About mid-flight oxygen-hydrogen engine RD-0120


Creation of oxygen-hydrogen engine RD-0120 was a complex{difficult} scientific and technical problem{task} not only for design office, but also for a domestic science and the industry. The engine on the dimension, levels of pressure and ranges of temperatures, static and dynamic loadings, under энерго-mass characteristics, intensity of basic elements of a design, an operating time and recurrence of inclusions, labour inputs and complexities of manufacturing qualitatively surpasses all previous domestic rocket engines of such class.
Development of the engine has begun in 1976 in КБ chemical automatics under direction of designer A.D.Konopatova.
History КБХА has begun in the first year of Great Domestic war when in the middle of October, 1941 it has been formed as the independent organization at division ОКБ of factory N33 of National commissariat Авиапрома at evacuation of Moscow. Part ОКБ - future КБХА - has been directed to Berdsk to Novosibirsk area. The main designer had been appointed{nominated} S.A.Kosberg. ОКБ developed the units of direct injection applied on many aviation engines of that time.

War has terminated. In April, 1946 КБ it has been transferred to Voronezh and conducted development of the basic units of jet engines. Per 1954-1958 liquid rocket engines started in flight have been developed as additional independent power-plants. With 1958 has begun a new stage on creation of some liquid rocket engines for strategic rockets and rockets-carriers{-bearers}.
The first development (together with ОКБ-1) became oxygen-керосиновый engine RD-0105 for the third step of a booster rocket "East" by means of which flights of space vehicles to the Moon and flights with alive essences (dogs) into an orbit have been carried out. This engine has been created in record-breaking short term - for 9 months. Engine RD-0109 became following development, he has been created for the third missile stage "East" for start of the focused satellites of the Earth. With its{his} help the first flight of the person in a space is carried out. The next development of more powerful oxygen-керосиновых engines RD-0107 and РД-0110 for rockets "Rising" and "Union" intended for maintenance of start of interplanetary stations, spacecrafts with cosmonauts onboard, operation of long-term orbital space stations.
In the beginning 1965 S.A.Kosberg was lost in a road accident. The main designer had been appointed{nominated} Alexander Dmitrievich Konopatov.
ОКБ with 1962 worked above creation powerful высокоэкономичных engines RD-0210 and РД-0211 (for the second step) and РД-0213 (for the third step of a booster rocket "Proton"). Engines have been executed under essentially new, closed scheme{plan} with reburning generating gas. Engines KBKHA have provided a conclusion to an orbit of heavy automatic stations " Protons ", start of stations " Probes " for flight of the Moon, delivery of moon rovers and a conclusion of orbital stations. Besides it is necessary to remind, that for this period КБХА has created powerful family of engines for combat missiles.
To one of the last and the most significant on complexity and novelty of technical decisions became development of oxygen-hydrogen engine RD-0120.
With КБХА I have started to cooperate for a long time - since times of teamwork КБЮ and КБХА on creation of combat missiles. It is talented, working collective. Together with A.D.Konopatovym then worked Alexander Aleksandrovich Golubev, Michael Aleksandrovich Golubev, Рем Федорович Игнатуша, Herman Ivanovich Chursin, George Vasilevich Kostin, Jacob Iosifovich Gershkovich, Vasily Petrovich Koshelnikov.
Vladimir Sergeevich Rachuk worked in КБХА with 1965 At an early stage of researches in the field of oxygen-hydrogen engines he participated in scientifically-search work under the name "Distance". The beginning of development of engine RD-0120 has grasped also it{him} is Vladimir Sergeevich in second half seventieth becomes the main designer of this development. Later he becomes general designer КБХА.
Development of engine RD-0120 has demanded creation of new large stands for test of the engine and its{his} units, essential increase in capacities, equipment of manufacture by modern kinds of the equipment, development of new productions-technological, introduction of the perfect{absolute} measuring equipment, development and development of new materials, efficient in extreme conditions - in hydrogen, oxygen and products of their combustion at pressure up to 700 atmospheres and temperatures from-250 up to +850 ╟С, development of new kinds of hardening of a design, introduction of sensitive means of not destroying control, the decision of some large scientific and technical problems.
The engine was developed with use of experience of creation of oxygen-hydrogen liquid rocket engines by draft 7,5 and 40 т. These engines had considerably smaller dimension, lower specific characteristics, smaller энергоснаряженность units.
The basic characteristics of the engine:
- Draft in emptiness, т............................................................................................. 200;
- Draft on the ground, =................................................................................................147,6;
- A specific impulse of draft in emptiness, with........................................................... 455;
- A specific impulse on the ground, with..................................................................... 353,2;
- Pressure in the chamber of combustion, ð=ü................................................................223;
- Weight of the "dry" engine, úó.........................................................................3450;
- Components of fuel:
- An oxidizer - liquid oxygen, fuel - liquid hydrogen
- A parity{ratio} of components.......................................................................... 6:1;
- Admissible change of a parity{ratio} of components of fuel
- From nominal, % .......................................................................................7-10;
- An operating time of the engine in a supernumerary mode of flight of a rocket, with......... 750;
- The admission дросселирования drafts of the engine in a range, %...................... 45 ;
- A geometrical degree of expansion сопла ............................................85,7:1;
- Overall dimensions, mm:
Height................................................................................................................ 4550;
Diameter сопла.................................................................................................. 2420;
- An admissible corner качания chambers in two planes (in угл.град.)...... 7-11.


The pneumatichydraulic scheme{plan} GRD РД-0120

The engine includes following basic units:
- The chamber of combustion;
- турбонасосный the unit (ТНА);
- бустерный the pump unit of fuel (БНАГ);
- бустерный the pump unit of an oxidizer (БНАО);
- газогенератор;
- Pneumovalves of management of start and deenergizing;
- A regulator with the electric drive;
- An executive element of a control system in size of draft;
- запальные devices of the chamber of combustion;
- System of a purge;
- Gauges of system of emergency protection.
The engine is executed under the scheme{plan} of reburning of generating gas after the turbine.
The chamber of combustion represents the паяно-welded one-piece unit and consists of a mixing head, the chamber of combustion and сопла. Сопло and the chamber are cooled by a part of the hydrogen selected after the pump.
Турбонасосный the unit is executed on одновальной to the scheme{plan} and consists of the two-level axial turbine, the three-stage pump of fuel and two pumps of an oxidizer.
Бустерный the pump unit of fuel consists from шнекоцентробежного the pump and the active two-level gas turbine working on gaseous hydrogen, acting of a cooling path of the chamber.
Бустерный the pump of an oxidizer consists of the axial pump with a separate drive from the hydraulic turbines working on liquid oxygen, selected after газогенераторной steps of the pump.
Газогенератор develops{produces} gas a lot of fuel for a drive of the turbine. Represents the паяно-welded design consisting of a mixing head, a collector of a supply of fuel and the case.
Pneumovalves are put in action helium from high-pressure tanks. The engine provides heating of helium for pressurization of a tank of an oxidizer, development{manufacture} of gaseous hydrogen for pressurization of a tank of fuel and a drive of onboard units of electrosupply.
Fuel in the chamber acts by means of system of submission which includes турбонасосный the unit, бустерный the pump unit of fuel, бустерный the pump unit of an oxidizer. Driving wheels of centrifugal pumps of fuel and an oxidizer are located on one shaft турбонасосного the unit. The shaft is resulted{brought} in rotation by the axial turbine. The rotor бустерного the pump unit of fuel is resulted{brought} in rotation by the gas turbine, a rotor бустерного the pump of an oxidizer - by the water-wheel. Gas turbines турбонасосного the unit and бустерного the pump unit of fuel rotate the gas developed{produced} on газогенераторе.
The control system includes pneumovalves, cylinders with the compressed helium and electro-pneumovalves. Pneumovalves are executive units of management of start and остановом the engine. Opening of valves is provided with submission of a pressure{voltage} on corresponding{meeting} electro-pneumovalves. Helium from cylinders through the electro-pneumovalve moves in operating cavities of pneumovalves, pneumovalves open.
The system of regulation includes a regulator, a throttle, a throttle starting. The regulator is the executive unit of regulation on draft and serves for maintenance of operated start, maintenance of the set power setting, its{his} change on a command{team} from a control system. The throttle is the executive unit of regulation on a parity{ratio} of components. The throttle starting provides a parity{ratio} of components of fuel in the chamber at start.
The system of a purge provides газодинамическое division of components of fuel in liquid highways.
The system of ignition includes запальники, candles, the unit of ignition. Запальники форкамерно-torch type serve for ignition of components of fuel in the chamber of combustion and газогенераторе. Helium for pressurization of a tank of an oxidizer is warmed up in теплообменниках. Gaseous hydrogen for pressurization of a tank of a combustible dining steering machines{cars} and турбогенераторной systems of electrosupply is selected after cooling the chamber of combustion.
For management of a rocket on a pitching, roving and a roll the engine by means of two steering machines{cars} shakes in a suspension bracket.
Various variants of basic schemes{plans} of engines have been investigated{researched}. The scheme{plan} with одновальным турбонасосным the unit, a little conceding to other considered{examined} variants on an optimality of power characteristics of system of submission, has allowed to facilitate the decision of a problem of start of the engine essentially. This scheme{plan} also has provided more reliable division of components - there is no condensation between regenerative gas of the turbine and the oxygen pump of a high pressure, with the smaller charge of helium for this purpose, and has the best mass characteristics.
For maintenance бескавитационной works of pumps at set low потребных превышениях entrance pressure of components of fuel above elasticity of the sated{saturated} gases (hydrogen - 0,35 атм., oxygen-1,1 атм.) in the scheme{plan} of the engine are stipulated бустерные pump units.
As capacity{power} of the pump of an oxidizer makes only about 30 % of capacity{power} of the turbine, selection of oxygen on a drive бустерного the pump of an oxidizer slightly influences total capacity{power} турбонасосного the unit, and the design бустера essentially becomes simpler in comparison with a variant of a gas drive for бустера an oxidizer the water-wheel with a drive from a generating step of the pump of an oxidizer is accepted. For a drive бустерного fuel the gaseous hydrogen selected from a path of cooling of the chamber is accepted. Use of such hydrogen, instead of the oxygen which has been installed gas in газогенераторе, is more optimum as allows to provide necessary capacity{power} of the turbine at lower temperature of generating gas due to preservation of the maximal charge of hydrogen on a drive of this turbine.
Carried out researches and optimization of key parameters of the engine, proceeding from preset values of draft, a specific impulse, weight, have led to following parameters on a nominal mode:
- Pressure in the chamber (223 атм.) at which durability of the intense elements of a design of the engine is guaranteed, first of all driving wheels of the turbine, the demanded specific impulse of draft is provided in the set dimensions of the engine, reliable cooling chambers is realized;
- Temperature in газогенераторе (530 ╟С) - from conditions of working capacity of disks and the case of the turbine;
- Pressure upon an output{exit} from the pump of fuel (approximately 475 атм.), that is limiting for the three-stage pump because of restrictions on district speeds of wheels and rapidity of bearings;
- Turns{Turnovers} турбонасосного the unit (32500 «í./mines.), optimum for hydrogen and oxygen pumps одновальной schemes{plans};
- To pressure upon an output{exit} from бустерных pumps of an oxidizer and fuel (44 and 23 атм. Accordingly), providing бескавитационную work of pumps.
With the purpose of maintenance of the best mass characteristics of the engine, alongside with a choice of optimum parameters, configuration of the engine is chosen also. Thus the big attention is given to a choice of the kinematic scheme{plan} of the suspension bracket providing an opportunity of turn of the engine for management by a vector of draft on a corner up to 16 degrees, at a simultaneous deviation{rejection} on a corner of 7-11 degrees in two mutually perpendicular planes. The suspension bracket with качанием for "head" with use of the spherical hinge that allows, in comparison with other ways of fastening is as a result accepted, considerably{much} to lower weight of the block of a suspension bracket and provides more free accommodation of units in a zone of critical section and a cylindrical part of the chamber. On the spherical hinge perceiving draft of the engine, specially created antifrictional covering "Афтал" with factor of the friction 0,018-0,020, capable to work without greasing for a long time is used. Electro-pneumovalves and return valves are applied to maintenance of a mode prestarting захолаживания and repeated inclusion in the engine on highways of purges пневмо-. The electroplasma system is applied to reusable ignition of components of fuel in the generator and the chamber for the first time in a domestic practice with a dining запальных devices the components selected from highways of the engine on an output{exit} from pumps. Regulation of draft and a parity{ratio} of components is carried out accordingly by a regulator established{installed} in a highway of an oxidizer of the generator, and a throttle - on a highway of an oxidizer of the chamber.
Prior to the beginning огневых tests of the engine mathematical models have been developed and carried out settlement researches of all basic processes of start - fillings of highways, heat exchange at захолаживании, influences of purges, ignition of components and an output{exit} on a mode of small draft.
These researches have allowed to formulate substantive provisions on maintenance of start:
- The organization prestarting захолаживания only pathes of units of submission of the engine up to пуско-отсечных valves;
- Carrying out of preliminary promotion by helium бустера fuel for дозахолаживания and increase in pressure of fuel before atomizers запальников, the generator and the chamber with the purpose of stabilization of their work;
- Introduction of a mode of the small draft, allowing to provide smoothness of start, to avoid sharp thermal and mechanical нагружений a design, to provide an effective purge запальников, to spend if necessary deenergizing of the engine by system of emergency protection from least busy schedule.
At working off of start of the engine following defects have been revealed and eliminated{erased; removed}:
- "Rigid" ignition of components in газогенераторе, arising at an advancing of receipt of fuel more than on 0,2-0,3 with and leading отрыву донышек atomizers of the generator. Defect is eliminated{erased; removed} by a choice of practically simultaneous receipt of components in газогенератор;
- Rise in temperature in газогенераторе above 1250 ╟С at an advancing of receipt of an oxidizer more than on 0,2 with or a delay of closing of the valve of circulation of fuel;
- Slowed down, during approximately 2-3 with, an output{exit} of the engine on a mode of small draft that could lead to significant influence of conditions of start on character of start. Intensity and stability of start are provided by increase of adjustment{option} of a mode of small draft from 15-20 % from face value up to approximately 30 %;
- Jamming a rotor бустера fuel at premature inclusion of intensive promotion because of a warming up and приварки пяты the automatic device of axial unloading;
- незакрытие the valve of an oxidizer of the generator on останове. In view of an opportunity of full destruction of the engine at such defect the control of operation of valves has been entered by the system duplicating пироклапан.
Fulfilled циклограмма start of engine RD-0120 has no analogues and consequently represents scientific and technical and practical interest. The basic features its{her} following.
Before start of the engine the preventive purge of a cavity of an oxidizer of the generator and the chamber, a cooling path of the chamber, a dividing cavity турбонасосного the unit joins. "Languid" promotion of a rotor бустерного the pump of fuel for minimally necessary time is made - the excessive increase in this time leads excessive достартовым to emissions of hydrogen. Some seconds prior to start the pressure{voltage} on the unit of ignition moves.
Then fuel on cooling of the bearing of the turbine moves and the intensive purge of a line of an oxidizer запальных devices joins. Directly ahead of start запальных devices бустерного the pump of fuel intensive promotion of a rotor is made for a set of pressure of hydrogen on an input{entrance} in запальники. Time of deenergizing of an intensive purge запальников is chosen so that by the moment of submission of an oxidizer in a highway was absent противодавление. The intensive purge of highways of the generator and the chamber joins. Then the oxidizer and fuel in the generator and an oxidizer in the chamber move. Fuel in the chamber in connection with necessity of filling of a cooling path of the chamber moves a little bit earlier.
Simultaneously with opening the valve of fuel газогенератора the valve of circulation of fuel is closed.
After an output{exit} of the engine on a mode of small draft submission of an oxidizer in запальные devices stops and the intensive purge joins.
For exception of education of an explosive mix of gases in internal cavities of the engine after its{his} deenergizing settlement-experimental modes of a purge of the engine have been by fulfilled by helium and nitrogen optimum on duration, the charge, a place of a supply of a working body. These purges join directly at deenergizing the engine and proceed during all time of removal{distance} of components of fuel, preventing accumulation of possible{probable} outflow in internal cavities, флегматизируя and deleting them in an atmosphere.
Repeated inclusions of the engine demand maintenance of its{his} repair, especially at initial stages of honing tests.
Maintainability of the engine was provided and fulfilled in two directions:
- Constructive maintenance - division of the engine at assembly on the separate blocks connected among themselves by highways with demountable connections, located in convenient for disassembly and the subsequent assembly places, the same sockets are applied and inside of units;
- Technological working off of repair of the engine by repair or replacements both separate units, and the whole blocks.
During tests repair of the engine was spent widely enough, including without removal from the stand (valves, throttles, a regulator, the pump of an oxidizer were replaced запальники, practically all, both бустера, entrance highways of an oxidizer and fuel, were made repairs of atomizers газогенератора, the pump of fuel, editing сопла chambers).
Fulfilled at bench tests of the engine the technology of repair has been successfully applied at огневых tests of block TS when after the first огневого the start-up, the engine which has ended by emergency deenergizing, has been modified бустер fuel without removal of block TS from the stand. The spent works have provided repeated successful tests of engines.
Features of applied components of fuel, high requirements to target characteristics, a resource and frequency rate of inclusions of the engine, rigid restrictions on its{his} weight have demanded the nonconventional approach to the decision of questions of creation of units of submission.
Are carried out extensive researches of working capacity of constructional materials in the environment of hydrogen at room and the raised{increased} temperatures, at various levels of pressure and speeds of deformation which have allowed to establish{install} laws of decrease{reduction} in properties сталей and alloys from hydrogen охрупчивания:
- The great охрупчивание is caused with the environment of gaseous hydrogen in a range of temperatures from-100 up to-200 ╟С, the maximal decrease{reduction} in plasticity takes place at "room" temperature;
- The most sensitive by Wednesday of gaseous hydrogen at "room" temperature are the characteristics of mechanical properties connected with occurrence of significant plastic deformations, and also малоцикловая weariness and growth rate of cracks;
- The effect охрупчивания in gaseous hydrogen at "room" temperature is обратимым and does not depend on duration of endurance{quotation} in hydrogen;
- Hydrogen охрупчивание increases with increase in a level of intensity, rigidity of the intense condition and depends on speed of deformations;
- In the environment of gaseous hydrogen of a high pressure in the field of the temperatures close to "room", reduction of plasticity and rather small reduction of durability is observed at tests for a stretching of many alloys on the basis of iron, nickel and cobalt.
By results of calculations and honing works on the engine the basic recommendations for prevention hydrogen охрупчивания are formulated and realized:
- At designing details the opportunity of occurrence of zones of plastic deformation more than 0,5 %, cuts, галтелей small radius, подрезов in welded connections is excluded, concentrators of pressure{voltage} are excluded from designs;
- Alloys, unreceptive to hydrogen охрупчиванию are used;
- Sheetings from materials, unreceptive to охрупчиванию in hydrogen are applied: silver, copper, and also наплавки from the materials proof by Wednesday of hydrogen.
Working off on static durability and rigidity высоконагруженных cases of the turbine and pumps is executed. Working off was conducted at independent honing tests and specified by results of огневых, have been solved questions raised{increased} деформативности cases, maintenance of quality of moulding and elimination микронегерметичностей by introduction high-temperature газостатической working off отливок, rejection of metal on the minimal values of plasticity - impact strength of samples with a cut. Replacement of a material is on occassion spent.
Dynamic characteristics of rotors of pumps and driving wheels of turbines and their support are fulfilled. Thus great value had independent working off of bearings on liquid hydrogen and oxygen at influence of working loadings, application in support of a rotor of the pump of fuel is elastic демпферных support, low-frequency and high-frequency balancing of a rotor in all range of working turns{turnovers} at the balancing stand.
The optimum is constructive-technological decision on крыльчатке the pump combustible турбонасосного the unit, satisfying to conditions of durability is certain.
As a result of the spent researches it has been created крыльчатка on technology hot изостатического pressing of granules from the titanic alloy ВТ5-1КТ, having fine-grained, равноосную and uniform structure of all preparation, the absolute{hundred-percent} durability of preparation providing high stability of operational characteristics, an opportunity of reception of preparations of the complex{difficult} form with the minimal allowances on the subsequent processing. Destroying district speeds крыльчаток such design make 807 km/s at nominal temperature and 930 - at temperature of liquid hydrogen. Working speed - up to 600 km/s.
At creation of chambers and газогенератора it was necessary to solve a number{line} of the problems connected with:
- The organization of effective process смесеобразования oxygen-hydrogen fuel in the chamber with maintenance of sufficient stocks of high-frequency stability;
- Maintenance of reliable cooling internal стенок and огневого the bottoms of a mixing head of the chamber at thermal streams, in 2-2,5 times exceeding mastered in domestic двигателестроении, and at a resource up to 2500 with;
- Development of a design of a supersonic part сопла chambers with the big degree of expansion, efficient in terrestrial conditions at long deep дросселировании down to a level of small draft;
- Development высокофорсированного oxygen-hydrogen газогенератора, a temperature field providing the minimal non-uniformity on an output{exit} from the generator.
For the decision of these problems{tasks} the big complex of scientific and technical works with participation of leading research institutes of branch has been executed.
Basic technical decisions on systems смесеобразования chambers and газогенератора, on system of cooling of the chamber have been fulfilled at an early stage of operational development of the engine during the researches executed at огневых tests modelling малоразмерных of chambers and газогенераторов on oxygen-hydrogen fuel. These decisions have been confirmed, developed and partially specified at огневых tests of units in structure of the engine.
By results of the spent researches for the first time in an expert{a practice} domestic двигателестроения are developed:
- A mixing head of the chamber on the basis of the two-componental is coaxial-jet atomizers, having огневое the bottom with highly effective транспирационным cooling, and also providing малорасходную a local veil for exception of local overheats of an internal wall of the cylinder. High-frequency stability of working process in the chamber in a wide range of change of power setting on draft and a parity{ratio} of components is provided. Perfection смесеобразования is reached{achieved} close to limiting;
- Regenerative system of cooling internal стенок chambers. Reliable cooling internal стенок chambers is provided at resources more than 2500 with, including on the forced operating modes;
- A mixing head газогенератора on the basis of струйно-centrifugal and is coaxial{coaxially}-jet in a peripheral number{line} of the two-componental atomizers, providing with a leveling lattice at high расходонапряженности and the limited length of the cylinder газогенератора admissible non-uniformity of a temperature field of gas on an output{exit} from the generator. High-frequency stability of working process in газогенераторе in a wide range of change of power setting is confirmed.
Experience of creation of highly effective liquid rocket engines with reburning generating gas shows, that one of the major conditions of their successful operational development is maintenance of working capacity турбонасосных units. At work турбонасосных units of oxygen-hydrogen engines there are the additional problems connected with substantial growth of capacity{power} of the unit because of low density of hydrogen, insufficient stability{resistance} of constructional materials hydrogen, propensity to a heat of oxygen pumps of a high pressure. Besides to турбонасосным to units are made demands of maintenance of the raised{increased} resource, recurrence of inclusions and a high degree of tightness on parking.
As a result of the spent complex of settlement-experimental works designs of the core and бустерного pump units with the high specific parameters, not having analogues in branch and not conceding on key parameters to units of modern engines are created.
During development of units a number{line} of concrete problem questions is solved.
It was required to develop for maintenance of a necessary pressure крыльчатки, efficient at district speeds of 600 km/s, that in 1,7 times exceeds reached{achieved} in насосостроении a level.
For the decision of a problem it is developed and tested in hydrogen five variants of designs крыльчаток, techniques of tests are created also.
It is created крыльчатка from titanic alloy ВТ5-1КТ, preparation is made on гранульной technologies. Destroying district speed 886 - 928 km/s.
In connection with the big capacity{power}, with энергонапряженностью the pump by development it was required to solve problems of maintenance of its{his} dynamic durability, achievement of a necessary level of efficiency, minimal pulsations of pressure and axial unloading of a rotor of the pump. Great volume of settlement-experimental works as a result of which for the first time in branch the return are applied лопаточные the directing devices, the floating condensation working in liquid hydrogen and system of axial unloading of a rotor with missing emphasises of bearings is executed.
In domestic двигателестроении before development турбонасосного the unit of the engine of the second missile stage of "Energia" was not experience of application закритических rotors in liquid rocket engines.
For maintenance of stability of a rotor турбонасосного the unit of the engine the complex of settlement and experimental works is executed, the technique of high-frequency balancing (up to 33000 rev/min is developed.). Are created упругодемпферные the support providing necessary демпфирование and transition of critical frequencies of rotation with the minimal loadings on the bearing.
At maintenance of working capacity of the core and бустерных oxygen pumps the basic question was exception ignition of a design at high pressures of environment{Wednesday} (up to 600 атм.), the minimal dimensions and weight of system of submission. The problem is solved by application for the first time in branch двухвального oxygen бустерного the pump, development of special techniques of designing with use of system of automatic designing, wide use of floating condensation and connections with the sheetings proof to ignition, development of special requirements to manufacturing.
With reference to the core турбонасосному to the unit new technologies are developed and introduced:
- термодиффузионное merging of large-sized details - return directing devices турбонасосного the unit;
- A ultrasonic quality monitoring of efforts of an inhaling{a prolongation} of fixing details;
- Casting precision large-sized details;
- High-temperature газостатическая processing отливок;
- Hardening a superficial layer of details дробеструйной processing by microballs;
- Electroerosive processing лопаток turbines of a spatial structure;
- Manufacturing floating condensation with паяными inserts from material СоМ970;
- Manufacturing lamellar демпферов is elastic-демпферных support;
- Manufacturing two-layer floating rings of a dividing cavity турбонасосного the unit a method of powder metallurgy;
- Independent hydraulic tests of pumps for the modes close to nominal;
- Working off of new materials ЭП666, ЭП810ВД, ЭП741П, ЭК-74, ВТ5-1КТ, МГ-5;
- è«¡ÔÓ«½ý¡«-selective testings крыльчаток in hydrogen. Efficiency of working off of liquid engines was reached{achieved} by an optimum combination of volume of independent honing tests and огневых tests of the engine, and also working off of its{his} working capacity in the conditions as much as possible approached to natural. Thus it is necessary to note, that огневые tests of the majority of engines began with an output{exit} on a nominal mode practically from the first start-up that enabled to reveal and eliminate{erase; remove} many basic defects at the initial stage of operational development.
Honing tests of engine RD-0120 began in specific conditions which have rendered significant influence on a choice of an optimum technique of working off:
- Unavailability of manufacture to unique technological processes;
- Absence of experience of working off of powerful oxygen-hydrogen engines;
- Absence of necessary bench base, including огневых the stands providing tests of the engine by draft of 200 tons.
The specified circumstances have demanded development{manufacture} of special, nonconventional approaches to a technique of working off:
- Transferring on a stage of independent working off of some the large problems{tasks} which are usually solved{dared} at огневых tests of the engine, with carrying out first of all working off of those elements, units and processes on which designers did not have experience. So, in this connection have been created: a new complex of stands of the hydrotests, appreciably provided working off бустерных pump units and of some units of automatics in the conditions close to nominal under charges and pressure; разгонные stands for check of working capacity крыльчаток the pump of fuel and working rings of the turbine; independent installations for огневых tests of system of ignition, газогенератора and working off of processes смесеобразования in the chamber; трибометрический the stand for working off of a suspension bracket; simulators for working off of static and dynamic condensation, bearings;
- Creation of a special bench variant of the engine and it{him} огневые tests for check of working capacity of the basic units and their mutual influence, acknowledgement{confirmation} of working capacity of pneumatichydraulic system, check and working off of prestarting processes, start and останова, purchases of an operational experience with hydrogen. By virtue of the above-stated circumstances this stage was limited to modes of 15-70 % from nominal;
- Working off of the engine in a regular complete set.
Неотработанность of some elements of the engine and, first of all, units of submission, absence of necessary technologies for creation of a design, efficient in the environment of hydrogen, absence of constructional materials with demanded properties necessities of introduction of stages for operational development of the regular engine both on a level of a mode of 70-100-106 %, and under the guaranteed life have led. Simultaneously with honing tests deliveries of commodity engines for ground and flights of tests of a booster rocket of "Energia" have been provided. The positive party{side} realized этапности in operational development was maintenance of the set terms of deliveries of engines, and the negative party{side} of such technique is the revealing of the remained defects of a design of the engine tightened{delayed} in time in process of increase of a mode and increase in the guaranteed life in spite of the fact that the great bulk of defects has been revealed during the initial period of honing tests. After revealing defects it was necessary to confirm anew correctness and sufficiency of the introduced actions and in any measure again to type{collect} statistics at changes of a design, significant change of a mode and a resource, with an additional expense of means.
At bench working off of the engine tests as with the purpose of check of stocks on working capacity, and with the purpose of acknowledgement{confirmation} of its{his} normal functioning in the conditions as much as possible approached to объектовым have been spent.
Other researches are spent also: tests with качанием the engine on limiting corners. Tests were spent with a dining steering drives as from the regular unit of a hydraulic dining block TS, and from bench pump station. Tests with submission from special system навесок alien particles in components of fuel on an input{entrance} in the engine for check of working capacity of the engine were spent at the greatest possible pollution of fuel. Tests with rigid excitation of instability of processes in the generator and the chamber were spent also, tests have shown good stability of the engine to high-frequency fluctuations.
Were spent виброиспытания the engine with the subsequent long огневыми tests; check of start of the engine at change of entrance pressure and temperatures of components with greater{big} guarantee stocks, than was required, tests with an estimation regular теплопритоков. It was spent останов захолаживания with the control of temperatures of a design. Tests by definition of peak-phase frequency characteristics on contours " fluctuations of pressure on an input{entrance} in the engine - fluctuations of pressure in the chamber " and " fluctuations of pressure on an input{entrance} in the engine - fluctuations of mass charges of components of fuel through the engine " with the task of indignations by means of a special pulsator were spent.
The spent tests have confirmed working capacity of the engine at объектовых features of conditions of its{his} work, working capacity of some units of a rocket together with the engine and have allowed to be limited to two tests of block TS on огневом the stand unlike certain before the program of ground tests of the block, consisting of 6-8 resource start-up.
Results of working off of engine RD-0120 are characterized by following parameters.
The first огневое test of the engine - a mode of small draft, duration 4,58 with - is spent in March, 1979 the First огневое test for an absolute{a hundred-percent} mode by duration 600 with spent in May, 1984 Up to the first огневого tests in structure of block TS " Energia " in February, 1986 the engine worked on a mode of 100 %. It is spent 385 огневых tests 61 honing engines with a total operating time 48400 with. Before the first start-up of "Energia" in May, 1987 the engine worked on a mode of 100 %, is spent 482 огневых tests of 79 honing engines with a total operating time 75000 with. Before delivery of the engine, efficient on a regular mode 106 + 3 % for "Energia", are spent 689 огневых tests of 83 honing engines with a total operating time 133900 with. For March, 1st, 1991 the general{common} operating time at 785 tests of the engine made 166250 with. The greatest operating time on one engine - 4072 with at 9 inclusions (tests 1987-1988). The greatest time of one start-up - 1202 with (January, 1988) . The greatest reached{achieved} mode of speeding up - 123 % during 100 with (September, 1987).
In conditions of storage after carrying out огневых technological tests of the block, transportation, and also interstarting preventive maintenance and repair at repeated application by the project the probability of non-failure operation of the unit in regular flight not below 0,99 to the first flight and 0,995 - to the beginning of piloted flights was provided.
During working off quantitative characteristics of is constructive-technological reliability - a dot estimation of probability of non-failure operation and the bottom border of a unilateral confidential interval of non-failure operation were defined{determined} at confidential probability 0,9. The control of the set levels of reliability of the unit was spent by a technique of state standard.
By the moment of presentation of the unit to interdepartmental tests the reasons of refusals and the malfunctions which have appeared during working off were eliminated{erased; removed} all, and the control of reliability of a final variant of a design over decision-making on end of working off of the unit was carried out.
During commodity deliveries the received quantitative estimations of reliability periodically were specified in view of statistics of tests.
The technique of an estimation and acknowledgement{confirmation} of reliability of units of repeated application was developed during ground working off.
According to the researches spent at great volume of the statistical information on tests of domestic engines, for a successful output{exit} on огневые bench tests of block TS and in the first flight it was necessary to confirm a total operating time of units:
- For огневых bench tests of block TS - 200 regular resources that corresponds{meets} to reliability of the individual unit 0,985 or 0,941 - for a sheaf from four units, at confidential probability 0,95, that considerably above the planned parameters;
- For flights of tests - 270 resources that corresponds{meets} to reliability of the individual unit 0,9989 or for a sheaf - 0,956, at the same confidential probability.
To the first огневому to bench test reliability of the individual engine 0,98, to the first flight - 0,985, to the second flight - 0,993 is actually reached{achieved}.
The problem of maintenance of reliability and безаварийности the engine is solved by an establishment of greater{big} guarantee stocks on a resource, quantity{amount} of inclusions and on operating conditions at honing tests of the engine; by introduction of special system of acceptance tests of units and the engine; by creation of systems of emergency protection and technical diagnostics.
The way of acknowledgement{confirmation} of working capacity and reliability resource tests for operational, regular modes demands significant time{temporary} and economic expenses. The problem of acknowledgement{confirmation} of reliability with reduction of expenses is solved tests of the engine for the weighted, forced modes before refusal. By processing experimental data on repeated tests of oxygen-hydrogen engines by means of the multifactorial корреляционно-regressive analysis comprehensible parities{ratio} of communication{connection} of a resource of the engine with a mode нагружения are received.
The received equations allow to define{determine} an equivalent on an operating time of the engine on the forced and nominal modes of tests. The equivalent is defined{determined} depending on the chosen level of the forced operating modes under the attitude{relation} of operating time of the engine at the normal and forced tests at which the identical probability of refusal of the liquid engine is provided.
Besides the conventional complex of operations of continuous quality assurance of manufacturing of all details and assembly units of the engine, and also контрольно-selective testings from a party{set} of completing elements and the engine as a whole it is introduced огневое контрольно-technological test without the subsequent переборки, replacements of units and units. Such kind огневых tests excludes an opportunity привнесения new defects in the engine at its{his} disassembly and repeated assembly and thereof it is recognized by the most effective for domestic engines of last generation. The opportunity of introduction of контрольно-technological tests of engine RD-0120 without the subsequent переборки is provided by its{his} design and отработанностью methods of technical diagnostics and послепусковой preventive maintenance.
Control tests were spent by two inclusions from which the first is carried out on a nominal mode then in case of need the engine поднастраивается and is spent the second inclusion on an operational mode - 106 % from nominal.
Quality assurance of commodity engines was carried out by means of following control operations:
- огневые tests of each copy of the engine without переборки;
- è«¡ÔÓ«½ý¡«-selective testings on three flights of a resource of one engine from a delivered party{set} from five engines;
- Special testings of one engine,
- The control of a technical condition of the engine over the previous kinds of tests;
- Full fault detection of the engine after selective special testings.
The introduced system has shown the efficiency. At all kinds of the control the system of technical diagnostics operates{works}. The system for engine RD-0120 is fulfilled in structure of following subsystems:
- Test diagnosing;
- The control of a technical condition of an equipment of the engine;
- Diagnosings on the functional parameters measured during start-up;
- Estimations of results of test and functional diagnosing. The subsystem of test diagnosing of the engine includes a complex of works under the control of units, systems and the engine as a whole, carried out before and after everyone огневого tests and allows to compare the information with earlier received on this copy of the engine and to the statistics which has been saved up{which has been saved} for previous time of working off of the engine.
The full monitoring system includes the analysis of a condition of external and internal surfaces of the engine and its{his} most loaded units, the control of tightness, the control of functioning of lines of purges, control systems, highways of a dining запальных devices, the control of functioning of units of automatics and regulation of ignition, characteristics of gauges of telemetering measurements and system of emergency protection of the moments of rotation of rotors of units of submission. The subsystem of diagnosing on functional parameters includes set of actions on processing, the analysis and an estimation of functional parameters of work of the engine and solves problems{tasks} of an estimation of performance by the engine of the set functions and deliveries of the information on possible{probable} places of the shown malfunctions. With this purpose the choice of the most informative, whenever possible complex, criteria of diagnosing is carried out. Positive criterion of diagnosing is hit of value of diagnostic parameter in the area of admissible values appointed{nominated} on the basis of static model of the engine in view of statistical processing of values, the satisfactory tests received at the analysis. Into structure of diagnostic parameters enter:
- Times of actual operation of units of automatics and functioning of bodies of regulation;
- The parameters defining{determining} start and deenergizing запальных of devices газогенератора and the chamber;
- Slowly and quickly varying parameters of stationary modes.
Before operation of diagnosing the group of basic parameters passes{takes place} check on reliability.
The subsystem functions automatically on EU of the COMPUTER by means of the developed uniform complex of applied programs of an estimation of functioning of the engine.
The subsystem of an estimation of results of test and functional diagnosing includes a complex of means and a quality monitoring of a technical condition of an equipment of the engine at all stages of its{his} existence, and also set of organizational-technical actions on preparation and monitoring procedure of a condition, gathering, transformation, storage, the analysis and an estimation of the information on a technical condition at the account of results of all огневых tests and decision-making on a technical condition of the engine between tests and the admission of the engine to next огневому to test.
Technical diagnostics was improved during working off of the engine. At earlier stages of working off the volume of diagnostics, especially subsystems of test diagnosing, varied according to performance of problems{tasks} of working off. So, for example, at working off циклограммы start integrity of atomizers газогенератора was in addition supervised until start of the engine has not been fulfilled and explosions in atomizers of an oxidizer have not been excluded. At working off of units of automatics in structure of the engine defect of some pneumovalves - loss of tightness has been revealed. The control of a condition has been expanded regarding check of working capacity of pneumovalves and additional check of internal tightness of the engine after these checks is entered. At a stage of working off of start запальных devices the control of system of ignition was some times specified, that has allowed to reveal reliably various defects on later to stages of working off of the engine.
Diagnosing on the functional parameters, existing today, has allowed to define{determine} with sufficient reliability a source of change of characteristics of the engine during огневых tests, for example, changes of efficiency of the pump of fuel, the turbine, a contamination of a cooling path of the chamber that proved to be true at additional test or at impossibility of its{his} carrying out in structure of the engine at fault detection of the unit. Efficiency of the accepted system of diagnostics, confirmed at working off of the engine and at tests in structure of block TS, has allowed to lower expenses for working off of the engine owing to acceptance of duly measures on parrying the defects revealed during tests.
In maintenance of creation of the powerful oxygen-hydrogen engine of the second step with high specific characteristics a lot of scientific, scientific and technical and technological problems is solved.
The big complex of the research works spent on system смесеобразования, on losses of a specific impulse in сопле, to influence of regenerative cooling, has allowed to provide the maximal value of a specific impulse in conditions of rigid restrictions on dimensions соплового the block.
The problem of reliable cooling of the chamber of combustion as a result of researches on system of cooling of the chamber of combustion with пристеночным a layer, транспирационному to cooling огневого the bottoms with punching (approximately 20000 apertures in diameter of 0,2 mm), to characteristics теплоотдачи hydrogen depending on a roughness of a wall, working off nickel-chromic of a covering is solved.
Scientific works at the choice of an optimum design of mixing elements, optimization of parameters have allowed to create высоконапряженный газогенератор, on perfection of processes, non-uniformity of a temperature field and mass characteristics not conceding газогенераторам the similar American engine. Are solved problems of creation of reusable electroplasma system of ignition of fuel in the chamber and газогенераторе in a wide range of external conditions by means of запальных the devices working on the basic components of fuel and submitted from the basic pumps.
As a result of the spent complex of settlement-experimental works designs of the core and бустерных pump units with the high specific parameters, not having analogues in our country are created.
Are solved the problems connected with insufficient stability{resistance} of constructional materials in hydrogen, by propensity to a heat of oxygen pumps of a high pressure.
Are solved problems of maintenance of working capacity крыльчаток at the district speeds exceeding a level reached{achieved} earlier of maintenance of dynamic durability, necessary efficiency, a minimum level of a pulsation of pressure of pumps, creations of the floating condensation working in liquid hydrogen. With this purpose great volume of settlement-experimental works is executed, new techniques and stands of tests are created. In particular, the technique of high-frequency balancing is developed for maintenance of stability of a rotor турбонасосного the unit, are created is elastic-демпферные the support providing necessary демпфирование and transition to critical frequencies of rotation with the minimal loadings on bearings.
Development of special techniques of the automated designing, wide use of floating condensation and connections with the sheetings proof to ignition, solves a problem{task} of exception ignition of a design of oxygen pumps at high pressures.
For working off of the engine the unique experimental base including three oxygen-hydrogen stands, storehouses, systems of overcooling of components of fuel and their neutralization, a command-measuring complex is created. Construction and commissioning of base it was spent in parallel with working off of the engine on natural modes that has allowed to reduce terms of its{his} creation considerably.
The decision of scientific and technical problems has allowed to create the unique oxygen-hydrogen engine with high power parameters.
The program of disposable systems from the point of view of impellent installations in general was defined{determined} to 1989 This program it is possible to break into two stages: the first stage is a continuous perfection of constructive elements, increase of reliability of engines on the basis of statistical accumulation of data, their mass characteristics, and the second stage - change of the strategic characteristics connected with speeding up of the engine on draft up to 230 т in emptiness and up to 224 т on the ground, increase of a specific impulse up to 460,5 with in emptiness and up to 443 with on the ground. Thus change of a design and configuration was planned.
It is necessary to carry to strategic characteristics and многоразовость uses of the engine with finishing its{her} level up to values not below what correspond{meet} to the engine of first step РД-170, and further - up to 20 resources in the sum, in view of the charge of resources at control stages and at passage of preventive maintenance of engines.

Original version of the text

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.


Пневмогидравлическая схема ЖРД РД-0120

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.