«Энергия» - «Буран» полностью

     Максимальная температура газа в подушке бака окислителя достигается к 300 секунде полета и составляет около 250 ºС. При этом, максимальная температура верхнего днища равняется 140 ºС К концу работы двигательной установки температура слоя газа в подушке высотой около 4 м составляет более 200 ºС. Максимальная температура газа наддува в верхней зоне подушки водородного бака равна 66 ºС. Средний расход паров кислорода для наддува бака окислителя на установившемся режиме составляет примерно 3,18 кг/с, а паров водорода для наддува бака горючего - примерно 1,04 кг/с. По опытным данным, начальная температура окислителя при запуске двигателей составляет -181,7 ºС, а конечная температура при выключении двигателей равна -180,8 ºС, т.е. "прогрев" кислорода в баке за время работы двигателей не превышает 0,9 ºС. Соответственно начальная температура жидкого водорода равна -252,6 ºС, а конечная - -252,3 ºС.

     Система дренирования баков. В состав этой системы входят дренажно-предохранительные клапаны, дренажные магистрали, датчики давления в баках и гелиевая система для подачи управляющего давления к клапанам.

     Дренажный клапан требуется для сброса паров из бака при заправке его компонентами топлива и нахождении ракеты-носителя на старте в заправленном состоянии. Предохранительный клапан предотвращает увеличение в полете давления в подушке бака сверх допустимых значений, определенных прочностными характеристиками бака. Дренажный и предохранительный клапаны каждого из топливных баков объединены в один клапан и установлены на верхних днищах баков окислителя и горючего.

     Блок управления для ввода в действие дренажной системы размещается в наземном комплексе. Для открытия дренажного клапана к нему подается управляющее давление 52,7 атм. Для закрытия это давление сбрасывается. Некоторое запаздывание срабатывания дренажного клапана объясняется размещением его на удалении, но это не вызывает серьезных затруднений и учитывается в циклограмме предпусковых операций.

     Газ, дренируемый из подушки водородного бака, отводится по дренажной магистрали к разъему в межбаковом отсеке. При стоянке на старте и стенде дренируемые пары водорода далее поступают в наземную дренажную магистраль, по которой они подаются в безопасную зону и сжигаются.

     Пары кислорода из подушки бака окислителя сбрасываются непосредственно за борт ракеты.

     Система предусматривается для предварительного захолаживания насосов и топливных магистралей маршевых жидкостных двигателей перед их запуском. Для этих целей от основной топливной магистрали горючего имеются отводы, которые в обход разделительных клапанов с помощью насосов с электроприводом подают жидкий водород на вход в бустерный насос каждого из маршевых двигателей. Затем водород собирается в общем коллекторе и по единому трубопроводу возвращается в бак горючего. Сброс горючего в наземную систему во время предпускового захолаживания двигателей неприемлем из-за больших потерь давления при течении охлаждаемого потока водорода через двигатель.

     Захолаживание магистралей окислителя производится без использования подкачивающих насосов, так как высокого гидростатического давления, создаваемого реальной компоновкой, достаточно. Сброс кислорода после охлаждения двигателей производится по специальной магистрали в наземную систему. По оценкам, расход жидкого кислорода на захолаживание каждого из двигателей составляет 1,36 кг/с, а жидкого водорода - 0,454.

     Система управления расходом топлива. Контроль количества топлива при заправке производится с помощью точечных датчиков уровня, регистрирующих момент контакта их с зеркалом жидкости в баке. Промежуточное количество топлива между точками определялось по показаниям разности давления в дренажных и заправочных магистралях баков, полагая, что процесс заполнения является монотонным.

     Регулирование расхода окислителя и горючего в полете осуществляется с помощью клапанов двигателей по показаниям расходомеров, установленных в топливных магистралях. В процессе регулирования расхода топлива в полете поддерживается предварительно заданное постоянное соотношение расхода компонентов топлива. Оно зависит от программы полета, прогнозируемых характеристик двигателей и точности заправки баков компонентами топлива. Диапазон регулировки соотношения в пределах 5,8-6,2. С целью гарантирования полной выработки окислителя предусматривается дополнительный запас горючего (порядка 500 кг). Таким образом, ошибки при заправке и выработке топлива приводят к увеличению объема остатков горючего. В связи с низкой плотностью водорода, даже при значительных объемах остатков горючего масса их будет небольшой.