Результаты повторного применения двигателей управления спуском транспортного пилотируемого корабля "Союз"

Тренд на многократное применение изделий в ракетно-космической отрасли переживает второе рождение. В настоящее время в России создается многоразовый пилотируемый космический корабль нового поколения «Орёл» [1], разрабатываются многоразовые ракетные двигатели [2] и ракеты-носители с возвращаемой ступенью [3].

Несмотря на то, что упомянутой выше новой российской многоразовой космической технике только предстоит получить реальное повторное применение, уже сейчас можно найти отдельные приборы и устройства, которые неоднократно отправлялись в космос и возвращались обратно. Речь идёт о «начинке» спускаемых аппаратов (СА) транспортных пилотируемых кораблей (ТПК) «Союз» — креслах космонавтов, бортовых самописцах, различных приборах и аппаратуре. С 2018 г. этот список пополнился ракетными двигателями, обеспечивающими управляемый спуск СА. Особенность данных двигателей заключается в том, что изначально они разрабатывались как изделия однократного применения. Предпосылкой к возможному повторному применению двигателей являлась неполная выработка ресурса за один спуск, а подтверждение было осуществлено в ходе экспериментальной отработки.

Работы по обоснованию возможности повторного применения двигателей управления спуском проводились в период с 2014 по 2016 г. В настоящей статье представлены основные результаты экспериментальных работ, а также данные по лётной эксплуатации двигателей повторного применения. Методология проведения работ и часть результатов могут быть найдены в более ранней статье авторов [4].

1.    Система исполнительных органов спуска

Возвращение с околоземной орбиты ТПК «Союз», а точнее, его СА, является управляемым и совершается по полубаллистической (скользящей) траектории [5]. По сравнению с неуправляемым полётом по баллистической траектории такая схема обеспечивает большую точность приземления и меньшие перегрузки.

За управление спуском СА отвечает система исполнительных органов спуска (СИОС), включающая в себя восемь реактивных двигателей. В каждой плоскости СА (крен, рыскание, тангаж) установлено по два двигателя, обеспечивающих повороты вокруг осей скоростной системы координат СА. Ещё два двигателя являются резервными и установлены в плоскости крена (рис. 1).

Спуск СА происходит по полубалли-стической траектории с использованием аэродинамического качества. Благодаря специальной форме и центровке СА, управление подъёмной аэродинамической силой, а, соответственно, и траекторией спуска, осуществляется поворотом СА по крену. Двигатели рыскания и тангажа при этом обеспечивают стабилизацию положения СА. В случае невозможности автоматического управления спуском, например, из-за отказа двигателей тангажа или рыскания, СА придаётся угловое вращение вокруг продольной оси с помощью двигателей крена, и реализуется спуск без использования подъёмной силы — по баллистической траектории. Такая схема спуска является расчётной нештатной, и для её реализации важна безотказная работа двигателей крена. По этой причине в СИОС резервируются именно двигатели крена.

Рис. 1. Схема расположения двигателей СИОС на спускаемом аппарате ТПК «Союз»: К1, К2 — двигатели крена основные; К1Д, К2Д — двигатели крена резервные; Т1, Т2 — двигатели тангажа; Р1, Р2 — двигатели рыскания

2.    двигатели управления спуском

Двигатели СИОС — каталитические жидкостные ракетные двигатели малой тяги. Рабочим телом двигателей является высококонцентрированный (92,0–95,5%) пероксид водорода (ВПВ). Принцип работы двигателей основан на экзотермическом разложении рабочего тела на катализаторе. Продукты разложения (вода и кислород) нагреваются до температур 700-850 ° С и, истекая из сопла двигателя, создают реактивную тягу.

Конструктивно двигатели (рис. 2) представляют собой цилиндрический реактор с присоединённым к нему реактивным соплом. Внутри реактора расположен каталитический пакет (КП) — набор слоёв зёрен катализатора, на которых происходит разложение ВПВ. На входе в реактор установлен электромагнитный клапан, открывающий доступ рабочего тела в реактор.

Рис. 2. Двигатель СИОС тягой 7,5 кгс: 1 — электромагнитный клапан; 2 — штуцер подвода ВПВ; 3 — электрический разъём клапана; 4 — реактор; 5 — камера реактора; 6 — сопло

массой ВПВ, которую может пропустить через себя двигатель, сохранив свои технические характеристики.

В табл. 2 приведены статистические данные по выработке ресурса двигателей СИОС последних 23 СА. Видно, что по разным каналам управления происходит неравномерная выработка ресурса как по расходу ВПВ, так и по срабатыванию клапанов. Максимальная выработка ресурса двигателя тягой 15,0 кгс наблюдается в канале К2; двигателя тягой 7,5 кгс — в Р1, и составляет не более 35% от гарантированного значения по расходу ВПВ и не более 15% по количеству срабатываний клапана.

Таблица 2

В составе СИОС используются двигатели двух типоразмеров — с тягой 15,0 (крен) и 7,5 кгс (рыскание и тангаж). В табл. 1 приведены основные характеристики двигателей.

Таблица 1

характеристики двигателей СиоС спускаемого аппарата тпк «Союз»

Параметр	Двигатель
Канал управления	К1, К2, К1Д, К2Д	Т1, Т2, Р1, Р2
Номинальная тяга, кгс	15,0	7,5
Тяга в вакууме при давлении на входе в клапана 16,0±0,2 кгс/см 2 , кгс	16,9±0,7	7,9±0,8
Массовый расход ВПВ при давлении на входе в клапан 16,0±0,2 кгс/см 2 , г/с	110,0±6,5	52,8±5,8
Удельный импульс, кгс∙с/кг	155±5	155±5
Гарантированный ресурс: – по количеству срабатываний клапана на рабочем теле, циклов – по выработке ВПВ, кг	3 500 50 (75)	3 500 30 (45)

Примечание. В скобках указан ресурс КП.

3.    расчёт запаса ресурса двигателей перед повторным применением

Ресурс двигателей СИОС определяется двумя факторами — износом уплотнений клапана и разрушением и деактивацией катализатора при взаимодействии с ВПВ. В первом случае ресурс выражается максимальным количеством срабатываний клапана, при котором обеспечивается необходимый уровень герметичности; во втором —

Статистические данные по выработке ресурса двигателей СиоС

Ресурсный параметр	Канал управления
	К1	К2	К1Д	К2Д	Т1	Т2	Р1	Р2
Выработка ВПВ, кг: – минимальная	3,2	11,8	0	0	1,9	0,4	8,8	0,2
– максимальная	5,1	15,3	0,2	0,1	2,7	1,0	10,3	0,5
– средняя	4,0	13,9	0,1	0,1	2,3	0,6	9,7	0,3
Количество включений: – минимальное	58	296	1	1	183	24	103	18
– максимальное	223	520	28	22	342	157	239	55
– среднее	111	392	4	4	256	60	154	35

Согласно требованиям, остаточный ресурс перед лётной эксплуатацией должен составлять не менее 150% (запас ресурса кратен 1,5). Для расчёта запаса ресурса перед повторным применением необходимо, кроме выработки ресурса во время первой лётной эксплуатации, учитывать выработку ресурса во время испытаний (огневых, на герметичность) при послеполётном обслуживании (ППО). Выработка ресурса во время этих испытаний является регламентированной и составляет по расходу ВПВ 4,8 кг для двигателей тягой 15,0 кгс и 2,4 кг — для двигателей тягой 7,5 кгс. Количество срабатываний клапана при испытаниях не превышает 20, однако в случае негерметичности по седлу возможна приработка клапана. В таком случае количество срабатываний может увеличиться до 200.

Результаты расчёта запаса ресурса по выработке ВПВ перед повторным применением представлены в табл. 3.

Минимальный расчётный запас ресурса по расходу превышает требуемое значение (1,5) и составляет 1,7 для двигателей канала управления Р1. Что касается ресурса по количеству срабатываний клапана, то по всем каналам кратность запаса перед повторным применением составляет не менее 5,3.

Таблица 3

расчёт запаса ресурса по расходу перед повторным применением

Канал управления	М Σ , кг	М 1Л = М 2Л , кг	м . ППО, кг	Кратность запаса ресурса ( М Σ – М 1Л – М ППО )/ М 2Л
К1	50,0	5,1	4,8	7,8
К2	50,0	14,9	4,8	2,0
К1Д	50,0	0,2	4,8	Более 20
К2Д	50,0	0,1	4,8	Более 20
Т1	30,0	2,7	2,4	9,2
Т2	30,0	1,0	2,4	Более 20
Р1	30,0	10,3	2,4	1,7
Р2	30,0	0,5	2,4	Более 20

Примечание. М _Σ — гарантированный ресурс двигателя; М _1Л — максимальная выработка ресурса во время лётной эксплуатации; М _2Л — оценка максимальной выработки ресурса во время повторной лётной эксплуатации; М _ППО — выработка ресурса при послеполётном обслуживании

4.    экспериментальное обоснование возможности повторного применения

Статистический анализ выработки ресурса двигателей СИОС свидетельствует о достаточном запасе ресурса, однако для обоснования возможности повторного применения требовалось экспериментальное подтверждение соответствия всех параметров двигателей конструкторской документации (КД). Необходимость в экспериментальных работах обусловлена появлением факторов и условий, воздействие которых на двигатели в период после спуска до повторного применения либо не регламентируется, либо запрещается. К таким факторам и условиям относятся длительный перерыв в работе двигателя, длительный контакт остатков ВПВ с элементами двигателя, попадание посторонних частиц в двигатель при приземлении и волочении СА парашютами и др.

В первую очередь для обоснования возможности повторного применения была проведена дефектация двигателей и выявлены все отклонения от КД. Результаты дефектации впоследствии легли в основу программы ППО. После дефектации часть двигателей без критических отклонений и повреждений была отобрана для проведения испытаний. Экспериментальные работы проводились в два этапа. Первый этап — автономные испытания КП, проводимые для оценки технического состояния и работоспособности КП после лётной эксплуатации и оценки возможности их повторного применения в составе двигателей. Второй этап — испытания непосредственно штатных двигателей после лётной эксплуатации без каких-либо изменений в конструкции.

Каждый этап работ представлял собой проведение вибропрочностных и огневых ресурсных испытаний. Вибро-прочностные испытания предшествовали огневым и включали в себя воздействие линейных перегрузок, синусоидальных, широкополосных вибраций и ударно-импульсного нагружения. После испытаний контролировались соответствие размеров двигателя чертежам, герметичность неподвижных соединений и герметичность по седлу клапана. И КП, и двигатели успешно прошли вибропрочностные испытания и сохранили свою работоспособность.

Далее приведены результаты дефектации и испытаний двигателей по каждому из этапов.

• 4.1.    Дефектация двигателей СИОС после лётной эксплуатации. На выборке из 48 двигателей, демонтированных с шести СА ТПК «Союз», были выявлены следующие отклонения от КД:

• •    незначительные повреждения наружных поверхностей двигателя (забоины, царапины, вмятины, потёртости);

• •    нагар на внутренней поверхности сопла, цвета побежалости на наружной поверхности корпуса КП и сопла;

• •    загрязнения в виде пыли, грязи;

• •    натекания на клапане.

Причиной обнаруженных отклонений является главным образом воздействие внешней среды на двигатель при посадке СА. Сопла двигателей являются открытыми для доступа камней, веток, пыли (рис. 3, 4).

В большинстве случаев обнаруженные отклонения являются легко устранимыми, либо допустимыми, однако были и критические повреждения, например, деформации сопла и шейки реактора (тонкостенный трубчатый элемент, соединяющий клапан и реактор). Восстановление двигателей с подобными повреждениями возможно, однако требует значительных временных и трудовых затрат. Ввиду редкости двигатели с такими повреждениями было решено отбраковывать.

Отдельно была проведена дефектация КП. Визуальный и измерительный контроль КП показал полное соответствие размеров и качества поверхностей требованиям КД.

а)

б)

Рис. 4. Сопла двигателей СИОС в корпусе спускаемого аппарата: а — двигателя тангажа; б — двигателей крена

Рис. 3. Спускаемый аппарат ТПК «Союз МС-03» (приземление 02.06.2017 г.), лежащий на боковой поверхности в 15 м от следов срабатывания двигателей мягкой посадки

• 4.2.    Первый этап — испытания КП. Для испытаний КП были отобраны четыре двигателя (по два двигателя каждого типоразмера). Испытания КП проводились с технологическими соплами, устанавливаемыми взамен штатных. Это было необходимо, так как штатные сопла не позволяли установить средства измерения параметров внутри реактора двигателя.

Огневые испытания КП проводились на режимах, соответствующих условиям лётной эксплуатации. Наработка на рабочем теле превысила гарантированный ресурс двигателя в полтора раза и достигла значений ресурса КП. В табл. 4 приведены результаты огневой работы КП двигателей тягой 7,5 и 15,0 кгс.

При испытаниях массовая доля ВПВ гарантировалась паспортом организации поставщика, а также дополнительно — проведением химического анализа проб ВПВ методом прямого титрования марганцовокислым калием в кислой среде [6]. Титрованием конденсата, собранного непосредственно у среза сопла двигателей, определяли полноту разложения ВПВ.

Массовый расход ВПВ m ^. определялся по формуле:

.

m=

V ρ σ t

,

τ зап

где V — объём ВПВ, израсходованного за запуск, см³; ρ_{σ t} — плотность ВПВ в зависимости от концентрации σ и температуры t , г/см³; τ _зап — продолжительность запуска, с.

Объём израсходованного ВПВ определялся по графику объёмной тарировки бака с ВПВ.

Расходный комплекс β — параметр, характеризующий качество протекания процессов в реакторе — определялся по формуле [7]:

β =

f _КР p _КП ^,

.

m где fКР — площадь критического сечения сопла, см2; pКП — давление продуктов разложения в камере реактора, кгс/см2.

Из табл. 4 видно, что двигатели при продолжении огневой работы сохраняют свои параметры в допустимых диапазонах и таким образом удовлетворяют требованиям КД.

Таблица 4

требования кд и результаты огневой работы двигателей

Наименование параметра	Двигатель 7,5 кгс		Двигатель 15,0 кгс
	Требования КД	Результаты испытаний	Требования КД	Результаты испытаний
Массовая доля ВПВ, %, в пределах	92,0–95,5	93,9	92,0–95,5	93,9
Температура продуктов разложения, ° С, в пределах	700–850	810–830	700–850	810–830
Полнота разложения ВПВ, %, не менее	99	100	99	100
Массовый расход при давлении на входе в клапан 16,0±0,2 кгс/см 2 , г/с, не более	58,6	54,0–56,0	113,0	107,6–109,0
Давление продуктов разложения на стационарном режиме работы, кгс/см 2 , не более	14	5,1–7,0	14	5,4–6,9
Расходный комплекс, м/с, в пределах β – + 4 2 0 0	926–986	943–971	927–987	966–981
Время выхода давления продуктов разложения на пусковой режим (достижение 70% от давления на стационарном режиме), с, не более	0,5	0,13–0,14	0,5	0,18–0,20
Время выхода давления продуктов разложения на стационарный режим, с, не более	10	4; 8	10	3; 4
Наработка по массе ВПВ, кг, не менее	45	47,56	75	82,98

Примечание. В графе «Результаты испытаний» указаны максимальные и минимальные значения, полученные при испытаниях.

Соответствие КД тяги P и удельного импульса I _уд двигателей определялось косвенно по параметрам m , p КП и 0 . Согласно известным соотношениям [7]:

P

I = . = β K ,                  (1)

уд m        , где K — тяговый комплекс, который считывается по формуле:

рас-

K = P . ^f КР ^p КП

Так как размеры, режим работы сопла и рабочее тело не меняются, то зна- чение тягового комплекса в соотношении (1) может считаться величиной постоянной. Поэтому, если при одном и том же массовом расходе рабочего тела давление в реакторе остается неизменным, то и удельный импульс, и тяга двигателя также не изменяются.

Таким образом, сохранение параметров m , p КП и 0 в пределах допустимых диапазонов свидетельствует о соответствии тяги и удельного импульса требованиям КД.

• 4.3.    Второй этап — испытания двигателей. На втором этапе было испытано шесть двигателей (по три двигателя каждого типоразмера) в импульсном режиме. Программа испытаний состояла из трёх циклов огневой работы с примерно одинаковой наработкой на ВПВ и количеством импульсов. За три цикла испытаний на каждом двигателе тягой 7,5 кгс было наработано не менее ~55 кг ВПВ; тягой 15,0 кгс — 75 кг; количество включений суммарно составило 5 400 раз для каждого двигателя.

Доработка двигателей для измерения давления и температуры продуктов разложения в реакторе не проводилась, поэтому перечень контролируемых параметров был ограниченным и включал в себя расход ВПВ за импульс и степень разложения ВПВ.

Для режима импульсной работы двигателей средний расход ВПВ за импульс рассчитывался по формуле:

m

имп

V ρ σ t

n где n — число импульсов за запуск.

В табл. 5 приведены результаты расчёта m ^. _имп . Для всех двигателей по всем циклам испытаний степень разложения ВПВ составила 99,9%.

Таблица 5

результаты огневых испытаний двигателей в импульсном режиме

Тип двигателя	Средний расход ВПВ за импульс, г/импульс
	Требования КД	1-й цикл	2-й цикл	3-й цикл
Двигатели 7,5 кгс	4,5–11,0	7,6	7,2	6,8
Двигатели 15,0 кгс	8,0–22,0	14,4	13,4	12,8

По результатам испытаний можно отметить уменьшение среднего расхода ВПВ за импульс от цикла к циклу испытаний, однако даже в конце испытаний значения m ^. _имп с запасом удовлетворяют требованиям КД. Как впоследствии показала дефектация КП, уменьшение расхода объясняется увеличением гидравлического сопротивления катализатора — с увеличением наработки двигателей происходит постепенное разрушение зёрен катализатора, при этом мелкие частицы катализатора перекрывают проходы между зёрнами, задерживаясь на выходе из КП.

Решение о соответствии тяги и удельного импульса требованиям КД на основании соответствия массового расхода и степени разложения ВПВ при заданном давлении ВПВ на входе в двигатель также является правомерным, так как давление в реакторе однозначно определяется количеством ВПВ, разложившегося в единицу времени.

• 4.4.    Программа послеполётного обслуживания. Для контроля соответствия характеристик двигателей, прошедших однократную эксплуатацию, требованиям КД были разработаны программа и методика ППО. Данная программа включает в себя:

• 1.    Мероприятия по снижению времени и интенсивности негативного воздействия внешних факторов на двигатели после приземления СА до начала ремонтно-восстановительных работ. Такими мероприятиями являются:

• •    фиксация условий приземления СА и исключение из дальнейших работ двигателей СА, приземлившихся во время дождя, снегопада или в водоём;

• •    ограничение воздействия атмосферного воздуха, остатков ВПВ, пыли на КП путём установки защитных крышек на сопло после приземления, установки патронов-осушителей в сопла двигателей после доставки в РКК «Энергия», продувка и вакуумная сушка двигателей после демонтажа с СА, упаковка и хранение в герметичном полиэтиленовом пакете;

• •    введение ограничений на сроки доставки СА с двигателями, на срок установки осушителей, на длительность работ по демонтажу двигателей и любых других работ со снятыми защитными крышками.

• 2.    Ремонтно-восстановительные работы:

• •    разборка двигателя с целью контроля состояния поверхностей, очистки их от загрязнений, контроля размеров, замены деталей (пружин, изоляторов, крепежа);

• •    проверка электрических характеристик клапана, герметичность трактов. При негерметичности клапана по седлу проводится его приработка с промежуточными измерениями негерметичности. При восстановлении герметичности, соответствии всех размеров и отсутствии критических повреждений двигатели допускаются к дальнейшей работе.

• 3.    Испытания двигателей.

5. опыт повторного применениядвигателей СиоС

Испытания двигателей были организованы двух видов — укороченные огневые и дополнительные испытания.

Целью укороченных огневых испытаний является проверка параметров каждого двигателя на соответствие КД с минимальной выработкой ресурса по расходу ВПВ. При испытаниях контролируется массовый расход и степень разложения ВПВ при фиксированном давлении ВПВ на входе в двигатель. Также определяется время задержки разложения (интервал от момента открытия клапана до начала роста давления продуктов разложения) — как оценка времени выхода на пусковой режим. Для этого внутрь сопла двигателя вводится датчик давления и осуществляется кратковременное включение двигателя на 2–3 с. После огневых испытаний проводится проверка размеров, герметичности, электрических параметров клапана.

Дополнительным испытаниям подвергается не менее одного двигателя каждого типоразмера из партии двигателей, признанных годными по результатам укороченных огневых испытаний. Испытания включают в себя проведение вибропрочностных и огневых испытаний с полной выработкой ресурса по расходу ВПВ. Двигатели дорабатываются в части приварки штуцеров для измерения давления и температуры продуктов разложения в камере реактора. При испытаниях контролируются все параметры из табл. 4. При положительных результатах вся партия двигателей допускается к повторному применению.

Двигатели для повторного применения начали отбираться, начиная с ТПК «Союз ТМА-13М» (дата приземления 10.11.2014 г.). За это время (на 01.06.2020 г.) совершено 23 полёта ТПК «Союз» различной модификации. На последних восьми кораблях использовались двигатели повторного применения.

В общей сумме к ППО поступило 144 двигателя (рис. 5). Из всего количества 23 двигателя были отбракованы как не подлежащие восстановлению.

Несмотря на успешное прохождение всех испытаний, лётная эксплуатация двигателей повторного применения осуществлялась поэтапно (табл. 6). На первых трёх кораблях («Союз МС-08, -09, -10») двигатели повторного применения были установлены только в резервном канале управления по крену, а в других каналах — двигатели первичного применения. На следующих трёх кораблях («Союз МС-11, -12 и -13») все двигатели были повторного применения, кроме резервных двигателей крена. Отсутствие замечаний к работе двигателей позволило использовать в СИОС все двигатели повторного применения («Союз МС-14, -15, -16»).

Рис. 5. Диаграмма повторного применения (по состоянию на 01.06.2020 г.): ■ — отбракованы; ■ — отобраны для дополнительных испытаний; ■ — повторно применены; ■ — укомплектованы; ■ — в полёте; ■ — на послеполётном обслуживании

выводы

Впервые в отечественной космонавтике ракетные двигатели были применены повторно. Двигатели управления

Таблица 6

хронология повторного применения двигателей СиоС

Космический корабль	Дата полёта		Каналы управления
	Старт	Приземление
			К1	К2	К1Д	К2Д	Т1	Т2	Р1	Р2
«Союз МС-08»	21.03.2018	04.10.2018			П	П
«Союз МС-09»	06.06.2018	20.12.2018			П	П
«Союз МС-10»*	11.10.2018	11.10.2018			П	П
«Союз МС-11»	03.12.2018	25.06.2019	П	П			П	П	П	П
«Союз МС-12»	14.03.2019	03.10.2019	П	П			П	П	П	П
«Союз МС-13»	20.07.2019	06.02.2020	П	П			П	П	П	П
«Союз МС-14»**	22.08.2019	07.09.2019	П	П	П	П	П	П	П	П
«Союз МС-15»	25.09.2019	17.04.2020	П	П	П	П	П	П	П	П
«Союз МС-16»	09.04.2020	22.10.2020	П	П	П	П	П	П	П	П

Примечание. П — повторное применение; * — нештатная ситуация при пуске РН [8]; ** — беспилотный (с антропоморфным роботом Skybot F-850 ) [9].

спуском СА ТПК «Союз» изначально разрабатывались как изделия однократного применения, однако благодаря заложенному большому ресурсу и тому факту, что ресурс двигателей за однократное применение вырабатывается не полностью, стало возможным их повторное применение.

Для обоснования возможности повторного применения была проведена серия испытаний, подтвердивших наличие необходимых запасов ресурса и прочности с сохранением характеристик двигателей в диапазонах, удовлетворяющих требованиям конструкторской документации.

На 01.06.2020 г. успешное повторное применение прошли 40 двигателей управления спуском, 40 двигателей проходят послеполётное обслуживание либо подготовлены к лётной эксплуатации.

Опыт, полученный в ходе проведённых работ по двигателям спуска СА ТПК «Союз», в настоящее время внедряется при разработке двигателей управления спуском нового перспективного пилотируемого транспортного корабля «Орёл», который, как известно, будет изделием многократного применения.