Стартово-стыковочный the block I

Стартово-стыковочный the block I am a transitive, transit compartment between a rocket and a launcher. The birth of this transitive design in the general{common} composition of a booster rocket of "Energia" is connected with a number{line} of circumstances, one of which - necessity of creation of shop conditions of assembly of demountable connections of hydraulic and pneumatic highways and electric circuits. In rocket technics{technical equipment} it is enough direct analogues of such designs. For example, combat missiles of type SS-18 and SS-24, placed in транспортно-starting containers, in the structure have explosive and demountable connections of system a rocket-start, collected in industrial conditions at a stage of final assembly. Direct joints with a starting launcher are carried out in open, more rough variant which enables to carry out joining on start in conditions of atmospheric influences - a wind, a rain, a snow, a dust. These joints have necessary protection and the constructive elements providing inherent reliability of joining, tightness and cleanliness of a highway.
Стартово-стыковочный the block serves as the bottom power{force} basic plate to which blocks of the first step of a package fasten and in aggregate with the power{force} scheme{plan} of the central block forms the integral design providing transportation of a rocket on the транспортно-adjusting unit and its{her} installation in vertical position on start. The block carries out also function of the accident protection device which protects a booster rocket from direct influence and influence of returnable streams of working rocket mid-flight engines at start of the carrier{bearer}. As a whole стартово-стыковочный the block on the function is an element of a ground complex. The block is calculated on repeated use with carrying out of the corresponding{meeting} volume of repair and preventive works after each start-up.
Except for стартово-стыковочного the block, as intermediate devices in the top belt{zone} of communications{connections} of a rocket with starting systems adapters of system of navigation and a farm of a заправочно-drainage mast which are mounted onboard the central block of a rocket and at start on a command{team} отстыковываются are applied, remaining in structure of a starting construction.


Initial variant стартово-стыковочного Block " I ". Pay attention to units of system of support the LV at the initial stage of its{her} movement. At the further work above Block " I " from use of system of support have refused, that has led заваливанию rockets at the first start on May, 15th, 1987.

Стартово-стыковочный the block - the block I - the elementary, rectangular form by way of on an external contour, with the sizes 20,25 m on 11,5 m and height of a flat part of the case 1,2 m. Weight of finally collected block 150 т. On the top plane of the block the column of pneumatichydraulic communications{connections} of the block I with a payment of the central block of a rocket and leaning back on 300 is mounted at start a mast of cable communications{connections} with a board of a rocket. The internal configuration of apertures and windows of the block corresponds{meets} to a contour of cross-section section of a fodder part of a rocket with formation{education} of power{force} capes under support of blocks of the first step. Internal contours were defined{determined} by the sizes snuffled engines in view of maintenance of a unaccented output{exit} snuffled at start of a rocket. On external perimeter a number{line} of такелажно-power elements is fixed: pins, arms and a spherical support.
The case of the block is a power{force} basis. On the top plane of the block in places of demountable connections the covers closing стыковочные units and elements from influence of hot streams of working mid-flight engines at start are placed. The bottom plane places стыковочные devices of pneumatichydraulic and electric systems on starting devices.
The power{force} design of the case of the block consists of six compartments joined among themselves болтовыми by connections. Each compartment represents a welded design from sheet steel АК-25.



After undocking an electropayment its{her} bottom part belonging the block, under action of a pusher is involved inside of a mast, fixed and simultaneously opens, having moved to the bottom position, the mechanism of tap{removal} of a mast. The mast leans back торсионным the mechanism on 300 concerning the starting position and is stopped by spring captures of a basic arm. The cover of an electropayment is released{exempted} at achievement by a payment of neutral position and under action of springs closes electrosockets. In such, cast away aside from a rocket, position with the closed electropayment the mast perceives power{force}, thermal and acoustic influences of a gas stream of working rocket engines.
On a command{team} " contact of rise " the bottom part of a payment of demountable connections of the central block, remaining on стартово-стыковочном the block, under action of efforts of four pushers is drawn to a column and lays down on its{her} top end face. For mitigation of impact in places of their contact spring shock-absorbers and фторопластовые plugs are established{installed}. The cover of a column is closed under action of spring pushers. Расстопорение the mechanism of fixing of a cover in the open position it is made by the lever mechanism which one shoulder leans{bases} on обтекатель the central block of a rocket and it is released{exempted} at its{her} movement in the beginning of start.
The covers closing the locations of demountable connections of communication{connection} with lateral blocks of a rocket, are closed by means of spring drives after the beginning of movement of a rocket excluding impact крышек with lateral blocks. Covers of the small size before start-up are in vertical position, freely leaning{basing} on a surface of tail compartments of lateral blocks, at movement of a rocket slide on directing overlays of tail compartments and, having released{exempted}, effort of spring mechanisms are closed and stopped by latches. Larger covers in a starting position are fixed horizontally on shaking levers. At rise of a rocket the lever slides off a tail compartment of the lateral block of a rocket and actuates the mechanism of closing of a cover. The covers which are being inclined position, lean{base} a roller on a lateral surface and are closed after when the roller rolls down{slides} from a lateral surface of the lateral block of a rocket.

Стартово-стыковочный the block of a booster rocket of "Energia":

During assembly of a rocket and стартово-стыковочного the block all covers are fixed by technological adaptations in the position which is not interfering assembly. After assembly of a cover are established{installed} in a starting position.
The external surface of the case стартово-стыковочного the block is protected from power{force} and thermal influences of gas streams of working mid-flight engines by a panel heat-shielding covering. Panels are made of heat resisting and heat resisting composite material ЖСП - углепластика on the basis of кремнеземной fiber glass fabrics. Panels fasten to the case bolts which heads are closed heat-shielding колпачками from pressed material АГ-4В. For exception of break of gases between panels their joints are carried out лабиринтными and filled with hermetic "Виксинт". On a surface of a column of pneumatichydraulic systems and masts heat-shielding panels keeps within on a sublayer from material ТИМ-4 with the purpose of thermal isolation of systems at long action of temperature modes of daily and seasonal differences. Acting elements of type of arms, support and pins are closed цельнопрессованными by the heat-shielding caps removed at hoisting-and-transport works with the block and a rocket.
As стартово-стыковочный the block carries out function of communication{connection} of a rocket with a starting complex the systems placed in the block, in essence are transit. The cores from them: system of refuelling and plum of components of fuel, system of circulation, термостатирования, the control of a level, system зарядки the compressed gases, system of operating pressure, ventilation and creation of the inert environment in compartments of a rocket, maintenance of a temperature mode in compartments, system пожаро-взрывопредупреждения and steering drives. Systems of ventilation, maintenance of a temperature mode and пожаро-взрывопредупреждения are not only transit, but also carry out the same functions with reference to стартово-стыковочному to the block. The system of reburning of emissions of not reacted hydrogen, system of undocking of communications{connections} a rocket - стартово-стыковочный the block represent the closed systems in structure of this block. Reburning of emissions of not reacted hydrogen is made at start and deenergizing of oxygen-hydrogen mid-flight engines of the central block.
With the purpose of creation of the пожаро-explosion-proof environment the internal cavity of the case of the block is divided{undressed} by tight partitions into compartments of "oxygen" and "kerosene". The hydrogen highway is laid separately through a column of pneumatichydraulic systems. The formed compartments are ventilated{fanned} through collectors and in their volumes the protective environment of inert gas - nitrogen is created.
The transit pneumatichydraulic systems placed in the block, include usual elements for them: pipelines, units of joining, electro-pneumovalves, пироклапаны, return valves, пылевлагозащитные valves and their other versions, filters and interblock communication centers with a rocket and a starting launcher.
Through стартово-стыковочный the block hydrogen, oxygen, kerosene, helium, nitrogen gaseous, freon, oil{butter} for the steering drives, compressed air move. In the block 1123 pipelines in the general{common} length about 12 km are mounted. Pipelines are executed basically from steel ЭП810-ВД (about 790 names), 12Х18Н10Т (318), and the others 15 - from steel ДИ52-ВД. Pipelines for cryogenic components - oxygen and hydrogen - теплоизолированы напылением пенополиуретана type "Рипор". As equalisers of movings loopback designs are applied сильфоны, шарнирообразные. The armature, the valves working on a command{team} from a control system, that is having electric communication{connection} and the certain probability of emission of gases, are concluded in pneumoboards in which the constant inert environment is compulsorily created.
Demountable connections of hydraulic and pneumatic communications{connections} стартово-стыковочного the block with a launcher are located on a column of pneumatichydraulic systems, on an external wall of a column, a vertical wall of the case of the block under a column and the bottom cut of the case. Joining of these connections is made by means of a starting complex after installation of a booster rocket on a launcher.
Demountable connections of pneumatichydraulic communications{connections} with lateral blocks of a booster rocket settle down on the top plane стартово-стыковочного the block and concentrate completely under each block of the first step. With the central block of a booster rocket communication{connection} of pneumatichydraulic systems including hydrogen, it is carried out through a column of pneumatichydraulic systems.
Demountable connections of interblock pneumatichydraulic communications{connections} basically undock порционерами compulsorily on a command{team} " contact of rise " and only some of them - a course of a rocket.
So-called undocking by "course" of a rocket as a matter of fact is undocking of pneumatichydraulic communication{connection} by effort of a moving rocket at start. Such demountable connections can be carried out in the form of finished клапанного devices which has normally organized joint with condensation under effort тарированной springs - separation of such joint occurs{happens} without infringement of integrity of the valve. Or connection can be in the form of клапанного devices which tightness is reached{achieved} not only condensation of a lining, but also an integral one-piece design of connection. In this case the weak section on which at movement of a rocket this design is broken off by effort at movement by a course of a rocket is formed. The weak part is sometimes carried out from less strong materials, including plastics.
Feature and appeal of such demountable connection consists in its{his} reliability and timeliness of undocking. Reliability is caused by simplicity of a design. In this scheme{plan}, at its{her} correct registration, - the minimum quantity of the elements participating in work, including is not present necessity to depend on reliability of submission of commands{teams}. Timeliness of separation is a quality which enables to be assured{confident}, that the highway is not broken{disturbed} at not taken place movement of a rocket. Undocking of a highway occurs{happens} only when irreversible process - movement, and only during the moment of the beginning of movement has begun. Actually, if to separate communications{connections} prior to the beginning of rise, at not taken place start-up the rocket remains without pneumatichydraulic management. In this case there is a dangerous not settlement situation.
It would seem, doubts are not present - communications{connections}, расстыковываемые a course of a rocket are necessary only. So dividing joints practically all combat missiles are executed. However, if to consider, that quantity{amount} of communications{connections} big enough, the disorder and asymmetry, effort to undocking by a course of a rocket are accepted with a significant level, especially at an arrangement of communications{connections} on periphery of cross-section section of a rocket - there is a problem of stability of movement of a rocket. At greater{big} indignations the control system can not consult with stabilization of a rocket and give at the best not settlement mode of flight, if not failure{accident}.
Undocking of pneumatichydraulic and electric communications{connections} on a command{team} prior to the beginning of movement creates almost perfect conditions on the beginning of flight of a rocket. But such scheme{plan} demands very high degree of working off and perfection of a design of system of division. In a design of a booster rocket of "Energia" there was an overwhelming majority of demountable connections, расстыковываемых on a command{team}. The part of sockets, basically operating pressure, undocked a course of a rocket. This constructive decision was accepted not unanimously. Ярым the opponent of the accepted scheme{plan} was V.P.Barmin. In 1982 on Advice{Council} of the main designers it{he} demanded the scheme{plan} to process. The group of experts which have charged to estimate{appreciate} correctness of the made decision once again has been created. Group have charged to head to me - to the supporter of break of sockets a course. But a condition of development of the project and the situation which has developed by then did not give an opportunity cardinally to alter a design. The group reported (at disagreement of designers of a ground complex), that the scheme{plan} should be left in that kind as it{she} was запроектирована. I have supported{maintained} opinion of group and we have directed the attention to careful system engineering of division.
And before start-up on May, 15th, 1987 there was a fight between two academicians V.P.Glushko and V.P.Barminym which removed the guarantees on reliability of start, criticizing once again this system. The commission has sided with General designer V.P.Glushko. Barmin has addressed to me as the Main designer who as it{he} has told, has sufficient experience of development of combat missiles, with the request to cancel start-up and to alter a design. It was unreal. Understanding it{him}, I nevertheless could not support{maintain} it{him}. But the system of has shown. At the second start-up, on October, 29th, 1988, the hinged block of an aiming has not undocked. In this unit the elementary mistake{error} was concealled.
For management пиросредствами valves and other devices in the block a number{line} of devices which are concluded in casings with maintenance термостатирования and creations of the neutral environment settles down. Gauges of temperature of type ТП and gauges of superfluous pressure of type ДД are applied to gauging temperature of the gas environment and pressure inside of the block.
Electric communication{connection} стартово-стыковочного the block is carried out through explosive electropayments. Each lateral block of a rocket has about 1500 circuits of telecommunication, central - 2000. On lateral blocks explosive electrosockets of type PC-50, on the central block - type 9Р are used. Communication{connection} with a launcher is carried out through three electropayments placed on the bottom plane стартово-стыковочного of the block. Each payment has eighteen electrosockets of type the "Butane", allowing to make automatic joining a booster rocket through the starting block with a launcher.
Power{Force} communication{connection} of the block with a rocket is carried out in sixteen points - on four on each lateral block. Each power{force} unit has two pneumolocks, perceiving axial loadings, and two directing probes - for cross-section loadings. For maintenance of indemnification of errors at assembly of a rocket and manufacturing of blocks units have an opportunity of adjustment in an axial direction up to fifty millimeters, in cross-section and angular directions - within the limits of two degrees. Replacement of pneumo-locks is stipulated through the special hatch and does not cause difficulties.
Disclosing and closing of pneumolocks is conducted by submission of operating pressure of air up to two hundred atmospheres. At dump of pressure the pneumolock keeps a starting position - opened{open} or closed. The resource allows repeated use of locks. By preparation of a rocket for start-up disclosing on a command{team} is made after its{her} refuelling by components of fuel - in advance, prior to the beginning of irreversible processes for increase in reliability of operation of locks at opening duplication of their opening by means of пиросредств is stipulated. At not taken place start-up pneumolocks are translated in the closed position. In a design of the pneumolock there are the gauges allowing дистанционно to supervise their disclosing and closing. The length of a cylindrical part of directing probes corresponds{meets} to a way of a rocket at its{her} rise from start on which confidently there is a undocking of all pneumatichydraulic and electric communications{connections} of the starting block to a rocket.
Power{Force} communication{connection} of a booster rocket, is more true стартово-стыковочного than the block, is carried out by ten captures of a launcher entering into special grooves of the block and two directing probes of a launcher. Captures keep a booster rocket from overturning, perceiving axial loadings, and probes - cross-section. Installation of a rocket on the starting starting device by means of the транспортно-adjusting unit is made to within 25 mm on displacement of the centers, twenty angular minutes in a horizontal plane and plus-minus three angular minutes in a vertical plane.
For exception разнополюсных charges which can cause a spark and ignition of possible{probable} explosive mixes, are taken measures on metallization of joints, сборок and elements.
The external surface of the block becomes covered white нитроэмалью with corresponding{meeting} optical and высокостойкими by temperature characteristics. The metallizing grid by current-carrying sulfur нитроэмалью is put{rendered}.

Original version of the text

Стартово-стыковочный блок Я

Стартово-стыковочный блок Я - это переходный, транзитный отсек между ракетой и пусковой установкой. Рождение этой переходной конструкции в общей композиции ракеты-носителя "Энергия" связано с рядом обстоятельств, одно из которых - необходимость создания цеховых условий сборки разъемных соединений гидравлических и пневматических магистралей и электрических цепей. Прямых аналогов такого рода конструкций в ракетной технике достаточно. Например, боевые ракеты типа SS-18 и SS-24, размещаемые в транспортно-пусковых контейнерах, в своей структуре имеют разрывные и разъемные соединения системы ракета-старт, собираемые в промышленных условиях на стадии окончательной сборки. Прямые стыки со стартовой пусковой установкой выполняются в открытом, более грубом варианте, который дает возможность осуществлять стыковку на старте в условиях атмосферных воздействий - ветра, дождя, снега, пыли. Эти стыки имеют необходимую защиту и конструктивные элементы, обеспечивающие гарантированную надежность стыковки, герметичность и чистоту магистрали.
Стартово-стыковочный блок служит нижней силовой опорной плитой, к которой крепятся блоки первой ступени пакета и в совокупности с силовой схемой центрального блока образует цельную конструкцию, обеспечивающую транспортировку ракеты на транспортно-установочном агрегате и установку ее в вертикальное положение на старте. Блок выполняет и функцию защитного устройства, которое предохраняет ракету-носитель от прямого воздействия и воздействия возвратных потоков работающих ракетных маршевых двигателей при старте носителя. В целом стартово-стыковочный блок по своей функции является элементом наземного комплекса. Блок рассчитан на многократное использование с проведением соответствующего объема ремонтных и профилактических работ после каждого пуска.
Кроме стартово-стыковочного блока, в качестве промежуточных устройств в верхнем поясе связей ракеты со стартовыми системами применены переходник системы навигации и ферма заправочно-дренажной мачты, которые монтируются на борту центрального блока ракеты и при старте по команде отстыковываются, оставаясь в составе стартового сооружения.


Первоначальный вариант стартово-стыковочного блока "Я". Обратите внимание на узлы системы сопровождения РН на начальном этапе ее движения. При дальнейшей работе над блоком "Я" от использования системы сопровождения отказались, что привело к заваливанию ракеты при первом старте 15 мая 1987 года.

Стартово-стыковочный блок - блок Я - простейшей, прямоугольной формы в плане по внешнему контуру, с размерами 20,25 м на 11,5 м и высотой плоской части корпуса 1,2 м. Масса окончательно собранного блока 150 т. На верхней плоскости блока смонтирована колонна пневмогидравлических связей блока Я с платой центрального блока ракеты и откидывающаяся на 300 при старте мачта кабельных связей с бортом ракеты. Внутренняя конфигурация проемов и окон блока соответствует контуру поперечного сечения кормовой части ракеты с образованием силовых мысов под опоры блоков первой ступени. Внутренние обводы определялись размерами сопел двигателей с учетом обеспечения безударного выхода сопел при старте ракеты. По внешнему периметру закреплен ряд такелажно-силовых элементов: цапфы, кронштейны и сферическая опора.
Корпус блока является силовой основой. На верхней плоскости блока в местах разъемных соединений размещены крышки, закрывающие стыковочные узлы и элементы от воздействия горячих потоков работающих маршевых двигателей при старте. Нижняя плоскость размещает стыковочные устройства пневмогидравлических и электрических систем по стартовым устройствам.
Силовая конструкция корпуса блока состоит из шести отсеков, состыкованных между собой болтовыми соединениями. Каждый отсек представляет собой сварную конструкцию из листовой стали АК-25.



После расстыковки электроплаты нижняя ее часть, принадлежащая блоку, под действием толкателя втягивается внутрь мачты, фиксируется и одновременно открывает, переместившись в нижнее положение, механизм отвода мачты. Мачта откидывается торсионным механизмом на 300 относительно своего исходного положения и стопорится пружинными захватами опорного кронштейна. Крышка электроплаты освобождается при достижении платой нейтрального положения и под действием пружин закрывает электроразъемы. В таком, откинутом в сторону от ракеты, положении с закрытой электроплатой мачта воспринимает силовые, тепловые и акустические воздействия газового потока работающих ракетных двигателей.
По команде "контакт подъема" нижняя часть платы разъемных соединений центрального блока, остающаяся на стартово-стыковочном блоке, под действием усилий четырех толкателей притягивается к колонне и ложится на ее верхний торец. Для смягчения удара в местах их соприкосновения установлены пружинные амортизаторы и фторопластовые втулки. Крышка колонны закрывается под действием пружинных толкателей. Расстопорение механизма фиксации крышки в открытом положении производится рычажным механизмом, одно плечо которого опирается на обтекатель центрального блока ракеты и освобождается при ее движении в начале старта.
Крышки, закрывающие места расположения разъемных соединений связи с боковыми блоками ракеты, закрываются с помощью пружинных приводов после начала движения ракеты, исключающего соударение крышек с боковыми блоками. Крышки малого размера перед пуском находятся в вертикальном положении, свободно опираясь на поверхность хвостовых отсеков боковых блоков, при движении ракеты скользят по направляющим накладкам хвостовых отсеков и, освободившись, усилием пружинных механизмов закрываются и стопорятся защелками. Более крупные крышки в исходном положении закреплены горизонтально на качающихся рычагах. При подъеме ракеты рычаг соскальзывает с хвостового отсека бокового блока ракеты и приводит в действие механизм закрытия крышки. Крышки, находящиеся в наклонном положении, опираются роликом на боковую поверхность и закрываются после того, когда ролик скатывается с боковой поверхности бокового блока ракеты.

Стартово-стыковочный блок ракеты-носителя "Энергия":

В процессе сборки ракеты и стартово-стыковочного блока все крышки фиксируются технологическими приспособлениями в положении, не препятствующем сборке. После сборки крышки устанавливаются в исходное положение.
Наружная поверхность корпуса стартово-стыковочного блока защищена от силового и теплового воздействий газовых потоков работающих маршевых двигателей панельным теплозащитным покрытием. Панели изготавливаются из жаростойкого и жаропрочного композиционного материала ЖСП - углепластика на основе кремнеземной стеклоткани. Панели крепятся к корпусу болтами, головки которых закрываются теплозащитными колпачками из прессованного материала АГ-4В. Для исключения прорыва газов между панелями их стыки выполняются лабиринтными и заполняются герметиком "Виксинт". На поверхность колонны пневмогидравлических систем и мачты теплозащитные панели укладывается на подслой из материала ТИМ-4 с целью тепловой изоляции систем при длительном действии температурных режимов суточного и сезонного перепадов. Выступающие элементы типа кронштейнов, опор и цапф закрываются цельнопрессованными теплозащитными колпаками, снимаемыми при подъемно-транспортных работах с блоком и ракетой.
Поскольку стартово-стыковочный блок выполняет функцию связи ракеты со стартовым комплексом, то системы, размещаемые в блоке, по существу являются транзитными. Основные из них: система заправки и слива компонентов топлива, система циркуляции, термостатирования, контроля уровня, система зарядки сжатыми газами, система управляющего давления, вентиляции и создания инертной среды в отсеках ракеты, обеспечения температурного режима в отсеках, система пожаро-взрывопредупреждения и рулевых приводов. Системы вентиляции, обеспечения температурного режима и пожаро-взрывопредупреждения являются не только транзитными, но и выполняют эти же функции применительно к стартово-стыковочному блоку. Система дожигания выбросов непрореагировавшего водорода, система расстыковки связей ракета - стартово-стыковочный блок представляют собой замкнутые системы в составе этого блока. Дожигание выбросов непрореагировавшего водорода производится при запуске и выключении кислородно-водородных маршевых двигателей центрального блока.
С целью создания пожаро-взрывобезопасной среды внутренняя полость корпуса блока разделена герметичными перегородками на отсеки "кислорода" и "керосина". Водородная магистраль проложена отдельно через колонну пневмогидравлических систем. Образованные отсеки вентилируются через коллекторы и в их объемах создается защитная среда инертного газа - азота.
Транзитные пневмогидравлические системы, размещаемые в блоке, включают в себя обычные для них элементы: трубопроводы, узлы стыковки, электро-пневмоклапаны, пироклапаны, обратные клапаны, пылевлагозащитные клапаны и другие их разновидности, фильтры и межблочные узлы связи с ракетой и стартовой пусковой установкой.
Через стартово-стыковочный блок подаются водород, кислород, керосин, гелий, азот газообразный, фреон, масло для рулевых приводов, сжатый воздух. В блоке смонтировано 1123 трубопровода общей длиной около 12 км. Трубопроводы выполнены в основном из стали ЭП810-ВД (около 790 наименований), 12Х18Н10Т (318), и остальные 15 - из стали ДИ52-ВД. Трубопроводы для криогенных компонентов - кислорода и водорода - теплоизолированы напылением пенополиуретана типа "Рипор". В качестве компенсаторов перемещений применены сильфоны, шарнирообразные, петлевые конструкции. Арматура, клапаны, срабатывающие по команде от системы управления, то есть имеющие электрическую связь и определенную вероятность выброса газов, заключены в пневмощиты, в которых принудительно создается постоянная инертная среда.
Разъемные соединения гидравлических и пневматических связей стартово-стыковочного блока с пусковой установкой расположены на колонне пневмогидравлических систем, на внешней стенке колонны, вертикальной стенке корпуса блока под колонной и нижнем срезе корпуса. Стыковка этих соединений производится средствами стартового комплекса после установки ракеты-носителя на пусковую установку.
Разъемные соединения пневмогидравлических связей с боковыми блоками ракеты-носителя располагаются на верхней плоскости стартово-стыковочного блока и сосредоточиваются комплектно под каждым блоком первой ступени. С центральным блоком ракеты-носителя связь пневмогидравлических систем, в том числе и водорода, осуществляется через колонну пневмогидравлических систем.
Разъемные соединения межблочных пневмогидравлических связей в основном расстыковываются порционерами принудительно по команде "контакт подъема" и лишь некоторые из них - ходом ракеты.
Так называемая расстыковка "ходом" ракеты по сути является расстыковкой пневмогидравлической связи усилием движущейся при старте ракеты. Такого рода разъемные соединения могут выполняться в виде законченного клапанного устройства, которое имеет нормально организованный стык с уплотнением под усилием тарированной пружины - разъединение такого стыка происходит без нарушения целостности клапана. Или соединение может быть в виде клапанного устройства, герметичность которого достигается не только уплотнением прокладки, но и цельной неразъемной конструкцией соединения. В этом случае формируется слабое сечение, по которому усилием при движении ракеты эта конструкция разрывается при движении ходом ракеты. Слабое звено иногда выполняется из менее прочных материалов, в том числе и пластических масс.
Особенность и привлекательность такого рода разъемного соединения заключается в его надежности и своевременности расстыковки. Надежность обусловлена простотой конструкции. В этой схеме, при правильном ее оформлении, - минимальное количество элементов, участвующих в работе, в том числе нет необходимости зависеть от надежности подачи команд. Своевременность разъединения - это качество, которое дает возможность быть уверенным, что магистраль не нарушена при несостоявшемся движении ракеты. Расстыковка магистрали происходит только тогда, когда начался необратимый процесс - движение, и только в момент начала движения. На самом деле, если разъединить связи до начала подъема, при несостоявшемся пуске ракета остается без пневмогидравлического управления. В этом случае складывается опасная нерасчетная ситуация.
Казалось бы, сомнений нет - нужны только связи, расстыковываемые ходом ракеты. Так выполнены разделительные стыки практически всех боевых ракет. Однако, если учесть, что количество связей достаточно большое, разброс и асимметрию, усилие на расстыковку ходом ракеты принимает значимый уровень, тем более при расположении связей на периферии поперечного сечения ракеты - возникает проблема устойчивости движения ракеты. При больших возмущениях система управления может не справиться со стабилизацией ракеты и дать в лучшем случае нерасчетный режим полета, если не аварию.
Расстыковка пневмогидравлических и электрических связей по команде до начала движения создает почти идеальные условия на начало полета ракеты. Но такая схема требует очень высокой степени отработки и совершенства конструкции системы разделения. В конструкции ракеты-носителя "Энергия" было подавляющее большинство разъемных соединений, расстыковываемых по команде. Часть же разъемов, в основном управляющего давления, расстыковывалась ходом ракеты. Это конструктивное решение было принято не единогласно. Ярым противником принятой схемы был В.П.Бармин. Уже в 1982 г. на Совете главных конструкторов он требовал схему переработать. Была создана группа специалистов, которой поручили еще раз оценить правильность принятого решения. Группу поручили возглавить мне - стороннику разрыва разъемов ходом. Но состояние разработки проекта и сложившаяся к тому времени ситуация не давала возможности кардинально переделать конструкцию. Группа докладывала (при несогласии конструкторов наземного комплекса), что схему следует оставить в том виде, как она была запроектирована. Я поддержал мнение группы и мы направили свое внимание на тщательную разработку системы разделения.
А перед пуском 15 мая 1987 г. была баталия между двумя академиками В.П.Глушко и В.П.Барминым, который снимал свои гарантии по надежности старта, подвергая еще раз критике эту систему. Комиссия приняла сторону Генерального конструктора В.П.Глушко. Бармин обратился ко мне, как Главному конструктору, который, как он сказал, имеет достаточный опыт разработки боевых ракет, с просьбой отменить пуск и переделать конструкцию. Это было нереально. Понимая его, я все же не мог его поддержать. Но система себя проявила. При втором пуске, 29 октября 1988 г., не расстыковался навесной блок прицеливания. В этом узле таилась простейшая ошибка.
Для управления пиросредствами клапанов и других устройств в блоке располагается ряд приборов, которые заключены в кожухи с обеспечением термостатирования и создания нейтральной среды. Для замера температуры газовой среды и давления внутри блока применены датчики температуры типа ТП и датчики избыточного давления типа ДД.
Электрическая связь стартово-стыковочного блока осуществляется через разрывные электроплаты. Каждый боковой блок ракеты имеет около 1500 цепей электросвязи, центральный - 2000. На боковых блоках используются разрывные электроразъемы типа PC-50, на центральном блоке - типа 9Р. Связь с пусковой установкой осуществляется через три электроплаты, размещенные на нижней плоскости стартово-стыковочного блока. Каждая плата имеет восемнадцать электроразъемов типа "Бутан", позволяющих производить автоматическую стыковку ракеты-носителя через стартовый блок с пусковой установкой.
Силовая связь блока с ракетой осуществляется в шестнадцати точках - по четыре на каждый боковой блок. Каждый силовой узел имеет два пневмозамка, воспринимающих осевые нагрузки, и два направляющих штыря - для поперечных нагрузок. Для обеспечения компенсации погрешностей при сборке ракеты и изготовления блоков узлы имеют возможность регулировки в осевом направлении до пятидесяти миллиметров, в поперечном и угловом направлениях - в пределах двух градусов. Замена пневмо-замков предусмотрена через специальный люк и не вызывает трудностей.
Раскрытие и закрытие пневмозамков ведется подачей управляющего давления воздуха до двухсот атмосфер. При сбросе давления пневмозамок сохраняет исходное положение - открытое или закрытое. Ресурс позволяет многократное использование замков. При подготовке ракеты к пуску раскрытие по команде производится после ее заправки компонентами топлива - заранее, до начала необратимых процессов для увеличения надежности срабатывания замков на открытие предусмотрено дублирование их открытия с помощью пиросредств. При несостоявшемся пуске пневмозамки переводятся в закрытое положение. В конструкции пневмозамка имеются датчики, позволяющие дистанционно контролировать их раскрытие и закрытие. Длина цилиндрической части направляющих штырей соответствует пути ракеты при ее подъеме со старта, на котором уверенно происходит расстыковка всех пневмогидравлических и электрических связей стартового блока с ракетой.
Силовая связь ракеты-носителя, вернее стартово-стыковочного блока, осуществляется десятью захватами пусковой установки, входящими в специальные пазы блока и двумя направляющими штырями пусковой установки. Захваты удерживают ракету-носитель от опрокидывания, воспринимая осевые нагрузки, а штыри - поперечные. Установка ракеты на стартовое пусковое устройство с помощью транспортно-установочного агрегата производится с точностью до 25 мм по смещению центров, двадцать угловых минут в горизонтальной плоскости и плюс-минус три угловых минуты в вертикальной плоскости.
Для исключения разнополюсных зарядов, которые могут вызвать искру и воспламенение возможных взрывоопасных смесей, приняты меры по металлизации стыков, сборок и элементов.
Наружная поверхность блока покрывается белой нитроэмалью с соответствующими оптическими и высокостойкими температурными характеристиками. Нанесена металлизирующая сетка токопроводящей серой нитроэмалью.