Янгель. Уроки и наследие

— Красавица! Хороша и совершенна!

С момента установки ракеты на стартовый стол начался отсчет времени проведения запланированных проверок, в том числе предполетных операций. В период с 21 по 23 октября осуществлялась предусмотренная технической документацией предстартовая подготовка ракеты к пуску: автономные и комплексные испытания всех систем, в том числе стыковка головной части, подъем и установка ракеты на пусковой стол, подключение пневмокоммуникаций и наземной кабельной сети к ракете, проведение комплексных испытаний пусковой электроаппаратуры. Цель одна — проверить надежность совместной работы всех систем, участвующих в пуске ракеты.

В процессе проведенных работ не было выявлено существенных замечаний. После этого ракета 23 октября была заправлена компонентами топлива, сжатыми газами и началась подготовка ее к пуску, который решением Государственной комиссии был назначен на вечер того же дня.

Объем работ, который приходится преодолевать при проектировании, и их сложность требуют от исполнителей высокой узкопрофессиональной квалификации. Это приводит к тому, что даже в рамках одного конструкторского бюро специалисты в смежных подразделениях могут только понаслышке знать об особенностях работы узлов ракеты, к которым они не имеют непосредственного отношения. А представление о них составляют по названиям и назначению, домысливая все остальное. Поэтому, чтобы было понятно, что происходило на старте ракеты Р-16 с 18.00 23 октября до 18.45 24 октября 1960 года, необходимо сделать небольшой пропедевтический экскурс в конструктивные особенности и особенности функционирования двух систем — системы управления и пневмогидравлической системы ракеты Р-16. Именно вокруг них и развернулись основные события, приведшие к роковой развязке.

Запуск ракетного двигателя, его работа и выключение в полете, в отличие от любого другого двигателя, например автомобильного, — сложный и многостадийный процесс. Транспортировку компонентов из топливных баков в двигатель обеспечивает по командам, выдаваемым системой управления, пневмогидравлическая система (ПГС).

Маршевый двигатель первой ступени ракеты Р-16 представлял три автономных блока по две камеры в каждом, связанных единой системой запуска, включавшей пусковые бачки окислителя и горючего и систему узлов автоматики. На второй ступени маршевый двигатель состоял из одного блока — двух камер, пусковых бачков окислителя и горючего, системы запуска и автоматики.

Из топливных баков к двигателям шли раздельные магистрали горючего и окислителя. Принципиальное различие между ними заключалось в том, что по линии горючего на каждый блок предусматривалась своя отдельная труба, а по линии окислителя — общая магистраль, из которой через коллектор ("штаны") производилась разводка на три трубы в соответствии с количеством блоков. Для нормальной работы двигателя, обеспечивающей устойчивый процесс превращения энергоносителей в истекающие из сопла двигателя продукты сгорания, создающие реактивную тягу, необходимо, чтобы компоненты топлива поступали под определенным давлением. Эту роль берут на себя турбонасосные агрегаты, устанавливаемые на каждой магистрали.

В связи с тем, что на ракете применялись самовоспламеняющиеся токсичные компоненты топлива, для надежной герметизации топливных баков и подводящих трубопроводов в процессе длительного нахождения заправленной ракеты на старте и предотвращения попадания агрессивных компонентов топлива в полости насосов двигателей при входе в турбонасосные агрегаты на фланцах трубопроводов устанавливались специальные разделительные устройства — пиромембраны. При срабатывании пиропатрона мембрана раскрывалась и складывалась, тем самым открывая доступ компонентам топлива для заполнения полостей насосов двигателя.

После прохождения команды на прорыв пиромембран горючее и окислитель, каждые по своей магистрали, устремлялись вниз, заполняли полости турбонасосных агрегатов. Но при выходе из турбонасосного агрегата для дальнейшего движения компонентов возникала еще одна преграда — главные разделительные клапаны, которые перекрывали вход непосредственно в камеры сгорания. Главные клапаны автоматически открывались только тогда, когда давление на входе в них достигало определенной величины. Гидростатического давления столба жидкости для этого было недостаточно.

Процесс запуска маршевого двигателя второй ступени, поскольку именно он будет интересовать нас в дальнейшем, происходил (при прорванных пиромембранах) следующим образом. После прохождения команды на запуск двигателя срабатывал специальный электропневмоклапан (ВО-8) и в пусковые бачки с горючим и окислителем подавался газ из системы высокого давления, находившейся на борту ракеты. В результате компоненты топлива вытеснялись в газогенератор, где и происходило их соединение. Образующийся при сгорании газ поступал на турбину, на одном валу с которой были установлены насосы магистралей окислителя и горючего.

При раскрутке турбонасосного агрегата газогенератор турбины переходил на питание компонентами топлива, отбираемого после насосов окислителя и горючего. Первоначальная раскрутка ТНА производилась от порохового пиростартера при прорванных мембранах "О" и "Г" на входе в двигатель, а затем газогенератор турбины переходил на питание компонентами топлива от насосов. В процессе раскрутки турбины повышалось давление в полостях за насосами, и при достижении определенной величины открывались главные клапаны (на две камеры один клапан). Компоненты топлива устремлялись в камеры сгорания: соединяясь, они самовоспламенялись, происходил запуск двигателя и выход его на режим.

Таким образом, и это очень важно для анализа происшедшего, на пути компонентов топлива, до того как они соединятся, в магистралях были предусмотрены две разделительные преграды.

И еще один важный момент связан с процессом выключения двигателя. Для этих целей перед входом в газогенератор по обеим магистралям — горючего и окислителя — устанавливались отсечные пироклапаны. При прохождении команды на выключение двигателя они срабатывали и перекрывали подачу компонентов топлива, турбонасосный агрегат останавливался, давление в системе резко падало, и срабатывал отсечный пироклапан по магистрали питания камер окислителем, стоявший в головке камеры сгорания. Поскольку клапан напоминал по виду грушу, то на языке специалистов это называлось "замыкание грушей".

Сам процесс пуска ракеты Р-16 состоял из предстартовых операций, производившихся по командам, выдаваемым руководителем боевого расчета из подземного бункера, и автоматических, осуществлявшихся системой управления по специальной программе. Во время предстартовых операций производился разгон пироблоков гиростабилизированной платформы, задействование бортовых батарей электропитания, прорыв пиромембран по линии окислителя и горючего. Последней из этих операций была команда "Пуск". После нажатия кнопки "Пуск" ракета полностью находилась "во власти" циклограммы. На языке специалистов циклограмма — это записанная на запоминающее устройство последовательность во времени функциональных команд, выдаваемых системой управления, на выполнение в автоматическом режиме технологических операций при подготовке к старту, старте и полете ракеты без участия человека. При запуске наземной циклограммы испытатели только отслеживают и контролируют прохождение команд, фиксируя: есть такая-то операция, есть такая-то операция. В полете контроль прохождения команд и соответствующих операций осуществляется с помощью телеметрии.

По пусковой циклограмме от наземных приборов шел наддув топливных баков и их контроль, осуществлялся переход на питание от бортовых батарей, запускался и выходил на режим рулевой двигатель первой ступени, запускался и выводился на режим маршевый двигатель первой ступени. Ракета отрывалась от стартового стола. При этом происходил разрыв штепсельных разъемов, осуществлявших связь ракеты с наземным электрооборудованием. О состоявшемся старте оповещало замыкание контакта подъема — из гнезда выходил утопленный до этого штырек, упиравшийся в специальную штангу, закрепленную на стартовом столе. С этого момента все, что происходило в полете на борту ракеты, подчинялось полетной циклограмме.