное время продувки отсека за 45 с при начальном расходе азота 7,5 кг/с.

     Уточнены экспериментальные данные по максимальному забросу давления в отсеках конуса двигательной установки и двигательном отсеке при аварийной продувке. По результатам проведенных замеров установлено, что величина избыточного давления не превышает величины 0,25 атм.

     При натекании в отсек водорода с расходом 3 г/с штатная комбинация газоанализаторов обеспечивает обнаружение не менее 6 газоанализаторов из 8 в конусе двигательной установки и не менее 1 из 3 - в двигательном отсеке. При натекании кислорода с расходом 80 г/с обнаружение составляет не менее, чем 2 газоанализатора из 8 в конусе двигательной установки и не менее, чем одного - при натекании кислорода с расходом 60 г/с в двигательном отсеке. Выявлено, что для двигательного отсека и конуса двигательной установки аварийные продувки с расходом до 15 кг/с не создают акустических помех в работе газоанализаторов, расположенных на штатных местах.

     Показано, что при струйном натекании в отсек кислорода и водорода проявляется значительная неравномерность концентрационных полей, которая определяется, в основном, геометрией отсека и соотношением расходов натекающего компонента и газа продувки. Подтверждено наличие застойной зоны в районе третьей плоскости, что вызвало доработку коллектора профилактической продувки. Выявлена оптимальная комбинация точек контроля в конусе двигательной установки при натекании водорода до 2,3 г/с. Разработан и опробован метод поиска натеканий по данным газового анализа.

     Экспериментально установлено, что штатная аппаратура газового анализа обеспечивает обнаружение опасных концентраций водорода и кислорода, т.е. отклонение в показателях не превышает основной погрешности.

     Принятый алгоритм работы обеспечивает управление продувками при натекании водорода в отсек конуса двигательной установки до 36 г/с, исключающее заброс концентрации выше предельно допустимой при задержке срабатывания исполнительных средств не более 5 с, в двигательном отсеке - не более 1 с. При натекании кислорода с расходом до 480 г не наблюдается забросов концентрации выше допустимого уровня - 5 %, в двигательном отсеке при задержке 5 с кратковременный заброс составляет 7 %.

     Любая из штатных точек контроля в отсеке конуса двигательной установки при установке в них пожарного извещателя обеспечивает 100 %-е обнаружение возгорания водорода при длине факела пламени более 1 метра - укорочение пламени до 0,5 метра снижает вероятность обнаружения. Пламя длиной менее 0,5 м (верхнее и нижнее положения) в районе третьей плоскости не обнаруживается ни в одной точке контроля, что повлекло за собой модернизацию пожарных извещателей.

     Средства подачи хладона обеспечивают полную флегматизацию натеканий кислорода с расходом не менее 1 килограмм в отсек конуса двигательной установки при средней концентрации водорода в отсеках 20 % за время не более 2 секунды с момента подачи хладона в коллектор.

     Сброс азота из хвостового отсека, блоков А и дренажей магистрали агрегата гидропитания и турбогенераторной системы, выбросы гелия из сопел двигателей, имеющие место до начала выбросов непрореагировавшего водорода, не приводили к существенной баллистировке воздушной среды в объеме стендового пускового устройства и газовода модели старта. Концентрация кислорода не опускалась ниже 15 %, что обеспечивало нормальное горение зажигательного устройства.

     При штатном включении системы дожигания выбросов непрореагировавшего водорода обеспечивается надежное, без возникновения ударно-волнового воздействия, воспламенение и горение выбросов водорода. На режиме останова двигателей имел место охват пламенем ракеты до верхней части конуса двигательной установки вследствие отсутствия эжекции на данном режиме. Указанный эффект уменьшался при увеличении расхода продувки двигателя азотом и полностью исчезал при расходе азота, соответствующем 4 кг/с на двигатель, отсутствие охвата не наблюдалось и при включении воды, имитирующей охлаждение лотка старта. Показано, что снижение содержания кислорода в объеме стендового пускового устройства до 3-5 % предварительным заазочиванием, уменьшение количества зажигательных устройств до одного и уменьшение длины факела не привело для модели 1:10 к ухудшению характеристик воспламенения и догорания выбросов непрореагировавшего водорода при штатной циклограмме работы системы дозаправки.

     Включение системы дожигания выбросов непрореагировавшего водорода через 2 с после начала выброса водорода с модельным расходом, соответствующим 7 кг/с натурного расхода на один двигатель, привело к взрывному возгоранию водородно-воздушной смеси в стендовом пусковом устройстве с образованием (даже для крупномасштабной модели) избыточного давления на днище конуса двигательной установки 0,021 атм., и на стенках стендового пускового устройства - до 0,031 атм. При подаче воды давление понижалось до 0,01 МПа.

     Температура факелов системы дожигания выбросов непрореагировавшего водорода снижалась при подаче воды в стендовое пусковое устройство. При этом на всех режимах выбросов непрореагировавшего водорода предварительное включение системы дожигания или штатное включение системы обеспечивало безударное воспламенение выбросов. Характер воспламенения не изменился даже при уменьшении количества зажигательного устройства до четырех и одного.

     Испытания подтвердили надежность и эффективность выбранного метода нейтрализации заданных по циклограмме выбросов водорода и обоснованность разработанной структуры и схемы системы дожигания выбросов непрореагировавшего водорода. Показано, что ограничение пространства стенками оказывает заметное влияние на избыточное давление в образующейся при горении водородно-воздушных смесей волне сжатия, воздействующей на ракету. Показано, что в случае воспламенения с некоторой задержкой после начала пролива жидкого водорода, когда водород успевает достаточно хорошо перемешаться с воздухом, а облако водородно-воздушной смеси - достичь значительных размеров, сгорание смеси происходит чрезвычайно энергично и проникающее избыточное давление может существенно превышать допустимое значение. Показано, что в случае инициирования до момента начала пролива сгорание смеси происходит в спокойном режиме без образования волн сжатия с заметной амплитудой. Доказано, что для обеспечения надежного воспламенения образующейся при проливе неоднородной низкотемпературной воздушно-водородной смеси необходимо использование источника инициирования достаточной интенсивности (факела водородно-воздушных горелок), в частности системы дожигания выбросов непрореагировавшего водорода.

     Созданная бортовая система пожаро-взрывопредупреждения с ее сетью газоанализаторов, пожарных оповещателей, аппаратурным составом бортовой автоматики и средствами профилактики с запасами фреона имеет достаточно большую массу. При производной по массе порядка 0.95, это - практически прямая потеря массы полезного груза.

     Дальнейшее совершенствование системы требует более широкого и глубокого исследования. Существует ряд направлений. Все они подчинены желанию достичь малой конструктивной массы системы. Например, снять эту систему с борта и разместить ее на стартовом сооружении, при этом отбор газовой среды из контролируемых полостей производить через сеть капиллярных легких трубопроводов дистанционно. Аналогично располагать и средства подавления аварийной ситуации. В предстартовый момент заполнять опасные полости флегматизирующим составом или нейтральным газом с земли.

     Существует направление, которое связано просто с организацией аэрации контролируемых отсеков, тонные естественной вентиляцией всех застойных зон и отсеков полностью, однако существует оценка, что в этом случае процесс контроля за реальной средой в отсеке будет весьма затруднен. Будет создана, по сути, ситуация, трудно поддающаяся расчету. Но надо исследовать. Эту систему можно сделать более простой и надежной.

     В ракетной технике было достаточно много случаев, когда компоненты топлива подбирались на борту и токсичные, и взрывоопасные, и легко воспламеняющиеся, но всегда в процессе разработки и эксплуатации вырабатывались меры и системы, которые приводили эти компоненты в разряд деловых. Так будет с водородом. Водород не может быть в технике драконом - это очень перспективное горючее для всех видов транспорта.

Вторая ступень - блок Ц

     Вторая ступень - это центральный блок ракеты-носителя "Энергия", который связывает в единый пакет четыре блока первой ступени (четыре блока А) и орбитальный корабль. Центральный блок - блок Ц - законченная ракетная конструкция, состоящая из топливных баков (кислородного и водородного), переходного (межбакового) силового отсека, хвостового отсека, двигательной установки и всех обеспечивающих функционирование ступени систем.

     Являясь опорной конструкцией пакета, блок Ц выдерживает значительные усилия в узлах крепления боковых блоков и в точках подвески орбитального корабля или полезного груза. Эти нагрузки в узлах крепления блоков А действуют в зоне межбакового отсека, а в узлах подвески орбитального корабля - на нижнюю часть бака горючего и хвостового отсека. В совокупности с действующими напряжениями от внутреннего давления баков эти нагрузки приводят к сложному распределению усилий в конструкции. Основной особенностью силовой схемы блока Ц является разгрузка бака горючего от действия сдавливающих сил при работе двигателей первой ступени и стоянке на старте в заправленном состоянии. Блок Ц фактически подвешен на шарнирных точечных опорах носовых частей блоков А. Нижний пояс крепления блоков А испытывает только поперечные, относительно небольшие, усилия через продольно скользящие опоры. Схема такого рода уже была опробована на ракете Р-7, но она переносит дополнительные нагрузки несимметричного характера к боковым блокам первой ступени, что приводит к определенному увеличению сухой массы боковых блоков.

     Бак жидкого кислорода. Бак монококовой конструкции состоит из оживальной секции с верхней крышкой и носовым обтекателем, цилиндрической секции, демпфирующих перегородок и сферического днища, соединенных между собой сваркой. Оживальная секция состоит из трех подсекций, в вершинной части замыкается кольцевым шпангоутом. Каждая панель - сегмент оживальной секции - штампуется, приобретая расчетную кривизну, а химфрезеровка создает расчетный рельеф. Вдоль кромок секций выполняются утолщения, обеспечивающие необходимое усиление конструкции в районе сварного шва и сопротивление термическим напряжениям в процессе сварки, препятствующие короблению полотна. Образуются локальные утолщения для последующей приварки держателей магистрали наддува бака жидкого кислорода, крепления датчиков уровней демпфирующих перегородок, коллектора термостатирования, измерительных штанг и для крепления кабельного желоба. Остальное полотно обечайки переменной толщины. Толщина обработанного лепестка-секции зависит от профиля нагрузок на оболочку. Размер лепестков оживального днища определяется форматом выпускаемых промышленностью стандартных листов. Оживальная форма верхнего днища кислородного бака оптимальна для обеспечения наименьшего лобового сопротивления и лучших температурных характеристик при обтекании бака внешним потоком, хотя влечет за собой определенные технологические трудности.

     Цилиндрическая часть кислородного бака выполнена сваркой двух секций, состоящих из трех панелей Переменная толщина полотна секций образуется также химическим фрезерованием и зависит от уровня фактических нагрузок, приходящихся на эти секции в составе бака, от технологических образований для сварки лепестков-панелей, приварки элементов внутрибаковых устройств и внешних конструкций креплений пневмомагистралей и кабельных жгутов.

     Нижнее днище бака окислителя сферическое, одинакового радиуса с днищами водородного бака. Собирается со сваркой встык из лепестков-секций меридионального членения и полюсной части. Полотно днища гладкое, имеет переменную толщину соответственно нагрузке, с образованием упрочнений в зоне приварки фланцев магистральных трубопроводов и крепления внутрибаковых устройств. Силовой шпангоут, вваренный на стыке цилиндрической секции и сферического днища, имеет элементы механического сочленения с межбаковым отсеком и изнутри усилен под монтажи внутрибаковых устройств. Дополнительных подкрепляющих конструктивных элементов жесткости бак окислителя не имеет.

     В нижней, полюсной части нижнего днища приварен выходной раструб расходной магистрали питания двигателей жидким кислородом. Ось выходного раструба смещена по отношению к продольной оси бака на 7º, что обеспечивает подвод топлива в последние с полета при несимметричной композиции масс второй ступени с орбитальным кораблем. Выходной раструб перекрывается противозавихрительным устройством и фильтрующей сеткой с ячейкой 40 микрон. Противозавихрительное устройство с профилированием заборного устройства на выходе из бака обеспечивает уменьшение остатков окислителя в баке. Оптимальная конструкция завихрителя и профиль заборного устройства испытывались на модельном баке. Получено хорошее совпадение опытных и расчетных данных.

     Вся наружная поверхность бака покрывается теплозащитой из пенополиуретана, которая обеспечивает расчетный тепловой режим кислорода, и абляционного покрытия для отвода тепла в процессе полета в атмосфере. Применение пенополиуретановой теплозащиты привело к увеличению массы второй ступени, но, учитывая возможное льдообразование на поверхности бака без теплозащиты, ее применение вынуждено.

     Водородный бак состоит из нижнего и верхнего сферических днищ, цилиндрической обечайки на полную длину бака, верхнего и нижнего торцевых шпангоутов. От полюса верхнего до нижнего днища, наклонно к оси, бак пронизывает цилиндрическая тоннельная труба. Сферические днища бака окислителя и водородного бака одинакового радиуса по теоретическому обводу. Днища гладкие, с полотном переменной толщины, с вварными фланцами и люком-лазом на верхнем днище. Цилиндрическая обечайка водородного бака многосекционная. Высота секции зависит от ширины поставляемого листа. Каждая секция скроена из трех панелей, они соединены продольными швами. Цилиндрическая обечайка вафельной структуры. Продольно-поперечный набор образуется системой перекрещивающихся ребер и имеет вид решетки с квадратными ячейками. В отдельных случаях ячейка имеет неправильную форму.

     Секция, подготовленная к механической фрезеровке ячеек вафельного полотна, в виде кольцевого пояса, сваренная по продольным образующим, калиброванная и механически обработанная, ставится на многошпиндельный станок СВО-22 с программным управлением; и около трех тысяч ячеек каждой секции в автоматическом режиме фрезеруются в оболочке с исходной толщиной около 45 мм. Точность механической обработки ячеек достаточно высокая для такого рода масштабных пространственных конструкций. При необходимости доведения оболочечной конструкции до веса с минимальным превышением от расчетного предусматривается химическое фрезерование. В первых образцах вафельных оболочек фрезерование производилось на горизонтально-фрезерных станках в плитах-заготовках. Гибка секции в кольцо и сварка производились после фрезерования. Однако этот вариант технологии оказался более трудоемким.

     Вафельные конструкции обечаек впервые были применены на боевых ракетах. Они вытеснили в отечественных конструкциях ракетных баков силовые схемы с поперечным и продольным подкреплением, выполненные из прессованных панелей и профилей.

     Все элементы корпусов баков окислителя и жидкого водорода изготавливаются из термоупрочняемого алюминиевого сплава 1201.

     Изготовленная механическим фрезерованием обечайка проходит подготовку торцов обработкой на токарно-карусельном станке. Токарно-карусельную обработку торцевых кромок проходят и сферические днища.

     Торцевые шпангоуты сборные, сегменты свариваются контактной сваркой встык. Профиль, образованный в результате обработки на токарно-карусельном станке, принимает классическую конфигурацию с законцовками, вписывающимися в профиль днищ и обечаек. Шпангоуты имеют специальные элементы болтового соединения с межбаковым и хвостовым отсеками. Промежуточный силовой шпангоут предназначен для крепления переднего узла связи с орбитальной ступенью.

     Подача жидкого водорода из бака осуществляется через заборное устройство сифонного типа. Профиль сифонного узла отрабатывался также на модельном баке. Узел имеет противозавихрительное устройство.

     Бак рассчитан с запасом прочности, соответствующей работоспособности бака в условиях действия температуры в широком диапазоне - от криогенной температуры компонента и его паров до температуры газа наддува.

     Вся внешняя поверхность бака имеет тепловую защиту, наносимую на днища и боковую поверхность. Участки, подвергающиеся воздействию факелов двигателей увода блоков А и подверженные воздействию повышенных теплопритоков из-за взаимодействия стенки со скачками уплотнения, приходящих от орбитального корабля и силовых узлов связи, имеют абляционную теплоизоляцию.

     Панельный канал в водородном баке изготавливается из внешне оребренных цилиндрических труб, сваренных с концевыми компенсаторами и газовым демпфером на выходе из водородного бака. Внутри тоннельного канала проходит расходная магистраль окислителя.

     Внутрибаковые устройства. Баки оснащены большим количеством устройств. Для гашения колебаний жидких компонентов топлива в течение всего времени полета ракеты внутренние полости баков имеют демпфирующие перегородки, выполненные в виде тонколистовых алюминиевых полотнищ, ужесточенных собственным силовым набором. На боковых стенках водородного бака, на обечайках крепится продольный набор перегородок. Верхние днища обоих баков имеют поперечные кольцевые перегородки. Демпфирующие перегородки, закрепленные на нижних днищах, располагаются в виде радиальных лучей. Конструкция и ее размеры были подобраны на основе теоретических расчетов и проверены в модельных и натурных условиях. Эффективность подтверждена летными испытаниями.

    Для регистрации реальных процессов колебаний жидких компонентов на поверхности баков по образующей расположена сеть датчиков колебаний. По оси баков располагаются штанги тепловых датчиков уровней компонентов различного функционального назначения как средств замера истинного уровня заправки, элементов системы регулирования опорожнения баков при работе двигателей, сигнализаторов остатков топлив и часть телеметрических датчиков.

     Температурные штанги, закрепленные по оси бака на растяжках, имеют насыщенную сеть температурных датчиков для замера текущей температуры компонентов -поверхностной и глубинной. Замер температур использовался в процессе заправки компонентами блока при отработке процесса заправки на экспериментальных ракетах, при стендовых испытаниях блока. На летных ракетах системы замера температур устанавливаются только на первых образцах.

     Для поддержания расчетного уровня температур компонентов на силовых элементах верхних днищ баков крепятся коллекторы термостатирования, через которые по программе подается захоложенный компонент для конвективного перемешивания и усреднения температуры. Система термостатирования и циркуляции позволила держать уровень температур компонентов на расчетном уровне при всех видах работ с блоками Ц в программе отработки ракеты-носителя.

     На вершине носовой части оживального днища кислородного бака расположен агрегат регулирования наддува и дренажа. По внешней поверхности агрегат имеет тепловую изоляцию и защищен от нагрузок набегающего потока обтекателем - так называемым передним отсеком. В водородном баке элементы системы наддува и дренажа располагаются на верхнем днище. Газ наддува поступает через распределительное устройство.

     Выбор характера изменения и способа регулирования давления в баках влияет на массовые характеристики топливного отсека и на работу двигательной установки. Оптимизация максимального потребного давления в газовых подушках осуществляется не только с целью обеспечения необходимого превышения над давлением упругости паров компонентов топлива на входе в насосы, но также для обеспечения устойчивости конструкции при старте и полете ракеты, когда на каждый бак действуют асимметричные векторы блоков пакета, вызывающие сжимающие и срезывающие усилия. В обоих баках устанавливаются верхние пределы давления для сведения к минимуму несущей способности баков, поддерживаемой внутренним давлением. Эти пределы в значительной степени определяют массовые характеристики баков. Высокая температура газа обеспечивает минимум массы газа в баке, однако ухудшает прочностные свойства оболочки бака и рабочие характеристики таких элементов, как предохранительные клапаны, датчики уровня и других измерительных средств.

     Наилучшие соотношения между определяющими факторами для бака жидкого кислорода были получены в результате выбора закона изменения давления газа, когда клапан с диапазоном настройки 0,21 кг/см2 поддерживает уровень давления в газовой подушке ниже верхнего расчетного предела для конструкции на всех участках полета даже при наличии неисправности в системе наддува. Этот диапазон настройки вполне достижим для обычных предохранительных клапанов. Начальная величина давления предстартового наддува составляет 2,6 кг/см2. С помощью датчиков избыточного давления в баке жидкого кислорода поддерживается давление в диапазоне 1,41-1,54 избыточной атмосферы. При выходе ракеты из атмосферы в вакуум в баке поддерживается абсолютное давление, определяемое постоянной полосой регулирования шириной 0,14 кг/см2. Для подавления вскипания жидкого кислорода на поверхности раздела фаз требуется минимальное давление газа в баке -1,41 кг/см2. Давление насыщенного пара при этом составляет 1,27 кг/см2. Кипение кислорода привело бы к значительному увеличению остатков паров в баке.

     Аналогичен характер изменения и способ формирования давления в газовой подушке бака жидкого водорода. Начальная величина давления предстартового наддува составляет 3,09 кг/см2 и обеспечивает необходимое превышение над давлением упругости паров на входе в насос при запуске двигателя и запас устойчивости бака во время старта носителя. Поскольку контрольные датчики настроены на абсолютное давление, то примерно до 30-й секунды полета давление газа в баке изменяется лишь в результате работы, совершаемой газом на выталкивании жидкости из бака без подачи газа наддува от двигателей. С этого момента в работу включается система, контролирующая уровни давления газа в баке. Определяющим фактором для выбора уровня давления газа в баке жидкого водорода является необходимое превышение давления над упругостью пара на входе в преднасосы основных двигателей. Давление в диапазоне регулирования 2,25-2,39 атм. обеспечивает соответствующее давление на входе в двигатели и удовлетворяет всем другим требованиям.

     Межбаковый отсек. Он объединяет баки кислорода и водорода в единый топливный отсек. В нем предусмотрено размещение элементов пневмогидравлических систем, приборов системы управления и измерения. Он представляет собой цилиндрическую несварную клепаную конструкцию и собран из девяти панелей, четыре из которых - силовые. Прочностную схему образует набор из рядовых, силовых и торцевых шпангоутов, лонжеронов, наружных омегообразных стрингеров и оболочки. Баки жидкого кислорода и водорода подсоединяются к торцевым шпангоутам отсека болтовыми соединениями.

     Каждая из панелей изготавливается из листового высокопрочного алюминиевого сплава ВТ-23. Силовые элементы - шпангоуты, лонжероны, работающие в интервале нормальных температур, - выполнены из алюминиевых сплавов В95 и В93. Панель в наборе со стрингерами, лонжеронами на краевых кромках панели, с помощью которых панели механическими элементами крепятся между собой, образуя в совокупности в конечном счете кольцо, силовые окантовки люков обслуживания, сегменты шпангоутов и законцовочные элементы образуют вполне законченную конструктивно-технологическую единицу, позволившую организовать последующую сборку отсека в стапелях как на заводе "Прогресс", так и на его филиале в Байконуре. На четырех силовых панелях, симметрично расположенных относительно продольной оси межбакового отсека, крепятся болтами наиболее нагруженные узлы - кронштейны верхнего пояса связей с боковыми блоками пакета. Узел изготавливается из высокопрочного титанового сплава ВТ-23.

     К силовым промежуточным шпангоутам с внешней стороны отсека крепятся узлы с пневмозамками для присоединения отделяемой фермы пневмогидравлических и электрических связей блока с заправочно-дренажной мачтой стартового комплекса, переходника с приборами системы прицеливания.

     Внешняя поверхность межбакового отсека в окончательно собранном виде покрывается теплозащитным покрытием путем напыления.

     Хвостовой отсек. Представляет собой клепаную конструкцию цилиндрической формы с завершением к кормовой части усеченным конусом. Силовой набор состоит из торцевых, перегибного и промежуточных шпангоутов, продольных элементов силовой схемы - наружных стрингеров и обшивки. К рядовому и нижнему торцевому шпангоутам крепятся обтекатели двигателей, цилиндрический обтекатель-стойка платы электро- и пневмогидравлических разъемов. К перегибному и нижнему торцевому шпангоутам крепятся узлы стержней нижнего пояса средств разделения с орбитальной ступенью или кораблем. Цилиндрическая часть разбита на четыре панели и выполнена из алюминиевого сплава Д16, работающего при низких температурах. Коническая часть также выполнена из четырех панелей. Обшивки, стрингеры, промежуточный шпангоут конических панелей выполнены из высокопрочного алюминиевого сплава В95. Обшивки цилиндрических и конических панелей, стенки промежуточных шпангоутов имеют переменную толщину. Стрингеры, профиль торцевого шпангоута - переменных сечений. Переменная конфигурация достигается химфрезерованием. Профили внутреннего пояса промежуточного шпангоута цилиндрических панелей выполнены из углепластика. Перегибной и опорный шпангоуты (переменной строительной высоты) выполнены из алюминиевых сплавов В93 и В95. Переменная толщина стенок, профили переменного сечения шпангоутов образуются химическим фрезерованием. Титановые сплавы типа ВТ-23, ВТ-16, ВТ-20Л применены для изготовления высоконагруженных кронштейнов связей с боковыми блоками и орбитальной ступенью, фитингов крепления двигателей, кронштейнов, крепежа. Углепластиковые композиционные материалы, кроме профилей, применены для изготовления крышек люков и тяг.

     Немного о баках вообще. Основные особенности кислородно-водородных ступеней были связаны с применением компонентов чрезвычайно низкой температуры.

     Не все традиционные для ракетных конструкций конструкционные материалы применимы для кислородно-водородных топливных баков. По критерию прочность-плотность, исходя из прочности на разрыв, для криогенных баков наилучшими являются алюминиевые сплавы, содержащие медь, титановые сплавы - альфа-фазы, нержавеющие сплавы - метастабильные виды с холодной обработкой. В основном для топливных баков, переходных отсеков и силовых конструкций применяются алюминиевые сплавы. На ступени "Центавр" для баков используется нержавеющая сталь. Титан по ряду технологических соображений не нашел широкого применения.

     К началу разработки подвесного топливного отсека "Спейс Шаттла" был накоплен опыт создания и эксплуатации кислородно-водородных ступеней "Центавр", С-4, С-2, С-4Б.

     Водородные баки обязательно имеют теплоизоляцию либо внутреннюю, как на ступенях С-4 и С-4Б, либо внешнюю, как на "Центавре" и С-2. Внутрибаковая теплоизоляция выполняется в виде слоя пенополиуретана с герметизирующим покрытием. Наружная теплоизоляция состоит из стеклопластиковых композиций с пенополиуретановым наполнителем или пенополиуретана и внешним герметизирующим и теплостойким поверхностным слоем. При внешней теплоизоляции учитывается упрочнение материала стенок бака при криогенной температуре, что дает возможность получить выигрыш в массе конструкции баков. Кислородные баки обычно не имеют теплоизоляции. Из анализа некоторых конструктивных характеристик американских ракетных ступеней видно, что уже в 1970 г. на ракетной ступени С-2 был достигнут высокий уровень конструктивного совершенства топливных баков, реализованный впоследствии и в подвесном топливном отсеке "Спейс Шаттла".

     Конструктивное совершенство измеряется относительной массой сухой конструкции топливного отсека или бака к массе топлива. При этом в массу топливного отсека не входит масса основных и вспомогательных двигателей, приборов системы управления и телеизмерений. Для ступени "Центавр" с его модификациями группы до АС-8 и АС-15 совершенство достигает значений от 0,118 до 0,0714, при массе заправляемого топлива 14 т. Наименьшее значение соответствует конструкции со сбросом в полете теплозащитных панелей. Для ступени С-4 конструктивное совершенство достигает значений от 0,094 до 0,0884 при массе компонентов топлива порядка 106 т. Для С-2 этот коэффициент для группы отсеков до АС-503 составляет 0,074 и для поздней модификации АС-508 - 0,0573 при массе топлива 452 т.

     Представляют интерес конструкции кислородно-водородной ступени С-2, в которой кислородный и водородный баки имеют совмещенное днище, выполненное в виде двух тонкостенных днищ из алюминиевого сплава, между которыми находится теплоизоляция, изготовленная из сотового стеклопластика с пенопластовым наполнителем. Конструктивная прочность днища обеспечивается и относительно высоким давлением бака с вогнутой стороны. Совмещенная конструкция днищ топливных баков нами применялась в конструкциях ракет, которые в силу своего назначения имели ограничения по объему, по длине. Это относилось, например, к ракетам, размещаемым в наземных шахтах или на кораблях. Конструкции баков ступеней С-4 и С-4Б также имели совмещенные днища.

     Высокое конструктивное совершенство достигнуто специалистами фирмы "Mapтин-Мариетта" и НАСА. Поиск рациональных схем многоразового транспортного космического корабля "Спейс Шаттл" охватывал анализ различных вариантов компоновки системы с точки зрения конструктивного совершенства. Исследовались схемы разработки фирм "Макдонелл Дуглас", "Грумман", "Локхид", "Норт Америкэн Рокуэлл". Разрабатывались последовательные и параллельные схемы расположения первой и второй ступеней, твердотопливные и жидкостные ускорители, спасаемые крылатые и не спасаемые блоки первой ступени в различных сочетаниях. Принят был вариант параллельного расположения ступеней с подвесным топливным отсеком в варианте, близком к топливному отсеку "Мартин-Мариетта", и твердотопливными ускорителями.

     Подвесной топливный отсек в схеме "Спейс Шаттла" является центральным элементом, который связывает в единую систему орбитальный корабль и твердотопливные ускорители, обеспечивает подачу кислородно-водородного топлива к основным двигателям орбитального корабля. Подвесной топливный отсек в значительной степени определяет массовые характеристики "Спейс Шаттла". Поскольку отсек разгоняется до скорости, близкой к орбитальной, то любое увеличение его массы приводит к эквивалентному снижению массы выводимого полезного груза. Подвесной топливный отсек отличается весьма высоким совершенством конструкции, что позволило получить достаточно большую грузоподъемность "Спейс Шаттла" даже при использовании твердотопливных ускорителей.

     Ажурная монококовая конструкция топливных баков с оживальным передним днищем кислородного бака, теплоизоляционным и теплозащитным покрытием наружной поверхности всего отсека, межбаковой силовой конструкцией, узлами связи с ускорителями и орбитальным кораблем имеет значение конструктивного совершенства 0,0445.

     Дренажная система топливных баков "Энергия". Конструкция дренажно-предохранительных клапанов на обоих баках принципиально идентична и отличается лишь уровнем давления настройки и конфигурацией, связанной с особенностями компоновки этих клапанов. За основу была принята проверенная и отработанная конструкция дренажно-предохранительных клапанов, применяемых на криогенных баках предыдущих разработок. Простота, надежность - вот основные определяющие критерии, принимаемые во внимание при выборе типа дренажно-предохранительных клапанов для баков центрального блока. Управление клапанами при работе в режиме дренажа осуществляется со стартового наземного комплекса путем подвода управляющего гелия давлением 52,7 атм.

     Конструкция дренажно-предохранительного клапана функционирует в следующем порядке. Баковое давление через приемную трубку воздействует на управляющий механизм. Если давление в баке слишком велико, открывается тарельчатый клапан управляющего механизма и под действием бакового давления происходит перемещение основного поршня и соответственно открытие основного тарельчатого клапана. Если необходимо дренировать газ из бака по команде, то основной тарельчатый клапан открывается с помощью сервопоршня, на который подается управляющее давление гелия. При сбросе давления происходит закрытие основного клапана под действием пружины.

     Отвод или сброс паров из воздушного бака осуществляется по дренажной магистрали к разделительной колодке межбакового отсека, тогда как пары из кислородного бака сбрасываются непосредственно за борт в атмосферу.

     Управляющее давление к дренажным клапанам подается от разделительной колодки межбакового отсека по трубопроводу малого сечения.

     Повышенные вибрационные нагрузки потребовали некоторых изменений в конструкции клапанов. Для ликвидации утечек через клапан был разработан двухступенчатый механизм, уплотняющая поверхность была покрыта тефлоном. Сопротивляемость ударным нагрузкам достаточно высокая.

     Работоспособность дренажно-предохранительных клапанов была подтверждена лабораторным и стендовым испытаниям во всех возможных диапазонах нагрузок, действующих на клапан.

     Наддув бака жидкого кислорода осуществляется с помощью изолированного трубопровода через верхний люк бака. Вводится газ наддува в бак через конический диффузор с дроссельной шайбой.

     Наддув бака жидкого водорода производится с помощью трубопровода, берущего начало от разделительной колодки. Трубопровод заканчивается в газовой подушке верхнего днища бака диффузором в виде разделителя газов наддува.

     Система продувки межбакового отсека обеспечивает безопасность операций на стартовой позиции с жидкими компонентами топлива на борту. В систему входит кольцевой коллектор по внутренней периферии межбакового отсека, через который осуществляется вдув газообразного азота для удаления возможных паров кислорода или водорода из межбакового отсека и предотвращения скопления влаги внутри отсека. Утечка газообразного водорода или кислорода в межбаковый отсек может происходить через конструктивные узлы стыковки магистралей и возможные технологические дефекты, которые могут быть вскрыты при эксплуатации. В случае обнаружения наземной системой газоанализа опасного уровня скопления паров этих компонентов в межбаковом отсеке предпринимаются меры по их удалению или снижению концентрации путем продувки отсека азотом с целью предотвращения возможности возникновения пожара или других аварийных ситуаций.

     Трубопровод от разделительной колодки подводит газообразный азот к коллекторам, представляющим собой трубы, проложенные на полке шпангоутов, с многочисленными отверстиями расчетного количества и расположения.

     Пневмогидравлические магистрали. Выбор конструктивных решений для магистралей баковых систем и двигательной установки определялся рядом факторов, основными из которых являются надежность, малые масса и стоимость. Трубопроводы, несмотря на кажущуюся простоту, относятся к числу наиболее сложных и трудоемких в изготовлении. Монтаж и испытание смонтированных пневмо- и гидравлических систем и подсистем, по существу, определяет полный технологический цикл сборки центрального блока. На борту центрального блока монтируется 1158 наименований трубопроводов, основная часть которых расположена в хвостовом отсеке (808 трубопроводов) и межбаковом отсеке (241).

     Типичный трубопровод - это труба соответствующего сечения, которая, как многоопорная балка, крепится на неподвижных и подвижных опорах и состоит из сваренных встык технологически и конструктивно расчлененных труб с гибкими линейными и угловыми компенсаторами и арматурой. Компенсаторы выполняются с применением сильфонов, карданов, металлорукавов и с помощью монтажных конструктивных приемов, образуя петлеобразные конфигурации отдельных участков, конфигурации типа винтовой пружины и других методов.

     При монтаже трубопроводов выполняется 6734 кольцевых сварных швов в автоматическом и ручном режимах. Были разработаны специальные автоматические устройства. Сварные стыки конструктивно формировались с буртами под автоматическую сварочную головку и буртами в случае выполнения ремонта. Каждый стык имел подкладные кольца. В хвостовом отсеке варится 4756 стыков, в межбаковом -1325.

     Общая длина трубопроводов, смонтированных на борту центрального блока, составляет около девяти километров.

     Расчетным параметром для трубопроводов является вибрация, возбуждаемая проходящим через узел рабочим телом, и вибрационные нагрузки, действующие при работающих двигателях на старте и в полете. Вибрация была причиной разрушения трубопроводов и сильфонных узлов. Риск, связанный с разрушением из-за вибрационных нагрузок, сведен к минимуму установлением оптимального расчетного режима скорости движения газа или жидкости в трубопроводе с помощью соответствующей прочностной экспериментальной отработки конструкции трубопроводов в реальной их конфигурации во фрагментах, жесткого контроля изготовления по всем стадиям технологии и выбора соответствующего материала.

     В зависимости от назначения трубопроводы изготавливались из стали типа ЭП810, ДИ52, 12Х18Н9Т и алюминиевого сплава АМГ. Из стали ЭП810 изготавливалось 833 трубопровода, а из алюминиевых сплавов -108.

     Трубопроводы сложных форм изготавливались путем гибки, в том числе и на гибочных автоматах с соблюдением ограничений по допустимым минимальным радиусам гиба. Трубопроводы имеют пространственную конфигурацию, что вызвало необходимость начального эталонирования их по месту и последующего изготовления их для монтажа на борту по полученным эталонам.

     Трубопроводы отвечают жестким требованиям по герметичности и чистоте внутренних поверхностей. На трубопроводы наносится грунтовка, защитная краска и теплоизоляция, если это необходимо, исходя из условий их монтажа и эксплуатации.

     Было несколько случаев дефектов трубопроводов. Разрушение трубопровода подачи управляющего давления при проведении огневых испытаний блока Ц, которое родило проблему и привело к дополнительным исследованиям работоспособности новых марок стали ЭП810 и ДИ52. Непрохождение управляющего давления из-за заваренного по неосмотрительности технологической глухой вставки для центровки трубопровода, что заставило пересмотреть технологию сварки замыкающих систему швов и разработать более объективную систему контроля. Повышенная утечка воздуха как газа управляющего давления блока А перед началом операции подготовки к старту ракеты 6СЛ, связанная с неправильным монтажом уплотнительной прокладки, - уникальный случай, приведший к необходимости пересмотра технологии монтажа и проверки магистралей с различными стыками.

     Особенности функционирования топливного отсека в составе двигательной установки. Маршевая двигательная установка центрального блока ракеты-носителя "Энергия" состоит из четырех кислородно-водородных жидкостных ракетных двигателей, установленных в хвостовой части.

     В связи с тем, что вторая ступень одноразовая, одним из основных требований к разработке центрального блока и систем его двигательной установки являлось обеспечение минимальной стоимости изготовления в производстве. Вместе с тем следует иметь в виду, что блок отделяется перед самым выходом на орбиту орбитального корабля или полезного груза, не добирая всего 30 м/с скорости, поэтому перетяжеление блока за счет упрощения конструкции и технологии приводит к уменьшению массы полезного груза. Таким образом, блок представляет собой относительно легкую и надежную конструкцию.

     При разработке систем двигательной установки базировались на уже достигнутом уровне двигателестроения, но в основе была первая крупная отечественная разработка энергетической системы на водороде.

     Компоненты топлива подаются к двигательной установке по магистрали от бака окислителя и бака горючего, защищенным пенополиуретановой теплозащитой с вакуумными рубашками на гибких элементах.

     Двигатели и клапаны в системах двигательной установки требуют повышенной чистоты для предотвращения возможности попадания посторонних частиц в чрезвычайно тонкие каналы и притертые поверхности. Это чрезвычайно сложная проблема, которая потребовала создания стерильных условий в производственных помещениях, цехах, лабораториях и на стендах. Кроме того, реализованы технологические меры очистки внутренних полостей баков, трубопроводов, клапанов и двигателей. На входе в топливные магистрали устанавливаются сетчатые фильтры. Благодаря большому диаметру сетчатых фильтров, их работоспособность обеспечивается даже при заметном засорении.

     Нижнее днище бака окислителя и вход в заборное устройство спрофилированы таким образом, что гидравлические остатки жидкости в баке окислителя практически отсутствуют. На входе в заборное устройство бака окислителя установлены вертикальные перегородки, выполняющие функции воронкогасителей. Они предотвращают преждевременный прорыв газа из подушки бака в топливную магистраль. Заборное устройство в баке горючего выполнено в виде профилированного сифона, защищенного сеткой. Перепад на этой сетке составляет всего 0,035 атм.

     На магистралях окислителя и горючего используются одинаковые по конструкции гидравлические разъемные устройства. Они снабжены разделительными клапанами с пневмоуправлением.

     При достаточно больших скоростях заправки для подавления гейзерного эффекта необходимо переохлаждение заправляемого окислителя. Для защиты от гейзерного эффекта используется инжекция гелия в основную магистраль окислителя. В ходе барботирования гелия через столб кислорода в вертикальной магистрали окислителя происходит охлаждение жидкости за счет испарения кислорода в поднимающиеся вверх пузыри гелия.

     В номинальном случае температура заправляемого окислителя лежит в диапазоне 90,5-92,1 º К, исключая момент захолаживания. Такая температура жидкого кислорода вполне достаточна для устранения гейзерного эффекта.

     Бортовая система заправки и слива компонентов топлива. Заправка и слив компонентов топлива в баки производятся через разделительные клапаны, расположенные в хвостовой части стыковочной платы. В каждой заправочной магистрали установлено последовательно по два отсечных клапана, обеспечивающих надежное закрытие магистралей во время старта ракеты. Таким образом, при заправке компоненты топлива вначале подаются в заправочные магистрали, а затем по основным топливным магистралям поступают в соответствующие баки. Заправка контролируется с помощью датчиков уровня, установленных в топливных баках.

     Заправка обоих компонентов начинается за два часа до старта. Предварительное охлаждение баков и заправка до уровня, соответствующего 2 % объема топлива, выполняется с пониженным расходом. Затем производится ускоренная заправка с номинальным расходом 19 тыс. л/мин, по линии подачи жидкого кислорода и 45 тыс. л/мин. по линии подачи жидкого водорода. Быстрая заправка прекращается при достижении уровня 98 % объема заправляемого топлива. Номинальная заправка с большим расходом заканчивается за 45 мин. до старта. После этого расход заправляемых компонентов снижается и производится точная заправка до полного уровня с последующей подпиткой. Подпитка бака кислорода прекращается за 182 с до старта, бака водорода - за 112 с. После подпитки закрываются дренажные клапаны на топливных баках. Точность заправки составляет для бака окислителя 0,6 %, а для бака горючего - 0,7 %.

     Система наддува бака окислителя и горючего, обеспечивая бескавитационную работу бустерных насосов маршевых жидкостных ракетных двигателей, повышает конструктивную прочность баков на начальном этапе полета при действии на бак больших сжимающих сил и внешнего атмосферного давления. Кроме того, система наддува создает условия для обеспечения минимального остатка газов в подушке.

     Предпусковой наддув баков окислителя и горючего производится газообразным гелием из наземной системы до давления 2,6 атм., а бака горючего - до давления 3,1 атм. Такой уровень достаточен как для бескавитационной работы насосов, так и для обеспечения прочности баков при старте. Предпусковой наддув баков окислителя начинается за 143 с до старта, а бака горючего - за 80 с. Заданное давление в подушках поддерживается гелием из наземной системы до момента старта, когда происходит расстыковка разъемных соединений.

     При достижении давления внутри бака выше расчетного срабатывают предохранительные клапаны. Предохранительный клапан бака окислителя настроен на избыточное давление 1,83-1,62 атм., а горючего - на 2,67-2,46.

     Рабочий наддув бака окислителя производится "подогретыми" парами кислорода, которые отбираются от каждого маршевого двигателя, собираются в коллектор и затем по единой магистрали подаются на наддув. В маршевых двигателях предусмотрены специальные теплообменники - испарители, в которых вырабатывается горячий газообразный кислород для наддува.

     Наддув бака горючего производится "подогретым" газообразным водородом, отбираемым после турбин бустерных насосов горючего каждого двигателя, который собирается в коллектор и по единой магистрали подается в бак горючего.

     Давление наддува в баке окислителя поддерживается в диапазоне 1,41-1,55 атм., а в баке горючего - 2,25-23 9. Таким образом, максимальное рабочее давление в подушке баков оказывается на 0,07 атм. ниже минимального давления настройки дренажно-предохранительного клапана.

     Газ наддува подается в бак окислителя через конический распылитель, а в бак горючего - через Т-образный распылитель. Применение специальных распылителей газа наддува обеспечивает необходимое перемешивание газа в подушке бака, уменьшает неравномерность температуры в подушке и перегрев в верхней зоне бака.

     Маршевые двигатели центрального блока включаются за несколько секунд до старта, одновременно начинается рабочий наддув топливных баков газообразным кислородом. Регулирование давления в баке и расход газа наддува начинается с момента старта. Так как давление в окружающей атмосфере по мере подъема падает практически до нуля, то и давление наддува в баке тоже монотонно уменьшается на 1 атм. Приблизительно со 120-й секунды полета давление в баке поддерживается на постоянном уровне с разбросом, который обеспечивает система регулирования. Максимальное давление газа в баке не должно превышать верхнего предела прочности бака. Разброс настройки дренажно-предохранительного клапана был принят на уровне 0,21 атм. Уменьшение давления и снижение разброса настройки дренажно-предохранительных клапанов прямо пропорционально снижению массы баков.

     Система наддува бака настроена таким образом, чтобы предотвратить возможность объемного вскипания жидкого кислорода. Давление насыщенных паров кислорода, соответствующее среднемассовой температуре компонента, равно 1,27 атм., а минимальное давление газов наддува в баке окислителя составляет 1,41 атм. Таким образом, минимальное давление в баке на 0,14 атм. превышает давление насыщенных паров кислорода.

     Датчики давления в подушке бака горючего настроены на абсолютное давление. Поэтому регулирование наддува бака горючего не зависит от окружающего атмосферного давления и начинается только после того, как давление в подушке упадет до заданного диапазона порядка 2,25-2,39 атм. Так как давление предпускового наддува составляет 3,1 атм., то в течение первых тридцати секунд полета, пока давление падает до 2,39, расход газа на наддув будет минимальным и нерегулируемым. Нижний уровень давления в баке горючего превышает минимально потребное давление приблизительно на 0,11 атм.

     Максимальная температура газа в подушке бака окислителя достигается к 300 секунде полета и составляет около 250 ºС. При этом, максимальная температура верхнего днища равняется 140 ºС К концу работы двигательной установки температура слоя газа в подушке высотой около 4 м составляет более 200 ºС. Максимальная температура газа наддува в верхней зоне подушки водородного бака равна 66 ºС. Средний расход паров кислорода для наддува бака окислителя на установившемся режиме составляет примерно 3,18 кг/с, а паров водорода для наддува бака горючего - примерно 1,04 кг/с. По опытным данным, начальная температура окислителя при запуске двигателей составляет -181,7 ºС, а конечная температура при выключении двигателей равна -180,8 ºС, т.е. "прогрев" кислорода в баке за время работы двигателей не превышает 0,9 ºС. Соответственно начальная температура жидкого водорода равна -252,6 ºС, а конечная - -252,3 ºС.

     Система дренирования баков. В состав этой системы входят дренажно-предохранительные клапаны, дренажные магистрали, датчики давления в баках и гелиевая система для подачи управляющего давления к клапанам.

     Дренажный клапан требуется для сброса паров из бака при заправке его компонентами топлива и нахождении ракеты-носителя на старте в заправленном состоянии. Предохранительный клапан предотвращает увеличение в полете давления в подушке бака сверх допустимых значений, определенных прочностными характеристиками бака. Дренажный и предохранительный клапаны каждого из топливных баков объединены в один клапан и установлены на верхних днищах баков окислителя и горючего.

     Блок управления для ввода в действие дренажной системы размещается в наземном комплексе. Для открытия дренажного клапана к нему подается управляющее давление 52,7 атм. Для закрытия это давление сбрасывается. Некоторое запаздывание срабатывания дренажного клапана объясняется размещением его на удалении, но это не вызывает серьезных затруднений и учитывается в циклограмме предпусковых операций.

     Газ, дренируемый из подушки водородного бака, отводится по дренажной магистрали к разъему в межбаковом отсеке. При стоянке на старте и стенде дренируемые пары водорода далее поступают в наземную дренажную магистраль, по которой они подаются в безопасную зону и сжигаются.

     Пары кислорода из подушки бака окислителя сбрасываются непосредственно за борт ракеты.

     Система предусматривается для предварительного захолаживания насосов и топливных магистралей маршевых жидкостных двигателей перед их запуском. Для этих целей от основной топливной магистрали горючего имеются отводы, которые в обход разделительных клапанов с помощью насосов с электроприводом подают жидкий водород на вход в бустерный насос каждого из маршевых двигателей. Затем водород собирается в общем коллекторе и по единому трубопроводу возвращается в бак горючего. Сброс горючего в наземную систему во время предпускового захолаживания двигателей неприемлем из-за больших потерь давления при течении охлаждаемого потока водорода через двигатель.

     Захолаживание магистралей окислителя производится без использования подкачивающих насосов, так как высокого гидростатического давления, создаваемого реа