«Энергия» - «Буран»

     Оказалось достаточно сложным обеспечить требуемую прочность лопаток соплового аппарата и ротора. Принимались меры как по увеличению толщины кромок с перепрофилированием лопаток, так и по снижению нагрузок. Дело в том, что при проектировании был заложен слишком малый зазор между лопатками соплового аппарата и ротора. На выходе из лопаток соплового аппарата скорость потока могла превышать скорость звука. В результате возникали большие (по величине пульсации) давления в зазоре, что и перегружало лопатки, возбуждало значительные вибрации. Увеличение зазора, в сочетании с утолщением кромок, снижение скоростного коэффициента позволило уйти от такого рода возгораний.

     Наряду с этим межведомственная группа, созданная из квалифицированных специалистов институтов, КБ авиационной и ракетно-космической промышленности, в своем заключении указала на недостаточную усталостную прочность лопаток ротора. На одном из двигателей, к примеру, трещины появились после 8-го пуска, после чего он прошел еще 7 испытаний с развитием трещин, а на 16-м пуске они достигли критического размера, что привело к разрушению лопаток и возгоранию двигателя. Принятые меры по повышению усталостной прочности оказались особо ценными для двигателей многоразового исполнения.

     Дефекты, связанные с наклепом на сопрягаемых деталях, устранялись путем наведения медно-серебряного покрытия и усиления охлаждения протоком кислорода. Поломки других элементов турбины устранялись в основном прямым упрочнением.

     Вторая группа - возгорание от воздействия посторонних частиц в генераторном газе. Предпосылки отмечались в самом начале отработки двигателя. При осмотре роторов двигателей, прошедших огневые испытания, обнаруживались местные подгары ("ручьи") лопаток, бандажа, свидетельствующие о внешнем воздействии. Работала та же группа высококвалифицированных специалистов. Попытки внедрить защитные покрытия предпринимались еще при отработке на специальных экспериментальных двигателях. Были опробованы алитирование, покрытие медью и гальваническим никелем, нанесение эмали, но надежной защиты эти варианты не дали. К концу 1983 г., через пять лет после начала экспериментальной отработки двигателя, была найдена и отработана технология нанесения никелевого покрытия на лопатки ротора и статора с достаточной стойкостью, достигаемой, в частности, специальной термообработкой, и нанесения металлокерамического покрытия на ротор.

     Наряду с увеличением стойкости, были приняты меры к уменьшению размеров массы посторонних частиц. На входе в двигатель был поставлен фильтр с ячейкой 0,16х0,16 мм. На этом практически завершилось решение проблемы возгорания.

     Решение проблем связано не только с деятельностью образованной группы высокого уровня специалистов. Основные меры принимались, естественно, в основном конструкторами, разработчиками. Межведомственная группа дополнила мероприятия, а главное, придала им более убедительную форму и ускорила их реализацию.

     Проблема исключения возгорания турбины решалась крайне трудно и долго, вызывала серьезные сомнения вообще в реальности создания двигателя такого рода. Эта проблема потребовала привлечения всех научных и конструкторских сил страны. Наиболее напряженными и драматичными были 1982 и 1983 гг. Неоднократно обсуждался вопрос о целесообразности использования четырех насосов малой мощности вместо одного мощного турбонасосного агрегата. Это означало по сути - установить на ракете связку из четырех двигателей по 185 т вместо одного двигателя суммарной тяги и, таким образом, возвратить пакетную схему с двадцатью двигателями, то есть вернуть разработку в исходное состояние. Был выпущен эскизный проект такого двигателя под индексом МД-185, однако не был принят, в частности, потому что и в этом двигателе параметры генераторного газа были близки к аналогичным значениям на двигателе РД-170, следовательно, проблема возгорания турбины не снималась. Были предприняты попытки использовать двигатели, разработанные для Н-1. Дело в том, что к этому времени, к 1983 г., проводя огневые испытания двигателей для Н-1, получили, наконец, утешительные прогнозы в продолжавшейся по инициативе ОКБ Н.Д.Кузнецова работе по повышению надежности этих двигателей.

     Случаи возгорания насоса окислителя имели место при отработке практически всех жидкостных ракетных двигателей кислородного класса: поломки элементов насоса, наклепы, трение сопрягаемых поверхностей, разрушение подшипников, затирание лабиринтных уплотнений, попадание инородных тел и частиц были основными причинами возгорания.

     Анализ статистики огневых пусков двигателей и экспериментальных установок показывает, что к концу 1984 г. были внедрены основные мероприятия, обеспечившие ресурс работоспособности насоса для двигателей одноразового использования с запланированным запасом. На это было затрачено более 5 лет. В этом году аварии по возгоранию насоса составили 7 % от числа испытаний двигателя. В дальнейшем проводилась работа по наращиванию ресурса. Причины возгорания насосов окислителя можно обобщить, выделив несколько групп.