- наличием в пусковом устройстве старта инертных газов от продувок отсеков и агрегатов;
- подачей в пусковое устройство воды с расходом до 35 т/с в истекающие из сопел двигателей продукты сгорания, осуществляемой в непосредственной близости от сопел и зажигательных устройств системы дожигания;
- сложной газодинамической установкой в пусковом устройстве;
- высокими скоростями и неустойчивым характером истечения водорода из сопел двигателей, происходящего на режиме глубокого перерасширения.
Кроме указанных факторов, осложняющих создание факелов, организацию воспламенения и догорания выбросов водорода и способствующих переходу дефлаграционного сгорания в турбулентное и детонационное с соответствующим повышением интенсивности ударно-волновых воздействий на ракету, при разработке и создании системы дожигания необходимо было учитывать конструктивно-технические особенности.
Оказались неприемлемыми ранее известные пиротехнические, жидкостные и другие зажигательные устройства, такие, как твердотопливное зажигательное устройство одноразового применения для "Спейс Шаттла" или применяемые на стендах маломощные однокомпонентные зажигательные устройства, образующие постоянные дежурные факелы.
Система дожигания для столь специфических условий функционирования разрабатывалась впервые. При этом данные по характеристикам потоков выброса водорода из сопел, по составу среды и газодинамической обстановке в пусковом устройстве отсутствовали. Отсутствовали также теоретические, экспериментальные методы определения характера и интенсивности процессов горения водородно-воздушных смесей, данные по режимам воспламенения потоков водорода в процессе истечения и перемешивания с окружающей средой, содержащей инертные газы, а также данные по потребной и фактической дальнобойности факелов в условиях, создающихся на старте.
В связи со сложностью и опасностью проведения исследований процессов истечения, воспламенения и горения непрореагировавшего водорода в условиях старта и их большим потребным количеством, основной объем этих исследований проводился на модельных установках масштаба 1/155, 1/72 и 1/10 с подтверждением результатов на ряде контрольных испытаний в натурных условиях. Отработка функционирования системы дожигания, проверка ее работоспособности и эффективности осуществлялась, в силу особенностей системы, непосредственно в составе ракетного комплекса.
В конечном счете было создано принципиально новое двухкомпонентное зажигательное устройство внешнего горения, способное обеспечивать устойчивый факел в условиях старта, в том числе в среде инертных газов. Его особенностью является то, что внутри зажигательного устройства происходит только образование высокотемпературной водородной плазмы - инициатора воспламенения, а образование смеси, ее поджиг и стабилизация пламени происходят вне устройства в спутном потоке, чем обеспечивается устойчивость факела и его большая дальнобойность и исключается влияние факела на сопло. В обеспечение эксплуатационной надежности зажигательного устройства проведено свыше 700 испытаний.
Правильность заложенных при проектировании системы теоретических положений и конструкторских решений, достаточность экспериментальной отработки, работоспособность и эффективность системы подтверждены успешным функционированием ее в составе натурных ракет.
Система пожаро-взрывопредупреждения
Опыт эксплуатации ракет показывает, что создание конструкций, гарантирующих полную герметичность разъемных соединений и сварных швов, практически невозможно. Даже при нормально функционирующем двигателе в пневмо-гидросистемах возможны натекания водорода, керосина РГ-1 и кислорода в отсеках ракеты. При аварийных ситуациях вероятность натекания компонентов резко увеличивается. Газообразный водород с воздухом или кислородом образует в широком диапазоне взрывоопасные смеси: с концентрацией 4-74 % (водород - воздух), 4 4 % (водород - кислород). Пары РГ-1 с воздухом и кислородом образуют взрывоопасные смеси с нижним пределом по концентрации 2,15 % и 1,83 % объема. При этом энергия инициирования взрыва с воздухом равна всего 0,019 млДж, а паров РГ-1-0,2 млДж.
Были проведены научно-исследовательские работы по созданию идеологии, обеспечивающей пожаро-взрывобезопасность ракеты-носителя. Наряду с пассивными мерами безопасности, такими, как высокая герметичность баковых конструкций и магистральных трубопроводов, исключение застойных зон, исключение нагрева поверхностей, локализация возможных источников инициирования, введение профилактической продувки и заполнение азотом хвостовых отсеков, признано необходимым ввести в состав ракеты систему взрывобезопасности - автоматизированную систему пожаро-взрывопредупреждения, включающую в себя датчиковую аппаратуру газоанализа среды в отсеках ракеты, пожарных извещателей, реагирующих на пламя водорода и РГ-1, а также приборов, обрабатывающих показания датчиковой аппаратуры и реализующих алгоритмы управления подачи азота в отсеки ракеты при аварийной ситуации.