Несмотря на происходящие от случая к случаю отклонения, официальные лица ведут себя так, словно им все понятно, обмениваясь, по их мнению, логичными доводами, часто зависящими от «успеха» предыдущих полетов. Например, если полет 51-L был безопасен — они бравируют тем, что эрозии уплотнительного кольца не произошло — а в полете 51-С отмечалось, что глубина эрозии составляла только одну треть радиуса. В эксперименте с разрезанием кольца было замечено, что перед поломкой кольца его надо разрезать на глубину одного радиуса. Вместо того чтобы принять во внимание, что изменения плохо изученных условий могут внезапно привести к сильной эрозии, они объявляют эрозию «фактором безопасности три». Странное использование инженерного термина «фактор безопасности». Если мост строится с расчетом на определенную нагрузку, соответствующую отсутствию постоянной деформации балок, трещин или разрушений, его следует конструировать из материалов, которые устоят при утроенной нагрузке. «Фактор безопасности» не должен соответствовать точно определенному превышению нагрузки, или неизвестной дополнительной нагрузке, или слабым местам материала, в котором могут появляться неожиданные дефекты и тому подобное. Если в результате ожидаемой нагрузки на новый мост появится трещина в балке, здесь налицо неудачная конструкция. Не существует никаких факторов безопасности; даже несмотря на то что мост реально не разрушается, потому что трещина составляет только одну треть величины балки. Уплотнительные кольца ракеты-носителя на твердом топливе не должны конструироваться из материала, подвергающегося эрозии. Эрозия — это «звонок» о том, что в конструкции что-то неправильно, и никак не фактор, из которого можно сделать заключение о безопасности.
Нет другого пути, кроме полного понимания проблемы — следует быть абсолютно уверенным, что условия в следующий момент не приведут к эрозии, в три раза более сильной, чем раньше. Тем не менее официальные лица обманывают себя, полагая, что они во всем разобрались и во всем убеждены, несмотря на специфические отклонения, происходящие от случая к случаю. Для расчета эрозии мы создали математическую модель. Эта модель основана не на физическом понимании, а на подгонке эмпирических кривых. Более подробно — предполагалось, что поток горячего газа сталкивается с материалом уплотнительного кольца, определялось тепло в точке застоя (в соответствии с действующими физическими термодинамическими законами). При определении того, насколько покрышку кольца разъела эрозия, исходим из того, что все зависит только от этого тепла, расчет проводился по формулам с данными для подобного материала. График в логарифмическом масштабе представлял прямую линию, поэтому считалось, что эрозия меняется как степень 0,58 от тепла; число 0,58 определяется по ближайшей подгоночной кривой. В любом случае при подгонке некоторых других чисел определяется, что модель согласуется с величиной эрозии (с глубиной, составляющей одну треть радиуса уплотнительного кольца). Нет ничего более вредного, чем доверять ответам! Везде возникают неопределенности. Нельзя предсказать, насколько сильный поток газа обтекает уплотнитель, он зависит от отверстий, образованных в замазочном слое. Просачивание газа показало, что кольцо может сломаться при частичной эрозии или даже при ее отсутствии. Хорошо известно, что эмпирическая формула будет неопределенной, если она не применяется именно к тем экспериментальным точкам, с помощью которых была определена. Есть скопления точек, некоторые встречаются дважды: над и под подгоночной кривой; так что двойное предсказание эрозии достаточно надежно, даже исходя из одного этого случая. Подобные неопределенности встречаются и в других константах в формулах и т. д. При использовании математической модели особое внимание следует обращать на ее неопределенности.
Двигатель на жидком топливе
В ходе полета 51-L все три основных двигателя космического корабля работали превосходно, даже в последний момент, при отключении двигателей, когда подача топлива начала прекращаться. Тем не менее возникает вопрос, должна ли она прекращаться? Нам необходимо исследовать эту ситуацию максимально подробно, как мы сделали это для ракет-носителей на твердом топливе. Мы и здесь обнаружим недостаточное внимание к возможным ошибкам и уменьшению надежности. Иначе говоря, приводят ли слабые места организации полетов к несчастным случаям в сфере, ограниченной сектором ракет-носителей на твердом топливе, или они являются общей характеристикой НАСА? Нам надо проанализировать работу основных двигателей космического челнока, а также функционирование радиоэлектроники. Подобных исследований для орбитальных ступеней или внешних отсеков не существует.
Двигатель является значительно более сложной структурой, чем ракета-носитель на твердом топливе, в нем гораздо больше инженерии. Как правило, инженерные разработки здесь очень высокого качества, и значительное внимание следует уделить недостаткам и ошибкам их работы. Эти двигатели проектируются для военных или гражданских самолетов с помощью так называемой компонентной системы или проектирования снизу вверх. Во-первых, надо в совершенстве понимать свойства и ограничения используемых материалов (например, для лопастей турбин). Исследование материалов следует начинать с тестов на экспериментальных испытательных стендах. На основании результатов испытаний проектируются большие компонентные детали (такие, как опоры), они тестируются отдельно. Когда недостатки и ошибки конструирования учтены, детали корректируются и проверяются при повторном тестировании. Поскольку детали тестируются за раз, такое тестирование и их модификация оказываются не слишком затратными. В заключение разрабатывается окончательный проект всего двигателя с необходимыми спецификациями. Этот этап наиболее удобен для проверки работы двигателя и выявления недостатков; на этом этапе легко зафиксировать нарушения, проанализировать их причины и определить предельные свойства материалов. Это наиболее благоприятный момент для модификации двигателя, возможность справиться с окончательными трудностями, устранить и более серьезные, уже обнаруженные проблемы — все это делается гораздо проще и дешевле на этом этапе конструирования.
Основной двигатель космического корабля контролируется различными способами, можно сказать, сверху вниз, по нисходящей. Двигатель проектируется одновременно с относительно небольшим предварительным изучением материалов и компонентов. Затем, когда дело доходит до опор, турбинных лопастей, труб для смазочно-охлаждающих смесей и разного более сложного оборудования — в этих случаях гораздо дороже и сложнее выявлять ошибки и проводить модификацию. Например, трещины в турбинных лопастях определяются с помощью кислородных турбонасосов под высоким давлением. Вызваны ли они дефектами материала, влиянием атмосферного кислорода на свойства материала, тепловыми нагрузками при старте и посадке, вибрацией и напряжениями установившегося режима или, возможно, некоторой резонансной скоростью или неизвестными нам эффектами? Как долго можно работать от начала образования трещины до полного ее разрушения и как это зависит от уровня мощности? Использование уже законченного двигателя для тестирования его неполадок на испытательном стенде является чрезвычайно дорогостоящей процедурой. Никто не хочет потерять целый двигатель, чтобы обнаружить, как и где происходит разрушение. И все-таки важно точно знать эту информацию. Не представляя себе ситуацию во всех подробностях, нельзя говорить о доверии к сконструированным элементам двигателя.
Еще одним неудобством метода проектирования «по нисходящей» является тот факт, что при любой ошибке, например, при необходимости замены формы корпуса турбины, простым ремонтом не обойтись — нужно заново проектировать весь двигатель.
Основной двигатель космического челнока — совершенно уникальная машина. У него отношение осевой нагрузки к весу гораздо выше, чем у предыдущего двигателя. Он построен на пике инженерного опыта, даже не на основании предыдущих разработок. Поэтому-то в нем и обнаружились разнообразные дефекты и трудности. К сожалению, он был построен способом нисходящего проектирования, при котором трудно обнаруживать и фиксировать недостатки. Замысел проектирования, рассчитанный на сгорание после 55 эквивалентных полетов (27 000 секунд работы в каждом полете или 500 секунд на испытательном стенде), не был достигнут. Двигатель сейчас очень часто требует ремонта и замены важнейших деталей, таких как турбонасосы, опоры, корпус с металлической обшивкой и так далее. Топливный турбонасос высокого давления следует менять каждые три-четыре полета (хотя сейчас их можно чинить), а кислородный турбонасос высокого давления — каждые пять-шесть полетов. Это при спецификации с исходными допусками более чем десять процентов.
