Форум Новости Космонавтики

ЦитироватьВот на этом фоне в это же время велась отработка двигателей для ракеты Р-7. В то время никто не представлял, как запускать на большой высоте маршевый двигатель 2-й ступени. Королев и Глушко хорошо помнили трудности с высотным запуском двигателя РД-1 в Казане. Для 2-х ступенчатой ракеты была выбрана пакетная схема, когда двигатель 2-й ступени запускается еще на земле. Но из-за этого ресурс двигателя 2-й ступени увеличивается вдвое. Этот ресурс не могли выдержать графитовые рули управления ракеты на активном участке. Выход из положения был в установке рулевых двигателей или КС с питанием от ТНА основного двигателя. Глушко категорически отказался от этих разработок. КБ Исаева и Севрука разработкой кислородных двигателей не занимались, и у них не было соответствующей экспериментальной базы. Надо сказать, что рулевые двигатели не только решали вопрос управления на активном участке, но и уменьшали потери тяги от графитовых рулей. Рулевые двигатели решали еще один важный вопрос, они резко снижали импульс последействия на останове и его разброс. Это позволяло существенно снизить разброс попадания в цель. Т.е. без решения проблемы с рулевыми двигателями ракеты Р-7 с заданными по ТЗ параметрами не было бы. Королев взял все вопросы на себя. У него не было двигателистов; он пригласил по инициативе Мишина из НИИ-1, остававшихся там двигателистов после ухода в НИИ-88 Исаева. Это М.В. Мельников, И.И.Райков и Б.А.Соколов. Организовал у себя разработку и изготовление электрических приводов /В.А. Калашников/ для качания рулевых КС. К стендам в Химках и на филиале № 2 в Загорске, он начал строить свою испытательную станцию со стендами на криогенных компонентах рядом с испытательной станцией ОКБ-3, где я работал. На заводе № 88 был двигательный цех № 5, который работал по тематике Исаева. До настоящего времени я общаюсь с участниками того времени Б.А.Соколовым, В.Д. Вачнадзе /тогда начальник участка цеха № 5 и Серпухиным М.И. /тогда мастер на участке Вачнадзе/. Они вспоминают о том, как они тогда работали почти круглосуточно. Рулевые двигатели были спроектированы, изготовлены, испытаны и поставлены на ЛКИ. Через несколько лет Глушко согласился изготавливать КС рулевиков у себя и даже улучшил их конструкцию. Всего в Р-7 стало 32 КС, где нужно было обеспечить синхронное зажигание. Конечно, в центральном блоке и боковушках лучше иметь по мощному однокамерному двигателю, но их в тот момент не было. Королев не требует от Глушко совершенства, он готов идти на компромисс. Как не оптимальна схема ракеты, так и двигатели в этой ракете не оптимальны. Но 20 основных камер надежны, а это искупает лишний вес и, главное не тормозит работу. Сложнейшей задачей было синхронное опорожнение баков 4-х боковушек. Для этого нужно было управлять общим расходом и соотношением компонентов через каждый двигатель. Глушко отказался ставить дроссель расхода в магистраль окислителя. Королев взял на себя разработку этого дросселя, и только после испытаний подтвердивших его работоспособность, Глушко взялся за его изготовление.[/size]

ЦитироватьЗдесь я хочу вспомнить о начале своей работы в ОКБ-3 НИИ-88 ГК Д.Д. Севрука. Руководителем моего дипломного проекта был нач. научно-исследовательского сектора к.т.н. С.Д. Гришин. В МВТУ он нам читал курс лекций по РДТТ. Я кончал в 55 г факультет РТ МВТУ по специальности ЖРД. На нашем факультете тогда были 4 специальности: 1-я ВРД, 2-я ракеты, 3-я РДТТ и 4-я ЖРД. Темой диплома у меня были двигатели для 1-й и 2-й ступени ЗУР. 1-я ступень РДТТ, 2-я ступень ЖРД, Перед защитой дипломного проекта Гришина назначили заместителем Севрука по испытаниям вместо Г.М. Табакова. После защиты диплома и отпуска, Гришин мне предложил работать в отделе огневых испытаний /отд. 31/ на 4-м стенде, где я проходил преддипломную практику и участвовал в завершении монтажа стенда. Испытательная станция проектировалась и строилась под руководством Табакова. Важнейшие приборы и установки были немецкого изготовления. Руководителем моей преддипломной практики был нач. отдела В.П. Беляков /будущий руководитель «Криогенмаш» и чл-кор АН СССР/. Я начал работать ведущим инженером-испытателем по снятию характеристик новых топлив /не криогенных/ для ЖРД. В ОКБ-3 было 2 химических лаборатории, с которыми я первые годы работы постоянно сотрудничал. Лабораторией новых топлив руководил д.х.н. Н.В. Голованов. В ней было 2 группы: горючих – к.х.н. М.В. Голованова и окислителей – В.М. Харыбина. Химической лабораторией, обслуживающей текущую работу огневых стендов заведовал В.Н. Кандалинцев, зам у него В.И. Степанов. Лаборатория Голованова участвовала в проведении сравнительных испытаний новых топлив на серийных двигателях: С09.29 (тяга 2,5 т.) Исаева и С3.25 (тяга 4,5 т.) Севрука. Испытания проводились на 4-м стенде, где я был ведущим. Интересно отметить, что при объединении ОКБ-2 и ОКБ-3 в 01.59. Исаев отказался включить в состав своего КБ лабораторию Голованова, но ее включил в состав ОКБ-1 Королев. В феврале 1959 г.  я присутствовал при разговоре Исаева с Королевым в ожидании начала партийного собрания ОКБ-2, где с докладом должен был выступить Королев, как делегат 21-го Съезда КПСС. Это был первый съезд, на котором он присутствовал. Исаев завел разговор, что после объединения у него стало больше технологов, чем конструкторов, и он не знает, что с ними делать. Королев без малейшей паузы говорит: «А ты отдай их мне». Исаев перевел разговор на другую тему. Я это привел к тому, что Исаев, привыкший работать в тесном дружном коллективе единомышленников, опасался, что будет отвлекаться на различные вопросы, не связанные с прямыми конструкторскими работами. Королев уже тогда мыслил намного масштабнее.

ЦитироватьDed пишет:

Что-то еще есть?

ЦитироватьC-300 пишет:

11Д33 и 11Д58 будут в тему?

ЦитироватьЗапуск первых искусственных спутников Земли показал, что летательные аппараты могут в течение длительного времени функционировать в космическом пространстве, однако для решения конкретных задач межпланетных полетов необходимо иметь ракету-носитель, способную вывести на орбиту искусственного спутника Земли не только космический аппарат, но и разгонную ступень, которая обеспечивала бы старт его с околоземной орбиты и вторую космическую скорость (более 11,2 км/с).
Постановлением от 20 марта 1958 года предусматривалась разработка лунной станции и трехступенчатой ракеты 8К72 на базе ракеты Р-7 с целью достижения второй космической скорости и доставки лунной станции на Луну (первый вариант) или облет ею Луны (второй вариант). Время на проектно-конструкторскую разработку, изготовление и отработку было минимальным: нужно было сохранить приоритет СССР в освоении космоса и исследовании Луны.
Эскизный проект третьей ступени ракеты Р-7, названной блоком Е, был выпущен в 1958 году. Ракетный блок Е имел начальную массу 8 т, массу полезной нагрузки 350-450 кг, тягу двигателя 5 тс и компоненты топлива кислород-керосин. Стабилизация блока Е осуществлялась специальными соплами на отработанном газе (после турбонасосного агрегата) по командам автономной системы управления. Впервые предусматривалось поперечное деление ступеней ракеты с запуском двигателя в условиях космического пространства.



Работа по созданию двигателя 8Д714 для ракетного блока Е проводилась совместно ОКБ-154 (С.А. Косберг) и ОКБ-1 (М.В. Мельников). При этом проектная разработка принципиальной схемы двигателя и испытания высотного двигателя с органами управления и регулирования проводились в ОКБ-1.
Как головная организация ОКБ-1 несло ответственность за:
■ разработку компоновки, проведение сборки и обеспечение поставки двигателя;
 ■ разработку, экспериментальную отработку и испытания (автономные и в составе двигателя) следующих агрегатов двигателя: камеры сгорания с высотным насадком сопла, силовой схемы, рамы и узлов крепления двигателя, органов управления с газораспределительным дросселем, газопроводов и рулевых реактивных сопел, клапанов продувки при запуске, блока продувки и клапана слива при выключении камеры сгорания, пиротехнического зажигательного устройства и приспособления для опрессовки двигателя.
 Для высотных испытаний камеры сгорания, органов управления и двигателя в целом с органами и элементами систем управления и регулирования в ОКБ-1 была создана газодинамическая эжекторная установка.
 Проводилась экспериментальная отработка схемы одноступенчатого "пушечного" запуска кислородной камеры сгорания по схеме ракетного блока Е.
При создании ЖРД были решены многие научно-технические проблемы, такие, как запуск в условиях космического пространства, обеспечивающий надежное отделение последней ступени ракеты по схеме "горячего" поперечного деления; создание новых органов управления, использующих отработанный газ после турбины двигателя для получения малых управляющих реактивных сил (моментов).
 Большой творческий вклад в разработку двигателя внесли М.В. Мельников, И.И. Райков, Б.А. Соколов, В.Г. Борздыко, М.М. Викторов, В.П. Григорьев, Г.Г. Головинцева, В.Н. Емельянов, Ф.А. Кирьянов, Ф.А. Коробко, Г.В. Костылев, А.Ал. Морозов, А.Ан. Морозов, Э.В. Овечко-Филиппов, Ю.К. Семенов, Н.М. Синицын.

ЦитироватьЖРД 11Д33

 Первый отечественный жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) с дожиганием газогенераторного газа в камере сгорания позволил при применении основных компонентов получить удельный импульс в пустоте до 340 кгс с/кг.
При создании этого ЖРД впервые были разработаны: пневмогидравлическая схема двигателя, обеспечивающая его надежное включение в условиях космического пространства после длительного пребывания в условиях невесомости; газогенератор, который при минимальной массе и габаритах обеспечивает переход жидкого кислорода в газообразный с температурой 350-450° при равномерном поле температур; надежно охлаждаемая камера сгорания с высокой степенью расширения газа в сопле.
Первоначальная раскрутка турбонасосного агрегата (ТНА) - пиротехническая.
Двигатель крепится в кардановом подвесе с углом поворота до 3°, управление по крену с помощью поворотных рулевых сопел, работающих на восстанавительном газогенераторном газе. Камера сгорания изготовлена из титанового сплава.
До настоящего времени двигатель используется в блоке Л РН "Молния".

Основные характеристики
Тяга двигателя в пустоте, тс  6,8
Компоненты топлива:
окислитель кислород
горючее керосин Т-1

ЖРД 11Д58М

Двигатель многократного запуска в условия невесомости при длительном нахождении в космическом пространстве.
Разработан на базе двигателя 11Д33 путем улучшения его характеристик.
Двигатель имеет более теплонапряженную камеру сгорания, поэтому в качестве горючего применен РГ-1.
При выведении тяжелых КА в качестве горючего может использоваться синтин без изменения конструкции двигателя.
Для обеспечения многократного запуска в состав двигателя входит блок многократного запуска, емкости которого заправлены пусковым горючим.
Использование бустерных насосных агрегатов на выходе из баков горючего и окислителя позволило облегчить конструкцию баков, а применение системы регулирования соотношения компонентов топлива с температурной коррекцией позволяет поддерживать постоянное массовое соотношение компонентов вместо объемного, как это делается на других двигателях.
Двигатель 11Д58М успешно эксплуатируется до настоящего времени.

Основные характеристики
Тяга двигателя в пустоте, тс  8,5
Компоненты топлива:
окислитель кислород
горючее керосин РГ-1

ЦитироватьDed пишет:

РД-0195 - это НПО ХимавтоматикИ.
Сама РККЭ пишет о двух двигателях.

Если у Вас другие данные - то поделитесь.

ЦитироватьДа, конечно. Только он использовался как двигатель крена первой и второй ступени Н-1 и запитывался горячим окислительным газом  и горючим от ТНА и ГГ НК-15, НК-15В.

Цитировать

ЦитироватьSalo пишет:

Да, конечно. Только он использовался как двигатель крена первой и второй ступени Н-1 и запитывался горячим окислительным газом и горючим от ТНА и ГГ НК-15, НК-15В.

C-300 пишет:

Кстаааати. А действительно, как предполагалось управлять креном на третьей ступени?

ЦитироватьC-300 пишет:

Авиационные, ракетные, морские, промышленные двигатели. 1944-2000. Справочник.
стр. 250-254
http://depositfiles.com/files/4v7cowa0k
http://depositfiles.com/files/62pizado3
http://depositfiles.com/files/f6k1cgdkf
http://depositfiles.com/files/ekp715kyv
http://depositfiles.com/files/n6i2rz7kk
Список:
С1.35800 - управляющий ЖРД ракет семейства Р-7
С1.5400 - ЖРД бока Л
8Д726 - ЖРД третьей ступени ГР-1 (8К713)
11Д121 - ЖРД управления креном на первой ступени Н-1
11Д58 - модификация 8Д726, блок Д
11Б97 - ЯРД
17Д11 - силовая установка ОК "Буран". Состоит из двух 17Д12, тридцати восьми 17Д15 и восьми РДМТ-200К
17Д12 - модификация 11Д58, двигатель орбитального маневрирования "Бурана"
17Д15 - маневровый ЖРД "Бурана"

Цитировать

ЦитироватьКстаааати. А действительно, как предполагалось управлять креном на третьей ступени?

Видимо также, как на первой ступени в первом и втором пусках. :wink:

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьДа, конечно. Только он использовался как двигатель крена первой и второй ступени Н-1 и запитывался горячим окислительным газом  и горючим от ТНА и ГГ НК-15, НК-15В.

Кстаааати. А действительно, как предполагалось управлять креном на третьей ступени?

Видимо также, как на первой ступени в первом и втором пусках. :wink:

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьC-300 пишет:

Кстаааати. А действительно, как предполагалось управлять креном на третьей ступени?

Salo пишет:

Видимо также, как на первой ступени в первом и втором пусках. :wink:

Старый пишет:

А там часом двигатели не были на шарнирах?

ЦитироватьC-300 пишет:

Могу только предположить, что там были специальные ЖРД с отбором жидких компонентов после насосов основных двигателей.

Цитировать

ЦитироватьА там часом двигатели не были на шарнирах?

На шарнирах только МД  Блоков Г и Д.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьА там часом двигатели не были на шарнирах?

На шарнирах только МД  Блоков Г и Д.

На Г и Д на кардане. А на В на одностепенных шарнирах. Если я конечно ничего не путаю.
 Нада Вована спросить.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьА там часом двигатели не были на шарнирах?

На шарнирах только МД  Блоков Г и Д.

На Г и Д на кардане. А на В на одностепенных шарнирах. Если я конечно ничего не путаю.
 Нада Вована спросить.

ЦитироватьПервые проектные разработки Козлова по «Янтарю-2К» базировались на ДУ «Союзов», двигатели которой имели турбонасосную систему подачи. В начале 60-х годов считалось, что такая схема обеспечивает лучшие энергомассовые характеристики. Тонкостенные топливные баки имели минимальный вес, а двигатель с ТНА обеспечивал получение приемлемой Руд за счет высокого давления в КС. Двигатели системы ориентации /ДО и ДПО/ работали на перекиси водорода, как и в КК «Восток» и «Зенит», и имели автономную ДУ. Разработчиком этих двигателей тягой 10 и 1 кг. был Князев Д.А. в ОКБ-1. Впрочем, Князев называл их газовыми соплами, а не двигателями. Мне запомнилась единственная деловая встреча с Князевым. Это было в старом Грабинском корпусе. Князева только что назначили нач. отдела /он выделился из отдела Раушенбаха Б.В/. В разговоре меня поразило, когда мы сказали, что обращаемся к нему, как двигателисты к двигателисту, он ответил, что он не двигателист, а управленец и газовые сопла это не двигатели, а только исполнительные органы системы управления. В дальнейшем мне о нем рассказывал Картавченко А.В. из ГИПХ, который был разработчиком каталитических пакетов для разложения перекиси водорода. У них были хорошие отношения. Они вместе были в поездке, которая трагически закончилась для Князева. Отработка КК «Союз» затянулась на долгое время. Было много аварийных пусков, и даже гибель космонавтов. Но была отработана стыковка в космосе, совершен совместный полет «Союз – Аполлон» и полет первого ДОСа. Козлов, непосредственный участник всех работ по «Союзам», понимал, что их ДУ не подходит для «Янтаря-2К». Еще на первом ЛКИ «Союза» полет был прекращен из-за выработки перекиси по вине системы управления.

Цитировать

Цитироватьhttp://zavjalov.okis.ru/12.html

ЦитироватьДвигатели системы ориентации /ДО и ДПО/ работали на перекиси водорода, как и в КК «Восток» и «Зенит»

ЦитироватьВ ОКБ-1 в отделе 10 (Л.Б. Вильницкий) были созданы двигательные установки корабля "Союз" с вытеснительной подачей компонентов топлива, предназначавшиеся для выполнения режимов ориентации и причаливания корабля и для управления движением спускаемого аппарата. В качестве топлива, по предложению Д.А. Князева, использовалась высококонцентрированная (до 98%) перекись водорода, которая обеспечивала экологическую чистоту при работе в атмосфере и позволяла избежать загрязнения оптических приборов на орбите. На СА устанавливалась система исполнительных органов спуска, баки которой поначалу размещались в кабине экипажа, но по решению С.П. Королева в 1964 году были вынесены, как потенциально опасные, за контур гермокабины и устанавливались снаружи в негерметичной нише. На корабле размещалась система двигателей ориентации с тягами около 1,5 кгс и система двигателей причаливания и ориентации с тягами около 10 кгс, каждая из которых имела свои баки и автономную схему. Большой вклад в разработку системы внесли ГИПХ (B.C. Шпак) и ЦНИИТА (Ю.Б. Свиридов).

Цитировать

Цитироватьhttp://zavjalov.okis.ru/12.html

ЦитироватьДвигатели системы ориентации /ДО и ДПО/ работали на перекиси водорода, как и в КК «Восток» и «Зенит»

Он случайно ничего не перепутал?

ЦитироватьНа наружной поверхности верхнего конуса располагаются элементы пневмосистемы основной и дополнительной системы исполнительных органов (СИО) СО (рис. 37 на с. 48 [1]). Двигатели системы ориентации располагаются на конусах ПО. На верхнем конусе - двигатели управления по крену, на нижнем - двигатели управления по тангажу и рысканию. Рабочим телом пневмосистемы служит сжатый азот, находящийся в шаре-баллоне.

ЦитироватьОсенью 1964 года меня назначили начальником конструкторского сектора; наряду со стыковкой мне пришлось заниматься созданием целого ряда других агрегатов и узлов. К отделу, который по–прежнему возглавлял Вильницкий, присоединили подразделения, занимавшиеся реактивной системой управления (РСУ). Работами руководил Д. А. Князев, пришедший в ОКБ-1 вместе с Раушенбахом. В объединенном отделе Князев стал заместителем Вильницкого. Этот огромный отдел насчитывал более 200 инженеров и техников; диапазон и объем его деятельности был почти необъятным. Для первых «Союзов» создавалась РСУ на однокомпонентном топливе(перекись водорода). Параллельно разрабатывались более перспективные варианты, в том числе двухкомпонентные системы, получившие применение для последующих модификаций корабля («Союз–Т» и «Союз–ТМ»). Однокомпонентная «перекисная» РСУ до сих пор продолжает служить космонавтам, снижая перегрузки при и спуске с орбиты — самые трудные, действующие сразу после невесомости.

Дмитрий Андреевич Князев, способный и активный человек, отличался большим честолюбием и, я бы сказал, некоторым авантюризмом. Его жизнь оборвалась летом 1970 года в авиакатастрофе и, похоже, по его же вине.

Цитировать

ЦитироватьЗавьялов В.С. пишет:

http://zavjalov.okis.ru/12.html

ЦитироватьДвигатели системы ориентации /ДО и ДПО/ работали на перекиси водорода, как и в КК «Восток» и «Зенит»

Старый пишет:

Он случайно ничего не перепутал?

Цитировать" Келдыш встретил нашу компанию очень приветливо и сразу повел в лабораторию Раушенбаха . Здесь на простых столах были разложены действующие макеты системы ориентации для автомата, который по замыслу авторов должен ориентироваться фототелевизионной аппаратурой на обратную сторону Луны. Раушенбах рассказал об этих принципах. Башкин и Князев - два инженера, уже имевшие производственный опыт, продемонстрировали с помощью имитаторов работу датчиков ориентации на Солнце и Луну. На гостей должно было произвести впечатление эффектное срабатывание "пшикающих" пневматических сопел реактивных двигателей. Князев со своими помощниками суетился у баллонов высокого давления, что - то открывал, перекрывал. Где-то из негерметичного соединения засвистел сжатый воздух - срабатывал неумолимый "визит-эффект". Но в целом демонстрация прошла благополучно. Келдыш был очень доволен.

Королев сказал: "Систему надо доводить. Я готов помогать своим производством. Но торопитесь. Мы должны все получить и отработать у себя еще в этом году. Если нужна помощь, вот Черток и Бушуев , обращайтесь к ним. Не помогут, звоните прямо мне". Он не хвалил, а требовал и ставил задачи. Это действовало мобилизующе - люди поняли, что уже все готово, дело теперь только за ними.

Этот наш визит имел далеко идущие последствия, он повлиял на судьбу Раушенбаха и его коллектива. На обратном пути Королев был очень воодушевлен. "Мне понравились эти ребята. Если им помочь - они сделают. Надо будет их забрать. Но, Борис, я их тебе не доверю. Ты наверняка проговоришься своему другу Пилюгину , и вы вместе начнете доказывать, что у этих кустарей ничего не выйдет. Передавать их Пилюгину тоже нельзя.

Их там задушат или переключат на другие дела. Если мы их заберем к себе, то на первое время пусть они будут у Кости . Он в приборах не разбирается и не будет мешать. А ты, Борис, будешь их обеспечивать своим КБ, электриками, производством и опытом. Они ведь еще совсем зеленые."

Я собрался было протестовать. Но Костя Бушуев меня толкнул и сказал: "Сергей Павлович, с Чертоком мы полюбовно договоримся. Но чтобы их перевести, надо разобраться, сколько квартир потребуется в Подлипках. Если им не дать жилья, то со временем они разбегутся или просто к нам не пойдут".

В начале 1960 года специальным постановлением правительства вся команда Раущенбаха из НИИ - 1 была переведена в ОКБ - 1. Многим было предоставлено жилье, несмотря на явное недовольство местных профсоюзных властей, у которых на очереди стояло более тысячи нуждающихся. Коллектив ОКБ - 1 обогатился инженерами, среди которых были яркие индивидуальности. Мне доставило большое удовлетворение общение с этими людьми. Работать с этой компанией было трудно именно потому, что они не были послушньши. Работали все неистово, увлеченно и самоотверженно. В последующие годы я много общался с каждым из них в сложных ситуациях при непрерывной работе над новыми задачами, в дни разбора тяжелых неудач и в часы триумфов. Они умели не только работать, но и веселиться на "капустниках", выпускать веселые стенгазеты и вносить струю здорового юмора в нужном месте и в нужное время. Перевод коллектива Раушенбаха, а также объединение ОКБ-1 с коллективом Грабина были событиями, во многом определившими дальнейшие успехи нашей космонавтики.

ЦитироватьОбилие тематических программ потребовало резкого увеличения, а затем разделения отдела 27 на три: теоретический отдел динамики движения Виктора Легостаева , отдел разработки схем и аппаратуры Евгения Башкина и отдел исполнительных органов ориентации - корректирующих микродвигателей - Дмитрия Князева . Эти три отдела пользовались помощью нашего сильного радиоэлектронного отдела Анатолия Шустова , который успешно разрабатывал программно-временные устройства, предшественники современных бортовых компьютеров, конструкторского отдела Семена Чижикова , выпускавшего рабочие чертежи любых приборов для заводского изготовления, и разработками главных конструкторов-смежников.

ЦитироватьC-300 пишет:

У меня есть книжка воспоминаний энергомашевца, есть две книжки исаевцев. А вот косберговцы молчат.

Цитировать

ЦитироватьУ меня есть книжка воспоминаний энергомашевца, есть две книжки исаевцев. А вот косберговцы молчат.

Энергомашевцем не поделитесь? :wink:

ЦитироватьРаушенбах: Да, это начало самое, еще никакого первого спутника нет. Это примерно 55-й год – [то], что я рассказываю Вам. И вот, я считаю, что Токарь сделал две большие вещи: придумал гироорбиту и придумал электродвигатель-маховик. Дальше, он обнаружил, это было не трудно догадаться, что маховики недостаточны, и сопровождаться должны чем-то еще – вторым контуром. Мы на сжатом воздухе предложили его. Контур на сжатом воздухе. Единственное, чего у нас не было – инфракрасной вертикали. Там получилось так. Мы пытались что-то сделать, но у нас ничего не получалось, мы не могли найти смежников. Токарь там, в отчете, приводит оптическую вертикаль – не инфракрасную, а видимую часть спектра. Она, конечно, была явно не работоспособна и плохо работала бы. Но к тому времени мне удалось связаться со всякими инстанциями и я, в общем, спроектировал инфракрасную вертикаль. Я, правда, никогда не публиковал ИКВ (сокращение для инфракрасной вертикали – Э.Б.). А я сделал, где-то... в конце 56-го года, доклад в ИПМе, на семинаре, о том, как можно сделать ИКВ. Но я, в этом докладе говорю, что это ИКВ и я не предлагаю ее строить, а то (как в математике – доказательство существования), что решение существует. Но можно его [прибор] делать, наверное, по-другому и умнее. Так что, у нас, к концу 56-го года, было полное понимание того, как надо управлять, в отличие от всех остальных групп, работавших в Союзе. Никто не знал, как надо сделать, а мы все знали. Знали сколько и что. И уложились в веса, как ни удивительно. Все получилось у нас, понимаете ли. Но на бумаге...

Но поскольку эта работа пошла, я стал ходить к Келдышу и говорить: "У нас все получается". Вот смотрите – то, то, то. Мне нужно усиление. Могу ли я взять еще пару инженеров? Уже по плановой тематике. Так я заполучил, скажем, Диму Князева10). Его мы поставили на двигательную часть. Я имею ввиду эти самые "фыркалки"11) всякие... воздушные. Он потом по ним и работал дальше. Затем, Легостаев12), который писал диссертацию (по колебаниям), и не мог поэтому включиться в эту работу вначале. Когда мы работали, он писал свои колебания, упругие колебания этого самого типа, это был отголосок "буранных" вещей – то есть длинная гибкая конструкция с автопилотом и так далее... Но позже и он подключился. Затем группа стала расти, вернее, отдел наш, 6-той, стал расти, уже было несколько человек. Потом нам разрешили принимать с улицы людей, в эту группу специально, и тогда пришел Башкин13). Мы его "с улицы" пригласили. Но не только Башкин, многие тогда подошли14). Таким образом, у нас где-то через года полтора уже был отдел, который имел уже пару десятков человек.

И работа шла уже не только по теории, но и экспериментальные какие-то начали делать вещи. Но большинство мы еще просто пытались разместить заказы – маховики там, гироорбиту. Ну что мы могли?! А вот какие-нибудь, скажем, движки можно было сделать. И тут нам повезло, потому что ОД-1 умер, так и не родившись. Стали делать то, что потом называлось "Востоками". Только не гагаринский...

Раушенбах: Нет, Бабакина3 тогда не было. А это было как раз там, где «Буря», «Буран» делались, там, где Лисович. Там было КБ, которое к тому времени оказалось уже без работы, потому что «Бури» закрыли. Вот туда он передал это дело. Я бы... я хотел сам "Е" продолжать, потому что "Е" у нас отняли. Мы делали только систему вот этих [микродвигателей] князевских для этих "Е", больше ничего, а это не интересно.

ЦитироватьПОВЫШЕНИЕ ЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК КИСЛОРОДНО-УГЛЕВОДОРОДНЫХ МАРШЕВЫХ ЖРД ЗА СЧЕТ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ НОВЫХ СХЕМ ОХЛАЖДЕНИЯ И ПОДАЧИ КОМПОНЕНТОВ ТОПЛИВА
От РКК "Энергия": Катков Р.Э., доктор техн. наук Соколов В.А., Тупицын Н.Н.,
Хаспеков В.Г.
От КБХА: канд. техн. наук Горохов В.Д., доктор техн. наук Козелков В.П.,
доктор техн. наук Рачук В.С.

Приведены результаты совместных работ РКК "Энергия" им. СП. Королева и КБХА по кислородно-углеводородным ЖРД новой схемы для космических разгонных блоков с использованием для охлаждения камеры сгорания гелия высокого давления, циркулирующего по замкнутому контуру.
В настоящее время для выведения различных космических аппаратов на высокие орбиты и отлетные траектории широко используются разработанные в РКК "Энергия" им. СП. Королева кислородно-углеводородные разгонные блоки (РБ) типа ДМ с многократно запускаемым в полете высокоэкономичным маршевым двигателем 11Д58М.
Двигатель 11Д58М с дожиганием окислительного генераторного газа, разработанный в 1970 - 1973 годах в РКК "Энергия" и серийно изготавливаемый на Воронежском механическом заводе, до сих пор остается непревзойденным по энергетическим и эксплуатационным параметрам для кислородно-углеводородных РБ. Этот двигатель после 27 лет успешной эксплуатации в составе различных космических РБ типа ДМ совершил 199 полетов и 406 успешных запусков в полете. Двигатель последней модификации, находящийся в эксплуатации в составе РБ ДМ-SL комплекса "Морской старт", имеет тягу 8 тс и удельный импульс тяги 352 с на топливе кислород-керосин [1], а после внедрения сдвижного насадка сопла из углерод-углеродного композиционного материала удельный импульс тяги на этом топливе будет повышен до 356 с. Удельный импульс тяги двигателя 11Д58М может быть дополнительно увеличен (на 6-8 с) за счет использования синтетического углеводородного горючего, что повышает конкурентоспособность средств выведения космических аппаратов с разгонными блоками типа ДМ.
Развитие отечественных средств выведения вызывает необходимость дальнейшего повышения энергетических возможностей и эксплуатационных характеристик эксплуатируемых и разрабатываемых кислородно-углеводородных РБ.
В связи с этим с начала 1998 года в двигательно-энергетическом отделении РКК "Энергия" начались работы по определению оптимального облика перспективного двигателя тягой 8 тс, предназначенного для замены двигателя 11Д58М на существующих и разрабатываемых перспективных кислородно-углеводородных РБ.
Было решено, что для максимального использования накопленного РКК "Энергия" уникального опыта создания и летной отработки космических кислородно-углеводородных РБ типа ДМ, максимального сохранения преемственности положительной летной статистики эксплуатируемых РБ и минимизации затрат времени и средств на разработку перспективного двигателя последний должен быть унифицированным с двигателем 11Д58М с учетом обеспечения многократного запуска в длительном космическом полете при сохранении отработанных баковых бустерных агрегатов подачи топлива с разделительными клапанами, расходных топливных магистралей с прецизионными командными датчиками расходов компонентов топлива, рулевых машинок качания камеры в карданном подвесе и т.п. При этом должны сохраняться высота двигателя и посадочные места его крепления на РБ типа ДМ.
Было также решено, что для существенного повышения энергетических возможностей разрабатываемого двигателя должны быть исключены потери его удельного импульса тяги, обусловленные довольно значительными расходами горючего в двигателе-прототипе (11Д58МД) на внутреннее охлаждение камеры. С этой целью было решено повысить эффективность наружного охлаждения за счет использования промежуточного высокоэффективного охладителя, не являющегося компонентом топлива. Для повышения эксплуатационных характеристик предполагалось исключение химического зажигания компонентов за счет применения запальников газодинамического типа.
Проведенный анализ показал, что наиболее эффективным и удобным в эксплуатации охладителем для кислородно-углеводородных двигателей РБ является гелий высокого давления.
К недостаткам гелия (как и любого газообразного промежуточного охладителя) можно отнести сравнительно большие затраты мощности на его сжатие для компенсации гидропотерь в такте охлаждения, что требует создания для гелиевого тракта охлаждения камеры сгорания (КС) высокооборотного компрессора с высоким коэффициентом полезного действия. Это является сложной, но решаемой технической проблемой.
В том же 1998 году к работам по созданию перспективного кислородно-углеводородного двигателя тягой 8 тс было подключено КБХА. На этом этапе работ предполагалось для замены ЖРД 11Д58М разработать новый двигатель на базе камеры кислородно-керосинового двигателя РД0124 тягой 30 тс, разрабатываемого КБХА для блока "И" по теме "Русь" [2].
Проведенные в КБХА и РКК "Энергия" проработки показали, что создание такого двигателя является реальной задачей, однако для достижения требуемого высокого давления в КС (160 кгс/см , как в двигателе РД0124, вместо ~ 80 кгс/см в двигателе-прототипе 11Д58М) необходимо существенное усложнение системы подачи топлива в камеру.
Эскизный проект двигателя, выпущенный КБХА совместно с РКК "Энергия" в январе 1999 г., позволил детально проработать особенности гелиевого охлаждения и наметить пути дальнейших проработок по исследованию оптимального облика перспективного двигателя для кислородно-углеводородных РБ.
На основании проведенного анализа и с учетом выявившейся необходимости значительной переделки камеры двигателя РД0124 для использования ее в новом двигателе РКК "Энергия" и КБХА было принято решение о совместной разработке двигателя с гелиевым охлаждением тягой 8 тс с условным индексом 11Д58МД, использующего совершенно новую кольцевую камеру с тарельчатым соплом, а не с соплом Лаваля.Такому решению способствовало то, что КБХА к этому времени уже имело уникальный опыт проектирования, изготовления и огневых испытаний кольцевой камеры с тарельчатым соплом применительно к двигателю РО-97, разрабатываемому КБХА по техническому заданию РКК "Энергия" для кислородно-водородного РБ "Ястреб".
По сравнению с соплом Лаваля тарельчатое сопло обладает целым рядом существенных преимуществ. Наиболее важные из них - возможность достижения более высоких степеней расширения продуктов сгорания при умеренных давлениях в КС и ограниченных осевых габаритах и существенно большее, чем при использовании сопла Лаваля, количество тепла, отводимого при охлаждении камеры промежуточным охладителем, что позволяет обеспечить высокие параметры при безгазогенераторной схеме подачи компонентов топлива.
Совместные проработки КБХА и РКК "Энергия" в части оптимизации облика перспективного кислородно-углеводородного двигателя 11Д58МД с кольцевой КС и тарельчатым соплом с чисто гелиевым беззавесным охлаждением и использованием для зажигания компонентов в газогенераторе и КС газодинамических запальников показали техническую осуществимость такого проекта. В январе 2001 г. КБХА и РКК "Энергия" совместно с ИЦ им. М.В. Келдыша был выпущен эскизный проект этого двигателя.
Новые конструктивные особенности системы охлаждения и системы подачи компонентов топлива двигателя 11Д58МД были запатентованы.
Более подробно этапы и результаты совместных исследований РКК "Энергия" и КБХА по оптимизации схемы перспективного кислородно-углеводородного двигателя для РБ типа ДМ описаны в работе [3].
Эскизный проект безгазогенераторного двигателя 11Д58МД с тарельчатым соплом показал, что такой двигатель позволит увеличить удельный импульс тяги по сравнению с удельным импульсом тяги двигателя 11Д58М гга - 20 с, однако потребует проведения длительной и дорогостоящей НИР по созданию методики расчета теплообмена и потерь на трение в тарельчатых соплах, а также экспериментального подтверждения их характеристик и работоспособности конструкции в реальных условиях эксплуатации. Данное обстоятельство приведет к существенному удорожанию и увеличению сроков создания указанного двигателя. В связи с этим в марте 2001 г. РКК "Энергия" и КБХА приняли совместное решение о разработке газогенераторного двигателя 11Д58МД с гелиевым охлаждением камеры на базе КС с соплом Лаваля двигателя 11Д58М.
Схема потоков нового двигателя, являющегося, по существу, модернизацией существующего двигателя 11Д58М, представлена на рис. 1.
Сохранение (в отличие от двигателя с тарельчатым соплом) газогенераторной системы подачи топлива позволит обеспечить быстрый запуск двигателя 11Д58М, что даст возможность повысить эффективность этого двигателя при его многократных включениях в полете, резко снизить непроизводительные затраты компонентов и уменьшить остроту проблем при раскрутке гелиевого турбокомпрессора.
Значительно большая унификация указанного варианта двигателя 11Д58МД с двигателем 11Д58М (по сравнению с предшествующим вариантом) позволит в ~ 2 раза снизить затраты времени и средств на создание двигателя 11Д58МД.
Технические решения, закладываемые в двигатель 11Д58МД с соплом Лаваля на базе КС двигателя 11Д58М, позволят с учетом использования уже внедряемого на РБ ДМ-ЗЬ сдвижного насадка повысить удельный импульс тяги по сравнению с эксплуатируемой в настоящее время модификацией двигателя 11Д58М на ~ 14 с при его утяжелении на ~ 30 кг. Отсутствие на двигателе 11Д58МД блока многократного зажигания с пусковым горючим, используемого на существующем двигателе 11Д58М, существенно улучшит эксплуатационные характеристики кислородно-углеводородных РБ.
Внедрение двигателя 11Д58МД позволит получить на разгонных блоках типа ДМ значительный (до 300 кг) выигрыш в массе выводимого полезного груза. Особенно эффективным с точки зрения повышения энергетических возможностей и эксплуатационных характеристик космических кислородно-углеводородных ДУ без существенной доработки их конструкции является использование двигателя 11Д58МД вместо существующего двигателя 11Д58М на разгонном блоке ДМ с увеличенной заправкой (РБ 11С861-03) для РК "Протон-М", а также на разгонных блоках эксплуатируемого комплекса "Морской старт" и разрабатываемого комплекса "Воздушный старт". Это обеспечит выведение на орбиту как федеральных, так и коммерческих космических аппаратов повышенной массы, а также позволит поддержать высокий уровень эффективности отечественных средств выведения и укрепить позиции России на мировом рынке космических услуг.



ЛИТЕРАТУРА
1. Новости космонавтики. 2000, № 8.
2. Создание многофункциональною двигателя с повышенными энергомассовыми характеристиками на базе КС двигателя РД0124 разработки КБХА и агрегатов существующего двигателя 11Д58М. Техническое решение РКК "Энергия" и КБХА от 22.06.1999.
3. Ракетно-космическая техника. Труды РКК "Энергия". Серия XII, 2000, № 1,2.

Цитировать— А что касается заказов по космической тематике?
— Здесь ситуация не очень хорошая. В связи с глубокой рецессией международной корпорации "Sea Launch", которая является главным заказчиком коммерчес-ких пусков по программе "Морской старт", в этом году уменьшен заказ на изготовление разгонных блоков. А это значит могут существенно снизиться объемы товарного выпуска в некоторых цехах нашего завода. Есть надежда на маршевые двигатели для разгонных блоков — 11Д58МФ. В этом году мы сделали два газогенератора для них. В 3-м квартале будут проводиться их огневые испытания.
Согласно графику РКК "Энергия", в 2010 году у нас начнется подготовка производства и изготовление опытных агрегатов 11Д58МФ. До 2013 года мы должны изготовить двигатели для проведения всех видов испытаний. Однако решения по началу финансирования работ пока нет.

— У руководства РКК "Энергия" есть намерение передать Красмашу
полностью производство и сборку разгонных блоков. Мы готовы к
этому?
— Технологически готовы. В цехе 16 уже начато производство автоматики двигательной установки системы обеспечения запуска. Сейчас 18-й цех осваивает часть номенклатуры. У нас есть возможности изготовления наземной и летной автоматики. Нам нужно оснастить участок клепки для изготовления переходников для разгонного блока. Единственное, чего мы не сможем обеспечить, — криогенные испытания и электропроверки. Будем проводить их в РКК "Энергия". Но источник финансирования этих работ пока тоже не определен.

ЦитироватьКрасмаш приступил к освоению производства нового двигателя для разгонных блоков ракет-носителей

КРАСНОЯРСК, 30 августа. (ИТАР-ТАСС). На Красноярском машиностроительном заводе приступили к освоению производства нового двигателя для разгонных блоков ракет-носителей, сообщили в пресс-службе предприятия.

Маршевый жидкостный ракетный двигатель, разработанный в РКК "Энергия", обладает улучшенными энергомассовыми характеристиками. В нем будет впервые применено кислородное охлаждение камеры сгорания и автономная система управления, обеспечивающая бесперебойную работу при нештатных ситуациях. Это позволит повысить энергетические возможности разгонного блока, увеличить массу полезных грузов, выводимых на высокие орбиты, а, значит, поднять эффективность ракет-носителей. Нововведения делают существенными конкурентные преимущества разгонных блоков типа ДМ, в которых к тому же используются экологически чистые компоненты топлива. Двигатель может быть использован и для ракет-носителей "Протон" и "Зенит".

Сейчас на Красмаше ведется разработка конструкторской документации и создание средств технологического оснащения производства, необходимых для изготовления и испытаний опытного образца двигателя. Он должен быть готов в 2012 г., испытания будут проводиться в РКК "Энергия".

Выпуск разгонных блоков для ракет-носителей на Красмаше начался в 1990 г. Изготовление коммерческих разгонных блоков ДМ1- ДМ4, предназначенных для выведения космических аппаратов типа "Астра", "Телстар", "Иридиум", "Панамсат", "Гаруда" началось спустя три года. С 1997 г. на предприятии также производятся коммерческие разгонные блоки проекта "Морской старт".

ЦитироватьВесь цикл производства базового модуля — от раскроя алюминиевых листов до монтажа и испытаний

ЦитироватьСекция 5
«РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ. КОСМИЧЕСКАЯ ЭНЕРГЕТИКА»
...

40. Стриженко П.П. (РКК "Энергия", г. Королев)
Анализ огневых испытаний экспериментальных камер сгорания ЖРД для РБ типа ДМ с кислородным охлаждением

ЦитироватьОСОБЕННОСТИ РАСЧЁТА ТЕПЛОВОГО СОСТОЯНИЯ КАМЕРЫ ЖРД С БЕЗЗАВЕСНЫМ ОХЛАЖДЕНИЕМ ЖИДКИМ КИСЛОРОДОМ
©2009 П. П. Стриженко

Ракетно-космическая корпорация «Энергия», г. Королёв

В работе рассматривается расчёт охлаждения камеры перспективного ЖРД с беззавесным охлаждением жидким кислородом. Приведено обоснование выбора конструкции тракта охлаждения, выполнен анализ различных методик расчёта теплового состояния камеры, предложены рекомендации по снижению температуры огневой стенки и по испытаниям камеры.

При разработке современных ЖРД главными задачами является повышение надёжности и снижение стоимости двигателя.
Большой вклад в обеспечение надёжности двигателя вносит камера сгорания (КС), работающая при высоких уровнях давлений и
температур. В существующих двигателях снижение температуры огневой стенки КС достигается за счёт применения завесного
охлаждения, что приводит не только к снижению удельного импульса двигателя, но и к снижению надёжности и усложнению конструкции. В работе [1] предлагается убрать завесное охлаждение, применив в качестве охладителя кислородно-керосинового двигателя не привычный керосин, а криогенный кислород, обладающий более высокими охлаждающими свойствами.
В данной работе рассматривался ЖРД для РБ тягой 50 кН, давление в КС принималось 8 МПа. Целью работы является расчёт теплового состояния стенок камеры ЖРД, охлаждаемого криогенным кислородом, и учёт различных факторов, влияющих на надёжность охлаждения.
Схема течения охладителя, представленная на рис. 1, выбиралась как с учётом улучшения охлаждения критического сечения (в этой области теплоёмкость кислорода должна быть максимальна), так и для организации наземных огневых испытаний камеры без сверхзвуковой части сопла. Криогенный кислород поступает в охлаждающий тракт камеры через входной коллектор, расположенный около критического сечения, и идёт к смесительной головке. Затем по перепускному трубопроводу направляется для охлаждения сверхзвуковой части сопла до стыка с насадком радиационного охлаждения, причём часть сопла охлаждается по петлевой схеме. Огневая стенка выполнена из медного сплава БрХ08 на первом участке охлаждения, остальная часть - из стали 12Х18Н10Т.

ЦитироватьУДК 621.453
АНАЛИЗ ОГНЕВЫХ ИСПЫТАНИЙ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ КАМЕР СГОРАНИЯ ЖРД ДЛЯ РБ ТИПА ДМ С КИСЛОРОДНЫМ ОХЛАЖДЕНИЕМ
©2011 А. А. Смоленцев, П. П. Стриженко
Ракетно-космическая корпорация «Энергия», г. Королёв

ЦитироватьВладимир Колмыков: «Нас ждут грандиозные дела»
29 декабря 2011

Близится к завершению 2011 год. Об итогах работы Красноярского машиностроительного завода и о перспективах предприятия на 2012 год мы беседуем с генеральным директором ОАО «Красмаш» В.А. КОЛМЫКОВЫМ.


- Владимир Афанасьевич, каким был для красмашевцев уходящий год, и что ждет нас в следующем году?

- Он был разным – были успехи и были проблемы, и это нормально. Главное, мы двигаемся вперед.

В ноябре – досрочно - мы совместно с предприятиями кооперации в полном объеме выполнили Гособоронзаказ 2011 года. И это несмотря на трудности его финансирования, которое с нынешнего года идет по новой схеме – путем кредитования под гарантии Правительства Российской Федерации.

Хочется поблагодарить весь наш коллектив и, прежде всего, основное производство за отличную работу. Надежность наших ракет «Синева» была подтверждена пуском 27 июля по плану проверки морских стратегических ядерных сил Министерства обороны Российской Федерации.

Хочу отметить, что в плане следующего года объем работ по РСМ-54 («Синева») останется неизменным. Кроме того, продолжатся опытно-конструкторские работы по темам «Двина-ДМ», «Ускорение-Б», «Технологическая пневмосеть «Персей»» и другим проектам.

В этом году успешно завершены опытно-конструкторские работы, в которых Красмаш участвовал совместно с ГРЦ имени Макеева. 20 мая и 29 сентября состоялись испытательные пуски межконтинентальной баллистической ракеты, изготовленной нашим заводом.

Что касается Федеральной космической программы, в 2011 году были возобновлены пуски по программе «Морской старт». Первый после длительного перерыва старт ракеты-носителя «Зенит-3SL» с разгонным блоком ДМ-SL был успешно осуществлен со стартовой платформы в Тихом океане 25 сентября. Базовый модуль этого разгонного блока изготавливается нашим заводом. В 2012 году мы планируем сдать пять базовых модулей 314ГК для программы «Морской старт». Сейчас мы ведем работы по реконструкции и техническому перевооружению участков производства разгонных блоков.

6 октября нынешнего года нашим разгонным блоком ДМ-SLБ с космодрома «Байконур» был успешно выведен на орбиту космический аппарат «Интелсат-18» по программе «Наземный старт».

В 2012 году в РКК «Энергия» будет проходить испытания двигатель-демонстратор, изготавливаемый Красмашем для модернизированного разгонного блока, предназначенного для выведения космических аппаратов на высокие орбиты. Это многофункциональный маршевый двигатель 11Д58МФ с повышенными энергетическими характеристиками. Работы по его проектированию Красмаш начал в 2009 году, сейчас ведутся работы по изготовлению опытного образца. Окончание работ по наземной отработке 11Д58МФ и его летные испытания в составе разгонного блока планируются на 2015 год. Перспективные разгонные блоки разработки королевской фирмы позволяют обеспечивать высокую точность выведения космических аппаратов большей массы на целевые орбиты. Сегодня по этим параметрам с ними не могут конкурировать другие разгонные блоки, используемые на рынке космических услуг.

ЦитироватьАвиационные, ракетные, морские, промышленные двигатели. 1944-2000. Справочник.
стр. 250-254
Список:
С1.35800 - управляющий ЖРД ракет семейства Р-7
С1.5400 - ЖРД бока Л
8Д726 - ЖРД третьей ступени ГР-1 (8К713)
11Д121 - ЖРД управления креном на первой ступени Н-1
11Д58 - модификация 8Д726, блок Д
11Б97 - ЯРД
17Д11 - силовая установка ОК "Буран". Состоит из двух 17Д12, тридцати восьми 17Д15 и восьми РДМТ-200К
17Д12 - модификация 11Д58, двигатель орбитального маневрирования "Бурана"
17Д15 - маневровый ЖРД "Бурана"

ЦитироватьСоздатель ракетных двигателей



К 90-летию со дня рождения Михаила Мельникова

Герой Социалистического Труда, лауреат Ленинской премии, доктор технических наук, профессор М.В. Мельников (1919—1996) — представитель знаменитой плеяды ближайших сподвижников С.П.Королёва, учёных, с именами которых были связаны основные этапы становления и высших достижений космонавтики в нашей стране. Михаила Васильевича и Сергея Павловича связывали многие годы плодотворной работы. С 1952 года М.В. Мельников работал у С.П.Королёва в ОКБ-1 начальником отдела, а с 1961 года до конца жизни Сергея Павловича был его заместителем по двигателям.
М.В. Мельниковым был сделан и проведён в жизнь ряд основополагающих научно-технических решений и изобретений в области жидкостных ракетных двигателей и космической энергетики.
Михаил Васильевич родился 26 августа 1919 года в Москве в семье фармацевта. В 1937 году он с отличием окончил десятилетку и поступил на самолётостроительный факультет МАИ. К началу Великой Отечественной войны окончил 4-й курс института. Параллельно учёбе подрабатывал репетиторством и чертёжно-конструкторской работой. В начале войны М.В. Мельников был эвакуирован с авиационным заводом в Сибирь (г. Билимбай), где началась тесная работа с В.П. Мишиным, продолжавшаяся до 1974 года. В эвакуации восемь раз пытался уйти на фронт, но наталкивался на запрет руководства.
В 1941—1943 годах М.В. Мельников участвовал в разработке и создании первого в мире ракетного самолёта БИ-2 конструкции В.Ф. Болховитинова. В это время он освоил не изучавшуюся тогда в институте теорию ЖРД под руководством В.П.Глушко, находившегося в сибирской тюрьме. В 1943—1944 годах М.В. Мельников участвовал в разработках ЖРД многократного действия РД-1 конструкции А.М. Исаева. В 1944 году обосновал возможность создания связанных оболочек в ЖРД. В 1945 году после реэвакуации завода Михаил Васильевич в должности начальника лаборатории переведён в НИИ-1. В 1947 году находился в течение трёх месяцев в командировке в Австрии. К 1949 году Мельников доказал наличие термодинамически равновесного характера процесса истечения в соплах, а в 1950 году предложил метод анализа потерь и расчёта удельного импульса ЖРД. В начале 50-х годов Михаил Васильевич настаивал и после жёсткой борьбы осуществил переход от спиртово-кислородных топлив на керосин-кислородные, что имело целый ряд технических преимуществ. М.В. Мельников являлся инициатором, участником и руководителем разработки и создания принципиально новых кислородно-керосиновых ЖРД.
В 1952 году Михаил Васильевич приказом министра был переведён из НИИ-1 в НИИ-88, а затем в том же году — в ОКБ-1. Здесь он решил научные, технические и технологические проблемы регенеративного охлаждения кислородно-керосиновых ЖРД керосином, ключевой проблемы разработки двигателей первой межконтинентальной ракеты Р-7, а также проблемы создания сверхзвукового диффузора для испытаний высотных ЖРД на земле.
К 1960 году Михаил Васильевич и его коллектив создали первый ЖРД замкнутой схемы без потерь рабочих компонентов на привод турбонасосного агрегата (ТНА). Было открыто новое направление разработки современных ЖРД — двигателей замкнутой схемы. В течение 1958—1967 годов была решена проблема отработки ЖРД на утяжелённых режимах для обеспечения их надёжности с помощью гарантированных запасов работоспособности по параметрам, а в 1963—1986 годах — проблема безотказной эксплуатации ЖРД в полёте (двигатели 11Д33, 11Д58, 11Д58М).
К научно-техническим достижениям Михаила Васильевича следует отнести его разработки в 1952—1958 годах рулевых, управляющих ЖРД С1.1101 и С1.2500 изделия 11К71. Здесь были решены проблемы создания органов управления первой МБР и ракетоносителя Р-7, обеспечения прецизионной точности стрельбы Р-7 по дальности и выведения искусственного спутника Земли (ИСЗ) на заданную орбиту.
В 1958 году М.В. Мельников совместно с С.А. Косбергом создали космический ЖРД блока «Е» изделия 11К72. Здесь впервые были решены задачи создания высотного сопла, «горячего» разделения ступеней ракеты в полёте, запуск двигателя в условиях космического вакуума, что позволило совершить первый облёт Луны (системы «Луна-1», «Луна-2», «Луна-3») и первый полёт человека в космическое пространство («Восток-1», «Восток-2», «Восток-3»).
При создании в 1960 году двигателей 11Д33 — ЖРД замкнутой схемы для блока «Л» изделия 11К78 — коллективом отдела под руководством М.В. Мельникова были решены проблемы запуска кислородного ЖРД на орбите после длительного пребывания в состоянии невесомости и космического вакуума (системы «Молния-1», «Молния-2», «Молния-3») и старта автоматической межпланетной станции (АМС) с орбиты ИСЗ на трассы полёта к планетам Солнечной системы («Венера», «Марс»).
В 1967 году под руководством М.В. Мельникова был разработан двигатель 11Д58 многократного запуска и применения для блока «Д» АМС «Венера» и «Марс». Здесь впервые применили криогенный турбопреднасос на баке окислителя — кислорода и создали насадок сопла ЖРД с радиационным охлаждением. В 1974 году появился двигатель 11Д58М с практически предельными характеристиками для блока «ДМ», и впервые в мире было достигнуто практически полное использование энергии топлива в ЖРД. Этот двигатель до настоящего времени является непревзойдённым в мире в своём классе, изготавливается на РКК «Энергия» и поставляется на международный рынок.
Много сделал Михаил Васильевич для расширения экспериментальной базы по испытаниям двигателей, а впоследствии и новейших энергетических установок. Совместно с И.О.Райковым и Б.А.Соколовым он создавал стенды ЖРД экспериментальной базы НИИТП МОМ в 1945—1952 годах, экспериментально-испытательной станции ЖРД ГКБ РКК «Энергия» в 1953—1970 годах с прецизионным измерением тяги в вакууме и расходов компонентов топлива.
В 1964—1970 годах впервые в энергомашиностроении он, как инициатор и руководитель, осуществил комплексную автоматизацию испытаний ЖРД на базе использования ЭВМ для контроля 180 параметров рабочего процесса систем двигателя и осуществления обратной связи, что обеспечило рост производительности труда в 10—15 раз и привело к существенному повышению качества отработки и гарантии высокой надёжности двигателей.
По инициативе М.В.Мельникова в Уральском электрохимическом комбинате было начато создание электрохимических генераторов на основе водород-кислородных топливных элементов «Волна» для разрабатывавшейся С.П.Королёвым пилотируемой лунной экспедиции, и «Фотон» — для многоразового транспортного корабля «Буран».
Под руководством М.В.Мельникова в стране зародилась мощная кооперация и экспериментальная и производственная база, задействованы крупные научные центры для создания термоэмиссионной ядерно-энергетической установки для полёта на Марс. Разработаны её физико-технические основы, экспериментально отработаны двигательные и энергетические системы, базирующиеся на тугоплавких металлах (ниобий, молибден, вольфрам) в качестве конструкционных материалов, и щёлочных металлах (литий, натрий, калий) в качестве высокотемпературных теплоносителей, позволивших вплотную подойти к созданию космических ядерных энергетических установок мощностью порядка нескольких МВт.
С начала 60-х годов и особенно интенсивно в последние 10 лет жизни Михаил Васильевич занимался проектом термоядерной двигательно-энергетической установки, сфокусировав в ней весь свой богатый опыт и последние достижения науки и техники.
С 1962 по 1965 год под руководством М.В.Мельникова начинаются разработки новых типов космических двигателей — электроракетных. Это позволяло ценой снижения абсолютной величины тяги на порядок поднять экономичность и удельную тягу. Разработки таких двигателей и ядерной энергетики для их электроэнергоснабжения проводились Михаилом Васильевичем в НПО «Энергия» и на ряде смежных предприятий, обеспечивающих эти разработки. В 1962 году по инициативе М.В.Мельникова, Д.Д.Севрука и профессора А.В.Квасникова в МАИ, а затем и в МВТУ началась подготовка специалистов для этой новой отрасли техники.
С 1945 года Михаил Васильевич активно учавствует в обучении и воспитании студентов (он профессор с 1958 года). Мельников читает лекции по теории ЖРД в МАИ, МВТУ, ВВИА. Является автором первого учебника по теории ЖРД, активно способствовал развитию учебного процесса и научных исследований, созданию экспериментальной базы вузовских лабораторий. Особенно это относилось к разработкам новейших отраслей техники — электроракетным двигателям и ядерным энергетическим установкам. М.В.Мельников активно проводил эту тематику в жизнь. Под его руководством за 1955—1984 годы было подготовлено 90 кандидатов и 8 докторов технических наук.
Большое влияние оказал М.В.Мельников на технологическое и материаловедческое обеспечение новейших технических разработок. Это технологии производства изделий из вольфрама, ниобия, ванадия, получение крупных монокристаллов для эмиттерных узлов электрогенерирующих термоэмиссионных элементов, технологические установки для обработки и анализа материалов, изготовления многослойных металлокерамических оболочек высокой теплопроводности для коллекторных узлов и др. Создание термоэмиссионной ядерной энергоустановки (ЯЭУ) большой мощности не было завершено. Но созданный М.В.Мельниковым научно-технический и технологический задел позволил Г.М.Грязнову в ОКБ «Красная Звезда» создать термоэмиссионную ЯЭУ «Топаз-1» мощностью в 6—10 кВт и испытать её в 1988 году в космосе, а НПО «Луч» совместно с РНЦ «Курчатовский институт» создать аналогичную ЯЭУ «Топаз-2».
Чрезвычайно широк был круг научных связей М.В.Мельникова. Президент АН СССР академик А.П.Александров, Президент АН УССР академик Б.Е. Патон, Президент СО АН СССР академик Г.И.Марчук, академики А.М.Прохоров, Г.И.Будкер, Е.П.Велихов и многие другие были непосредственным образом привлечены к разработкам Михаила Васильевича.
За выдающийся вклад в развитие космической техники М.В.Мельников был награждён многими орденами и медалями, в том числе медалью «За оборону Москвы», медалью «За доблестный труд и отвагу в Великой Отечественной войне», двумя орденами Трудового Красного Знамени (1945 г., 1956 г.), орденом Ленина (1957 г., за первый спутник), орденом Ленина и золотой медалью Героя Социали-стического Труда (1961 г., за полёт Ю.А.Гагарина). Он — лауреат Ленинской премии (1960 г.).
В своих разработках и научных исследованиях М.В.Мельников нередко значительно опережал своё время. Создаваемый им научно-технический задел обеспечивал последующее развитие передовой техники. Своим талантом учёного, конструктора и организатора он оказал решающее влияние на развитие отечественного ракетного двигателестроения и космической энергетики.
Талантливый учёный, порой мечтатель, увлечённый исследователь, далеко вперёд наметивший развитие космической техники и технологий, оставивший после себя многочисленную школу своих учеников и последователей, Михаил Васильевич Мельников надолго останется в нашей памяти.

Виталий МЕЛЬНИКОВ,
доктор технических наук, профессор МАИ

ЦитироватьXXXIII Академические чтения по космонавтике, посвященные памяти академика С.П.Королёва и других выдающихся отечественных ученых – пионеров освоения космического пространства

К 90-летию со дня рождения Михаила Васильевича Мельникова

В.М. Мельников
Московский авиационный институт
(государственный технический университет)

Герой Социалистического Труда, лауреат Ленинской премии, доктор технических наук, профессор М.В. Мельников (1919-1996г.г.) – представитель знаменитой плеяды ближайших сподвижников С.П. Королёва - учёных, с именами которых были связаны основные этапы становления и высших достижений космонавтики в нашей стране. С 1952 г. М.В. Мельников работал у С.П. Королёва в ОКБ-1 начальником отдела, а с 1961 г. до конца жизни Сергея Павловича был его заместителем по двигателям. М.В. Мельниковым был сделан и проведен в жизнь ряд основополагающих научно-технических решений и изобретений в области жидкостных ракетных двигателей и космической энергетики.

В 1941-1943 г.г. М.В. Мельников участвовал в разработке и создании первого в мире ракетного самолета БИ-2 конструкции В.Ф. Болховитинова, а в 1943-1944 гг. - в разработках ЖРД многократного действия РД-1 конструкции А.М. Исаева. В 1944г. обосновал возможность создания связанных оболочек в ЖРД. В 1945 г. после реэвакуации завода Михаил Васильевич в должности начальника лаборатории переведен в НИИ-1 и в этом же году был награждён орденом Трудового Красного Знамени. В 1947 г. находился в течение 3-х месяцев в командировке в Австрии. К 1947-1949 гг. впервые обеспечил и получил практически полное сгорание топлива в камере ЖРД и доказал наличие термодинамически равновесного характера процесса истечения в соплах, а в 1950 г. предложил метод анализа потерь и расчёта удельного импульса ЖРД. В 1952 г. Михаил Васильевич приказом министра был переведен в должности начальника отдела из НИИ-1 в НИИ-88, а затем в том же году в ОКБ-1 МОП. Здесь он решил научные, технические и технологические проблемы регенеративного охлаждения кислородно-керосино-вых ЖРД керосином - ключевой проблемы разработки двигателей первой межконтинентальной ракеты Р-7, а также проблемы создания сверхзвукового диффузора для испытаний высотных ЖРД на земле (1958 г.).

К 1960г. осуществлено создание Михаилом Васильевичем и его коллективом первого ЖРД замкнутой схемы, без потерь рабочих компонентов на привод ТНА. В течение 1958-1967 гг. была решена проблема отработки ЖРД на утяжелённых режимах для обеспечения их надёжности с помощью гарантированных запасов работоспособности по параметрам, и в 1963-1986 гг. проблема безотказной эксплуатации ЖРД в полёте (двигатели 11Д33, 11Д58, 11Д58М).

В 1958 г. М.В. Мельниковым совместно с С.А. Косбергом был создан космический ЖРД блока "Е" изделия 11К72. Здесь впервые были решены задачи создания высотного сопла, "горячего" разделения ступеней ракеты в полёте, запуск двигателя в условиях космического вакуума, что позволило решить проблемы первого облёта Луны (системы "Луна-1", "Луна-2", "Луна-3" ) и первого полёта человека в космическое пространство ("Восток-1", "Восток-2", "Восток-3" ).

При создании в 1960 г. двигателей 11Д33 (С1.5400) – ЖРД замкнутой схемы для блока "Л" изделия 11К78 коллективом отдела под руководством М.В. Мельникова были решены проблемы запуска кислородного ЖРД на орбите после длительного пребывания в состоянии невесомости и космического вакуума (системы "Молния-1", "Молния-2", "Молния-3" ), и старта автоматической межпланетной станции (АМС) с орбиты ИСЗ на трассы полёта к планетам Солнечной системы ("Венера", "Марс" ).

В 1967 г. под руководством М.В. Мельникова был разработан двигатель 11Д58 многократного запуска и применения для блока "Д" АМС "Венера" и "Марс". Здесь впервые был применён криогенный турбопреднасос на баке окислителя – кислорода и создан насадок сопла ЖРД с радиационным охлаждением. В 1974г. был создан двигатель 11Д58М с практически предельными характеристиками для блока "ДМ" и впервые в мире было достигнуто практически полное использование энергии топлива в ЖРД. Этот двигатель долгие годы являлся непревзойдённым в мире в своем классе, изготавливался заводом РКК "Энергия" и поставлялся на международный рынок.

В 1964-1970гг. впервые в отрасли двигателе- и энергомашиностроения он, как инициатор и руководитель, осуществил комплексную автоматизацию испытаний ЖРД на базе использования ЭВМ для контроля 180 параметров рабочего процесса систем двигателя и осуществления обратной связи, что обеспечило в 10-15 раз рост производительности труда и привело к коренному повышению качества отработки и гарантии высокой надёжности двигателей.

Под руководством М.В.Мельникова была создана в стране мощная кооперация и экспериментальная и производственная база, задействованы крупные научные центры для создания термоэмиссионной ядерно-энергетической установки для полёта на Марс. Разработаны её физико-технические основы, экспериментально отработаны двигательные и энергетические системы, базирующиеся на тугоплавких металлах (ниобий, молибден, вольфрам) в качестве конструкционных материалов, и щелочных металлах (литий, натрий, калий) в качестве высокотемпературных теплоносителей, позволивших вплотную подойти к созданию космических ядерных энергетических установок мощностью порядка нескольких МВт. В последние 10 лет жизни Михаил Васильевич занимался проектом создания термоядерной двигательно-энергетической установки.

С 1962-1965 гг. под руководством М.В. Мельникова начинаются разработки новых типов космических двигателей - электроракетных. В 1962г. по инициативе М.В. Мельникова, Д.Д. Севрука и профессора МАИ А.В. Квасникова в МАИ, а затем и в МВТУ были созданы новые специальности, обеспечивающие подготовку специалистов по этой новой отрасли техники.

С 1945 г. Михаил Васильевич активно участвует в обучении и воспитании студентов (профессор с 1958 г.). Он читает лекции по теории ЖРД в МАИ, МВТУ, ВВИА. Под его руководством за 1955-1984 гг. было подготовлено 90 кандидатов и 8 докторов технических наук.

Чрезвычайно широк был круг научных связей М.В.Мельникова. Президент АН СССР академик А.П.Александров, Президент АН УССР академик Б.Е. Патон, Президент СО АН СССР академик Г.И. Марчук, академики А.М.Прохоров, Г.И. Будкер, Е.П. Велихов и многие другие были непосредственным образом привлечены к разработкам Михаила Васильевича.

Талантливый крупный учёный, увлеченный исследователь, сделавший крупнейший вклад в развитие отечественного ракето- и двигателестроения, далеко вперёд наметивший развитие космической техники и технологий, оставивший после себя многочисленную школу своих учеников и последователей, Михаил Васильевич Мельников надолго останется в нашей памяти.

ЦитироватьВследствие отказа ОКБ-456 разрабатывать малоразмерные рулевые двигатели, эта работа была поручена С.П.Королевым начальнику отдела ОКБ-1 М.В.Мельникову, где и был разработан двигатель С1.35800. В конце 1957 - начале 1958 гг. для дальнейшей разработки, подготовки к серийному производству и последующего конструкторского сопровождения все материалы по двигателю С1.35800 переданы из ОКБ-1 в ОКБ-154 С.А.Косберга. Пуски первых экземпляров ракеты Р-7 были выполнены с использованием рулевых агрегатов конструкции ОКБ-1. Однако в процессе летных испытаний и при передаче в серию устанавливались уже рулевые камеры конструкции ОКБ-456 с удельным импульсом на 15 с больше, чем на камере конструкции ОКБ-1. Таким образом, разработка всех компонентов двигателя была сконцетрирована в одном КБ.

Материалы по двигателю С1.35800, переданные из ОКБ-1 в ОКБ-154, предположительно были использованы при создании первого для этого КБ двигателя космического назначения РД-0105.

ЦитироватьТЗ на разработку двигателей в редакции, предложенной ОКБ-456, было утверждено С.П. Королевым 4 июля 1954 г., при этом вариант четырехкамерного двигателя рассматривался как резервный.

Однако в процессе детальной проработки возможностей технологического освоения обоих вариантов двигателя специалисты ОКБ-456 пришли к однозначному выводу, что в установленные правительственные сроки однокамерный двигатель изготовлен не будет. Для изготовления камеры требовалось уникальное крупногабаритное оборудование, которое нужно было еще спроектировать, изготовить, довести до получения требуемых параметров и характеристик.

Первая реакция В.П. Глушко и С.П. Королева на такой ход событий была негативная, но жесткие сроки создания Р-7 предопределили выбор варианта двигателя в пользу четырехкамерного. Одновременно с выбором варианта основного двигателя определилась и конструкция узла управления полетом ракеты - были выбраны рулевые камеры. Приоритет ОКБ-456 в предложении четырехкамерного двигателя закреплен соответствующим рацпредложением, поданным конструкторами ОКБ-456 и военпредом при этом КБ.

К чести С.П. Королева и сотрудников его КБ следует отнести то, что они с пониманием отнеслись к трудностям двигателистов, касавшихся преодоления высокочастотных колебаний, и согласились на четырехкамерный вариант основных двигателей, пошли на то, чтобы совместными усилиями преодолеть сложности обеспечения одновременного контролируемого запуска на несамовоспламеняющихся компонентах пяти двигательных установок, включающих в общей сложности 32 камеры (20 основных и 12 рулевых). К тому же при отсутствии ограничений по диаметру двигателей сокращение высоты двигателя благодаря многокамерности позволило заметно укоротить ракету.

При решении вопроса, кому - ОКБ-1 или ОКБ-456 - разрабатывать рулевые камеры, В.П. Глушко предложил сохранить первоначальную договоренность и оставить за ОКБ-1 эту работу. Он мотивировал это предложение тем, что разработка камер относительно малой тяги будет отвлекать ОКБ-456 от работ по основным двигателям, а в ОКБ-1 в подразделении М.В. Мельникова разработана экспериментальная камера, близкая по своим параметрам и характеристикам к требуемой. Имеется также стенд для автономных испытаний этой камеры. Осталось разработать узел подачи компонентов топлива через подвижные элементы крепления рулевой камеры. Такая конструкция создавалась впервые, но квалификация работников ОКБ-1 не вызывала сомнения в успешном решении этой задачи.

После нескольких обсуждений С.П. Королев согласился с предложением В.П. Глушко с условием проведения завершающей отработки камер совместно с основными двигателями на стенде ОКБ-456, и ОКБ-1 приступило к разработке рулевых агрегатов.

На первом этапе огневые испытания проводились на стенде ОКБ-1. Были выявлены слабые места конструкции - прогары в области критического сечения, пролизы внутренней стенки и т.д. Принимаемыми мерами дефекты были устранены. Всего к весне 1957 г. было проведено около 500 огневых испытаний на 285 экземплярах камер.

Вторым этапом стендовой отработки рулевых камер явились их совместные испытания с двигателями РД-107 и РД-108 на стенде № 1 ОКБ-456. При проведении этих испытаний было установлено, что на режиме предварительной ступени в рулевых камерах возникают высокочастотные пульсации давления, а при выходе на главную ступень происходит резкое снижение режима и возникают пульсации давления, приводящие к прогарам огневого днища смесительной головки.

Для устранения указанных явлений по предложению ОКБ-456 был осуществлен переход на новую схему подачи топлива в рулевые камеры, что дало положительные результаты.

Последующие испытания в составе двигательного блока, а затем и всего "пакета" подтвердили эффективность предложенной ОКБ-456 новой схемы питания рулевых камер.

Итоговое заключение о допуске системы рулевых агрегатов к летным испытаниям в составе ракеты Р-7 было утверждено 15 марта 1957 г. главными конструкторами ОКБ-1 и ОКБ-456 С.П. Королевым и В.П. Глушко.

В 1957 г. отработка маршевых двигателей РД-107 и РД-108 находилась в завершающей стадии и в соответствии с имеющимися договоренностями конструкторы ОКБ-456 приступили к совершенствованию разработанной ОКБ-1 конструкции рулевых камер. Это диктовалось необходимостью повышения работоспособности камер в части исключения прогаров внутренней стенки, а также использования более совершенных технологий специализированных двигательных заводов по сравнению с экспериментальным производством ОКБ-1.

Новая конструкция рулевой камеры имеет высокую надежность по устойчивости процесса и охлаждению, а по экономичности на 15...20 кгс·с/кг превосходит вариант первоначально разработанный в ОКБ-1.

Первые товарные партии камер Д166-000 были изготовлены на заводе № 456, затем их изготовление было передано на двигателестроительный завод в Куйбышев. При полете в космос Ю.А. Гагарина использовались рулевые камеры конструкции ОКБ-456.

ЦитироватьОбъединенная двигательная установка (ОДУ)

Объединенная двигательная установка является одной из основных бортовых систем орбитального корабля (ОК) и предназначена для выполнения всех динамических операций в полете.
В штатном (безаварийном) полете двигатели ОДУ обеспечивают стабилизацию ОК в связке с РН (с момента включения II ступени), разделение ОК и РН, довыведение ОК на рабочую орбиту (двумя импульсами), стабилизацию и ориентацию ОК, орбитальное маневрирование, сближение и стыковку с другими КА, торможение, сход с орбиты и управление спуском.
В нештатных ситуациях, т.е. при авариях на активном участке, двигатели ОДУ используются в первую очередь для ускоренной выработки топлива перед отделением от РН (скорость до 70 кг/с) с целью восстановления необходимой центровки ОК (топливо может вырабатываться и после отделения от РН).
В случае экстренного отделения предусматривается срабатывание специальных пороховых двигателей ОДУ.
Кроме чисто динамических задач ОДУ как бортовая система обеспечивает тепловое саморегулирование, самоконтроль и аппаратурное самообеспечение, огневые проверки, связь ОК с наземными системами, а также интеграцию с системой электропитания по хранению и подаче жидкого кислорода.

Впервые в мировой практике для двигательной установки КА используется криогенный окислитель - жидкий кислород и горючее - некриогенный синтетический углеводород синтин с повышенной эффективностью. Применение этого экологически чистого топлива повысило удельный импульс двигателей, но потребовало внедрения на ОК элементов криогенной техники, поскольку кислород хранится и заправляется в жидком состоянии (температура кипения -183ºС).

Особенностью является и то, что в управляющие двигатели кислород подается в газообразном состоянии в отличии от двигателей ориентации, работающих на жидком кислороде.

В состав ОДУ входят:

два двигателя орбитального маневрирования с тягой по 90 кН, пустотным удельным импульсом тяги 362с и с числом включений до 5000 за полет;

38 управляющих двигателей с тягой по 4 кН, удельным импульсом тяги 275...295с (в зависимости от назначения) и числом включений до 2000 за полет;

восемь двигателей точной ориентации с тягой по 200Н, удельным импульсом 265с и с числом включений до 5000 за полет;

четыре твердотопливных двигателя экстренного отделения с тягой по 28 кН и суммарным импульсом тяги по 35 кН с.

Двигатели ОДУ на ОК размещаются с учетом решаемых ими задач. Так, двигатели управления, расположенные в носовой и хвостовой частях фюзеляжа, обеспечивают координатные перемещения ОК по всем осям и управление его положением в пространстве.

Конструктивно ОДУ состоит из отдельных блоков. К основным блокам ОДУ (см. рисунок справа) относятся базовый (3), два хвостовых (БДУ-П, БДУ-Л) (2) и носовой блоки (1), а также соединяющие их пневмогидравлические магистрали.

Работу жидкостных ракетных двигателей и подачу в них топлива обеспечивают:

топливные баки (основные, вспомогательные и дополнительные) со средствами наддува, заправки, термостатирования, забора жидкости в невесомости и т.п.;
средства подачи компонентов топлива к двигателям управления, включая средства газификации жидкого кислорода;

средства поддержания температурного режима окислителя и горючего, а также элементов конструкции;

топливная и газовая арматура и трубопроводы;

приборы, датчики и кабели систем управления и бортовых измерений.

Основные проектные решения были найдены на базе следующих принципиальных положений:

размещение всего запаса жидкого кислорода для маршевых и управляющих двигателей и его хранение в едином теплоизолированном баке при низком давлении (использование глубоко охлажденного до -210ºС кислорода и активных средств его перемешивания позволило избежать потерь на испарение в полете в течение 15...20 сут без применения холодильной машины);

питание двигателей управления газифицированным кислородом, получаемым в специальном газогенераторе (газификаторе) при сжигании в кислороде небольшой доли горючего;

забор жидких топливных компонентов в условиях, близких к невесомости, с помощью специальных заборных устройств на базе мелкоячеистых (капиллярных) сетчатых блоков, расположенных в нижних частях баков;

применение в двигателях управления электрического зажигания, охлаждения газообразным кислородом и избыточного содержания кислорода в камере для исключения образования сажи;

увеличение мощности маршевого двигателя (тяга 90 кН), что позволяет использовать его для ускоренной выработки топлива в нештатных ситуациях, а в перспективе - для повышения общей эффективности многоразовой космической системы за счет включения на активном участке;

поддержание теплового режима ОДУ в нормальном диапазоне собственными средствами (практически автономно от системы обеспечения теплового режима) за счет циркуляции горючего в теплообменном контуре, включающим основной бак;

совмещение профилактической послеполетной очистки внутренних полостей ОДУ с огневыми контрольными испытаниями на технологическом горючем (бензине), проводимыми при межполетном обслуживании;

интеграция ОДУ со смежными системами, в частности с системой электропитания, по средствам подачи и хранения жидкого кислорода;

использование при длительных (до 30 сут) полетах микрокриогенной холодильной машины с минимальным электропотреблением;

включение в состав ОДУ устройств связи со стартовым комплексом, а также элементов смежных систем и конструкций.

ЦитироватьАвиация и космонавтика № 1 / 1991

В одной упряжке мороз и пламя

В статье "Первый полет" ("Авиация и космонавтика", 1989, N4) авторы В.Кравец и О.Бабков, характеризуя объединенную двигательную установку (ОДУ) орбитального корабля "Буран", пишут, что в ее состав входят 48 двигателей трех размерностей по тяге. Однако сложность и новизна ОДУ определяются не столько количеством двигателей и разнообразием решаемых с их помощью задач, сколько новыми техническими решениями, необходимость которых была вызвана выбором топливной пары "жидкий кислород + углеводородное горючее".

Даже теперь, спустя почти полтора десятилетия, этот выбор не кажется бесспорным для многих специалистов. Дело в том, что для двигательных систем подобного типа использование криогенного топливного компонента, такого, как жидкий кислород, связано с решением множества технических проблем. Ведь до сих пор в мировой практике двигательные установки для орбитальных космических аппаратов создаются исключительно на базе некриогенных топлив либо однокомпонентных (гидразин, перекись водорода), либо двухкомпонентных (окислитель - азотный тетроксид, горючее - производные гидразина). Почти все эти вещества (кроме перекиси водорода) высокотоксичны, а некоторые производные гидразина, кроме того, еще и экологически опасны.

Использование же кислородно-углеводородного топлива позволило значительно повысить энерговооруженность "Бурана", сделать его эксплуатацию более безопасной и экологически чистой. И это особенно важно для многоразовых транспортных космических систем. И еще. Появилась возможность объединить ОДУ с другими бортовыми системами "Бурана", использующими кислород, например, электропитания и жизнеобеспечения.

Техническое своеобразие установки во многом определилось повышенными требованиями к безопасности и надежности, обеспечению многоразовости, выхода из нештатных ситуаций и др. Кроме того, влияние массы топлива на центровку "Бурана" как крылатого летательного аппарата также сказалось на ее техническом облике. И потому неудивительно, что создание ОДУ оказалось очень сложным делом и потребовало многих сил от конструкторов, производственников и испытателей.

Чтобы читатели имели более полное представление о возможностях "Бурана", приведем несколько цифр в дополнение к тому, что уже было сказано в вышеупомянутой статье. Тяга каждого из двух двигателей орбитального маневрирования - 90 кН, их пустотный удельный импульс тяги - 362 с, число включений за полет - до 15. Любой из 38 двигателей управления имеет тягу 4 кН, удельный импульс тяги 275-295 с и число включений до 2000 за полет. Они не только управляют положением, но и обеспечивают перемещение центра масс орбитального корабля в пространстве. А установки прецизионной ориентации (их восемь), каждая с тягой 200 Н, только поддерживают его в определенном положении.

Что касается заправки и хранения компонентов топлива, контроля за их состоянием, управления потоками жидкостей и газов, включения и выключения, то все эти операции выполняются агрегатами пневмогидравлической системы, а также приборами и датчиками систем управления и измерений. Объединение их в конструктивные блоки облегчило условия монтажа и эксплуатации ОДУ.

В то же время применение криогенного окислителя в установке с большим числом двигателей управления, значительно удаленных от топливных баков, рассчитанной на продолжительность орбитального полета до 30 суток, потребовало прежде всего решить две весьма сложные задачи: обеспечить длительное хранение жидкого кислорода в баке при наличии теплопритока извне и постоянное присутствие окислителя (с соответствующими параметрами) на входе в двигатели управления с целью включения их в любой момент полета.

Первая задача была решена за счет глубокого охлаждения (до -210 град. С) кислорода и заправки его в единый теплоизолированный бак, который снабжен средствами перемешивания для выравнивания температуры в полете. В таком состоянии хранится весь запас кислорода, предназначенный как для основных (маршевых), так и для двигателей управления. Все это позволяет избежать потерь в течение 15-20 суток, а более длительный полет будет обеспечиваться с помощью холодильной машины.

Для второй задачи найдено нетрадиционное решение. Питание двигателей управления осуществляется за счет газообразного кислорода, получаемого в специальном бортовом газификаторе путем сжигания в жидком кислороде небольшой доли горючего.

Несколько слов о других решениях, которые отличают ОДУ "Бурана" от существующих. К ним можно отнести: применение в двигателях управления электрического зажигания, охлаждение газообразным кислородом, использование капиллярных заборных устройств. Наличие мощной маршевой установки позволяет сегодня проводить ускоренную выработку топлива в нештатных ситуациях, а в перспективе - повысить общую эффективность системы "Буран-Энергия" за счет включения этих двигателей на активном участке.

Как же действует ОДУ? Напомним, что рабочим телом управления пневмогидравлической системы является гелий, который хранится в шаровых баллонах, погруженных в жидкий кислород. Последовательность и логика работы системы определяются программой и алгоритмами, заложенными в бортовой вычислительной машине и приборах систем управления и технической диагностики.

Перед запуском маршевого двигателя с помощью двух управляющих в течение 20-25 с создается предварительная осевая перегрузка, составляющая 0,001 земной. Под ее действием жидкости в топливных баках приливают к выходным клапанам и запускаются насосы предварительной подкачки, расположенные непосредственно на баках.

В процессе рабойы маршевого двигателя топливные емкости наддуваются гелием, который перед подачей в бак горючего подогревается в регенераторе тепла. После того как выдан заданный импульс тяги, он отключается, закрываются разделительные клапаны и прекращается наддув.

Двигатели же управления питаются окислителем от ресиверов, в которых находится газифицированный кислород при давлении 2,5-5,0 МПа. Его запаса хватает на работу в течение двух-трех секунд десяти таких двигателей. Когда же давление в ресиверах падает до 3,0- 2,5 МПа, по команде соответствующего сигнализатора в работу включаются один или два газификатора окислителя.

Горючее к двигателям управления подается от вспомогательных баков высокого давления, снабженных разделительной мембраной. Предусмотрена и их дозаправка из основной емкости с помощью специального насоса.

Если в процессе выведения произошел отказ одного из двигателей ракеты "Энергия" и должен реализоваться маневр возврата "Бурана" на аэродром вблизи стартового комплекса, то основной задачей ОДУ становится интенсивная выработка и слив топлива из баков для обеспечения необходимой центровки корабля к моменту отделения его от носителя. Для этого предусматривается одновременное включение двух маршевых двигателей, а также сброс газообразного кислорода через специальные патрубки. После отделения "Бурана" от аварийного носителя их работа будет продолжаться до полной выработки топлива.

Надежность работы установки достигается резервированием ее жизненно важных элементов в сочетании с возможностью отключения отказавших и включения резервных элементов. Эти действия выполняет функциональная система контроля, диагностики и аварийной защиты ОДУ. Ее основу составляют бортовые средства, работающие в автоматическом режиме, которые позволяют также проводить защитные операции как экипажем, так и наземным комплексом управления. В бортовую часть системы входит около 100 датчиков различных типов (давления, перепадов давления, температур, вибраций, перемещений) и столько же пневмореле, а также вычислительные устройства и органы управления ОДУ при аварийных ситуациях.

Быстроразвивающиеся и потому особо опасные отказы "роторно-огневых" агрегатов (маршевых двигателей и газификаторов) контролируются специальными вычислительными устройствами - модулями средств аварийной защиты. Опасные последствия отказов, связанных с неисправностями ротора турбонасоса, предупреждаются путем контроля составляющих спектра виброперегрузок.

В других системах ОДУ отказы после их обнаружения развиваются до опасных пределов за время, достаточное для контроля, диагностирования и аварийной защиты с помощью центрального вычислительного комплекса "Бурана" (не менее 0,03 с). В этих случаях основными задачами являются поиск и устранение различных негерметичностей, которые при длительном полете могут привести к потере рабочего тела.

Особое внимание при разработке системы контроля, диагностирования и аварийной защиты обращалось на невыдачу ложных команд и информации.

ОДУ "Бурана" - первая установка нового класса на нетоксичных криогенных топливах. Оценку ее технического уровня можно сделать лишь путем сравнения с функциональным аналогом - вспомогательной установкой космического корабля "Спейс шаттл". Показатели ОДУ "Бурана" существенно превосходят американский аналог по тяге маршевых двигателей (больше чем в три раза) и по их удельному импульсу (выше на 50 с). "Плата" за эти преимущества (включая и нетоксичность топлива) - сложность пневмогидравлической системы ОДУ и, как следствие, увеличенная масса конструкции по сравнению с "Шаттлом" - примерно на 1100 кг.

Из графика видно, что использование криогенной ОДУ дает итоговый выигрыш по массе полезного груза в широком диапазоне характеристических скоростей (от 300 м/с и выше), типичном для большинства практических задач орбитальных кораблей "Буран" и "Спейс шаттл".

И еще. С увеличением характеристической скорости возрастает "ценность" удельного импульса тяги, а также сказывается повышенный энергозапас (суммарный импульс тяги), содержащийся в основной заправке ОДУ "Бурана". Немалую положительную роль играет и возможность объединения ОДУ с системой электропитания по кислороду.

Итак, сделан первый шаг. Впереди - новые полеты, в которые орбитальный корабль "Буран" вновь поведет криогенная ОДУ, объединившая в себе космический холод жидкого кислорода с пламенем ракетных двигателей.

ЦитироватьДля довыведtния «Бурана» на рабочую орбиту, межорбитальных переходов, точных маневров, ориентации и стабилизации на нем установлена объединенная двигательная установка, работающая на высокоэнергетических компонентах топлива: кислороде и углеводородном горючем (синтин). Общий запас топлива составляет около 14 т. Тяга маршевого двигателя 17Д12 86,4 кН, из двух установленных двигателей один является резервным. Управляющий ЖРД 17Д15 многократного включения и многоразового использования является исполнительным органом реактивного управления орбитального корабля «Буран». Тяга, создаваемая двигателем в пустоте, равна 3,7 кН. Количество включений за один полет 2000, время работы за один полет 1200 с, гарантированное количество включений за 10 полетов 26000. Оба двигателя созданы в РКК «Энергия».

ЦитироватьРазработка перспективного многофункционального двигателя 11Д58МФ для применения на модифицированном РБ 11С861-03.

В 2011 году в ходе работ по созданию многофункционального двигателя 11Д58МФ, в соответствии с утвержденным план-графиком решены следующие задачи:

– завершена разработка основного объема рабочей конструкторской документации по двигателю;

– проведена подготовка производства ОАО «КРАСМАШ», обеспечившая
изготовление базовых составных частей (СЧ) двигателя (ТНА, агрегаты пневмо-гидроавтоматики, газогенератор, ампула пускового горючего, опытные полноразмерные образцы камеры сгорания);

– подготовлены рабочие места на стендах экспериментально-испытательного отделения для проведения автономных доводочных огневых испытаний газогенератора и комплексных испытаний на экспериментальной установке комплектов полноразмерных опытных камер сгорания совместно с газогенератором и стендовыми ТНА окислителя и горючего.

Перечисленные выполненные в 2011 году основные работы позволяют в 2012 году развернуть автономную отработку составных частей маршевого двигателя, завершить подготовку производства на ОАО «КРАСМАШ» и доработку стендовой базы в ОАО «РКК «Энергия» для обеспечения начала огневых конструкторско-доводочных испытаний в 2013 году, как это предусмотрено сквозным графиком создания двигателя 11Д58МФ.

ЦитироватьC-300 пишет:

ЦитироватьSalo! А из какой это книги?

ЦитироватьRLAN пишет:
Вот интересно, у какого двигателя камера охлаждается кислородом?
 http://korvesti.ru/201104111798/Novosti/Obschestvo/Raketa_bez_dvigatelya_v_kosmos_ne_uletit.html

ЦитироватьРакета без двигателя в космос не улетит

11.04.2011 14:22



Он выбрал космос
«Как-то, когда мне было восемь лет, мы сидели всей семьёй и соседкой около дома под звёздным небом и пили чай. Небо прочертила «падающая звезда». «Смотрите, метеорит! - воскликнула соседка Пантелеевна. - Можно загадывать желание!». «Это метеор», - отозвался я. «Нет, метеорит!» - «Метеор!» В общем, я не сдавался и притащил учебник астрономии за четвёртый класс...» Вот так, с самого раннего детства интересовался загадочным и манящим космосом Павел Стриженко, окончивший школу № 25 станицы Платнировской, сейчас работающий начальником сектора проектирования кислородных жидких ракетных двигателей ОАО «РКК «Энергия».

- Павел, что особенно запомнилось из школьной жизни?

- Школьные годы запомнились как самое беззаботное, но и насыщенное время. Учёба давалась достаточно легко. С удовольствием и благодарностью вспоминаю увлечённых педагогов, директора.

Наш класс был довольно дружным. Да, мы не отличались железной дисциплиной, но всегда с радостью участвовали в школьной жизни: в соревнованиях, выступлениях, концертах. Вообще я уверен, что, помимо учёбы, важно иметь другие интересы и увлечения, заниматься спортом.

- Мы с Вами ровесники, и, согласитесь, ребята нашего поколения не мечтали о героическом покорении Арктики, о космических полётах, о судьбе лётчиков-испытателей. В основном с начальной школы все стремились на экономический и юридический факультеты. Что повлияло на Ваш выбор пути?

- В девятом классе мне как участнику районных олимпиад дали путёвку в детский лагерь «Орлёнок». Эта поездка очень на меня повлияла: я узнал много нового, познакомился с интересными людьми, и самое главное – прослушал курс лекций по теории ракетных двигателей и по теории решения изобретательских задач. Космосом я увлекался и раньше, но после «Орлёнка» решил твёрдо: буду делать ракетные двигатели.

Для этого нужно хорошо знать физику, химию, математику – на эти предметы и сделал упор. В одиннадцатом классе я выбирал: поступать в МГТУ имени Н. Э. Баумана на кафедру «Ракетные двигатели» или в КубГУ на факультет химии и высоких технологий.

Прямо с выпускного вечера поехал на предварительные экзамены в МГТУ. Тогда ЕГЭ ещё не было, поэтому пришлось решать задачки. Сдал экзамены, прошёл собеседование и... поступил!

- Как встретила Москва?

- Поначалу было трудно: жизнь в общежитии, ритм большого города, высокая учебная нагрузка. Но все трудности меркли перед интересом, который вызывала учёба. Некоторые предметы мне нравились, некоторые я не любил, но при этом всегда понимал, что без знаний – никуда.

На втором курсе меня выбрали старостой, хотя в большинстве групп старост попросту назначали. Доверие надо оправдывать – вплоть до выпуска я старался помогать одногруппникам.

В университете при желании в сжатое время узнаёшь столько, сколько потом трудно за всю жизнь изучить, и это нужно ценить. Кстати, в общежитии я и готовить научился!

- Как началась рабочая жизнь?

- Работать по специальности я начал на четвёртом курсе. После успешной защиты диплома меня пригласили работать в РКК «Энергия». С начала 50-х годов это предприятие, основанное Сергеем Королёвым, возглавляло работы практически по всем направлениям развития космонавтики, на нём были созданы первые отечественные ракеты и спутники. Сейчас РКК «Энергия» разрабатывает, изготавливает и обеспечивает полёт космических кораблей «Союз», «Прогресс», разрабатывает и обслуживает работу российского сегмента Международной космической станции, имеет огромный опыт по созданию разгонных блоков для ракет.

- Вы ощущали какую-то особую ответственность, сопричастность большому делу?

- С первого же дня мне поручили ответственную работу: расчёт теплового состояния камеры сгорания, то есть «сердца» ракетного двигателя. Как раз тогда разворачивались работы по созданию нового двигателя, не имеющего аналогов в мире. Основная его особенность – охлаждение камеры жидким кислородом, которое больше никто в мире не решился применить.

Представьте: с одной стороны поток газа температурой 3450 градусов по Цельсию, с другой – жидкий кислород с температурой -160 градусов, между ними – стенка толщиной 1,2 мм, и нужно обеспечить не только надёжную работу двигателя в течение 25 минут, но и семикратный запуск. А для этого необходимо полное понимание всех процессов, которые в нём происходят...

Кроме того, нужно было решать множество других вопросов: разработать математическую модель всего двигателя, изготовить экспериментальные камеры сгорания и провести их огневые испытания, заключить и отследить договоры. Я брался за всё с интересом и старался сделать работу качественно, поэтому через два с половиной года получил должность начальника сектора. За достигнутые научно-технические результаты мне была присуждена стипендия Президента.

- Признание заслуг помогает, «подстёгивает»?

- В первую очередь прибавляет работы! В этом году запланированы изготовление и испытание новых камер сгорания, проведение сложных тепловых и газодинамических расчётов элементов двигателя, а также разработка проекта новой ракеты сверхлёгкого класса. Когда видишь, что создаёшь новую, уникальную технику, когда видишь результат своей работы, чувствуешь уверенность в завтрашнем дне.

- В этом году мы празднуем 50-летие полёта Юрия Гагарина в космос. За полвека пилотируемой космонавтики многое было создано и достигнуто. В последнее время российская космонавтика окрепла после потрясений 90-х годов: созданы новые цифровые корабли «Союз» и «Прогресс», запущены малые исследовательские модули МКС, создаются новые спутники и ракеты, начато строительство нового космодрома «Восточный». Космическая отрасль остаётся передовым фронтом науки и техники, гордостью России. Работая в этих условиях, чувствуешь не только ответственность за порученное дело, ощущаешь связь между отраслями науки и техники, совершенно по-особенному относишься к понятию «космос», формируешь для себя уникальную картину мира. И всё это про Вас, Павел!

- Согласен. А ещё хочу добавить: неважно, в какой отрасли Вы работаете, чтобы чего-то добиться, нужно чётко представлять свою цель и пути её достижения, трудиться над каждым шагом, радоваться успехам и уметь не огорчаться неудачам.

Беседовала Ольга ЧАГРОВА.

ЦитироватьОпыт создания электроракетных двигателей большой мощности в ОАО «Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королева»
Авторы: Островский В. Г., Смоленцев А. А., Соколов Б. А.

Аннотация
Исследования и разработка электроракетных двигателей большой мощности  в РКК «Энергия» им. С.П. Королева имеют более чем полувековую историю. Приведены основные этапы разработки магнитоплазмодинамических двигателей на литии, завершившиеся созданием двигателя большой мощности (500 кВт) с высокими удельными характеристиками и большим ресурсом. Проведены 500-часовые испытания этого двигателя и космический эксперимент с его моделью. Впервые разработан радиационно охлаждаемый двигатель с анодным слоем, при испытании которого в ЦНИИМАШ на висмуте при мощности 34 кВт были достигнуты удельный импульс 5200 с и КПД 70 %. Предложено альтернативное рабочее тело (йод) для двигателей с замкнутым дрейфом электронов большой мощности и начаты испытания СПД на йоде

ЦитироватьПо заказу РКК " Энергия" мы продолжаем опытно-конструкторские работы по созданию на базе жидкостного ракетного двигателя 11Д58МФ многофункционального ЖРД с улучшенными энергомассовыми характеристиками для применения в составе разгонного блока 11С861-03 и других перспективных кислородно-углеводородных ЖРД. Применение этого двигателя позволит увеличить массу выводимого на орбиту полезного груза более чем на 1 тонну.

ЦитироватьВован пишет:
 

ЦитироватьКрасмаш — Космосу

Начиная с 1958 года, после перепрофилирования Красноярского машиностроительного завода под выпуск ракетно-космической техники, конструкторское бюро Красмаша осуществляет сопровождение изделий при их серийном производстве и совместно с предприятиями кооперации участвует в создании новых образцов современной техники. Сегодня о перспективных разработках РКТ мы беседуем с главным конструктором ОАО "Красмаш" А.В. Пекарским.

— Александр Валерьевич, во-первых, разрешите поздравить Вас с государственной наградой — присвоением почетного звания "Заслуженный работник ракетно-космической промышленности РФ". Скажите, над какими перспективными изделиями сейчас работает КБ Красмаша?

— Одно из главных направлений — модернизация кислородно-углеводородного разгонного блока 11С861-03 разработки РКК "Энергия". Эту тему мы начали два года назад. В новом "разгоннике" будет использован современный многофункциональный двигатель 11Д58МФ, который имеет ряд суще
ственных преимуществ по сравнению со своим предшественником. Во-первых, его удельный импульс выше примерно на 20 единиц, а это означает, что выводимая масса полезной нагрузки может быть увеличена на 500 кг. При этом тяга двигателя уменьшена с 8,5 до 5 тс, что позволяет снизить его вес и расход топлива. В модернизированном двигателе будет установлена автономная система управления двигателем (АСУД) с функцией его диагностики и аварийной защиты при нештатных ситуациях. В случае мелких неполадок система сама выработает решение на их устранение и повторный запуск. Во время работы разгонного блока двигатель производит до семи включений, что позволяет выводить космические аппараты на высокие орбиты и "отлетные" траектории к планетам Солнечной системы.

— В какой стадии находится этот проект?

— Сегодня мы изготавливаем отдельные узлы и агрегаты для автономных доводочных испытаний. В РКК "Энергия" и КБХА уже прошли первые конструкторские доводочные испытания, сейчас мы проводим дефектацию узлов двигателя и изготавливаем матчасть для заводских доводочных испытаний. В этом году планируется провести огневые испытания в РКК "Энергия" в составе экспериментальной двигательной установки ЭУ 1289.
Эта установка позволяет проводить комплексную работу газогенератора, турбонасосного агрегата и камеры сгорания. Кстати, камера сгорания в этом двигателе тоже модернизирована, ее охлаждение осуществляется жидким кислородом, а не керосином как раньше.
Сегодня мы совместно с РКК "Энергия" отрабатываем конструкцию КС. Следующим этапом работ будет изготовление опытного образца двигателя.

ЦитироватьРакета без двигателя в космос не улетит

ЦитироватьРаботы по двигателю 11Д58М  
В 2013 г. проведены огневые периодические испытания одного двигателя 11Д58М, обеспечено изготовление двух двигателей 11Д58М на ВМЗ – филиале ГКНПЦ им. М.В. Хруничева, проведены их приёмо-сдаточные испытания.

Работы по перспективному двигателю 11Д58МФ с кислородным охлаждением
камеры сгорания
В отчетном году были проведены автономные испытания составных частей двигателя 11Д58МФ: огневые испытания опытной камеры сгорания №4, доводочные испытания двух газогенераторов, испытания опытного образца бустерного турбонасосного агрегата (в том числе с имитацией запуска двигателя).  
Также проводилась разработка и корректировка проектной и конструкторской документации на данный двигатель в целом и на его отдельные агрегаты по результатам их автономной отработки.
Разработана проектная и конструкторская документация на опытную камеру сгорания двигателя 11Д58МФ №6 и обеспечено её изготовление на ОАО «Красмаш». Разработана проектная и конструкторская документация на камеры сгорания двигателя 11Д58МФ для уточняющих испытаний в рамках выполнения комплексной программы экспериментальной отработки (КПЭО) двигателя 11Д58МФ.

ЦитироватьSalo пишет:
забыли добавить циклин.

ЦитироватьSalo пишет:
Из свежего июльского номера НК: Афанасьев И. "Разгонные блоки семейства ДМ для тяжелой «Ангары»"

Становится понятным, за счёт чего получен УИ в 372 с: отказ от завесного охлаждения при переходе на охлаждение рубашки кислородом (примерно 3% или 10 с УИ) и увеличения геометрической степени расширения сопла до 500 (ещё примерно 6 с УИ).

ЦитироватьКроме того, в 2016 году планируется подготовка и проведение опытно-конструкторских работ по освоению двигателя 11Д58МФ и камеры сгорания под РД-181 для НПО «Энергомаш».

Главный технолог С.С.Юхневич:
– Двигатель 11Д58МФ многократного включения предназначен для выведения на геопереходную и геостационарную орбиту полезного груза, масса которого на 13-15 процентов превышает массу предшественника 11Д58М.
Цель усовершенствования двигателя 11Д58МФ – создание многофункционального двигателя с более высокими массово-энергетическими характеристиками для расширения технических возможностей в части решаемых задач и возможности использования его в новых разработках. Для начала работ оформлен график с мероприятиями по подготовке производства опытных образцов двигателя 11Д58МФ. В 2016 году в соответствии с приказом по заводу на ВМЗ должна быть проведена подготовка производства и освоение 15 агрегатов, входящих в двигатель 11Д58МФ: ТНА, камера сгорания, БПО, БПГ, БДМТ и другие.
...
Начальник отдела НИОКР и подготовки производства Г.К.Шишко:
– Помимо вышеназванного стендового оборудования на «плечи» производства «Инструментальщик» также лягут задачи по обеспечению оснасткой новых направлений РКТ. В частности, изготовление оснастки для двигателя 11Д58МФ (разработчик – ОАО «РКК «Энергия»), который будет предназначен для использования в составе разгонного блока типа ДМ для носителей среднего и тяжелого классов семейства РН «Ангара». В ближайшие два года планируется провести подготовку производства, изготовление опытных образцов агрегатов и первых двух двигателей. В 2016 году инструментальщикам предстоит изготовить по данной теме оснастки на сумму 320 млн.рублей.

ЦитироватьЗаместитель директора по экономике и финансам Сергей Викторовичй Ковалев:
- Не подтвердились значительные объёмы по направлению ОКР, запланированных на 2016 год, в том числе по 11Д58МФ (300 млн. рублей).

- Как Вы считаете, сможет ли предприятие наверстать упущенное до конца года?

- Прежде всего следует сказать, что план на четвертый квартал 2016 года сформирован нами с частичной компенсацией выпадающих по году объёмов. Его надо выполнять. Полностью компенсировать первоначальные объёмы текущего года не удастся по объективным причинам, а именно: не заключены договоры по ОКР на подготовку и производство ДУ11Д58М; ПАО РКК «Энергия» перенесены сроки изготовления ДУ 11Д58М на 2017 год;

ЦитироватьSalo пишет:
СМОЛЕНЦЕВ АЛЕКСАНДР АЛЕКСЕЕВИЧ
Об опыте разработки жидкостного ракетного двигателя 11Д58МФ
 http://cyberleninka.ru/article/n/ob-opyte-razrabotki-zhidkostnogo-raketnogo-dvigatelya-11d58mf.pdf

ЦитироватьРКК «ЭНЕРГИЯ». РАЗРАБОТКА НОВОГО ЭЛЕКТРОРАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
21.06.2018 11:58
 

   РКК «Энергия» (входит в Госкорпорацию «РОСКОСМОС») запатентовали систему хранения и подачи йода для перспективного электроракетного двигателя (ЭРД). Идею использовать «чистый» реактивный йод в качестве так называемого рабочего тела двигателя – вещества, необходимого для получения импульса тяги, - предложил еще в конце 1990-х старший научный сотрудник Корпорации Валерий ОСТРОВСКИЙ.

    

   В 2006-м им были получены первые патенты. Научно-исследовательская работа по этому направлению началась в 2012 году по инициативе Бориса СОКОЛОВА, выдающегося отечественного двигателиста, заслуженного ветерана «Энергии».

    

   Первые испытания на штатном плазменном двигателе показали принципиальную возможность использования йода: двигатель, оборудованный дополнительным газораспределительным устройством, запускался на ксеноне, а йод поддерживал разряд.

    

   Затем конструкторы приступили к разработке системы подачи йода, которая и была в итоге запатентована.

    

   Преимущество двигателя с использованием йода прежде всего в его экономичности. В существующих ЭРД в качестве рабочего тела традиционно используется ксенон, который значительно дороже йода. Кроме того, система подачи и хранения ксенона достаточно сложная и громоздкая, что значительно увеличивает габариты и массу двигательной установки. Еще один важный момент - количества производимого ксенона недостаточно для решения перспективных задач космонавтики, например, полетов на Луну.

    

   Йод же хорошо хранится в твердом состоянии и может быть легко превращен в газ без применения многоступенчатой системы понижения давления. При ресурсных испытаниях возможна также рециркуляция йода. Как следствие - стоимость наземной отработки такого ЭРД в десятки раз ниже, при этом параметры двигателей на йоде как минимум не уступают аналогичным характеристикам ЭРД на ксеноне.

    

   Предложенный конструкторами «Энергии» вариант двигателя будет оснащён безрасходным катодом-нейтрализатором, что позволит обойтись без дополнительного газообразного рабочего тела - ксенона или аргона. Такой двигатель может использоваться как маршевый или для коррекции орбиты, например, на спутниках связи, а также при решении транспортных задач дальнего космоса.

    

   - Наземные испытания двигательной установки разработчики проведут уже в конце июня, - рассказал один из руководителей проекта, инженер-конструктор Павел ЩЕРБИНА.

    

   На 2022 год запланирован эксперимент «Островский», названный так в честь автора идеи. Предполагается первую часть эксперимента провести на борту МКС, а вторую – с использованием грузового корабля. После отстыковки корабль будет еще месяц находиться на орбите для испытаний новых, работающих на йоде электроракетных двигателей.

ЦитироватьSalo пишет:
Производство 11Д58МФ передали с Красмаша на ВМЗ:

ЦитироватьСЕРГЕЙ КОВАЛЁВ: «КАЧЕСТВО ПРОДУКЦИИ — ФУНДАМЕНТ СТАБИЛЬНОСТИ ЗАВОДА»

Врио руководителя филиала АО «ГКНПЦ им.М.В. Хруничева» — директора Воронежского механического завода Сергей Ковалёв рассказал о первоочередных задачах предприятия и заказах на ближайшие годы.
...
— Расскажите о совместных проектах ВМЗ с КБХА.

— Мы подписали с КБХА документацию на изготовление основных узлов перспективного двигателя 11Д58МФ, который придет на смену двигателю 11Д58М. Тема перспективная, но сейчас мы находимся в самом начале пути. Конструкторы КБХА должны будут разработать конструкторскую документацию на данный двигатель, и дальше предстоит очень сложная и интересная работа. По этому двигателю планируется применение современных конструкторских решений и самых современных технологий изготовления отдельных узлов и агрегатов.

ЦитироватьИССЛЕДОВАНИЕ ВОЗМОЖНОСТИ СОЗДАНИЯ НА БАЗЕ КИСЛОРОДНОУГЛЕВОДОРОДНОГО ДВИГАТЕЛЯ 11Д58М ВЫСОКОЭКОНОМИЧНОГО МНОГОФУНКЦИОНАЛЬНОГО БЕЗГАЗОГЕНЕРАТОРНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ С КИСЛОРОДНЫМ ОХЛАЖДЕНИЕМ
   СОКОЛОВ БОРИС АЛЕКСАНДРОВИЧ1, ТУПИЦЫН НИКОЛАЙ НИКОЛАЕВИЧ1
1 РКК «Энергия»
Тип: статья в журнале - научная статья Язык: русский
Номер: 2 (25) Год: 2019 Страницы: 67-80
     УДК: 629.78.036.54 - 63.063.6:621.694
ЖУРНАЛ:
    
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ
Издательство: Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П.Королёва" (Королев)
ISSN: 2308-7625
КЛЮЧЕВЫЕ СЛОВА:
    
МНОГОФУНКЦИОНАЛЬНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, КИСЛОРОДНОЕ ОХЛАЖДЕНИЕ, БЕЗГАЗОГЕНЕРАТОРНАЯ СХЕМА, РАЗГОННЫЙ БЛОК, MULTIFUNCTIONAL ROCKET ENGINE, OXYGEN COOLING, GAS-GENERATORLESS DESIGN, UPPER STAGE
АННОТАЦИЯ:
    

В статье представлены результаты проектно-исследовательских и опытноконструкторских работ РКК «Энергия» по анализу и подтверждению возможности создания на базе серийного кислородно-углеводородного ракетного двигателя 11Д58М тягой 8,5 тс высокоэкономичного многофункционального двигателя с кислородным охлаждением и оптимальной для разгонных блоков (РБ) тягой 5 тс, выполненного по безгазогенераторной схеме. Многофункциональность двигателя предусматривает введение в его состав дополнительных блоков, обеспечивающих выполнение ряда важных для РБ функций, таких как обеспечение питания двигателя топливом из баков РБ после полета в условиях невесомости, создание управляющих моментов для ориентации и стабилизации РБ на пассивных участках полета, а также автономное управление автоматикой двигателя для его запуска, останова, регулирования при работе и аварийной защиты при нештатном функционировании и др. Замена традиционного охлаждения камеры двигателя высококипящим углеводородным горючим на инновационное кислородное охлаждение позволяет отказаться от колец завесного внутреннего охлаждения и исключить соответствующие потери горючего, а использование газифицированного кислорода в охлаждающем тракте камеры кислорода для привода турбонасосного агрегата - реализовать безгазогенераторную схему двигателя.

ЦитироватьБезгазогенераторная схема двигателя

Для безгазогенераторной схемы и соответствующей модификации двигателя 11Д58МФ проблемы, приводящей к возникновению при запуске недопустимых забросов температуры в ГГ, просто не существует ввиду отсутствия самого ГГ.
Именно в связи с этим было решено разрабатывать двигатель по безгазогенераторной схеме.
До настоящего времени по безгазогенераторной схеме выполнялись (или испытывались) только кислородно-водородные и кислородно-метановые двигатели. Как показывает опыт создания этих двигателей [10], всем им присущи следующие преимущества по сравнению с газогенераторными:
• отсутствие в составе двигателя «лишнего» огневого агрегата — газогенератора с его клапанами и средствами запуска и регулирования режимов работы;
• низкая рабочая температура и равномерное температурное поле газа на входе в турбину ТНА;
• низкие термические напряжения в конструкции ТНА;
• исключение возможности перегрева подшипника и уплотнений, расположенных у турбины, после очередных выключений двигателя;
• отсутствие влаги в полостях турбины (из-за отсутствия в газогенераторном газе паров воды), замерзание которой может приводить к отказам двигателя, особенно при наземных испытаниях.
Для кислородных двигателей с высококипящим углеводородным горючим использование безгазогенераторной схемы дает еще одно важное преимущество — исключение опасности возгорания турбины и газового тракта между ТНА и КС в среде высокотемпературного окислительного газа.
Двигатель 11Д58МФ — первый кислородно-углеводородный двигатель, выполняемый по инновационной для этой топливной пары безгазогенераторной схеме.
Схема потоков в блоке тяги безгазогенераторного двигателя 11Д58МФ представлена на рис. 2. На нем показан вариант конструкционного объединения в автономный турбонасосный блок (ТНБ) нового ТНА с пускорегулирующей арматурой, включающей в себя клапан предпускового дренажа кислорода на входе в насос окислителя и кавитирующие сопла Вентури с подвижным центральным телом игольчатого типа с приводами для регулирования расходов окислителя и горючего, устанавливаемые на выходе из укороченных диффузоров соответствующих насосов ТНА и другой арматуры. Объединение ТНА и его арматуры в ТНБ позволит провести их опережающую совместную автономную отработку (без использования камеры), так как для привода турбиныТНА можно будет использовать сжатый газобаллонный кислород с обычной «комнатной» температурой. Возможность полноценной отработки ТНА с пускорегулирующей арматурой до начала огневых испытаний блока тяги является важным преимуществом безгазогенераторной модификации двигателя 11Д58МФ.
Переход в кислородно-углеводородном двигателе 11Д58МФ на безгазогенераторную схему существенно упрощает его пневмогидравлическую схему (рис. 3, обозначения элементов — по работе [11]).
На рис. 3 красным цветом показаны многочисленные узлы, агрегаты и трубопроводы, исключаемые из состава двигателя при таком переходе. Из вновь вводимых элементов основным является ТНБ, являющийся новой разработкой.
Необходимо отметить, что турбина ТНА блока тяги безгазогенераторного двигателя 11Д58МФ для обеспечения увязки его энергетического баланса должна иметь значительно бóльшие КПД и срабатываемый на ней перепад давления газа по сравнению с КПД и перепадом турбины газогенераторного варианта двигателя. Это обусловлено тем, что абсолютная температура газифицированного кислорода на выходе из тракта охлаждения камеры блока тяги ниже температуры газа на выходе из огневого ГГ в 2–2,5 раза (в зависимости от суммарного теплосъема от камеры, определяемого при выбранной конфигурации сопла длиной цилиндрической части КС).
В результате проведенных в РКК «Энергия» инициативных комплексных проектноконструкторских проработок энергетического цикла многофункционального двигателя 11Д58МФ (с учетом отборов газифицированного кислорода на привод турбины БТНА БПО, на кислородный поднаддув бака окислителя РБ, перетечек через уплотнения в ТНА и прочих влияющих факторов) было установлено, что при переходе к безгазогенераторной модификации двигателя 11Д58МФ необходимо увеличить подогрев кислорода на выходе из тракта охлаждения камеры блока тяги до уровня 350–400 К, а также увеличить относительный перепад давления на турбине.
Вы не можете просматривать это вложение.
Вы не можете просматривать это вложение.
С этой целью длина цилиндрической части КС должна быть увеличена со 105 до 200 мм (т. е. до значения, используемого в КС двигателя-прототипа 11Д58), а давление на выходе из насоса окислителя — до 300 кгс/см2, т. е. до максимально допустимого значения для камеры по соображениям прочности. Дополнительный анализ показал, что указанная величина давления требует небольшого (на 0,5 мм) утолщения ребер тракта охлаждения вблизи коллектора подвода к камере жидкого кислорода с плавным уменьшением этого утолщения до нуля на расстоянии 30 мм от коллектора и практически не скажется на гидропотерях в тракте охлаждения.
Разработку нового ТНА для безгазогенераторного варианта двигателя 11Д58МФ предполагалось вести на базе ТНА двигателя-прототипа 11Д58М. Поэтому она целенаправленно велась с обеспечением максимального заимствования основных деталей и узлов роторной части ТНА двигателя 11Д58М, оказавшихся наиболее сложными в отработке — упорного «трехточечного» подшипника 36-126207ЮП ТУ 3709 с разрезным внутренним кольцом, манжет, уплотнительных «плавающих» колец насосов окислителя и горючего, импеллера горючего, узла фторопластового уплотнения между турбиной и насосом окислителя и проч.
Общее количество этих небольших, но важных для отработки надежности ТНА его узлов и деталей составило 75% от общего количества деталей (54 из 72 шт. — рис. 4), что даже при переиспытаниях их на новые режимы работы (в т. ч. на увеличенную в 1,5 раза частоту вращения ротора) сократит затраты времени и средств на создание нового ТНА.
Корпусные детали и рабочие колеса насосов и турбины будут новыми.
Были проведены прочностные расчеты спроектированного ТНА, расчет критической частоты вращений ротора ТНА, а также расчет баланса осевых сил на роторах окислителя и горючего, которые подтвердили наличие необходимых запасов прочности конструкции ТНА и отсутствие необходимости применения в нем (как и в двигателе 11Д58М) автомата разгрузки осевых сил.
При увязке энергетического баланса двигателя особое внимание было уделено обоснованию возможности требуемого повышения КПД турбины ТНА с 0,6 (значение для осевой активной газовой турбины ТНА разработки КБХА для газогенераторного варианта двигателя 11Д58МФ) до 0,82–0,83 для центростремительной реактивной газовой турбины радиально-осевого типа, спроектированной РКК «Энергия».
Центростремительные реактивные турбины радиально-осевого типа имеют значительные преимущества по достижимому КПД (особенно при их малых размерах) перед осевыми турбинами, обычно используемыми в ТНА ракетных двигателей.
Вы не можете просматривать это вложение.
При проектировании ТНА безгазогенераторного двигателя 11Д58МФ специалистами и молодыми сотрудниками РКК «Энергия» был изучен и учтен опыт проектирования и расчета высокоэкономичных промышленных турбодетандеров для холодильной техники [12–15], а также турбин для судовых энергоустановок средней и малой мощности [16].
В связи с этим проектируемый ТНА получил следующие особенности и отличия от принятого за прототип ТНА двигателя 11Д58М, имеющего низкоперепадную активную центростремительную радиальноосевую турбину:
• относительный перепад давления газа в турбине Пт увеличен с 1,4 до оптимального для двигателя 11Д58МФ значения 2,8 (при этом такое увеличение Пт сделало ненужным использование за турбиной газодинамического сопла для исключения заброса оборотов ТНА при запуске из-за малого противодавления в КС и, как следствие, улучшило энергетический баланс двигателя из-за снижения гидропотерь в газовом тракте);
• доля теплоперепада рабочего тела, срабатываемого в колесе турбины, увеличена до оптимального значения 40% от общего теплоперепада в ней (это ведет к снижению потерь давления в соплах направляющего аппарата турбины и, следовательно, к росту ее КПД по сравнению с осевыми турбинами);
• полуоткрытое колесо турбины заменено колесом закрытого типа (колесом, снабженным покрывным диском с лабиринтным уплотнением), что повышает КПД турбины за счет уменьшения потерь в колесе из-за перетечек газа;
• оптимизировано по критерию КПД значение степени радиальности колеса — отношения эффективного значения выходного диаметра рабочего колеса турбины к его входному диаметру (0,35 вместо 0,7 у двигателя 11Д58М);
• оптимизирована конфигурация лопаток рабочего колеса путем введения закрутки выходной части их не только на периферии, но и у втулки, а также укорочение половины из 16 лопаток на выходе из колеса, что снизит потери в турбине и повысит ее КПД.
Математическое моделирование течения газообразного кислорода в спроектированной турбине двигателя 11Д58МФ, проведенное ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша» по предварительным исходным данным РКК «Энергия», подтвердило достижимость требуемого значения КПД и возможность дальнейшего усовершенствования проточной части турбины для повышения ее экономичности за счет устранения выявленных застойных и вихревых зон в потоке газа.
Для проектной оценки массы нового ТНА был использован предложенный в работе [17] метод, основанный на использовании общей теоретической функциональной зависимости массы произвольной лопаточной машины (ЛМ) от ее гидромеханических параметров, понятия массинварианта различных типов ЛМ, а также — на статическом определении их значений для основных типов ЛМ, применяемых в ТНА ракетных двигателей.
В соответствии с работой [17], масса нового ТНА в незалитом состоянии определялась по полуэмпирической формуле, вытекающей из общей функциональной зависимости:

Вы не можете просматривать это вложение.
Это позволило надежно оценить массу ТНА еще до разработки рабочих чертежей
его узлов и деталей.

заключение

1. Инициативные проектно-исследовательские и опытно-конструкторские работы РКК «Энергия» показали техническую возможность создания на базе серийного кислородно-углеводородного
двигателя 11Д58М тягой 8,5 тс высокоэкономичного многофункционального безгазогенераторного двигателя 11Д58МФ тягой 5 тс с кислородным охлаждением и определили его оптимальный состав.
2. Для двигателя 11Д58МФ была разработана и успешно начала огневую отработку камера со щелевой смесительной головкой диаметром 105 мм, показавшая устойчивую работу и требуемую экономичность.
3. Для создания безгазогенераторного двигателя 11Д58МФ необходимы разработка и отработка нового высокоэкономичного турбонасосного агрегата. Показано, что такой ТНА может быть создан на базе ТНА двигателя 11Д58М путем проведения оптимизации газовой турбины и других узлов ТНА.
4. Безгазогенераторная схема двигателя 11Д58МФ позволит упростить конструкцию двигателя и ускорить отработку процессов его запуска.
5. Результатом реализации предложенной КС со щелевой головкой и нового высокоэкономичного ТНА станет создание инновационного многофункционального кислородно-углеводородного жидкостного ракетного двигателя безгазогенераторной схемы, энергетические и эксплуатационные характеристики которого при использовании высококалорийных синтетических горючих (таких как Синтин, Боктан и др.) позволят отказаться от применения в РБ не только кислородно-метановых, но и кислородно-водородных двигателей, требующих существенного утяжеления баков РБ, введения теплых зон для бортовых систем и обеспечения их искрозащищенности, а также большого повышения затрат на создание двигателей, РБ, наземной инфраструктуры и космического ракетного комплекса в целом.

ЦитироватьУправляющий двигатель представляет собой однокамерный газожидкостный импульсный ЖРД высокого быстродействия на газифицированном кислороде и углеводородном горючем - синтине и работает в импульсных и стационарных режимах с длительностью включения от 0,06 до 1200 с как в орбитальном полете, так и при спуске в атмосфере до высоты 10 км, что позволяет использовать его как дублера маршевого двигателя и двигателей ориентации.
Для воспламенения компонентов топлива используется электрическая система зажигания индуктивного типа.
Камера сгорания и часть сопла охлаждаются регенеративно и через завесу окислительным газом, выходная часть сопла - радиационно, клапаны и свеча - прокачкой основного горючего в замкнутом контуре терморегулирования ОДУ.
Для двигателей продольного перемещения, дублирующих маршевые двигатели в случае их отказа, предусматривается установка удлиненного насадка со степенью расширения =50 и соответствующим приростом удельного импульса.
Быстродействие двигателя характеризуется временем набора 90% тяги, равным 0,06с, такой же минимальной продолжительностью включения и частотой включения до 8Гц.
Минимальный удельный импульс двигателя в импульсных режимах 180с.
Гарантированный ресурс двигателя составляет 26000 включений и более 3 ч работы (с дальнейшим увеличением по мере набора статистики).

ЦитироватьТепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов 05.07.05
Кропотин С.А., Смоленцев А.А., Бобылев А.С., Перов А.А., Титов М.Ю.
Результаты повторного применения двигателей управления спуском транспортного пилотируемого корабля «Союз»

В данной работе представлены результаты повторного применения двигателей управления спуском спускаемого аппарата транспортного пилотируемого корабля «Союз». Приведено описание конструкции двигателей, их характеристики и схема расположения на спускаемом аппарате. На основе статистических данных выработки ресурса двигателей определено, что остаточный ресурс более чем в полтора раза превышает необходимое значение для повторного применения. Представлены результаты автономных испытаний каталитических пакетов и двигателей для подтверждения возможности повторного применения. Показано, что характеристики двигателей при повторном применении остаются в пределах, допускаемых конструкторской документацией.
Представлено описание программы послеполётного обслуживания, по результатам прохождения которой на двигатели выдаётся заключение о годности к повторному применению.
Приведена статистика повторного применения двигателей управления спуском. На 01.06.2020 г. повторное применение получили 40 двигателей. Все двигатели отработали без замечаний.
Ключевые слова: спускаемый аппарат, реактивный двигатель малой тяги, пероксид водорода, повторное применение.
Список литературы
1. Интервью Игоря Хамица // Режим доступа: https://www.roscosmos.ru/28714/ (дата обращения 01.07.2020 г.).
2. КБХА. Завершена разработка эскизного проекта нового кислородно-метанового двигателя тягой 85 тонн. Режим доступа: https://www.roscosmos.ru/24338/ (дата обращения 01.07.2020 г.).
3. Безотказная, как автомат Калашникова: метановая ракета «Амур». Режим доступа: https://www.roscosmos.ru/29357/ (дата обращения 01.11.2020 г.).
4. Кропотин С.А., Смоленцев А.А., Бобылев А.С., Перов А.А, Капитанов С.В., Титов М.Ю., Дидык В.А., Здухова Т.В. Повторное применение двигателей системы исполнительных органов спуска транспортного пилотируемого корабля «Союз» // Боеприпасы и высокоэнергетические конденсированные системы. 2019. № 2. С. 117–123.
5. Колесов Б. Управляемый спуск корабля // Авиация и космонавтика. 1969. № 2. С. 22–23.
6. ГОСТ Р 50632-93. Водорода пероксид высококонцентрированный. Технические условия (с изменениями № 1, 2). М.: Издательство стандартов, 1994.
7. Добровольский М.В. Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования: Учебник для вузов / Под ред. Д.А. Ягодникова. 3-е изд., доп. М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2016. 461 с.
8. Роскосмос. Во время запуска корабля «Союз МС-10» произошла нештатная ситуация. Режим доступа: https://www.roscosmos.ru/25594 (дата обращения 01.06.2020 г.).
9. Афанасьев И. «Фёдор» летит на МКС // Русский космос. 2019. № 9. С. 2–9. Режим доступа: https://www.roscosmos.ru/media/pdf/russianspace/rk-2019-09.pdf (дата обращения 01.06.2020 г.).

Цитата: Влад от 13.09.2020 17:47:57Получается какой то почти мифический двигатель, может кто то знает где о нем можно почитать?

Цитата: Влад от 13.09.2020 17:47:57Вот что то в сети не ничего по управляющему двигателю (17Д15)  ОКК Буран.
Удалось найти только вот это

ссылка - Двигатели управления 17Д15 (https://studopedia.su/19_153202_dvigateli-upravleniya-d.html)

Получается какой то почти мифический двигатель, может кто то знает где о нем можно почитать?

Вообще почему больше нигде не применялось такое сочетание газообразный окислитель и жидкое топливо?