Emergency having merged an oxidizer

The major problem at creation of a booster rocket of "Energia" was the indispensable safety of the orbital ship with crew during all site of deducing{removing}. Especially actual this problem becomes on a site of the first missile stage at occurrence of the supernumerary situation connected with refusal of mid-flight liquid rocket engine RD-170 of one lateral blocks of the first step or its{his} emergency deenergizing by means of special means of emergency protection of the engine.
With such situation during flight of a booster rocket it is necessary to be considered, as reliability of engines is not absolute and on the first booster rockets she, as a rule, yet does not reach{achieve} the set sizes.
The decision of a problem{task} of a safety of the orbital ship becomes complicated that flight on a site of the first step is characterized by rather small speeds and in heights, a piece of a trajectory with greater{big} high-speed pressures and greater{big} operating moments which should create engines of blocks of the first step. That fact is important also, that the regular system of branch of the orbital ship is calculated on branch from the independent block of the second step after deenergizing its{his} engines in conditions of very small high-speed pressures and after obligatory branch of blocks of the first step.
Calculations showed, that at emergency deenergizing the engine of one of blocks of the first step, leading reduction of settlement draft of engines of a rocket by 20 %, performance of a problem{task} on deducing{removing} the orbital ship into the set orbit becomes impossible, and there is a necessity of emergency branch of the orbital ship from a rocket with its{his} further landing{planting} through the limited time interval in the nearest air station. Also flight of a booster rocket simultaneously stops.
However achievement of sufficient probability of unaccented branch of the orbital ship during all flight, especially on an initial site and in a zone of the maximal high-speed pressures, is problematic and leads to necessity of equipment of the orbital ship special rocket engines of firm fuel of system of emergency rescue (due to corresponding{meeting} decrease{reduction} in weight of a payload) and creations of spare air stations in territory of Russia on all lines of flight.
In this connection continuation of operated flight of a booster rocket with the orbital ship after emergency deenergizing the mid-flight engine of one of blocks of the first step, branch of blocks after development{manufacture} of fuel and maintenance on a site of work of the second missile stage of maneuver of return of the orbital ship on the basic air station of the landing complex located nearby from a place of start of a booster rocket was represented expedient.
At such decision the emergency branch of the orbital ship in case of need can be used at more complex{difficult} and less probable supernumerary situations, than emergency deenergizing of the mid-flight engine of one of blocks of the first step, and the opportunity to apply it{him} on a site of flight where the size of a high-speed pressure is not so great is represented. And the sufficient probability of unaccented branch of the orbital ship from a booster rocket is provided without special rocket engines of firm fuel of emergency rescue and does not demand creation of additional air stations.
In this case the quantity{amount} of variants of an output{exit} from emergencies decreases. Besides at emergency deenergizing the engine of the block of the first step in the end of a site of the first step the conclusion of the orbital ship to the lowered orbits of artificial satellites of the Earth, for example, одновитковую an orbit is possible{probable}.
However for effective realization of such way it is required to get rid of passive weight in the form of the given up block which, for example, at emergency deenergizing the engine on zero second is equal to initial weight of one of lateral blocks.
To separate one given up lateral block right after emergency deenergizing of the engine it is impossible, as on conditions of configuration of "package" blocks are separated only in pairs, connected among themselves by interblock power{force} communications{connections}, in the form of параблока. Hence, the given up block should continue flight in structure of a booster rocket up to израсходования fuel in working blocks of the first step, that oтделиться together with them. On the other hand, the power of branch параблока is chosen at the rate of on branch of lateral blocks with the developed{produced} fuel, and it is irrational to increase it{her} in some times for maintenance of a problem{task} of branch in a considered{an examined} supernumerary situation. Thus, to get rid of passive weight in the form of the given up block or it is essential to reduce it{her} during a proceeding flight of a booster rocket it is extremely necessary for two reasons: For reduction of ballistic losses of a booster rocket and for creation of conditions of branch параблока in structure of which there was a block with the switched off engine. For the block of the first step using liquid components of fuel, the unique comprehensible way, allowing to solve this problem{task}, the organization plum of fuel in surrounding space during flight of a rocket is.
The variant of more rational use of fuel, for example, having poured fuel from the given up block in next, working, with simultaneous reorganization of levels of draft of engines with the purpose of end of development{manufacture} of fuel at all blocks approximately at a time was considered{examined}. However such decision has serious lacks:
- The weight of a design due to introduction of additional pipelines and armatures for перелива fuel and association of systems of pressurization of two lateral blocks increases, working capacity of these elements should be provided in conditions of free relative moving the next blocks in an axial direction;
- Due to introduction of adjustment of draft of the engine in a wide range its{his} rating data decrease.
For these reasons is brought to nothing a ballistic prize at use of fuel from the given up block, but the bulky system is entered, to fulfil which uneasy.
Plums of fuel in surrounding space from the given up block of the first step has been accepted to realization. Calculations have shown, that tasks in view can be solved at plum only one oxidizer which onboard the block approximately three times is more, than fuel. Besides having merged at once two components would complicate a design and could cause{call} difficultly predicted consequences at mixture of merged components and their interaction with expiring jets of working engines of the next blocks.
By development of the is constructive-circuit decision for maintenance plum of an oxidizer it was necessary to solve following problems:
- An experimental research of processes of the expiration of a cryogenic liquid in the rarefied space with the purpose of development{manufacture} of recommendations for constructive registration of the device plum;
- The choice of a place (a point on the block), whence should be made plums;
- Definition of diameter of a drain aperture, accordingly the valve and pipelines for maintenance of the demanded charge of oxygen at plum;
- Definition of type of the drain valve and a principle of its{his} action;
- Maintenance of work of system of pressurization of a tank of an oxidizer at an intensification of process plum;
- Giving струе merged oxygen of such direction at which hit of oxygen on elements of a booster rocket and the orbital ship would be excluded or shown to a minimum;
- Research of stability{resistance} of used constructional materials in conditions of possible{probable} influence of merged oxygen;
- Research of a flow of products набегающим a stream at presence of a jet of merged oxygen;
- Definition of the minimal height of flight of a booster rocket at which the beginning plum of liquid oxygen from the point of view of safety of constructions of a starting complex is admissible;
- Complex experimental acknowledgement{confirmation} of working capacity of the device plum and efficiency of its{his} use for a booster rocket.
At a choice of a place plum of oxygen on the block of the first step the area of a tail compartment as the minimal influence of a drain product on elements of a design of a rocket and a payload in this case was provided was considered{examined} first of all. But because of the big density of configuration of elements inside of a tail compartment to place there the drain valve of the big diameter on the account pipeline and to deduce{remove} a branch pipe through an environment of a tail compartment it was not represented possible{probable}. As it is impossible plums of oxygen and on a "natural" path - through chambers of combustion after opening valves of the engine - because of the big hydraulic resistance and intensive evaporation on нагретых surfaces the size of the charge of oxygen will be obviously insufficient. For this reason for accommodation of the valve emergency plum of an oxidizer has been chosen the bottom part обечайки a tank of an oxidizer on distance of 15,5 m from a cut of the engine of the lateral block.
For maintenance plum of a great bulk of oxygen from a tank through the valve emergency plum of an oxidizer by the moment of deenergizing of working engines of lateral blocks it is necessary, that the second charge was approximately equal to the charge of oxygen through the working engine. Proceeding from this condition, through passage diameter of an emergency drain path has been chosen equal 600 mm, and plums of oxygen is made not simply самотеком under action of an axial overload, but also submission in a tank of gas of regular system of pressurization. Thus the battery used at regular flight for pressurization of a tank of fuel is switched to pressurization of a tank of an oxidizer and газобаллонная.
The problem of creation of the onboard valve with such greater{big} through passage diameter for the first time is solved in domestic rocket production. As the valve emergency plum of an oxidizer the pneumovalve тарельчатого type with the set characteristics on tightness in the closed position and on speed of opening and closing is developed. Closing of the valve after end plum of oxygen should be made with the purpose of preservation внутрибакового pressure on прочностным to conditions at the moment of branch параблока.

Original version of the text

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 участка 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.