Что первое приходит на ум при словосочетании «ракетные двигатели»? Конечно же, загадочный космос, межпланетные полеты, открытие новых галактик и манящее сияние далеких звезд. Во все времена небо притягивало к себе человека, оставаясь при этом неразгаданной тайной, но создание первой космической ракеты и ее запуск открыли человечеству новые горизонты исследований.
Ракетные двигатели по своей сути – это обычные реактивные двигатели с одной немаловажной особенностью: для создания реактивной тяги в них не используется атмосферный кислород в качестве окислителя топлива. Все, что нужно для его работы, находится либо непосредственно в его корпусе, либо в системах подачи окислителя и топлива. Именно эта особенность и дает возможность использовать ракетные двигатели в открытом космосе.
Видов ракетных двигателей очень много и все они разительно отличаются между собой не только особенностями конструкции, но и принципом работы. Именно поэтому каждый вид нужно рассматривать отдельно.
Среди основных рабочих характеристик ракетных двигателей особое внимание уделяется удельному импульсу – отношению величины реактивной тяги к массе расходуемого за единицу времени рабочего тела. Значение удельного импульса отображает эффективность и экономичность двигателя.
Химические ракетные двигатели (ХРД)
Этот тип двигателей на сегодняшний день является единственным, который массово используется для выведения в открытый космос космических аппаратов, кроме того, он нашел применение и в военной промышленности. Химические двигатели делятся на твердо- и жидкотопливные в зависимости от агрегатного состояния ракетного топлива.
История создания
Первыми ракетными двигателями были твердотопливные, а появились они несколько веков назад в Китае. С космосом их тогда мало что связывало, зато с их помощью можно было запускать военные ракеты. В качестве топлива использовался порошок, по составу напоминающий порох, только процентное соотношение его составляющих было изменено. В результате при окислении порошок не взрывался, а постепенно сгорал, выделяя тепло и создавая реактивную тягу. Такие двигатели с переменным успехом дорабатывались, совершенствовались и улучшались, но их удельный импульс все равно оставался малым, то есть конструкция была неэффективной и неэкономичной. Вскоре появились новые виды твердого топлива, позволяющие получить больший удельный импульс и развивать большую тягу. Над его созданием в первой половине ХХ века трудились ученые СССР, США и Европы. Уже во второй половине 40-х годов был разработан прототип современного топлива, используемого и сейчас.
Ракетный двигатель РД — 170 работает на жидком топливе и окислителе.
Жидкостные ракетные двигатели – это изобретение К.Э. Циолковского, который предложил их в качестве силового агрегата космической ракеты в 1903 году. В 20-х годах работы по созданию ЖРД начали проводиться в США, в 30-хх годах – в СССР. Уже к началу Второй мировой войны были созданы первые экспериментальные образцы, а после ее окончания ЖРД стали выпускаться серийно. Использовались они в военной промышленности для оснащения баллистических ракет. В 1957 году впервые в истории человечества был запущен советский искусственный спутник. Для его запуска использовалась ракета, оснащенная РЖД.
Устройство и принцип работы химических ракетных двигателей
Твердотопливный двигатель вмещает в своем корпусе топливо и окислитель в твердом агрегатном состоянии, причем контейнер с топливом – это одновременно и камера сгорания. Топливо обычно имеет форму стержня с центральным отверстием. В процессе окисления стержень начинает сгорать от центра к периферии, а газы, полученные в результате сгорания, выходят через сопло, образуя тягу. Это самая простая конструкция среди всех ракетных двигателей.
В жидкостных РД топливо и окислитель находятся в жидком агрегатном состоянии в двух раздельных резервуарах. По каналам подачи они попадают в камеру сгорания, где смешиваются и происходит процесс горения. Продукты сгорания выходят через сопло, образуя тягу. В качестве окислителя обычно используется жидкий кислород, а топливо может быть разным: керосин, жидкий водород и т.д.
Плюсы и минусы химических РД, их сфера применения
Достоинствами твердотопливных РД являются:
- простота конструкции;
- сравнительная безопасность в плане экологии;
- невысокая цена;
- надежность.
Недостатки РДТТ:
- ограничение по времени работы: топливо сгорает очень быстро;
- невозможность перезапуска двигателя, его остановки и регулирования тяги;
- небольшой удельный вес в пределах 2000-3000 м/с.
Анализируя плюсы и минусы РДТТ, можно сделать вывод, что их использование оправдано только в тех случаях, когда нужен силовой агрегат средней мощности, достаточно дешевый и простой в исполнении. Сфера их использования – баллистические, метеорологические ракеты, ПЗРК, а также боковые ускорители космических ракет (ими оснащаются американские ракеты, в советских и российских ракетах их не использовали).
Достоинства жидкостных РД:
- высокий показатель удельного импульса (порядка 4500 м/с и выше);
- возможность регулирования тяги, остановки и перезапуска двигателя;
- меньший вес и компактность, что дает возможность выводить на орбиту даже большие многотонные грузы.
Недостатки ЖРД:
- сложная конструкция и пуско-наладочные работы;
- в условиях невесомости жидкости в баках могут хаотично перемещаться. Для их осаждения нужно использовать дополнительные источники энергии.
Сфера применения ЖРД – это в основном космонавтика, так как для военных целей эти двигатели слишком дорогие.
Несмотря на то, что пока химические РД – единственные способные обеспечить вывод ракет в открытый космос, их дальнейшее усовершенствование практически невозможно. Ученые и конструкторы убеждены, что предел их возможностей уже достигнут, а для получения более мощных агрегатов с большим удельным импульсом необходимы другие источники энергии.
Ядерные ракетные двигатели (ЯРД)
Этот тип РД в отличие от химических вырабатывает энергию не при сгорании топлива, а в результате нагревания рабочего тела энергией ядерных реакций. ЯРД бывают изотопными, термоядерными и ядерными.
История создания
Конструкция и принцип работы ЯРД были разработаны еще в 50-хх годах. Уже в 70-хх годах в СССР и США были готовы экспериментальные образцы, которые успешно проходили испытания. Твердофазный советский двигатель РД-0410 с тягой в 3,6 тонны испытывался на стендовой базе, а американский реактор «NERVA» должен был устанавливаться на ракету «Сатурн V» до того, как спонсирование лунной программы было остановлено. Параллельно велись работы и над созданием газофазных ЯРД. Сейчас действуют научные программы по разработке ядерных РД, проводятся эксперименты на космических станциях.
Таким образом, действующие модели ядерных ракетных двигателей уже есть, но пока ни один из них так и не был задействован вне лабораторий или научных баз. Потенциал таких двигателей довольно высокий, но и риск, связанный с их использованием, тоже немалый, так что пока они существуют только в проектах.
Устройство и принцип действия
Ядерные ракетные двигатели бывают газо-, жидко- и твердофазными в зависимости от агрегатного состояния ядерного топлива. Топливо в твердофазных ЯРД – это ТВЭЛы, такие же, как в ядерных реакторах. Они находятся в корпусе двигателя и в процессе распада делящегося вещества выделяют тепловую энергию. Рабочее тело – газообразный водород или аммиак – контактируя с ТВЭЛом, поглощает энергию и нагревается, увеличиваясь в объеме и сжимаясь, после чего выходит через сопло под высоким давлением.
Принцип работы жидкофазного ЯРД и его устройство аналогично твердофазным, только топливо находится в жидком состоянии, что позволяет увеличить температуру, а значит и тягу.
Газофазные ЯРД работают на топливе в газообразном состоянии. Обычно в них используется уран. Газообразное топливо может удерживаться в корпусе электрическим полем или же находится в герметичной прозрачной колбе – ядерной лампе. В первом случае возникает контакт рабочего тела с топливом, а также частичная утечка последнего, поэтому кроме основной массы топлива в двигателе должен быть предусмотрен его запас для периодического пополнения. В случае с ядерной лампой утечки не происходит, а топливо полностью изолировано от потока рабочего тела.
Преимущества и недостатки ЯРД
Ядерные ракетные двигатели имеют огромное преимущество в сравнении с химическими – это высокий показатель удельного импульса. Для твердофазных моделей его величина составляет 8000-9000 м/с, для жидкофазных – 14000 м/с, для газофазных – 30000 м/с. Вместе с тем, их использование влечет за собой заражение атмосферы радиоактивными выбросами. Сейчас ведутся работы по созданию безопасного, экологичного и эффективного ядерного двигателя, и главным «претендентом» на эту роль является газофазный ЯРД с ядерной лампой, где радиоактивное вещество находится в герметичной колбе и не выходит наружу с реактивным пламенем.
Электрические ракетные двигатели (ЭРД)
Еще один потенциальный конкурент химических РД – электрический РД, работающий за счет электрической энергии. ЭРД может быть электротермическим, электростатическим, электромагнитным или импульсным.
История создания
Первый ЭРД был сконструирован в 30-х годах советским конструктором В.П. Глушко, хотя идея создания такого двигателя появилась еще в начале ХХ века. В 60-х годах ученые СССР и США активно работали над созданием ЭРД, и уже в 70-х годах первые образцы начали использоваться в космических аппаратах в качестве двигателей управления.
Устройство и принцип работы
Электроракетная двигательная установка состоит из самого ЭРД, строение которого зависит от его типа, систем подачи рабочего тела, управления и электропитания. Электротермический РД нагревает поток рабочего тела за счет тепла, выделяемого нагревательным элементом, или в электрической дуге. В качестве рабочего тела используется гелий, аммиак, гидразин, азот и другие инертные газы, реже – водород.
Электростатические РД делятся на коллоидные, ионные и плазменные. В них заряженные частицы рабочего тела ускоряются за счет электрического поля. В коллоидных или ионных РД ионизация газа обеспечивается ионизатором, высокочастотным электрическим полем или газоразрядной камерой. В плазменных РД рабочее тело – инертный газ ксенон – проходит через кольцевой анод и попадает в газоразрядную камеру с катод-компенсатором. При высоком напряжении между анодом и катодом вспыхивает искра, ионизирующая газ, в результате чего получается плазма. Положительно заряженные ионы выходят через сопло с большой скоростью, приобретенной за счет разгона электрическим полем, а электроны выводятся наружу катодом-компенсатором.
Электромагнитные РД имеют свое магнитное поле – внешнее или внутреннее, которое ускоряет заряженные частицы рабочего тела.
Импульсные РД работают за счет испарения твердого топлива под действием электрических разрядов.
Преимущества и недостатки ЭРД, сфера использования
Среди преимуществ ЭРД:
- высокий показатель удельного импульса, верхний предел которого практически не ограничен;
- малый расход топлива (рабочего тела).
Недостатки:
- высокий уровень потребления электроэнергии;
- сложность конструкции;
- небольшая тяга.
На сегодняшний день использование ЭРД ограничено их установкой на космические спутники, а в качестве источников электроэнергии для них применяются солнечные батареи. Вместе с тем именно эти двигатели могут стать теми силовыми установками, которые дадут возможность исследовать космос, поэтому работы по созданию их новых моделей активно ведутся во многих странах. Именно эти силовые установки чаще всего упоминали фантасты в своих произведениях, посвященных покорению космоса, их же можно встретить и в научно-фантастических фильмах. Пока именно ЭРД является надеждой на то, что люди все же смогут путешествовать к звездам.
К началу работ над двигателями 11Д520 и 11Д521 НПО "Энергомаш" (прежние названия ОКБ-456 и КБ ЭМ) обладал опытом создания двигателей с высоким давлением в КС, построенных по замкнутой схеме и работавших на высококмпящих компонентах (AT и НДМГ).
В частности, для баллистических ракет были созданы двигатели 15Д119 (РД-263/264) тягой P з =1040 кН (106 т) и давлением в КС 20.6 МПа, и 15Д168 (РД-268) тягой P з =1147 кН (117 т) и с давлением в КС 22.6 МПа. В процессе работы над этими двигателями на заводе при КБ усовершенствовали технологию стального литья сложных силовых деталей (например, корпусов насосов и агрегатов автоматики, которые ранее изготавливаться из цветных металлов). Для исключения возникновения неустойчивости горения в камере ЖРД были внедрены пластмассовые антипульсационные перегородки, устанавливаемые на смесительную головку и способствовавшие затуханию пульсаций давления.
Определенный задел был обеспечен также разработкой двигателя 8Д420 (РД-270) тягой 640 т и давлением в КС 26.1 МПа, работающего по схеме "газ-газ". Среди прочего, для этого двигателя были разработаны специальные стояночные уплотнения ТНА для обеспечения многократности запуска, а для уменьшения массы и габаритов ТНА была разработана конструкция бустерных насосов с расположением лопаток турбины непосредственно на рабочем колесе-шнеке насосна.
Опыт проектирования и экспериментальных испытаний крупномасштабных двигателей и агрегатов, работающих при давлениях до 60 МПа, а также освоенные технологии изготовления таких агрегатов были использованы при работе над двигателями 11Д520 и 11Д521.
|
Двигатель выполнен по замкнутой схеме с дожиганием окислительного генераторного газа после турбины.
Двигатель состоит из четырех камер сгорания, турбонасосного агрегата (ТНА), бустерного насосного агрегата горючего (БНАГ), бустерного насосного агрегата окислителя (БНАО), двух газогенераторов, блока управления автоматикой, блока баллонов, системы приводов автоматики (СПА), системы рулевых приводов (СРП), регулятора расхода горючего в газогенераторе, двух дросселей окислителя, дросселя горючего, пуско-отсечных клапанов окислителя и горючего, четырех ампул с пусковым горючим, пускового бачка, рамы двигателя, донного экрана, датчиков системы аварийной защиты, двух теплообменников для подогрева гелия на наддув бака окислителя. Одна из основных конструктивных особенностей этого двигателя - наличие четырех камер, качающихся в двух плоскостях, и двух газогенераторов, работающих на одну турбину. Четыре камеры сгорания позволили иметь параметры камеры по тяге, близкие к освоенному диапазону: 185 т тяги при достигнутых в других разработках 150 т. Кроме того, наличие четырех камер и двух ГГ позволяет организлвать автономную отработку этих агрегатов. |
Рис.1. Двигатель РД-170 (без рулевых приводов; изображение увеличивается при нажатии) |
Турбонасосный агрегат располагается между камерами, и его ось параллельна оси камер. Такое решение позволяет оптимально разместить двигатель в ограниченных габаритах хвостового отсека РН.
Для обеспечения ремонтопригодности конструкции широко используются разъемные фланцевые соединения. Для обеспечения герметичности напряженных фланцев большого диаметра используются самоуплотняющиеся двухбарьерные уплотнения с металлическими прокладками.
При разработке двигателя было предусмотрено обеспечение возможности не менее двадцатикратного его использования в составе носителя, включая межполетные огневые проверки в составе блока. Гарантированные запасы работоспособности двигателей по ресурсу и количеству включений, сверх потребных в эксплуатации (перед последним использованием), должны составлять не менее 5, необходимых для одного полета.
В конце 80-х годов максимальное количество на одном экземпляре двигателя составило 21 испытание.
Таблица 1. Технические параметры двигателя
| Параметр | Значение | Единицы | |
| Тяга | |||
| у Земли | 740 000 | кг | |
| 7256 | кН | ||
| в пустоте | 806 000 | кг | |
| 7904 | кН | ||
| Пределы дросселирования тяги | 100-40 | % | |
| Удельный импульс тяги | |||
| в вакууме | 337 | с | |
| на уровне моря | 309 | с | |
| Давление в камере сгорания | 24.5 | МПа | |
| Расход компонентов топлива через двигатель | 2393 | кг/с | |
| Коэффициент соотношение компонентов | 2.63 | m(ок)/m(г) | |
| Регулирование соотношения компонентов | ±7 | % | |
| Время работы | 140-150 | с | |
| Масса двигателя | |||
| сухого | 9755 | кг | |
| залитого | 10750 | кг | |
| Габариты | |||
| высота | 4015 | мм | |
| диаметр в плоскости среза сопел | 3565 | мм | |
Двигатель содержит содержит камеру сгорания 1, турбонасосный агрегат 2, состоящий из турбины 3, двухступенчатого насоса горючего 4 и одноступенчатого насоса окислителя 5, два газогенератора 6, бустерный насос горючего 7, приводом которого является гидравлическая турбина 8, и бустерный насос окислителя 9, приводом которого является газовая турбина 10.
Бустерный насос окислителя (БНАО) 9 через трубопровод 11 соединен со входом насоса окислителя 5, выход которого через пускоотсечной клапан 12 соединен с коллекторной полостью 13 смесительной головки 14 газогенератора 6. На входе БНАО установлен фильтр окислителя.
Бустерный насос горючего (БНАГ) 7 через трубопровод 15 соединен со входом первой ступени 16 насоса горючего 4. Первая ступень насоса горючего 16 соединена со входом второй ступени 17 насоса горючего и через трубопровод 18, в котором установлен дроссель 19 с электроприводом 20, соединена с коллектором 21 камеры сгорания 1, из которого горючее распределяется по каналам 22 регенеративного охлаждения камеры сгорания 1. На входе БНАГ установлен фильтр горючего.
Каналы 22 регенеративного охлаждения сопла 23 через коллектор 24 соединены с пускоотсечным клапаном 25. Выход этого клапана соединен с коллектором 26, размещенным на цилиндрической части камеры сгорания. Выход коллектора 26 через регенеративные каналы 27 охлаждения цилиндрической части камеры сгорания соединен с полостью горючего 28 смесительной головки 29 камеры сгорания 1.
Вторая ступень 17 насоса горючего 4 (через который проходит 20% от общего расхода горючего) через трубопровод 30 соединена с основным входом 31 регулятора тяги 32, управляемого электроприводом 33 и имеющим на входе обратный клапан 34. Выход 35 регулятора тяги 32 соединен с ампулами 36 (2 шт.), заполненными пусковым горючим триэтилалюминием Аl(С 2 Н 5) з. Выходы из этих ампул через пускоотсечные клапаны 37 соединены с полостью горючего 38 смесительных головок 39 газогенераторов 6. Выход газогенераторов 40 соединен с турбиной 3, выход которой через трубопроводы 41 соединен с полостью 42 смесительных головок 29 камер сгорания 1.
Кроме того, выход из турбины 3 через трубопровод 43, в котором установлен теплообменник 44 и клапан давления 45, соединен с коллектором турбины 46 привода бустерного насоса 9 окислителя.
Пневмогидравлическая схема ЖРД содержит также систему запуска, которая включает пусковой бачок 47 с разделительной мембраной 48, патрубок 49 подвода газа высокого давления и выходной патрубок 50. Выходной патрубок 50 пускового бачка 47 через заправочный клапан 51 соединен с трубопроводом 15 подвода горючего от бустерного насоса горючего 7. Кроме того, выходной патрубок 50 с одной стороны через трубопровод 52, в котором установлен обратный клапан 53, соединен со вторым входом 54 регулятора тяги 32, через который осуществляется запуск двигателя, а с другой стороны - через обратный клапан 55 - соединен с ампулой 56, заполненной пусковым горючим (гиперголем), выход которой через клапан 57 соединен с магистралью 58 подвода пускового горючего к форсункам зажигания 59 камеры сгорания. В магистрали 58 установлен жиклер 60, обеспечивающий дозированную подачу пускового горючего к форсункам зажигания.
Для уменьшения импульса последействия пускоотсечные клапаны горючего установлены между охлаждающими трактами сопла и камеры сгорания (клапаны 25), а также перед коллектором второго и третьего поясов завес (показаны на рис. 2.2).
Пневмоклапаны приводятся в действие гелием от блока баллонов высокого давления с помощью электроклапанов.
Работа двигателя
Запуск двигателя происходит по схеме "самозапуска". Предварительно приводы 20 и 33 устанавливаются в положения, обеспечивающие начальную установку
регулятора тяги 32 и дросселя 19. Затем открывают подбаковые клапаны ракеты (на схеме не показаны) и под воздействием гидростатического напора и давления
наддува компоненты топлива заполняют полости насосов окислителя и горючего до пускоотсечных клапанов 12 и 25 и обратного клапана 34 регулятора тяги 32
соответственно. Заполнение полостей двигателя горючим производится до пусковых ампул 36 и 56 через заправочной клапан 51, обратные клапаны 53 и 55.
Пусковой бачок 47 также заполняется основным горючим. Такое состояние считается исходным для запуска двигателя.
При запуске двигателя производится наддув бачка 47 и вытеснение из него горючего, давление которого прорывает мембраны (не показаны) пусковых ампул 36 и 56. Одновременно производится открытие пускоотсечных клапанов 12 и 37 и 25 соответственно. В результате пусковое горючее из ампул 36 и 56 под действием давления, создаваемого пусковым бачком, поступает в газогенераторы (через открытые клапаны 37) и камеры (через обратные клапаны 57). Пусковое горючее, поступающее в газогенераторы, воспламеняется с кислородом, также поступающим в газогенераторы за счет предпускового наддува баков ракеты и гидростатического напора в них. Горючее, пройдя по охлаждаемому тракту камер сгорания, через фиксированное время поступает в смесительные головки камер сгорания 1. В течение этого времени задержки, в газогенераторах успевает начаться процесс горения и вырабатываемый генераторный газ раскручивает турбину 3 ТНА 2. После турбины окислительный газ поступает по четырем охлаждаемым газоводам 41 в смесительные головки 29 четырех камер сгорания, где воспламеняется с пусковым горючим, поступающим из форсунок зажигания 59 и впоследствии дожигается с поступающим в камеры горючим. Время поступления обоих компонентов в камеры сгорания подобрано так, что ТНА 2 успевает выйти на рабочий режим, пока в камерах 1 еще не установилось противодавление.
По мере роста давления за насосом горючего 17 пусковой бачок 47 автоматически выключается из работы посредством закрытия обратных клапанов 53 и 55, а питание горючим газогенераторов 6 переключается на насос 17 за счет программного открытия дросселя регулятора тяги 32.
Часть окислительного газа с выхода турбины отбирается на привод двухступенчатой газовой турбины 10 бустерного преднасоса 9. Этот газ, проходя через теплообменник 44, нагревает газ, идущий на наддув баков ракеты. После турбины 10 газ сбрасывается в выходной коллектор 11, где он смешивается с основным потоком окислителя и конденсируется. Использование газа, отбираемого с выхода турбины ТНА, в качестве рабочего тела привода турбины бустерного насоса окислителя позволяет уменьшить температуру в газогенераторе и соответственно снизить мощность турбины ТНА.
Часть горючего с выхода насоса 4 поступает на привод одноступенчатой гидравлической турбины 8 бустерного насоса горючего 7.
Небольшая часть жидкого кислорода отбирается из коллекторов газогенераторов и поступает в охлаждающий тракт корпуса турбины и газоводов.
На всем этапе запуска двигателя производится программное управление открытием дросселя регулятора тяги 32 и дросселя горючего 19 из положений начальной установки в положения, соответствующие номинальному режиму двигателя с помощью соответствующих приводов 33 и 20.
Таким образом осуществляется плавный запуск двигателя с выходом на основной режим через 3 секунды.
Перед выключением двигатели переводятся на режим конечной ступени, составляющий 50% от номинального.
Таблица 1а. Упрощенная циклограмма работы двигателя 11Д521 в составе блока "А" РН "Энергия"
(по программе полета 15 ноября 1988 года)
| № | Время (с) от команды старт ("контакт подъема") | Описание (Условие) |
| 1 | -3.2 | Запуск, программный набор стартовой тяги. |
| 2 | -0.2 | Выход на главную ступень тяги. |
| 3 | 38 | Начало программного дросселирования для уменьшения скоростного напора. |
| 4 | 74 | Окончание программного дросселирования для уменьшения скоростного напора. |
| 5 | 108.5 | Начало программного дросселирования для ограничения продольной перегрузки до 2.95 ед. |
| 6 | 130 | Перевод двигателя в режим конечной ступени тяги 49.5%. |
| 7 | 142 | Выключение двигателей. |
Камера представляет собой паяно-сварной неразъемный узел и состоит из смесительной головки, камеры сгорания и сопла. Крепление камеры к газовому тракту осуществляется при помощи фланцевого соединения.
Таблица 2. Технические параметры камеры
| Параметр | Значение | Единицы | |
| Приведенная длина КС | 1079.6 | мм | |
| Диаметр КС | 380 | мм | |
| Диаметр минимального сечения сопла | 235.5 | мм | |
| Степень сужения дозвуковой части сопла |
2.6 | ||
| Диаметр выходного сечения сопла | 1430 | мм | |
| Степень расширения сверзвуковой части сопла |
36.87 | ||
| Длина камеры | 2261 | мм | |
| Температура в КС | 3676 | K | |
| Давление в КС | 24.5 | МПа | |
| Давление в выходном сечении сопла | 0.072 | МПа | |
| Коэффициент тяги | |||
| в вакууме | 1.86 | ||
| на уровне моря | 1.71 | ||
| Угол отклонения камеры | 8 | градусы | |
 |
Рис.4. Схема подвода горючего в охлаждающий тракт камеры :
|
Корпус камеры состоит из камеры сгорания и сопла. Корпус камеры включает в себя наружнюю силовую оболочку 11 и внутреннюю огневую стенку 13 с фрезерованными каналами, образующими тракт наружного регенеративного охлаждения камеры, имеющий три входа охладителя. Первый вход сообщен с трактом охлаждения критического сечения сопла, второй вход сообщен с трактом охлаждения выходной части сопла, а третий - с трактом охлаждения камеры сгорания. При этом первый выход сообщен с третьим входом, а первый вход, второй вход и подвод к двум нижним поясам щелевых завес объединены общим патрубком, разветвленным и размещенным снаружи камеры.
Внутреннее охлаждение обеспечивается тремя поясами щелевых завес в докритической части камеры сгорания. Через них на стенку подается около 2% горючего в виде пленок, испаряющихся и защищающих ее от тепловых потоков, которые в критическом сечении сопла достигают величин порядка 50 МВт/м 2 .
Cредства воспламенения выполнены из четырех равнорасположенных по окружности струйных форсунок 6, установленных за передним (огневым) днищем 3 в силовом корпусе камеры 11. Оси расходных отверстий струйных форсунок расположены под острым углом к выходу из силового корпуса и отклонены по кругу в поперечной плоскости от продольной оси силового корпуса в одинаковом направлении, причем ось расходного отверстия каждой струйной форсунки является скрещивающейся по отношению к осям расходных отверстий соседних с ней форсунок. Форсунки гидравлически объединены общим коллектором.
Все форсунки - двухкомпонентные с осевым подводом окислительного газа и тангенциальным подводом горючего. Форсунки, расположенные около огневой (внутренней) стенки камеры, выполнены с увеличенным гидросопротивлением по линии горючего по сравнению с другими форсунками за счет уменьшения диаметров отверстий подвода горючего, т.е. обеспечивающими уменьшенный расход горючего по сравнению с другими форсунками.
Для подавления пульсаций давления начальная зона смесеобразования и горения, в которой, как правило, зарождаются высокочастотные колебания, разделена на семь примерно одинаковых объемов с помощью антипульсационных перегородок, состоящих из выступающих за огневое днище форсунок, которые неплотно прилегают друг к другу по своим цилиндрическим образующим. Благодаря этому резко повышаются собственные частоты колебаний в объемах между перегородками, смещаясь далеко от резонансных частот конструкции камеры сгорания. Кроме того, выступающие форсунки растягивают зону горения, что также уменьшает возможность возникновения высокочастотных явлений. Зазоры между неплотно прилегающими друг к другу выступающими форсунками оказывают дополнительное демпфирующее влияние.
Выступающая за огневое днище часть форсунки охлаждается горючим, проходящим по спиральным каналам (шнековому завихрителю) 6 внутренней втулки.
Остальные форсунки заглублены в огневое днище (их выходные полости 4 выходят в конические расточки 5 в огневом днище 7) и выполнены с
различным гидросопротивлением при подводе горючего с разделением по массовому расходу горючего на три группы с возможностью обеспечения
разницы расходов горючего между каждой группой от 3% до 10% на номинальном режиме. При этом форсунки (кроме расположенных около огневой
стенки камеры) закреплены в огневом днище и среднем днище так, чтобы между собой соседствовали форсунки из различных групп
путем циклического последовательного спирального повторения расположения форсунок с первой до последней группы.
Введение форсунок с разным расходом необходимо для того, чтобы снизить эффекты высокочастотных колебаний на рабочих режимах двигателя.
Рис.6.2 Расположение форсунок на смесительной головке (изображения увеличиваются) ,
Каждая из четырех камер снабжена узлом качания. Сила тяги передается от камеры на силовую раму через карданный подвес. Подвод сработавшего на турбине генераторного газа в КС осуществляется через 12-слойный составной сильфон, размещенный внутри карданного подвеса. Сильфон бронирован специальными кольцами и охлаждается небольшим количеством холодного кислорода, протекающего между внутренней поверхностью сильфона и тонкой внутренней стенкой.
 Рис.8. Схема узла качания |
Узел качания состоит из опорных колец 9 и 10, которые соответственно герметично соединены с камерой сгорания и газоводом (выходом из турбины),
в которых находятся расходные элементы наружного проточного охлаждения 11 и 12, показанные также на виде А
.
Сильфон 13 расположен внутри карданного кольца 14. Карданное кольцо 14 через шарниры 15, образующие две поворотные оси,
соединено силовыми кронштейнами 16 и 17 с опорными кольцами 9 и 10.
Внутри сильфона 13 имеются две оболочки 18 и 19, каждая из которых представляет собой тело вращения и консольно прикреплена соответственно к одному из упомянутых опорных колец, причем свободный конец оболочки 18 выполнен в виде ниппеля со сферическим концом 20 и установлен с зазором а в оболочке 19. Центр сферы ниппеля со сферическим концом 20 расположен на оси качания камеры. Величина указанного зазора выбрана такой, чтобы обеспечить расход охлаждающего рабочего тела (окислителя), необходимый для надежного охлаждения сильфона 13. |
Сильфон 13 выполнен многослойным и снабжен защитными кольцами 21, вставленными между гофрами 22 сильфона 13. Снаружи защитных колец 21 установлен плотно прилегающий к ним кожух 23, выполненный из слоев цилиндрических спиралей 24, соединенных концами с опорными кольцами 9 и 10 сильфонного узла. Смежные слои спиралей прилегают друг к другу, а их витки навиты в противоположных направлениях.
Установка металлического силового кожуха в виде металлической цилиндрической спирали снаружи защитных колец 21 сильфона 13 повышает его прочностные свойства и в то же время ограничивает самопроизвольный изгиб сильфона 13 при повороте камеры двигателя на сравнительно большие углы (10-12°), тем самым повышая его устойчивость.
Турбонасосный агрегат выполнен по одновальной схеме и состоит из осевой одноступенчатой реактивной турбины, одноступенчатого шнекоцентробежного насоса окислителя и двухступенчатого шнекоцентробежного насоса горючего (вторая ступень используется для подачи части горючего в газогенераторы).
Таблица 3. ТНА
| ||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
На основном валу с турбиной находится насос окислителя, соосно с которым на другом валу расположены две ступени насоса горючего. Валы насосов окислителя и горючего соединены зубчатой рессорой для разгрузки вала от температурных деформаций, возникающих вследствии большой разницы температур рабрчих тел насосов, а также для предотвращения замерзания горючго.
Рис.10. Вал с турбиной, шнекоцентробежным колесом насоса окислителя,
подшипниками и импеллерными уплотнениями
Для защиты радиально-упорных подшипников валов от чрезмерных нагрузок разработаны эффективные авторазгрузочные устройства.
В двигателе замкнутой окислительной схемы особое значение имеет защита агрегатов кислородных трактов ТНА от возгорания при воздействии случайных инициаторов возгорания. Из-за исключительно высокого давления в тракте двигателей 11Д520 и 11Д521, а также высоких механических нагрузок, характерных для мощного двигателя, проблема защиты от вогорания при их создании была особенно острой.
Для предотвращения возгорания из-за поломок элементов конструкции или трения вращающихся деталей о неподвижные (вследствие выборки зазоров от деформаций или наклепа на сопрягаемых поверхностях от вибрации) зазор между лопатками соплового аппарата и ротора сделан относительно большим, а кромок лопаток - относительно толстыми.
Чтобы исключить возгорание и разрушение деталей газового тракта турбины, в конструкции применены никелевые сплавы, включая жаропрочные для горячих газовых магистралей. Статор и выхлопной тракт турбины принудительно охлаждаются холодным кислородом. В местах малых радиальных или торцевых зазоров используются разного рода теплозащитные покрытия (никелевые для лопаток ротора и статора, металлокерамического для ротора), а также серебряные или бронзовые элементы, исключающие возгорание даже при возможном касании вращающихся и неподвижных деталей турбонасосного агрегата.
Для уменьшения размеров и массы посторонних частиц, могущих привести к возгоранию в газовом тракте турбины, на входе в двигатель был поставлен фильтр с ячейкой 0.16х0.16 мм.
Высокое давление жидкого кислорода и, как следствие, повышенная орпсность возгорания обусловили конструктивные особенности насоса окислителя.
Так, вместо плавающих уплотнительных колец на буртах крыльчатки (обычно используемых на менее мощных ТНА) применены неподвижные щелевые уплотнения с серебряной накладкой, поскольку процесс "всплывания" колец сопровождается трением в местах контакта крыльчатки с корпусом и может привести к возгоранию насоса.
Шнек, крыльчатка и торовый отвод нуждаются в особенно тщательном профилировании, а ротор в целом - в особых мерах по обеспечению динамической сбалансированности в процессе работы. В противонм случае вследствие больших пульсаций и вибраций происходят разрушения трубопроводов, возгорания в стыках вследствие взаимного перемещения деталей, трения и наклепа.
Для предотвращения возгорания из-за поломок элементов конструкции (шнека, крыльчатки и лопаток направляющего аппарата) в условиях динамического нагружения с последующим возгоранием из-за затирания обломков использованы такие средства, как повышение конструктивного совершенства и прочности за счет геометрии, материалов и чистоты отработки, а также введение новых технологий: изостатическое прессирования литых заготовок, применение гранульной технологии и другие виды.
Бустерный насос окислителя состоит из высоконапорного шнека и двухступенчатой газовой турбины, привод которой осуществляется окислительным газом, отбираемом после основной турбины с последующим перепуском его на вход в основной насос.
 Рис.11а. Упрощенная схема бустерного насосного агрегата окислителя (изображение увеличивается). |
Составной корпус, состоящий из соединенных фланцевым соединением корпусов 1 и 2, имеет закрепленную на силовых ребрах 3 втулку 4, внутренняя полость которой закрыта обтекателем 5. Внутри втулки 4 размещен шарикоподшипник 6, посаженный на рабочем колесе насоса, выполненным в виде шнека 7. Обтекателем 5 поджат вкладыш 8, установленный во втулке 4. Во вкладыше 8 имеются отверстия 9, сообщающие полость вкладыша 8 с каналом 10 высокого давления.
Корпус 2 содержит обтекатель 11, закрепленный в нем с помощью спрямляющих лопастей 12. В этом обтекателе установлен шарикоподшипник 13, закрепленный с помощью гайки 14 на шнеке 7. Шнек имеет лопасти 15. По этим лопастям шнек вставлен в рабочее колесо турбины 16 (которая фактически состоит из двух ступеней, а не из одной, как изображено на упрощенной схеме) и сварен с ним, т.е. рабочее колесо турбины закреплено на перефирийной части рабочего колеса насоса. Рабочее колесо турбины имеет профилированные лопатки 17, межлопаточный пространства которых сообщены соплами в сопловом аппарате с входным коллектором. Подвод продуктов сгорания с избытком кислорода производится через входной патрубок 18. Выходная полость турбины, выполненная в корпусе 2 в виде кольцевой цилиндрической полости, сообщается каналами 19 с коническим кольцевым патрубком 20, который отверстиями 21 сообщается с цилиндрическим выходом 22. |
При работе БНАО на вход насоса подается жидкий кислород (показано стрелкой), а продукты сгорания с избытком кислорода, отбираемые из газовода после турбины основного ТНА (см. ПГС на рис. 2), подаются на вход турбины (показано стрелкой). Продукты сгорания далее попадают на профилированные лопатки 17 турбины, обеспечивая подачу жидкого кислорода шнеком 7. За турбиной продукты сгорания через отверстия 19 попадают в полость патрубка 20, а затем через отверстия 21 на выход насоса, где происходит их смешивание с жидким кислородом и конденсация. Для решения проблемы возникновения низкочастотных пульсации при конденсации газа применено дроблении потока, сбрасывающего газ.
Разгрузка шнека 7 от действий осевых сил обеспечивается подачей жидкого кислорода высокого давления (см. рис. 2.2) через канал высокого давления 10 в полость высокого давления авторазгрузочного устройства. В месте малого зазора между рабочим колесом и корпусом в полости высокого давления авторазгрузочного устройства используется серебряная накладка, предтаращающая возгорание при возможном касании.
В магистрали подвода продуктов сгорания к турбине БНАО установлен впервые разработанный клапан "горячего газа" (45 на рис.2.1), работающий в условиях кислородного генераторного газа с высокой температурой и при высоком давлении.
Бустерный насос горючего состоит из высоконапорного шнека и одноступенчатой гидравлической турбины, работающей на керосине, отбираемом после основного насоса.
Конструктивно бустерный насос горючего аналогичен бустерному насосу окислителя со следующими отличиями:
- одноступенчатая гидротурбина работает на горючем, отбираемым с выхода насоса горючего основного ТНА;
- отвод горючего высокого давления для разгрузки шнека от действий осевых производится из входного коллектора гитротурбины БНАГ.
Рис.12. Бустерный насосный агрегат горючего
 |
| Рис.13. Газогенератор |
Однозонный газогенератор, вырабатывающий газ с избытком окислителя для привода турбины, состоит из корпуса паяно-сварной конструкции со сферообразной внешней оболочкой и жестко связанным с ней выходным патрубоком, цилиндрической огневой камерой диаметром 300 мм и смесительной головки, оснащеной двухкомпонентными и двухкаскадными по окислителю форсунками, конструкция которых выполнена с зоной горения и зоной балластировки газа внутри форсунок. Фактически каждая форсунка образует вместе с каналом толстостенного огневого днища, в котором она расположена, индивидуальный двухзонный газогенератор. В результате обеспечивается равномерность температурного поля по поперечному сечению общего газового потока, формируемого такими форсунками, при высокой расходонапряженности.
Рис.14а. Схема газогенератора ,:
1 - сферообразная силовая оболочка; 2 - выходной патрубок; 3 - крышка; 4 - втулка; 5 - огневое днище; 6 - сквозные камеры в огневом днище;
7 - полость окислителя; 8 - проставка (внешняя стенка огневой камеры); 9 - кольцевая полость; 10 - оболочка (внутренняя стенка) огневой камеры;
11 - огневая камера; 12 - смесительный модуль (форсунка); 13 - корпус смесительного модуля; 14 - канал горючего; 15 - кольцевой канал
окислителя; 16 - смесительная камера; 17 - патрубок подвода горючего; 18 - полость горючего; 19 - патрубок подвода окислителя;
20 - окна во втулке 4; 21 - тангенциальные отверстия подвода окислителя; 22 - пазы на наружной поверхности корпуса форсунки;
23 - калиброванные каналы подвода горючего; 25 - тангенциальные отверстия подвода горючего; 26 - конические расточки;
27 - полость охлаждения; 28 - каналы, образующие полость охлаждения; 29 - отверстия подвода окислителя в полость охлаждения;
30 - кольцевая щель выхода окислителя из полости охлаждения.
При работе газогенератора горючее из патрубка 17 заполняет полость 18 и подается через калиброванные каналы 23 и тангенциальные отверстия 25 в каналы 14 и далее в смесительные камеры 16. Окислитель через патрубок 19 подвается в кольцевую полость 9, через окна 20 заполняет полость 7. Часть окислителя через тангенциальные отвертия 21 попадает в смесительную камеру 16, где, смешиваясь с горючим, вызывает его возгорание. Через пазы 22 окислитель также подается в камеру 6, обеспечивая смешивание высокотемпературных продуктов сгорания. Далее в огневой камере 11 происходит охлаждение высокотемпературных продуктов сгорания с одновременным испарением жидкого и нагревом газообразного окислителя. На выходе из газогенератора к продуктам газогенерации подмешивается окислитель, подаваемый через кольцевую щель 30.
Рис.14б. ТНА с газогенераторами
Газогенератор обеспечивает на выходе окислительный газ в широком диапазоне температур (от 190 до 600°С), что позволяет регулировать тягу двигателя от 30 до 105% номинала.
Соединение корпуса и смесительной головки осуществляется при помощи разъемного фланца. Для обеспечения герметичности используется уплотнение с металлическими прокладками.
Для обеспечения приемлемого уровеня температурных напряжений в несущих корпусных деталях, газоводы между газогенераторами, турбиной и камерами охлаждаются кислородом.
Для предотвращения возгорания в газоводах, узлах качания смесительной головки камеры, клапане окислителя установлены повышенные (по сравнению с менее мощными двигателями) требования чистоты газовых трактов и недопущение наличия органических веществ.
 |
 |
Ампула содержит корпус 1 с входным 2 и выходным 3 патрубками мембранных узлов 4 и 5, установленных внутри корпуса 1, и средство для заправки корпуса пусковым горючим 6. Каждый мембранный узел 4, 5 содержит поршень 7, который может быть выполнен за одно целое с мембраной 8 или в котором мембрана 8 герметично соединена с его наружной поверхностью. Поршень 7 установлен в направляющей 9 корпуса по скользящей посадке.
Периферийный участок мембраны 8 герметично заварен с корпусом 1 под направляющей 9. Поршень 7 подсоединен к хвостовику 10, который может быть выполнен цилиндрическим или какой-либо иной формы и размещен во втулке 11. Втулка 11 на кронштейнах 12 прикреплена к корпусу 1 ампулы. Втулка 11 имеет пружинный фиксатор 13, например выполненный в виде пружинящего кольца, а хвостовик 10 выполнен с кольцевой канавкой 14. При срабатывании мембранного узла пружинный фиксатор 13 ограничивает перемещение хвостовика 10. Хвостовик 10 выполнен с отверстиями 15 для стравливания газа из застойной зоны при заправке ампулы. Мембрана 8 со стороны входа 2 выполнена тонкой в форме кольцевой перемычки 16, разрываемой при взаимодействии с рабочей средой на диаметре D. Размер D несколько меньше диаметра поршня 7. В месте соединения мембраны 8 с поршнем 7 она выполнена с меньшей толщиной для того, чтобы исключить задиры при движении поршня 7 в направляющей 9 корпуса 1. |
|
Рис.16. Схема ампулы с пусковым горючим
(изображение увеличивается). |
||
В конструкцию введено средство для заправки корпуса пусковым горючим 6, которое установлено в перегородке 17 корпуса 1 и состоит из двух заглушек - заправочной заглушки 18 и сливной заглушки 19, которые установлены соответственно в заправочном 20 и сливном 21 каналах. Каждая из заглушек имеет резьбовую пробку 22, герметизирующую пробку 23, уплотнительную прокладку 24 и гайку 25. Резьбовая пробка 22 имеет расходное отверстие 26.
Заправка ампулы пусковым горючим осуществляется следующим образом. На собранной ампуле до установки гаек 25 и герметизирующих пробок 23 не до конца ввертывают резьбовые пробки 22, таким образом, чтобы обеспечивалось открытие проходного сечения заправочного 20 и сливного 21 каналов через отверстие 26. Производят заправку пусковым топливом, подавая его через заправочный канал 20 во внутреннюю полость корпуса 1 между мембранными узлами 4 и 5, а затем через сливной канал на слив. После окончания заправки ампулы ввертывают до упора резьбовые пробки 22, после чего сливают пусковое горючее перед резьбовой пробкой 22 заправочной заглушки 18 и после резьбовой пробки 22 сливной заглушки 19. После этого устанавливают герметизирующие пробки 23, уплотнительные прокладки 24 и гайки 25. После этого ампула готова к установке на ракетный двигатель. Во внутренней полости ампулы в корпусе 1 между мембранами 8 образуется газовая подушка в результате сборки и заправки ампулы. Наличие газовой подушки способствует обеспечению надежности ампулы при хранении и эффективному движению с ускорением поршня 8 при подаче давления среды на вход ампулы.
Устройство работает следующим образом. При воздействии компонента высокого давления со стороны входа на мембранный узел 4 происходит деформация мембраны 8, а потом и разрушение по окружности D. При неравномерном разрушении мембраны 8, с появлением негерметичности, давление перед поршнем 7 не падает, благодаря работе дросселирующей щели, образованной направляющей корпуса 9 и поршнем 7, поршень 7 продолжает двигаться, а после полного разрушения мембраны 8 он разгоняется. Движение поршня 7 с ускорением обеспечивается в связи с наличием усилия от перепада давлений, действующих на площадь поверхности, определяемую диаметром D.
Длина "А", на которой поршень двигается с ускорением и зазор между поршнем 7 и направляющей 9 выбраны такими, чтобы обеспечить гарантированное срезание мембраны 8 по всему периметру, требуемую задержку раскрытия проходного сечения магистрали после среза мембраны 8, разгон поршня 7, необходимый для срабатывания пружинного фиксатора 13. Размеры перемычек мембран 8 определяется исхода из заданного давления, обеспечивающего разрушение перемычки.
Далее, перемещающийся хвостовик 10 вдоль по потоку фиксируется с помощью пружинного фиксатора 13, при этом гидравлические характеристики открытого мембранного узла 4 воспроизводятся с высокой точностью, так как в потоке компонента отсутствуют элементы конструкции с неопределенным положением.
После открытия мембранного узла 4 за счет возросшего давления пускового горючего аналогичным образом открывается мембранный узел 5.
В двигателях РД-170 и РД-171 применены разные варианты качания камер и органов управления отклонением ими.
Камеры двигателя РД-170 в составе блока А ракеты "Энергия" качаются в двух плоскостях: в радиальной плоскости, проходящей через продольную ось двигателя и ось камеры, и в перпендикулярной к ней тангенциальной плоскости. Такая схема управления более эффективна в структуре пакета ракеты "Энергия", но требует более мощных рулевых машин, которые преодолевают нагрузку, создаваемую набегающим аэродинамическим потоком на выступающую часть сопла камеры сгорания за параметр внешнего обвода блока при ее отклонении в радиальном направлении.
Камеры сгорания двигателя РД-171 первой ступени "Зенита" отклоняются при управлении только в тангенциальной плоскости качения. Сопла камер не выходят в обтекающий ступень аэродинамический поток и не испытывают его нагрузки. Рулевые машины существенно менее мощны. Эффективность управления такого варианта достаточна для ракеты "Зенит".
Остальные системы двигателей унифицированы.
На завершающем этапе отработки двигателей В.П. Глушко инициировал разработку более совершенной конструкции двигателя, которая по сравнению с двигателем РД-170 (РД-171) обеспечивала более высокую тягу (форсирование на 5 %) и в которой должны быть реализованы мероприятия по снижению динамической напряженности работы агрегатов подачи. Соответствующая конструкторская документация была разработана и двигатель, в конечном итоге, получил название РД-173.
До 1996 г. было изготовлено 28 двигателей, которые прошли разноплановую отработку. В двигателях РД-173 используется более совершенная конструкция агрегатов подачи, в первую очередь основного ТНА. Серьезной переделке подверглась система регулирования двигателя РД-170. В процессе отработки РД-173 было подтверждено, что запуск двигателя, его работа на всех предусматриваемых режимах характеризуется устойчивой работой всех агрегатов и систем с обеспечением требуемых характера запуска и точности поддержания параметров без задействования дросселей окислителя. Исключение из состава двигателя дросселей окислителя и соответственно двух приводов упростило его конструкцию, повысило надежность и снизило массу двигателя. Была внедрена конструкция сильфонов узла качания из никелевого сплава, что также повысило надежность двигателя.
Накопленный опыт настройки системы управления двигателем в процессе контрольно-технологических испытаний с использованием внешних обратных связей позволил в процессе отработки двигателя РД-173 перейти к существенно более простой системе управления, состоящей из двух цифровых приводов, управляющих непосредственно регулятором тяги и дросселем СОБ. Упрощение системы регулирования увеличило надежность двигателя, снизило его массу.
В двигателе РД-173 с учетом большой положительной статистики работы газогенераторов смесительные головки выполнены приварными в отличие от фланцевого соединения в двигателях РД-170 (РД-171), где предусматривалась возможность оперативной замены головки после контрольно-технологического испытания. Это, а также другие решения, полученные при отработке двигателя РД-173, были использованы при разработке двигателя РД-180.
Заказы на изготовление двигателей РД-171 прекратились в 1995 г. Вместе с тем НПО Энергомаш продолжало изготавливать более совершенную модификацию двигателей РД-170 (РД-171) - двигатель РД-173. С 1995 г. НПО Энергомаш поставляло двигатели РД-171 для программы «Морской старт», которые дорабатывались из двигателей РД-170, ранее изготовленных для первых ступеней РН «Энергия». Данные двигатели создали задел для реализации программы до 2004 г. Для дальнейшего развития программы необходимым стало возобновление производства двигателей в НПО Энергомаш. Учитывая накопленный опыт отработки двигателей РД-173 и РД-180, в которых внедрены решения, направленные на повышение надежности и обеспечение форсирования на 5%, НПО Энергомаш предложило изготавливать двигатели РД-173 для программы «Морской старт». Данное предложение было поддержано головным разработчиком РН «Зенит» ГКБ «Южное» и одобрено заказчиком РН. Двигатель получил обозначение РД-171М. Сертификация двигателя РД-171М завершена 5 июля 2004 г. На сертификационном двигателе проведено 8 испытаний продолжительностью 1093,6 сек, причем последнее испытание (сверх плана) – на режиме 105%. Первый товарный двигатель РД-171М поставлен в Украину 25 марта 2004г после проведения КТИ продолжительностью 140 сек.
В 2006 г. двигатель РД-171М сертифицирован для применения в составе РН "Зенит-М" при реализации государственных программ РФ.
Система технической диагностики разрабатывалась параллельно с созданием двигателя как средство оценки техническою состояния двигателя и прогноза его работоспособности. Кроме того, она использовалась для анализа отказов и дефектов, поскольку давала возможность более глубоко исследовать взаимоувязку параметров, их статистические характеристики.
Система представляет собой совокупность технических средств, методов диагностирования и объекта диагностирования, а также организационно-технических мероприятий для сбора, преобразования, хранения, анализа информации и принятия решения о состоянии двигателя. Система должна обеспечивать установление места и причин возникновения неисправностей.
Система технической диагностики имеет следующие подсистемы:
- информационно-измерительная;
- фукционного диагностирования;
- тестового диагностирования как неразрушающего метода контроля состояния.
В ходе разработки системы диагностирования созданы:
- методика контроля стабильности характеристик запуска, основного режима и режима конечной ступени. Методика предназначалась для оценки значений медленно меняющихся параметров и их скоростей, полученных при огневых испытаниях с учетом поля допустимых границ;
- методика допускового контроля параметров на основном режиме и режиме конечной ступени; предназначалась она для оценки соответствия параметров двигателя, измеренных при огневых испытаниях, расчетным значениям, полученным с использованием математических моделей и модельных характеристик агрегатов по их автономным испытаниям, что определяется нахождением параметров в поле допусков;
- методика контурной увязки медленно меняющихся параметров; предназначалась для оценки функционирования двигателя в целом и его контуров на стационарных режимах путем сравнения измеренных и расчетных значений медленно меняющихся параметров в характерных точках;
- методика оценки устойчивости и определения виброакустических характеристик; предназначалась для контроля уровня пульсации и вибраций на соответствие статистическим допускам и оценки устойчивости камеры сгорания и газогенератора, с анализом физической природы спектров и определением декрементов затухания колебаний;
- методика оценки величины выработанного ресурса сборочных единиц; основана она на теории многоцикловой усталости материалов и учитывает динамические нагрузки, вызываемые пульсациями и вибрациями; оценивалось интегральное значение усталостной повреждаемости при контрольно-технологических испытаниях, прогнозировалось ее значение при эксплуатации и их сумма сравнивалась с предельным значением, определяемым по результатам многоресурсовых испытаний;
- методика параметрического контроля - использовалась при диагностировании на стационарных режимах в целях локализации неисправностей; анализ основан на оценках функциональных характеристик агрегатов;
- комплекс неразрушающих методов контроля.
В серийном производстве каждый двигатель после изготовления и полного цикла контроля проходит автономные контрольные технологические испытания, которые проводятся на огневом стенде завода-изготовителя с запуском двигателя по полной полетной программе или несколько ускоренной. После огневых стендовых испытаний двигатель может претерпевать переборку. Это значит, что для того, чтобы убедиться в сохранении качества конструкции после огневых испытаний, производится частичная разборка отдельных агрегатов.
- Губанов Б.И. Триумф и трагедия "Энергии"
- George P. Sutton. Rocket Propulsion Elements, 7 th edition
- Каторгин Б. И. Перспективы создания мощных жидкостных ракетных двигателей
- George P. Sutton "History of Liquid Propellant Rocket Engines"
- Проспект НПО "Энергомаш"
- Описание изобретения к патенту Российской Федерации RU 2159351. Газогенератор (US Patent 6244040).
- Описание изобретения к патенту Российской Федерации RU 2159349. Модуль-газогенератор (US Patent 6212878).
- Описание изобретения к патенту Российской Федерации RU 2158841. Камера ЖРД и ее корпус (US Patent 6244041).
- Добровольский М.В. Жидкостные ракетные двигатели. - М.: МГТУ, 2005.
- Описание изобретения к патенту Российской Федерации RU 2159352. Узел качания Камеры ЖРД с дожиганием.
- Описание изобретения к патенту Российской Федерации RU 2158839. ЖРД с дожиганием турбогаза (US Patent 6226980
- НПО «Энергомаш» имени академика В.П.Глушко. Путь в ракетной технике. Под ред. Б.И.Каторгина. М., Машиностроение-Полет, 2004.
Двигатель РД-109
НДМГ представляет собой бесцветную гигроскопичную жидкость с аммиачным запахом. По плотности и температуре плавления примерно соответствует керосинам, при обычной температуре и в отсутствии воздуха стабилен, но при температурах выше 350°С разлагается с выделением теплоты и образованием горючих газообразных продуктов; при перегревах в замкнутом пространстве взрывается. Он более стабилен и менее взрывоопасен, чем остальные гидразиновые горючие, устойчив при хранении в герметично закрытых емкостях. Хорошо растворяется в воде, спиртах, углеводородах, аминах и эфирах. Коррозионно малоактивен по отношению ко многим конструкционным материалам. Из отрицательных свойств НДМГ можно назвать, прежде всего, высокую стоимость получения, достаточно низкую температуру кипения (63°С) и чрезвычайно высокую токсичность. Полагая начать разработку большого семейства ЖРД на новом горючем, В.П.Глушко понимал, что для широкомасштабного развертывания работ нужна солидная поддержка. Её он надеялся получить от С.П.Королёва, для которого предлагал создать двигатель на топливе «жидкий кислород - НДМГ» для третьей ступени РН, предназначенной для запуска космических аппаратов к Луне и для вывода на орбиту вокруг Земли тяжелого корабля–спутника (первые две ступени - модифицированная Р–7). В.П.Глушко ориентировал заказчика на неслыханно большую величину удельного импульса своего ЖРД - 350 единиц! Ракетчиков, оперирующих к тому времени гораздо меньшими величинами, не могло не вдохновить это число. Согласно баллистическим расчетам, ракета с оптимальной ступенью с новым ЖРД, позволяла запустить к Луне аппарат массой в два с лишним раза больше, чем носитель с соответствующей кислородно–керосиновой ступенью. (Первоначально С.П.Королёв предлагал создать кислородно–керосиновый ЖРД для третьей ступени носителя на базе рулевой камеры двигателей первых ступеней «семёрки».) При сравнении с предлагаемым кислородно–керосиновым ЖРД расчетные преимущества двигателя на новом топливе выглядели весьма и весьма рельефно. С.П.Королёв поверил в новое горючее. Этот вариант становился основным, но не единственным: предпочитая свести к минимуму риск, связанный с созданием изделия на малоизученном компоненте топлива, Главный конструктор ОКБ–1 поручил сотрудникам своего двигательного отдела подготовить проект альтернативного кислородно–керосинового ЖРД. 10.02.1958 г. он встретился с руководителем воронежского ОКБ–254 (ныне КБ Химической автоматики) С.А.Косбергом и поручил ему создать резервный двигатель для своего носителя на основе этого проекта с использованием рулевой камеры сгорания «семёрки» конструкции М.В.Мельникова и нового ТНА, разработанного в Воронеже. В начале 1958 г. в Подлипках началась разработка РН, которая должна была осенью–зимой того же года обеспечить пуски аппаратов к Луне. Работа над проектом носителя была подкреплена соответствующим Постановлением ЦК и Совмина от 20.03.1958 г. Эскизный проект подписан С.П.Королёвым 1.07.1958 г.
РН «Восток» со спутником «Фотон», созданных на базе ИСЗ-фоторазведчика «Зенит-2»
Рассматривая оба двигателя, проектанты ОКБ–1 поняли, что с разрабатываемая ракета будет иметь большие перспективы как носитель. В частности, масса тяжелого спутника, который первоначально задумывался как фоторазведчик, становилась достаточной для проектирования на его базе пилотируемого космического корабля (КК). Исходя из планируемых характеристик ЖРД третьей ступени выбирались параметры КК и РН для выведения его на орбиту. По их расчетам получалось, что ЖРД на новом синтетическом горючем по сравнению с двигателем на керосине позволял на 23% увеличить массу корабля. Двигатель В.П.Глушко, имевший «фирменное» обозначение РД–109, представлял собой однокамерный ЖРД для верхних ступеней космических ракет. Небывалого значения удельного импульса предполагалось достичь не только применив новое высокоэнергетическое горючее, но и благодаря большому давлению в камере сгорания (свыше 75 ата) и высотному соплу с большой степенью расширения (давление на срезе - 0,1 ата). Компоненты топлива подавались в камеру при помощи ТНА; после отработки на его турбине газ отводился в рулевые сопла, служащие для управления ракетой в полете. ЖРД состоял из охлаждаемой горючим камеры сгорания с плоской форсуночной головкой и профилированным соплом, ТНА двухвальной схемы с газогенератором, агрегатов автоматики и узлов общей сборки. Для привода турбины ТНА применили газогенератор (ГГ), работающий не на парогазе, как в двигателях прежних конструкций, а на продуктах сгорания основного топлива при большом избытке горючего («сладкий» газ). Однако при предварительных испытаниях из–за чрезмерно малого расхода окислителя выявились серьезные затруднения с надежным запуском, поэтому дальнейшие работы с двухкомпонентным ГГ прекратили. Началась ускоренная разработка и доводка однокомпонентного газогенератора, работающего на принципе термокаталитического разложения НДМГ.
Схема двигателя РД-109
Камера сгорания с высотным соплом являлась первым изделием подобного типа разработки ОКБ–456. Одновременно проверялась возможность ее охлаждения диметилгидразином и исследовались его эксплуатационные свойства. Эти результаты предполагалось впоследствии использовать для разработки мощных двигателей на новом топливе. Сгорание топлива в РД–109 происходило при более высоких температурах и давлениях, чем в прежних ЖРД, и его камера работала в более тяжелых термодинамических условиях. Положение усугублялось тем, что эффективность системы охлаждения камеры оказалась ниже расчетной. Известие о трудностях, вставших перед создателями РД–109, С.П.Королёв встретил с пониманием. Он ясно представлял, что В.П.Глушко создает образец ЖРД совершенно нового типа. В середине 1958 г. отношение В.П.Глушко к своему двигателю заметно изменилось. Из–за больших сложностей в отработке камеры сгорания и газогенератора Валентин Петрович предпочел отступить и переждать. К этому моменту ОКБ–456 начало создание ЖРД для новых ракет - Р–14 и Р–16, работающих на компонентах «азотная кислота - НДМГ». Это топливо оказалось гораздо проще в доводке - оно не содержало криогенных компонентов и сгорало при меньших температурах, чем кислород–НДМГ, благодаря чему камеры новых двигателей работали в менее напряженных условиях. Кроме того, компоненты топлива самовоспламенялись в контакте друг с другом, что значительно упрощало систему запуска. Всё это приводило к тому, что, несмотря на большую размерность новых двигателей, прогресс с ними был гораздо более очевиден, чем с РД–109. Ссылаясь на большую занятость работами по новым ЖРД, В.П.Глушко не уделял должного внимания своему первенцу. Активная работа над ним замедлилась. Стало очевидно, что надежды на создание ЖРД к осени 1958 г. и его участие в первых пусках аппаратов к Луне беспочвенны… Оставалось уповать на то, что новый ЖРД будет готов к четвертому кварталу 1959 г. с тем, чтобы с его помощью начать пуски тяжелых кораблей–спутников. Отработка элементов и систем РД–109 продолжалась, но уже совсем в другом темпе. Был проведен большой объем испытаний газогенератора, в ходе которых выявилось, что при температуре ниже 100°С процесс разложения НДМГ прекращается, а при нагреве стенки выше 250°С происходят взрывы в тракте охлаждения ГГ. Стендовые огневые испытания РД–109 в полной комплектации начались только в январе 1959 г. Они подтвердили возможность создания ЖРД с высокой удельной тягой, работающих на НДМГ. Отработка запуска велась на стенде, оснащенном барокамерой объемом 90м3, обеспечивающей работу двигателя при давлении окружающей среды около 1 мм рт. ст. При огневых испытаниях выбиралась последовательность подачи команд на запуск ЖРД, определялся расход топлива на предварительной ступени, отрабатывались режимы продувок, а также проверялась работоспособность пирозажигательного устройства. В процессе испытаний было установлено, что зона устойчивой работы двигателя лежит выше предполагавшегося ранее значения, что дало возможность повысить номинальное давление в камере сгорания с 76 до 79 ата. В результате упорной работы был создан высокооборотный работоспособный ТНА с охлаждаемым редуктором. Доводка агрегата проводилась в условиях, близких к реальным. При стендовых испытаниях первых экземпляров турбины оказалось, что развиваемая ею мощность несколько ниже потребной. Это потребовало проведения специальных мер по ее повышению. В процессе доводочных испытаний в течение 1959 г. отработали запуск двигателя и проверили совместная работа всех его агрегатов и узлов, причем некоторые из них пришлось значительно доработать. Так, по заданию КБ - заказчика создали и отработали оригинальную конструкцию смесителя для наддува бака горючего. К сожалению, в процессе доводки так и не удалось избавиться от трещин в сварных соединениях лопаток с диском турбины. Был применен более сложный и тяжелый вариант крепления лопаток с помощью замка ёлочного типа. Тем не менее, ресурсные испытания показали, что двигатель РД–109 работоспособен в течение заданного времени.
Турбонасосный агрегат двигателя РД-109
Все бы хорошо, но главные результаты вдохновляли ракетчиков: удельный импульс оказался гораздо ниже заданного значения и едва доходил до 334 единиц. Между тем, даже первые образцы созданного в рекордно короткий срок - всего за девять месяцев! - резервного кислородно–керосинового двигателя РД–0105, получившего в Воронеже «фирменное» название РО–5, имели удельный импульс свыше 316 единиц. Его разработчики не видели особых сложностей на пути повышения в ближайшем будущем этого показателя еще на 10–15 единиц. Естественно, что столь малая разница в удельном импульсе двух конкурирующих двигателей сводила на нет преимущества РД–109 для трехступенчатого носителя: максимальная расчетная масса ПГ (автоматического лунного аппарата) «основного» варианта РН падала до 424 кг, а «дублирующего» варианта возрастала до 373 кг. Дублер становился номером первым - привлекательным и перспективным, а основной вариант рисковал совсем сойти со сцены. Вообще–то достигнутый удельный импульс не был неожиданностью для сотрудников ОКБ–456. Дело в том, что влияние большого числа неизвестных факторов при проектировании понизило эффективность, надежность и работоспособность камеры сгорания и ТНА по сравнению с расчетными. Требовалось провести дополнительные работы по усовершенствованию уже созданного двигателя. В.П.Глушко стремился доказать всем, что путем незначительных изменений имеющейся конструкции, предварительные значения проектных параметров могут быть даже превзойдены. Взвесив все «за» и «против», С.П.Королёв отказался от использования ЖРД на кислороде–НДМГ для носителя пилотируемого космического корабля, однако обещал В.П.Глушко, что «после получения окончательных характеристик двигателя ОКБ–1 проработает вопрос об использовании этого двигателя на вновь разрабатываемых изделиях и результаты согласует с ОКБ–456». ЖРД на кислороде–НДМГ с оговоренными в проекте трехступенчатой ракеты параметрами не появился ни в 1958, ни в 1959 году. В начале 1960 г. работы по РД–109 прекратили в связи с началом разработки более совершенного двигателя РД–119.
Двигатель РД-119
Новый ЖРД отличался от РД–109 существенно повышенной удельной тягой, (высотность сопла увеличена более чем в полтора раза, процесс смесеобразования в камере улучшен), а также значительно меньшей массой и большей надежностью. В конструкцию камеры РД–119 внесли ряд кардинальных изменений, направленных на улучшение ее энергомассовых характеристик, улучшили охлаждение внутренней стенки камеры, создав двухщелевой пояс дополнительного завесного охлаждения; отработана новая форсуночная головка, повысившая устойчивость рабочего процесса и обеспечившая большую полноту сгорания компонентов топлива. Эти мероприятия позволили получить наивысший для своего времени удельный импульс тяги в пустоте (352 единицы). При этом вследствие выбора рационального профиля сверхзвуковой части сопла, а также благодаря широкому использованию в конструкции камеры титановых сплавов удалось, несмотря на значительное увеличение выходного диаметра сопла, несколько уменьшить массу камеры сгорания.
Камера сгорания двигателя РД-119
ТНА двигателя РД–119 был выполнен по одновальной схеме. Благодаря упрощению агрегата и улучшению его характеристик удалось существенно снизить расход газа на привод турбины и массу ТНА. Газогенератор двигателя имел неохлаждаемый корпус. Для повышения эффективности системы управления полетом в первые секунды работы РД–119, также, как и РД–109, предусматривался перепуск газа из газогенератора в рулевые сопла, минуя турбину. Значительное повышение надежности двигателя достигалось благодаря форсуночной головке, обеспечившей устойчивый рабочий процесс в камере сгорания, а также за счет введения сварных соединений в турбине и газогенераторе вместо фланцевых и отработкой технологического процесса изготовления узлов и агрегатов. Для контроля качества каждый двигатель РД–119 испытывался на стенде по новой методике: путем контрольного прожига продолжительностью 150 сек и выборочного партионного испытания на ресурс продолжительностью 260 сек. Новый ЖРД разрабатывался в период 1960–1963 гг., в 1963 г. прошел чистовые доводочные испытания и был принят в серийное производство. Однако еще до этого момента, в 1962 г. началась его летная судьба. Как можно понять, в этот момент начался новый этап в жизни «химкинского мотора». Однако, она уже не была связана с ОКБ С.П.Королёва. РД–119 только–только шел на стенд, а воронежский РО–5 уже успешно испытывался в полете на трехступенчатом варианте «семёрки» при запуске первых «лунников». Следующий шаг этого носителя - ракета для пилотируемого корабля–спутника. Двигатель РД–119 уже соответствовал требованиям, поставленным в проекте носителя для корабля, однако все же оказался не у дел. Как ни доказывал В.П.Глушко его преимущества перед кислородно–керосиновым собратом, С.П.Королёв оставался непреклонен. Возможно, он думал: «Зачем нам новый, пусть перспективный двигатель? Это же кот в мешке. У нас уже есть надежный мотор, который хорошо проявил себя. Да к тому же еще не известно, как поведет себя новый компонент в эксплуатации. А с керосином у нас давняя дружба. Да и готовый стартовый комплекс модернизировать практически не надо...» Однако, главное, представляется, не в этом: двигатель РД–0109 (РО–7) разработки С.А.Косберга (усовершенствованный вариант РО–5) уже имел удельный импульс 326 единиц. Преимущества же РД–119 были незначительными. А такие недостатки, как высокая токсичность НДМГ и его паров, большая стоимость горючего, а также низкая температура его кипения, перевешивали.
Кислородно-керосиновый двигатель РД-0109
Так, должно быть, думал С.П.Королёв, принимая решение отказаться от НДМГ в пользу керосина на своей ракете для полета человека в космос. Правильный ли он сделал вывод? С высот сегодняшних совершенно очевидно, что да. За исключением возможности создания однокомпонентного газогенератора, ЖРД на топливе кислород–НДМГ практически не имеет преимуществ перед аналогичным по конструктивным параметрам (при одинаковых давлении в камере сгорания и степени расширения сопла) двигателем на кислороде–керосине. Недостатки же его очевидны. После отказа С.П.Королёва от химкинского двигателя В.П.Глушко, конечно же, не пришел в отчаяние: не все разрабатываемые ЖРД шли в серийное производство. Однако, слишком много сил и времени ушло на его создание. На одном из совместных совещаний по отрасли Валентин Петрович предложил М.К.Янгелю РД–119. Михаил Кузьмич обещал подумать.
Вся информация о российско-американском сотрудничестве в области РД-180, которая имеется на русском языке, представляет собой худшую разновидность лжи - полуправду. Где отдельные совершенно правдивые факты переплетены с утаиванием ключевой информации и скреплены точечной малозаметной ложью.
Стоило мне вчера написать статью о российских космических фейках, как меня тут же завалили «примером» отставания США от России в космической сфере. Дескать, американские ракеты летают на российских двигателях РД-180, и без этих российских двигателей американская космическая программа сразу же заглохнет. С кучей ссылочек. Так что, дескать, никуда американцы без рассеюшки-матери не денутся.
Переход по ссылкам, присланным мне, показал, что вся информация о российско-американском сотрудничестве в области РД-180, которая имеется на русском языке, представляет собой худшую разновидность лжи - полуправду. Где отдельные, совершенно правдивые факты (производство двигателя полностью сосредоточенно в России) переплетены с утаиванием ключевой информации и скреплены точечной малозаметной ложью.
Начнем с того, что никакого «российского двигателя РД-180» в природе не существует. Есть двигатель РД-180, созданный в рамках российско-американского сотрудничества, который был разработан в России по заказу США, и который в настоящее время производится американской компанией Pratt & Whitney на российских производственных мощностях. Поэтому сама подача материала в российских СМИ, которые пишут, что «США закупает двигатели в России» - 100% густая ложь. Это все равно как написать, что «Apple закупает свои Iphone в Китае» только на том основании, что всё их производство сосредоточенно там.
Впрочем, давайте я расскажу всё по порядку, потому что история там - очень интересная.
В конце 50-х годов на вооружении США стояло несколько сотен баллистических ракет Atlas. Когда случился карибский кризис, американцы сочли, что эти ракеты - недостаточно эффективны, чтобы противостоять советской угрозе, их сняли с вооружения, но не выбросили, не утилизировали. Согласно концепции, которая тогда была принята в США, и которая действует до сих пор, все баллистические ракеты военного назначения должны иметь возможность использоваться в качестве ракет-носителей для вывода грузов на орбиту.
Поэтому со списанием Атласов космическое ведомство США получило около сотни готовых космических ракет для запуска спутников и космических кораблей в космос. Причем замечу, - это очень важно, - фактически халявных, бесплатных ракет, поскольку Пентагон за них уже заплатил ранее.
Атласы широко использовались в первые годы освоения космоса в качестве основного носителя (именно на Атласе взлетел первый американский космонавт Джон Гленн), а затем - как «резервная» ракета. Когда, например, взорвался Челледжер, то до выяснения причин катастрофы программа Шаттлов была приостановлена, и все космические запуски делались на Аталасах.
Меж тем в 90-х годах стало ясно, что ракеты «Титан», на которых делались все американские «средние» запуски, надо снимать с производства - негативные последствия от использования ядовитого аэрозина в качестве топлива были слишком сильными.
А на консервации еще оставались сотни халявных Атласов. Было решено оснастить эти Атласы новыми, более мощными двигателями и заменить ими Титаны. Американская компания General Dynamic, в чьем ведении находились Атласы, объявила в 1995 году тендер на разработку нового двигателя, и этот тендер безоговорочно с большим отрывом выиграло российское предприятие «НПО Энергомаш», которое предложило цену в несколько раз более низкую, чем конкуренты.
Времена в России были тяжелые, приходилось демпинговать. Но главное, у Энергомаша был хороший задел. Для того, чтобы получить двигатель с нужными американцам характеристиками, надо было лишь «уполовинить» уже имеющийся двигатель от ракеты «Энергия», сделать вместо четырех камер только две.
В результате Энергомаш «разработал» нужный двигатель, который получил название РД-180, передал все права и всю документацию на его производство американцам, а те, в соотвествии с условиями тендера, разместили производство двигателя в России на заводах Энергомаша, поскольку там уже была вся необходимая технологическая оснастка.
Надо заметить, что этот контракт потом сильно аукнулся российскому ВПК, потому что, когда России самой потребовался «половинный» двигатель для ракет Русь-М и Ангара, оказалось, что по условиям контракта она не может изготавливать РД-180 для своих целей, а должна закупать его у американской компании Pratt & Whitney.
В итоге для Русь-М пришлось делать «альтернативную» разработку, РД-180В (которая так и не была завершена), а на Ангару ставить не «половинный», а «четвертинный» двигатель РД-191.
Ну а что касается американских Атласов, то ракеты, оснащенные РД-180, сначала получили индекс R (это не «Российский двигатель», как пишут у нас, а просто очередной индекс, так совпало), а затем были полностью модернизированы под РД-180. И получили обозначение Атлас-5.
Так что все американские Атлас 5 сейчас имеют первую ступень, оснащенную двигателем РД-180 компании Pratt & Whitney, который собирается в России.
Поэтому, когда Россия попала под санкции, то под санкции попало и это производство. Поначалу было решено перенести производство РД-180 из России на территорию США.
Но тут нарисовался Илон Маск со своей компанией SpaceX и сказал: «Я могу сделать лучше и дешевле». Прикинули, оказалось и вправду, гораздо дешевле и лучше будет отдать подряд
В России конечно обрадовались бы такому раскладу, но в США больше всего на свете боятся монополизации рынка. Все профильные контролирующие органы тут же выдали заключение, что передача подряда SpaceXvприведет к образованию недопустимой монополии.
Но в результате этих обсуждений попутно выяснилось, что в переносе производства РД-180 в США уже нет никакого резона. То, что было «дешево» в 95-м, сейчас уже стало «дорого».
РД-180 - очень хороший двигатель, но - уже сильно устаревший, для его производства придется возрождать технологии, от которых во всем мире давно отказались. Наука и технологии не стоят на месте, и в самих США есть куча фирм, которые могут сделать то, что требуется, гораздо лучше, гораздо быстрее и главное - уже сильно дешевле по сравнению с Энергомашем.
Короче, выяснилось, что РД-180 больше не нужен.
Поэтому General Dynamic провело новый тендер, который выиграли две американские компании. United Launch Services которая, начиная с 2019 года начнет поставлять двигатель Vulcan BE-4, который заменит РД-180. И Aerojet Rocketdyne, которая разработает следующее поколение принципиально новых двигателей, которое в свою очередь заменит Vulcan BE-4.
Ну и чтобы было понятно, что произошло, упомяну только одну деталь - весь контракт с United Launch Services стоит 46 миллионов долларов - это стоимость всего пяти РД-180.
А конгресс США, чтобы подстраховаться и создать запас на переходный период разрешил Энергомашу выпустить еще 18 штук РД-180. Последних РД-180 в истории.
Вот, собственно, что кроется за заголовками Российских СМИ «Америка не может обойтись без российских двигателей».
Есть очень простой способ понять, какой именно оппонент пишет комментарий к твоей статье, когда он делает это искренне, в силу своих собственных убеждений, а когда в «рамках служебного задания».
Когда оппонент «искренний», то его комментарий может появиться в любой момент, он обычно «одиночный», и в нем обычно сквозят какие-то оригинальные сентенции, пусть даже и почерпнутые им пару минут назад в википедии.
А вот когда в «рамках служебного задания», то картина будет иная. Такие комментарии никогда не появляются сразу. Ведь должно пройти какое-то время, прежде чем это «служебное задание» будет сформировано и по нему будут даны «методические указания». В этом случае «комментаторы» всегда появляются с задержкой от полу- до полутора суток, появляются они сразу толпой и каждый повторяет одни и те же «аргументы», полученные в ходе инструктажа. И все лайкают комментарии друг друга по кругу. Короче - картина очевидная и особого расследования не требует.
С оппонентами первого типа я обычно вступаю в диалог, ну если только они не норовят пересказать мне статью в википедии. Оппонентов второго типа я в силу вполне понятных причин, блокирую еще на подходе. После чего где-нибудь на сторонних ресурсах обязательно появляются темы о том, что Шипилов боится вступать в дискуссии и затыкает оппонентам рот. Но с этим уж ничего не поделаешь, это обычные издержки жизни человека с активной жизненной позицией.
К чему я это рассказываю.
Статьей о том, что знаменитые «российские двигатели РД-180» без которых «Америка не может обойтись», это на самом деле - американские двигатели, пусть и производящиеся в России и разработанные в России по заказу США, похоже, я наступил на чью-то очень больную мозоль. После того, как заболтать тему ни на фейсбуке, ни у меня на сайте - не получилось, на других сайтах и в социальных сетях было создано множество обсуждений, где многочисленные «эксперты» аргументировано со ссылками на созданные ими же «первоисточники» параллельной реальности, рассказывают широкой публике, что «Шипилов врет», «Шипилов безграмотен». И даже канал Лафньюс посвятил шельмованию «безграмотного Шипилова» несколько сюжетов.
Короче говоря, зацепило их сильно.
Я на такие вещи никогда не обращаю внимания. Но тут как раз тот случай, когда щельмование достигло цели. В последние дни несколько вроде бы разумных и адекватных друзей начали давать мне советы, что если уж я «соврал», то лучше мне самому покаяться и признать свои ошибки, так дескать моя репутация не пострадает.
И я подумал, раз уж такая мощная контрпропаганда начала замыливать даже мозги думающих и разумных людей, то что говорить обо всех остальных.
Короче, надо провести работу над ошибками. Не над моими ошибками, разумеется, которых попросту нет. А над ошибками кремлевских пропагандистов.
Ниже - аргументация, которую они используют и мои комментарии к этой аргументации.
«То, что все права на двигатель были оформлены на американскую фирму Pratt & Whitney и именно она является их официальным производителем, - это чисто юридическая уловка, чтобы обойти законы по экспортным ограничениям.»
Если я попрошу вас детально расписать, какие конкретно «экспортные ограничения» обходит эта «юридическая уловка», вы ведь не сможете этого сделать. Не так ли?
И при чем тут «экспортные ограничения», если двигатели импортируются - тоже ведь не сможете объяснить?
Тот факт, что производителем двигателей РД-180 является американская компания Pratt & Whitney - это именно факт. И уж какие вы там «обоснования» этого факта не сочините, они этого факта - никак не отменяют.
«Ну и что, что двигатель был заказан Шатами и делается специально для Штатов! Он был разработан в России, изготавливается в России, значит - это Российский, а не американский двигатель»
Если вы купили на рынке картошку, то это будет именно ваша картошка, а не того, кто ее вырастил и продал вам.
Что говорите? Картошка - это неудачный пример? Между картошкой и высокими технологиями большая разница? ОК! Вот вам другой пример, из области высоких технологий.
Вам нужен сайт, вы заказали его программисту и этого же программиста потом наняли для обслуживания и техподдержки сайта. Чей это будет сайт? Ваш или нанятого вами программиста?
«Двигатель не делался специально для Штатов с нуля, это был уже готовый, еще советский двигатель от „Энергии“, который просто переделали под требование америкосов. Значит - это не американский, а российский двигатель»
Угу, а если программист которого вы наняли, чтобы он вам сделал сайт, написал код не с нуля, а использовал свои более ранние заготовки, это как-то меняет ваши права на ваш собственный сайт?
«Компании Pratt & Whitney принадлежат права на двигатель только на территории США, а глобальные права сохраняются за Россией. Так что РД-180 - это российский двигатель»
А-а-а, вона чё!
Ну тогда назовите мне хоть одну российскую ракету, которой использовался бы этот российский двигатель.
Не можете? А знаете почему?
Да потому что сейчас все ключевые элементы РД-180 защищены патентами, принадлежащими США! Ну вот, навскидку, чтобы не быть голословным: US Patent 6244041, US Patent 6226980, USPatent 6442931. Более того, хотя «базовая основа» двигателя взята от советского РД-170, вся тонкая управляющая механика и автоматика: насосы, клапана, управляющие схемы - это все - американское, реальные американские разработки, принадлежащие Локхид и Мартин.
А потому, когда России для ракет Русь-М потребовался именно такой двигатель, как РД-180, то пришлось начать разработку полного российского аналога - РД-180В, в котором не использовались бы американские патенты и американские разработки. Задачу эту решить не удалось: к тому времени в России еще остались специалисты по производству двигателей, а вот специалистов по их разработке уже не осталось.
«У США нет технологий, позволяющих делать такие двигатели, как РД-180, но зато они есть у России»
В общем-то это - правда. Но смысл этой правды все же иной.
Я полагаю, что и технологии изготовления паровозов в США тоже утрачены. Но из этого вовсе не следует, что там не умеют делать тепловозы и электровозы.
Данность такова, что в России за последние тридцать лет не было разработано, не появилось ни одного действительно нового ракетного двигателя. Все «новейшие» российские двигатели: РД-181, РД-191, РД-193 - под этими названиями выпускается единичная камера от четырехкамерного двигателя РД-170 разработки 80-х годов. Поэтому все современные российские ракетные технологии - из 80-х годов прошлого века.
У США таких технологий действительно уже нет. Там новые разработки в области ракетных двигателей появляются каждый год. Там совсем иные принципы, цели и способы из реализации.
«США не могут обойтись без российских ракетных двигателей, это - факт»
Если под «российскими ракетными двигателями» понимаются «американские двигатели РД-180, производимые в России», то да - вот прямо тут и сейчас - не могут. Обойтись «малой кровью» - не могут.
Оговорка, «малой кровью» тут сделана потому, что и у США, и у Европейского космического агентства, имеется достаточно альтернативных носителей, чтобы заменить Атлас-5, на которые ставятся РД-180. Но это будет недешево и неправильно.
А потому США уже после санкций заказали еще 20 РД-180, чтобы создать «задел» на переходный период, пока РД-180 не начнет производиться замена на территории США. Современное состояние ракетных технологий в США позволяет уложиться в три года с момента начала разработки двигателя до запуска его в серийное производство.
«А если этот двигатель такой устаревший, то почему штаты используют его, а не свои современные разработки»
Да просто потому, что он делает всё, что от него требуется, прекрасно выполняет свои задачи, а главное, на момент проведения тендера был чрезвычайно дешев.
Вы бы тоже, небось, чтобы возить картошку с дачи предпочли бы купить Жигули, а не Мицубиси Паджеро. Иное дело, что времена идут, и в наше время РД-180 уже отнюдь не так дешев по сранвнению с аналогами, как это было в 90-х. Так что вопрос о его замене уже стоял, санкции только подтолкнули этот процесс.
В США идет бодалово по поводу возврата себе статуса "великой космической державы" отказа от российских ракетных двигателей РД-180.
Многих напрягает, что вывод американских военных спутников зависит от доброй воли русских.
По этому поводу в штатах возник интересный дуализм:
ВВС США и ULA просят Конгресс разрешить поставки РД-180 в США, а сенатор Джон Маккейн - категорически запрещает Конгрессу разрешать.
В итоге все таки Конгресс снял запрет
- видимо, пока ВВС США оказались убедительнее сбитого американского летчика, грозящего проголосовать против бюджета (из за РД-180) .
:)
При этом в распоряжение американских СМИ попал доклад специальной комиссии Пентагона под руководством генерал-майора ВВС США в отставке Говарда Митчелла (Howard Mitchell), в котором тот отметил, что без РД-180 космические запуски военных спутников после 2016 года будут сорваны. Перенос запусков с ракет Atlas V, использующих российские двигатели, на ракеты Delta IV (на них установлены жидкостные ракетные двигатели RS-68) все равно приведет к значительным задержкам и возможным потерям, которые могут составить $5 миллиардов.
А про астронавтов, которые могут не получить обратного билета с МКС забыли?
Тоже ведь летают советскими российскими "Союзами".
Справка:
РД-180 производится НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко с 1999 года.
Почему американцы не могут сделать РД-180?
P.P.S.
United Launch Alliance закупит еще 20 двигателей РД-180
Совместное предприятие Lockheed Martin Corp и Boeing Co - United Launch Alliance, заказало 20 дополнительных российских ракетных двигателей РД-180.
Представитель заказчика Джессика Рож уточнила, что поставки новой партии начнутся сразу же после того, как будет выполнен предыдущий заказ на 29 двигателей
, - сообщает Reuters.
Российские двигатели будут использоваться на американских ракетах "Атлас-5" пока США не разработает и не сертифицирует собственный новый двигатель. РД-180 используются в первой ступени американских ракет.
Палата представителей конгресса США в декабре 2014 года в качестве антироссийской меры на события на Украине приняла поправку сенатора Джона Маккейна, которая предусматривает полный отказ США от ракетных двигателей РД-180 до 2019 года
. Исключение делается для контракта, заключенного консорциумом Boeing и Lockheed Martin (ULA) с российским НПО "Энергомаш" до 2019 года
. При этом сообщалось, что конгресс выделил 220 миллионов долларов на разработку новых американских двигателей.
220 млн. "резаной" - это явно недостаточно, как мы уже убедились выше.
