The second step - block TS

The second step is the central block of a booster rocket of "Energia" which connects four blocks of the first step (four blocks) and the orbital ship in a uniform package. The central block - block TS - the finished rocket design consisting of fuel tanks (oxygen and hydrogen), transitive (межбакового) a power{force} compartment, a tail compartment, impellent installation and all providing functioning of a step of systems.



Being a basic design of a package, block TS maintains significant efforts in units of fastening of lateral blocks and in points of a suspension bracket of the orbital ship or a payload. These loadings in units of fastening of blocks And operate{work} in a zone межбакового a compartment, and in units of a suspension bracket of the orbital ship - on the bottom part of a tank of a combustible and tail compartment. In aggregate with operating{working} pressure{voltage} from internal pressure of tanks these loadings lead to complex{difficult} distribution of efforts in a design. The basic feature of the power{force} scheme{plan} of block TS is unloading of a tank of fuel from action of squeezing forces at work of engines of the first step and parking on start in the filled condition. Block TS is actually suspended on шарнирных dot support носовых parts of blocks of A.Nizhny a belt{zone} of fastening of blocks And tests only cross-section, rather small, efforts through is longitudinal sliding support. The scheme{plan} such has already been tested on rocket Р-7, but it{she} transfers{carries} additional loadings of asymmetrical character to lateral blocks of the first step that leads to the certain increase in dry weight of lateral blocks.



The ballistic scheme{plan} of deducing{removing} into an orbit of the ship predetermines solving{deciding} importance of mass characteristics of the second step on power opportunities of a booster rocket. The derivative on weight of a payload makes 0.95, i.e. any excess of weight of the second step is equivalent to reduction (almost on as much) weights of a deduced{removed} payload. Therefore requirements to constructive perfection of the second step high enough.
Within several years tests of the big number of separate units, systems and subsystems of block TS which basically have proved a choice of design decisions have been lead and guaranteed reliable work at bench tests of a step and in flights conditions. For this time works on acknowledgement{confirmation} прочностных characteristics, to dynamic and vibrating durability, clearing of fluctuations of a liquid in tanks, to suppression of longitudinal fluctuations in pathes of a feed{meal} of the engine by oxygen, to acknowledgement{confirmation} of design characteristics of the pneumatichydraulic scheme{plan} have been completed, operations on refuelling components of fuel of tanks of the block are executed, real working capacity of a design is investigated{researched} at action of ultralow temperatures of cryogenic components, the technology of drawing heat-shielding and изоляционного materials is fulfilled, reliable working capacity of thermal protection is confirmed, mechanical, electric and hydraulic communications{connections} with blocks And, are fulfilled by the orbital ship and the transitive starting block. These works have come to the end before the beginning of preparation for start-up of a booster rocket of "Energia" N 6СЛ, in the spring 1987г.
Under the project the step was provided to be made on Куйбышевском a factory "Progress" with the subsequent transportation plane An-225 - "Мрия". In connection with unavailability of aviation means of transportation of finally collected block TS переправка steps from a factory it was made separately, in parts, by plane 3МТ. Transportation separately a tank of an oxidizer, a tank of fuel both a cargo composition межбакового and tail compartments has been stipulated.




Tank of liquid oxygen. The tank монококовой designs consists from оживальной section with the top cover and носовым обтекателем, cylindrical section, демпфирующих partitions and the spherical bottom, connected among themselves welding. Оживальная the section consists of three subsections, in a topmost part becomes isolated a ring frame. Each panel - a segment оживальной section - is stamped, getting settlement curvature, and химфрезеровка creates a settlement relief. Along edges секций the thickenings providing necessary strengthening{amplification} of a design in area of a welded seam and resistance to thermal pressure{voltage} during welding, interfering короблению cloths are carried out. Local thickenings for the subsequent приварки holders of a highway of pressurization of a tank of liquid oxygen, fastening of gauges of levels демпфирующих partitions, a collector термостатирования, measuring bars and for fastening a cable trench are formed. Other cloth обечайки variable thickness. Thickness of the processed petal-section depends on a structure of loadings on an environment. The size of petals оживального the bottoms is defined{determined} by a format of standard sheets let out{released} by the industry. Оживальная the form of the top bottom of an oxygen tank is optimum for maintenance of the least frontal resistance and the best temperature characteristics at a flow of a tank an external stream though entails the certain technological difficulties.
The cylindrical part of an oxygen tank is executed by welding of two секций, consisting Variable thickness of a cloth секций is formed of three panels also by chemical milling and depends on a level of the actual loadings, falling these{it} of section in structure of a tank, from technological formations{educations} for welding petals-panels, приварки elements внутрибаковых devices and external designs of fastenings of pneumohighways and cable plaits.
The bottom bottom of a tank of an oxidizer spherical, identical radius with the bottoms of a hydrogen tank. Gathers with welding end-to-end from petals-секций меридионального partitionings and a polar part. The cloth of the bottom smooth, has variable thickness according to loading, with formation{education} of hardenings in a zone приварки flanges of the main pipelines and fastening внутрибаковых devices. The power{force} frame, вваренный on a joint of cylindrical section and the spherical bottom, has elements of a mechanical joint with межбаковым a compartment and from within is strengthened under installations внутрибаковых devices. The tank of an oxidizer has no additional supporting constructive elements of rigidity.
In the bottom, polar part of the bottom bottom the target bell of an account highway of a feed{meal} of engines is welded by liquid oxygen. The axis of a target bell is displaced in relation to a longitudinal axis of a tank on 7º, that provides a supply of fuel in the last from flight at an asymmetrical composition of weights of the second step with the orbital ship. The target bell is blocked противозавихрительным by the device and a filtering grid with a cell of 40 micron. Противозавихрительное the device with profiling the intaking device on an output{exit} from a tank provides reduction of the rests of an oxidizer in a tank. An optimum design завихрителя and a structure of the intaking device were tested on a modelling tank. Good concurrence of skilled and settlement data is received.
All external surface of a tank becomes covered by a heat-shielding from пенополиуретана which provides a settlement thermal mode of oxygen, and абляционного coverings for heat removal during flight in an atmosphere. Application пенополиуретановой heat-shieldings has led to increase in weight of the second step, but, considering possible{probable} льдообразование on surfaces of a tank without a heat-shielding, its{her} application is compelled{forced}.



The design-layout scheme of the second step of a booster rocket of "Energia" - block TS

The hydrogen tank consists of the bottom and top spherical bottoms, cylindrical обечайки for full length of a tank, the top and bottom face frames. From a pole top up to the bottom bottom, наклонно to an axis, the tank is penetrated with a cylindrical tunnel pipe. The spherical bottoms of a tank of an oxidizer and a hydrogen tank of identical radius on theoretical contour. The bottoms smooth, with a cloth of variable thickness, with вварными flanges and the hatch-manhole on the top bottom. Cylindrical обечайка a hydrogen tank multisection. The height of section depends on width of a delivered leaf{sheet}. Each section is cut out from three panels, they are connected by longitudinal seams. Cylindrical обечайка wafer structure. The longitudinal-cross-section set is formed by system перекрещивающихся edges and looks like a lattice with square cells. On occassion the cell has the wrong form.
The section prepared to mechanical фрезеровке of cells of a wafer cloth, in the form of the ring belt{zone}, welded{cooked} on longitudinal forming, calibrated and mechanically processed, is put on многошпиндельный machine tool SVO-22 with program management; and about three thousand cells of each section in an automatic mode are milled in an environment with initial thickness about 45 mm. Accuracy of machining of cells high enough for such scale spatial designs. If necessary finishings оболочечной designs up to weight with the minimal excess from settlement chemical milling is provided. In the first samples of wafer environments milling was made on is horizontal-milling machine tools in plates-preparations. It is flexible section in a ring and welding were made after milling. However this variant of technology has appeared more labour-consuming.
Wafer designs обечаек for the first time have been applied on combat missiles. They have superseded in domestic designs of rocket tanks power{force} schemes{plans} with the cross-section and longitudinal reinforcement, executed of the pressed panels and structures.
All elements of cases of tanks of an oxidizer and liquid hydrogen are made from термоупрочняемого an aluminium alloy 1201.
Made{Produced} by mechanical milling обечайка has training preparation of end faces by processing on токарно-карусельном the machine tool. Токарно-карусельную processing of face edges there pass{there take place} also the spherical bottoms.
Face frames combined teams, segments weld contact welding end-to-end. The structure formed as a result of processing on токарно-карусельном the machine tool, accepts a classical configuration with законцовками, entered in a structure of the bottoms and обечаек. Frames have special elements болтового connections with межбаковым and tail compartments. The intermediate power{force} frame is intended for fastening a forward communication center with an orbital step.
Submission of liquid hydrogen from a tank is carried out through the intaking device of siphon type. The structure of siphon unit was fulfilled also on a modelling tank. The unit has противозавихрительное the device.
The tank is calculated with the safety factor, corresponding{meeting} working capacity of a tank in conditions of action of temperature in a wide range - from cryogenic temperature of a component and it{him} паров up to temperature of gas of pressurization.
All external surface of a tank has thermal protection, наносимую on the bottoms and a lateral surface. The sites, influence torches of engines of withdrawal of blocks And and subject to influence raised{increased} теплопритоков because of interaction of a wall with jumps of the condensation, coming from the orbital ship and power{force} communication centers, have абляционную теплоизоляцию.
The panel channel in a hydrogen tank is made from externally оребренных the cylindrical pipes welded{cooked} with trailer equalisers and gas демпфером on an output{exit} from a hydrogen tank. Inside of the tunnel channel there passes{there takes place} an account highway of an oxidizer.

Внутрибаковые devices. Tanks are equipped by a lot{plenty} of devices. For clearing fluctuations of liquid components of fuel during all time of flight of a rocket internal cavities of tanks have демпфирующие the partitions executed in the form of тонколистовых of aluminium panels, toughened by own power{force} set. On lateral walls of a hydrogen tank, on обечайках the longitudinal set of partitions fastens. The top bottoms of both tanks have cross-section ring partitions. Демпфирующие the partitions fixed on the bottom bottoms, settle down in the form of radial beams. The design and its{her} sizes have been picked up on the basis of theoretical calculations and checked up in modelling and natural conditions. Efficiency is confirmed by flights tests.
For registration of real processes of fluctuations of liquid components on a surface of tanks on forming the network of gauges of fluctuations is located. On an axis of tanks bars of thermal gauges of levels of components of various functional purpose{assignment; destination} as means of gauging of a true level of refuelling, elements of system of regulation опорожнения tanks settle down at work of engines, signalling devices of the rests топлив and a part of telemetering gauges.
The temperature bars fixed on an axis of a tank on extensions, have the sated{saturated} network of temperature gauges for gauging current temperature of components-superficial and deep. Gauging of temperatures was used during refuelling by components of the block at working off of process of refuelling on experimental rockets, at bench tests of the block. On flights rockets of system of gauging of temperatures are established{installed} only on the first samples.
For maintenance of a settlement level of temperatures of components on power{force} elements of the top bottoms of tanks collectors термостатирования through which under the program moves захоложенный a component for конвективного hashing and averagings of temperature fasten. The system термостатирования and circulation has allowed to hold a level of temperatures of components at a settlement level at all kinds of works with blocks TS in the program of working off of a booster rocket.
At top the nose of a part оживального the bottoms of an oxygen tank is located the unit of regulation of pressurization and a drainage. On an external surface the unit has thermal isolation and is protected from loadings набегающего a stream обтекателем - by a so-called forward compartment. In a hydrogen tank elements of system of pressurization and a drainage settle down on the top bottom. Gas of pressurization acts through the switching centre.
The choice of character of change and way of regulation of pressure in tanks influences mass characteristics of a fuel compartment and for work of impellent installation. Optimization maximal потребного pressure in gas pillows is carried out not only with the purpose of maintenance of necessary excess over pressure of elasticity паров components of fuel on an input{entrance} in pumps, but also for maintenance of stability of a design at start and weed rockets when on each tank asymmetric vectors of blocks of the package operate{work}, causing compressing and срезывающие efforts. In both tanks the top limits of pressure for minimizing carrying{bearing} ability of the tanks supported{maintained} by internal pressure are established{installed}. These limits substantially define{determine} mass characteristics of tanks. The heat of gas provides a minimum of weight of gas in a tank, however worsens прочностные properties of an environment of a tank and performance data of such elements, as safety valves, gauges of a level and other measuring means.
The best parities{ratio} between defining{determining} factors for a tank of liquid oxygen have been received as a result of a choice of the law of change of pressure of gas when the valve with a range of adjustment{option} of 0,21 kg/sm2 supports{maintains} a level of pressure in a gas pillow below the top settlement limit for a design on all sites of flight even at presence of malfunction in system of pressurization. This range of adjustment{option} is quite achievable for usual safety valves. The initial size of pressure of prestarting pressurization makes 2,6 kg/sm2. By means of gauges of superfluous pressure in a tank of liquid oxygen pressure in a range 1,41-1,54 superfluous atmospheres is supported{maintained}. At an output{exit} of a rocket from an atmosphere in vacuum in a tank the absolute pressure defined{determined} by a constant strip of regulation in width of 0,14 kg/sm2 is supported{maintained}. For suppression of boiling up of liquid oxygen on an interface of phases the minimal pressure of gas in a tank-1,41 kg/sm2 is required. Pressure sated{saturated} the pair thus makes 1,27 kg/sm2. Boiling of oxygen would lead to substantial growth of the rests паров in a tank.
Character of change and way of formation of pressure in a gas pillow of a tank of liquid hydrogen is similar. The initial size of pressure of prestarting pressurization makes 3,09 kg/sm2 and provides necessary excess over pressure of elasticity паров on an input{entrance} in the pump at start of the engine and a stock of stability of a tank during start of the carrier{bearer}. As control gauges are adjusted{set up} on absolute pressure approximately till 30-th second of flight pressure of gas in a tank changes only as a result of the work made by gas on pushing out of a liquid from a tank without submission of gas of pressurization from engines. Since this moment work joins the system supervising levels of pressure of gas in a tank. The defining{determining} factor for a choice of a level of pressure of gas in a tank of liquid hydrogen is necessary excess of pressure over elasticity pair on an input{entrance} in prepumps of the basic engines. Pressure in a range of regulation 2,25-2,39 атм. Provides corresponding{meeting} pressure upon an input{entrance} in engines and meets all other requirements.

Межбаковый a compartment. It{he} unites tanks of oxygen and hydrogen in a uniform fuel compartment. In it{him} accommodation of elements of pneumatichydraulic systems, devices of a control system and measurement is stipulated. It{he} represents cylindrical not welded клепаную a design and is collected from nine panels, four of which - power{force}. Прочностную the scheme{plan} the set forms of ordinary, power{force} and face frames, longerons, external омегообразных стрингеров and environments. Tanks of liquid oxygen and hydrogen connect to face frames of a compartment болтовыми connections.
Each of panels is made of sheet high-strength aluminium alloy ВТ-23. Power{force} elements - frames, the longerons working in an interval of normal temperatures, - are executed from aluminium alloys В95 and В93. The panel in a set with стрингерами, longerons on regional edges of the panel by means of which panels mechanical elements fasten among themselves, forming in aggregate finally a ring, power{force} fringings of hatches of service, segments of frames and законцовочные elements form quite finished is constructive-technological unit, allowed to organize the subsequent assembly of a compartment in building berths both at a factory "Progress", and on its{his} branch in Baikonur. On four power{force} panels symmetrically located concerning a longitudinal axis межбакового of a compartment, the most loaded units - arms of the top belt{zone} of communications{connections} with lateral blocks of a package fasten bolts. The unit is made of high-strength titanic alloy ВТ-23.
To power{force} intermediate frames from the external party{side} of a compartment units with pneumolocks for connection of a separated farm of pneumatichydraulic and electric communications{connections} of the block with a заправочно-drainage mast of a starting complex, an adapter with devices of system of an aiming fasten.
The external surface межбакового a compartment in finally collected kind becomes covered by a heat-shielding covering by напыления.

Tail compartment. Represents клепаную a design of the cylindrical form with end to a fodder part the truncated cone. The power{force} set consists from face, перегибного and intermediate frames, longitudinal elements of the power{force} scheme{plan} - external стрингеров and coverings. To ordinary and bottom face to frames fasten обтекатели engines, cylindrical a обтекатель-rack of a payment электро-and pneumatichydraulic sockets. To перегибному and bottom face to frames units of cores of the bottom belt{zone} of means of division with an orbital step or the ship fasten. The cylindrical part is broken into four panels and executed from the aluminium alloy Д16 working at low temperatures. The conic part also is executed from four panels. Coverings, стрингеры, an intermediate frame of conic panels are executed from high-strength aluminium alloy В95. Coverings of cylindrical and conic panels, walls of intermediate frames have variable thickness. Стрингеры, a structure of a face frame - variable sections. The variable configuration is reached{achieved} химфрезерованием. Structures of an internal belt{zone} of an intermediate frame of cylindrical panels are executed from углепластика. Перегибной and basic frames (variable building height) are executed from aluminium alloys В93 and В95. Variable thickness стенок, structures of variable section of frames are formed by chemical milling. Titanic alloys of type ВТ-23, ВТ-16, ВТ-20Л are applied to manufacturing высоконагруженных arms of communications{connections} with lateral blocks and an orbital step, фитингов fastenings of engines, arms, fixture. Углепластиковые composite materials, except for structures, are applied to manufacturing крышек hatches and drafts.

It is a little about tanks in general. The basic features of oxygen-hydrogen steps have been connected with application of components of extremely low temperature.
Not all constructional materials traditional for rocket designs применимы for oxygen-hydrogen fuel tanks. By criterion durability-density, proceeding from breaking strength, for cryogenic tanks the best are the aluminium alloys containing copper, titanic alloys - an alpha-phase, corrosion-proof alloys - metastable kinds with cold processing. Basically aluminium alloys are applied to fuel tanks, transitive compartments and power{force} designs. At a step "Centaur" for tanks stainless steel is used. The titan on a number{line} of technological reasons has not found wide application.
To the beginning of development of a pendant fuel compartment " the Space of the Shuttle " has been saved up{has been collected} experience of creation and operation of oxygen-hydrogen steps "Centaur", С-4, С-2, С-4Б.
Hydrogen tanks necessarily have теплоизоляцию or internal, as at steps С-4 and С-4Б, or external as on "Centaur" and С-2. Внутрибаковая теплоизоляция it is carried out in the form of a layer пенополиуретана with герметизирующим a covering. External теплоизоляция consists from стеклопластиковых compositions with пенополиуретановым наполнителем or пенополиуретана and external герметизирующим and теплостойким a superficial layer. At external теплоизоляции hardening a material стенок a tank is considered at cryogenic temperature that enables to receive a prize in weight of a design of tanks. Oxygen tanks usually have no теплоизоляции. From the analysis of some constructive characteristics of the American rocket steps it is visible, that in 1970 at rocket step С-2 has been reached{achieved} a high level of constructive perfection of the fuel tanks, realized subsequently and in a pendant fuel compartment " the Space of the Shuttle ".
Constructive perfection is measured by relative weight of a dry design of a fuel compartment or a tank to weight of fuel. Thus the weight of a fuel compartment does not include weight of the basic and auxiliary engines, devices of a control system and telemeasurements. For a step "Centaur" with its{his} updatings group up to АС-8 and АС-15 perfection reaches{achieves} values from 0,118 up to 0,0714, at weight of filled fuel 14 т. The least value corresponds{meets} to a design with dump in flight of heat-shielding panels. For step С-4 constructive perfection reaches{achieves} values from 0,094 up to 0,0884 at weight of components of fuel of the order 106 т. For С-2 this factor for group of compartments up to АС-503 makes 0,074 and for late updating АС-508 - 0,0573 at weight of fuel 452 т.
Designs of oxygen-hydrogen step С-2 in which oxygen and hydrogen tanks have the combined bottom executed in the form of two thin-walled bottoms from an aluminium alloy between which is теплоизоляция, made of cellular fibreglass with пенопластовым наполнителем are of interest. Constructive durability of the bottom is provided and rather with a high pressure of a tank from the concave party{side}. The combined design of the bottoms of fuel tanks was applied by us in designs of rockets which by virtue of the purpose{assignment; destination} had restrictions on volume, on length. It concerned, for example, to the rockets placed in ground mines{shafts} or by the ships. Designs of tanks of steps С-4 and С-4Б also had the combined bottoms.
High constructive perfection is reached{achieved} by experts of firm " Mapтин-Мариетта " and NASA. Search of rational schemes{plans} of a reusable transport spacecraft " the Space the Shuttle " covered the analysis of various variants of configuration of system from the point of view of constructive perfection. Schemes{plans} of development of firms " Макдонелл Douglas ", "Грумман", "Локхид", " Норт Америкэн Рокуэлл " were investigated{researched}. Consecutive and parallel schemes{plans} of an arrangement of the first and second steps, твердотопливные and the liquid accelerators, rescueed{saved} winged and not rescueed{saved} blocks of the first step in various combinations were developed. The variant of a parallel arrangement of steps with a pendant fuel compartment in a variant close to a fuel compartment "Martin-Мариетта", and твердотопливными accelerators has been accepted.
The pendant fuel compartment in the scheme{plan} " the Space of the Shuttle " is the central element which connects in uniform system the orbital ship and твердотопливные accelerators, provides submission of oxygen-hydrogen fuel to the basic engines of the orbital ship. The pendant fuel compartment substantially defines{determines} mass characteristics " the Space of the Shuttle ". As the compartment is dispersed till the speed close to orbital, any increase of its{his} weight leads to equivalent decrease{reduction} in weight of a deduced{removed} payload. The pendant fuel compartment differs rather high perfection of a design that has allowed to receive enough greater{big} carrying capacity " the Space of the Shuttle " even at use твердотопливных accelerators.
Openwork монококовая the design of fuel tanks with оживальным the forward bottom of an oxygen tank, теплоизоляционным and a heat-shielding covering of an external surface of all compartment, межбаковой a power{force} design, communication centers with accelerators and the orbital ship matters constructive perfection 0,0445.

Drainage system of fuel tanks of "Energia". The design of дренажно-safety valves on both tanks is essentially identical and differs only a level of pressure of adjustment{option} and a configuration connected with features of configuration of these valves. For a basis the checked up and fulfilled design of the дренажно-safety valves applied on cryogenic tanks of the previous development has been accepted. Simplicity, reliability - here the basic defining{determining} criteria taken into consideration at a choice of type of дренажно-safety valves for tanks of the central block. Management of valves at work in a mode of a drainage is carried out from a starting ground complex by a supply of operating helium by pressure 52,7 атм.
The design of a дренажно-safety valve functions in the following order. Баковое pressure through a reception tube influences the operating mechanism. If pressure in a tank is too great, opens тарельчатый the valve of the operating mechanism and under action бакового pressure there is a moving the basic piston and accordingly opening of the basic тарельчатого the valve. If it is necessary дренировать gas from a tank on a command{team} the basic тарельчатый the valve opens by means of сервопоршня on which operating pressure of helium moves. At dump of pressure there is a closing the basic valve under action of a spring.
Tap{Removal} or dump паров from an air tank is carried out on a drainage highway to dividing колодке межбакового a compartment whereas pairs from an oxygen tank are dumped{reset} directly for a board in an atmosphere.
Operating pressure to drainage valves moves from dividing колодки межбакового a compartment on the pipeline of small section.
The raised{increased} vibrating loadings have demanded some changes in a design of valves. The two-level mechanism has been developed for liquidation of outflow through the valve, the condensing surface has been covered by teflon. Resistibility to shock loadings high enough.
Working capacity of дренажно-safety valves has been confirmed to laboratory and bench tests in all possible{probable} ranges of the loadings acting on the valve.
Pressurization of a tank of liquid oxygen is carried out by means of the isolated pipeline through the top hatch of a tank. Gas of pressurization is entered into a tank through conic диффузор with a throttle washer.
Pressurization of a tank of liquid hydrogen is made by means of the pipeline originating from dividing колодки. The pipeline comes to an end in a gas pillow of the top bottom of a tank диффузором in the form of a divider of gases of pressurization.
The system of a purge межбакового a compartment provides safety of operations on a launching site with liquid components of fuel onboard. The system includes a ring collector on internal periphery межбакового a compartment through which it is carried out having blown gaseous nitrogen for removal{distance} possible{probable} паров oxygen or hydrogen from межбакового a compartment and prevention of a congestion of a moisture inside of a compartment. Outflow of gaseous hydrogen or oxygen in межбаковый a compartment can occur{happen} through constructive units of joining of highways and possible{probable} technological defects which can be opened at operation. In case of detection by ground system газоанализа a dangerous level of a congestion паров these components in межбаковом a compartment measures on their removal{distance} or decrease{reduction} in concentration by a purge of a compartment by nitrogen with the purpose of prevention of an opportunity of occurrence of a fire or other emergencies are undertaken.
The pipeline from dividing колодки brings gaseous nitrogen to the collectors representing pipes, laid on a shelf of frames, with numerous apertures of settlement quantity{amount} and an arrangement.

Pneumatichydraulic highways. The choice of constructive decisions for highways баковых systems and impellent installation was defined{determined} by a number{line} of factors, basic of which reliability, small weight and cost are. Pipelines, despite of a seeming simplicity, concern to number of the most complex{difficult} and labour-consuming in manufacturing. Installation and test mounted пневмо-and hydraulic systems and subsystems, in essence, defines{determines} a full work cycle of assembly of the central block. Onboard the central block 1158 names of pipelines which basic part is located in a tail compartment (808 pipelines) and межбаковом a compartment (241) are mounted.
The typical pipeline is a pipe of corresponding{meeting} section which as the multibasic beam, fastens on motionless and mobile support and consists of the pipes welded{cooked} end-to-end technologically and structurally dismembered with flexible linear both angular equalisers and armature. Equalisers are carried out with application сильфонов, карданов, металлорукавов and by means of assembly constructive receptions, forming петлеобразные configurations of separate sites, configurations of type of a screw spring and other methods.
At installation of pipelines it is carried out 6734 ring welded seams in automatic and manual modes. Special automatic devices have been developed. Welded joints were structurally formed with буртами under automatic сварочную a head and буртами in case of performance of repair. Each joint had подкладные rings. In a tail compartment 4756 joints, in межбаковом-1325 cook.
The general{common} length of the pipelines mounted onboard the central block, makes about nine kilometers.
Settlement parameter for pipelines is the vibration raised{excited} by a working body passing{taking place} through unit, and the vibrating loadings operating{working} at working engines on start and in flight. Vibration caused destruction of pipelines and сильфонных units. The risk connected with destruction because of vibrating loadings, is shown to a minimum by an establishment of an optimum settlement mode of speed of movement of gas or a liquid in the pipeline by means of corresponding{meeting} прочностной experimental working off of a design of pipelines in their real configuration in fragments, the rigid control of manufacturing over all stages of technology and a choice of a corresponding{meeting} material.
Depending on purpose{assignment; destination} pipelines were made of steel of type ЭП810, ДИ52, 12Х18Н9Т and aluminium alloy АМГ. From steel ЭП810, and 833 pipelines were made of aluminium alloys-108.
Pipelines of complex{difficult} forms were made by are flexible, including on bending automatic devices with observance of restrictions on admissible minimal radiuses гиба. Pipelines have a spatial configuration that has caused initial эталонирования of them in a place and their subsequent manufacturing for installation onboard under the received standards.
Pipelines meet rigid requirements on tightness and cleanliness of internal surfaces. The first coat, a protective paint is put{rendered} on pipelines and теплоизоляция if it is necessary, proceeding from conditions of their installation and operation.
There were some cases of defects of pipelines. Destruction of the pipeline of submission of operating pressure at carrying out огневых tests of block TS which has given birth to a problem and has led to additional researches of working capacity of new marks of steel ЭП810 and ДИ52. Непрохождение operating pressure because of made on rashness of a technological deaf{indistinct} insert for centering the pipeline that has forced to reconsider technology of welding of seams closing system and to develop more objective monitoring system. The raised{increased} outflow of air as gas of operating pressure of the block And before the beginning of operation of preparation for start of a rocket 6СЛ, connected with wrong installation of a sealing lining, - the unique case led necessity of revision of technology of installation and check of highways with various joints.

Features of functioning of a fuel compartment in structure of impellent installation. Mid-flight impellent installation of the central block of a booster rocket of "Energia" consists of four oxygen-hydrogen liquid rocket engines established{installed} in a tail part.
In connection with that the second step disposable, one of the basic requirements to development of the central block and systems of its{his} impellent installation was maintenance of the minimal cost of manufacturing in manufacture. At the same time it is necessary to mean, that the block is separated before the output{exit} into an orbit of the orbital ship or a payload, not gathering additionally only 30 km/s of speed, therefore перетяжеление the block due to simplification of a design and technology leads to reduction of weight of a payload. Thus, the block represents rather easy{light} and reliable design.
At system engineering impellent installation were based on already reached{achieved} level двигателестроения, but in a basis there was a first large domestic development of a power system on hydrogen.
Components of fuel move to impellent installation on a highway from a tank of an oxidizer and a tank of the fuel, protected пенополиуретановой a heat-shielding with vacuum shirts on flexible elements.
Engines and valves in systems of impellent installation demand the raised{increased} cleanliness for prevention of an opportunity of hit of extraneous particles in extremely thin channels and the ground in surfaces. It extremely challenge which has demanded creation of sterile conditions in industrial premises{rooms}, shops, laboratories and at stands. Besides technological measures of clearing of internal cavities of tanks, pipelines, valves and engines are realized. On an input{entrance} in fuel highways mesh filters are established{installed}. Owing to the big diameter of mesh filters, their working capacity is provided even at an appreciable contamination.
The bottom bottom of a tank of an oxidizer and input{entrance} in the intaking device спрофилированы in such a manner that the hydraulic rests of a liquid in a tank of an oxidizer practically are absent. On an input{entrance} in the intaking device of a tank of an oxidizer the vertical partitions which are carrying out functions воронкогасителей are established{installed}. They prevent premature break of gas from a pillow of a tank in a fuel highway. The intaking device in a tank of fuel is executed in the form of профилированного a siphon protected by a grid. Difference on this grid makes only 0,035 атм.
On highways of an oxidizer and fuel hydraulic demountable devices are used identical on a design. They are supplied by dividing valves with pneumomanagement.
At enough greater{big} speeds of refuelling for suppression гейзерного effect overcooling a filled oxidizer is necessary. For protection from гейзерного effect injection of helium in the basic highway of an oxidizer is used. During барботирования helium through a column of oxygen in a vertical highway of an oxidizer there is a cooling a liquid due to evaporation of oxygen in bubbles of helium rising upwards.
In a nominal case the temperature of a filled oxidizer lays in a range 90,5-92,1 º To, excepting the moment захолаживания. Such temperature of liquid oxygen is quite sufficient for elimination гейзерного effect.

Onboard system of refuelling and plum of components of fuel. Refuelling and plums of components of fuel in tanks are made through the dividing valves located in a tail part стыковочной of a payment. In each refueling highway it is established{installed} consistently on two отсечных the valve, highways providing reliable closing during start of a rocket. Thus, at refuelling components of fuel in the beginning move in refueling highways, and then on the basic fuel highways act in corresponding{meeting} tanks. Refuelling is supervised by means of the gauges of a level established{installed} in fuel tanks.
Refuelling of both components begins two hours prior to start. Preliminary cooling of tanks and refuelling up to a level corresponding{meeting} of 2 % of volume of fuel, is carried out with the lowered charge. Then the accelerated refuelling with the nominal charge 19 thousand ½/mines, on a line of submission of liquid oxygen and 45 thousand ½/mines is made. On a line of submission of liquid hydrogen. Fast refuelling stops at achievement of a level of 98 % of volume of filled fuel. Nominal refuelling with the greater{big} charge comes to an end for 45 minutes before start. After that the charge of filled components decreases and made exact refuelling up to a full level with the subsequent additional charging. Additional charging of a tank of oxygen stops for 182 with before start, a tank of hydrogen - for 112 with. After additional charging drainage valves on fuel tanks are closed. Accuracy of refuelling makes for a tank of an oxidizer of 0,6 %, and for a tank of fuel - 0,7 %.
The system of pressurization of a tank of an oxidizer and fuel, providing бескавитационную work бустерных pumps of mid-flight liquid rocket engines, raises{increases} constructive durability of tanks at the initial stage of flight at action on a tank of greater{big} compressing forces and external atmospheric pressure. Besides the system of pressurization creates conditions for maintenance of the minimal rest of gases in a pillow.
Prestarting pressurization of tanks of an oxidizer and fuel is made by gaseous helium from ground system up to pressure 2,6 атм., and a tank of fuel - up to pressure 3,1 атм. Such level is sufficient both for бескавитационной works of pumps, and for maintenance of durability of tanks at start. Prestarting pressurization of tanks of an oxidizer begins for 143 with before start, and a tank of fuel - for 80 with. The set pressure in pillows is supported{maintained} by helium from ground system till the moment of start when there is a undocking of demountable connections.
At achievement of pressure inside of a tank above settlement work safety valves. The Safety valve of a tank of an oxidizer is adjusted{set up} on superfluous pressure 1,83-1,62 атм., and fuel - on 2,67-2,46.
Working pressurization of a tank of an oxidizer is made "подогретыми" by pairs oxygen which are selected from each mid-flight engine, gather in a collector and then on a uniform highway move on pressurization. In mid-flight engines are stipulated special теплообменники - evaporators in which hot gaseous oxygen for pressurization is developed{produced}.
Pressurization of a tank of fuel is made "подогретым" by the gaseous hydrogen selected after turbines бустерных of pumps of combustible each engine which gathers in a collector and on a uniform highway moves in a tank of fuel.
Pressure of pressurization in a tank of an oxidizer is supported{maintained} in a range 1,41-1,55 атм., and in a tank of fuel - 2,25-23 9. Thus, the maximal working pressure in a pillow of tanks appears on 0,07 атм. Below the minimal pressure of adjustment{option} of a дренажно-safety valve.
Gas of pressurization moves in a tank of an oxidizer through a conic spray, and in a tank of fuel - through the Ô-shaped spray. Application of special sprays of gas of pressurization provides necessary hashing gas in a pillow of a tank, reduces non-uniformity of temperature in a pillow and an overheat in the top zone of a tank.
Mid-flight engines of the central block join some seconds prior to start, working pressurization of fuel tanks by gaseous oxygen simultaneously begins. Regulation of pressure in a tank and the charge of gas of pressurization begins from the moment of start. As pressure in a surrounding atmosphere in process of rise falls practically up to zero also pressure of pressurization in a tank too monotonously decreases on 1 атм. Approximately from 120-th second of flight pressure in a tank is supported{maintained} at a constant level with disorder which is provided with system of regulation. The maximal pressure of gas in a tank should not exceed the top strength of a tank. The disorder of adjustment{option} of a дренажно-safety valve has been accepted at a level 0,21 атм. Reduction of pressure and decrease{reduction} in disorder of adjustment{option} of дренажно-safety valves in direct ratio to decrease{reduction} in weight of tanks.
The system of pressurization of a tank is adjusted{set up} so that to prevent an opportunity of volumetric boiling up of liquid oxygen. Pressure sated{saturated} паров the oxygen, corresponding{meeting} среднемассовой to temperature of a component, is equal 1,27 атм., and the minimal pressure of gases of pressurization in a tank of an oxidizer makes 1,41 атм. Thus, the minimal pressure in a tank on 0,14 атм. Exceeds pressure sated{saturated} паров oxygen.
Gauges of pressure in a pillow of a tank of fuel are adjusted{set up} on absolute pressure. Therefore regulation of pressurization of a tank of fuel does not depend on surrounding atmospheric pressure and begins only after pressure in a pillow will fall up to the set range of the order 2,25-2,39 атм. As pressure of prestarting pressurization makes 3,1 атм., within first thirty seconds of flight while pressure falls up to 2,39, the charge of gas on pressurization will be minimal and noncontrollable. The bottom level of pressure in a tank of fuel exceeds minimally потребное pressure approximately on 0,11 атм.
The maximal temperature of gas in a pillow of a tank of an oxidizer is reached{achieved} by 300 second of flight and makes nearby 250 ºС. Thus, the maximal temperature of the top bottom is equaled 140 ºС By the end of work of impellent installation temperature of a layer of gas in a pillow in height about 4 m makes more than 200 ºС. The maximal temperature of gas of pressurization is equal the top zone of a pillow of a hydrogen tank 66 ºС. The average charge паров oxygen for pressurization of a tank of an oxidizer on the established{installed} mode makes about 3,18 kg/with, and паров hydrogen for pressurization of a tank of fuel - about 1,04 kg/with. On skilled data, the reference temperature of an oxidizer at start of engines makes-181,7 ºС, and the final temperature at deenergizing engines is equal-180,8 ºС, i.e. "warming up" of oxygen in a tank during work of engines does not exceed 0,9 ºС. Accordingly the reference temperature of liquid hydrogen is equal-252,6 ºС, and final --252,3 ºС.

System дренирования tanks. The structure of this system includes дренажно-safety valves, drainage highways, gauges of pressure in tanks and гелиевая system for submission of operating pressure to valves.
The drainage valve is required for dump паров from a tank at refuelling by its{his} components of fuel and a finding of a booster rocket on start in the filled condition. The Safety valve prevents increase in flight of pressure in a pillow of a tank over the admissible values certain прочностными by characteristics of a tank. Drainage and safety valves of each of fuel tanks are incorporated in one valve and established{installed} on the top bottoms of tanks of an oxidizer and fuel.
The block of management for commissioning drainage system is placed in a ground complex. For opening the drainage valve to it{him; them} operating pressure 52,7 атм moves. For closing this pressure is dumped{reset}. Some delay of operation of the drainage valve speaks its{his} accommodation removal{distance}, but it does not cause serious difficulties and is considered in a cyclogram of prestarting operations.
Gas, дренируемый from a pillow of a hydrogen tank, is allocated{removed} on a drainage highway to a socket in межбаковом a compartment. At parking on start and the stand дренируемые pairs hydrogen further act in a ground drainage highway on which they move in a safe zone and are burnt.
Pairs oxygen from a pillow of a tank of an oxidizer are dumped{reset} directly for a board of a rocket.
The system is provided for preliminary захолаживания pumps and fuel highways of mid-flight liquid engines before their start. For these purposes from the basic fuel highway of fuel there are taps{removals} which around of dividing valves by means of pumps with the electric drive submit liquid hydrogen on an input{entrance} in бустерный the pump of each of mid-flight engines. Then hydrogen gathers in the general{common} collector and on the uniform pipeline comes back in a tank of fuel. Dump of fuel in ground system during prestarting захолаживания engines is unacceptable because of greater{big} losses of pressure at current of a cooled stream of hydrogen through the engine.
Захолаживание highways of an oxidizer it is made without use of pumping up pumps as the high hydrostatic pressure created by real configuration, it is enough. Dump of oxygen after cooling engines is made on a special highway in ground system. By estimations, the charge of liquid oxygen on захолаживание each of engines makes 1,36 kg/with, and liquid hydrogen - 0,454.

Control system of the charge of fuel. The control of quantity{amount} of fuel over refuelling is made by means of the dot gauges of a level registering{recording} the moment of their contact to a mirror of a liquid in a tank. The intermediate quantity{amount} of fuel between points was defined{determined} under indications of a difference of pressure in drainage and refueling highways of tanks, believing, that process of filling is monotonous.
Regulation of the charge of an oxidizer and fuel in flight is carried out by means of valves of engines under indications of the flowmeters established{installed} in fuel highways. During regulation of the charge of fuel in flight preliminary set constant parity{ratio} of the charge of components of fuel is supported{maintained}. It depends on the program of the flight, predicted characteristics of engines and accuracy of refuelling of tanks components of fuel. A range of adjustment of a parity{ratio} within the limits of 5,8-6,2. With the purpose of warranting of full development{manufacture} of an oxidizer the additional stock combustible (the order of 500 kg) is provided. Thus, mistakes{errors} at refuelling and development{manufacture} of fuel lead to increase in volume of the rests of fuel. In connection with low density of hydrogen, even at significant volumes of the rests of fuel their weight will be small.
Отсечка mid-flight engines it is made at achievement of the set orbital speed on a command{team} of a control system by a rocket. Thus in tanks there is a quantity of fuel. But basically switching-off of engines can be made on development{manufacture} of one of components of fuel. With this purpose in the bottom part of a tank of fuel five dot gauges of a level and five more, registering{recording} occurrence of a gas phase in a liquid on an input{entrance} in each engine are established{installed}.

System демпфирования longitudinal fluctuations. One of serious was a problem of clearing of longitudinal fluctuations. Own frequency of fluctuations of pressure in highways of the oxidizer, 2,4 Hz equal approximately, can coincide with own frequency of fluctuations of a design of a rocket and a step, the first and which second fashions lay in a range of 2-2,4 Hz. In connection with small density of fuel, fluctuation of pressure in a highway of submission of liquid hydrogen do not cause complications, therefore the problem of longitudinal fluctuations concerns{touches} basically an oxygen path.
Fluctuations of pressure in a fuel highway of an oxidizer can be induced as on a site of a highway from a tank up to бустерного the pump, and on a site between бустерным and the basic турбонасосным the unit. Calculation of fluctuations of a design becomes complicated multibank structure of a rocket that leads to occurrence and interaction of longitudinal and cross-section fluctuations.
At designing two basic methods демпфирования fluctuations of pressure in a fuel highway of an oxidizer - passive and active have been considered{examined}.
The passive method provides installation on a fuel highway near to the engine of the accumulator with a gas pillow. At introduction in a fuel highway of such accumulator, that is actually - an additional pliability and инерционности, frequency and amplitude of fluctuations of a liquid in the pipeline varies. Application of gas accumulators for suppression of longitudinal fluctuations in a liquid in long fuel highways - a well-known and applied method.
The choice of a design демпфера and places of its{his} installation was carried out in common by a number{line} of institutes. Leading research institutes were: scientific research institute of thermal processes, Institute of applied mechanics of the Academy of sciences of Ukraine. Optimum variants have been chosen.
Results of calculations have shown, that installation демпфирующих devices on an output{exit} from бустерного the pump leads to strengthening{amplification} of fluctuations of pressure in a highway of an oxidizer. For effective демпфирования fluctuations of a liquid in a highway of an oxidizer the volume of the accumulator has made 60 л. The accumulator is established{installed} on the bottom part of the main pipe of submission of oxygen in area of the bottom bottom of a hydrogen tank before a distributive collector. Have been established{installed}, besides additional демпферы before турбонасосным the unit of each engine.
Owing to installation passive демпферов own frequency of the first fashion of fluctuations of a liquid in a fuel highway of an oxidizer has decreased with 2,4 up to 1,8 Hz. That guarantees discrepancy of own frequencies of fluctuations of a design and fuel in highways.
Originally, before start of impellent installation, the pillow демпфирующего the accumulator is filled with gaseous helium. Then in flight it{she} it is continuous наддувается vaporous oxygen which is selected from теплообменника, established{installed} on the engine. Superfluous gas from a pillow демпфера is dumped{reset} in the basic fuel highway of an oxidizer. The special attention at use passive демпфирующего the accumulator has been turned on prevention of break of gas from a pillow демпфирующего devices on an input{entrance} into a turbopump.
As a spare variant for демпфирования fluctuations of a liquid in a highway of an oxidizer of mid-flight impellent installation use active демпфирующего devices was considered{examined}. It provides measurement of fluctuations of pressure, the charge, on their basis development{manufacture} of the law on inclusion of the electrohydraulic device of piston type for creation of impulses of pressure in a fuel highway with the set amplitude and a phase. But, in general, демпфер such type though it is poorly sensitive to mistakes{errors} of signals of a feedback, it is combined{complex; difficult} enough and is less reliable.
The pneumatichydraulic scheme{plan} of impellent installation provides system of refuelling by oxygen and hydrogen, submission of components to engines, dividing пневмо-and hydraulic devices, захолаживание engines, a drainage of tanks, pressurization - prestarting and flight, plums of the remained components after the termination{ending} of work of engines with the subsequent purge of highways, system газлифта.
Experimental working off of impellent installation in structure of the central blocks stipulated for огневых of bench tests, was made on universal the stand-start, built in Baikonur.
The program of tests included working off of refuelling of tanks by cryogenic components of fuel, огневые tests of the block with качанием engines and дросселирование on draft.
The primary goals огневых bench tests:
- Check of working capacity of mid-flight engines in structure of the block with баковыми systems, real fuel highways and other systems;
- An estimation prestarting and performance data of mid-flight impellent installation at дросселировании engines and качании;
- Research of transients at an output{exit} of engines on a nominal mode;
- Research of the effects connected with start of engines and failures{accidents} in systems of the block;
- A tentative estimation of low-frequency longitudinal fluctuations in fuel highways;
- Working off of methods of refuelling of fuel and an estimation of accuracy of refuelling;
- Definition of size of emissions of fuel at отсечке a sheaf of engines;
- An estimation of working capacity and definition of characteristics теплоизоляции the block;
- Definition of vibrating and acoustic characteristics and their influences on a design.
It is necessary to emphasize, that at bench tests dynamic parameters of systems completely are not simulated, as frequency characteristics of the experimental block and a regular design are various. The hydrodynamics of fuel compartments was full enough investigated{researched} only.

Problem of reduction of the hydraulic rests in tanks. The size of the payload which was put into an orbit by a rocket, depends and on quantity{amount} of not developed{produced} rests of fuel in tanks and systems of impellent installation. They include in the structure the rests паров components of fuel in pillows of tanks on the end of work of engines and the hydraulic rests of fuel in tanks and fuel highways. The weight of the rests паров depends basically on pressure in tanks and temperatures of gas of pressurization.
Presence of the hydraulic rests of fuel speaks that at the charge of last portions of a liquid from a tank there is a formation{an education} воронки above сливньм the channel, and gas from a pillow of a tank breaks in a fuel highway before full development{manufacture} of fuel from a tank. After break of gas in the intaking device of a fuel highway the component is sated{saturated} with gas and cannot be grasped by pumps of engines. The problem of decrease{reduction} in the hydraulic rests of fuel gets special value in that case when the components possessing in high density - such as liquid oxygen are used. In the basic fuel highway of an oxidizer in a fuel compartment contains approximately 5 т liquid oxygen at the moment of break of gas in the intaking device. Before developers there was a task in view to provide the maximal development{manufacture} of this fuel. The size of the hydraulic rests of fuel depends on the form of the bottom, a design of the intaking device, geometry of a fuel highway, speed of current of a liquid, an overload. The decision to lead an experimental research with use of scale models of tanks and the basic highways of submission of components was accepted.
Results of the analysis of variants of configurations have shown, that for tanks of an oxidizer the intaking device should settle down in the bottom point of a tank on a longitudinal axis of a rocket. For a tank of fuel optimum was siphon заборник, mounted inside of a tank above the bottom bottom of in parallel longitudinal axis. For a tank of liquid oxygen the most effective were профилированные заборники. Кавитация it was prevented due to maintenance of such structure of speeds in a stream at which in all points заборника static pressure exceeded pressure sated{saturated} паров.
The variant siphon заборника in a tank of hydrogen has been accepted for constructive reasons. Results of tests have shown, that an optimum design of the siphon device for a fence of liquid hydrogen is the variant with профилированным the input{entrance} located at height of 114 mm from the bottom of a tank. According to modelling experiments, from a tank cannot be developed{produced} more than 1,683 м3 or 119 kg of liquid hydrogen and 0,107 м3 or 48,8 kg, liquid oxygen.

The basic characteristics of fuel system. Weight of a dry design of a tank of liquid hydrogen - 14,365 т, a tank of liquid oxygen - 5,741 т, межбакового a compartment-6,26 т. A working stock of fuel of the block 703,643 т, including liquid oxygen 602,775, liquid hydrogen 100,868 т. Volume of a tank of liquid oxygen 552 м3, volume of a tank of liquid hydrogen 1523 м3.
The project provided manufacturing in full the central block on a main plant "Progress" in the city of Kuibyshev. However because of unavailability of aviation vehicles and the equipped industrial shops manufacturing of the first сборок was made at this factory by partially separate constructive assembly units.

Industrial base. To 1982 on Куйбышевском a factory "Progress" has been executed great volume of works on manufacturing and installation of industrial equipment for manufacturing central block " Energia ". The case 56 was under construction. The general{common} expenses for expansion of a factory "Progress" have made полмиллиарда roubles.
For cylindrical секций and the bottoms of tanks the largest preparations of a sheet material subjected necessary machining have been applied. Application of large preparations provides decrease{reduction} in number of welded seams. In total on tanks it is carried out about one kilometer of welded seams. At a factory 34 technological building berth and the stand has been mounted.
On a сварочно-assembly building berth for welding cylindrical секций a hydrogen tank delivered sheets-plates pass{take place} the ultrasonic control over all area of a leaf{sheet}. The control provides detection of the defects which have been rolled up in a leaf{sheet}, thinnesses, inclusions. After that the leaf{sheet} passes{takes place} mechanical clearing a surface, to a scrap and on валках is rolled up on settlement diameter. Panels are established{installed} and adjusted on a building berth of assembly секций. After that welding of longitudinal seams is carried out. A seam vertical.
The ßóáÓ«þ¡«-assembly building berth for assembly of a hydrogen tank represents a massive design with the welded automatic device which connects all cylindrical section and the bottom in a uniform design. Section are established{installed} vertically on width. The following section prepared for welding is adjusted on perimeter, being above the first section, and cooks a cross-section seam. A seam vertical, пристеночный. Consistently, the section behind section, is increased vertically upwards a cylindrical part, and then the bottoms are welded.


Installation of a hydrogen tank of the second step of a booster rocket of "Energia"

Control tests - опрессовки a hydrogen tank - are spent stage by stage on dismembered on separate parts баковых designs with the technological bottoms. Tests are spent in the same case. The tank is loaded from above. Segment elements of the bottoms in building berths of consecutive assembly are processed and adjusted. On a building berth of assembly each segment is clamped and welds, the polar part and a frame is welded.


Tank of liquid oxygen of the second step of a booster rocket of "Energia" in монтажно-стыковочном the stand providing assembly top полублока

Оживальная the part of a tank of liquid oxygen is made in the form of the cores сборок. The first assembly - forward оживальная a subsection, the second - back, cylindrical.


Installation обтекателя a tank of the second step of a booster rocket of "Energia"

After the termination{ending} of operations of welding tanks on face frames подторцовываются machining on the machine tool. Further tanks are tested for tightness, are exposed to hydrostatic tests by liquid nitrogen for limiting flight pressure. After tests tanks are washed out, cleared in the special stand of cleanliness.
Drawing теплоизоляции and heat-shieldings is made at the stand with a horizontal arrangement of a tank. The tank rotates, the automatic device напыляет a mix on a surface of a tank. Batching of components with the control of thickness наносимого a layer is conducted in a settlement mode. After затверждения the external surface is processed профилированной by a needle mill for finishing thickness of a covering up to the necessary size. The bottoms are processed also. Finally welded{cooked} tank with put{rendered} теплоизоляцией keeps within on ложементы the stand of final assembly of tanks for installation внутрибаковых systems. Each tank of final assembly has the chamber of cleanliness. Assemblers can get into a tank only after sterilization of clothes in the chamber. Межбаковый the compartment gathers consistently: first in the panel, then - the general{common} assembly and installation of power{force} units, power{force} and intermediate frames.


Межбаковый a compartment of the second step on монтажно-стыковочном the equipment during joining with a tank of liquid oxygen

Assembly of a tail compartment is similarly conducted. Assembly of the block begins with preliminary formation of a tail compartment in large technological подсборку with engines. In a tail compartment the basic installation of pneumatichydraulic systems, their highways and отрывных стыковочных payments is conducted. At the first stage of operation were spent on Baikonur.
Then in horizontal stands are joined a tank of liquid oxygen and межбаковый a compartment, final installation of systems is made. The tank of liquid hydrogen is joined to a tail compartment with engines. Joining is made at the stand of assembly of a tail compartment with engines in vertical position. At the same stand it is made зарядка by a liquid of system of steering machines{cars}. As final operation - joining of two полублоков. A tank of an oxidizer with межбаковым a compartment and a hydrogen tank with engines are joined, the highways connecting two полублока, communicate.
The collected block passes{takes place} complex tests, working capacity of all systems then the block is overloaded on the soil shipping carriage is checked and transported on the stand of assembly of a package.

Welding. Fuel tanks are a welded design from an aluminium alloy 1201. At the organization of manufacture leaned{based} on experience of manufacturing of tanks of booster rocket Н-1. This experience plus the strengthened search on improvement of properties of welded materials of tanks of the central block have enabled to reach{achieve} a high level of constructive characteristics.
One of the basic problems by preparation of manufacture in a choice of a variant was welding of cases of tanks. It is known, that less risky from the point of view of an opportunity of formation{education} of defects in a welded seam is welding when the seam settles down in horizontal position and the tray расплавляемого metal is below сварочной heads. So basically cook баковые designs of the majority of rockets. The analysis of the saved up{the saved} data on quality of welded connections has shown, that porosity of a welded seam, formation{education} of cavities, bowls - principal causes of deterioration прочностных properties of welding. Strength of a welded seam on a stretching practically linearly depends on percent{interest} of the general{common} porosity in cross-section section of the examinee of the sample. The steadiest process of welding with high quality of a seam is a welding in bottom подовом position of a welded seam.
However at greater{big} sizes of welded parts, their small rigidity horizontal welding demands manufacturing of labour-consuming equipment for заневоливания welded parts with the purpose of preservation of geometry and greater{big} floor spaces for accommodation стапельного the equipment of assembly of tanks in horizontal position. The technology rather simple which did not demand greater{big} areas and large equipment has been accepted. Its{her} essence consist that escalating секций tanks was spent vertically upwards. The tank grew in a building berth in height. The bottom section became base. The top section - the ring - was unclenched within the limits of elastic deformations and is dense насаживалось on bottom - base. Accuracy of manufacturing of joined diameters high enough - makes a difference of perimeters of joined edges no more than three mm. This technology avoided change of geometry which is inherent in horizontal assembly, but compelled{forced} to search for methods and to fulfil welding so-called "пристеночных" seams.
At the same stand of vertical assembly auxiliary operations фрезеровки welded edges секций, мехобработки a welded seam were made some.
Assembly and welding spherical and оживальных the bottoms is made in form-building building berths with performance of operations of assembly, фрезеровки welded edges of petal sectors of the bottoms and welding without перезакрепления these elements.


Building berth for assembly меридиональных seams of the spherical bottoms of tanks

The basic way of welding had been certain электроннолучевая the welding, allowing to receive connections with the properties close to the basic metal. Quality of welding depends on an environment, therefore the technological project estimated{appreciated} a variant of creation of chambers of the general{common} pumping out. However it{he} has been rejected from economic reasons. The direction of creation электроннолучевых сварочных installations with local pumping out was accepted. Сварочная installation "Луч-4" and its{her} further updatings "Луч-4М" and "Луч-4М2" with the introduced technology of welding of longitudinal welded seams with pumping out have allowed to reach{achieve} high quality of welded seams cylindrical секций a tank of fuel.
The appeared technical difficulties in creation of chambers of local pumping out for welding longitudinal both ring seams оживального and the spherical bottoms, circular seams of flanges with environments of the bottoms and секций, ring seams of capacities have compelled{forced} to apply to these connections a way of high-speed импульсно-arc welding плавящимся an electrode in the environment of inert gas of helium. On the parameters this kind of welding practically does not concede on quality of a welded seam to electron beam welding. These kinds of weldings were fulfilled in close contact to institute of a name of E.O.Patona.
During working off of welded ring seams there was a necessity of elimination of defects - занижений and подрезов depth up to 0,5 mm on all length of a seam. Considering:, that these defects are connected with specificity of formation of a welded seam on a vertical wall, reception of additional "smoothing" pass by a method of гелиево-arc welding without an additive on small currents has been fulfilled. Besides welding of ring seams with thickness of welded edges of 40 mm is carried out in bilaterial symmetric slot-hole cutting with uniform filling cutting from the obverse and return parties{sides} of a seam that has allowed to exclude the significant angular deformations reaching{achieving} 10 mm on the basis of 300 mm.
At welding flanges with environments welded edges preliminary are curved, that has allowed in a combination to electron beam welding up to a minimum to lower deformations of the bottoms at welding. Considering, that during manufacture cases of damage of an environment of tanks and their elements are not excluded, search works on creation of technology of their repair are lead. The accepted courageous variant of repair with use of welding by explosion is successfully tested on a real design of a tank.
Welding is applied to welding cross-section compartments on контактно-сварочной to machine{car} K-754 контактно-стыковая. The machine{car} allows to weld frames section 35000 мм2 (real section of frames - 25000). Application of this kind of welding alongside with high quality of a welded seam was reduced with a work cycle of welding in thirty times.
For revealing непроваров small disclosing in welded seams of one рентген-control of welded seams as not destroying kind of the control it has appeared insufficiently because of it{him} concerning low resolution. As supplementing the рентген-control have been introduced ultrasonic and вихретоковый the control. Research works on дефектоскопии welded seams have been lead by an electromagnetic method, accuracy of measurements is raised{increased}. The technique of the vortical control is developed and introduced.
In this kind of the control the automated installation "Whirlwind-õÔ" is applied to detection of defects of type "непровар" in longitudinal welded seams обечаек with bidimentional полутоновой registration of the control over electrochemical paper ФАК-II. The comparative analysis of dependence of durability and specific электропроводности from temperature of repeated heating a welded seam and околошовной zones is simultaneously lead at подварках, that has allowed to create a technique of not destroying control and вихретоковый device " Zone " for the control of area of thermal influence of welded seams therefore there was an opportunity to spend an estimation of size of strengthening{amplification} of a zone of a welded seam in view of admissible quantity{amount} подварок.
At working off of the ultrasonic control of welded seams of units from an aluminium alloy 1201 for each kind of welding reference samples, converters with various corners of input of sound fluctuations depending on thickness of welded details and a configuration of a welded seam have been picked up frequency прозвучивания. The control is carried out an echo-pulse by a method in a contact variant the inclined converters which included under the combined scheme{plan} and have been separately-combined призматическими by converters, radiating superficial waves that provides revealing defects of type "непровар", cracks, times with the reflecting ability equivalent to a cylindrical reflector in diameter of 0,5 mm, for the seams executed by electron beam welding, and 1,2-1,6 mm - for импульсно-arc and arc welding. The control is carried out дефектоскопами type ДУК-66ПМ, and for the control of superficial defects is used BRIDLES МВТУ. The technique of the control is developed for not destroying control of places of editing of the basic material over a zone of welded seams несплошностей with application вихретокового дефектоскопа КП-1.
By results of researches the factor of safety on strength for designs of tanks and block TS as a whole has been established{installed} equal 1.4, and for the elements working under pressure, for example, for a wall of a fuel tank and the bottoms-1,5.
For working off of durability it is created and entered in build the stand intended for cryogenic опрессовок, криогенно-static and криогенно-прочностных tests of tanks in diameter up to 8 m and height up to 34 m. the Stand allows to make tests by liquid nitrogen with обезвешиванием tanks and creation of efforts to compression-stretching up to 4800 т.
Power{Force} characteristics of walls, floor, power{force} overlapping{blocking} of the stand allow to realize to the full settlement loadings on natural assembly. The volume of the measuring information is sufficient not only for acknowledgement{confirmation} of durability of a design, but also for perfection of its{her} mass characteristics.
Design теплоизоляции the cryogenic chamber, executed from reinforced ППУ with a layer from it is matte on the basis of fiber glass fabric and submission of neutral gas in a cavity теплоизоляции, provides the minimal thermal losses. The basic pillow of the cryogenic chamber is executed from стеклотекстолита marks of CASTES, that in a combination to warmed up legs{foots} of a опорно-adjusting table prevents промерзание a ground and deformation of the basis of boxing of the stand for a long time. Tests can proceed about one month.
Контактно-конвекционная the system of heating allows to spend tests сборок with simultaneous захолаживанием their various parts up to cryogenic temperature and heating up to 100-150 ºС.
For test for tightness of cases of tanks as control helium is used. Considering high cost of helium, and also presence of its{his} certain background in an atmosphere that reduces objectivity of the control of tightness of cases of tanks, " the method of disperse weights " which does not demand equipment by the complex{difficult} equipment is developed. In conditions of the limited access this method becomes unique. The technology of carrying out of tests for tightness of tanks with put{rendered} теплоизоляцией - " a differential method " is developed.
Тарировка tanks it is made by weight way.

Cleanliness. The technology of jet degreasing and clearing of internal cavities of tanks before installation in them внутрибаковых devices by водно-washing solution in the stand of hydrotests is developed and applied. The chamber of cleanliness used for finishing of installation works inside of a tank is created. Technological process of clearing of tanks with внутрибаковыми devices in the stand with application хладона is developed and used. The technology of degreasing of a surface and quality assurance of degreasing as on test of solvent is fulfilled, and is direct on a surface. Means of the control of cleanliness of liquids and air are mechanized with application of the device for the control of liquids АЗЖ-915, the automated monitoring system of cleanliness промывочной liquids in a stream "Фотон-925" and the analyzer of air pollution ЭИП-17.

Спецпокрытия and protection against corrosion. The technology of local anodizing of an internal surface of tanks during their hydrotests is developed.
As a sublayer теплоизоляции for increase of adhesion and anticorrosive properties of a covering glue Криосил and first coat ЭП-0214 is put{rendered}. As теплоизоляционное a covering it is applied Рипор-2Н, ППУ-17, as a heat-shielding covering - ППУ-306, ППУ-306Н, ППУ-306НП. On processed mechanical by an external surface glue "Вилад-5К" for protection теплоизоляционного and heat-shielding layers from a moisture, then - enamel ХП-5237 and АТП as antistatic терморегулирующего coverings is put{rendered}.
The antistatic covering was made on the basis of пигментированного low-molecular polymer "стиросил" for heat-shielding materials of type ТПВС and on the basis of current-carrying enamel ХП-5237, paste АСП-1 and enamel ХВ-16 for nonmetallic materials of type ЖСП and Рипор-2Н.
Thermal protection of designs of type of block TS includes two kinds of a thermal covering: напыляемую теплоизоляцию and extralight абляционное a covering. Both of a material were put{rendered} on a surface of a design напылением or applied in the form of preliminary formed elements. The structure of a heat-shielding includes also isolating coverings of account and circulating highways of system of submission of fuel in a combination to the shirts filled by inert gas and вакуумированной cryogenic откачкой.
Теплоизоляция at a finding of a rocket in a prestarting condition lowers speed выкипания components up to the bottom threshold value of throughput of drainage valves on tanks., keeps on time density of components and raises{increases} accuracy of refuelling, maintains the set temperature for normal work of engines, reduces to a minimum сжижение air on surfaces of a tank and formation{education} of an ice. On a site of deducing{removing} into an orbit the heat-shielding maintains temperature of a design in a settlement range and reduces the rest of liquid hydrogen because of thermal stratification.
The area of a protected surface, type and thickness теплоизолирующих materials are chosen with reference to the worst conditions of an environment and corresponding{meeting} emergency operation of flight with an output{exit} on одновитковую an orbit.
It was supposed to not apply a heat-shielding on an external surface of a tank of liquid oxygen. However at a parallel arrangement of the orbital ship there is a real danger of damage of tiles of a heat-shielding of the ship falling pieces of an ice at start of mid-flight engines and on a site of rise.
Абляция, from позднелатинского ablatio (отнятие), - ablation of weight from a surface a stream of the heated gas as a result оплавления, evaporations, decomposition and chemical erosion of a heat-shielding material. At contact of a covering to a high-temperature stream of gas in its{his} superficial layer there is a pyrolysis of a material (splitting of complex{difficult} connections on more simple) to formation{education} уносимых gaseous products and the firm porous rest - coke. This layer and диффундирующие through it{him} gases possess high теплоизоляционными properties and are good protection. At абляционном cooling the greater{big} role is played with reception of heat by the charred surface. Alongside with charring there are абляционные materials which reduce thermal influence on a design due to evaporation, sublimations, decomposition and chemical erosion at a surface of a covering.
Абляционная the heat-shielding - напыляемая пеноизоляция, represents a matrix on the basis of кремнийорганической pitches with наполнителями low or high density from carbon formations{educations}, refractory materials and strengthening substances. The heat-shielding is put{rendered} on кремнийорганическую a first coat and полисилоксановое an adhesive covering. External hermetic sealing from influence of a moisture is provided white эластомерным кремнийорганическим with a covering. Абляционное the covering is put{rendered} on small sites of a surface and applied or as an independent heat-shielding, or in a combination with пенополиуретановым a covering on those sites, where high теплопритоки. This covering is put{rendered} on racks of back unit of a suspension bracket of the orbital ship, and the combined heat-shielding - on cable lines. The covering is not a constructional material.
Not destroying control of thickness of density and неприклея теплоизоляционных and heat-shielding coverings of type Рипор-2Н, ППУ-306Н and ППУ-17 is based on an electromagnetic method at gauging thickness of coverings, density - on a radioisotope method, неприклея - on an acoustic method. Have been carried out researches, samples are created and standards with incorporated is artificial тарированными the defects simulating stratification, неприклей, porosity and techniques of the control are fulfilled.
Measurement of thickness of a covering is carried out by device ITN-78A, density of coverings - a radioisotope measuring instrument of density, неприклея and stratifications - devices of acoustic type and the acoustic indicator of defects.
By results of researches of properties new теплоизоляционных and the heat-shielding materials applied in a design, the design procedure of a field of temperatures in a covering in view of эндотермического effect of decomposition связующего and filtrations of gaseous products of decomposition through a destructive layer partially уносимого a material is developed.
Devices are grouped on frames and placed in areas of the first and third planes of stabilization inside межбакового and tail compartments; for maintenance of a normal temperature mode of their work are organized термостатируемые the zones separated from total amount of compartments гермочехлами from a fabric on the basis of фторолона ФЛТ-4НА. For гиростабилизированных platforms the uniform frame is designed. Three devices of system of an aiming are mounted on a separated adapter.
Electric plug sockets are incorporated in electrodemountable payments of the round form. On a joint of the block with a заправочно-drainage mast of start new electroconnectors of type "Argon" are applied. The structure of a design of electrodemountable connection of the block with the ground block includes a пирозамок-pusher. Cables with homogeneous circuits are grouped and removed from электрически incompatible systems. Joints of electroconnectors искроопасных circuits are filled with hermetic 51-Г-23.

Pneumoboards. All искроопасные valves are grouped and concluded in the tight containers blown under the program during preparation for start by gaseous nitrogen. This safety requirement.

Units. Some is functional-dependent valves and other devices are whenever possible grouped in separate assembly units: the unit of a hydraulic feed{meal} in system of steering drives and the unit of regulation of pressurization and a drainage, a generating source of a current. In a design of valves much in common: there are gauges of a starting position, condensation фторопласта, the ball lock, pipelines incorporate welded joints.

Demountable connections. Basically demountable connections are grouped in многоштуцерные колодки by kinds of a working body. Fire-dangerous are carried from each other. Valves of unitary application have ball locks and порционеры. The majority of them is grouped on a farm separated in area межбакового of a compartment and a payment of demountable connections of a tail compartment.
Check of tightness of fuel systems is spent by a method of accumulation of control gas in the closed volume at atmospheric pressure. As volumes of accumulation free spaces межбакового and tail compartments are accepted. The technical condition of mid-flight engines is checked also. At check of tightness of systems control gas is filtered with accuracy not worse 3-5 micron with simultaneous protection of systems against greasings and other substances. As control gas at check on tightness of systems and tanks the mix was applied air-гелиевая.
It is recollected, that in due time check of tightness of systems of our first rockets of type Р-1, Р-2 and even Р-5 carried out submission of pressure in an internal cavity, and the checked joint or a welded seam became covered by the foam which has been shaken up from water suspension of soap which in the design documentation and appeared: " Soap children's пиллированное ". So children's soap was in a course at ракетчиков.

Power{Force} units of a suspension bracket of the orbital ship and lateral blocks of the first step. The suspension bracket of the orbital ship on the central block of a rocket is carried out by means of one forward and two back units. Support of a forward communication center fasten on a tank of the liquid hydrogen supported in this place by an intermediate power{force} frame. The bottom belt{zone} of fastening of an orbital step leans{bases} on power{force} frames of a tail compartment of the central block. Power{force} communication centers of the orbital ship with the block form a triangle. Transfer of draft from the orbital ship occurs{happens} through two back units. Lateral loadings are perceived by forward unit and the left unit of the bottom belt{zone} of communication{connection}, vertical, cross-section loadings - all in three units. The forward unit is executed in the form of двухстоечной a farm inclined aside of the bottom belt{zone}. In top of a farm it is located шарнирный unit with the small probe entering into gearing with a jack by the orbital ship. The lock mechanism in a jack of the orbital ship fixes position of the probe by means of a pin. Farms of communication centers of a back belt{zone} are executed in the form of a three-rod steady design. In tops of each farm - шарнирные units and probes. Mechanisms расцепки all three communication centers of the orbital ship with the central block are located by the orbital ship and used under the project repeatedly.
Units of fastening lateral параблоков are distributed{allocated} thus: on межбаковом a compartment four motionless basic arms into which internal cavity spherical support носовых parts of blocks enter And, they are locked and two sliding support of fastening of everyone параблока work as шарнирная a support, on the bottom power{force} frame of a tank of fuel, on a joint with a tail compartment.
Power{Force} communication centers of the top and bottom belts{zones} are developed under the uniform constructive scheme{plan} and contain the mechanical quick disconnect connection kept in closed position пирочекой and the independent duplicating device on the basis of the extended cumulative charge. Operation of dividing devices practically unaccented and безосколочное, that is confirmed by the big realized program of working off with numerous operations.
Carrying{Bearing} ability of the top unit reaches{achieves} 150 т, and each of two units of the bottom belt{zone} of communications{connections} - 700 т. Details of units are made{produced} from high-strength мартенситостареющих сталей with unlimited прокаливаемостью ЭП637А-ИД and ЭП678ВД with specific durability of 195 and 140 kg/¼¼2 accordingly.

Calculations of the kinematic scheme{plan} of a suspension bracket of engines. For the real kinematic scheme{plan} of the single engine with two steering drives the theoretical model of the spatial mechanism with three cylindrical piston pairs developed{unwrapped} rather each other operating a direction of a vector of draft is constructed. The mathematical model is realized in algorithms of the developed programs which enable to carry out management качанием engines without impact.

The analysis of loadings and calculation on durability. Known settlement principles and conditions have been put in a basis of designing of a booster rocket. The system is projected{designed} so that to maintain all loadings and to meet all requirements of the guaranteed deducing{removing} of a payload and carrying out with a rocket of all necessary works.
Ground service, transportation and storage should not be defining{determining} on loadings at a choice of constructive decisions for the basic systems of the block. Alongside with it{this} the design of such greater{big} rocket systems should provide an opportunity of installation of a package in loose position at influence of a wind with probability not below 0,999 at speed up to 25 km/s. Fuel tanks can be filled or empty thus, with pressure of pressurization or without it{him}.
When the carrier{bearer} is established{installed} on a launching pad, and on the next launcher there is other carrier{bearer}, operations with which can lead to explosion protection of the carrier{bearer} against destructive action of pressure in front of a shock blast wave is provided in view of pressurization of tanks.
The system of protection of tanks from action of an environment was projected{designed} in view of that there is no negative pressure difference.
The design should be efficient at the maximal working loadings after failure of any individual constructive element. There should not be a significant fluidity of materials of a design or accordingly - destructions at loadings below the maximal operational sizes.
To the pressure{voltage} received as a result of multiplication of factor of safety on a limit of fluidity on the maximal operational or working pressure, pressure{voltage} from the maximal operational external loadings of type dynamic, shock, vibrating, increased on the same factor of safety are added. Received результирующие pressure{voltage} do not exceed an admissible limit of fluidity of a material at the temperature corresponding{meeting} set conditions.
Rules for результирующих limiting or breaking points which do not exceed admissible strength under the same conditions are similarly formulated.
The fulfilled step or any block which has separated from other steps, has no damages and does not influence work of the remained design of the carrier{bearer} on trajectories of flight. Means of deduction are calculated on full flight time proceeding from an opportunity of carrying out огневых technological tests of blocks. Thus effects of "feedback" after deenergizing engines are considered at full refuelling tanks.
The analysis of structure of rocket systems has shown, that the power{force} scheme{plan} with a parallel arrangement of steps has some advantages in comparison with the consecutive scheme{plan} of distribution of steps. At parallel work of steps components of fuel are spent from fuel tanks of the central block already on a site of work of the first step, and by the moment of the termination{ending} of work of blocks of the first step the stock of fuel makes about 70 % from initial refuelling. That settlement loadings which define{determine} thickness стенок tanks decrease.
For a tank of an oxidizer pressure of gas in a pillow and hydrostatic pressure are the basic settlement criteria and provide reduction of compressing forces from external loadings. Thickness стенок a forward part of a tank of an oxidizer is defined{determined} by a heat of a design as a result of heat exchange with gas of pressurization whereas the average part of a tank paid off on the loadings operating{working} during the moment отрыва of a rocket from start. It is connected with smaller size of hydrostatic pressure at the maximal loading.
The environment межбакового a compartment pays off on axial loading at the maximal acceleration, and also for the external bending moment. However influence from the bending moments is not enough in comparison with axial efforts. The environment межбакового a compartment perceives and redistributes the loadings coming from dot support of blocks of the first steps to receive uniform transfer of efforts to a joint with a tank of liquid oxygen.
The tank of liquid hydrogen the same as also a tank of an oxidizer, pays off in view of, that defining{determining} influence for the top part of a tank from the top bottom and a greater part of a cylindrical wall of a tank is the combined influence of pressure in a tank and temperatures of gas of pressurization. The average part of a tank pays off on the raised{increased} pressure during the moment of start, and bottom - on the maximal overloads.
Elements of rigidity in a tank of liquid hydrogen paid off on the loadings considering settlement sizes of the bending moments and axial forces during the moment of the maximal longitudinal acceleration. Ultimate loads decreased due to action of the maximal working pressure in a tank. The forward part paid off on axial loading and bending moment at the maximal overload in view of unloading from internal pressure. The bottom part behind unit of a suspension bracket of the orbital ship does not test external loadings and paid off on internal pressure.
Force of draft of the first step in parallel configuration is enclosed to the top part межбакового a compartment of the block so on a hydrogen tank axial loadings only from draft of the engines operate{work}.
The tail compartment paid off on durability at the maximal overload.
Application of the new high-standard alloy 1201 developed by I.N.Fridlyanderom, has demanded of some researches in maintenance of durability of tanks. Results of tests have shown high sensitivity of a material and especially welded connections concentrators of the pressure{voltage} caused by regional zones and technological defects of type несоосности of welded edges and утяжек. This feature of a material has demanded the raised{increased} quality of calculations and the account of admissible discrepancies and моментности the intense condition caused by changeability of thickness of a design. Calculations were spent by a method of final elements by means of the automated complex "Система-4". Test прочностные tests have proved the accepted methods of calculation.
Have been solved problems{tasks} in stability of a tank of oxygen from wind influence and stability of the bottom bottom of a tank of hydrogen from efforts from the account pipeline of oxygen at refuelling by results of which the technical decisions providing operation with restriction on speed of a wind at refuelling of a tank of oxygen and restriction of size of pressurization of frame compartments of tanks are made.
Hardening an aluminium alloy of 1201 and its{his} welded connections has been considered, carried out research трещиностойкости a material of 1201 and its{his} welded connections at cryogenic temperatures. Obtained data have allowed to appoint{nominate} reliably enough cryogenic опрессовки in the environment of liquid nitrogen for the designs working in liquid hydrogen. Also as a result of these researches criteria трещиностойкости for high levels of the pressure{voltage} reaching{achieving} a limit of fluidity of a material are received and experimentally confirmed. Constructive durability of welded connections is investigated{researched} at cryogenic temperature on titanic шаробаллонах.
The significant gradient of temperatures on joints of tanks and frame compartments has demanded the decision упругопластической a problem{task} for elements of a joint. The developed program of calculation упругопластических deformations оболочечных designs a method of final elements is confirmed test криогенно-теплостатическими by tests сборок frame compartments with adjoining parts of tanks at which it is confirmed as well cyclic durability.
Presence of operating{working} great strengths from engines on frame compartments, from communications{connections} with параблоками and an orbital step predetermines non-uniform structure of a design of frame compartments Calculations are based on a method of final elements. Results of calculations will well be coordinated{agreeed} with тензометрией test tests.
Checks of vibrating durability of the hinged equipment and its{his} fastening on compartments that has allowed to bring in a design are lead is glad improvements and has shown sufficient vibration strength of a design. Panels with the equipment and in the conditions simulating the set spectrum of shock accelerations by means of тарированных of charges of explosives are tested.
For a substantiation of application of composite materials in some elements of designs of the block experimental works by definition of their working capacity in extreme conditions are lead. Properties of a composition aluminium-pine forest in natural semifinished items are investigated{researched}, for example, at cryogenic temperatures.

Characteristics of the basic constructional materials. The aviation and space-rocket industry of the country had greater{big} assortment of materials with suitable enough physicomechanical properties - materials which could be potentially used in a design of the central block. These are aluminium, magnesian, titanic alloys, stainless steels, composite and other materials. For a correct choice of a material some general{common} criteria which allowed to estimate{appreciate} objectively each material have been accepted and have helped{assisted} to make an optimum choice. As the basic criteria such factors, as working capacity of a material in operating conditions of a booster rocket with its{her} specificity connected with application of liquid hydrogen, reliability which should be maximal, cost and weight which naturally should be minimal were considered{examined}.
The minimal cost of finished goods often is not connected with cost of an initial material as for maintenance of maximal reliability and the minimal weight additional expenses which but to the purpose{assignment; destination} go on creation of extremely complex{difficult} and dear{expensive} processes providing reception of a material with minimally admissible cracks, inclusions usually are required, with acknowledgement{confirmation} of quality of the metal, not destroying quality monitoring. Besides not destroying control it is impossible to consider{count} as the absolute method, giving a full guarantee, that the design is free from dangerous cracks and defects. They can be found out by means of control tests power{force} loaded designs of a tank-опрессовок. At the microscopic sizes of defects which become a subject of search in a ready design, and high probability of their presence in a material having high characteristics, including a parity{ratio} of durability to density of metal, the method of elimination of such tanks by carrying out only control tests can appear rather dear{expensive}.
There is a problem: or to increase thickness of the metal possessing the high attitude{relation} of durability to density that will provide normal work in regular conditions and will allow to spend опрессовки at the smaller pressure{voltage} led a level of working capacity of a material with incorporated inevitable defects, or to use for a tank other material which does not provide the minimal weight, but guarantees maximal reliability with comprehensible admissions on disorder of characteristics at the minimal cost. Search of the optimum decision of this problem was an essence of research and design researches at creation of a rocket.
By criterion "durability-density" for cryogenic tanks the best materials are: the aluminium alloys containing copper, titanic alloys - an alpha-phase, metastable kinds of stainless steel with cold processing. If to assume, that all settlement-design parameters of materials are equivalent, that, generally speaking, mismatches the validity, that the easy{light} tank for a cryogenic component of fuel turns out from a titanic alloy. However as much as possible admissible size of defect, i.e. the critical size at a breaking point, at a titanic alloy will be below, than in a similar design from an aluminium alloy. As the admissible size of defect will be small to be found out existing accessible means of not destroying control. The same it is possible to tell and about tanks from stainless steel with cold processing. To titanic alloys came back when the small weight of a design was the first and solving{deciding} condition.
Titanic alloys - not only enough dear{expensive} initial material, but also a material demanding greater{big} expenses for realization of complex{difficult} technological processes of manufacturing of designs from it{him}. Welding of greater{big} designs, for example, in the air environment is connected with high danger of pollution of a welded seam extraneous elements irrespective of application of any methods of protection, including with use of the environment of inert gas. Besides microdefects which cannot be found out methods of not destroying control can be formed also. By some estimations, application of the titan in manufacture of tanks will lead to rise in price of technological processes of manufacturing approximately five times in comparison with manufacture of tanks from aluminium alloys.
Aluminium and its{his} alloys - high-strength enough materials providing creation of easy{light} designs. Owing to selection of an optimum chemical compound it was possible to achieve increase of viscosity of new aluminium alloys that raises{increases} survivability of a real design even at presence of defects in the form of cracks or inclusions of a various sort. New aluminium alloys possess good corrosion stability{resistance} severe constraints of work, including stability{resistance} corrosion energized. In a power{force} design of the central tank a number{line} of aluminium alloys is applied.
As materials make a basis of all created designs their perfection - weight, aesthetic, technical - directly depends on optimization of properties of all materials applied in a design. Creation of system " Energia " - "Buran" where for the first time in a domestic practice ecologically pure{clean} fuel hydrogen-oxygen was used, has put forward before материаловедами a number{line} of problems{tasks}:
- Development and a manufacturing techniques баковых the systems working at temperature-253 ºС from thermally strengthened high-strength aluminium alloy 1201;
- Development and research of materials for the hydrogen engine, proof in liquid and gaseous hydrogen, including at heats and pressure;
- Development of the high-strength stainless steels which are not demanding heat treatment after welding for ground constructions;
- Development теплоизоляционньхх and heat-shielding materials for баковых systems, ground constructions and the hydrogen engine;
- Creation of metallurgy of granules, manufactures of rotors and крыльчатки from heat resisting and titanic alloys a method hot изостатического pressing;
- Development of methods and the means preventing ignition of the engine in oxygen at high pressures and the raised{increased} temperature.

For the successful decision of all current questions on materials on range "Baikonur" on вахтовому to a method two brigades constantly worked: one the assistant to general director Jury Georgievich Bushuev headed, the second - Evgenie Vladimirovich Vygovsky. Work was conducted under the general{common} management{manual} of the general director of "Composite" of Stanislav Petrovicha Polovnikova both within the precincts of institute, and on a number{line} of the enterprises of branch and allied industries, first of all at a factory "Progress", Volzhsk a mechanical factory, on "Энергомаше", on metallurgical and chemical plants.
Complex{Difficult} position on range has arisen in connection with mass destruction of welded connections of high-strength stainless steel ЭП810 in pipelines of submission of fuel in a rocket. Carried out researches have found out traces of copper in a zone of welding. It has appeared, that traces of copper on an internal surface of pipes at standard technology proskating rinks{prorolls} on a copper core have made steel unsuitable for operation at temperature of liquid hydrogen. The technology proskating rinks{prorolls} on Pervouralsk Новотрубном a factory has been changed and tens kilometers of pipelines on block TS on Baikonur are replaced.
For drawing теплоизоляционного coverings on pipelines and for repair work on a hydrogen tank have been created small-sized installations for напыления теплоизоляции directly on a place.
"Composite" has been involved for the prevention of a problem of ignition of "520"-th engines using as an oxidizer oxygen at high pressures. The essence of a problem consist that massive steel details турбонасосного the unit burned down in oxygen of a high pressure for shares of second. The problem managed to be solved due to an optimum combination материаловедческих and the constructive decisions directed on increase of working capacity of the engine. Works on finding-out of the reasons of ignition and introduction of a complex of the measures interfering ignition, were spent under direction of doctor V.Polyanskogo.
The major материаловедческой a problem{task} at creation of hydrogen engine RD-0120 for block TS was development of manufacturing techniques of disks of rotors from superalloy ЭП741 and крыльчаток the pump for submission of hydrogen from titanic alloy ВТ5-1КТ methods of metallurgy of granules. Under the initiative of main designer КБХА of A.D.Konopatova two bases гранульной metallurgy - both in КБХА, and in НПО "Composite" were simultaneously under construction and equipped. Base КБХА was equipped with the import equipment, and on the basis of НПО "Composite" was established{installed} domestic, for the first time made on the several enterprises of the country. Both bases were in due time and are successfully entered in build.
The volume of experimental works was simply huge: thousand шлифов for электронно-microscopic research were made tens thousand samples, hundreds results of examinations, the conclusions and recommendations continuously were issued, in the emergency order specifications on delivery of materials were developed and changed. By enthusiasm have been penetrated all - from the general director up to technics{technical equipment}-материаловеда and the worker at the machine tool. As a result in a rocket complex of "Energia" - "Buran" it has been used 82 new materials making over 80 % of weight of a design.
Прочностная working off of the central tank, by virtue of its{his} specificity as designs of greater{big} dimensions and the weight working in conditions of low, cryogenic temperature, was conducted under enough complex{difficult} program. Pilots of this program were ЦНИИМаш and НПО "Energia", and ideologists - A.V.Karmishin, A.V.Andreev and N.A.Pavlov. Scales of a design and real loadings demanded creation powerful прочностной experimental base. That remains from Н-1, was insufficiently for direct working off of the block. For example, at прочностной to working off of a pendant fuel compartment " the Space of the Shuttle " the consecutive program which allowed to spend static tests of full-size tanks of an oxidizer, fuel and криогенно-static tests of units of a fuel compartment was carried out at operating{working} temperatures of liquid hydrogen. We had no large-sized силовозбуждающими stands and криогенно-hydrogen chambers, therefore the program was under construction in view of opportunities прочностной bases of institute and a under construction cryogenic stand on "Progress" (only on nitrogen). The nitric stand was much cheaper hydrogen. In this connection test of a design was supposed at temperatures of liquid nitrogen, i.e. at-180 ...-190 ºС instead of-253 ºС.
Not having tested a design at temperature of hydrogen, its{her} real cryogenic hardening can be defined{determined} only экстраполированием, that brings an error in understanding of the valid working capacity of a design. Прочнисты the rule of acknowledgement{confirmation} of carrying{bearing} ability of such constructions only on the basis of results of real tests adhere to all world. Therefore the economy in means entailed weighting a design because hardening of a design from temperature-183 up to-253 ºС was not considered and settled " in a stock ". The stock could be opened only by special kinds of tests.
For carrying out of tests the central block членился on separate fragments which on the dimensions corresponded{met} to opportunities прочностных stands. These fragments named assembly.
Assembly 1 is a simulator of a tank of the fuel, intended for test of the bottoms of a hydrogen tank. All simulators such in the program were carried out in real scale on diameter and on other elements of a design of tanks. The height (length) баковых fragments varied only - it{she} defined{determined} a dimension of a design. In assembly 1 обечайка a tank practically was absent, actually it there were two welded{cooked} bottoms-top and bottom. In use this assembly referred to "сечевицей". Assembly 2 is полуразмерный a tank of an oxidizer. Assembly 3 for tests of an average part of block TS consisted from межбакового a compartment with пристыкованными platforms of tanks of an oxidizer and fuel. The height of each capacity simulating tanks, was defined{determined} by real influence of the resulted{brought} part of rigidity of tanks and enabled to reproduce work of this compartment, as in a full-size design, with sufficient reliability. Assembly 4 is a natural tail compartment with communication centers and the simulator of the bottom part of a hydrogen tank. Assembly intended for definition of carrying{bearing} ability of a fodder part of block TS. The average part of a tank of fuel in прочностных tests was represented by the truncated tank on size of several секций, adjoining to the bottom and top bottoms of a hydrogen tank. The communication center with the orbital ship was tested in structure of this assembly. Further units and units of the block - in structure of ground protection, forward обтекателя, communication centers, panels, support, pipelines were independently tested. The block I was tested.
Kinds of tests of fragments were grouped around of target application of the rocket block. Tests for acknowledgement{confirmation} of working capacity of a rocket 4М which intended for working off of a complex of ground means and refuelling of the block by real components - oxygen and hydrogen, were designated by an index 2И-1. The abbreviation 2И is прочностная working off. Assembly participated in tests 2И-1 1 and 2 which passed{took place} static tests without destruction at a factory "Progress". In ЦНИИМаше static tests passed{took place} assembly 3 and 4 as more dimensional. Tests 2И-1 under the loadings equivalent to loadings of a bench rocket 5С, were spent with assembly 3 and 4. In the beginning these assembly have passed{have taken place} the full program нагружений in ЦНИИМаше, then have been transported to Kuibyshev, for "Progress" and were tested static нагруженнием in the cryogenic stand. After end of the program of криогенно-static tests simulators of the bottom part of a tank of an oxidizer, the top and bottom parts of a tank of fuel have been subjected to independent static tests before achievement of ultimate loads. Assembly 2 has passed{has taken place} криогенно-static tests completely. In addition have been put on trial under the special program simulators of the bottom part of a tank of an oxidizer, the bottom bottom and обечайка the same tank and a tank as a whole under loadings 5С. The tail compartment in ЦНИИМаше was tested.
Tests of group 2И-2 and 2И-3 pursued the purpose of acknowledgement{confirmation} of working capacity of the block in conditions нагружения in structure of rockets of variants 6С and 1Л. After decision-making on manufacturing a rocket 6С in a flight a variant of the program прочностных tests 2И-2 and 2И-3 were united and have partially rearranged. A number{line} of tests has been lead under the program 5С. Practically full block which in structure of fragments in the form of сборок 2, 3 and 4 should pass{take place} static and криогенно-static tests participated In the program of rockets 6С-1Л.
To the beginning прочностной working off of the block under the program of a flight of a variant have been lead all kinds of tests under a rocket 4М. 1,15 complete sets of block TS in conditional calculation have been used. Under 5С 0,8 complete sets were planned. In the mixed variant with 6СЛ 1,05 complete sets have been used.
As a whole прочностная the program of working off of block TS provided manufacturing approximately 3,65 complete sets of blocks if to estimate{appreciate} all assembly, examinees compartments and tanks on labour input of their manufacturing. By a factory "Progress" it has been declared impossibility to realize manufacturing of these complete sets and equipments for прочностных tests in terms which provided the duly beginning of tests 5С and further 6СЛ and 1Л. The ministry has demanded on board of reduction of volume of experimental working off. For the first time in the decision of board, despite of objection of the main designer, it was offered to change the plan of working off and displeasure in occasion of its{his} obstinate attitude{relation} to the decision of a management{manual} is declared{announced} publicly.
Further the system has earned. In connection with that change of the program cannot be realized by anybody, except for general or main designers, the commission of experts led by the Central institute of mechanical engineering has been created. The commission has developed the conclusion. I have not signed this conclusion. Then reception which was in a life of the device has been applied - the conclusion was signed "disciplined" by the general designer and one of assistants to the main designer. So easily do without the main designer. But if it has turned back failure in flight, the device would be pure{clean}.
In what an essence of the conclusion of a commission of experts? The basic reasons of a technical substantiation of a commission of experts - on minimally necessary volume of an equipment and terms of experimental working off of durability of block TS of a booster rocket of "Energia". On 1-му to a stage - working off of durability of a rocket 5 With: " Durability of capacities of a rocket 5С in structure of assembly 3 - static tests and assembly 4 - static and криогенно-static tests - to confirm with results прочностной working off сборок with simulators of capacities for a rocket 1Л which have a little bit smaller, no more than on 9 %, carrying{bearing} ability, by forecasting according to тензометрии ".
" Durability of the strengthened zones of capacities 5С to confirm on the basis of the analysis of settlement data, the experimental information received at tests сборок 3 and 4 experimental сборок 2И-1 (4М), and also use of corresponding{meeting} equipment for reproduction of local loadings from frame compartments at independent cryogenic tests of simulators ".
On 3-му to a stage - working off of durability of a rocket 1Л: " Tests of simulators of capacities before destruction at normal temperature are necessary for reception of the information on actual factor of cryogenic hardening at temperature of liquid nitrogen. This factor is offered to be extrapolated in the further up to temperature of vinyl and to use at simplification of a design. The simplification planned for the subsequent complete sets of a regular rocket to realize, first of all, due to specification of loadings ".
" Research of actual values of factors of cryogenic hardening to continue during specially put experiments of researches on samples, models and separate fragments of the capacities made{produced} on regular technology ".
Conclusion of the commission: " the Offered order of carrying out of tests allows to execute прочностную working off of rockets 5С, 6СЛ and 1Л on the basic settlement cases and at end with positive results to give out the conclusion about durability ".
It is easy{light} to see, that the main idea of this conclusion was to exclude from the program прочностных tests revealing of real opportunities of a design, and consequently also weights. It was offered by the commission, by " forecasting according to тензометрии ", " durability to confirm on the basis of the analysis of settlement data ", and " value of factors to extrapolate "... And so on. This reduction finished as a matter of fact the further works on perfection of a design. It is necessary to recollect one of publications in the newspaper of "News" in December, 1991 in which with genuine amazement and gloating it was described, that our design "appears" had deficiency of weight up to 7,5 т. The conclusion of the commission the volume made сборок decreased to 2,72 complete sets, т. е. On 25 % - ощутимо. It was offered to compensate loss later.
Except for achievement of completeness прочностной working off, we planned, creating some "stream" made сборок, tanks and blocks to lead up technology of so complex{difficult} design to a necessary level. At manufacturing such quantity{amount} of elements of the block for прочностных tests in parallel with units for a rocket of a flight of a variant there was an opportunity to carry out selection of their best execution{performance} in favour of flight of a variant of a rocket - a little bit worst went for static tests.
Thus, to the beginning of flights of tests of a rocket 6СЛ the program has been realized necessary, but insufficient for carrying out of the further works. The basic purpose of the program - acknowledgement{confirmation} of constructive integrity of an oxygen tank at critical settlement loadings. Assembly was tested: an oxygen tank + межбаковый a compartment + the simulator of a hydrogen tank + a loading ring.
4 cores of a mode were provided: опрессовка (test by internal pressure); нагружение which acts an initial site of flight, simulating acceleration at work of the first step, for check cylindrical обечайки and the bottom section оживального the bottoms on stability; нагружение, operating{working} at отрыве rockets from a starting platform, for check cylindrical обечайки and the bottom section оживального the bottoms on stability from shift; check on stability of the top section оживального the bottoms at action on it{her} simultaneously efforts of shift and compressing efforts at the moment of the termination{ending} of refuelling.
All tests were spent at normal temperature in view of reduction of loadings by effect захолаживания.
At прочностных tests межбакового a compartment assembly was tested: the top ring + the simulator of an oxygen tank 4 межбаковый a compartment + the simulator of a hydrogen tank + the bottom ring. Tests were spent on seven modes нагружения with modelling temperature modes межбакового a compartment on joints with simulators of capacities.
The hydrogen tank was tested in structure of assembly: the top ring + the simulator of an oxygen tank + structurally similar "intertank" + a hydrogen tank + the bottom basic ring. Tests were spent on three modes нагружения under two programs: at normal temperature and the resulted{brought} loadings and at temperature of liquid hydrogen and settlement loadings.
The measures of the central block consists of two subsystems: used at a flight and other kinds of working off and a regular subsystem of measurements. The first subsystem it was planned to use only for the first start-up of a booster rocket, and the second - for all planned flights. Means of measurement of the first subsystem include gauges and the devices, allowing to carry out the control and measurement of operating{working} factors and parameters: Influence on a design of aerodynamic loadings, heating of elements of a design of a step on a site of flight in an atmosphere, characteristics of a stream of components in account highways, behaviour of a liquid in tanks, parameters of components - temperatures, density at various levels and points in volume of a tank, pressure, temperature in gas pillows, temperature of gas of pressurization, a condition and temperature of components in the intaking device, vibrating characteristics of a design of a step during flight, frequencies, fashions, acoustic loadings at start and in flight, тензометрирование basic elements of the power{force} scheme{plan} of the first step. After end of the program отработочных flights of a booster rocket elements of the first subsystem will be removed{be taken off} from a board of the central block and in the further the regular system will be used only.
The regular subsystem provides measurement only some key parameters: levels of a liquid in tanks at refuelling and flight, pressure and temperatures in gas pillows and components on an input{entrance} in engines, a number{line} of impellent parameters and control systems.
For work of gauges of a measures the direct current by a pressure{voltage} 24 Century Devices of the communications betraying and the intensifying equipment of system of telemeasurements is used are placed in межбаковом a compartment.
The measures by which the central blocks intended for tests at working off of refuelling and огневых of bench tests are equipped, on the structure exceeds volume of measurements on flight blocks. The program of measurements at these steps is increased aside the functional importance of parameters. At working off of refuelling the major importance is given to temperature, pressure, charges, work of the pneumatichydraulic scheme{plan} and a control system. At огневых bench tests to-pneumohydraulics, impellent installation and a control system with agencies. The regular system of telemeasurements is used for the control and over ground tests.
Dot gauges of levels are the gauges of resistance which are giving out a discrete signal, depending{dependent} from that, there is a gauge in a liquid or outside of it{her}. In each fuel tank is available such ten gauges. Is also on two gauges at the basis of each tank for small levels of refuelling and the termination{ending} of fuel in tanks.
Pressure in a gas pillow is one of the most critical parameters for tanks. In the top part of each tank it is established{installed} in a collector four identical gauges of the pressure, giving out the information in systems. Gauges of pressure in a gas pillow потенциометрического type, with a pressure{voltage} of excitation 5 Century These gauges well function in the environment of fuel tanks and provide demanded accuracy. Installation of gauges is carried out so that to reduce a heat transfer and to provide clearing vibrations.
Gauges of temperature of gas in a pillow are mounted in the top zone of both tanks. A range of measurements of gauges in a tank of liquid hydrogen from-257 up to +193,5 ºС. Gauges of temperature are gauges of resistance and represent a shoulder in the four-element bridge of resistance. Accuracy of the gauge-1 %.
At a choice of types of gauges of a measures such requirements undertook a basis, as high reliability, compatibility with materials and ability to function in severe constraints. For measurement of temperature the platinum thermometers of resistance pasted and fixed are used.
Gauges of pressure for measurement of an aerodynamic stream - with variable resistance whereas pressure in tanks, pressure of air and pressure differences are measured by standard gauges потенциометрического type. In these gauges diaphragms, communications{connections}, turns are applied. The obligatory requirement is carrying out of qualifying tests of gauges, and also tests for accuracy and accumulation of skilled data on a resource. Each gauge is delivered with калибровочной to a curve of a manufacturer. Accuracy of calibration makes 1 percent{interest} in a full temperature range and in view of possible{probable} vibrations. Such high accuracy is necessary in connection with use of gauges for regulation of pressure in tanks. Gauges of pressure of air and pressure difference in a range of 2-3 %.
Low-frequency and high-frequency gauges of vibrations are executed with use of two or three piezoelectric crystals. These gauges are incorporated in the uniform block from three amplifiers which has an opportunity to measure factor of strengthening{amplification} and a choice of frequency of the filter. Gauges of a pulsation of pressure in system of clearing of longitudinal fluctuations - too piezoelectric type. Performance data of these gauges are calculated on a range of frequencies of 2-50 Hz.
Thermocouples on the sizes are small, are applied in system of in parallel connected gauges and provide measurement full теплопритока.
Acoustic gauges - piezoelectric with a dynamic range 50 дБ, beginning with 125 дБ. A range of working frequencies of gauges of 5-400 Hz.
The cable network of the central block is collected from power{force}, switching and low-current wire lines with plug sockets and provides communication{connection} of gauges onboard the block with the equipment of a measures. The design of a cable network provides protection of wire communications{connections} against influence of an environment and the conditions created by working engines. The cables located outside of the block on tanks, are protected by special trenches. For indemnification of thermal deformations of the case of the block cables at installation form superfluous length between basic arms. External cables are collected in кабелепроводы which are stretched along tanks of liquid hydrogen and liquid oxygen.

Transportation. The block, its{his} compartments and cargoes are transported on platforms and carriages on pneumatic to a course or on a special rail way. Within the limits of the European part of Russia transportation of separate compartments, as cargo, on an external suspension bracket of the amortized support of the helicopter is tested. Transportation a waterway was made on притопляемой under river bridges to the barge-platform. All these kinds of transportation were used on delivery compartments for carrying out прочностных tests. Made{produced} in Kuibyshev at a factory "Progress", compartments plunged on the road carriage and were delivered to specially built river quay. Further the barge across Volga sent up to the city of Zhukovsky of the Moscow area and by helicopter moved to the situated near Moscow city of Kaliningrad, on a landing strip near ЦНИИМаша where the base settles down branch прочностная.
To Kazakhstan, all-the-year-round transportation a factory "Progress" is tested for the cosmodrome Baikonur of tanks of hydrogen and assembly of a tank of oxygen with межбаковым and tail compartments, as separate cargoes, on a fuselage of the plane 3М-Т. Transported cargoes include shipping auxiliary means: обтекатель, стекатель and a frame which together with compartments of the block form corresponding{meeting} compositions. Collected in a cargo, auxiliary means come back by the plane for a reuse. Contours on a theoretical line обтекателя repeat geometry spherical and оживального the bottoms accordingly. Cargoes are established{installed} on an external suspension bracket of a similar design of power{force} communications{connections} of the block with an orbital step.
Regular transportation of completely collected block should be made by plane An-225. For installation of cargoes it is aboard the plane used подъемно-козловое the device on a manufacturer and on a landing strip of Baikonur.
Before export of completely collected package final check of all interfaces is spent. During all assembly operations, including at works with a package on a fitter, in tanks of liquid oxygen and hydrogen superfluous pressure in relation to atmospheric with the purpose of preservation of high durability of a design is supported{maintained}.

Original version of the text

Вторая ступень - блок Ц

Вторая ступень - это центральный блок ракеты-носителя "Энергия", который связывает в единый пакет четыре блока первой ступени (четыре блока А) и орбитальный корабль. Центральный блок - блок Ц - законченная ракетная конструкция, состоящая из топливных баков (кислородного и водородного), переходного (межбакового) силового отсека, хвостового отсека, двигательной установки и всех обеспечивающих функционирование ступени систем.



Являясь опорной конструкцией пакета, блок Ц выдерживает значительные усилия в узлах крепления боковых блоков и в точках подвески орбитального корабля или полезного груза. Эти нагрузки в узлах крепления блоков А действуют в зоне межбакового отсека, а в узлах подвески орбитального корабля - на нижнюю часть бака горючего и хвостового отсека. В совокупности с действующими напряжениями от внутреннего давления баков эти нагрузки приводят к сложному распределению усилий в конструкции. Основной особенностью силовой схемы блока Ц является разгрузка бака горючего от действия сдавливающих сил при работе двигателей первой ступени и стоянке на старте в заправленном состоянии. Блок Ц фактически подвешен на шарнирных точечных опорах носовых частей блоков А. Нижний пояс крепления блоков А испытывает только поперечные, относительно небольшие, усилия через продольно скользящие опоры. Схема такого рода уже была опробована на ракете Р-7, но она переносит дополнительные нагрузки несимметричного характера к боковым блокам первой ступени, что приводит к определенному увеличению сухой массы боковых блоков.



Баллистическая схема выведения на орбиту корабля предопределяет решающую значимость массовых характеристик второй ступени на энергетические возможности ракеты-носителя. Производная по массе полезного груза составляет 0.95, т.е. любое превышение массы второй ступени эквивалентно уменьшению (почти на столько же) массы выводимого полезного груза. Поэтому требования к конструктивному совершенству второй ступени достаточно высокие.
В течение нескольких лет были проведены испытания большого числа отдельных узлов, систем и подсистем блока Ц, которые в основном подтвердили правильность выбора проектных решений и гарантировали надежную работу при стендовых испытаниях ступени и в летных условиях. За это время были завершены работы по подтверждению прочностных характеристик, динамической и вибрационной прочности, гашению колебаний жидкости в баках, подавлению продольных колебаний в трактах питания двигателя кислородом, подтверждению проектных характеристик пневмогидравлической схемы, выполнены операции по заправке компонентов топлива баков блока, исследована реальная работоспособность конструкции при действии сверхнизких температур криогенных компонентов, отработана технология нанесения теплозащитного и изоляционного материалов, подтверждена надежная работоспособность тепловой защиты, отработаны механические, электрические и гидравлические связи с блоками А, орбитальным кораблем и переходным стартовым блоком. Эти работы завершились перед началом подготовки к пуску ракеты-носителя "Энергия" N 6СЛ, весной 1987г.
По проекту ступень предусматривалось изготавливать на Куйбышевском заводе "Прогресс" с последующей транспортировкой на самолете Ан-225 - "Мрия". В связи с неготовностью авиационных средств транспортировки окончательно собранного блока Ц переправка ступени с завода производилась раздельно, по частям, самолетом 3МТ. Была предусмотрена транспортировка отдельно бака окислителя, бака горючего и грузовой композиции межбакового и хвостового отсеков.




Бак жидкого кислорода. Бак монококовой конструкции состоит из оживальной секции с верхней крышкой и носовым обтекателем, цилиндрической секции, демпфирующих перегородок и сферического днища, соединенных между собой сваркой. Оживальная секция состоит из трех подсекций, в вершинной части замыкается кольцевым шпангоутом. Каждая панель - сегмент оживальной секции - штампуется, приобретая расчетную кривизну, а химфрезеровка создает расчетный рельеф. Вдоль кромок секций выполняются утолщения, обеспечивающие необходимое усиление конструкции в районе сварного шва и сопротивление термическим напряжениям в процессе сварки, препятствующие короблению полотна. Образуются локальные утолщения для последующей приварки держателей магистрали наддува бака жидкого кислорода, крепления датчиков уровней демпфирующих перегородок, коллектора термостатирования, измерительных штанг и для крепления кабельного желоба. Остальное полотно обечайки переменной толщины. Толщина обработанного лепестка-секции зависит от профиля нагрузок на оболочку. Размер лепестков оживального днища определяется форматом выпускаемых промышленностью стандартных листов. Оживальная форма верхнего днища кислородного бака оптимальна для обеспечения наименьшего лобового сопротивления и лучших температурных характеристик при обтекании бака внешним потоком, хотя влечет за собой определенные технологические трудности.
Цилиндрическая часть кислородного бака выполнена сваркой двух секций, состоящих из трех панелей Переменная толщина полотна секций образуется также химическим фрезерованием и зависит от уровня фактических нагрузок, приходящихся на эти секции в составе бака, от технологических образований для сварки лепестков-панелей, приварки элементов внутрибаковых устройств и внешних конструкций креплений пневмомагистралей и кабельных жгутов.
Нижнее днище бака окислителя сферическое, одинакового радиуса с днищами водородного бака. Собирается со сваркой встык из лепестков-секций меридионального членения и полюсной части. Полотно днища гладкое, имеет переменную толщину соответственно нагрузке, с образованием упрочнений в зоне приварки фланцев магистральных трубопроводов и крепления внутрибаковых устройств. Силовой шпангоут, вваренный на стыке цилиндрической секции и сферического днища, имеет элементы механического сочленения с межбаковым отсеком и изнутри усилен под монтажи внутрибаковых устройств. Дополнительных подкрепляющих конструктивных элементов жесткости бак окислителя не имеет.
В нижней, полюсной части нижнего днища приварен выходной раструб расходной магистрали питания двигателей жидким кислородом. Ось выходного раструба смещена по отношению к продольной оси бака на 7º, что обеспечивает подвод топлива в последние с полета при несимметричной композиции масс второй ступени с орбитальным кораблем. Выходной раструб перекрывается противозавихрительным устройством и фильтрующей сеткой с ячейкой 40 микрон. Противозавихрительное устройство с профилированием заборного устройства на выходе из бака обеспечивает уменьшение остатков окислителя в баке. Оптимальная конструкция завихрителя и профиль заборного устройства испытывались на модельном баке. Получено хорошее совпадение опытных и расчетных данных.
Вся наружная поверхность бака покрывается теплозащитой из пенополиуретана, которая обеспечивает расчетный тепловой режим кислорода, и абляционного покрытия для отвода тепла в процессе полета в атмосфере. Применение пенополиуретановой теплозащиты привело к увеличению массы второй ступени, но, учитывая возможное льдообразование на поверхности бака без теплозащиты, ее применение вынуждено.



Конструктивно-компоновочная схема второй ступени ракеты-носителя "Энергии" - блока Ц

Водородный бак состоит из нижнего и верхнего сферических днищ, цилиндрической обечайки на полную длину бака, верхнего и нижнего торцевых шпангоутов. От полюса верхнего до нижнего днища, наклонно к оси, бак пронизывает цилиндрическая тоннельная труба. Сферические днища бака окислителя и водородного бака одинакового радиуса по теоретическому обводу. Днища гладкие, с полотном переменной толщины, с вварными фланцами и люком-лазом на верхнем днище. Цилиндрическая обечайка водородного бака многосекционная. Высота секции зависит от ширины поставляемого листа. Каждая секция скроена из трех панелей, они соединены продольными швами. Цилиндрическая обечайка вафельной структуры. Продольно-поперечный набор образуется системой перекрещивающихся ребер и имеет вид решетки с квадратными ячейками. В отдельных случаях ячейка имеет неправильную форму.
Секция, подготовленная к механической фрезеровке ячеек вафельного полотна, в виде кольцевого пояса, сваренная по продольным образующим, калиброванная и механически обработанная, ставится на многошпиндельный станок СВО-22 с программным управлением; и около трех тысяч ячеек каждой секции в автоматическом режиме фрезеруются в оболочке с исходной толщиной около 45 мм. Точность механической обработки ячеек достаточно высокая для такого рода масштабных пространственных конструкций. При необходимости доведения оболочечной конструкции до веса с минимальным превышением от расчетного предусматривается химическое фрезерование. В первых образцах вафельных оболочек фрезерование производилось на горизонтально-фрезерных станках в плитах-заготовках. Гибка секции в кольцо и сварка производились после фрезерования. Однако этот вариант технологии оказался более трудоемким.
Вафельные конструкции обечаек впервые были применены на боевых ракетах. Они вытеснили в отечественных конструкциях ракетных баков силовые схемы с поперечным и продольным подкреплением, выполненные из прессованных панелей и профилей.
Все элементы корпусов баков окислителя и жидкого водорода изготавливаются из термоупрочняемого алюминиевого сплава 1201.
Изготовленная механическим фрезерованием обечайка проходит подготовку торцов обработкой на токарно-карусельном станке. Токарно-карусельную обработку торцевых кромок проходят и сферические днища.
Торцевые шпангоуты сборные, сегменты свариваются контактной сваркой встык. Профиль, образованный в результате обработки на токарно-карусельном станке, принимает классическую конфигурацию с законцовками, вписывающимися в профиль днищ и обечаек. Шпангоуты имеют специальные элементы болтового соединения с межбаковым и хвостовым отсеками. Промежуточный силовой шпангоут предназначен для крепления переднего узла связи с орбитальной ступенью.
Подача жидкого водорода из бака осуществляется через заборное устройство сифонного типа. Профиль сифонного узла отрабатывался также на модельном баке. Узел имеет противозавихрительное устройство.
Бак рассчитан с запасом прочности, соответствующей работоспособности бака в условиях действия температуры в широком диапазоне - от криогенной температуры компонента и его паров до температуры газа наддува.
Вся внешняя поверхность бака имеет тепловую защиту, наносимую на днища и боковую поверхность. Участки, подвергающиеся воздействию факелов двигателей увода блоков А и подверженные воздействию повышенных теплопритоков из-за взаимодействия стенки со скачками уплотнения, приходящих от орбитального корабля и силовых узлов связи, имеют абляционную теплоизоляцию.
Панельный канал в водородном баке изготавливается из внешне оребренных цилиндрических труб, сваренных с концевыми компенсаторами и газовым демпфером на выходе из водородного бака. Внутри тоннельного канала проходит расходная магистраль окислителя.

Внутрибаковые устройства. Баки оснащены большим количеством устройств. Для гашения колебаний жидких компонентов топлива в течение всего времени полета ракеты внутренние полости баков имеют демпфирующие перегородки, выполненные в виде тонколистовых алюминиевых полотнищ, ужесточенных собственным силовым набором. На боковых стенках водородного бака, на обечайках крепится продольный набор перегородок. Верхние днища обоих баков имеют поперечные кольцевые перегородки. Демпфирующие перегородки, закрепленные на нижних днищах, располагаются в виде радиальных лучей. Конструкция и ее размеры были подобраны на основе теоретических расчетов и проверены в модельных и натурных условиях. Эффективность подтверждена летными испытаниями.
Для регистрации реальных процессов колебаний жидких компонентов на поверхности баков по образующей расположена сеть датчиков колебаний. По оси баков располагаются штанги тепловых датчиков уровней компонентов различного функционального назначения как средств замера истинного уровня заправки, элементов системы регулирования опорожнения баков при работе двигателей, сигнализаторов остатков топлив и часть телеметрических датчиков.
Температурные штанги, закрепленные по оси бака на растяжках, имеют насыщенную сеть температурных датчиков для замера текущей температуры компонентов -поверхностной и глубинной. Замер температур использовался в процессе заправки компонентами блока при отработке процесса заправки на экспериментальных ракетах, при стендовых испытаниях блока. На летных ракетах системы замера температур устанавливаются только на первых образцах.
Для поддержания расчетного уровня температур компонентов на силовых элементах верхних днищ баков крепятся коллекторы термостатирования, через которые по программе подается захоложенный компонент для конвективного перемешивания и усреднения температуры. Система термостатирования и циркуляции позволила держать уровень температур компонентов на расчетном уровне при всех видах работ с блоками Ц в программе отработки ракеты-носителя.
На вершине носовой части оживального днища кислородного бака расположен агрегат регулирования наддува и дренажа. По внешней поверхности агрегат имеет тепловую изоляцию и защищен от нагрузок набегающего потока обтекателем - так называемым передним отсеком. В водородном баке элементы системы наддува и дренажа располагаются на верхнем днище. Газ наддува поступает через распределительное устройство.
Выбор характера изменения и способа регулирования давления в баках влияет на массовые характеристики топливного отсека и на работу двигательной установки. Оптимизация максимального потребного давления в газовых подушках осуществляется не только с целью обеспечения необходимого превышения над давлением упругости паров компонентов топлива на входе в насосы, но также для обеспечения устойчивости конструкции при старте и полете ракеты, когда на каждый бак действуют асимметричные векторы блоков пакета, вызывающие сжимающие и срезывающие усилия. В обоих баках устанавливаются верхние пределы давления для сведения к минимуму несущей способности баков, поддерживаемой внутренним давлением. Эти пределы в значительной степени определяют массовые характеристики баков. Высокая температура газа обеспечивает минимум массы газа в баке, однако ухудшает прочностные свойства оболочки бака и рабочие характеристики таких элементов, как предохранительные клапаны, датчики уровня и других измерительных средств.
Наилучшие соотношения между определяющими факторами для бака жидкого кислорода были получены в результате выбора закона изменения давления газа, когда клапан с диапазоном настройки 0,21 кг/см2 поддерживает уровень давления в газовой подушке ниже верхнего расчетного предела для конструкции на всех участках полета даже при наличии неисправности в системе наддува. Этот диапазон настройки вполне достижим для обычных предохранительных клапанов. Начальная величина давления предстартового наддува составляет 2,6 кг/см2. С помощью датчиков избыточного давления в баке жидкого кислорода поддерживается давление в диапазоне 1,41-1,54 избыточной атмосферы. При выходе ракеты из атмосферы в вакуум в баке поддерживается абсолютное давление, определяемое постоянной полосой регулирования шириной 0,14 кг/см2. Для подавления вскипания жидкого кислорода на поверхности раздела фаз требуется минимальное давление газа в баке -1,41 кг/см2. Давление насыщенного пара при этом составляет 1,27 кг/см2. Кипение кислорода привело бы к значительному увеличению остатков паров в баке.
Аналогичен характер изменения и способ формирования давления в газовой подушке бака жидкого водорода. Начальная величина давления предстартового наддува составляет 3,09 кг/см2 и обеспечивает необходимое превышение над давлением упругости паров на входе в насос при запуске двигателя и запас устойчивости бака во время старта носителя. Поскольку контрольные датчики настроены на абсолютное давление, то примерно до 30-й секунды полета давление газа в баке изменяется лишь в результате работы, совершаемой газом на выталкивании жидкости из бака без подачи газа наддува от двигателей. С этого момента в работу включается система, контролирующая уровни давления газа в баке. Определяющим фактором для выбора уровня давления газа в баке жидкого водорода является необходимое превышение давления над упругостью пара на входе в преднасосы основных двигателей. Давление в диапазоне регулирования 2,25-2,39 атм. обеспечивает соответствующее давление на входе в двигатели и удовлетворяет всем другим требованиям.

Межбаковый отсек. Он объединяет баки кислорода и водорода в единый топливный отсек. В нем предусмотрено размещение элементов пневмогидравлических систем, приборов системы управления и измерения. Он представляет собой цилиндрическую несварную клепаную конструкцию и собран из девяти панелей, четыре из которых - силовые. Прочностную схему образует набор из рядовых, силовых и торцевых шпангоутов, лонжеронов, наружных омегообразных стрингеров и оболочки. Баки жидкого кислорода и водорода подсоединяются к торцевым шпангоутам отсека болтовыми соединениями.
Каждая из панелей изготавливается из листового высокопрочного алюминиевого сплава ВТ-23. Силовые элементы - шпангоуты, лонжероны, работающие в интервале нормальных температур, - выполнены из алюминиевых сплавов В95 и В93. Панель в наборе со стрингерами, лонжеронами на краевых кромках панели, с помощью которых панели механическими элементами крепятся между собой, образуя в совокупности в конечном счете кольцо, силовые окантовки люков обслуживания, сегменты шпангоутов и законцовочные элементы образуют вполне законченную конструктивно-технологическую единицу, позволившую организовать последующую сборку отсека в стапелях как на заводе "Прогресс", так и на его филиале в Байконуре. На четырех силовых панелях, симметрично расположенных относительно продольной оси межбакового отсека, крепятся болтами наиболее нагруженные узлы - кронштейны верхнего пояса связей с боковыми блоками пакета. Узел изготавливается из высокопрочного титанового сплава ВТ-23.
К силовым промежуточным шпангоутам с внешней стороны отсека крепятся узлы с пневмозамками для присоединения отделяемой фермы пневмогидравлических и электрических связей блока с заправочно-дренажной мачтой стартового комплекса, переходника с приборами системы прицеливания.
Внешняя поверхность межбакового отсека в окончательно собранном виде покрывается теплозащитным покрытием путем напыления.

Хвостовой отсек. Представляет собой клепаную конструкцию цилиндрической формы с завершением к кормовой части усеченным конусом. Силовой набор состоит из торцевых, перегибного и промежуточных шпангоутов, продольных элементов силовой схемы - наружных стрингеров и обшивки. К рядовому и нижнему торцевому шпангоутам крепятся обтекатели двигателей, цилиндрический обтекатель-стойка платы электро- и пневмогидравлических разъемов. К перегибному и нижнему торцевому шпангоутам крепятся узлы стержней нижнего пояса средств разделения с орбитальной ступенью или кораблем. Цилиндрическая часть разбита на четыре панели и выполнена из алюминиевого сплава Д16, работающего при низких температурах. Коническая часть также выполнена из четырех панелей. Обшивки, стрингеры, промежуточный шпангоут конических панелей выполнены из высокопрочного алюминиевого сплава В95. Обшивки цилиндрических и конических панелей, стенки промежуточных шпангоутов имеют переменную толщину. Стрингеры, профиль торцевого шпангоута - переменных сечений. Переменная конфигурация достигается химфрезерованием. Профили внутреннего пояса промежуточного шпангоута цилиндрических панелей выполнены из углепластика. Перегибной и опорный шпангоуты (переменной строительной высоты) выполнены из алюминиевых сплавов В93 и В95. Переменная толщина стенок, профили переменного сечения шпангоутов образуются химическим фрезерованием. Титановые сплавы типа ВТ-23, ВТ-16, ВТ-20Л применены для изготовления высоконагруженных кронштейнов связей с боковыми блоками и орбитальной ступенью, фитингов крепления двигателей, кронштейнов, крепежа. Углепластиковые композиционные материалы, кроме профилей, применены для изготовления крышек люков и тяг.

Немного о баках вообще. Основные особенности кислородно-водородных ступеней были связаны с применением компонентов чрезвычайно низкой температуры.
Не все традиционные для ракетных конструкций конструкционные материалы применимы для кислородно-водородных топливных баков. По критерию прочность-плотность, исходя из прочности на разрыв, для криогенных баков наилучшими являются алюминиевые сплавы, содержащие медь, титановые сплавы - альфа-фазы, нержавеющие сплавы - метастабильные виды с холодной обработкой. В основном для топливных баков, переходных отсеков и силовых конструкций применяются алюминиевые сплавы. На ступени "Центавр" для баков используется нержавеющая сталь. Титан по ряду технологических соображений не нашел широкого применения.
К началу разработки подвесного топливного отсека "Спейс Шаттла" был накоплен опыт создания и эксплуатации кислородно-водородных ступеней "Центавр", С-4, С-2, С-4Б.
Водородные баки обязательно имеют теплоизоляцию либо внутреннюю, как на ступенях С-4 и С-4Б, либо внешнюю, как на "Центавре" и С-2. Внутрибаковая теплоизоляция выполняется в виде слоя пенополиуретана с герметизирующим покрытием. Наружная теплоизоляция состоит из стеклопластиковых композиций с пенополиуретановым наполнителем или пенополиуретана и внешним герметизирующим и теплостойким поверхностным слоем. При внешней теплоизоляции учитывается упрочнение материала стенок бака при криогенной температуре, что дает возможность получить выигрыш в массе конструкции баков. Кислородные баки обычно не имеют теплоизоляции. Из анализа некоторых конструктивных характеристик американских ракетных ступеней видно, что уже в 1970 г. на ракетной ступени С-2 был достигнут высокий уровень конструктивного совершенства топливных баков, реализованный впоследствии и в подвесном топливном отсеке "Спейс Шаттла".
Конструктивное совершенство измеряется относительной массой сухой конструкции топливного отсека или бака к массе топлива. При этом в массу топливного отсека не входит масса основных и вспомогательных двигателей, приборов системы управления и телеизмерений. Для ступени "Центавр" с его модификациями группы до АС-8 и АС-15 совершенство достигает значений от 0,118 до 0,0714, при массе заправляемого топлива 14 т. Наименьшее значение соответствует конструкции со сбросом в полете теплозащитных панелей. Для ступени С-4 конструктивное совершенство достигает значений от 0,094 до 0,0884 при массе компонентов топлива порядка 106 т. Для С-2 этот коэффициент для группы отсеков до АС-503 составляет 0,074 и для поздней модификации АС-508 - 0,0573 при массе топлива 452 т.
Представляют интерес конструкции кислородно-водородной ступени С-2, в которой кислородный и водородный баки имеют совмещенное днище, выполненное в виде двух тонкостенных днищ из алюминиевого сплава, между которыми находится теплоизоляция, изготовленная из сотового стеклопластика с пенопластовым наполнителем. Конструктивная прочность днища обеспечивается и относительно высоким давлением бака с вогнутой стороны. Совмещенная конструкция днищ топливных баков нами применялась в конструкциях ракет, которые в силу своего назначения имели ограничения по объему, по длине. Это относилось, например, к ракетам, размещаемым в наземных шахтах или на кораблях. Конструкции баков ступеней С-4 и С-4Б также имели совмещенные днища.
Высокое конструктивное совершенство достигнуто специалистами фирмы "Mapтин-Мариетта" и НАСА. Поиск рациональных схем многоразового транспортного космического корабля "Спейс Шаттл" охватывал анализ различных вариантов компоновки системы с точки зрения конструктивного совершенства. Исследовались схемы разработки фирм "Макдонелл Дуглас", "Грумман", "Локхид", "Норт Америкэн Рокуэлл". Разрабатывались последовательные и параллельные схемы расположения первой и второй ступеней, твердотопливные и жидкостные ускорители, спасаемые крылатые и не спасаемые блоки первой ступени в различных сочетаниях. Принят был вариант параллельного расположения ступеней с подвесным топливным отсеком в варианте, близком к топливному отсеку "Мартин-Мариетта", и твердотопливными ускорителями.
Подвесной топливный отсек в схеме "Спейс Шаттла" является центральным элементом, который связывает в единую систему орбитальный корабль и твердотопливные ускорители, обеспечивает подачу кислородно-водородного топлива к основным двигателям орбитального корабля. Подвесной топливный отсек в значительной степени определяет массовые характеристики "Спейс Шаттла". Поскольку отсек разгоняется до скорости, близкой к орбитальной, то любое увеличение его массы приводит к эквивалентному снижению массы выводимого полезного груза. Подвесной топливный отсек отличается весьма высоким совершенством конструкции, что позволило получить достаточно большую грузоподъемность "Спейс Шаттла" даже при использовании твердотопливных ускорителей.
Ажурная монококовая конструкция топливных баков с оживальным передним днищем кислородного бака, теплоизоляционным и теплозащитным покрытием наружной поверхности всего отсека, межбаковой силовой конструкцией, узлами связи с ускорителями и орбитальным кораблем имеет значение конструктивного совершенства 0,0445.

Дренажная система топливных баков "Энергия". Конструкция дренажно-предохранительных клапанов на обоих баках принципиально идентична и отличается лишь уровнем давления настройки и конфигурацией, связанной с особенностями компоновки этих клапанов. За основу была принята проверенная и отработанная конструкция дренажно-предохранительных клапанов, применяемых на криогенных баках предыдущих разработок. Простота, надежность - вот основные определяющие критерии, принимаемые во внимание при выборе типа дренажно-предохранительных клапанов для баков центрального блока. Управление клапанами при работе в режиме дренажа осуществляется со стартового наземного комплекса путем подвода управляющего гелия давлением 52,7 атм.
Конструкция дренажно-предохранительного клапана функционирует в следующем порядке. Баковое давление через приемную трубку воздействует на управляющий механизм. Если давление в баке слишком велико, открывается тарельчатый клапан управляющего механизма и под действием бакового давления происходит перемещение основного поршня и соответственно открытие основного тарельчатого клапана. Если необходимо дренировать газ из бака по команде, то основной тарельчатый клапан открывается с помощью сервопоршня, на который подается управляющее давление гелия. При сбросе давления происходит закрытие основного клапана под действием пружины.
Отвод или сброс паров из воздушного бака осуществляется по дренажной магистрали к разделительной колодке межбакового отсека, тогда как пары из кислородного бака сбрасываются непосредственно за борт в атмосферу.
Управляющее давление к дренажным клапанам подается от разделительной колодки межбакового отсека по трубопроводу малого сечения.
Повышенные вибрационные нагрузки потребовали некоторых изменений в конструкции клапанов. Для ликвидации утечек через клапан был разработан двухступенчатый механизм, уплотняющая поверхность была покрыта тефлоном. Сопротивляемость ударным нагрузкам достаточно высокая.
Работоспособность дренажно-предохранительных клапанов была подтверждена лабораторным и стендовым испытаниям во всех возможных диапазонах нагрузок, действующих на клапан.
Наддув бака жидкого кислорода осуществляется с помощью изолированного трубопровода через верхний люк бака. Вводится газ наддува в бак через конический диффузор с дроссельной шайбой.
Наддув бака жидкого водорода производится с помощью трубопровода, берущего начало от разделительной колодки. Трубопровод заканчивается в газовой подушке верхнего днища бака диффузором в виде разделителя газов наддува.
Система продувки межбакового отсека обеспечивает безопасность операций на стартовой позиции с жидкими компонентами топлива на борту. В систему входит кольцевой коллектор по внутренней периферии межбакового отсека, через который осуществляется вдув газообразного азота для удаления возможных паров кислорода или водорода из межбакового отсека и предотвращения скопления влаги внутри отсека. Утечка газообразного водорода или кислорода в межбаковый отсек может происходить через конструктивные узлы стыковки магистралей и возможные технологические дефекты, которые могут быть вскрыты при эксплуатации. В случае обнаружения наземной системой газоанализа опасного уровня скопления паров этих компонентов в межбаковом отсеке предпринимаются меры по их удалению или снижению концентрации путем продувки отсека азотом с целью предотвращения возможности возникновения пожара или других аварийных ситуаций.
Трубопровод от разделительной колодки подводит газообразный азот к коллекторам, представляющим собой трубы, проложенные на полке шпангоутов, с многочисленными отверстиями расчетного количества и расположения.

Пневмогидравлические магистрали. Выбор конструктивных решений для магистралей баковых систем и двигательной установки определялся рядом факторов, основными из которых являются надежность, малые масса и стоимость. Трубопроводы, несмотря на кажущуюся простоту, относятся к числу наиболее сложных и трудоемких в изготовлении. Монтаж и испытание смонтированных пневмо- и гидравлических систем и подсистем, по существу, определяет полный технологический цикл сборки центрального блока. На борту центрального блока монтируется 1158 наименований трубопроводов, основная часть которых расположена в хвостовом отсеке (808 трубопроводов) и межбаковом отсеке (241).
Типичный трубопровод - это труба соответствующего сечения, которая, как многоопорная балка, крепится на неподвижных и подвижных опорах и состоит из сваренных встык технологически и конструктивно расчлененных труб с гибкими линейными и угловыми компенсаторами и арматурой. Компенсаторы выполняются с применением сильфонов, карданов, металлорукавов и с помощью монтажных конструктивных приемов, образуя петлеобразные конфигурации отдельных участков, конфигурации типа винтовой пружины и других методов.
При монтаже трубопроводов выполняется 6734 кольцевых сварных швов в автоматическом и ручном режимах. Были разработаны специальные автоматические устройства. Сварные стыки конструктивно формировались с буртами под автоматическую сварочную головку и буртами в случае выполнения ремонта. Каждый стык имел подкладные кольца. В хвостовом отсеке варится 4756 стыков, в межбаковом -1325.
Общая длина трубопроводов, смонтированных на борту центрального блока, составляет около девяти километров.
Расчетным параметром для трубопроводов является вибрация, возбуждаемая проходящим через узел рабочим телом, и вибрационные нагрузки, действующие при работающих двигателях на старте и в полете. Вибрация была причиной разрушения трубопроводов и сильфонных узлов. Риск, связанный с разрушением из-за вибрационных нагрузок, сведен к минимуму установлением оптимального расчетного режима скорости движения газа или жидкости в трубопроводе с помощью соответствующей прочностной экспериментальной отработки конструкции трубопроводов в реальной их конфигурации во фрагментах, жесткого контроля изготовления по всем стадиям технологии и выбора соответствующего материала.
В зависимости от назначения трубопроводы изготавливались из стали типа ЭП810, ДИ52, 12Х18Н9Т и алюминиевого сплава АМГ. Из стали ЭП810 изготавливалось 833 трубопровода, а из алюминиевых сплавов -108.
Трубопроводы сложных форм изготавливались путем гибки, в том числе и на гибочных автоматах с соблюдением ограничений по допустимым минимальным радиусам гиба. Трубопроводы имеют пространственную конфигурацию, что вызвало необходимость начального эталонирования их по месту и последующего изготовления их для монтажа на борту по полученным эталонам.
Трубопроводы отвечают жестким требованиям по герметичности и чистоте внутренних поверхностей. На трубопроводы наносится грунтовка, защитная краска и теплоизоляция, если это необходимо, исходя из условий их монтажа и эксплуатации.
Было несколько случаев дефектов трубопроводов. Разрушение трубопровода подачи управляющего давления при проведении огневых испытаний блока Ц, которое родило проблему и привело к дополнительным исследованиям работоспособности новых марок стали ЭП810 и ДИ52. Непрохождение управляющего давления из-за заваренного по неосмотрительности технологической глухой вставки для центровки трубопровода, что заставило пересмотреть технологию сварки замыкающих систему швов и разработать более объективную систему контроля. Повышенная утечка воздуха как газа управляющего давления блока А перед началом операции подготовки к старту ракеты 6СЛ, связанная с неправильным монтажом уплотнительной прокладки, - уникальный случай, приведший к необходимости пересмотра технологии монтажа и проверки магистралей с различными стыками.

Особенности функционирования топливного отсека в составе двигательной установки. Маршевая двигательная установка центрального блока ракеты-носителя "Энергия" состоит из четырех кислородно-водородных жидкостных ракетных двигателей, установленных в хвостовой части.
В связи с тем, что вторая ступень одноразовая, одним из основных требований к разработке центрального блока и систем его двигательной установки являлось обеспечение минимальной стоимости изготовления в производстве. Вместе с тем следует иметь в виду, что блок отделяется перед самым выходом на орбиту орбитального корабля или полезного груза, не добирая всего 30 м/с скорости, поэтому перетяжеление блока за счет упрощения конструкции и технологии приводит к уменьшению массы полезного груза. Таким образом, блок представляет собой относительно легкую и надежную конструкцию.
При разработке систем двигательной установки базировались на уже достигнутом уровне двигателестроения, но в основе была первая крупная отечественная разработка энергетической системы на водороде.
Компоненты топлива подаются к двигательной установке по магистрали от бака окислителя и бака горючего, защищенным пенополиуретановой теплозащитой с вакуумными рубашками на гибких элементах.
Двигатели и клапаны в системах двигательной установки требуют повышенной чистоты для предотвращения возможности попадания посторонних частиц в чрезвычайно тонкие каналы и притертые поверхности. Это чрезвычайно сложная проблема, которая потребовала создания стерильных условий в производственных помещениях, цехах, лабораториях и на стендах. Кроме того, реализованы технологические меры очистки внутренних полостей баков, трубопроводов, клапанов и двигателей. На входе в топливные магистрали устанавливаются сетчатые фильтры. Благодаря большому диаметру сетчатых фильтров, их работоспособность обеспечивается даже при заметном засорении.
Нижнее днище бака окислителя и вход в заборное устройство спрофилированы таким образом, что гидравлические остатки жидкости в баке окислителя практически отсутствуют. На входе в заборное устройство бака окислителя установлены вертикальные перегородки, выполняющие функции воронкогасителей. Они предотвращают преждевременный прорыв газа из подушки бака в топливную магистраль. Заборное устройство в баке горючего выполнено в виде профилированного сифона, защищенного сеткой. Перепад на этой сетке составляет всего 0,035 атм.
На магистралях окислителя и горючего используются одинаковые по конструкции гидравлические разъемные устройства. Они снабжены разделительными клапанами с пневмоуправлением.
При достаточно больших скоростях заправки для подавления гейзерного эффекта необходимо переохлаждение заправляемого окислителя. Для защиты от гейзерного эффекта используется инжекция гелия в основную магистраль окислителя. В ходе барботирования гелия через столб кислорода в вертикальной магистрали окислителя происходит охлаждение жидкости за счет испарения кислорода в поднимающиеся вверх пузыри гелия.
В номинальном случае температура заправляемого окислителя лежит в диапазоне 90,5-92,1 º К, исключая момент захолаживания. Такая температура жидкого кислорода вполне достаточна для устранения гейзерного эффекта.

Бортовая система заправки и слива компонентов топлива. Заправка и слив компонентов топлива в баки производятся через разделительные клапаны, расположенные в хвостовой части стыковочной платы. В каждой заправочной магистрали установлено последовательно по два отсечных клапана, обеспечивающих надежное закрытие магистралей во время старта ракеты. Таким образом, при заправке компоненты топлива вначале подаются в заправочные магистрали, а затем по основным топливным магистралям поступают в соответствующие баки. Заправка контролируется с помощью датчиков уровня, установленных в топливных баках.
Заправка обоих компонентов начинается за два часа до старта. Предварительное охлаждение баков и заправка до уровня, соответствующего 2 % объема топлива, выполняется с пониженным расходом. Затем производится ускоренная заправка с номинальным расходом 19 тыс. л/мин, по линии подачи жидкого кислорода и 45 тыс. л/мин. по линии подачи жидкого водорода. Быстрая заправка прекращается при достижении уровня 98 % объема заправляемого топлива. Номинальная заправка с большим расходом заканчивается за 45 мин. до старта. После этого расход заправляемых компонентов снижается и производится точная заправка до полного уровня с последующей подпиткой. Подпитка бака кислорода прекращается за 182 с до старта, бака водорода - за 112 с. После подпитки закрываются дренажные клапаны на топливных баках. Точность заправки составляет для бака окислителя 0,6 %, а для бака горючего - 0,7 %.
Система наддува бака окислителя и горючего, обеспечивая бескавитационную работу бустерных насосов маршевых жидкостных ракетных двигателей, повышает конструктивную прочность баков на начальном этапе полета при действии на бак больших сжимающих сил и внешнего атмосферного давления. Кроме того, система наддува создает условия для обеспечения минимального остатка газов в подушке.
Предпусковой наддув баков окислителя и горючего производится газообразным гелием из наземной системы до давления 2,6 атм., а бака горючего - до давления 3,1 атм. Такой уровень достаточен как для бескавитационной работы насосов, так и для обеспечения прочности баков при старте. Предпусковой наддув баков окислителя начинается за 143 с до старта, а бака горючего - за 80 с. Заданное давление в подушках поддерживается гелием из наземной системы до момента старта, когда происходит расстыковка разъемных соединений.
При достижении давления внутри бака выше расчетного срабатывают предохранительные клапаны. Предохранительный клапан бака окислителя настроен на избыточное давление 1,83-1,62 атм., а горючего - на 2,67-2,46.
Рабочий наддув бака окислителя производится "подогретыми" парами кислорода, которые отбираются от каждого маршевого двигателя, собираются в коллектор и затем по единой магистрали подаются на наддув. В маршевых двигателях предусмотрены специальные теплообменники - испарители, в которых вырабатывается горячий газообразный кислород для наддува.
Наддув бака горючего производится "подогретым" газообразным водородом, отбираемым после турбин бустерных насосов горючего каждого двигателя, который собирается в коллектор и по единой магистрали подается в бак горючего.
Давление наддува в баке окислителя поддерживается в диапазоне 1,41-1,55 атм., а в баке горючего - 2,25-23 9. Таким образом, максимальное рабочее давление в подушке баков оказывается на 0,07 атм. ниже минимального давления настройки дренажно-предохранительного клапана.
Газ наддува подается в бак окислителя через конический распылитель, а в бак горючего - через Т-образный распылитель. Применение специальных распылителей газа наддува обеспечивает необходимое перемешивание газа в подушке бака, уменьшает неравномерность температуры в подушке и перегрев в верхней зоне бака.
Маршевые двигатели центрального блока включаются за несколько секунд до старта, одновременно начинается рабочий наддув топливных баков газообразным кислородом. Регулирование давления в баке и расход газа наддува начинается с момента старта. Так как давление в окружающей атмосфере по мере подъема падает практически до нуля, то и давление наддува в баке тоже монотонно уменьшается на 1 атм. Приблизительно со 120-й секунды полета давление в баке поддерживается на постоянном уровне с разбросом, который обеспечивает система регулирования. Максимальное давление газа в баке не должно превышать верхнего предела прочности бака. Разброс настройки дренажно-предохранительного клапана был принят на уровне 0,21 атм. Уменьшение давления и снижение разброса настройки дренажно-предохранительных клапанов прямо пропорционально снижению массы баков.
Система наддува бака настроена таким образом, чтобы предотвратить возможность объемного вскипания жидкого кислорода. Давление насыщенных паров кислорода, соответствующее среднемассовой температуре компонента, равно 1,27 атм., а минимальное давление газов наддува в баке окислителя составляет 1,41 атм. Таким образом, минимальное давление в баке на 0,14 атм. превышает давление насыщенных паров кислорода.
Датчики давления в подушке бака горючего настроены на абсолютное давление. Поэтому регулирование наддува бака горючего не зависит от окружающего атмосферного давления и начинается только после того, как давление в подушке упадет до заданного диапазона порядка 2,25-2,39 атм. Так как давление предпускового наддува составляет 3,1 атм., то в течение первых тридцати секунд полета, пока давление падает до 2,39, расход газа на наддув будет минимальным и нерегулируемым. Нижний уровень давления в баке горючего превышает минимально потребное давление приблизительно на 0,11 атм.
Максимальная температура газа в подушке бака окислителя достигается к 300 секунде полета и составляет около 250 ºС. При этом, максимальная температура верхнего днища равняется 140 ºС К концу работы двигательной установки температура слоя газа в подушке высотой около 4 м составляет более 200 ºС. Максимальная температура газа наддува в верхней зоне подушки водородного бака равна 66 ºС. Средний расход паров кислорода для наддува бака окислителя на установившемся режиме составляет примерно 3,18 кг/с, а паров водорода для наддува бака горючего - примерно 1,04 кг/с. По опытным данным, начальная температура окислителя при запуске двигателей составляет -181,7 ºС, а конечная температура при выключении двигателей равна -180,8 ºС, т.е. "прогрев" кислорода в баке за время работы двигателей не превышает 0,9 ºС. Соответственно начальная температура жидкого водорода равна -252,6 ºС, а конечная - -252,3 ºС.

Система дренирования баков. В состав этой системы входят дренажно-предохранительные клапаны, дренажные магистрали, датчики давления в баках и гелиевая система для подачи управляющего давления к клапанам.
Дренажный клапан требуется для сброса паров из бака при заправке его компонентами топлива и нахождении ракеты-носителя на старте в заправленном состоянии. Предохранительный клапан предотвращает увеличение в полете давления в подушке бака сверх допустимых значений, определенных прочностными характеристиками бака. Дренажный и предохранительный клапаны каждого из топливных баков объединены в один клапан и установлены на верхних днищах баков окислителя и горючего.
Блок управления для ввода в действие дренажной системы размещается в наземном комплексе. Для открытия дренажного клапана к нему подается управляющее давление 52,7 атм. Для закрытия это давление сбрасывается. Некоторое запаздывание срабатывания дренажного клапана объясняется размещением его на удалении, но это не вызывает серьезных затруднений и учитывается в циклограмме предпусковых операций.
Газ, дренируемый из подушки водородного бака, отводится по дренажной магистрали к разъему в межбаковом отсеке. При стоянке на старте и стенде дренируемые пары водорода далее поступают в наземную дренажную магистраль, по которой они подаются в безопасную зону и сжигаются.
Пары кислорода из подушки бака окислителя сбрасываются непосредственно за борт ракеты.
Система предусматривается для предварительного захолаживания насосов и топливных магистралей маршевых жидкостных двигателей перед их запуском. Для этих целей от основной топливной магистрали горючего имеются отводы, которые в обход разделительных клапанов с помощью насосов с электроприводом подают жидкий водород на вход в бустерный насос каждого из маршевых двигателей. Затем водород собирается в общем коллекторе и по единому трубопроводу возвращается в бак горючего. Сброс горючего в наземную систему во время предпускового захолаживания двигателей неприемлем из-за больших потерь давления при течении охлаждаемого потока водорода через двигатель.
Захолаживание магистралей окислителя производится без использования подкачивающих насосов, так как высокого гидростатического давления, создаваемого реальной компоновкой, достаточно. Сброс кислорода после охлаждения двигателей производится по специальной магистрали в наземную систему. По оценкам, расход жидкого кислорода на захолаживание каждого из двигателей составляет 1,36 кг/с, а жидкого водорода - 0,454.

Система управления расходом топлива. Контроль количества топлива при заправке производится с помощью точечных датчиков уровня, регистрирующих момент контакта их с зеркалом жидкости в баке. Промежуточное количество топлива между точками определялось по показаниям разности давления в дренажных и заправочных магистралях баков, полагая, что процесс заполнения является монотонным.
Регулирование расхода окислителя и горючего в полете осуществляется с помощью клапанов двигателей по показаниям расходомеров, установленных в топливных магистралях. В процессе регулирования расхода топлива в полете поддерживается предварительно заданное постоянное соотношение расхода компонентов топлива. Оно зависит от программы полета, прогнозируемых характеристик двигателей и точности заправки баков компонентами топлива. Диапазон регулировки соотношения в пределах 5,8-6,2. С целью гарантирования полной выработки окислителя предусматривается дополнительный запас горючего (порядка 500 кг). Таким образом, ошибки при заправке и выработке топлива приводят к увеличению объема остатков горючего. В связи с низкой плотностью водорода, даже при значительных объемах остатков горючего масса их будет небольшой.
Отсечка маршевых двигателей производится при достижении заданной орбитальной скорости по команде системы управления ракетой. При этом в баках остается некоторое количество топлива. Но в принципе отключение двигателей может быть произведено по выработке одного из компонентов топлива. С этой целью в нижней части бака горючего установлены пять точечных датчиков уровня и еще пять, регистрирующих появление газовой фазы в жидкости на входе в каждый двигатель.

Система демпфирования продольных колебаний. Одной из серьезных была проблема гашения продольных колебаний. Собственная частота колебаний давления в магистрали окислителя, равная приблизительно 2,4 Гц, может совпадать с собственной частотой колебаний конструкции ракеты и ступени, первая и вторая моды которых лежат в диапазоне 2-2,4 Гц. В связи с малой плотностью горючего, колебания давления в магистрали подачи жидкого водорода не вызывают осложнений, поэтому проблема продольных колебаний касается в основном кислородного тракта.
Колебания давления в топливной магистрали окислителя могут индуцироваться как на участке магистрали от бака до бустерного насоса, так и на участке между бустерным и основным турбонасосным агрегатом. Расчет колебаний конструкции усложняется многоблочной структурой ракеты, что приводит к возникновению и взаимодействию продольных и поперечных колебаний.
При проектировании были рассмотрены два основных метода демпфирования колебаний давления в топливной магистрали окислителя - пассивный и активный.
Пассивный метод предусматривает установку на топливной магистрали вблизи двигателя аккумулятора с газовой подушкой. При введении в топливную магистраль такого аккумулятора, то есть фактически - дополнительной податливости и инерционности, меняется частота и амплитуда колебаний жидкости в трубопроводе. Применение газовых аккумуляторов для подавления продольных колебаний в жидкости в длинных топливных магистралях - хорошо известный и применяемый метод.
Выбор конструкции демпфера и места его установки осуществлялся совместно рядом институтов. Головными институтами были: НИИ тепловых процессов, Институт прикладной механики Академии наук Украины. Были выбраны оптимальные варианты.
Результаты расчетов показали, что установка демпфирующих устройств на выходе из бустерного насоса приводит к усилению колебаний давления в магистрали окислителя. Для эффективного демпфирования колебаний жидкости в магистрали окислителя объем аккумулятора составил 60 л. Аккумулятор установлен на нижней части магистральной трубы подачи кислорода в районе нижнего днища водородного бака перед распределительным коллектором. Были установлены, кроме того, дополнительные демпферы перед турбонасосным агрегатом каждого двигателя.
Благодаря установке пассивных демпферов собственная частота первой моды колебаний жидкости в топливной магистрали окислителя уменьшилась с 2,4 до 1,8 Гц. Тем самым гарантируется несовпадение собственных частот колебаний конструкции и топлива в магистралях.
Первоначально, перед запуском двигательной установки, подушка демпфирующего аккумулятора заполняется газообразным гелием. Затем в полете она непрерывно наддувается парообразным кислородом, который отбирается от теплообменника, установленного на двигателе. Избыточный газ из подушки демпфера сбрасывается в основную топливную магистраль окислителя. Особое внимание при использовании пассивного демпфирующего аккумулятора было обращено на предотвращение прорыва газа из подушки демпфирующего устройства на вход в турбонасос.
В качестве запасного варианта для демпфирования колебаний жидкости в магистрали окислителя маршевой двигательной установки рассматривалось использование активного демпфирующего устройства. Оно предусматривает измерение колебаний давления, расхода, на их основе выработку закона на включение электрогидравлического устройства поршневого типа для создания импульсов давления в топливной магистрали с заданной амплитудой и фазой. Но, в общем, демпфер такого типа, хотя и мало чувствителен к ошибкам сигналов обратной связи, достаточно сложен и менее надежен.
Пневмогидравлическая схема двигательной установки предусматривает систему заправки кислородом и водородом, подачу компонентов двигателям, разделительные пневмо- и гидравлические устройства, захолаживание двигателей, дренаж баков, наддув - предпусковой и полетный, слив оставшихся компонентов после окончания работы двигателей с последующей продувкой магистралей, систему газлифта.
Экспериментальная отработка двигательной установки в составе центральных блоков, предусмотренных для огневых стендовых испытаний, производилась на универсальном стенд-старте, сооруженном в Байконуре.
Программа испытаний включала отработку заправки баков криогенными компонентами топлива, огневые испытания блока с качанием двигателей и дросселирование по тяге.
Основные задачи огневых стендовых испытаний:
- проверка работоспособности маршевых двигателей в составе блока с баковыми системами, реальными топливными магистралями и другими системами;
- оценка предстартовых и рабочих характеристик маршевой двигательной установки при дросселировании двигателей и качании;
- исследование переходных процессов при выходе двигателей на номинальный режим;
- исследование эффектов, связанных с запуском двигателей и авариями в системах блока;
- предварительная оценка низкочастотных продольных колебаний в топливных магистралях;
- отработка методов заправки топлива и оценка точности заправки;
- определение величины выбросов топлива при отсечке связки двигателей;
- оценка работоспособности и определение характеристик теплоизоляции блока;
- определение вибрационных и акустических характеристик и их влияния на конструкцию.
Следует подчеркнуть, что при стендовых испытаниях динамические показатели систем полностью не имитируются, так как частотные характеристики экспериментального блока и штатной конструкции различны. Достаточно полно исследовалась только гидродинамика топливных отсеков.

Проблема уменьшения гидравлических остатков в баках. Величина полезного груза, выводимого на орбиту ракетой, зависит и от количества не вырабатываемых остатков топлива в баках и системах двигательной установки. Они включают в свой состав остатки паров компонентов топлива в подушках баков на конец работы двигателей и гидравлические остатки топлива в баках и топливных магистралях. Масса остатков паров зависит в основном от давления в баках и температуры газа наддува.
Наличие гидравлических остатков топлива объясняется тем, что при расходе последних порций жидкости из бака происходит образование воронки над сливньм каналом, и газ из подушки бака прорывается в топливную магистраль до полной выработки топлива из бака. После прорыва газа в заборное устройство топливной магистрали компонент насыщается газом и не может быть захвачен насосами двигателей. Проблема снижения гидравлических остатков топлива приобретает особое значение в том случае, когда используются компоненты, обладающие высокой плотностью - такие, как жидкий кислород. В основной топливной магистрали окислителя в топливном отсеке содержится приблизительно 5 т жидкого кислорода на момент прорыва газа в заборное устройство. Перед разработчиками была поставлена задача обеспечить максимальную выработку этого топлива. Величина гидравлических остатков топлива зависит от формы днища, конструкции заборного устройства, геометрии топливной магистрали, скорости течения жидкости, перегрузки. Было принято решение провести экспериментальное исследование с использованием масштабных моделей баков и основных магистралей подачи компонентов.
Результаты анализа вариантов компоновок показали, что для баков окислителя заборное устройство должно располагаться в нижней точке бака на продольной оси ракеты. Для бака горючего оптимальным явился сифонный заборник, смонтированный внутри бака над нижним днищем параллельно продольной оси. Для бака жидкого кислорода наиболее эффективными явились профилированные заборники. Кавитация предотвращалась за счет обеспечения такого профиля скоростей в потоке, при котором во всех точках заборника статическое давление превышало давление насыщенных паров.
Вариант сифонного заборника в баке водорода был принят по конструктивным соображениям. Результаты испытаний показали, что оптимальной конструкцией сифонного устройства для забора жидкого водорода является вариант с профилированным входом, расположенным на высоте 114 мм от днища бака. Согласно модельным экспериментам, из бака не может быть выработано более 1,683 м3 или 119 кг жидкого водорода и 0,107 м3 или 48,8 кг, жидкого кислорода.

Основные характеристики топливной системы. Масса сухой конструкции бака жидкого водорода - 14,365 т, бака жидкого кислорода - 5,741 т, межбакового отсека -6,26 т. Рабочий запас топлива блока 703,643 т, в том числе жидкого кислорода 602,775, жидкого водорода 100,868 т. Объем бака жидкого кислорода 552 м3, объем бака жидкого водорода 1523 м3.
Проектом предусматривалось изготовление в полном объеме центрального блока на головном заводе "Прогресс" в городе Куйбышеве. Однако из-за неготовности авиационных транспортных средств и оснащенных производственных цехов изготовление первых сборок производилось на этом заводе частично отдельными конструктивными сборочными единицами.

Производственная база. К 1982 г. на Куйбышевском заводе "Прогресс" был выполнен большой объем работ по изготовлению и монтажу технологической оснастки для изготовления центрального блока "Энергии". Строился корпус 56. Общие затраты на расширение завода "Прогресс" составили полмиллиарда рублей.
Для цилиндрических секций и днищ баков были применены самые крупные заготовки листового материала, подвергаемые необходимой механической обработке. Применение крупных заготовок обеспечивает снижение числа сварных швов. Всего на баках выполняется около одного километра сварных швов. На заводе было смонтировано 34 технологических стапеля и стенда.
На сварочно-сборочном стапеле для сварки цилиндрических секций водородного бака поставляемые листы-плиты проходят ультразвуковой контроль по всей площади листа. Контроль предусматривает обнаружение дефектов, закатанных в листе, неплотностей, включений. После этого лист проходит механическую очистку поверхности, обрезку и на валках закатывается по расчетному диаметру. Панели устанавливаются и подгоняются на стапеле сборки секций. После этого выполняется сварка продольных швов. Шов вертикальный.
Сварочно-сборочный стапель для сборки водородного бака представляет собой массивную конструкцию со сварным автоматом, которая соединяет все цилиндрические секции и днища в единую конструкцию. Секции устанавливаются вертикально по ширине. Подготовленная к сварке следующая секция подгоняется по периметру, находясь над первой секцией, и варится поперечным швом. Шов вертикальный, пристеночный. Последовательно, секция за секцией, наращивается вертикально вверх цилиндрическая часть, а затем привариваются днища.


Монтаж водородного бака второй ступени ракеты-носителя "Энергия"

Контрольные испытания - опрессовки водородного бака - проводятся поэтапно на расчлененных на отдельные части баковых конструкциях с технологическими днищами. Испытания проводятся в этом же корпусе. Бак загружается сверху. Сегментные элементы днищ в стапелях последовательной сборки обрабатываются и подгоняются. На стапеле сборки каждый сегмент зажимается и сваривается, приваривается полюсная часть и шпангоут.


Бак жидкого кислорода второй ступени ракеты-носителя "Энергия" в монтажно-стыковочном стенде, обеспечивающем сборку верхнего полублока

Оживальная часть бака жидкого кислорода изготавливается в виде основных сборок. Первая сборка - передняя оживальная подсекция, вторая - задняя, цилиндрическая.


Монтаж обтекателя бака второй ступени ракеты-носителя "Энергия"

После окончания операций сварки баки по торцевым шпангоутам подторцовываются механической обработкой на станке. Далее баки проходят испытания на герметичность, подвергаются гидростатическим испытаниям жидким азотом на предельное полетное давление. После испытаний баки промываются, очищаются в специальном стенде чистоты.
Нанесение теплоизоляции и теплозащиты производится на стенде с горизонтальным расположением бака. Бак вращается, автоматическое устройство напыляет смесь на поверхность бака. Дозирование компонентов с контролем толщины наносимого слоя ведется в расчетном режиме. После затверждения внешняя поверхность обрабатывается профилированной игольчатой фрезой для доведения толщины покрытия до нужной величины. Обрабатываются и днища. Окончательно сваренный бак с нанесенной теплоизоляцией укладывается на ложементы стенда окончательной сборки баков для монтажа внутрибаковых систем. Каждый бак окончательной сборки имеет камеру чистоты. Монтажники могут проникнуть в бак только после стерилизации одежды в камере. Межбаковый отсек собирается последовательно: сначала в панели, затем - общая сборка и установка силовых узлов, силовых и промежуточных шпангоутов.


Межбаковый отсек второй ступени на монтажно-стыковочном оборудовании во время стыковки с баком жидкого кислорода

Аналогично ведется сборка хвостового отсека. Сборка блока начинается с предварительного формирования хвостового отсека в крупную технологическую подсборку с двигателями. В хвостовом отсеке ведется основной монтаж пневмогидравлических систем, их магистралей и отрывных стыковочных плат. На первом этапе операции проводились на Байконуре.
Затем в горизонтальных стендах стыкуются бак жидкого кислорода и межбаковый отсек, производится окончательный монтаж систем. Бак жидкого водорода стыкуется с хвостовым отсеком с двигателями. Стыковка производится на стенде сборки хвостового отсека с двигателями в вертикальном положении. На этом же стенде производится зарядка жидкостью системы рулевых машин. Как заключительная операция - стыковка двух полублоков. Бак окислителя с межбаковым отсеком и водородный бак с двигателями стыкуются, магистрали, связывающие два полублока, связываются.
Собранный блок проходит комплексные испытания, проверяется работоспособность всех систем, после чего блок перегружается на грунтовую транспортировочную тележку и перевозится на стенд сборки пакета.

Сварка. Топливные баки - это сварная конструкция из алюминиевого сплава 1201. При организации производства опирались на опыт изготовления баков ракеты-носителя Н-1. Этот опыт плюс усиленный поиск по улучшению свойств свариваемых материалов баков центрального блока дали возможность достичь высокого уровня конструктивных характеристик.
Одной из основных проблем при подготовке производства в выборе варианта была сварка корпусов баков. Известно, что менее рискованной с точки зрения возможности образования дефектов в сварном шве является сварка, когда шов располагается в горизонтальном положении и ванночка расплавляемого металла находится ниже сварочной головки. Так в основном варятся баковые конструкции большинства ракет. Анализ накопленных данных по качеству сварных соединений показал, что пористость сварного шва, образование каверн, раковин - основные причины ухудшения прочностных свойств сварки. Предел прочности сварного шва на растяжение практически линейно зависит от процента общей пористости в поперечном сечении испытуемого образца. Наиболее устойчивый процесс сварки с высоким качеством шва - это сварка в нижнем подовом положении сварного шва.
Однако при больших размерах свариваемых частей, их малой жесткости горизонтальная сварка требует изготовления трудоемкой оснастки для заневоливания свариваемых частей с целью сохранения геометрии и больших производственных площадей для размещения стапельного оборудования сборки баков в горизонтальном положении. Была принята технология весьма простая, которая не требовала больших площадей и крупной оснастки. Суть ее заключалась в том, что наращивание секций баков проводилось вертикально вверх. Бак рос в стапеле в высоту. Нижняя секция становилась базовой. Верхняя секция - кольцо - разжималось в пределах упругих деформаций и плотно насаживалось на нижнюю - базовую. Точность изготовления стыкуемых диаметров достаточно высокая - разность периметров стыкуемых кромок составляет не более трех мм. Эта технология избегала изменения геометрии, которая присуща горизонтальной сборке, но вынуждала искать методы и отрабатывать сварку так называемых "пристеночных" швов.
На этом же стенде вертикальной сборки производилось несколько вспомогательных операций фрезеровки свариваемых кромок секций, мехобработки сварного шва.
Сборка и сварка сферических и оживальных днищ производится в формообразующих стапелях с выполнением операций сборки, фрезеровки свариваемых кромок лепестковых секторов днищ и сварки без перезакрепления этих элементов.


Стапель для сборки меридиональных швов сферических днищ баков

Основным способом сварки была определена электроннолучевая сварка, позволяющая получить соединения со свойствами, близкими к основному металлу. Качество сварки зависит от внешней среды, поэтому технологическим проектом оценивался вариант создания камер общего вакуумирования. Однако он был отвергнут из экономических соображений. Было принято направление создания электроннолучевых сварочных установок с локальным вакуумированием. Сварочная установка "Луч-4" и дальнейшие ее модификации "Луч-4М" и "Луч-4М2" с внедренной технологией сварки продольных сварных швов с вакуумированием позволили достичь высокого качества сварных швов цилиндрических секций бака горючего.
Появившиеся технические трудности в создании камер локального вакуумирования для сварки продольных и кольцевых швов оживального и сферического днищ, круговых швов фланцев с оболочками днищ и секций, кольцевых швов емкостей вынудили применить для этих соединений способ высокоскоростной импульсно-дуговой сварки плавящимся электродом в среде инертного газа гелия. По своим показателям этот вид сварки практически не уступает по качеству сварного шва электронно-лучевой сварке. Эти виды сварок отрабатывались в тесном контакте с институтом имени Е.О.Патона.
В процессе отработки сварных кольцевых швов возникла необходимость устранения дефектов - занижений и подрезов глубиной до 0,5 мм по всей длине шва. Учитывая:, что эти дефекты связаны со спецификой формирования сварного шва на вертикальной стенке, был отработан прием дополнительного "разглаживающего" прохода методом гелиево-дуговой сварки без присадки на малых токах. Кроме того, сварка кольцевых швов с толщиной свариваемых кромок 40 мм выполняется в двухстороннюю симметричную щелевую разделку с равномерным заполнением разделки с лицевой и обратной сторон шва, что позволило исключить значительные угловые деформации, достигающие 10 мм на базе 300 мм.
При сварке фланцев с оболочками свариваемые кромки предварительно выгибаются, что позволило в сочетании с электронно-лучевой сваркой до минимума снизить деформации днищ при сварке. Учитывая, что в процессе производства не исключены случаи повреждения оболочки баков и их элементов, проведены поисковые работы по созданию технологии их ремонта. Принятый смелый вариант ремонта с использованием сварки взрывом успешно опробован на реальной конструкции бака.
Для сварки поперечных отсеков применяется контактно-стыковая сварка на контактно-сварочной машине К-754. Машина позволяет сваривать шпангоуты сечением 35000 мм2 (реальное сечение шпангоутов - 25000). Применение этого вида сварки наряду с высоким качеством сварного шва сократил технологический цикл сварки в тридцать раз.
Для выявления непроваров малого раскрытия в сварных швах одного рентген-контроля сварных швов как неразрушающего вида контроля оказалось недостаточно из-за его относительно низкой разрешающей способности. Как дополняющие рентген-контроль были внедрены ультразвуковой и вихретоковый контроль. Были проведены исследовательские работы по дефектоскопии сварных швов электромагнитным методом, повышена точность измерений. Разработана и внедрена методика вихревого контроля.
В этом виде контроля применяется автоматизированная установка "Вихрь-ФТ" для обнаружения дефектов типа "непровар" в продольных сварных швах обечаек с двумерной полутоновой регистрацией контроля на электрохимической бумаге ФАК-II. Одновременно проведен сравнительный анализ зависимости прочности и удельной электропроводности от температуры повторного нагрева сварного шва и околошовной зоны при подварках, что позволило создать методику неразрушающего контроля и вихретоковый прибор "Зона" для контроля области термического влияния сварных швов, в результате чего появилась возможность проводить оценку величины усиления зоны сварного шва с учетом допустимого количества подварок.
При отработке ультразвукового контроля сварных швов узлов из алюминиевого сплава 1201 для каждого вида сварки были подобраны частота прозвучивания, эталонные образцы, преобразователи с различными углами ввода звуковых колебаний в зависимости от толщины свариваемых деталей и конфигурации сварного шва. Контроль осуществляется эхо-импульсным методом в контактном варианте наклонными преобразователями, включенными по совмещенной схеме и раздельно-совмещенными призматическими преобразователями, излучающими поверхностные волны, что обеспечивает выявление дефектов типа "непровар", трещин, пор с отражающей способностью, эквивалентной цилиндрическому отражателю диаметром 0,5 мм, для швов, выполненных электронно-лучевой сваркой, и 1,2-1,6 мм - для импульсно-дуговой и дуговой сварки. Контроль осуществляется дефектоскопами типа ДУК-66ПМ, а для контроля поверхностных дефектов используется УЗД МВТУ. Для неразрушающего контроля мест правки основного материала в зоне сварных швов разработана методика контроля несплошностей с применением вихретокового дефектоскопа КП-1.
По результатам исследований коэффициент безопасности по пределу прочности для конструкций баков и блока Ц в целом был установлен равным 1.4, а для элементов, работающих под давлением, например, для стенки топливного бака и днищ -1,5.
Для отработки прочности создан и введен в строй стенд, предназначенный для криогенных опрессовок, криогенно-статических и криогенно-прочностных испытаний баков диаметром до 8 м и высотой до 34 м. Стенд позволяет производить испытания жидким азотом с обезвешиванием баков и созданием усилий на сжатие-растяжение до 4800 т.
Силовые характеристики стен, пола, силового перекрытия стенда позволяют в полной мере реализовать расчетные нагрузки на натурных сборках. Объем измерительной информации достаточен не только для подтверждения прочности конструкции, но и для совершенствования ее массовых характеристик.
Конструкция теплоизоляции криогенной камеры, выполненная из армированной ППУ с прослойкой из матов на основе стеклоткани и подачей нейтрального газа в полость теплоизоляции, обеспечивает минимальные тепловые потери. Опорная подушка криогенной камеры выполнена из стеклотекстолита марки КАСТ, что в сочетании с подогреваемыми ногами опорно-установочного стола предотвращает промерзание грунта и деформацию основания бокса стенда в течение длительного времени. Испытания могут продолжаться до одного месяца.
Контактно-конвекционная система нагрева позволяет проводить испытания сборок с одновременным захолаживанием различных их частей до криогенной температуры и нагревом до 100-150 ºС.
Для испытания на герметичность корпусов баков в качестве контрольного используется гелий. Учитывая высокую стоимость гелия, а также наличие определенного фона его в атмосфере, что снижает объективность контроля герметичности корпусов баков, разработан "метод дисперсных масс", который не требует оснащения сложной аппаратурой. В условиях ограниченного доступа этот метод становится единственно возможным. Разработана технология проведения испытаний на герметичность баков с нанесенной теплоизоляцией - "дифференциальный метод".
Тарировка баков производится весовым способом.

Чистота. Разработана и применена технология струйного обезжиривания и очистки внутренних полостей баков до монтажа в них внутрибаковых устройств водно-моющим раствором в стенде гидроиспытаний. Создана камера чистоты, используемая для доведения монтажных работ внутри бака. Разработан и использован технологический процесс очистки баков с внутрибаковыми устройствами в стенде с применением хладона. Отработана технология обезжиривания поверхности и контроля качества обезжиривания как по пробе растворителя, так и непосредственно на поверхности. Средства контроля чистоты жидкостей и воздуха механизированы с применением прибора для контроля жидкостей АЗЖ-915, автоматизированной системы контроля чистоты промывочной жидкости в потоке "Фотон-925" и анализатора загрязнения воздуха ЭИП-17.

Спецпокрытия и защита от коррозии. Разработана технология местного анодирования внутренней поверхности баков в процессе их гидроиспытаний.
В качестве подслоя теплоизоляции для повышения адгезии и антикоррозионных свойств покрытия наносится клей Криосил и грунтовка ЭП-0214. Как теплоизоляционное покрытие применен Рипор-2Н, ППУ-17, как теплозащитное покрытие - ППУ-306, ППУ-306Н, ППУ-306НП. На обработанную механическим путем наружную поверхность наносится клей "Вилад-5К" для защиты теплоизоляционного и теплозащитного слоев от влаги, затем - эмаль ХП-5237 и АТП в качестве антистатического терморегулирующего покрытия.
Антистатическое покрытие изготавливалось на основе пигментированного низкомолекулярного полимера "стиросил" для теплозащитных материалов типа ТПВС и на основе токопроводящей эмали ХП-5237, пасты АСП-1 и эмали ХВ-16 для неметаллических материалов типа ЖСП и Рипор-2Н.
Тепловая защита конструкций типа блока Ц включает два вида теплового покрытия: напыляемую теплоизоляцию и сверхлегкое абляционное покрытие. Оба материала наносились на поверхность конструкции напылением или применялись в виде предварительно отформованных элементов. В состав теплозащиты входят также изолирующие покрытия расходных и циркуляционных магистралей системы подачи горючего в сочетании с заполненными инертным газом рубашками и вакуумированной криогенной откачкой.
Теплоизоляция при нахождении ракеты в предстартовом состоянии понижает скорость выкипания компонентов до нижнего порогового значения пропускной способности дренажных клапанов на баках., сохраняет по времени плотность компонентов и повышает точность заправки, поддерживает заданную температуру для нормальной работы двигателей, сводит к минимуму сжижение воздуха на поверхности бака и образование льда. На участке выведения на орбиту теплозащита поддерживает температуру конструкции в расчетном диапазоне и уменьшает остаток жидкого водорода из-за теплового расслоения.
Площадь защищаемой поверхности, тип и толщина теплоизолирующих материалов выбраны применительно к наихудшим условиям окружающей среды и соответствующим аварийному режиму полета с выходом на одновитковую орбиту.
Предполагалось не применять теплозащиту на внешней поверхности бака жидкого кислорода. Однако при параллельном расположении орбитального корабля существует реальная опасность повреждения плиток теплозащиты корабля падающими кусками льда при запуске маршевых двигателей и на участке подъема.
Абляция, от позднелатинского ablatio (отнятие), - унос массы с поверхности потоком раскаленного газа в результате оплавления, испарения, разложения и химической эрозии теплозащитного материала. При контакте покрытия с высокотемпературным потоком газа в его поверхностном слое происходит пиролиз материала (расщепление сложных соединений на более простые) с образованием уносимых газообразных продуктов и твердого пористого остатка - кокса. Этот слой и диффундирующие через него газы обладают высокими теплоизоляционными свойствами и являются хорошей защитой. При абляционном охлаждении большую роль играет получение теплоты обугленной поверхностью. Наряду с обугливающимися существуют абляционные материалы, которые снижают тепловое воздействие на конструкцию за счет испарения, сублимации, разложения и химической эрозии у поверхности покрытия.
Абляционная теплозащита - напыляемая пеноизоляция, представляет собой матрицу на основе кремнийорганической смолы с наполнителями низкой или высокой плотности из углеродных образований, тугоплавких материалов и упрочняющих веществ. Теплозащита наносится на кремнийорганическую грунтовку и полисилоксановое адгезионное покрытие. Внешняя герметизация от воздействия влаги обеспечивается белым эластомерным кремнийорганическим покрытием. Абляционное покрытие наносится на небольшие участки поверхности и применяется либо как самостоятельная теплозащита, либо в сочетании с пенополиуретановым покрытием на тех участках, где высокие теплопритоки. Это покрытие наносится на стойки заднего узла подвески орбитального корабля, а комбинированная теплозащита - на кабельные трассы. Покрытие не является конструкционным материалом.
Неразрушающий контроль толщины плотности и неприклея теплоизоляционных и теплозащитных покрытий типа Рипор-2Н, ППУ-306Н и ППУ-17 базируется на электромагнитном методе при замере толщины покрытий, плотности - на радиоизотопном методе, неприклея - на акустическом методе. Были проведены исследования, созданы образцы и эталоны с заложенными искусственно тарированными дефектами, имитирующими расслоение, неприклей, пористость и отработаны методики контроля.
Измерение толщины покрытия осуществляется прибором ИТН-78А, плотности покрытий - радиоизотопным измерителем плотности, неприклея и расслоений - приборами акустического типа и акустическим индикатором дефектов.
По результатам исследований свойств новых теплоизоляционных и теплозащитных материалов, применяемых в конструкции, разработана методика расчета поля температур в покрытии с учетом эндотермического эффекта разложения связующего и фильтрации газообразных продуктов разложения через деструктивный слой частично уносимого материала.
Приборы сгруппированы на рамах и размещаются в районах первой и третьей плоскостей стабилизации внутри межбакового и хвостового отсеков; для обеспечения нормального температурного режима их работы организованы термостатируемые зоны, отделенные от общего объема отсеков гермочехлами из ткани на основе фторолона ФЛТ-4НА. Для гиростабилизированных платформ сконструирована единая рама. Три прибора системы прицеливания смонтированы на отделяемом переходнике.
Электрические штепсельные разъемы объединены в электроразъемные платы круглой формы. На стыке блока с заправочно-дренажной мачтой старта применены новые электросоединители типа "Аргон". В состав конструкции электроразъемного соединения блока с наземным блоком входит пирозамок-толкатель. Кабели с однородными цепями сгруппированы и удалены от электрически несовместимых систем. Стыки электросоединителей искроопасных цепей заполняются герметиком 51-Г-23.

Пневмощиты. Все искроопасные клапаны сгруппированы и заключены в герметичные контейнеры, продуваемые по программе в процессе подготовки к старту газообразным азотом. Это требование безопасности.

Агрегаты. Некоторые функционально-зависимые клапаны и другие устройства по возможности сгруппированы в отдельные сборочные единицы: агрегат гидравлического питания в системе рулевых приводов и агрегат регулирования наддува и дренажа, генераторный источник тока. В конструктивном исполнении клапанов много общего: имеются датчики исходного положения, уплотнение фторопласта, шариковый замок, трубопроводы соединяются сварными стыками.

Разъемные соединения. В основном разъемные соединения сгруппированы в многоштуцерные колодки по видам рабочего тела. Пожароопасные разнесены друг от друга. Клапаны однократного применения имеют шариковые замки и порционеры. Большинство из них скомпоновано на ферме, отделяемой в районе межбакового отсека и платы разъемных соединений хвостового отсека.
Проверка герметичности топливных систем проводится методом накопления контрольного газа в замкнутом объеме при атмосферном давлении. В качестве объемов накопления приняты свободные пространства межбакового и хвостового отсеков. Проверяется также техническое состояние маршевых двигателей. При проверке герметичности систем контрольный газ фильтруется с точностью не хуже 3-5 микрон с одновременной защитой систем от смазок и других веществ. В качестве контрольного газа при проверке на герметичность систем и баков применялась воздушно-гелиевая смесь.
Вспоминается, что в свое время проверку герметичности систем наших первых ракет типа Р-1, Р-2 и даже Р-5 осуществляли подачей давления во внутреннюю полость, а проверяемый стык или сварной шов покрывался пеной, взбитой из водной суспензии мыла, которое в конструкторской документации так и значилось: "Мыло детское пиллированное". Так что детское мыло было в ходу у ракетчиков.

Силовые узлы подвески орбитального корабля и боковых блоков первой ступени. Подвеска орбитального корабля на центральном блоке ракеты осуществляется с помощью одного переднего и двух задних узлов. Опоры переднего узла связи крепятся на баке жидкого водорода, подкрепленного в этом месте промежуточным силовым шпангоутом. Нижний пояс крепления орбитальной ступени опирается на силовые шпангоуты хвостового отсека центрального блока. Силовые узлы связи орбитального корабля с блоком образуют треугольник. Передача тяги с орбитального корабля происходит через два задних узла. Боковые нагрузки воспринимаются передним узлом и левым узлом нижнего пояса связи, вертикальные, поперечные нагрузки - всеми тремя узлами. Передний узел выполнен в виде двухстоечной фермы, наклоненной в сторону нижнего пояса. В вершине фермы расположен шарнирный узел с небольшим штырем, входящим в зацепление с гнездом на орбитальном корабле. Стопорный механизм в гнезде орбитального корабля фиксирует положение штыря с помощью штифта. Фермы узлов связи заднего пояса выполнены в виде трехстержневой устойчивой конструкции. В вершинах каждой фермы - шарнирные узлы и штыри. Механизмы расцепки всех трех узлов связи орбитального корабля с центральным блоком расположены на орбитальном корабле и используются по проекту повторно.
Узлы крепления боковых параблоков распределены таким образом: на межбаковом отсеке четыре неподвижных опорных кронштейна, во внутреннюю полость которых входят шаровые опоры носовых частей блоков А, они запираются и работают как шарнирная опора, на нижнем силовом шпангоуте бака горючего, на стыке с хвостовым отсеком две скользящие опоры крепления каждого параблока.
Силовые узлы связи верхнего и нижнего поясов разработаны по единой конструктивной схеме и содержат механическое быстроразъемное соединение, удерживаемое в закрытом положении пирочекой и автономным дублирующим устройством на основе удлиненного кумулятивного заряда. Срабатывание разделительных устройств практически безударное и безосколочное, что подтверждено большой реализованной программой отработки с многочисленными срабатываниями.
Несущая способность верхнего узла достигает 150 т, а каждого из двух узлов нижнего пояса связей - 700 т. Детали узлов изготовлены из высокопрочных мартенситостареющих сталей с неограниченной прокаливаемостью ЭП637А-ИД и ЭП678ВД с удельной прочностью 195 и 140 кг/мм2 соответственно.

Расчеты кинематической схемы подвески двигателей. Для реальной кинематической схемы одиночного двигателя с двумя рулевыми приводами построена теоретическая модель пространственного механизма с тремя развернутыми относительно друг друга цилиндрическими поршневыми парами, управляющими направлением вектора тяги. Математическая модель реализована в алгоритмах разработанных программ, которые дают возможность осуществить управление качанием двигателей без соударения.

Анализ нагрузок и расчет на прочность. В основу проектирования ракеты-носителя были положены известные расчетные принципы и условия. Система проектируется так, чтобы выдерживать все нагрузки и удовлетворять всем требованиям гарантированного выведения полезного груза и проведения с ракетой всех необходимых работ.
Наземное обслуживание, транспортировка и хранение не должны быть определяющими по нагрузкам при выборе конструктивных решений для основных систем блока. Наряду с этим конструкция таких больших ракетных систем должна обеспечивать возможность установки пакета в незакрепленном положении при воздействии ветра с вероятностью не ниже 0,999 при скорости до 25 м/с. Топливные баки могут быть при этом заправлены или пусты, с давлением наддува или без него.
Когда носитель установлен на стартовой площадке, а на соседней пусковой установке находится другой носитель, операции с которым могут привести к взрыву, то защита носителя от разрушительного действия давления в фронте ударной взрывной волны обеспечивается с учетом наддува баков.
Система защиты баков от действия окружающей среды проектировалась с учетом того, что отсутствует отрицательный перепад давления.
Конструкция должна быть работоспособной при максимальных рабочих нагрузках после выхода из строя любого единичного конструктивного элемента. Не должно быть значительной текучести материалов конструкции или соответственно - разрушения при нагрузках ниже максимальных эксплуатационных величин.
К напряжениям, полученным в результате умножения коэффициента безопасности по пределу текучести на максимальное эксплуатационное или рабочее давление, добавляются напряжения от максимальных эксплуатационных внешних нагрузок типа динамических, ударных, вибрационных, умноженных на этот же коэффициент безопасности. Полученные результирующие напряжения не превышают допустимый предел текучести материала при температуре, соответствующей заданным условиям.
Аналогично сформулированы правила для результирующих предельных или разрушающих напряжений, которые не превышают допустимый предел прочности при тех же условиях.
Отработавшая ступень или любой блок, отделившийся от остальных ступеней, не имеет повреждений и не воздействует на работу оставшейся конструкции носителя на траектории полета. Средства удержания рассчитаны на полное полетное время исходя из возможности проведения огневых технологических испытаний блоков. При этом учтены эффекты "отдачи" после выключения двигателей при полной заправке баков.
Анализ структуры ракетных систем показал, что силовая схема с параллельным расположением ступеней имеет некоторые преимущества по сравнению с последовательной схемой распределения ступеней. При параллельной работе ступеней компоненты топлива расходуются из топливных баков центрального блока уже на участке работы первой ступени, и к моменту окончания работы блоков первой ступени запас топлива составляет около 70 % от первоначальной заправки. Тем самым снижаются расчетные нагрузки, которые определяют толщину стенок баков.
Для бака окислителя давление газа в подушке и гидростатическое давление являются основными расчетными критериями и обеспечивают уменьшение сжимающих сил от внешних нагрузок. Толщина стенок передней части бака окислителя определяется высокой температурой конструкции в результате теплообмена с газом наддува, тогда как средняя часть бака рассчитывалась на нагрузки, действующие в момент отрыва ракеты от старта. Это связано с меньшей величиной гидростатического давления при максимальной нагрузке.
Оболочка межбакового отсека рассчитывается на осевую нагрузку при максимальном ускорении, а также на внешний изгибающий момент. Однако воздействие от изгибающих моментов мало по сравнению с осевыми усилиями. Оболочка межбакового отсека воспринимает и перераспределяет нагрузки, приходящие от точечных опор блоков первых ступеней, чтобы получить равномерную передачу усилий на стык с баком жидкого кислорода.
Бак жидкого водорода так же, как и бак окислителя, рассчитывается с учетом, что определяющим воздействием для верхней части бака от верхнего днища и большей части цилиндрической стенки бака является комбинированное воздействие давления в баке и температуры газа наддува. Средняя часть бака рассчитывается на повышенное давление в момент старта, а нижняя - на максимальные перегрузки.
Элементы жесткости в баке жидкого водорода рассчитывались на нагрузки, учитывающие расчетные величины изгибающих моментов и осевых сил в момент максимального продольного ускорения. Разрушающие нагрузки уменьшались за счет действия максимального рабочего давления в баке. Передняя часть рассчитывалась на осевую нагрузку и изгибающий момент при максимальной перегрузке с учетом разгрузки от внутреннего давления. Нижняя часть за узлом подвески орбитального корабля не испытывает внешних нагрузок и рассчитывалась на внутреннее давление.
Сила тяги первой ступени в параллельной компоновке приложена к верхней части межбакового отсека блока, так что на водородный бак действуют осевые нагрузки только от тяги своих двигателей.
Хвостовой отсек рассчитывался на прочность при максимальной перегрузке.
Применение нового высокопробного сплава 1201, разработанного И.Н.Фридляндером, потребовало ряда исследований в обеспечение прочности баков. Результаты испытаний показали высокую чувствительность материала и особенно сварных соединений к концентраторам напряжений, вызываемых краевыми зонами и технологическими дефектами типа несоосности сварных кромок и утяжек. Эта особенность материала потребовала повышенного качества расчетов и учета допустимых неточностей и моментности напряженного состояния, вызванного переменностью толщины конструкции. Расчеты проводились методом конечных элементов с помощью автоматизированного комплекса "Система-4". Зачетные прочностные испытания подтвердили правильность принятых методов расчета.
Были решены задачи по устойчивости бака кислорода от ветрового воздействия и устойчивости нижнего днища бака водорода от усилий от расходного трубопровода кислорода при заправке, по результатам которых приняты технические решения, обеспечивающие эксплуатацию с ограничением по скорости ветра при заправке бака кислорода и ограничением величины наддува каркасных отсеков баков.
Было учтено упрочнение алюминиевого сплава 1201 и его сварных соединений, проведено исследование трещиностойкости материала 1201 и его сварных соединений при криогенных температурах. Полученные данные позволили достаточно надежно назначить криогенные опрессовки в среде жидкого азота для конструкций, работающих в жидком водороде. Также в результате этих исследований получены и экспериментально подтверждены критерии трещиностойкости для высоких уровней напряжений, достигающих предела текучести материала. Исследована конструктивная прочность сварных соединений при криогенной температуре на титановых шаробаллонах.
Значительный градиент температур на стыках баков и каркасных отсеков потребовал решения упругопластической задачи для элементов стыка. Разработанная программа расчета упругопластических деформаций оболочечных конструкций методом конечных элементов подтверждена зачетными криогенно-теплостатическими испытаниями сборок каркасных отсеков с прилегающими частями баков, при которых подтверждена также и циклическая прочность.
Наличие действующих значительных сил от двигателей на каркасные отсеки, от связей с параблоками и орбитальной ступенью предопределяет неоднородную структуру конструкции каркасных отсеков Расчеты базируются на методе конечных элементов. Результаты расчетов хорошо согласуются с тензометрией зачетных испытаний.
Проведены проверки вибрационной прочности навесного оборудования и его крепления на отсеках, что позволило внести в конструкцию рад улучшений и показало достаточную вибропрочность конструкции. Испытаны панели с оборудованием и в условиях, имитирующих заданный спектр ударных ускорений с помощью тарированных зарядов взрывчатых веществ.
Для обоснования применения композиционных материалов в некоторых элементах конструкций блока проведены экспериментальные работы по определению их работоспособности в экстремальных условиях. Исследованы, например, свойства композиции алюминий-бор в натурных полуфабрикатах при криогенных температурах.

Характеристики основных конструкционных материалов. Авиационная и ракетно-космическая промышленность страны располагала большим ассортиментом материалов с достаточно подходящими физико-механическими свойствами - материалами, которые потенциально могли быть использованы в конструкции центрального блока. Это алюминиевые, магниевые, титановые сплавы, нержавеющие стали, композиционные и другие материалы. Для правильного выбора материала были приняты некоторые общие критерии, которые позволяли объективно оценить каждый материал и помогли сделать оптимальный выбор. В качестве основных критериев рассматривались такие факторы, как работоспособность материала в условиях работы ракеты-носителя с ее спецификой, связанной с применением жидкого водорода, надежность, которая должна быть максимальной, стоимость и масса, которые естественно должны быть минимальными.
Минимальная стоимость готовой продукции часто не связана со стоимостью исходного материала, так как для обеспечения максимальной надежности и минимальной массы обычно требуются дополнительные затраты, которые но своему назначению направляются на создание предельно сложных и дорогих процессов, обеспечивающих получение материала с минимально допустимыми трещинами, включениями, с подтверждением качества металла, неразрушающими методами контроля. К тому же неразрушающий контроль нельзя считать абсолютным методом, дающим полную гарантию, что конструкция свободна от опасных трещин и дефектов. Они могут быть обнаружены с помощью контрольных испытаний силовым нагруженном конструкции бака -опрессовок. При микроскопических размерах дефектов, которые становятся предметом поиска в готовой конструкции, и высокой вероятности их наличия в материале, имеющем высокие характеристики, в том числе соотношение прочности к плотности металла, метод отсеивания таких баков путем проведения только контрольных испытаний может оказаться весьма дорогим.
Возникает проблема: либо увеличить толщину металла, обладающего высоким отношением прочности к плотности, что обеспечит нормальную работу в штатных условиях и позволит проводить опрессовки при меньших напряжениях, приведенных к уровню работоспособности материала с заложенными неизбежными дефектами, либо использовать для бака другой материал, который не обеспечивает минимальную массу, зато гарантирует максимальную надежность с приемлемыми допусками на разброс характеристик при минимальной стоимости. Поиск оптимального решения этой проблемы явился сутью исследовательских и проектных изысканий при создании ракеты.
По критерию "прочность-плотность" для криогенных баков наилучшими материалами являются: алюминиевые сплавы, содержащие медь, титановые сплавы - альфа-фазы, метастабильные виды нержавеющей стали с холодной обработкой. Если предположить, что все расчетно-проектные показатели материалов эквивалентны, что, вообще говоря, не соответствует действительности, то самый легкий бак для криогенного компонента топлива получается из титанового сплава. Однако максимально допустимый размер дефекта, т.е. критический размер при разрушающем напряжении, у титанового сплава будет ниже, чем в подобной конструкции из алюминиевого сплава. Тем более что допустимый размер дефекта будет мал, чтобы быть обнаруженным существующими доступными средствами неразрушающего контроля. То же можно сказать и про баки из нержавеющей стали с холодной обработкой. К титановым сплавам возвращались тогда, когда малая масса конструкции была первым и решающим условием.
Титановые сплавы - не только довольно дорогой исходный материал, но и материал, требующий больших затрат для реализации сложных технологических процессов изготовления конструкций из него. Сварка больших конструкций, например, в воздушной среде связана с высокой опасностью загрязнения сварного шва посторонними элементами независимо от применения каких-либо методов защиты, в том числе с использованием среды инертного газа. Кроме того, могут образовываться также микродефекты, которые невозможно обнаружить методами неразрушающего контроля. По некоторым оценкам, применение титана в производстве баков приведет к удорожанию технологических процессов изготовления примерно в пять раз по сравнению с производством баков из алюминиевых сплавов.
Алюминий и его сплавы - достаточно высокопрочные материалы, обеспечивающие создание легких конструкций. Благодаря подбору оптимального химического состава удалось добиться повышения вязкости новых алюминиевых сплавов, что повышает живучесть реальной конструкции даже при наличии дефектов в виде трещин или включений различного рода. Новые алюминиевые сплавы обладают хорошей коррозионной стойкостью в жестких условиях работы, в том числе стойкостью к коррозии под напряжением. В силовой конструкции центрального бака применяется ряд алюминиевых сплавов.
Так как материалы составляют основу всех создаваемых конструкций, то их совершенство - весовое, эстетическое, техническое - прямо зависит от оптимизации свойств всех применяемых в конструкции материалов. Создание системы "Энергия" -"Буран", где впервые в отечественной практике использовалось экологически чистое топливо водород-кислород, выдвинуло перед материаловедами ряд задач:
- освоение и технология изготовления баковых систем, работающих при температуре -253 ºС из термически упрочняемого высокопрочного алюминиевого сплава 1201;
- разработка и исследование материалов для водородного двигателя, стойких в жидком и газообразном водороде, в том числе и при высоких температурах и давлениях;
- освоение высокопрочных нержавеющих сталей, не требующих термообработки после сварки для наземных сооружений;
- разработка теплоизоляционньхх и теплозащитных материалов для баковых систем, наземных сооружений и водородного двигателя;
- создание металлургии гранул, производства роторов и крыльчатки из жаропрочных и титановых сплавов методом горячего изостатического прессования;
- разработка методов и средств, предотвращающих возгорание двигателя в кислороде при высоких давлениях и повышенной температуре.

Для успешного решения всех текущих вопросов по материалам на полигоне "Байконур" по вахтовому методу постоянно работали две бригады: одну возглавлял заместитель генерального директора Юрий Георгиевич Бушуев, вторую - Евгений Владимирович Выговский. Работа велась под общим руководством генерального директора "Композита" Станислава Петровича Половникова как в стенах института, так и на ряде предприятий отрасли и смежных отраслей, в первую очередь на заводе "Прогресс", Волжском механическом заводе, на "Энергомаше", на металлургических и химических заводах.
Сложное положение на полигоне возникло в связи с массовым разрушением сварных соединений высокопрочной нержавеющей стали ЭП810 в трубопроводах подачи топлива в ракету. Проведенные исследования обнаружили следы меди в зоне сварки. Оказалось, что следы меди на внутренней поверхности труб при стандартной технологии прокатки на медном керне сделали сталь непригодной для эксплуатации при температуре жидкого водорода. Была изменена технология прокатки на Первоуральском Новотрубном заводе и заменены десятки километров трубопроводов на блоке Ц на Байконуре.
Для нанесения теплоизоляционного покрытия на трубопроводы и для ремонтных работ на водородном баке были созданы малогабаритные установки для напыления теплоизоляции непосредственно на месте.
"Композит" был задействован для предотвращения проблемы возгорания "520"-го двигателя, использующего в качестве окислителя кислород при высоких давлениях. Суть проблемы заключалась в том, что массивные стальные детали турбонасосного агрегата сгорали в кислороде высокого давления за доли секунды. Проблему удалось решить за счет оптимального сочетания материаловедческих и конструктивных решений, направленных на повышение работоспособности двигателя. Работы по выяснению причин возгорания и внедрению комплекса мер, препятствующих возгоранию, проводились под руководством доктора В.Полянского.
Важнейшей материаловедческой задачей при создании водородного двигателя РД-0120 для блока Ц являлось освоение технологии изготовления дисков роторов из суперсплава ЭП741 и крыльчаток насоса для подачи водорода из титанового сплава ВТ5-1КТ методами металлургии гранул. По инициативе главного конструктора КБХА А.Д.Конопатова одновременно строились и оснащались две базы гранульной металлургии - и в КБХА, и в НПО "Композит". База КБХА оснащалась импортным оборудованием, а на базе НПО "Композит" устанавливалось отечественное, впервые изготавливаемое на нескольких предприятиях страны. Обе базы были своевременно и успешно введены в строй.
Объем экспериментальных работ был попросту огромным: изготавливались десятки тысяч образцов, тысячи шлифов для электронно-микроскопического исследования, непрерывно выпускались сотни результатов экспертиз, заключений и рекомендаций, в экстренном порядке разрабатывались и изменялись технические условия на поставку материалов. Энтузиазмом были пронизаны все - от генерального директора до техника-материаловеда и рабочего у станка. В результате в ракетном комплексе "Энергия" - "Буран" было использовано 82 новых материалов, составляющих свыше 80 % веса конструкции.
Прочностная отработка центрального бака, в силу его специфики как конструкции больших габаритов и массы, работающей в условиях низкой, криогенной температуры, велась по достаточно сложной программе. Лоцманами этой программы были ЦНИИМаш и НПО "Энергия", а идеологами - А.В.Кармишин, А.В.Андреев и Н.А.Павлов. Масштабы конструкции и реальные нагрузки требовали создания мощной прочностной экспериментальной базы. То, что оставалось от Н-1, было недостаточно для прямой отработки блока. Например, при прочностной отработке подвесного топливного отсека "Спейс Шаттла" осуществлялась последовательная программа, которая позволяла проводить статические испытания полноразмерных баков окислителя, горючего и криогенно-статические испытания агрегатов топливного отсека при действующих температурах жидкого водорода. Мы не располагали крупногабаритными силовозбуждающими стендами и криогенно-водородными камерами, поэтому программа строилась с учетом возможностей прочностной базы института и строящегося криогенного стенда на "Прогрессе" (только на азоте). Азотный стенд был значительно дешевле водородного. В этой связи предполагалось испытание конструкции при температурах жидкого азота, т.е. при -180...-190 ºС вместо -253 ºС.
Не испытав конструкцию при температуре водорода, ее реальное криогенное упрочнение можно определить только экстраполированием, что вносит погрешность в понимание действительной работоспособности конструкции. Прочнисты всего мира придерживаются правила подтверждения несущей способности такого рода сооружений только на основе результатов реальных испытаний. Поэтому экономия в средствах влекла за собой утяжеление конструкции за счет того, что упрочнение конструкции от температуры -183 до -253 ºС не учитывалось и оседало "в запас". Запас мог быть раскрыт только специальными видами испытаний.
Для проведения испытаний центральный блок членился на отдельные фрагменты, которые по своим габаритам соответствовали возможностям прочностных стендов. Эти фрагменты называли сборками.
Сборка 1 - это имитатор бака горючего, предназначенный для испытания днищ водородного бака. Все имитаторы такого рода в программе выполнялись в реальном масштабе по диаметру и по другим элементам конструкции баков. Менялась лишь высота (длина) баковых фрагментов - она определяла габарит конструкции. В сборке 1 обечайка бака практически отсутствовала, фактически это были два сваренных днища -верхнее и нижнее. В обиходе эта сборка называлась "сечевицей". Сборка 2 - это полуразмерный бак окислителя. Сборка 3 для испытаний средней части блока Ц состояла из межбакового отсека с пристыкованными платформами баков окислителя и горючего. Высота каждой емкости, имитирующей баки, определялась реальным влиянием приведенной части жесткости баков и давала возможность воспроизводить работу этого отсека, как в полноразмерной конструкции, с достаточной достоверностью. Сборка 4 - это натурный хвостовой отсек с узлами связи и имитатор нижней части водородного бака. Сборка предназначалась для определения несущей способности кормовой части блока Ц. Средняя часть бака горючего в прочностных испытаниях представлялась укороченным баком на величину нескольких секций, примыкающих к нижнему и верхнему днищам водородного бака. Узел связи с орбитальным кораблем испытывался в составе этой сборки. Далее самостоятельно испытывались узлы и агрегаты блока - в составе донной защиты, переднего обтекателя, узлов связи, панелей, опор, трубопроводов. Испытывался блок Я.
Виды испытаний фрагментов группировались вокруг целевого применения ракетного блока. Испытания для подтверждения работоспособности ракеты 4М, которая предназначалась для отработки комплекса наземных средств и заправки блока реальными компонентами - кислородом и водородом, обозначались индексом 2И-1. Аббревиатура 2И - это прочностная отработка. В испытаниях 2И-1 участвовали сборки 1 и 2, которые проходили статические испытания без разрушения на заводе "Прогресс". В ЦНИИМаше статические испытания проходили сборки 3 и 4 как более габаритные. Испытания 2И-1 под нагрузки, эквивалентные нагрузкам стендовой ракеты 5С, проводились со сборками 3 и 4. Вначале эти сборки прошли полную программу нагружений в ЦНИИМаше, затем были перевезены в Куйбышев, на "Прогресс" и испытывались статическим нагруженнием в криогенном стенде. После завершения программы криогенно-статических испытаний имитаторы нижней части бака окислителя, верхней и нижней частей бака горючего были подвергнуты автономным статическим испытаниям до достижения разрушающих нагрузок. Сборка 2 прошла криогенно-статические испытания полностью. Дополнительно были подвергнуты испытаниям по специальной программе имитаторы нижней части бака окислителя, нижнее днище и обечайка этого же бака и бак в целом под нагрузки 5С. Испытывался хвостовой отсек в ЦНИИМаше.
Испытания группы 2И-2 и 2И-3 преследовали цель подтверждения работоспособности блока в условиях нагружения в составе ракет вариантов 6С и 1Л. После принятия решения об изготовлении ракеты 6С в летном варианте программы прочностных испытаний 2И-2 и 2И-3 объединились и частично перегруппировались. Ряд испытаний был проведен еще по программе 5С. В программе ракет 6С-1Л участвовал практически полный блок, который в составе фрагментов в виде сборок 2, 3 и 4 должен был проходить статические и криогенно-статические испытания.
К началу прочностной отработки блока по программе летного варианта были проведены все виды испытаний под ракету 4М. Были использованы 1,15 комплекта блока Ц в условном исчислении. Под 5С планировалось 0,8 комплекта. В смешанном варианте с 6СЛ были использованы 1,05 комплекта.
В целом прочностная программа отработки блока Ц предусматривала изготовление примерно 3,65 комплекта блоков, если оценивать все сборки, испытуемые отсеки и баки по трудоемкости их изготовления. Заводом "Прогресс" было заявлено о невозможности реализовать изготовление этих комплектов и оснастки для прочностных испытаний в сроки, которые обеспечивали своевременное начало испытаний 5С и далее 6СЛ и 1Л. Министерство потребовало на коллегии сокращения объема экспериментальной отработки. Впервые в решении коллегии, несмотря на возражение главного конструктора, было предписано изменить план отработки и объявлено во всеуслышание неудовольствие по поводу строптивого его отношения к решению руководства.
Далее заработала система. В связи с тем, что изменение программы не может быть реализовано никем, кроме генерального или главного конструкторов, была создана экспертная комиссия во главе с Центральным институтом машиностроения. Комиссия разработала заключение. Я не подписал этого заключения. Тогда был применен прием, который был в быту аппарата - заключение подписали "дисциплинированные" генеральный конструктор и один из заместителей главного конструктора. Так легко обходятся без главного конструктора. Но если бы это обернулось неудачей в полете, аппарат был бы чист.
В чем суть заключения экспертной комиссии? Основные доводы технического обоснования экспертной комиссии - по минимально необходимому объему материальной части и срокам экспериментальной отработки прочности блока Ц ракеты-носителя "Энергия". По 1-му этапу - отработке прочности ракеты 5 С: "Прочность емкостей ракеты 5С в составе сборки 3 - статические испытания и сборки 4 - статические и криогенно-статические испытания - подтвердить результатами прочностной отработки сборок с имитаторами емкостей для ракеты 1Л, которые имеют несколько меньшую, не более чем на 9 %, несущую способность, путем прогнозирования по данным тензометрии".
"Прочность усиленных зон емкостей 5С подтверждать на основании анализа расчетных данных, экспериментальной информации, полученной при испытаниях сборок 3 и 4 экспериментальных сборок 2И-1 (4М), а также использованием соответствующей оснастки для воспроизведения локальных нагрузок от каркасных отсеков при автономных криогенных испытаниях имитаторов".
По 3-му этапу - отработке прочности ракеты 1Л: "Испытания имитаторов емкостей до разрушения при нормальной температуре необходимы для получения информации по фактическому коэффициенту криогенного упрочнения при температуре жидкого азота. Этот коэффициент предлагается в дальнейшем экстраполировать до температуры винила и использовать при облегчении конструкции. Облегчение, намечаемое для последующих комплектов штатной ракеты, реализовать, в первую очередь, за счет уточнения нагрузок".
"Исследование фактических значений коэффициентов криогенного упрочнения продолжить в ходе специально поставленных экспериментов исследований на образцах, моделях и отдельных фрагментах емкостей, изготовленных по штатной технологии".
Вывод комиссии: "Предложенный порядок проведения испытаний позволяет выполнить прочностную отработку ракет 5С, 6СЛ и 1Л на основные расчетные случаи и при завершении с положительными результатами выдать заключение о прочности".
Легко видеть, что главной идеей этого заключения было исключить из программы прочностных испытаний выявление реальных возможностей конструкции, а следовательно и веса. Предлагалось комиссией, путем "прогнозирования по данным тензометрии", "прочность подтвердить на основе анализа расчетных данных", а "значение коэффициентов экстраполировать"... и так далее. Это сокращение ставило по сути точку на дальнейших работах по совершенствованию конструкции. Следует вспомнить одну из публикаций в газете "Известия" в декабре 1991 г., в которой с неподдельным изумлением и злорадством описывалось, что наша конструкция "оказывается" имела дефицит веса до 7,5 т. Заключением комиссии объем изготавливаемых сборок снижался до 2,72 комплектов, т. е. на 25 % - ощутимо. Предлагалось потерю компенсировать позже.
Кроме достижения полноты прочностной отработки, мы планировали, создавая некоторый "поток" изготавливаемых сборок, баков и блоков, доводить технологию столь сложной конструкции до необходимого уровня. При изготовлении такого количества элементов блока для прочностных испытаний параллельно с узлами для ракеты летного варианта была возможность осуществлять отбор лучшего их исполнения в пользу летного варианта ракеты - несколько худшие направлялись для статических испытаний.
Таким образом, к началу летных испытаний ракеты 6СЛ была реализована необходимая, но недостаточная для проведения дальнейших работ программа. Основная цель программы - подтверждение конструктивной целостности кислородного бака при критических расчетных нагрузках. Испытывалась сборка: кислородный бак + межбаковый отсек + имитатор водородного бака + нагрузочное кольцо.
Предусматривались 4 основные режима: опрессовка (испытание внутренним давлением); нагружение, которое действует на начальном участке полета, имитируя ускорение при работе первой ступени, для проверки цилиндрической обечайки и нижней секции оживального днища на устойчивость; нагружение, действующее при отрыве ракеты от стартовой платформы, для проверки цилиндрической обечайки и нижней секции оживального днища на устойчивость от сдвига; проверка на устойчивость верхней секции оживального днища при действии на нее одновременно усилий сдвига и сжимающих усилий на момент окончания заправки.
Все испытания проводились при нормальной температуре с учетом уменьшения нагрузок на эффект захолаживания.
При прочностных испытаниях межбакового отсека испытывалась сборка: верхнее кольцо + имитатор кислородного бака 4- межбаковый отсек + имитатор водородного бака + нижнее кольцо. Испытания проводились на семи режимах нагружения с моделированием температурных режимов межбакового отсека на стыках с имитаторами емкостей.
Водородный бак испытывался в составе сборки: верхнее кольцо + имитатор кислородного бака + конструктивно подобный "межбак" + водородный бак + нижнее опорное кольцо. Испытания проводились на трех режимах нагружения по двум программам: при нормальной температуре и приведенных нагрузках и при температуре жидкого водорода и расчетных нагрузках.
Система измерений центрального блока состоит из двух подсистем: использующейся при летной и других видах отработки и штатной подсистемы измерений. Первую подсистему планировалось использовать только для первых пусков ракеты-носителя, а вторую - для всех планируемых полетов. Средства измерения первой подсистемы включают датчики и приборы, позволяющие осуществлять контроль и измерение действующих факторов и параметров: воздействие на конструкцию аэродинамических нагрузок, нагрев элементов конструкции ступени на участке полета в атмосфере, характеристики потока компонентов в расходных магистралях, поведение жидкости в баках, параметров компонентов - температуры, плотности на различных уровнях и точках в объеме бака, давление, температура в газовых подушках, температура газа наддува, состояние и температура компонентов в заборном устройстве, вибрационные характеристики конструкции ступени во время полета, частоты, моды, акустические нагрузки при старте и в полете, тензометрирование основных элементов силовой схемы первой ступени. После завершения программы отработочных полетов ракеты-носителя элементы первой подсистемы будут сняты с борта центрального блока и в дальнейшем будет использоваться только штатная система.
Штатная подсистема предусматривает измерение только некоторых основных параметров: уровней жидкости в баках при заправке и полете, давления и температуры в газовых подушках и компонентов на входе в двигатели, ряд двигательных параметров и системы управления.
Для работы датчиков системы измерений используется постоянный ток напряжением 24 В. Приборы коммуникации, предающая и усилительная аппаратура системы телеизмерений размещены в межбаковом отсеке.
Система измерений, которой оснащены центральные блоки, предназначенные для испытаний при отработке заправки и огневых стендовых испытаний, по своему составу превышает объем измерений на полетных блоках. Программа измерений на этих ступенях увеличена в сторону функциональной значимости параметров. При отработке заправки основное значение придается температуре, давлению, расходам, работе пневмогидравлической схемы и системы управления. При огневых стендовых испытаниях -пневмогидравлике, двигательной установке и системе управления с исполнительными органами. Штатная система телеизмерений используется для контроля и при наземных испытаниях.
Точечные датчики уровней являются датчиками сопротивления, выдающими дискретный сигнал, зависящий от того, находится датчик в жидкости или вне ее. В каждом топливном баке имеется десять таких датчиков. Есть также по два датчика у основания каждого бака для малых уровней заправки и окончания топлива в баках.
Давление в газовой подушке является одним из наиболее критических параметров для баков. В верхней части каждого бака устанавливается в коллекторе четыре идентичных датчика давления, выдающих информацию в системы. Датчики давления в газовой подушке потенциометрического типа, с напряжением возбуждения 5 В. Эти датчики хорошо функционируют в среде топливных баков и обеспечивают требуемую точность. Монтаж датчиков выполняется таким образом, чтобы уменьшить теплопередачу и обеспечить гашение вибраций.
Датчики температуры газа в подушке монтируются в верхней зоне обоих баков. Диапазон измерений датчиков в баке жидкого водорода от -257 до +193,5 ºС. Датчики температуры являются датчиками сопротивления и представляют собой плечо в четырехэлементном мостике сопротивления. Точность датчика -1 %.
При выборе типов датчиков системы измерений за основу брались такие требования, как высокая надежность, совместимость с материалами и способность функционировать в жестких условиях. Для измерения температуры используются платиновые термометры сопротивления, приклеенные и закрепленные.
Датчики давления для измерения аэродинамического потока - с переменным сопротивлением, тогда как давление в баках, давление воздуха и перепады давления измеряются стандартными датчиками потенциометрического типа. В этих датчиках применяются диафрагмы, связи, повороты. Обязательным требованием является проведение квалификационных испытаний датчиков, а также испытаний на точность и накопление опытных данных по ресурсу. Каждый датчик поставляется с калибровочной кривой завода-изготовителя. Точность калибровки составляет 1 процент в полном температурном диапазоне и с учетом возможных вибраций. Такая высокая точность необходима в связи с использованием датчиков для регулирования давления в баках. Датчики давления воздуха и перепада давления в диапазоне 2-3 %.
Низкочастотные и высокочастотные датчики вибраций выполнены с использованием двух или трех пьезоэлектрических кристаллов. Эти датчики объединены в единый блок из трех усилителей, который имеет возможность измерять коэффициент усиления и выбора частоты фильтра. Датчики пульсации давления в системе гашения продольных колебаний - тоже пьезоэлектрического типа. Рабочие характеристики этих датчиков рассчитаны на диапазон частот 2-50 Гц.
Термопары по своим размерам малы, применяются в системе параллельно соединенных датчиков и обеспечивают измерение полного теплопритока.
Акустические датчики - пьезоэлектрические с динамическим диапазоном 50 дБ, начинающимся со 125 дБ. Диапазон рабочих частот датчиков 5-400 Гц.
Кабельная сеть центрального блока собрана из силовых, коммутационных и слаботочных проводных линий с штепсельными разъемами и обеспечивает связь датчиков на борту блока с аппаратурой системы измерений. Конструкция кабельной сети обеспечивает защиту проводных связей от воздействия окружающей среды и условий, создаваемых работающими двигателями. Кабели, расположенные снаружи блока на баках, защищены специальными желобами. Для компенсации тепловых деформаций корпуса блока кабели при монтаже образуют избыточную длину между опорными кронштейнами. Внешние кабели собраны в кабелепроводы, которые протянуты вдоль баков жидкого водорода и жидкого кислорода.

Транспортировка. Блок, его отсеки и грузы транспортируются на платформах и тележках на пневматическом ходу или по специальному рельсовому пути. В пределах Европейской части России опробована транспортировка отдельных отсеков, как груза, на внешней подвеске амортизированных опор вертолета. Транспортировка по водному пути производилась на притопляемой под речными мостами барже-площадке. Все эти виды транспортировки использовались при доставке отсеков для проведения прочностных испытаний. Изготовленные в Куйбышеве на заводе "Прогресс", отсеки погружались на автодорожную тележку и доставлялись на специально сооруженную речную пристань. Далее баржа по Волге отправлялась до города Жуковский Московской области и вертолетом перемещалась в подмосковный город Калининград, на посадочную полосу возле ЦНИИМаша, где располагается отраслевая прочностная база.
Опробована круглогодичная транспортировка с завода "Прогресс" в Казахстан, на космодром Байконур баков водорода и сборка бака кислорода с межбаковым и хвостовым отсеками, как отдельных грузов, на фюзеляже самолета 3М-Т. Транспортируемые грузы включают в себя транспортировочные вспомогательные средства: обтекатель, стекатель и шпангоут, которые вместе с отсеками блока образуют соответствующие композиции. Собранные в груз, вспомогательные средства возвращаются на самолете для повторного использования. Обводы по теоретической линии обтекателя повторяют геометрию сферического и оживального днищ соответственно. Грузы устанавливаются на внешнюю подвеску аналогичной конструкции силовых связей блока с орбитальной ступенью.
Штатная транспортировка полностью собранного блока должна производиться самолетом Ан-225. Для установки грузов на самолет используется подъемно-козловое устройство на заводе-изготовителе и на посадочной полосе Байконура.
Перед вывозом полностью собранного пакета проводится заключительная проверка всех сопряжений. Во время всех сборочных операций, в том числе при работах с пакетом на установщике, в баках жидкого кислорода и водорода поддерживается избыточное давление по отношению к атмосферному с целью сохранения высокой прочности конструкции.