buran, shuttle buran program, energia, space shuttle, launcher energia, launcher, USSR, mriya, polyus, poliyus, energya, maks, bor-4, bor-5, bor-6, energia-buran, soviet rocket, space shuttle, soviet launcher, Буран, Энергия, plans, schematic, soviet, russian shuttle, russian space shuttle, USSRburan, shuttle buran program, energia, space shuttle, launcher energia, launcher, USSR, mriya, polyus, poliyus, energya, maks, bor-4, bor-5, bor-6, energia-buran, soviet rocket, space shuttle, soviet launcher, Буран, Энергия, plans, schematic, soviet, russian shuttle, russian space shuttle, USSR


Share
                                                         
This page was automatically translated,
it may contains errors.
Original version here.

The first step - the block And

By time of designing of a booster rocket "Zenith" in 1974 КБ "Southern" the condition - an opportunity of use of the first step as blocks from four accelerators as has been put to the first step of a heavy rocket which by then was born in projects НПО of "Energia". This unification then has not caused{called} enthusiasm in the Dnepropetrovsk experts. In memory stood "tsar-rocket" Н-1. It was not believed in validity of this direction. But the condition which proceeded from a management{manual} of branch and top level has appeared solving.

In the middle 1975 in КБ "Southern" has arrived{flied} V.P.Glushko with the big group of experts-проектантов to agree about the form of interaction and a degree of continuity of the first step "Zenith" for "Energia". However, then these names yet was not. Our rocket had index МО 11К77, and V.P.Glushko's carrier{bearer} - 11К52 ("Buran").



Designers and ours проектанты insisted on precise understanding - that can be applied without change is done{made} for 11К52 only, and everything, that varies, done{made} in НПО "Energia". General designer КБ "Southern" and General designer НПО of "Energia" have charged to joint group of designers to spend this line of demarcation and to develop{produce} regulations about teamwork. If I knew, that in seven years I shall be responsible for development of a booster rocket of "Energia" as the Main designer of this rocket then I as main designer КБ-2 design office " Southern " would submit for approval to General designers not that scheme{plan} of division and position which have approved{confirmed}, and absolutely other offers, having got rid from our moods of that time. I then offered development of all block And to take to design office " Southern ". But at that time the concept of a modular part which became as though a design, the general{common} for "Zenith" and "Energia" was born.
The modular part of the first step of rockets-carriers{-bearers} "Zenith" and "Energia" represents a classical rocket design. The forward (top) tank - a tank of an oxidizer - is made{produced} of a алюминиево-magnesian alloy. The top and bottom bottoms of a smooth-bore design with small химфрезерованными островками. Обечайки a cellular design of type of "wafer". Inside of a tank, in its{his} bottom belt{zone}, шаро-cylinders for helium fasten. The bottom tank - a tank of fuel. The forward bottom - concave эквидистантно designs of the bottom bottom of a tank of an oxidizer. The bottom bottom - the complex{difficult} form. Обечайки a tank from a "wafer" cloth. The tank is penetrated on an axis with a tunnel pipe with a pipe of submission of oxygen to the engine. On an input{entrance} in the engine it is located демпфер clearing of longitudinal fluctuations (Родо). Both of a tank have extremely fixed cloths of clearing of fluctuations of a liquid in a tank. On a forward frame the engine and steering units fastens. The basic differences of the modular block And "Energia" from the module of the first step of "Zenith" were reduced to various in thickness обечайкам tanks, and also to distinctions in the scheme{plan} and controls by the engine. The block And in connection with the asymmetrical loading coming from a point of its{his} lateral fastening in the power{force} scheme{plan} of a rocket, is compelled{forced} to work for bending loading.

Engine RD-170 of an identical design has different variants качения and controls a deviation{rejection} of chambers. Chambers of combustion at management of a rocket in structure of the block And a rocket of "Energia" shake in the radial planes which are passing{are taking place} through a longitudinal axis of the engine, through the center. Such scheme{plan} of management is more effective in structure of a package of a rocket of "Energia", but demands more powerful steering machines{cars} which overcome the loading created набегающим by an aerodynamic stream on the acting part сопла of the chamber of combustion for parameter of external contour of the block at its{her} deviation{rejection} in a radial direction. Chambers of combustion of engine RD-170 of the first step of "Zenith" deviate at management in a tangential plane качения. Сопла chambers do not leave in an aerodynamic stream flowing round a step and do not test its{his} loading. Steering machines{cars} are essentially less powerful. The Management efficiency of such variant is sufficient for a rocket "Zenith".
Other systems and designs, including units of pneumatichydraulic system (ПГС) maintenance of a dining with fuel and impellent installation (ДУ), are unified. Even at the different power{force} scheme{plan} of modules of the block And and the first step the uniform sizes and mortgage details which are understood as preparations of frames, flanges and other elements of tanks and the case are accepted.
Each engine of the module after manufacturing and a full cycle of the control passes{takes place} independent control technological tests which are spent on огневом the stand of a manufacturer with start of the engine under the full flight program or a little accelerated. After огневых bench tests the engine can undergo переборку. It means, that to be convinced of preservation of quality of a design after огневых tests, partial disassembly of separate units is made. After full assembly, at joining the engine and controls, the control over each technological operation so-called "cold" technological tests of the module which on the volume and sequences correspond{meet} to all operations which are carried out by the module in flight are made. At these tests systems of the module, but without components of fuel and огневого start of the engine function practically all. The module after carrying out of "cold" technological tests and final operations on preparation for transportation is ready to use to destination.
The modular part was projected{designed} in view of a possibility of transportation by soil, railway, water and air means of transportation. It is connected with feature of a geographical arrangement of a manufacturer (Dnepropetrovsk, Ukraine), proving ground - the cosmodrome (Baikonur, Kazakhstan) and bench base for carrying out огневых tests of the module (Zagorsk, Moscow suburbs). The module allows transportation by rail not less than 15 thousand in km, on a highway with a speed not above 60 km/h - 2 thousand in km, on soil road with special support - up to 500 km. Transportation by water and air transport is possible{probable} without restrictions, but concrete conditions of flight and type of the plane and concrete characteristics of water means of transportation are estimated{appreciated}. Before transportation on tail and носовую the part of the module fastens the so-called demountable equipment. For a forward part it is a cylindrical compartment with small конусностью, with a cover and a frame for fastening "tablets" - the flat cylindrical capacities informed by the pipeline with баковой by system. These are respiratory, dividing devices which compensate daily pressure difference with change of an ambient temperature. Водопоглащающие components of type селикагель support{maintain} humidity inside of a tank at an admissible level. On a tail part the cylindrical compartment with transition to the third part of its{his} length from a back end face in слабоконусный also fastens. This compartment protects the engine from damages at transportation of the module.
Underestimated concerning the general{common} diameter of the module diameter of a demountable tail compartment, конусная законцовка and конусный the forward compartment is a consequence{an investigation} of restrictions on dimensions of the module at transportation by rail. Such general{common} configuration of type of a spindle allows to carry out safe movements of structure of a train with modules by rail, especially on turns along the line. The flight, regular tail compartment is not entered in the restrictions established{installed} by the railway, therefore he is established{installed} on arrival of the module on an assembly platform of the cosmodrome. Transportation is carried out on specially developed transport секциях with amortization for the railway, carriages with springs for soil and highways, frames with corresponding{meeting} fastenings to a board of the plane or to a board of water means. Any transportation is carried out with fastening the module in two belts{zones} corresponding{meeting} a power{force} frame of the bottom end face of a tank of fuel and an intermediate frame of a tank of an oxidizer. At aviation transportation of the module not inside of a fuselage of the plane, and on a fuselage the module fastens on the units prepared by the plane as it is made for transportation of the central block of a booster rocket of "Energia". In this case corresponding{meeting} transitive support are applied, and the tail compartment is closed обтекателем, and a nose - стекателем.
The general{common} requirements to carrying out огневых bench tests of the rocket module as steps of the space carrier{bearer}, are reduced to necessity of reproduction on the Earth close to real conditions of flight of a step in structure of a rocket. It enables to leave on flights of test of a rocket with confidence, that the systems which are a part of a rocket step, function in a mode of complex interaction in a settlement range and do not create anomalies in integrated processes. Full conformity of bench conditions to real flights, naturally, cannot be, even because during work of a step at flight characteristics of an atmosphere, the external pressure, operating{working} overloads and other factors which to reproduce in bench conditions difficultly enough vary.
Alongside with it{this} requirements of maintenance of a necessary level of safety operate{work} at carrying out огневых tests of steps. Огневым bench tests of the block And were preceded with tests of the first missile stage "Zenith". Tests were made at the stand ╧2 НИИХиммаша in Zagorsk (Sergiev Posad now). This stand has been constructed in due time for carrying out огневых tests of missile stages "East" and has all the necessary systems providing preparation and carrying out огневого of start-up. At this stand many works with steps of rockets various classes were spent. At 50 stands of institute ground working off practically all space complexes developed in Soviet Union is spent. Among them a booster rocket "East", "Union", "Proton", "Zenith" and "Energia", orbital stations " Salutes " and "World". The bench base for this time has acquired a ring of inhabited files, разросшихся on periphery that aggravates necessity of maintenance of the guaranteed high degree of safety at carrying out огневых bench tests of steps.
All these conditions have predetermined shape of a design of the module of the block And, intended for огневых bench tests. On the one hand, the step should correspond{meet} regular, a flight to structure, and with another - to change to please to bench conditions. With the purpose of imitation of flight overloads pressure of pressurization in pillows of tanks varies from regular starting up to pressure with the additive on imitation of axial flight overloads that creates on an input{entrance} in the engine pressure not below flight - under the program of flight. The increase in pressure in tanks of the bench block in comparison with tanks of the regular block conducts to переупрочнению the power{force} scheme{plan} of a step. The bench module has утолщенные обечайки, the bottoms and other elements of a design. The increased durability of a step will be coordinated{agreeed} with safety requirements. For increase of safety the bench module on the bottom bottom of a tank of fuel has бронезащиту, executed of секций профилированных steel plates which form a barrier to possible{probable} fires or destructions of the engine with the purpose to protect from heavier emergencies баковых systems. The certain protection of the components which are being a tank from influence of a flame and splinters is created.
For the first time full enough description of the block has been published in the end 1991 within the limits of the report by results of researches of an opportunity of use of the modified blocks And in structure of a booster rocket "Ариан-5". The subsequent statement as a matter of fact coincides with these materials.



In the two-level rocket of "Energia" executed under the "batch" scheme{plan} (with a parallel arrangement of steps), as the first step are used A.Bloki's four lateral rocket blocks are incorporated among themselves by in pairs power{force} communications{connections} and fasten in the form of two параблоков to the central block (the block of the second step) in two power{force} belts{zones} - top and bottom. All four blocks And have an identical design of the power{force} case and systems. Thus there are small differences in accommodation of some elements on an external surface of blocks. The case of the block has the cylindrical form with transition in an inclined cone in a nose of a part. Full length of the block from theoretical top of the top cone up to a cut snuffled the engine makes 39,46 m, diameter of a cylindrical part of the case - 3,9 m.
The mid-flight engine - four-chamber liquid engine RD-170. He provides also management of movement of a rocket. With this purpose each of four chambers is established{installed} in кардановом подвесе, and they can synchronously deviate by means of steering drives.
The Kind on параблок from the central block


Electric and pneumatichydraulic communications{connections} of the block with the ground equipment, rockets divided{shared} at start, settle down in two belts{zones}:
- At the bottom end face of a tail compartment - communication{connection} with the starting device;
- On a lateral surface a nose of a part - communication{connection} with a заправочно-drainage tower of a starting complex.
Power{Force} communication{connection} of a rocket with the starting device is carried out on end faces of blocks And.
Each block is independent in relation to other blocks of a rocket, only with the central block he has the electric communication{connection} which is located in area of the top unit of power{force} communication{connection} and broken off at their branch.
For branch of blocks from the central block after development{manufacture} of their fuel and deenergizing of mid-flight engines the rocket engines of firm fuel located on an external surface of each block under обтекателями in two belts{zones} - on a nose of a part and in a tail compartment are used.
During prestarting preparation it is made термостатирование environments{Wednesdays} in compartments and under обтекателями blocks And by submission from ground systems of air of the necessary temperature. Air intake is made in two places to an end face of a tail compartment (from the starting device) and to a nose of a part from a заправочно-drainage tower. For reduction of temperature of designs in conditions of influence of solar radiation at parking a rocket on a starting complex of the case of blocks are painted by white enamel the-attitude of factor of absorption to a degree of blackness not less than 0,7.
In flight the thermal mode of elements of a design and devices is provided with passive means. For this purpose in separate places on the case coverings from теплоизоляционных materials are put{rendered}. For external coverings the composite material on the basis of кремнеземной fabrics, for internal coverings - easy{light} polyfoams is used.
Носовая the part of the block And serves for transfer of efforts to the central block through шарнирную a support of the top communication center, maintenance of uniform distribution of efforts on a joint with a tank of an oxidizer and a smooth aerodynamic flow in the top part of the block. The top cone a nose of a part is executed from a titanic alloy, has a welded design. In top of the top cone there is a jack in which the spherical support of power{force} communication{connection} with the central block is screwed in.
Transitive and приборно-modular compartments are executed from aluminium alloys and represent an environment in the form of a covering, supported by a longitudinal-cross-section power{force} set. Compartments the external heat-shielding covering, and a cylindrical part of a приборно-modular compartment - also have internal isolation.
The case a nose of a part, also as well as межбакового and tail compartments, has not tight пылевлагозащитное execution{performance}.
On an external surface a nose of a part technological payments of an onboard cable network and units of the top belt{zone} of power{force} communication{connection} with the next block And in параблок are established{installed} твердотопливные engines of division, electric and pneumatic demountable connections for communication{connection} with start.



Assembly of rocket blocks And the first step in the монтажно-test case of a booster rocket of "Energia"

Inside a nose of a part, mainly on a cylindrical part of a приборно-modular compartment, the basic part of devices of a control system, a measures and other electric systems is located.
Three hatches of service are stipulated. With useful volume 208 м3 and керосиновый a tank with useful volume 106 м3 welded designs have an oxygen tank and are executed from an aluminium alloy. Cylindrical environments of tanks are made{produced} of plates by thickness of 30 mm in which mechanical milling forms longitudinal and cross-section edges.
The tank of an oxidizer has the convex bottoms in the form of a spherical segment, the bottom of a tank of fuel - the convexo-concave form. In junctions of the bottoms with cylindrical обечайкой вварены supporting frames. To a frame of the bottom bottom of a tank of fuel by means of a frame the mid-flight engine fastens.
Обечайка межбакового a compartment, as well as обечайки tanks, has a "wafer" design and it is welded on a supporting frame of the bottom bottom of a tank of an oxidizer. In межбаковом a compartment units of pneumohydrosystem and separate devices of a measures are placed.
In the bottom part of a tank of fuel вварен a frame for perception{recognition} of the concentrated efforts from elements of the bottom belt{zone} of communications{connections} параблока with the central block and blocks And in параблок. On this frame there are two groups of fixing apertures for installation of the interblock communications{connections}, allowing to use the block And on any place in a package.
On the top bottoms of tanks are outside established{installed} drainage and safety valves, from within - ring sprays for submission of gas of pressurization. On the bottom bottoms intaking devices and dividing valves of account pipelines are located. All pneumatic both hydraulic highways and cables are deduced{removed} from tanks through their bottoms. The account pipeline of an oxidizer passes{takes place} on an axis of a tank of fuel inside вваренной in a tank of fuel of a special tunnel pipe. Outside the account pipeline is covered теплоизоляцией. The ºá»Óáó«þ¡«-drain valve of fuel is located on the bottom bottom of a tank, and the заправочно-drain valve of an oxidizer - in the bottom part of the account pipeline. Directly ahead of an input{entrance} in the engine in the account pipeline of an oxidizer it is established{installed} газожидкостной демпфер. In the bottom part of a tank of an oxidizer cylinders of system of pressurization of tanks are established{installed}.


Blocks of the first step in the MIK 112 on Baikonur

Inside of tanks on the bars located of in parallel longitudinal axis, gauges of the control of a level of fuel are established{installed} at refuelling and at опорожнении during flight. Gauges of a level of refuelling together with the ground equipment form the monitoring system of refuelling.
Lengthways обечаек tanks it is established{installed} on 6 edges, демпфирующих fluctuations of a liquid in tanks. Outside along tanks some pipelines of small diameter (for circulation of an oxidizer, зарядки cylinders, pressurization of tanks of the oxidizer, operating pressure) are laid and pass{take place} lines of an onboard cable network.


Assembly of rocket blocks And the first step in the монтажно-test case of a booster rocket of "Energia"

Cylindrical обечайки tanks have no heat-shielding covering. The bottoms, except for the bottom bottom of a tank of fuel, are covered by a layer теплоизоляции.
The tail compartment serves as a power{force} design for опирания the block And on the starting device, and also for creation together with the ground screen of the closed space around of the engine. As a material for the environment of a tail compartment executed in the form of a covering with a longitudinal-cross-section power{force} set, the aluminium alloy serves. On an external surface of a tail compartment engines of branch of the block, a small part of devices of a control system and system of measurement, the pipelines of pneumohydrosystem connecting through demountable connections the block And with the starting device are located твердотопливные. In the bottom part of a tail compartment and on a face frame there are the power{force} elements perceiving efforts from locks of fastening of the block to the starting device. In the same place electric and pneumatichydraulic demountable connections are located. The external surface of a tail compartment has a heat-shielding covering from the same material which is used on transitive and приборно-modular compartments. In a ground part the heat-shielding from асботекстолита is used. Inside of a tail compartment закомпонован engine RD-170, the elements providing submission of a liquid to system of steering drives, elements пожаро-взрывопредупреждения, заправочно-drain pipelines. For access inside of a tail compartment on its{his} case there are 12 hatches.


Assembly of rocket blocks And the first step in the монтажно-test case of a booster rocket of "Energia"

The system of steering drives is intended for a deviation{rejection} of chambers of the engine. Its{her} structure includes 8 hydraulic drives, pipelines and the armature, liquids of a high pressure providing submission. A dining of steering drives is made due to selection of kerosene after the pump of the engine with the subsequent сливом it{him} in an account highway.
Drives of automatics of the engine also hydraulic type and also eat the fuel selected after the pump of the engine. Means пожаро-взрывопредупреждения contain gauges (gas analyzers and firemen извещатели) and system of distribution of gas in a tail compartment. Means пожаро-взрывопредупреждения by preparation of a rocket supervise structure of environment{Wednesday} in a tail compartment and provide a purge of a tail compartment with gas in two modes:
- A languid purge at trouble-free operation of the block;
- An intensive purge at increase of the maintenance{contents} of oxygen in a tail compartment and attributes of a fire.
The structure of the block also includes a control system, a measures, means of emergency protection of the engine, gauges of process of preparation and means of the radiocontrol of a trajectory.


Assembly of rocket blocks And the first step in the монтажно-test case of a booster rocket of "Energia"

The complex of independent management of carrier{bearer} " Energia " is constructed in such a manner that the equipment of a control system of blocks And, besides performance of own functions, used and for an exchange of commands{teams} with the equipment of a complex of the independent management, established{installed} on block TS and a starting complex.
The structure of a control system of blocks And includes the digital computer complex with the device of input-output, a complex of devices for management of agencies, the коммутационно-distributive equipment, уровнемерный a path used for management by the charge of fuel from tanks. The structure of a control system includes also system of power supplies on the basis of storage batteries.
The structure of system of measurement includes gauges and primary converters, switchboards, the cables radiopassing means, an independent recorder. The case of a recorder protects a data carrier from mechanical and thermal influences at falling the block And on the ground.
Two blocks And from four, a part of the first missile stage of "Energia", are equipped by radio beacons for the control of a trajectory of flight over its{his} decrease{reduction} after branch.
Means of emergency protection of the engine, established{installed} on blocks, include the gauges supervising work of the engine, and blocks of transformation and a filtration of the information from the gauges, connected with the digital computer complex of means of the emergency protection, placed on the central block.
Gauges of process of preparation of a rocket together with the ground equipment form system of the centralized control of preparation of start-up. The information from these gauges about temperature of a design and components and about pressure in systems is deduced{removed} on boards of the operators supervising process of preparation of a booster rocket to start-up.
Tanks of the block And and the engine are connected by pneumatichydraulic system of submission of components of the fuel, including following basic subsystems:
- Dinings the engine by components of fuel;
- Refuellings components and gases;
- Maintenance of superfluous pressure in tanks by preparation of the block for start-up;
- Pressurization of tanks before start and in flight;
- Maintenance of work демпфера in a highway of a dining of the engine an oxidizer;
- Operating pressure for armature of the block and the engine;
- Purges of cavities of the engine before start and after deenergizing. Engine RD-170 is connected with pneumohydrosystems of submission of components of fuel on the basic highways:
- Submissions of components of fuel;
- Submissions of operating pressure to armature of the engine;
- Purges of cavities of the engine before start;
- Submissions of gas of pressurization to теплообменнику;
- Circulation of an oxidizer.
Highways of a dining of the engine components of fuel have dividing valves, and in a line of an oxidizer also the filter and демпфер. The dividing valve in a line of an oxidizer is normally opened{open} and closed only at emergency deenergizing the engine. The dividing valve in a line of fuel is normally closed and opens during refuelling a tank of fuel. Before opening of this valve of a cavity of the engine (behind the valve) вакуумируются by means of эжектора, a part engine. In highways of refuelling of components of fuel operated заправочно-drain valves are established{installed}, and in a line of an oxidizer there is also a filter.
For дренирования tanks of an oxidizer and fuel are used drainage and safety valves. For protection of drainage devices from an icing they before start are blown by neutral gas.
Superfluous pressure in tanks by preparation of a rocket for start-up is supported{maintained} by their pressurization by gases from ground systems. Inclusion and deenergizing of submission of gases is made by the valves established{installed} onboard with use of the information from the signalling devices of the pressure which have been adjusted{which have been set up} on demanded levels of pressure. For maintenance of pressurization of tanks in flight the helium stored{kept} cylinders, placed in the bottom part of a tank of an oxidizer and shipped in liquid oxygen is used. Submission of gas of pressurization in a tank of fuel is made directly from these cylinders through throttle washers. Helium for pressurization of a tank of an oxidizer is warmed up in теплообменнике the engine and through throttle washers moves in a tank. For the control of pressure over tanks signalling devices of pressure are used.
It is established{installed} демпфер in a line of submission of an oxidizer for restriction of amplitude and frequency of a pulsation of pressure on an input{entrance} in the engine.
For management of automatics of the block and the engine helium which is stored{kept} in two баллонных batteries (one of them - in structure of the engine) is used.
The purge of cavities of the engine before start is made from ground systems, and after its{his} deenergizing - from the cylinders which are a part of the engine.
Each block And leans{bases} on the starting device on four basic platforms located at an end face of a tail compartment on planes of the block. Direct power{force} communication{connection} of the block with the starting device is provided by means of pneumo-locks and шпилек, fixed on the starting device. Locks perceive longitudinal forces at parking not filled booster rocket, шпильки - cross-section. Шпильки are also directing on the initial stage of movement of a booster rocket at start.
Pneumatichydraulic and electric communications{connections} of the block And with the ground equipment at parking a booster rocket on a starting complex it is carried out through demountable connections. Undocking of these connections is made shortly before start or is direct at start.
The block And is connected with the ground equipment by means of 12 demountable connections (8 - for submission of a liquid and gases, 4 - electric communications{connections}).
Locks of power{force} communications{connections} of blocks with the starting device reveal after refuelling blocks by components of fuel by submission on them pressure of the compressed gas.
All the connections located at an end face of a tail compartment, undock at the beginning of movement of a rocket. Undocking пневмо-and electroconnections of blocks And with a заправочно-drainage mast is made on the commands{teams} submitted both from blocks, and from start. Commands{teams} on undocking of connections on a mast move in following sequence:
- For 2100 with up to a command{team} "Main" (transition of engines of blocks And to the basic mode) moves gas in pneumocylinders of mechanisms of branch of demountable connections;
- For 52 with up to a command{team} "Main" the pressure{voltage} on electropneumovalves of highways of submission of gas to locks of connections moves;
- Through 1,3 with after that there is a full undocking of connections.
For 46,2 with up to a command{team} "Main" the command{team} on tap{removal} of platform ЗДМ moves. If for any reasons tap{removal} of a platform does not begin, through 4,2 with the command{team} on the emergency termination{discontinuance} of preparation of start-up stands out.
Feature of the scheme{plan} of communications{connections} of blocks And with block TS consists that the branch of blocks of the first step from the second step is carried out параблоками. At such scheme{plan} it is easier provided несоударение blocks And and the orbital ship "Buran". Under параблоком the sheaf from two lateral blocks is meant. Connection of blocks And in параблок is provided with two belts{zones} of communications{connections}.



The top belt{zone} of communications{connections} параблока represents system of drafts which perceives both longitudinal, and cross-section efforts. During flight of a rocket on a site of the first step this communication{connection} is not fixed{recorded} and does not interfere with moving of blocks of A.Fiksatsiya of drafts is made directly ahead of branch параблока from block TS.
Fastening параблоков to block TS also is carried out in two belts{zones}. The top belt{zone} perceives both longitudinal, and cross-section efforts. Structurally this belt{zone} consists of four units in which basis the spherical hinge lays. Units are established{installed} in the top points of power{force} cones of blocks And and incorporate to the reciprocal parts established{installed} on межбаковом a compartment of block TS. Division of units is carried out by means of pyrotechnic means. The bottom belt{zone} of communications{connections} параблока with the central block perceives only cross-section efforts and twisting moment. He is located at the same level, as the bottom belt{zone} of communications{connections} of blocks And in параблок and also represents system from two drafts and connections of type "tooth". The branch параблоков from block TS in the bottom belt{zone} of communications{connections} is carried out by pyrotechnic devices.
Electric circuits of the block And are connected with block TS through one electric demountable connection located on the top cone in area of a communication center. Connection has 408 contacts. A direction of action of forces at undocking approximately in parallel an axis of the block.
Withdrawal параблоков and the message it{him} of speed of branch in a radial direction from the second step is provided special твердотопливными with engines of branch. The quantity{amount}, a direction of a vector of draft of engines and time of their start is chosen in view of maintenance of requirements on admissible thermal, газодинамическим and to erosive influences of their jets on elements of a design of the second step.



The engines of branch established{installed} in area of tail and приборно-modular compartments, make group And, and the engines of branch established{installed} on a cone of blocks 10А and 40А - group.
Process of branch параблоков from the second step begins from the moment of formation in a complex of independent management of an attribute "branch" which is a reference mark циклограммы divisions. The attribute "branch" is formed at delivery of a command{team} on deenergizing of impellent installation of the block And and at time of achievement of the set high-speed pressure. Through an interval of time about two seconds, necessary for recession of draft in blocks up to the set size, the complex of independent management gives out a command{team} on operation пиросредств in the top interblock communications{connections} for education параблоков as uniform rigid body. Through 0,1 about a complex of independent management gives out a series of commands{teams}:
- On operation пиросредств in the top communication centers;
- On operation пиросредств in the bottom communication centers;
- On an involvement of devices in blocks And, forming commands{teams} on start of engines of branch.
The complex of independent management at once gives out a command{team} on start of engines of group And, and through 0,4 with - a command{team} on start of engines of branch of group.
Undocking of electric communication{connection} occurs{happens} during the moment of branch of blocks And from block TS. The lock of communication{connection} reveals a course of the block And.
By preparation of the block And for start-up and at start of the engine management of the block And is carried out on two channels:
- The automated control system of a starting complex;
- A complex of independent management of a rocket.
Management of the block in flight is made only from a complex of independent management.
Management from the automated control system of a starting complex is carried out by submission or removal of a pressure{voltage} from the corresponding{meeting} valve. The information accepted by the automated control system by a starting complex from the block And and used for management, is passed in the form of relay signals about a condition of corresponding{meeting} trailer contacts and contacts of signalling devices of pressure. Commands{teams} on electro-pneumovalves of the block stand out on the duplicated two-wire lines. Transfer of the information from trailer contacts of signalling devices of pressure is carried out on троированным to two-wire lines. Besides at management of preparation of blocks And to start-up the information on a level of the refuelling, received from gauges of a level of the monitoring system of refuelling is used. The data received on channels of system of the centralized control of preparation of start-up, at trouble-free operation during management of preparation of the block do not participate. Exception is made only with temperature of fuel in tanks which of system of the centralized control of preparation of start-up is entered into the ground equipment of a complex of independent management and is used for initial adjustment{option} of the engine.
The equipment of a control system of blocks cooperates with the equipment of block TS and the ground equipment on digital and relay liaison channels.
On channel M1 from block TS in the block And it is passed:
- A command{team} of synchronization of digital computer complexes of blocks And and Ц, commands{teams} on education of highways of a dining in circuits пироэлементов;
- A command{team} " Preparation of impellent installation " (moves for 600 with before start of the engine, since this moment operations on fuelling and gases pass{take place} all in an automatic mode, on the same command{team} reckons time for operation on start of the engine);
- A command{team} " Contact of rise " (it is formed at rise of a rocket on height of 15 mm);
- The signal about rise of a rocket on height of 200 m - is used at formation of logic of work in supernumerary situations;
- Commands{Teams} on deenergizing of the engine, on the beginning of branch параблоков, the codes of time corresponding{meeting} the moments of formation;
- Commands{Teams} " Contact of rise ", the beginnings of translation{transfer} of the engine on a mode of a final step of draft, the beginning of branch параблоков;
- Commands{Teams} on the emergency termination{discontinuance} of preparation for start-up, on emergency deenergizing of the engine:, the commands{teams} providing the control of working capacity of a liaison channel. On channel M2 from block TS in the block And are passed: семизарядные codes of management on each of eight steering drives, семизарядные codes of management of drives of system of regulation of the engine (4 drives), they are used for regulation of draft and a parity{ratio} of charges of components through the engine;
- Commands{Teams} on automatics of the engine providing deenergizing of the engine. From the block And in block TS on channel M2 are passed:
- семизарядные signals from gauges of position of rods of steering drives;
- Signals from contact groups of initial and final positions of drives of system of regulation of the engine;
- Signals from gauges of a control system of the charge of fuel. On a liaison channel of machines{cars} from the ground equipment of a complex of independent management are passed in the block And data to start-up and the service information providing raised{increased} reliability of input. Data input on start-up is carried out for 20 minute before start of the engine.
Information interchange between the ground equipment of a complex of independent management and the block And on a technological liaison channel provides:
- The control of the test{dough} of inclusion of the equipment;
- The control of joining of devices;
- Reduction an initial condition of devices of the power{force} communications;
- Reduction an initial condition of automatics пиросредств;
- Inclusion of the equipment of a measures;
- Inclusion of the digital computer complex;
- Inclusion of devices of the radiocontrol of a trajectory.
On a relay liaison channel the commands{teams} providing reduction an initial condition of the scheme{plan} of education of trunks of a dining пиросредств and elements of pneumo-automatics, operated together with the automated control system of a starting complex and the ground equipment of a complex of independent management are passed. On the same channel the signal, if necessary, is passed to the emergency termination{discontinuance} of preparation.
For maintenance of functioning of blocks And in structure of a booster rocket of "Energia" the digital computer complex of block TS solve problems{tasks}:
- Regulations of engines of blocks And;
- Managements of an exchange of the digital information between block TS and blocks And;
- Formations of operating commands{teams} on steering drives of processing of signals of a feedback from steering drives of blocks And;
- Deliveries of time{temporary} commands{teams} of management пироэлементами, pneumohydrosystem and other systems of blocks And.
The digital computer complex established{installed} on block TS has speed on a mix of commands{teams} of type "Shuttle" about 370 thousand operations a second.


Original version of the text


Первая ступень - блок А

Ко времени проектирования ракеты-носителя "Зенит" в 1974 г. КБ "Южное" было поставлено условие - возможность использования первой ступени в качестве блоков из четырех ускорителей как первой ступени тяжелой ракеты, которая к тому времени рождалась в проектах НПО "Энергия". Энтузиазма эта унификация у днепропетровских специалистов тогда не вызвала. В памяти стояла "царь-ракета" Н-1. Не верилось в основательность этого направления. Но условие, которое исходило от руководства отрасли и верхнего уровня оказалось решающим.

В середине 1975 г. в КБ "Южное" прилетел В.П.Глушко с большой группой специалистов-проектантов договариваться о форме взаимодействия и степени преемственности первой ступени "Зенит" для "Энергии". Правда, тогда этих наименований еще не было. Наша ракета имела индекс МО 11К77, а носитель В.П.Глушко - 11К52 ("Буран").



Конструкторы и наши проектанты настаивали на четком понимании - делается для 11К52 только то, что может быть применено без изменения, а все, что меняется, делается в НПО "Энергия". Генеральный конструктор КБ "Южное" и Генеральный конструктор НПО "Энергия" поручили совместной группе конструкторов провести эту демаркационную линию и выработать положение о совместных работах. Если бы я знал, что через семь лет буду отвечать за разработку ракеты-носителя "Энергия" в качестве Главного конструктора этой ракеты, то тогда я как главный конструктор КБ-2 конструкторского бюро "Южное" представлял бы на утверждение Генеральным конструкторам не ту схему разделения и положения, которые утвердили, а совершенно другие предложения, избавившись от наших настроений того времени. Я бы тогда предлагал разработку всего блока А взять конструкторскому бюро "Южное". Но в то время родилось понятие модульной части, которая и стала как бы конструкцией, общей для "Зенита" и "Энергии".
Модульная часть первой ступени ракет-носителей "Зенит" и "Энергия" представляет собой классическую ракетную конструкцию. Передний (верхний) бак - бак окислителя - изготовлен из алюминиево-магниевого сплава. Верхнее и нижнее днища гладкостенной конструкции с небольшими химфрезерованными островками. Обечайки ячеистой конструкции типа "вафли". Внутри бака, в его нижнем поясе, крепятся шаро-баллоны для гелия. Нижний бак - бак горючего. Переднее днище - вогнутое эквидистантно конструкции нижнего днища бака окислителя. Нижнее днище - сложной формы. Обечайки бака из "вафельного" полотна. Бак пронизывает по оси тоннельная труба с трубой подачи кислорода к двигателю. На входе в двигатель расположен демпфер гашения продольных колебаний (Родо). Оба бака имеют предельно закрепленные полотна гашения колебаний жидкости в баке. На передней раме крепится двигатель и рулевые агрегаты. Основные отличия модульного блока А "Энергия" от модуля первой ступени "Зенита" сводились к различным в толщине обечайкам баков, а также к различиям в схеме и органах управления двигателем. Блок А в связи с несимметричной нагрузкой, приходящей от точки его бокового крепления в силовой схеме ракеты, вынужден работать на изгибающую нагрузку.

Двигатель РД-170 одинаковой конструкции имеет разные варианты качения и органов управления отклонением камер. Камеры сгорания при управлении ракетой в составе блока А ракеты "Энергия" качаются в радиальных плоскостях, проходящих через продольную ось двигателя, через центр. Такая схема управления более эффективна в структуре пакета ракеты "Энергия", но требует более мощных рулевых машин, которые преодолевают нагрузку, создаваемую набегающим аэродинамическим потоком на выступающую часть сопла камеры сгорания за параметр внешнего обвода блока при ее отклонении в радиальном направлении. Камеры сгорания двигателя РД-170 первой ступени "Зенита" отклоняются при управлении в тангенциальной плоскости качения. Сопла камер не выходят в обтекающий ступень аэродинамический поток и не испытывают его нагрузки. Рулевые машины существенно менее мощны. Эффективность управления такого варианта достаточна для ракеты "Зенит".
Остальные системы и конструкции, в том числе агрегаты пневмогидравлической системы (ПГС) обеспечения питания топливом и сама двигательная установка (ДУ), унифицированы. Даже при разной силовой схеме модулей блока А и первой ступени приняты единые размеры и закладные детали, под которыми понимаются заготовки шпангоутов, фланцев и других элементов баков и корпуса.
Каждый двигатель модуля после изготовления и полного цикла контроля проходит автономные контрольные технологические испытания, которые проводятся на огневом стенде завода-изготовителя с запуском двигателя по полной полетной программе или несколько ускоренной. После огневых стендовых испытаний двигатель может претерпевать переборку. Это значит, что для того, чтобы убедиться в сохранении качества конструкции после огневых испытаний, производится частичная разборка отдельных агрегатов. После полной сборки, при стыковке двигателя и органов управления, контроля после каждой технологической операции производятся так называемые "холодные" технологические испытания модуля, которые по своему объему и последовательности соответствуют всем операциям, выполняемым модулем в полете. При этих испытаниях функционируют практически все системы модуля, но без компонентов топлива и огневого запуска двигателя. Модуль после проведения "холодных" технологических испытаний и заключительных операций по подготовке к транспортировке готов к использованию по назначению.
Модульная часть проектировалась с учетом обеспечения возможности транспортировки грунтовыми, железнодорожными, водными и воздушными средствами передвижения. Это связано с особенностью географического расположения завода-изготовителя (г. Днепропетровск, Украина), испытательного полигона - космодрома (Байконур, Казахстан) и стендовой базы для проведения огневых испытаний модуля (г. Загорск, Подмосковье). Модуль позволяет транспортировку по железной дороге не менее 15 тыс. км, по шоссейной дороге со скоростью не выше 60 км/ч - 2 тыс. км, по грунтовой дороге со специальным сопровождением - до 500 км. Транспортировка водным и воздушным транспортом возможна без ограничений, но оцениваются конкретные условия полета и типа самолета и конкретных характеристик водных средств транспортировки. Перед транспортировкой на хвостовую и носовую часть модуля крепится так называемое съемное оборудование. Для передней части это цилиндрический отсек с небольшой конусностью, с крышкой и рамой для крепления "таблеток" - плоских цилиндрических емкостей, сообщенных трубопроводом с баковой системой. Это дыхательные, разделительные устройства, которые компенсируют суточный перепад давления с изменением температуры окружающей среды. Водопоглащающие компоненты типа селикагель поддерживают влажность внутри бака на допустимом уровне. На хвостовой части также крепится цилиндрический отсек с переходом на третьей части его длины от заднего торца в слабоконусный. Этот отсек предохраняет двигатель от повреждений при транспортировке модуля.
Заниженный относительно общего диаметра модуля диаметр съемного хвостового отсека, конусная законцовка и конусный передний отсек - это следствие ограничений по габаритам модуля при транспортировке по железной дороге. Такая общая конфигурация типа веретена позволяет осуществлять безопасные движения состава поезда с модулями по железной дороге, особенно на поворотах по пути следования. Полетный, штатный хвостовой отсек не вписывается в установленные железной дорогой ограничения, поэтому он устанавливается по прибытию модуля на сборочную площадку космодрома. Перевозка осуществляется на специально разработанных транспортных секциях с амортизацией для железной дороги, тележках с рессорами для грунтовых и шоссейных дорог, рамах с соответствующими креплениями к борту самолета или к борту водных средств. Любая транспортировка осуществляется с закреплением модуля в двух поясах, соответствующих силовому шпангоуту нижнего торца бака горючего и промежуточному шпангоуту бака окислителя. При авиационной транспортировке модуля не внутри фюзеляжа самолета, а на фюзеляже модуль крепится на узлы, подготовленные на самолете, как это сделано для транспортировки центрального блока ракеты-носителя "Энергия". В этом случае применяются соответствующие переходные опоры, и хвостовой отсек закрывается обтекателем, а носовой - стекателем.
Общие требования к проведению огневых стендовых испытаний ракетного модуля, как ступени космического носителя, сводятся к необходимости воспроизведения на Земле близких к реальным условий полета ступени в составе ракеты. Это дает возможность выходить на летные испытания ракеты с уверенностью, что системы, входящие в состав ракетной ступени, функционируют в режиме комплексного взаимодействия в расчетном диапазоне и не создают аномалий в интегральных процессах. Полного соответствия стендовых условий реальным летным, естественно, не может быть, хотя бы потому, что в течение работы ступени при полете меняются характеристики атмосферы, внешнего давления, действующих перегрузок и другие факторы, которые воспроизвести в стендовых условиях достаточно сложно.
Наряду с этим действуют требования обеспечения необходимого уровня безопасности при проведении огневых испытаний ступеней. Огневым стендовым испытаниям блока А предшествовали испытания первой ступени ракеты "Зенит". Испытания производились на стенде ╧2 НИИХиммаша в Загорске (Сергиев Посад теперь). Этот стенд был построен в свое время для проведения огневых испытаний ступеней ракеты "Восток" и имеет все необходимые системы, обеспечивающие подготовку и проведение огневого пуска. На этом стенде проводилось много работ со ступенями ракет различные классов. На 50 стендах института проведена наземная отработка практически всех космических комплексов, разрабатывавшихся в Советском Союзе. Среди них ракеты-носители "Восток", "Союз", "Протон", "Зенит" и "Энергия", орбитальные станции "Салют" и "Мир". Стендовая база за это время обросла кольцом жилых массивов, разросшихся по периферии, что обостряет необходимость обеспечения гарантированной высокой степени безопасности при проведении огневых стендовых испытаний ступеней.
Все эти условия предопределили облик конструкции модуля блока А, предназначенного для огневых стендовых испытаний. С одной стороны, ступень должна соответствовать штатной, летной структуре, а с другой - изменяться в угоду стендовым условиям. С целью имитации полетных перегрузок давление наддува в подушках баков меняется от штатного стартового до давления с добавкой на имитацию осевых полетных перегрузок, что создает на входе в двигатель давление не ниже полетного - по программе полета. Увеличение давления в баках стендового блока по сравнению с баками штатного блока ведет к переупрочнению силовой схемы ступени. Стендовый модуль имеет утолщенные обечайки, днища и другие элементы конструкции. Увеличенная прочность ступени согласуется с требованиями безопасности. Для повышения безопасности стендовый модуль на нижнем днище бака горючего имеет бронезащиту, выполненную из секций профилированных стальных плит, которые образуют преграду возможным пожарам или разрушениям двигателя с целью предохранить от более тяжелых аварийных ситуаций баковых систем. Создана определенная защита компонентов, находящихся в баке от воздействия пламени и осколков.
Впервые достаточно полное описание блока было опубликовано в конце 1991 г. в рамках отчета по результатам исследований возможности использования модифицированных блоков А в составе ракеты-носителя "Ариан-5". Последующее изложение по сути совпадает с этими материалами.



В двухступенчатой ракете "Энергия", выполненной по "пакетной" схеме (с параллельным расположением ступеней), в качестве первой ступени используются четыре боковых ракетных блока А. Блоки объединены между собой попарно силовыми связями и крепятся в виде двух параблоков к центральному блоку (блоку второй ступени) в двух силовых поясах - верхнем и нижнем. Все четыре блока А имеют одинаковую конструкцию силового корпуса и систем. При этом имеются небольшие отличия в размещении некоторых элементов на наружной поверхности блоков. Корпус блока имеет цилиндрическую форму с переходом в наклонный конус в носовой части. Полная длина блока от теоретической вершины верхнего конуса до среза сопел двигателя составляет 39,46 м, диаметр цилиндрической части корпуса - 3,9 м.
Маршевый двигатель - четырехкамерный жидкостный двигатель РД-170. Он обеспечивает и управление движением ракеты. С этой целью каждая из четырех камер установлена в кардановом подвесе, и они могут синхронно отклоняться с помощью рулевых приводов.
Вид на параблок со стороны центрального блока


Электрические и пневмогидравлические связи блока с наземным оборудованием, разделяемые при старте ракеты, располагаются в двух поясах:
- на нижнем торце хвостового отсека - связь со стартовым устройством;
- на боковой поверхности носовой части - связь с заправочно-дренажной башней стартового комплекса.
Силовая связь ракеты со стартовым устройством осуществляется по торцам блоков А.
Каждый блок автономен по отношению к другим блокам ракеты, только с центральным блоком он имеет электрическую связь, расположенную в районе верхнего узла силовой связи и разрываемую при их отделении.
Для отделения блоков от центрального блока после выработки их топлива и выключения маршевых двигателей используются ракетные двигатели твердого топлива, расположенные на наружной поверхности каждого блока под обтекателями в двух поясах - на носовой части и в хвостовом отсеке.
В процессе предстартовой подготовки производится термостатирование среды в отсеках и под обтекателями блоков А путем подачи от наземных систем воздуха нужной температуры. Подвод воздуха производится в двух местах к торцу хвостового отсека (от пускового устройства) и к носовой части от заправочно-дренажной башни. Для уменьшения температуры конструкций в условиях воздействия солнечной радиации при стоянке ракеты на стартовом комплексе корпуса блоков окрашены белой эмалью -отношение коэффициента поглощения к степени черноты не менее 0,7.
В полете тепловой режим элементов конструкции и приборов обеспечивается пассивными средствами. Для этого в отдельных местах на корпус наносятся покрытия из теплоизоляционных материалов. Для наружных покрытий используется композиционный материал на основе кремнеземной ткани, для внутренних покрытий - легкие пенопласты.
Носовая часть блока А служит для передачи усилий на центральный блок через шарнирную опору верхнего узла связи, обеспечения равномерного распределения усилий на стыке с баком окислителя и плавного аэродинамического обтекания в верхней части блока. Верхний конус носовой части выполнен из титанового сплава, имеет сварную конструкцию. В вершине верхнего конуса имеется гнездо, в которое ввинчивается шаровая опора силовой связи с центральным блоком.
Переходный и приборно-агрегатный отсеки выполнены из алюминиевых сплавов и представляют собой оболочку в виде обшивки, подкрепленную продольно-поперечным силовым набором. Отсеки имеют наружное теплозащитное покрытие, а цилиндрическая часть приборно-агрегатного отсека - еще и внутреннюю изоляцию.
Корпус носовой части, также как и межбакового и хвостового отсеков, имеет негерметичное пылевлагозащитное исполнение.
На наружной поверхности носовой части установлены твердотопливные двигатели разделения, электрические и пневматические разъемные соединения для связи со стартом, технологические платы бортовой кабельной сети и узлы верхнего пояса силовой связи с соседним блоком А в параблок.



Сборка ракетных блоков А первой ступени в монтажно-испытательном корпусе ракеты-носителя "Энергия"

Внутри носовой части, главным образом на цилиндрической части приборно-агрегатного отсека, расположена основная часть приборов системы управления, системы измерений и других электрических систем.
Предусмотрены три люка обслуживания. Кислородный бак с полезным объемом 208 м3 и керосиновый бак с полезным объемом 106 м3 имеют сварные конструкции и выполнены из алюминиевого сплава. Цилиндрические оболочки баков изготовлены из плит толщиной 30 мм, в которых механическим фрезерованием образованы продольные и поперечные ребра.
Бак окислителя имеет выпуклые днища в виде сферического сегмента, днища бака горючего - выпукло-вогнутой формы. В местах соединения днищ с цилиндрической обечайкой вварены подкрепляющие шпангоуты. К шпангоуту нижнего днища бака горючего с помощью рамы крепится маршевый двигатель.
Обечайка межбакового отсека, как и обечайки баков, имеет "вафельную" конструкцию и приварена к подкрепляющему шпангоуту нижнего днища бака окислителя. В межбаковом отсеке размещаются агрегаты пневмогидросистемы и отдельные приборы системы измерений.
В нижней части бака горючего вварен шпангоут для восприятия сосредоточенных усилий от элементов нижнего пояса связей параблока с центральным блоком и блоков А в параблок. На этом шпангоуте имеются две группы крепежных отверстий для установки межблочных связей, позволяющие использовать блок А на любом месте в пакете.
На верхних днищах баков снаружи установлены дренажные и предохранительные клапаны, изнутри - кольцевые распылители для подачи газа наддува. На нижних днищах расположены заборные устройства и разделительные клапаны расходных трубопроводов. Все пневматические и гидравлические магистрали и кабели выводятся из баков через их днища. Расходный трубопровод окислителя проходит по оси бака горючего внутри вваренной в бак горючего специальной тоннельной трубы. Снаружи расходный трубопровод покрыт теплоизоляцией. Заправочно-сливной клапан горючего расположен на нижнем днище бака, а заправочно-сливной клапан окислителя - в нижней части расходного трубопровода. Непосредственно перед входом в двигатель в расходном трубопроводе окислителя установлен газожидкостной демпфер. В нижней части бака окислителя установлены баллоны системы наддува баков.


Блоки первой ступени в МИКе 112 на Байконуре

Внутри баков на штангах, расположенных параллельно продольной оси, установлены датчики контроля уровня топлива при заправке и при опорожнении во время полета. Датчики уровня заправки совместно с наземной аппаратурой образуют систему контроля заправки.
Вдоль обечаек баков установлено по 6 ребер, демпфирующих колебания жидкости в баках. Снаружи вдоль баков проложено несколько трубопроводов небольшого диаметра (для циркуляции окислителя, зарядки баллонов, наддува баков окислителя, управляющего давления) и проходят трассы бортовой кабельной сети.


Сборка ракетных блоков А первой ступени в монтажно-испытательном корпусе ракеты-носителя "Энергия"

Цилиндрические обечайки баков не имеют теплозащитного покрытия. Днища, кроме нижнего днища бака горючего, покрыты слоем теплоизоляции.
Хвостовой отсек служит силовой конструкцией для опирания блока А на стартовое устройство, а также для создания вместе с донным экраном замкнутого пространства вокруг двигателя. Материалом для оболочки хвостового отсека, выполненной в виде обшивки с продольно-поперечным силовым набором, служит алюминиевый сплав. На наружной поверхности хвостового отсека расположены твердотопливные двигатели отделения блока, небольшая часть приборов системы управления и системы измерения, трубопроводы пневмогидросистемы, связывающие через разъемные соединения блок А со стартовым устройством. В нижней части хвостового отсека и на торцевом шпангоуте имеются силовые элементы, воспринимающие усилия от замков крепления блока к стартовому устройству. Там же расположены электрические и пневмогидравлические разъемные соединения. Наружная поверхность хвостового отсека имеет теплозащитное покрытие из того же материала, который используется на переходном и приборно-агрегатном отсеках. В донной части используется теплозащита из асботекстолита. Внутри хвостового отсека закомпонован двигатель РД-170, элементы, обеспечивающие подачу жидкости к системе рулевых приводов, элементы пожаро-взрывопредупреждения, заправочно-сливные трубопроводы. Для доступа внутрь хвостового отсека на его корпусе имеется 12 люков.


Сборка ракетных блоков А первой ступени в монтажно-испытательном корпусе ракеты-носителя "Энергия"

Система рулевых приводов предназначена для отклонения камер двигателя. В ее состав входят 8 гидравлических приводов, трубопроводы и арматура, обеспечивающие подачу жидкости высокого давления. Питание рулевых приводов производится за счет отбора керосина после насоса двигателя с последующим сливом его в расходную магистраль.
Приводы автоматики двигателя также гидравлического типа и также питаются горючим, отбираемым после насоса двигателя. Средства пожаро-взрывопредупреждения содержат датчики (газоанализаторы и пожарные извещатели) и систему распределения газа в хвостовом отсеке. Средства пожаро-взрывопредупреждения при подготовке ракеты контролируют состав среды в хвостовом отсеке и обеспечивают продувку хвостового отсека газом в двух режимах:
- вялой продувки при безаварийной работе блока;
- интенсивной продувки при повышении содержания кислорода в хвостовом отсеке и признаках пожара.
В состав блока также входят система управления, система измерений, средства аварийной защиты двигателя, датчики процесса подготовки и средств радиоконтроля траектории.


Сборка ракетных блоков А первой ступени в монтажно-испытательном корпусе ракеты-носителя "Энергия"

Комплекс автономного управления носителя "Энергии" построен таким образом, что аппаратура системы управления блоков А, помимо выполнения собственных функций, используется и для обмена командами с аппаратурой комплекса автономного управления, установленной на блоке Ц и стартовом комплексе.
В состав системы управления блоков А входит цифровой вычислительный комплекс с устройством ввода-вывода, комплекс приборов для управления исполнительными органами, коммутационно-распределительная аппаратура, уровнемерный тракт, используемый для управления расходом топлива из баков. В состав системы управления входит также система электропитания на основе аккумуляторных батарей.
В состав системы измерения входят датчики и первичные преобразователи, коммутаторы, кабели, радиопередающие средства, автономное записывающее устройство. Корпус записывающего устройства защищает носитель информации от механических и тепловых воздействий при падении блока А на землю.
Два блока А из четырех, входящих в состав первой ступени ракеты "Энергия", оснащены радиомаяками для контроля траектории полета при его снижении после отделения.
Средства аварийной защиты двигателя, установленные на блоках, включают датчики, контролирующие работу двигателя, и блоки преобразования и фильтрации информации с датчиков, связанные с цифровым вычислительным комплексом средств аварийной защиты, размещенным на центральном блоке.
Датчики процесса подготовки ракеты совместно с наземной аппаратурой образуют систему централизованного контроля подготовки пуска. Информация с этих датчиков о температуре конструкции и компонентов и о давлении в системах выведена на пульты операторов, контролирующих процесс подготовки ракеты-носителя к пуску.
Баки блока А и двигатель связаны пневмогидравлической системой подачи компонентов топлива, включающей следующие основные подсистемы:
- питания двигателя компонентами топлива;
- заправки компонентов и газов;
- поддержания избыточного давления в баках при подготовке блока к пуску;
- наддува баков перед стартом и в полете;
- обеспечение работы демпфера в магистрали питания двигателя окислителем;
- управляющего давления для арматуры блока и двигателя;
- продувки полостей двигателя перед запуском и после выключения. Двигатель РД-170 связан с пневмогидросистемами подачи компонентов топлива по основным магистралям:
- подачи компонентов топлива;
- подачи управляющего давления к арматуре двигателя;
- продувки полостей двигателя перед стартом;
- подачи газа наддува к теплообменнику;
- циркуляции окислителя.
Магистрали питания двигателя компонентами топлива имеют разделительные клапаны, а в линии окислителя также фильтр и демпфер. Разделительный клапан в линии окислителя нормально открыт и закрывается только при аварийном выключении двигателя. Разделительный клапан в линии горючего нормально закрыт и открывается в процессе заправки бака горючего. Перед открытием этого клапана полости двигателя (за клапаном) вакуумируются с помощью эжектора, входящего в состав двигателя. В магистралях заправки компонентов топлива установлены управляемые заправочно-сливные клапаны, а в линии окислителя имеется также фильтр.
Для дренирования баков окислителя и горючего используются дренажные и предохранительные клапаны. Для предохранения дренажных устройств от обледенения они до старта обдуваются нейтральным газом.
Избыточное давление в баках при подготовке ракеты к пуску поддерживается путем их наддува газами от наземных систем. Включение и выключение подачи газов производится установленными на борту клапанами с использованием информации от сигнализаторов давления, настроенных на требуемые уровни давления. Для обеспечения наддува баков в полете используется гелий, хранящийся в баллонах, размещенных в нижней части бака окислителя и погруженных в жидкий кислород. Подача газа наддува в бак горючего производится непосредственно из этих баллонов через дроссельные шайбы. Гелий для наддува бака окислителя подогревается в теплообменнике двигателя и через дроссельные шайбы подается в бак. Для контроля давления в баках используются сигнализаторы давления.
Установлен демпфер в линии подачи окислителя для ограничения амплитуды и частоты пульсации давления на входе в двигатель.
Для управления автоматикой блока и двигателя используется гелий, который хранится в двух баллонных батареях (одна из них - в составе двигателя).
Продувка полостей двигателя перед запуском производится от наземных систем, а после его выключения - из баллонов, входящих в состав двигателя.
Каждый блок А опирается на стартовое устройство по четырем опорным площадкам, расположенным на торце хвостового отсека по плоскостям блока. Непосредственная силовая связь блока со стартовым устройством обеспечивается с помощью пневмо-замков и шпилек, закрепленных на стартовом устройстве. Замки воспринимают продольные силы при стоянке незаправленной ракеты-носителя, шпильки - поперечные. Шпильки являются также направляющими на начальном этапе движения ракеты-носителя при старте.
Пневмогидравлические и электрические связи блока А с наземным оборудованием при стоянке ракеты-носителя на стартовом комплексе осуществляется через разъемные соединения. Расстыковка этих соединений производится незадолго до старта или непосредственно при старте.
Блок А с наземным оборудованием связан с помощью 12 разъемных соединений (8 - для подачи жидкости и газов, 4 - электрические связи).
Замки силовых связей блоков со стартовым устройством раскрываются после заправки блоков компонентами топлива подачей на них давления сжатого газа.
Все соединения, расположенные на торце хвостового отсека, расстыковываются при начале движения ракеты. Расстыковка пневмо- и электросоединений блоков А с заправочно-дренажной мачтой производится по командам, подаваемым как со стороны блоков, так и со стороны старта. Команды на расстыковку соединений на мачту подаются в следующей последовательности:
- за 2100 с до команды "Главная" (переход двигателей блоков А на основной режим) подается газ в пневмоцилиндры механизмов отделения разъемных соединений;
- за 52 с до команды "Главная" подается напряжение на электропневмоклапаны магистралей подачи газа к замкам соединений;
- через 1,3 с после этого происходит полная расстыковка соединений.
За 46,2 с до команды "Главная" подается команда на отвод площадки ЗДМ. Если по каким-либо причинам отвод площадки не начинается, через 4,2 с выдается команда на аварийное прекращение подготовки пуска.
Особенность схемы связей блоков А с блоком Ц состоит в том, что отделение блоков первой ступени от второй ступени осуществляется параблоками. При такой схеме легче обеспечивается несоударение блоков А и орбитального корабля "Буран". Под параблоком подразумевается связка из двух боковых блоков. Соединение блоков А в параблок обеспечивается двумя поясами связей.



Верхний пояс связей параблока представляет собой систему тяг, которая воспринимает как продольные, так и поперечные усилия. В процессе полета ракеты на участке первой ступени эта связь не зафиксирована и не препятствует перемещению блоков А. Фиксация тяг производится непосредственно перед отделением параблока от блока Ц.
Крепление параблоков к блоку Ц также осуществляется в двух поясах. Верхний пояс воспринимает как продольные, так и поперечные усилия. Конструктивно этот пояс состоит из четырех узлов, в основе которых лежит сферический шарнир. Узлы устанавливаются в верхних точках силовых конусов блоков А и соединяются с ответными частями, установленными на межбаковом отсеке блока Ц. Разделение узлов осуществляется с помощью пиротехнических средств. Нижний пояс связей параблока с центральным блоком воспринимает только поперечные усилия и крутящий момент. Он расположен на том же уровне, что и нижний пояс связей блоков А в параблок и также представляет собой систему из двух тяг и соединения типа "зуб". Отделение параблоков от блока Ц в нижнем поясе связей осуществляется пиротехническими устройствами.
Электрические цепи блока А связаны с блоком Ц через одно электрическое разъемное соединение, расположенное на верхнем конусе в районе узла связи. Соединение имеет 408 контактов. Направление действия сил при расстыковке примерно параллельно оси блока.
Увод параблоков и сообщение им скорости отделения в радиальном направлении от второй ступени обеспечивается специальными твердотопливными двигателями отделения. Количество, направление вектора тяги двигателей и время их запуска выбрано с учетом обеспечения требований по допустимым тепловым, газодинамическим и эрозионным воздействиям их струй на элементы конструкции второй ступени.



Двигатели отделения, устанавливаемые в районе хвостового и приборно-агрегатного отсеков, составляют группу А, а двигатели отделения, устанавливаемые на конусе блоков 10А и 40А - группу Б.
Процесс отделения параблоков от второй ступени начинается с момента формирования в комплексе автономного управления признака "отделение", который является началом отсчета циклограммы разделения. Признак "отделение" формируется при выдаче команды на выключение двигательной установки блока А и при времени достижения заданного скоростного напора. Через интервал времени около двух секунд, необходимый для спада тяги в блоках до заданной величины, комплекс автономного управления выдает команду на срабатывание пиросредств в верхних межблочных связях для образования параблоков как единого жесткого тела. Через 0,1 с комплекс автономного управления выдает серию команд:
- на срабатывание пиросредств в верхних узлах связи;
- на срабатывание пиросредств в нижних узлах связи;
- на задействование приборов в блоках А, формирующих команды на запуск двигателей отделения.
Комплекс автономного управления сразу же выдает команду на запуск двигателей группы А, а через 0,4 с - команду на запуск двигателей отделения группы Б.
Расстыковка электрической связи происходит в момент отделения блоков А от блока Ц. Замок связи раскрывается ходом блока А.
При подготовке блока А к пуску и при запуске двигателя управление блоком А осуществляется по двум каналам:
- автоматизированной системой управления стартовым комплексом;
- комплексом автономного управления ракеты.
Управление блоком в полете производится только от комплекса автономного управления.
Управление от автоматизированной системы управления стартовым комплексом осуществляется подачей или снятием напряжения с соответствующего клапана. Информация, принимаемая автоматизированной системой управления стартовым комплексом с блока А и используемая для управления, передается в виде релейных сигналов о состоянии соответствующих концевых контактов и контактов сигнализаторов давления. Команды на электро-пневмоклапаны блока выдаются по дублированным двухпроводным линиям. Передача информации с концевых контактов сигнализаторов давления осуществляется по троированным двухпроводным линиям. Кроме того, при управлении подготовкой блоков А к пуску используется информация об уровне заправки, получаемая от датчиков уровня системы контроля заправки. Данные, получаемые по каналам системы централизованного контроля подготовки пуска, при безаварийной работе в процессе управления подготовкой блока не участвуют. Исключение составляет только температура горючего в баках, которая из системы централизованного контроля подготовки пуска вводится в наземную аппаратуру комплекса автономного управления и используется для начальной настройки двигателя.
Аппаратура системы управления блоков взаимодействует с аппаратурой блока Ц и наземной аппаратурой по цифровым и релейным каналам связи.
По каналу M1 из блока Ц в блок А передается:
- команда синхронизации цифровых вычислительных комплексов блоков А и Ц, команды на образование магистралей питания в цепях пироэлементов;
- команда "Подготовка двигательной установки" (подается за 600 с до запуска двигателя, с этого момента все операции по заправке топливом и газами проходят в автоматическом режиме, по этой же команде начинается отсчет времени для операции по запуску двигателя);
- команда "Контакт подъема" (формируется при подъеме ракеты на высоту 15 мм);
- сигнал о подъеме ракеты на высоту 200 м - используется при формировании логики работы в нештатных ситуациях;
- команды на выключение двигателя, на начало отделения параблоков, коды времени, соответствующие моментам формирования;
- команды "Контакт подъема", начала перевода двигателя на режим конечной ступени тяги, начала отделения параблоков;
- команды на аварийное прекращение подготовки к пуску, на аварийное выключение двигателя:, команды, обеспечивающие контроль работоспособности канала связи. По каналу М2 из блока Ц в блок А передаются: семизарядные коды управления на каждый из восьми рулевых приводов, семизарядные коды управления приводами системы регулирования двигателя (4 привода), они используются для регулирования тяги и соотношения расходов компонентов через двигатель;
- команды на автоматику двигателя, обеспечивающую выключение двигателя. Из блока А в блок Ц по каналу М2 передаются:
- семизарядные сигналы с датчиков положения штоков рулевых приводов;
- сигналы с контактных групп исходного и конечного положений приводов системы регулирования двигателя;
- сигналы с датчиков системы управления расходом топлива. По каналу связи машин от наземной аппаратуры комплекса автономного управления передаются в блок А данные на пуск и служебная информация, обеспечивающая повышенную достоверность ввода. Ввод данных на пуск осуществляется за 20 минута до запуска двигателя.
Обмен информацией между наземной аппаратурой комплекса автономного управления и блоком А по технологическому каналу связи обеспечивает:
- контроль теста включения аппаратуры;
- контроль стыковки приборов;
- приведение в исходное состояние приборов силовой коммуникации;
- приведение в исходное состояние автоматики пиросредств;
- включение аппаратуры системы измерений;
- включение цифрового вычислительного комплекса;
- включение приборов радиоконтроля траектории.
По релейному каналу связи передаются команды, обеспечивающие приведение в исходное состояние схемы образования шин питания пиросредств и элементов пневмо-автоматики, управляемых совместно с автоматизированной системой управления стартовым комплексом и наземной аппаратурой комплекса автономного управления. По этому же каналу, при необходимости, передается сигнал на аварийное прекращение подготовки.
Для обеспечения функционирования блоков А в составе ракеты-носителя "Энергия" цифровым вычислительным комплексом блока Ц решаются задачи:
- регулирования двигателей блоков А;
- управления обмена цифровой информацией между блоком Ц и блоками А;
- формирования управляющих команд на рулевые приводы обработки сигналов обратной связи с рулевых приводов блоков А;
- выдачи временных команд управления пироэлементами, пневмогидросистемой и другими системами блоков А.
Установленный на блоке Ц цифровой вычислительный комплекс имеет быстродействие по смеси команд типа "Шаттл" около 370 тысяч операций в секунду.