Тема РД-270 периодически всплывает на форуме, но до истины в плане работоспособности двигателя добраться пока не удалось...
Что бы говорить по существу, хочу привести несколько отрывков про РД-270 из
официальной исторической книги "Энергомаша".
ЦитироватьДвигатель РД-270 (8Д420)
В 1960-х гг., когда начались проектные разработки сверхмощных ракет, стало очевидно, что весьма важно правильно выбрать тягу единичного двигателя и приемлемое их число. Ракету Р-7 поднимают с земли пять многокамерных двигателей, ракету «Протон» – шесть однокамерных. В проекте РН H-1 предусматривалось установить на первой ступени 30 однокамерных 150-тонных двигателей. Потребовалось критическое переосмысливание путей обеспечения надежности столь крупных двигательных установок, в первую очередь переоценка целесообразного максимума числа двигателей и, главное, поиск основ создания ЖРД существенно большей тяги.
К этому времени уже была освоена схема ЖРД с дожиганием рабочего тела турбины в камере сгорания, которая позволила избавиться от потерь экономичности на привод турбины и существенно повысить давление газов в камере. Но и при этой схеме увеличение давления в камере обязательно влечет за собой рост температуры газов на турбине. Так как количество рабочего тела ограничено расходом одного из компонентов через камеру, то увеличение мощности можно обеспечить только ростом температуры рабочего тела. В свою очередь, эта температура лимитируется жаропрочностью применяемых материалов.
Поднять «потолок» давления в камере можно увеличением количества рабочего тела на турбинах за счет превращения в высокотемпературный газ всего расхода не одного, а обоих компонентов. Для этого требуются два газогенератора, одного – с избытком окислителя (ГГО), другого – с избытком горючего (ГГВ), две турбины, два ТНА и смесительная головка, обеспечивающая ввод в камеру двух газов, откуда схема и получила название «газ-газ».
На основании успешных работ по РН «Протон» ряд технических руководителей ракетной отрасли выступили с предложением рассмотреть в качестве альтернативы H-1 и для решения еще ряда задач новый носитель многоблочной схемы УР-700 с шестью сверхмощными двигателями на I ступени. Первостепенное значение придавалось тому, что такая схема носителя предусматривала поблочную отработку, делая ее несравненно реальнее и эффективнее.
В части организации работ предлагалось начать опережающие разработки по двигателю как наиболее сложной и трудоемкой части общей задачи. И они начались в 1962 г., когда вышло соответствующее постановление Правительства.
Комплекс решено было разрабатывать на высококипящих самовоспламеняющихся компонентах топлива: азотном тетроксиде (AT) и несимметричном диметилгидразине (НДМГ). Токсичность этих компонентов могла быть компенсирована накопленным к тому времени опытом безаварийной эксплуатации, уменьшенная по сравнению с кислородными ЖРД экономичность – большей плотностью топлива, а самовоспламеняемость компонентов заметно упрощала задачу обеспечения их безотказного зажигания.
На первом этапе выполнялись научно-исследовательские и проектные работы. Они состояли из выбора принципиальной схемы и оптимизации параметров двигателя. Одновременно разрабатывалась конструкция и выпускалась документация на экспериментальный вариант двигателя, создавались новые технологические процессы обработки крупногабаритных деталей из новых жаропрочных и титановых сплавов, была проведена подготовка производства и стендовой базы для доводки агрегатов и огневых испытаний двигателя. Затем начались автономные доводочные испытания агрегатов, включая испытания на модельных режимах. Заключительным итогом первого этапа работ явилось изготовление экспериментального двигателя и проведение в октябре 1967 г. первого доводочного огневого испытания. Двигатель получил обозначение РД-270 (8Д420).
Одной из наиболее важных проблем на этом этапе был выбор схемы агрегатов подачи компонентов топлива. При двух турбинах – одной на газе с избытком окислителя, другой на газе с избытком горючего – возможны были два варианта ТНА: 1) ТНА-1 – низкооборотный с насосами окислителя и горючего первой ступени, ТНА-2 – высокооборотный, с насосами второй ступени; 2) ТНА-О – с окислительной турбиной и с насосами только окислителя, ТНА-Г – с турбиной на газе с избытком горючего и с насосами горючего.
По результатам расчетов и моделирования был выбран второй вариант. Он позволил не только упростить компоновку и снизить массу, но и заложить основу для обеспечения относительной безопасности проведения доводочных огневых испытаний, так как в одном ТНА находился только один компонент топлива.
Все экспериментальные двигатели включали в себя все основные агрегаты: камеру, оба ТНА и оба ГГ.
Второй этап работ проводился по постановлению Правительства от 17.11.1967 г. о разработке эскизного проекта ракетно-космического комплекса УР-700 на базе двигателей РД-270 и проведении экспериментальных работ по двигателю для подтверждения основных технических решений эскизного проекта.
После ряда последовательных уточнений были зафиксированы следующие основные параметры двигателя: тяга у земли – 640 тс, удельный импульс тяги на земле – 301 с, давление в камере сгорания – 266 атм. Был разработан развернутый эскизный проект двигателя РД-270, который явился частью выпущенного эскизного проекта комплекса УР-700.
Из особенностей принципиальной схемы и конструкции двигателя остановимся на следующем. Управление полетом носителя обеспечивалось качанием каждого двигателя в одной плоскости. Узел качания был расположен над головкой камеры. На входе в преднасосы каждого компонента устанавливались узлы подвода, включавшие гибкие элементы -компенсаторы.
На входных патрубках преднасосов устанавливались одноразовые пиромембранные клапаны. Вся остальная автоматика была с пневмоуправлением, для чего предусматривалось применение газообразного азота высокого давления. Уже в те годы в НПО Энергомаш утвердилась точка зрения, что и на ЖРД одноразового использования имеет смысл устанавливать автоматику многоразового действия для возможности ускорения доводочных испытаний путем проведения многократных огневых испытаний без демонтажа двигателя со стенда.
Оба ТНА – одновальные. Валы разрезные, отдельные части связаны рессорами. ТНА-О – с одноступенчатым насосом, подающий почти весь расход окислителя в ГГО, за исключением менее 1% расхода, предназначавшегося для обеспечения работы ГГВ. ТНА-Г – трехступенчатый: первая ступень обеспечивала подачу жидкости в систему охлаждения камеры, вторая ступень обеспечивала увеличение напора горючего после прохождения им межрубашечной полости камеры до уровня, необходимого для подачи НДМГ в ГГВ, третья ступень дополнительно поднимала напор части расхода горючего для последующей подачи его в ГГО. Турбины обоих ТНА компоновались на валу консольно.
Преднасосы монтировались на входах в насосы, привод их осуществлялся от гидротурбин на компонентах, отбиравшихся из напорных магистралей.
Большой объем проектных, модельных и экспериментальных работ был выполнен для выбора оптимального варианта регуляторов, которые должны были устанавливаться в топливных магистралях обоих ГГ.
Регулирование обеспечивалось по двум контурам от бортовой ЭВМ. При изменении одного из регулируемых параметров неизменность второго поддерживалась по внешнему контуру.
Одним из интересных новшеств, впервые появившихся именно на двигателе РД-270, была система программного запуска и останова (СПЗО). Было разработано два варианта СПЗО: с электрическими программными приводами дросселей – электрическая СПЗО и гидравлическая СПЗО – с перекладкой дросселей с помощью управляемых гидроприводов.
К разработке идеологии и математическому моделированию СПЗО было привлечено большое число организаций: Институт проблем механики АН СССР, НИИТП, ВВИА им. Жуковского и др. Теоретические и экспериментальные работы, проведенные в КБЭМ совместно с институтами, явились фундаментальной основой создания математической модели запуска ЖРД. Результаты, полученные в период отработки запуска РД-270, были в дальнейшем успешно использованы для моделирования запуска двигателей нового поколения РД-170 (РД-171), РД-120, РД-180, РД-191. Со стороны КБЭМ в контакте с институтами работы проводили Ю.А.Барабанов, В.К.Чванов, С.А.Юновидов, Б.А.Толкачев и др.
Специфика доводки двигателя РД-270 заключалась в следующем. В НПО Энергомаш традиционно широко использовалась отработка агрегатов нового двигателя в составе экспериментальных ЖРД, создававшихся на базе ранее разработанных. Для доводки агрегатов двигателя РД-270 такая схема оказалась неприемлемой как из-за принципиально новой схемы, так и из-за размерности агрегатов. Экспериментальные установки для отработки на натурных или близких к ним режимах камеры, любого из ГГ или ТНА не могли быть сколько-нибудь проще, чем сам двигатель. По этой причине почти вся доводка должна была проводиться при совместных испытаниях в составе двигателя. Этим и объясняется сравнительно малый темп и низкая успешность первых испытаний двигателя.
Все же по камере была успешно проведена предварительная отработка смесительных элементов при испытаниях натурных смесительных головок при низких давлениях в модельных условиях. Всего было проведено на разных стендах более 200 таких испытаний, которые позволили отобрать лучшие варианты смесительной головки и обойтись без высокочастотной неустойчивости при последующих испытаниях двигателя. Для испытаний при высоких давлениях была создана малая модель камеры, на которой отрабатывалась работоспособность смесительных элементов при параметрах газов, близких к ожидаемым. Таких испытаний было проведено более 60 (и более 200 – на 50%-м режиме).
Проведенные предварительные работы по камере в значительной мере определили то, что при испытаниях в составе двигателя по натурной камере практически не было замечаний. При предварительной проверке «повезло» ГГО, который прошел 20 доводочных испытаний в составе экспериментального варианта серийного к тому времени двигателя РД-253, были получены первые данные о его работоспособности, хотя и на пониженном режиме. ГГВ прошел некоторый объем отработки на моделях, но он оказался недостаточным для выбора перспективного варианта конструкции. В натурном варианте доводку ГГВ завершить не удалось.
Характеристики турбин и насосов обоих ТНА были доведены до требуемых уровней на модельных установках. В частности, для насосов был создан уникальный стенд с расчетной мощностью 50 МВт, на нем возможно было проводить снятие характеристик на 50 %-м режиме. Однако работоспособность ТНА можно было проверить и обеспечить только при испытаниях в составе двигателя.
В значительной части расчетных и экспериментальных работ по двигателю РД-270 принимали активное участие ведущие научно-исследовательские институты отрасли.
Огневые испытания двигателя проводились с октября 1967 по июль 1969 г. Всего было проведено 27 испытаний 22 двигателей, 3 двигателя проходили повторное испытание, один испытывался трижды. Испытания были кратковременные, при давлении в камере сгорания до 255 атм. При девяти испытаниях двигатель нормально выходил на основной режим и работал на этом режиме по заданной программе. Все экспериментальные двигатели были с укороченными соплами камер.
Главный результат работ: была показана реальность создания ЖРД, выполненного по схеме «газ-газ», с надежным обеспечением статической и динамической устойчивости двигателя.
Работы по двигателю РД-270 были приостановлены в III квартале 1969 г. из-за отсутствия решения о проведении дальнейших работ по комплексу УР-700 после успешной высадки американских астронавтов на Луну, а также потому, что этот двигатель не был востребован для какого-либо другого комплекса.
Многое из того, что было впервые создано для двигателя РД-270, нашло в дальнейшем применение в других разработках.
Да, значит с
"надежным обеспечением статической и динамической устойчивости двигателя"Но отдел, занимавшийся двигателем, уже не так оптимистичен:
ЦитироватьВ феврале 1961 г. началась разработка однокамерных двигателей РД-114 с «земным» соплом и РД-115 с высотным соплом на тягу 150 тс и 175 тс для ракеты, которая впоследствии получила обозначение H-1, однако работы в этом направлении были прекращены. В августе 1962 г. в бригаде 529 были начаты проработки по «пятисоттоннику» на AT-НДМГ. Затем к январю 1963 г. постепенно перешли к разработке уже «шестисоттонника» на высококипящих «штатных» компонентах – РД-270. Эта разработка потребовала напряженной работы всего КБ, и прежде всего бригады 529. Бригада к тому времени представляла собой довольно мощный коллектив из 40-45 инженеров, в основном высокой квалификации.
Двигатель первоначально предназначался для ДУ ракеты тяжелого класса Р-56 разработки КБ «Южное». Двигатель должен был осуществлять качание в одной плоскости на угол ±12°. В 1963 г. главный конструктор В.Н.Челомей предложил разработать сверхтяжелую ракету УР-700 с установкой на ней девяти двигателей РД-270 с качанием на угол ±8°. Двигатель РД-270 был однокамерным и впервые разрабатывался по схеме газ-газ, позволявшей существенно улучшить энергетические характеристики двигателя за счет возможности значительно по тем временам повысить давление в камере (рк = 266 атм). Было изготовлено несколько экземпляров полноразмерных экспериментальных двигателей с так называемой «очковой» камерой и укороченным соплом (с водяным охлаждением). Начатые в 1966 г. огневые испытания вплоть до 1969 г. не дали обнадеживающих результатов, так как к этому времени не была решена проблема энергетической неустойчивости работы двигателя на переходных режимах. В августе 1969 г. было принято решение о прекращении работ по теме УР-700.
А вот что пишу испытатели:
ЦитироватьВ 1967 г. на стенде № 2 было проведено 4 огневых испытания, которые показали, что возможен запуск двигателя без порохового стартера. Все испытания имели аварийный исход. Самым удачным был пуск двигателя № УД004, при котором удалось выйти на режим рк ~ 200 атм с продолжительностью работы на этом режиме 2 с.
Отработка натурных смесительных головок камеры сгорания двигателя РД-270 на модельных режимах началась на стенде № 1. Система питания экспериментальных установок включала в себя ТНА и агрегаты автоматики, заимствованные с двигателей РД-251, РД-252 и поставляемые с Южмаша. Различные варианты смесеобразования для окислительного газогенератора проверялись в газогенераторах, которые испытывались в составе двигателя РД-253. На всех испытаниях отмечались низкочастотные пульсации. Отработка восстановительного газогенератора, к сожалению, началась непосредственно на двигателях РД-270 без предварительных экспериментальных работ. Во время огневых испытаний двигателя отмечались высокочастотные колебания и, в первую очередь, в восстановительном газогенераторе.
Сложность работы с двигателем РД-270 на стенде обусловливалась следующим: каждое испытание и двигатель были уникальными и бесценными, поэтому стендовики не имели права на ошибку; монтаж двигателя без полноразмерной камеры сгорания на стенде и подготовка его к испытанию были осложнены необходимостью монтажа дополнительного тяжеловесного и крупногабаритного оборудования для обеспечения работы его в условиях закрытого выхлопа; в процессе подготовки двигателя к испытанию на стенде приходилось систематически дорабатывать системы электроизмерений, регулирования режимов работы двигателя, электроавтоматики и даже стационарные пневмогидравлические системы; все испытания имели аварийные исходы, приводившие большей частью к серьезным нарушениям стендовых систем, которые было необходимо восстанавливать в сжатые сроки; в случае разрушения двигателя (а это было частым явлением) его отдельные элементы не могли проходить штатную обработку с удалением компонентов топлива, поэтому демонтаж элементов двигателя требовал особой тщательности и осторожности из-за возможности воспламенения остатков компонентов топлива и сильной загазованности.
В конце августа 1969 г. по указанию Министерства общего машиностроения работы по двигателю РД-270 были приостановлены. Всего за период с октября 1967 г. по июль 1969 г. было проведено 27 огневых испытаний двигателя РД-270. Все они имели аварийный исход.
PS Прошу прощения, если кому то покажется что я негативно расставил акценты 8)
Тут, говорят, кто-то из редакции "намылился" в Химки на встречу с "динозаврами", специально посвященную вопросам по РД-170 и РД-270... :wink:
Так что будем ждать ответов и подробностей
Старый, ау!
Одним словом, судя по этому материалу, основные проблемы были со "сладким" ГГ. Плюс, учитывая упоминание о "переходных режимах", возможно, не хватало быстродействия бортовой ЭВМ при смене режимов, что усиливало пульсации в ГГ.
Угу.
Интересно однако, если все испытания заканчивались аварией то как же некоторые двигатели прошли испытания дважды а один даже трижды? Наверно некоторые аварии были не слишком крупные...
Вобщем ясно что до изготовления лётного двигателя там было лаптем не добросить...
Интересно также что это за "очковая" камера сгорания такая да ещё и с охлажденем водой.
И ещё меня всю жизнь интересовало как был сделан ГГ на гептиле. Почему не происходило термического разложения гептила? Или происходило но штатно?
Неплохо бы если те кто поедут в Химки выяснили эти вопросы а заодно и узнали бы наконец ПГС двигателя.
"Очковой камерой" в индустрии называют камеру без сужающейся части. То есть, диаметр камеры не меняется до того места, где он начинает расти - до начала расширяющегося сопла.
Цитировать"Очковой камерой" в индустрии называют камеру без сужающейся части. То есть, диаметр камеры не меняется до того места, где он начинает расти - до начала расширяющегося сопла.
Странно... Интересно, что имели в виду в данном случае? В данном двигателе такое врядли могло быть: штатное давление в камере сограния - необходимое условие для испытания двигателя замкнтой схемы.
Цитировать"Очковой камерой" в индустрии называют камеру без сужающейся части. То есть, диаметр камеры не меняется до того места, где он начинает расти - до начала расширяющегося сопла.
Интересно, а для чего такое?
Еще был проект РД-270К на паре кислород-керосин (для Н-1М), но без подробностей.
Avmich:
А у ЛВ не было ПГС РД-270? :roll:
ЦитироватьЕще был проект РД-270К на паре кислород-керосин (для Н-1М), но без подробностей.
Естественно, поскольку мало существовавших проблем с "вонючим" вариантом этого двигателя, так еще и добавляются проблемы с высокопроизводительным ТНА на горячем кислороде, плюс весь букет "прелестей", связанных с керосином в ГГ и ТНА.
Т.е. теоретически этот двигатель сделать можно было, но сил и средств ушло бы на него не меньше, а то и больше, чем на РД-170
Каждется, что гипотетическая версия Н1 с малым числом мощных двигателей была не более вероятна и оказалась бы не более надежна в те же сроки, чем реальная Н1 с 30 двигателями Кузнецова...
ЦитироватьЦитировать"Очковой камерой" в индустрии называют камеру без сужающейся части. То есть, диаметр камеры не меняется до того места, где он начинает расти - до начала расширяющегося сопла.
Странно... Интересно, что имели в виду в данном случае? В данном двигателе такое врядли могло быть: штатное давление в камере сограния - необходимое условие для испытания двигателя замкнтой схемы.
То, что камера очковая, не мешает получать в ней теоретически произвольное давление. В том числе и равное штатному.
Сильно подозреваю, что очковую камеру применяли временно для того, чтобы обойти проблемы охлаждения критического сечения - критсечение - самая теплонагруженная часть камеры. Хотя там есть и другие плюсы - в частности, технологически проще делать без сужения.
Очковая камера плоха тем, что у неё получается существенно неизобарическое сгорание... соответственно, эквивалентное давление меньше, что снижает УИ. То есть, "очковость" влияет на газодинамику. При этом компоненты подаются под тем же давлением, и в начале камеры условия такие же, как были бы в "настоящем" движке.
ЦитироватьА у ЛВ не было ПГС РД-270?
Спрошу при случае. Или Олег может спросить.
ЦитироватьЕстественно, поскольку мало существовавших проблем с "вонючим" вариантом этого двигателя, так еще и добавляются проблемы с высокопроизводительным ТНА на горячем кислороде
Зато уходят проблемы с высокопроизводительным ТНА на горячем АТ.
Цитировать, плюс весь букет "прелестей", связанных с керосином в ГГ и ТНА.
А что там за прелести такие страшные? Чем керосин так ужасен? Ракетный керосин, напомню, достаточно мало, например, коксуется...
ЦитироватьТ.е. теоретически этот двигатель сделать можно было, но сил и средств ушло бы на него не меньше, а то и больше, чем на РД-170
Вот тут, к сожалению, согласен. Хотя, конечно... если бы да кабы... Глушко существенно противодействовал, хотя бы своим авторитетом, работе Кузнецова. Если бы работу выполнял Глушко, думаю, атмосфера в отрасли была бы куда лучше. Потом, Глушко существенно мешало его собственное неверие в возможность сделать такой движок... При этом, конечно, у нас не было бы шедевра в виде НК-33, но, возможно, хорошая альтернатива РД-170 была бы намного раньше...
В целом, пожалуй, воздержусь от оценок. Взрастили самарскую школу двигателей - это дорогого стоит. Другое дело, что надо было Н-1 в своё время доводить... тогда, конечно, не было бы Энергии, видимо, но - зато летали бы сейчас на тяжёлых (Н-11) и сверхтяжёлых ракетах...
ЦитироватьДругое дело, что надо было Н-1 в своё время доводить... тогда, конечно, не было бы Энергии, видимо, но - зато летали бы сейчас на тяжёлых (Н-11) и сверхтяжёлых ракетах...
Никуда бы не летали. Даже если б Н-1 и довели ей была бы уготована судьба Сатурна-5.
ЦитироватьА что там за прелести такие страшные? Чем керосин так ужасен? Ракетный керосин, напомню, достаточно мало, например, коксуется...
Но коксуется ведь? А на ТНА - сажа.
Цитироватьно - зато летали бы сейчас на тяжёлых (Н-11)
Н-11 хуже Протона. И заметно.
ЦитироватьЦитироватьА что там за прелести такие страшные? Чем керосин так ужасен? Ракетный керосин, напомню, достаточно мало, например, коксуется...
Но коксуется ведь?
Так ведь - достаточно мало. Некоторые неудобства, быть может, но никак не принципиальная проблема.
ЦитироватьА на ТНА - сажа.
На кислом газе?..
ЦитироватьЦитироватьно - зато летали бы сейчас на тяжёлых (Н-11)
Н-11 хуже Протона. И заметно.
Хм, у меня было впечатление, что Н-11 и дешевле Протона (более простые технологии) и грузоподъёмнее. То, что при этом НК-33 лучше протоновских маршевиков по УИ и удельной массе - это уже так, средство, а не цель.
Разве нет?
ЦитироватьХм, у меня было впечатление, что Н-11 и дешевле Протона (более простые технологии) и грузоподъёмнее.
Разве у Н-11 технологии проще чем у Протона?
ЦитироватьЦитироватьА на ТНА - сажа.
На кислом газе?...
Там был бы и сладкий ТНА. со всеми вытекающими.
ЦитироватьХм, у меня было впечатление, что Н-11 и дешевле Протона (более простые технологии) и грузоподъёмнее. То, что при этом НК-33 лучше протоновских маршевиков по УИ и удельной массе - это уже так, средство, а не цель.
Смотрим в "Энергия 1946-1996": Н-11 - стартовая масса 700 тонн, стартовая тяга - 1200 тонн, ПН - те же 20 тонн.
Избыточная тяговооруженность сжирается дурацким разнотягом, а сама ракета тяжелее Протона из-за подвесных баков. Т.е. решения, которые были более-менее применимы для сверхтяжелой ракеты, при попытке распространить их в целях универсализации на более легкие - ухудшали их.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьА на ТНА - сажа.
На кислом газе?...
Там был бы и сладкий ТНА. со всеми вытекающими.
ЦитироватьХм, у меня было впечатление, что Н-11 и дешевле Протона (более простые технологии) и грузоподъёмнее. То, что при этом НК-33 лучше протоновских маршевиков по УИ и удельной массе - это уже так, средство, а не цель.
Смотрим в "Энергия 1946-1996": Н-11 - стартовая масса 700 тонн, стартовая тяга - 1200 тонн, ПН - те же 20 тонн.
Избыточная тяговооруженность сжирается дурацким разнотягом, а сама ракета тяжелее Протона из-за подвесных баков. Т.е. решения, которые были более-менее применимы для сверхтяжелой ракеты, при попытке распространить их в целях универсализации на более легкие - ухудшали их.
Заметим, что Н-11 имела всего 2 ступени против 3-х у Протона и Мст всего лишь на 2 т больше. Опять же, упоминаются (повторюсь) ПН;24 т при Мст=770т. Также непонятно, что имеется ввиду под избыточной тяговооруженностью? С точки зрения мю ПН - оптимальная где!то 1,8-2,0 для 1-й ступени. И разнотяг - вполне достойный метод УВТ с минимальными весовыми издержками.
ЦитироватьЗаметим, что Н-11 имела всего 2 ступени .
Три. Две с блоком разведения были только у варианта ГР.
Цитироватьупоминаются (повторюсь) ПН;24 т при Мст=770т.
В официальной литературе упоминаются 700 и 20.
ЦитироватьН-11 имела Мст всего лишь на 2 т больше
Кстати, если вы берете Мст позднего Протона, то берите уж и его ПН.
ЦитироватьЦитироватьЗаметим, что Н-11 имела всего 2 ступени .
Три. Две с блоком разведения были только у варианта ГР.
Таки две ступени на базе блоков Б и В. Н-11ГР как раз 3-хступенчатая. А откуда дровишки про 3 ступени для Н-11, если не секрет? Мне, например, попадались только источники, где говорилось о 2-х ступенях.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЗаметим, что Н-11 имела всего 2 ступени .
Три. Две с блоком разведения были только у варианта ГР.
Таки две ступени на базе блоков Б и В.
Цитирую "Энергию 1946-1996":
"На базе ступеней РН Н1 можно было создать унифицированный ряд ракет: Н11 с применением II, III и IV ступеней РН Н1 со стартовой массой 700 т и полезным грузом массой 20 тонн... и Н111 с применением III и IV ступеней РН Н1 и II ступени ракеты Р-9А со стартовой массой 200 т и полезным грузом массой 5 тонн."
Что ж, разработчику виднее. Три, так три :roll:
ЦитироватьЦитироватьН-11 имела Мст всего лишь на 2 т больше
Кстати, если вы берете Мст позднего Протона, то берите уж и его ПН.
А что, у раннего Протона Мст сильно отличалась от позднего?
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьН-11 имела Мст всего лишь на 2 т больше
Кстати, если вы берете Мст позднего Протона, то берите уж и его ПН.
А что, у раннего Протона Мст сильно отличалась от позднего?
У того, что выводил ОПС-1 - 682 т, у того, что для Салюта-7 и ТКС - 696 т.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьА на ТНА - сажа.
На кислом газе?...
Там был бы и сладкий ТНА. со всеми вытекающими.
Об этом уже упоминалось. Коксование ракетного керосина - достаточно небольшое, чтобы считать проблемы серьёзными, при разработке ЖРД такого класса.
ЦитироватьОб этом уже упоминалось. Коксование ракетного керосина - достаточно небольшое, чтобы считать проблемы серьёзными, при разработке ЖРД такого класса.
Эта проблема не большая, эта проблема практически непреодолимая. Даже в ГГ открытого типа с небольшими температурой и давлением коксование керосина велико. А в ГГ двигателей замкнутой схемы с высокими температурой и давлением это будут кранты.
Интересно, был ли создан хоть один экспериментальный ГГ высокого давления на керосине?
ЦитироватьЦитироватьКоксование ракетного керосина - достаточно небольшое
Даже в ГГ открытого типа с небольшими температурой и давлением коксование керосина велико. А в ГГ двигателей замкнутой схемы с высокими температурой и давлением это будут кранты.
В ГГ открытого типа температура, как правило, выше, чем в ГГ двигателей замкнутой схемы. Таким образом повышается работоспособность генераторного газа, уменьшается его расход и повышается УИ двигателя.
ЦитироватьВ ГГ открытого типа температура, как правило, выше, чем в ГГ двигателей замкнутой схемы. Таким образом повышается работоспособность генераторного газа, уменьшается его расход и повышается УИ двигателя.
Не по сравнению с замкнутой схемой, конечно, а по сравнению с открытой, но на более холодном ГГ.
ЦитироватьВ ГГ открытого типа температура, как правило, выше, чем в ГГ двигателей замкнутой схемы. Таким образом повышается работоспособность генераторного газа, уменьшается его расход и повышается УИ двигателя.
Так был всётаки испытан хоть один действующий образец?
ЦитироватьТак был всётаки испытан хоть один действующий образец?
На керосине - кажется, нет. А на N2O4+НДМГ был сделан и летал РД-862 замкнутой схемы с восстановительным ГГ. Давление в КС 13 МПа, следовательно в ГГ - около 20 МПа. Нелетавших было еще минимум 2 (РД-270 и РД-857).
ЦитироватьЦитироватьТак был всётаки испытан хоть один действующий образец?
На керосине - кажется, нет. А на N2O4+НДМГ был сделан и летал РД-862 замкнутой схемы с восстановительным ГГ. Давление в КС 13 МПа, следовательно в ГГ - около 20 МПа. Нелетавших было еще минимум 2 (РД-270 и РД-857).
Угу. Значит не было... Интересно, почему? Неужели из-за лёгкости создания? ;) Вот взять тот же РД-170 - сколько там морочились с окислительным ТНА? И НК-15 тоже. А взяли б и сделали на керосине? РД-107/108 вон с покон веку летает... А тут температура ещё меньше...
Может всётаки чего не так? ;)
А про гидразин чего? Про гидразин все знают. Есть даже один с ГГ на чистом НДМГ.
А где РД-862 летает, если не чекрет? Какойто номер у него интересный... Южмашевский?
ЦитироватьУгу. Значит не было... Интересно, почему?
При восстановительном ГГ расход газа через турбину значительно меньше, чем при окислительном ГГ (для керосина Km = 2.6). Даже более высокие газовая постоянная и допустимая температура не всегда компенсируют более низкую массу газа (за исключением водорода).
Так что для восстановительной схемы потребное давление в ГГ выше, чем для окислительной.
ЦитироватьВот взять тот же РД-170 - сколько там морочились с окислительным ТНА? ... А взяли б и сделали на керосине?
...и получили давление в ГГ ~70-80 МПа вместо нынешних 55 МПа. Думаете, меньше морочились бы? А масса какая бы была?
ЦитироватьА где РД-862 летает, если не чекрет?
На какой-то старой мбр (Р16 что-ли?).
ЦитироватьКакойто номер у него интересный... Южмашевский?
Да
Цитироватьи получили давление в ГГ ~70-80 МПа вместо нынешних 55 МПа. Думаете, меньше морочились бы? А масса какая бы была?
Морочились бы явно меньше - возгорание материалов в керосине очевидно исключено при любом давлении и температуре? А давление в полтора раза - велико ли будет увеличение массы? Это ведь масса не всего двигателя а небольшой его части. Да и качается керосин легче, не так склонен к кавитации как кислород... Не, тут явно чтото не то...
Цитата: "Гость 22"ЦитироватьА где РД-862 летает, если не секрет?
На какой-то старой мбр (Р16 что-ли?).
Это исключено. Хотя бы потому что там все двигатели открытой схемы.
ЦитироватьМорочились бы явно меньше - возгорание материалов в керосине очевидно исключено при любом давлении и температуре?
Возгорание - да. Разрушение - нет.
ЦитироватьНе, тут явно чтото не то...
Старый, универсального решения, как известно, нет.
Конечно же, керосин образует сажу в газовом тракте, с чем пришлось бы считаться/бороться. Но то это не непреодлимая проблема, как Вы считаете.
ЦитироватьЦитироватьНа какой-то старой мбр (Р16 что-ли?).
Это исключено. Хотя бы потому что там все двигатели открытой схемы.
Ну значит на другой. Google дает следующее:
15Д169 - маршевый ЖРД РД-862 2-й ступени МБР МР-УР-100, МР-УР-100У
ЦитироватьСтарый, универсального решения, как известно, нет.
Конечно же, керосин образует сажу в газовом тракте, с чем пришлось бы считаться/бороться. Но то это не непреодлимая проблема, как Вы считаете.
Проблема с прочностью - не проблема. Делаем стенки ещё в полтора раза толще и дело в шляпе. И делают же двигатели на гидразиновом ГГ. А на керосине нет даже попыток. Видимо всётаки проблема настолько сложна что даже не пытаются к ней подступиться.
ЦитироватьGoogle дает следующее:
15Д169 - маршевый ЖРД РД-862 2-й ступени МБР МР-УР-100, МР-УР-100У
Да, я уже глянул в справочник "Двигатели".
Давление в камере - 13.24 МПа.
Тяга- 15.5 т.
Су- 331 с.
Это кажется в нём впервые у нас примененоа камера и сопло трубчатой конструкции? И тоже впервые у нас управление вдувом газа в сопло? Деранули хохлы у супостатов без спросу... :)
Сделан он кстати на базе двигателя РД-857 (15Д12) применявшегося на знаменитой РТ-20П (8К99)
Ты, Старый, опять отрицаешь возможность прогресса. Не делают - по-твоему, только потому, что невозможно. Другие доводы для тебя не существуют. В этом ошибка.
ЦитироватьТы, Старый, опять отрицаешь возможность прогресса.
Ты, авмич, путаешь прогресс с регрессом. В этом ошибка.
ЦитироватьНе делают - по-твоему, только потому, что невозможно. Другие доводы для тебя не существуют.
Не делают по моему потому что существуют более преемлемые решения. Но это трудно понять. Ты не поймёшь. :(
Не делают - это не значит, что не могут сделать технически. Это основная идея.
Как-то я пропустил этот момент...
ЦитироватьА взяли б и сделали на керосине? РД-107/108 вон с покон веку летает... А тут температура ещё меньше...
На чем это у вас РД-107/108 с покон веку летает? Где и у чего в нем температура больше? ;) :D
ЦитироватьВидимо всётаки проблема настолько сложна что даже не пытаются к ней подступиться.
Так же думали американцы про закрытую кислую схему...
ЦитироватьНа чем это у вас РД-107/108 с покон веку летает?
Вроде на Востке, да? И даже на Р-7?
ЦитироватьГде и у чего в нем температура больше? ;) :D
Ну вы ж говорите что при открытой схеме температура газов на турбине выше чем при замкнутой?
ЦитироватьЦитироватьВидимо всётаки проблема настолько сложна что даже не пытаются к ней подступиться.
Так же думали американцы про закрытую кислую схему...
Я слышал что опытные образцы у них были, только внедрять их они не стали. Типа овчинка выделки не стоит.
Речь вроде о керосиновых ГГ была ;) :
ЦитироватьА взяли б и сделали (газогенератор) на керосине? РД-107/108 вон с покон веку летает... А тут температура ещё меньше...
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьВидимо всётаки проблема настолько сложна что даже не пытаются к ней подступиться.
Так же думали американцы про закрытую кислую схему...
Я слышал что опытные образцы у них были, только внедрять их они не стали.
Единственный опытный образец ЖРД закрытой схемы на кислом газе, созданный за пределами СССР до начала 90-годов, - немецкий P111. Американцы о нем, конечно, знали, тестировали, и даже кое-что прикупили для будущего SSME.
А самостоятельно они только в 90-х годах начали этим занматься.
ЦитироватьРечь вроде о керосиновых ГГ была ;) :
ЦитироватьА взяли б и сделали (газогенератор) на керосине? РД-107/108 вон с покон веку летает... А тут температура ещё меньше...
А! Извиняюсь! Виноват! Баран, блин, баран... :( :( :(
Ну тогда РД-111...
ЦитироватьГость 22 писал(а):
Google дает следующее:
15Д169 - маршевый ЖРД РД-862 2-й ступени МБР МР-УР-100, МР-УР-100У
Да, я уже глянул в справочник "Двигатели".
Давление в камере - 13.24 МПа.
Тяга- 15.5 т.
Су- 331 с.
Это кажется в нём впервые у нас примененоа камера и сопло трубчатой конструкции?
Нет, это в РД-861, который на ОГЧ Р-36О стоял, а потом переполз на Циклон-3. А у РД-862 камера обычная.
On the subject of the RD-270 ... I have images of two different RD-270 engines taken from the same view, but which show minor variations in the two. The question is, "Which of the two is the earlier design and which is later?"
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/4267.jpg)
(http://farm2.static.flickr.com/1393/933810768_fe3330e3b3.jpg)
Интересно посмотреть как может взорваться очковая камера, если все повзрывались! По идее при сгорании газов, а не жидкости колебаний вроде не должно быть!
Хотя как говорили, что газогенератор горючего не был отработан, и возможно что он и взрывался. Раз всю жидкость загнали в газогенераторы, то неустойчивости должны были перейти туда, что и отмечалось.
Они думали, раз построен Ф-1, то им удастся сделать такой же мощный ЖРД, но для военных ракет, и хотели переплюпуть американцев, но природу обмануть не возможно, и ограничения по мощности в 200 т, почти невозможно преодолеть.
Даже схема газ газ и та не спасла положение
Странно что за низкочастотные колебания были в камере ЖРД? Разве их нельзя подавить в топливной системе ?
Если бы треть топлива сжигалась бы в камере сгорания, а остальное в двух газогенераторах, то тогда бы удалось бы наверно почти втрое поднять мощность двигателя, хотя это не совсем ясно.
Но чрезвычайно сложные и дорогие ТНА, из-за них ракета стоила бы крайне дорого, не меньше чем Протон.
Это не выход, нужна или простая насосная система, или старая и дешевая вытеснительная система
Кстати американцы похоже пытаются сделать сверхмощный ЖРД типа Ф-1, и потому интересуются этим ЖРД, но повторить старое видимо не умеют
ЦитироватьThe question is, "Which of the two is the earlier design and which is later?"
Скорее всего, макет в музее Энергомаша новее того, что на верхней фотографии.
ЦитироватьЦитироватьThe question is, "Which of the two is the earlier design and which is later?"
Скорее всего, макет в музее Энергомаша новее того, что на верхней фотографии.
That would seem to be the logical answer. The second one does seem to incorporate modifications.
Thanks,
David L. Rickman
Как то мало оптимизму, в историческом плане получилось :(
Н-1 нельзя было постоить - много слабых движков
УР-700 тоже нельзя - мало силшком мощных
То что летал Сатурн - вообще чудо.
В общем - пользуйтесь вытеснительной подачей....
ЦитироватьКак то мало оптимизму, в историческом плане получилось :(
Н-1 нельзя было постоить - много слабых движков
УР-700 тоже нельзя - мало силшком мощных
То что летал Сатурн - вообще чудо.
В общем - пользуйтесь вытеснительной подачей....
Все же главная беда Н1 - КОРД.
Вот, кстати, та же фотография, но покрупнее:
http://www.lpre.de/energomash/RD-270/img/RD-270_b.jpg
ЦитироватьВсе же главная беда Н1 - КОРД.
В общем то да, но я это в том смысле, что поставив в свое время на УР-700, мы бы наверно также ничего бы не получили - но теперь уже из -за движков :cry:
При той организации дела - да.
ЦитироватьВсе же главная беда Н1 - КОРД.
Мгм? КОРД виноват лишь в первой аварии (напару с умниками, не сделавшими испытаний на электромагнитную совместимость). Во второй - двигатель. В третьей - проектанты аэродинамики. В четвертой - двигатель либо прочнисты.
ЦитироватьЦитироватьВсе же главная беда Н1 - КОРД.
Мгм? КОРД виноват лишь в первой аварии (напару с умниками, не сделавшими испытаний на электромагнитную совместимость). Во второй - двигатель. В третьей - проектанты аэродинамики. В четвертой - двигатель либо прочнисты.
Отсутствие блокировки АВД стоило разрушенного старта во втором пуске. Но главная беда КОРДа в том, что он как бы снимал проблему создания надежного двигателя.
ЦитироватьВот, кстати, та же фотография, но покрупнее:
http://www.lpre.de/energomash/RD-270/img/RD-270_b.jpg
>;LH>5 C?0A81> :D !