Форум Новости Космонавтики

ЦитироватьКонструкторы "Энергомаша" сейчас работают над принципиально новыми двигателями,

ЦитироватьН
     
Н - С - Н   Смотрите,сколько водорода м метане!
     
      Н

Цитировать14.05.2007 В России проведено успешное испытание ракетного двигателя на сжиженном природном газе

11 мая 2007 года на испытательном стенде ФГУП НИИХИММАШ было проведено успешное испытание жидкостного ракетного двигателя (ЖРД), работающего на компонентах топлива кислород – сжиженный природный газ (СПГ), разработки ФГУП КБ химического машиностроения. Продолжительность испытания составила 69 секунд.

Данное испытание проводилось в рамках работ по Федеральной космической программе России по созданию ракетных двигателей для перспективных космических средств выведения, в т.ч. многоразовых, а также в интересах российско-французского сотрудничества в области перспективных средств выведения «УРАЛ».

Двигатель спроектирован по восстановительной схеме замкнутого типа с тягой около 10 тонн и является прототипом маршевого двигателя тягой 200 тонн. Успешное проведение испытания двигателя дает основание для дальнейшего продвижения работ по данному направлению.

ЦитироватьХод работ по теме «Урал»

[..] и КВД-1.2 (КБХМ). Первое огневое испытание КВД-1.2 длительностью 17 сек проведено 27 декабря 2005 г. Еще один «прожиг» КВД-1.2 планируется до конца 2006 г.

(http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/287/turbo.jpg)
Модифицированный ТНА двигателя КВД-1 для работы на метане

(http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/287/engine.jpg)
Стендовый вариант КВД-1 для испытаний на смеси жидкий кислород – метан

ЦитироватьMojave, CA. January 16, 2007 – Today XCOR Aerospace announced a series of successful test firings of its new 7,500 pound thrust rocket engine. The tests were conducted as part of a $3.3 million subcontract XCOR has with Alliant Techsystems (NYSE: ATK).  The tests support NASA's advanced development program to obtain liquid methane rocket engine technology for future space applications.  Six short-duration test fires have been completed.  

The engine, designated 5M15, uses liquid methane and liquid oxygen as propellants.  XCOR and ATK are developing the initial workhorse version of the 7,500 lbf LOX/methane engine for NASA.  This regeneratively-cooled version of the rocket engine will also be built and tested in 2007 as part of the contract.  ATK will use the workhorse engine as a basis for the design of the prototype version of the engine that will be closer to flight weight

ЦитироватьА японская ракета первой в мире не считается?

sas

ЦитироватьIn general, cryogenic fuels seem to be much more troublesome than cryogenic oxidizers. A little leakage around a valve stem from lox isn't an issue at all, but with methane in can easily catch fire during an engine burn and give you an almost invisible fire to deal with. We lost some sensor wiring after one test due to this. Conditioning the plumbing and injector for startup is similarly more troublesome – if you get hot lox or a gox bubble, the engine generally doesn't mind running very rich for a couple seconds, but getting a fuel gas bubble can result in damaging lean conditions. You can't expect both propellants to go through gas / liquid transitions at the same time even if they are both cryo, due to differences in the plumbing and manifolding. In a vertical configuration, flowing some propellant through each side in sequence is probably a good idea, but horizontally that would be unacceptable due to mixed propellant pooling.

Цитировать

ЦитироватьРекордные по длительности огневые испытания двигателя на топливе кислород-СПГ[/size]
:: 01.10.2010
http://www.roscosmos.ru/main.php?id=2&nid=12891
Огневое ресурсное испытание двигателя-демонстратора С5.86.1000-0 №2 тягой 7,5 тс разработки КБ Химмаш им. А.М.Исаева на топливе кислород – СПГ (сжиженный природный газ)  было проведено 29 сентября 2010 года на стенде В2А ИС-106 ФКП «НИЦ РКП», г. Пересвет.
(http://www.roscosmos.ru/img/news/33333333333.jpg)
Испытание прошло успешно. Была достигнута рекордная длительность  работы двигателя такой размерности при однократном включении - 1160с. В ходе испытания параметры двигателя соответствовали заданным.
(http://www.roscosmos.ru/img/news/455555.jpg)
Подтверждены возможность продолжительной работы двигателя, выполненного по замкнутой схеме с дожиганием восстановительного генераторного газа, на топливной паре жидкий кислород–СПГ и также возможности стенда по проведению длительных испытаний.
Работа выполнена в рамках ОКР «Двигатель-2015-КБХМ» по заказу ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша».
Совместный пресс-релиз НИЦ РКП, КБ Химмаш им. М.В.Исаева и ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша»

ЦитироватьО рекордных по длительности испытаниях метанового двигателя в НК №11
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/15112.jpg) (http://fotki.yandex.ru/users/videofotostudia/view/240924/)
 (https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/63395.jpg)(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/15113.jpg) (http://fotki.yandex.ru/users/videofotostudia/view/240921/)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/15114.jpg) (http://fotki.yandex.ru/users/videofotostudia/view/240922/)

ЦитироватьРАБОТЫ КОНСТРУКТОРСКОГО БЮРО ХИММАШ им. А.М. ИСАЕВА ПО ОСВОЕНИЮ ТОПЛИВНОЙ ПАРЫ КОМПОНЕНТОВ «ЖИДКИЙ КИСЛОРОД+СЖИЖЕННЫЙ ПРИРОДНЫЙ ГАЗ»

КБХМ - филиал ГКНПЦ им. М.В. Хруничева:
Николай Николаевич Орлов, главный конструктор
Игорь Александрович Смирнов, генеральный конструктор
Алексей Геннадиевич Яковлев, главный специалист

Глобальная тенденция ограничения стоимости космических услуг и обеспечение их экологической безопасности ставит перед конструкторами задачу создания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) на экологически чистых дешевых компонентах при максимально возможном использовании элементов существующих двигателей, конструкторского, материального, технологического и производственного задела.

Одним из таких путей является создание новых двигателей на базе существующего кислородно-водородного ЖРД путем замены дорогого компонента водорода более дешевым сжиженным природным газом с содержанием метана 90...98 %. Поскольку в ракетной технике освоение нового компонента всегда являлось достаточно трудоемкой и дорогостоящей задачей, начать ее решение представлялось целесообразным на базе двигателя средней размерности.

КБхиммаш начало работы (как оказалось, растянувшиеся на годы из-за весьма скудного финансирования) по освоению топливной пары компонентов "жидкий кислород (ЖК) + сжиженный природный газ (СПГ)" с содержанием метана 90...98 % в 1994 г., когда были проведены проектно-расчетные проработки и выработано основное направление по созданию двигателя. Таким направлением стала замена жидкого водорода на СПГ применительно к кислородно-водородному двигателю КВД1 тягой 7,5 тс.

В 1996 г. были проведены автономные испытания газогенератора, в качестве компонентов использовались ЖК и природный газ. Испытания генератора в основном имели целью проверку режимов запуска и устойчивой работы. Были проведены 13 включений газогенератора, которые подтвердили его работоспособность на компонентах ЖК и природный газ и дали результаты, которые были использованы при разработке восстановительных газогенераторов, работающих по открытой и замкнутой схемам. Испытанию подвергался натурный газогенератор двигателя КВД1 без каких-либо доработок, при этом использовалась пиротехническая система зажигания штатного двигателя. В процессе испытаний проверялись режимы работы газогенератора в диапазоне давлений в камере 30...65 кг/см2 при соотношении компонентов 0,30...0,65, была определена граница устойчивости его работы.

В августе-сентябре 1997 г. в КБхиммаш проводились испытания рулевого блока двигателя КВД1. Рулевой блок по существу представляет собой двигатель с вытеснительной системой подачи топлива тягой 200 кгс и номинальным давлением в камере 40 кг/см2. Был испытан один рулевой блок, который выдержал шесть включений с общей наработкой более 450 секунд. При испытаниях давление в камере поддерживалось в диапазоне 42...36 кг/см2. Испытанию подвергался штатный рулевой блок без каких-либо доработок, при этом использовалась пиротехническая система зажигания штатного двигателя.

В августе 1997 г. КБхиммаш приступило к огневым испытаниям полноразмерного двигателя замкнутой схемы тягой 7,5 тс на компонентах ЖК + СПГ. Основой для изготовления явился доработанный двигатель КВД1 замкнутой схемы с дожиганием восстановительного газогенераторного газа, использующий компоненты топлива ЖК + жидкий водород. Камера двигателя охлаждается горючим.

Конструктивные доработки двигателя КВД1 состояли в основном в доработке насоса окислителя. Диаметр рабочего колеса насоса был увеличен для обеспечения необходимого отношения напоров насосов окислителя и горючего. Была также проведена корректировка гидравлической настройки магистралей двигателя для обеспечения расчетного соотношения компонентов.

Использование при этом двигателя-прототипа, ранее прошедшего цикл испытаний на компонентах ЖК + жидкий водород, обеспечило максимальное сокращение затрат на проведение исследования.

Разработка программы испытаний двигателя и соответственно доработка двигателя проводились с учетом:
- минимального финансирования работ для изготовления необходимой материальной части;
- характеристик стенда;
- недостаточного опыта использования компонентов ЖК + СПГ в полномасштабном двигателе замкнутой схемы;
- необходимости накопления знаний для решения инженерно-технических проблем создания двигателя на данных компонентах.

Программа работ перед проведением первого огневого испытания двигателя предусматривала отработку методики осуществления "подготовительных" операций непосредственно перед пуском двигателя и в том числе:
- подготовку (заправку, термостатирование и т.д.) СПГ в стендовых емкостях;
- захолаживание магистралей окислителя и горючего двигателя до температуры жидких компонентов;
- заливку "сплошным" компонентом соответствующих магистралей.

Холодные испытания позволили отработать методику подготовки двигателя и стенда к огневой работе в части обеспечения требуемых параметров СПГ в стендовых емкостях, обеспечения захолаживания магистралей окислителя и горючего до температур, обеспечивающих "захват" компонентов топлива насосами в пусковой период и гарантировать тем самым стабильный и устойчивый запуск двигателя.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/12684.jpg)
Первое огневое испытание двигателя было проведено 22 августа 1997 г. на стенде НИИХМ (в настоящее время НИЦ РКП). В практике КБхиммаш данные испытания являлись первым опытом использования СПГ в качестве горючего для полноразмерного двигателя замкнутой схемы. Поэтому основной задачей испытания считалось получение успешного результата даже, возможно, за счет некоторого снижения параметров, облегчения условий работы двигателя и введения в состав двигателя некоторой схемно-конструктивной избыточности.

Целями испытаний являлись:
- проверка и экспериментальное подтверждение работоспособности основных агрегатов - камеры, газогенератора, турбонасосного агрегата, прошедших отработку применительно к кислородно-водородному двигателю;
- подтверждение правильности выбранных принципов захолаживания, пуска, останова, а также управления двигателем на режиме;
- получение экспериментальных данных для подтверждения и уточнения методов расчетов и проектирования;
- решение основных задач, связанных с использованием стендовых технологий подготовки и проведения испытания, учитывая особенности СПГ.

Управление на этапе выхода на режим и работа на режиме осуществлялись с помощью регулятора тяги (РТ) и регулятора соотношения компонентов (РСК). Программа первого огневого испытания двигателя замкнутой схемы была выполнена полностью. Двигатель отработал заданное время, замечаний по состоянию материальной части после испытания не было. Результаты испытания подтвердили принципиальную возможность использования СПГ в качестве горючего в агрегатах кислородно-водородного двигателя.

В дальнейшем испытания были продолжены. Их целями были более углубленное изучение процессов, связанных с использованием СПГ, проверка работы агрегатов двигателя в более широких условиях использования, оптимизация конструкторских решений. Всего было проведено пять огневых испытаний двух экземпляров двигателя КВД1, адаптированного для использования топливной пары ЖК + СПГ.

В целом результаты этих испытаний позволили определить основные принципы разработки двигателя и его агрегатов при использовании в качестве компонентов ЖК + СПГ и перейти в 2006 г. к следующему этапу исследований: разработке, изготовлению и испытанию двигателя С5.86. Его камера сгорания, газогенератор, ТНА и органы регулирования выполнены конструктивно и параметрически специально для работы на паре ЖК + СПГ. Всего было проведено два огневых испытания двух экземпляров двигателя С5.86 на стенде НИЦ РКП. Результаты испытаний: продолжительность включений - 60 с; тяга - 7000 кгс; давление в камере – 55...62 кгс/см2.

Были получены положительные результаты по запуску и останову ЖРД, работе на установившихся режимах по тяге и соотношению компонентов топлива (в соответствии с управляющими воздействиями). Анализ результатов огневых испытаний подтвердил правильность конструктивных решений, принятых при разработке двигателя С5.86. Получила подтверждение стабильность работы двигателя на режимах с разными сочетаниями тяги и соотношения компонентов топлива. Отработана технология заправки и термостатирования СПГ для обеспечения его сплошности и заданной температуры на входе в двигатель, практически применимая для процедуры заправки летных изделий.

Появилась возможность перейти к следующему этапу работ: опытно-конструкторской разработке.

Подводя итоги, необходимо отметить, что создание двигателя на компонентах ЖК + СПГ требует продолжения научно-исследовательских, теоретических и экспериментальных работ, направленных на оптимизацию технических решений по обеспечению запуска, управления и регулирования, моделирование режимов работы двигателя и обеспечение его работоспособности. При этом основными проблемами, которые целесообразно решить до перехода к опытно-конструкторской разработке (или одновременно с этим), являются:
- экспериментальная проверка отсутствия накопления твердой фазы при достаточно длительных включениях и после штатного останова как в тракте охлаждения камеры, так и в газовом тракте (для этого требуется установка на стенд соответствующих емкостей);
- разработка математической модели двигателя с учетом полученных экспериментальных данных;
- проверка сходимости характеристик основных агрегатов (камеры, газогенератора, турбонасосного агрегата) при их использовании, проверках и настройке на воде, СПГ;
- более глубокая оптимизация системы запуска двигателя;
- экспериментальная проверка возможного влияния состава природного газа на характеристики основных агрегатов;
- получение экспериментальных данных по охлаждающим свойствам СПГ, характеру изменения параметров гидравлического тракта камеры на различных режимах работы камеры (при различных температурах и давлениях).

Литература

Морозов В.И., Заславский Е.Л., Морозов Р.Ф., Орлов Н.Н., Смирнов И.А., Яковлев А.Г. Российские жидкостные ракетные двигатели на экологически чистых компонентах топлива для разгонных блоков ракет-носителей // Международный научный журнал "Альтернативная энергетика и экология" № 3, 2008.

ЦитироватьПрограмма Урал
Компания Snecma играет активную роль в программе Урал по разработке ракет-носителей нового поколения. Программа Урал, начатая в 2005 году с создания совместной рабочей группы CNES–Роскосмос, нацелена на установление долгосрочных российско-французских партнерских отношений, в частности касающихся ЖРД. Эксперименты проводятся на новом ракетном двигателе с использованием смеси жидкого кислорода и сжиженного природного газа (метана). Snecma отвечает за компьютерное моделирование этих экспериментов и за анализ результатов. Ее партнер, российская компания КБХМ, специалист по ракетным двигателям для верхних ступеней носителя, изготовила экспериментальный двигатель и проводит его испытания.

(http://www.safran.ru/IMG/jpg/liq1a.jpg)

Цитировать

ЦитироватьАниКей пишет:
Метан – последняя надежда? И.Афанасьев. НК.
Свойства метана как горючего http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/184-185/27.shtml

Salo пишет:
1160 с это реально много. КБХА на метановом РД-0146 отработали 900с.

Цитировать

ЦитироватьА японская ракета первой в мире не считается?

sas

Вы про Галактик Экспресс?
Так у него проблемы. Японцы замахнулись на композитные криогенные баки, и в итоге, после пяти лет мучений, делают теперь обычные "железные". Но время и деньги - потеряли.

ЦитироватьНовая японская ракета GX может отправиться на покой, так и не совершив свой первый полет
     05 декабря 2009 23:07:30

Японская ракета средней грузоподъемности стала мишенью для аннулирования правительственным консультативным комитетом, созданного правящей партией Японии и направленного на ликвидацию расточительных расходов из бюджета страны на будущий год.

Правительственный консультативный комитет, заседание которого прошло 17 ноября в Токио, рекомендовал прекратить финансирование этой ракеты в связи с увеличением издержек на топливо и отсутствии первоочередной необходимости GX. При рассмотрении бюджетных заявок JAXA на 5,8 млрд. иен ($ 65 млн) для бюджета текущего года, Комитет отметил, что прогнозируемые затраты на разработку выросли до 70 миллиардов иен.

Начатая в 2003 году, разработка ракеты GX, предположительно должна была обойтись в 45 миллиардов иен и быть готовой к запуску в 2006 году. Первый запуск ракеты был перенесен на 2011, когда в 2006 году JAXA обнаружило, что двигатель второй ступени требует серьезной доработки, и что затраты на него выросли с 16 млрд иен до 35 млрд. йен.

GX первоначально была ориентирована для коммерческих запусков, но с успехом опорной ракеты Японии H-2A и бедными коммерческими перспективами для GX, Правительственный консультативный комитет сказал, что имеет смысл отменить бюджет для развития этой ракеты.

 Окончательное решение ожидается до конца декабря. Представитель JAXA Сатоко Канадзава сказал, что агентство не высказало никаких замечаний по по поводу рекомендации прекратить разработку GX.

ЦитироватьЯпония свернула разработки ракеты GX
(15:36) 16.12.2009
Японское правительство решило отменить разработку ракеты GX, которая является японской ракетой следующего поколения для запуска коммерческих спутников. Министерство по науке и технике Японии запросило 64 миллиона долларов из государственного бюджета на 2010 финансовый год для разработки двигателя.

Однако в ноябре рабочая группа правительственного совета по административной реформе пересматривала бюджетные запросы, призвав к откладыванию этого проекта.

В среду правительство заявило, что оно отложит данный проект, так как это потребует дополнительно 10 миллиардов долларов в предстоящие пять лет и, очевидно, что эта ракета не найдет достаточного спроса, как в Японии, так и за ее пределами.

ЦитироватьLYRA
VEGA evolution

The LYRA project responds to the need for broadening the flexibility and capability of the European family of small- to medium-size launchers. The objective is to make the most of the opportunity of a market which indicates a growth trend and diversification in launch service demand for LEO/MEO orbits.

In addition, the project has been directed to rule out the need for acquiring launches outside of Europe, in particular, for intermediate class satellites. Future ASI missions could be included among these.

The primary objective of the LYRA project is to increase VEGA's performance by about 30%, without significant impacts on the price of the launch service.

In 2005 Phase A of the project was concluded which outlined the reference configuration of the launcher and the main subsystems In April 2007 the contract for Phase B for the "Launch system and liquid propulsion" contract was signed .The programme activities are to take place within a four-year time frame according to the contract's provisions, during which system level activities will take place, including an innovative approach at the GNC and the development of a new flight prototype software and activities in propulsion with regard to the definition of the launcher's third stage (to substitute the current 3° stage ZEFIRO 9 solid, and 4° stage AVUM stockable liquid) made up of the new oxygen-methane MIRA thrusters.

Propulsion activity which makes up 75% of the contract will therefore concentrate on the definition, realization and full-scale test firing of a technological demonstrator realized with the Russian industry, KBKhA.

ЦитироватьПланы модернизации лёгкого европейского носителя направлены на увеличение энергетики при снижении числа ступеней. По программе Vega-E1 предполагается довести грузоподъёмность ракеты до 2т на полярной орбите. Для этого исходную первую ступень Р80 заменят на Р120, а вторую Z23 - на Z40. Вариант модернизации Vega-E2 более радикален: в рамках программы LYRA на ракете планируется заменить третью и четвёртую ступени одной, с кислородно-метановым ЖРД. Уже ведутся работы по созданию демонстрационного двигателярасширительного цикла Mira с тягой 10 тс (первое огневое испытание должно состояться в 2012 г.). Комбинация "Р120+Z40+ метановая ступень позволит выводить на полярную орбиту  до 3 т. Кроме того для модификации "Веги" ЕКА по-прежнему изучает ступени Р100 и Aestus-2.

ЦитироватьГОДОВОЙ ОТЧЕТ ОАО КБХА за 2007 год (http://www.kbkha.ru/userfiles/file/god_otchet/otchet_OSC_KBKhA_2007.doc)

ЦитироватьДвигателестроительная тематика востребована в контрактах по внешнеэкономической деятельности, особенно перспективным является контракт с итальянской компанией «Авио» на разработку кислородно-углеводородного ЖРД.

Кислородно-углеводородный с итальянцами это имеется ввиду скоре всего метан кислородный безгенераторный ЖРД на базе РД-0146

ЦитироватьРД-0146 на СПГ работает, сколько там УИ получилсь не помню. А вот 11Д55 перевести наСПГ не получилось. В конце 90х было два пуска (инициативных)-оба раза сгорели. Преимущества СПГ следующие: больше удельная, чем на керосине, очень дешево, значительно проще реализуются требования по многоразовости (не нужно уродоваться с термовакуумной сушкой двигателя после ОИ, можно сделать несложный плазменный запальник). Недостатки, Вы справедливо, отметили-низкая плотность, криогеника. Считается, что будущее на первых ступенях за СПГ, да и "вверху" он тоже весьма прилично смотрится. Пока сейчас ведутся в основном НИРовские работы, по схеме "газ-газ" в том числе, но до реального железа пока далеко. РД-0146 на СПГ работает, но пока он никому не нужен.

ЦитироватьL. ARIONE, AVIO S.p.A Development Status of the LM10-MIRA Engine for the  LYRA  Launch  Vehicle  

D. SCARPINO, AVIO S.p.A  LYRA Program: LOX-CH4 Firing Test Activities at FAST2 Stand

A. MOGAVERO, Avio S.p.A Numerical Simulation of Mixing and Combustion in Supercritical O2/CH4 Liquid Rocket Combustion Chamber

ЦитироватьНациональная программа LYRA / MYRA

Общее между РД-0146 и MYRA:

• турбонасос LOX
• Камера сгорания
• Система управления
• оборудование (краны,
регуляторы, датчики)

Новые компоненты MYRA
• турбонасос СН4
• Форсуночная гоовка
• Система воспламенения

ЦитироватьНациональная программа LYRA / MYRA

Тестирование по  программе испытаний прототипа

• Тест маломасштабного инжектора LOX-LCH4 тягой 30 кН на стенде FAST2 (AVIO)
• Тестирование новой системы воспламенения на FAST 2 (AVIO)
• Тестирование компонентов насоса СН4 на стенде  FAST2 с доработками (AVIO): • Подшипники в СН4 • индуктор

• Огневые испытания полноразмерной камеры сгорания (с форсуночной головкой AVIO в России (на оборудовании КБХА));
• Огневые испытания полно масштабного прототипа : 900 с Макс +
15 циклов зажигания (запуска) в России (на оборудовании КБХА);
• Огневые испытания прототипа на стенде HYBROB в Италии
(CIRA)

ЦитироватьКак интересно!

Цитироватьиндуктор

Это наверное зажигание.

Интересно, но ведь есть "Урал" совместно с Снекмой, где делается полностью новый двигатель. А про работу КБХА с Фиатом я, лично, никогда не слышал, хотя там выше отцитированно :)

Интересно, насколько реалистична эта ЛИРА и действительно ли она будет использовать фактически дериватив РД-0146. И да, нигде в слайдах нет распределения работы сторон? AVIO сможет сделать ТНА?

ЦитироватьEngine for the future Lyra launch vehicle is ignited
   2007/11/07

The first cryogenic engine ever tested in Italy
The first ignition test of the new engine fuelled with liquid oxygen and methane (LOX-CH4) was conducted at the FAST 2 test stand in Colleferro (Rome).
The test performed in Colleferro (Rome) is a major step forward in the development of the MIRA engine that Avio will produce in collaboration with Russian company KBKhA within the framework of the LYRA program funded by the Italian Space Engine. An upgraded version of the new European launcher VEGA, LYRA is expected to achieve an increase in payload, from the current 1,600 kg to 2,000 kg, to be placed in a 700 km polar orbit, without this entailing a significant increase in launch service costs.
The ignition test lasted 2 seconds as planned. It was preceded by an initial flow of liquid oxygen to cool down the feed lines. After this initial test, the testing campaign will go on and will culminate in a firing time of 20 seconds.
The improved performance capabilities of the LYRA launch vehicle compared to the Vega will be based on the introduction of a third stage fuelled with liquid oxygen and methane, developed starting from the MIRA demonstrator, which will replace the current solid propellant third stage (Zefiro 9) and the liquid propellant fourth stage (AVUM) of the Vega.

ЦитироватьРоссийские многоразовые ракеты могут полететь на метане[/size]

15:05 16/11/2010

МОСКВА, 16 ноя - РИА Новости. Будущая российская многоразовая ракетно-космическая система, возможно, станет использовать в качестве топлива сжиженный газ - метан, сообщил во вторник журналистам гендиректор КБ химавтоматики Владимир Рачук.

Ранее Центральный аэрогидродинамический институт (ФГУП ЦАГИ) имени Жуковского провел анализ проектных материалов различных вариантов многоразовой ракетно-космической системы (МРКС-1). Наиболее рациональным был признан вариант ГКНПЦ им. Хруничева, включающий в себя семейство многоразовых ракет космического назначения, основанных на модульном принципе и обеспечивающих выведение на низкую околоземную орбиту широкого спектра полезных грузов.

Выступая на конференции "Авиация и космонавтика" в Московском авиационном институте (МАИ), Рачук рассказал, что КБ разрабатывает ракетные двигатели с использованием в качестве топлива кислорода и метана. По его словам, метан значительно дешевле традиционного керосина и обладает большей теплоемкостью.

"Такой двигатель мы будем предлагать для перспективной многоразовой космической системы, которую разрабатывает КБ Хруничева", - сказал Рачук.

ЦитироватьИнтересно, а почему мучают диапазон тяг, где испарительные водородники рулят? Я почему-то не вижу никакого повода ухудшать РД-0146 переводом его на метан. Собственно отсутствие на него заказов показывает, что так же думают и потенциальные пользователи. Все таки между водородом и метаном потрясающая разница в УИ в почти 100 с.

ЦитироватьИнтересно, а почему мучают диапазон тяг, где испарительные водородники рулят? Я почему-то не вижу никакого повода ухудшать РД-0146 переводом его на метан. Собственно отсутствие на него заказов показывает, что так же думают и потенциальные пользователи. Все таки между водородом и метаном потрясающая разница в УИ в почти 100 с.

ЦитироватьПМСМ метан может быть относительно выгоден только на 1 ступени, ввиду того, что на нем можно делать сладкий газогенератор и единичные "горшки" большой-300-500,а может и вся 1000 т- тяги. Отработка камер  большой тяги на метане будет легче из-за того что это один компонент,а не набор разных углеводородов как в керосине.
Но современные работы идут по пути наименьшего сопротивления :) Берут работающий движок испарительного цикла, переводят на метан, бодро рапортуют и... Получают никому не нужный продукт.

ЦитироватьАга, только ни для кого не секрет, что у нас пока нет РБ по удельно-массовым сравнимого с Центавром. Когда появится, пусть тогда и сравнят:)

ЦитироватьПоэтому для небольшой размерности КРБ метан может оказаться выгоднее водорода.

Цитировать

ЦитироватьПоэтому для небольшой размерности КРБ метан может оказаться выгоднее водорода.

Но не выгоднее керосина.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьПоэтому для небольшой размерности КРБ метан может оказаться выгоднее водорода.

Но не выгоднее керосина.

А вот это вопрос. Думаю, процентов 10-15 по массе ПГ отжать реально.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьПоэтому для небольшой размерности КРБ метан может оказаться выгоднее водорода.

Но не выгоднее керосина.

А вот это вопрос. Думаю, процентов 10-15 по массе ПГ отжать реально.

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьПоэтому для небольшой размерности КРБ метан может оказаться выгоднее водорода.

Но не выгоднее керосина.

А вот это вопрос. Думаю, процентов 10-15 по массе ПГ отжать реально.

А по стоимости за кг?

ЦитироватьДмитрий В.

А нужен ли он, КРБ малой размерности? :) Тем более новый?  Мой постулат о том, что все что залазит в диапазон нагрузок Союза-Протона и пропорциональных им РБ- попил знатный-еще никто с цифрами не опроверг:)

ЦитироватьА я вот, сильно сомневаюсь что нужны так слабосильные РБ, тем более что есть БРИЗ и тенденция к росту массы спутников и более широкому освоению ГСО. По крайней мере государственные деньги на маломерки я бы запретил выделять.

Таки статистика приводившаяся ранее Старым от том что средне-низковысотные спутники тихо дохнут наводит меня на вышеперечисленные размышления.

ЦитироватьЭто видимо чисто бумажный проект, но мне очень нравится:

http://www.kerc.msk.ru/ipg/development/rb2.pdf
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/61137.jpg)

Сюда бы ещё сбрасываемый ДТБ.  :roll:

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьПоэтому для небольшой размерности КРБ метан может оказаться выгоднее водорода.

Но не выгоднее керосина.

А вот это вопрос. Думаю, процентов 10-15 по массе ПГ отжать реально.

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьПоэтому для небольшой размерности КРБ метан может оказаться выгоднее водорода.

Но не выгоднее керосина.

А вот это вопрос. Думаю, процентов 10-15 по массе ПГ отжать реально.

Дмитрий, Вы не совсем корректно сравниваете варианты водород-метан-керосин: по разным критериям.

Если преимущество метана перед керосином только в массе ПГ, то водород выгоднее метана.

Если преимущество метана перед водородом только в "легкости" проектирования/изготовления, то керосин выгоднее метана.

ЦитироватьЯ сравниваю по критерию стоимость выведения 1 кг ПГ. По сравнению с водородными КРБ малой размерности (например, под РКН Союз-2) метановые обеспечивают меньшую массу и стоимость конструкции при сравнимой грузоподъемности. А по сравнению с керосиновыми - имеют преимущество по массе ПГ при сопоставимой стоимости.

Цитировать

ЦитироватьЯ сравниваю по критерию стоимость выведения 1 кг ПГ. По сравнению с водородными КРБ малой размерности (например, под РКН Союз-2) метановые обеспечивают меньшую массу и стоимость конструкции при сравнимой грузоподъемности. А по сравнению с керосиновыми - имеют преимущество по массе ПГ при сопоставимой стоимости.

Это тоже не совсем корректно.

"Сравнимая грузоподъемность" метанового РБ по сравнению с водородным на самом деле означает, что водородный РБ "имеет преимущество по массе ПГ" (фраза в кавычках взята из сравнения метана и керосина).

Аналогично "сопоставимая стоимость" метана и керосина на самом деле означает, что керосиновые РБ "обеспечивают меньшую массу и стоимость конструкции по сравнению" с метаном (фраза в кавычках взята из сравнения водорода и метана).

Т.е., если метан выгоднее водорода, то по тем же критериям керосин автоматически выгоднее метана. В обратную сторону то же самое: если метан выгоднее керосина, то по тем же критериям водород автоматически выгоднее метана.

Поэтому заморачиваться с метаном нет никакого смысла (IMHO): если уж менять керосин, то сразу на водород.

Цитировать

ЦитироватьЯ сравниваю по критерию стоимость выведения 1 кг ПГ. По сравнению с водородными КРБ малой размерности (например, под РКН Союз-2) метановые обеспечивают меньшую массу и стоимость конструкции при сравнимой грузоподъемности. А по сравнению с керосиновыми - имеют преимущество по массе ПГ при сопоставимой стоимости.

Это тоже не совсем корректно.

"Сравнимая грузоподъемность" метанового РБ по сравнению с водородным на самом деле означает, что водородный РБ "имеет преимущество по массе ПГ" (фраза в кавычках взята из сравнения метана и керосина).

Аналогично "сопоставимая стоимость" метана и керосина на самом деле означает, что керосиновые РБ "обеспечивают меньшую массу и стоимость конструкции по сравнению" с метаном (фраза в кавычках взята из сравнения водорода и метана).

Т.е., если метан выгоднее водорода, то по тем же критериям керосин автоматически выгоднее метана. В обратную сторону то же самое: если метан выгоднее керосина, то по тем же критериям водород автоматически выгоднее метана.

Поэтому заморачиваться с метаном нет никакого смысла (IMHO): если уж менять керосин, то сразу на водород.

ЦитироватьБлизкие температуры кипения метана и кислорода позволяют сравнительно несложно реализовать схему с совмещёнными днищами баков.

Цитировать

ЦитироватьБлизкие температуры кипения метана и кислорода позволяют сравнительно несложно реализовать схему с совмещёнными днищами баков.

Еще ближе друг к другу температура плавления метана (91 K) и температура кипения кислорода (90.15 K). Другими словами: во всем диапазоне температур, при которых кислород находится в жидком состоянии, метан будет находится в твердом состоянии - точно так же как и керосин.

Цитировать

Цитировать...точно так же как и керосин.

Ну, мы же не собираемся их смешивать! :D

ЦитироватьЕще ближе друг к другу температура плавления метана (91 K) и температура кипения кислорода (90.15 K). Другими словами: во всем диапазоне температур, при которых кислород находится в жидком состоянии, метан будет находится в твердом состоянии.

Цитироватьа старый Атлас годится в качестве примера?

ЦитироватьЭто легко исправить. Достаточно немного поднять давление, и при кипении кислорода метан будет оставаться жидким.

ЦитироватьЕсть примеры? Не получится.

Цитировать

Цитироватьа старый Атлас годится в качестве примера?

А мы могём его сделать? Что-то примеров не припомню.

ЦитироватьИ потом если всё так просто, то почему новый Центавр сделали с межбаковой фермой?

Цитировать

ЦитироватьЕще ближе друг к другу температура плавления метана (91 K) и температура кипения кислорода (90.15 K). Другими словами: во всем диапазоне температур, при которых кислород находится в жидком состоянии, метан будет находится в твердом состоянии.

Это легко исправить.
Достаточно немного поднять давление, и при кипении кислорода метан будет оставаться жидким.

ЦитироватьСравнимо с кислородом. :wink:

Цитировать

ЦитироватьЭто легко исправить....

Или добавить пропана.

ЦитироватьТемпературный перепад на совмещённом днище ЖК/ЖМ составляет 0,52 градуса.
Температурный перепад на совмещённом днище ЖК/керосин составляет 136 градусов.

ЦитироватьПри этом совмещённые днища ЖК/керосин делали, и они летали, а ЖК/ЖМ - и не (с)делали, и не летали. Вероятно, это (малый перепад температур) не является таким уж большим плюсом метана по сравнению с керосином.

ЦитироватьТемпературный перепад на совмещённом днище ЖК/ЖМ составляет -183 - (-182,48 t плавл метана)= 0,52 градуса.

ЦитироватьВероятно до метана не дошли руки в 60-х годах. Вот до водорода у нас руки не дошлив шестидесятые он и не летает.

ЦитироватьОдно это обстоятельство не является. Однако...

Цитировать

ЦитироватьОдно это обстоятельство не является. Однако...

Правильно. Оценка выгодности/невыгодности - комплексная. Я об этом и говорю постоянно: на отдельные преимущества метана перед керосином и водородом никто не смотрит, а в совокупности метан проигрывает как керосину, так и водороду.

Цитировать

ЦитироватьТемпературный перепад на совмещённом днище ЖК/ЖМ составляет -183 - (-182,48 t плавл метана)= 0,52 градуса.

Для повышения температуры кипения ЖК на пол градуса потребуется повышение давления на 0,06 бар.
На порядок большее повышение давления будет по минимуму
входного давления ТНА, типично 2-4 бар.
По-моему никакой проблемы тут нет.
Есть даже зазор для переохлаждения ЖК.

ЦитироватьТак в том и дело, что комплексно метан может быть выгодным в ОПРЕДЕЛЕННЫХ СИТУАЦИЯХ.

ЦитироватьКак и вонючка. :wink:
Ведь не сделали разгонных блоков на вонючке в шестидесятые! Зато в 21 веке летают и неплохо. Метановый разгонный блок для Союзов мог бы иметь смысл. Благо  с двигателями потихоньку ковыряются.

ЦитироватьДля повышения температуры кипения ЖК на пол градуса потребуется повышение давления на 0,06 бар.
На порядок большее повышение давления будет по минимуму
входного давления ТНА, типично 2-4 бар.
По-моему никакой проблемы тут нет.
Есть даже зазор для переохлаждения ЖК.

Цитировать

ЦитироватьКак и вонючка. :wink:
Ведь не сделали разгонных блоков на вонючке в шестидесятые! Зато в 21 веке летают и неплохо. Метановый разгонный блок для Союзов мог бы иметь смысл. Благо  с двигателями потихоньку ковыряются.

Зато водородники делали и в 60-х, и сейчас, в 21 веке, продолжают делать :) И двигателей - целая палитра... Зачем метан?

ЦитироватьА зачем водород на четвёртой ступени Союза?

Цитировать

ЦитироватьДля повышения температуры кипения ЖК на пол градуса потребуется повышение давления на 0,06 бар.
На порядок большее повышение давления будет по минимуму
входного давления ТНА, типично 2-4 бар.
По-моему никакой проблемы тут нет.
Есть даже зазор для переохлаждения ЖК.

А заправку разве не при атмосферном давлении ведут? И ЖК переохлаждают до температур ниже точки кипения при 1 атм?

ЦитироватьА есть проблемы с заправкой при стандартном давлении наддува в 3 атм? Вот температура кипения ЖК сразу и поднимется.

Цитировать

ЦитироватьА зачем водород на четвёртой ступени Союза?

Правильно, на третьей лучше будет :) Тогда четвертая ступень вообще не нужна.

ЦитироватьТак в том и дело, что комплексно метан может быть выгодным в ОПРЕДЕЛЕННЫХ СИТУАЦИЯХ.

Цитировать

ЦитироватьТак в том и дело, что комплексно метан может быть выгодным в ОПРЕДЕЛЕННЫХ СИТУАЦИЯХ.

Нет таких ситуаций. Метан объединяет в себе недостатки водорода и керосина но не объединяет их достоинств.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьТак в том и дело, что комплексно метан может быть выгодным в ОПРЕДЕЛЕННЫХ СИТУАЦИЯХ.

Нет таких ситуаций. Метан объединяет в себе недостатки водорода и керосина но не объединяет их достоинств.

А вот и хренушки! Ысчо раз: для КРБ малой размерности может превосходить и водородные и керосиновые.

ЦитироватьА кому нафиг этот малый КРБ на единичные пуски нужен? Не проще ли использовать пусть и переразмеренный в данном случае,  но серийный блок?

Цитировать

ЦитироватьТак в том и дело, что комплексно метан может быть выгодным в ОПРЕДЕЛЕННЫХ СИТУАЦИЯХ.

Нет таких ситуаций. Метан объединяет в себе недостатки водорода и керосина но не объединяет их достоинств.

ЦитироватьКакие именно недостатки водорода объединяет метан?

ЦитироватьКриогенность у него на уровне ЖК.

ЦитироватьА плотность у него ниже всего в два раза. В керосиновом РБ бак горючего обычно торовый и поэтому чечевицеобразный метановый бак с совмещённым с баком ЖК днищем может иметь лучшее массовое совершенство. Не нужны межбаковые фермы. Если удастся сделать баки несущими, то ещё кое-что можно отыграть.

ЦитироватьВот ещё:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/15409.jpg)

Цитировать

ЦитироватьА плотность у него ниже всего в два раза. В керосиновом РБ бак горючего обычно торовый и поэтому чечевицеобразный метановый бак с совмещённым с баком ЖК днищем может иметь лучшее массовое совершенство. Не нужны межбаковые фермы. Если удастся сделать баки несущими, то ещё кое-что можно отыграть.

Несущий чечевицеобразный бак это круто. :)
 А двигатель куда помещать? ;)

Цитировать

ЦитироватьВот ещё:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/15409.jpg)

И чем это лучше тора?

ЦитироватьМежбаковую ферму видишь? :wink:

ЦитироватьА двигатель можно крепить как на БРПЛ к нижнему шпангоуту бака.

Цитировать

ЦитироватьМежбаковую ферму видишь? :wink:

асто ферма оказывается лучше по массе чем такие конструэмы как здесь.

 

ЦитироватьА двигатель можно крепить как на БРПЛ к нижнему шпангоуту бака.

Топить двигатель в криогенном метане это круто!

ЦитироватьКстати, показанные на рисунке баки ненесущие.

ЦитироватьКстати можно просто разместить двигатель внутри торового бака с совмещёнными днищами, подобного ДТБ Бриза М. Так сказать Фрегат без сферических извращений. :wink:
 

Цитировать

ЦитироватьВот ещё:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/15409.jpg)

И чем это лучше тора?

ЦитироватьЛегче. Масса 1 кв. м тора примерно в 1,5 раза выше, чем у бака с цилиндрической обечайкой.

ЦитироватьЧто особо примечательно плотность метана объединяет в себе в качестве недостатка одновременно и низкую плотность водорода и высокую плотность керосина. Плотность слишком велика чтоб делать несущие баки по типу водородных и слишком мала чтоб делать небольшие ненесущие баки типа торовых. То есть всё равно прийдётся делать ненесущие торовые баки но их прийдётся делать ещё и большими!

ЦитироватьЕсли использовать совмещённые днища баков, то у нас будет единый баковый отсек и на сфере пояится цилиндрическая проставка высотой примерно 1м.

Что и требовалось доказать. :wink:

ЦитироватьЛегче будет однозначно

Цитировать

ЦитироватьЧто особо примечательно плотность метана объединяет в себе в качестве недостатка одновременно и низкую плотность водорода и высокую плотность керосина. Плотность слишком велика чтоб делать несущие баки по типу водородных и слишком мала чтоб делать небольшие ненесущие баки типа торовых. То есть всё равно прийдётся делать ненесущие торовые баки но их прийдётся делать ещё и большими!

Рассмотрим на примере Блока ДМ. Объёмное соотношение компонентов ЖК/керосин примерно 2:1. Объём топлива примерно 18 м3. Имеем сферу с ЖК  объёмом 12 м3 и тор с керосином объёмом 6 м3.

Объёмное соотношение компонентов ЖК/ЖМ примерно 1:1. Значит у нас сферический бак ЖК объёмом 12 м3 и сферический бак ЖМ того же объёма.

Если использовать совмещённые днища баков, то у нас будет единый баковый отсек и на сфере пояится цилиндрическая проставка высотой примерно 1м.

Что и требовалось доказать. :wink:

ЦитироватьЗамена Фрегата с УИ в 330с на метановый блок с УИ в 370с даст нехилый выигрыш особенно при выводе на ГПО из Куру.

Цитировать(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/61137.jpg)
 

ЦитироватьЧтобы использовать все преимущества метана в любом случае понадобится разработка нового блока. И речь шла не о ДМ, а о разгонном блоке для Союза. ДМ использовался в качестве наглядного примера.

ЦитироватьЗамена Фрегата с УИ в 330с на метановый блок с УИ в 370с даст нехилый выигрыш особенно при выводе на ГПО из Куру.

Цитировать

ЦитироватьЗамена Фрегата с УИ в 330с на метановый блок с УИ в 370с даст нехилый выигрыш особенно при выводе на ГПО из Куру.

А сколько будет весить несущий отсек внутрь которого будет помещаться метановый РБ? И почему сравниваем с Фрегатом а не с блоком "Л"?

ЦитироватьА несущий отсек остаётся на третьей ступени Союза и в массу РБ естественно не входит. Как и переходная ферма к которой крепится ГО в случае с Фрегатом.

ЦитироватьSpaceR, я для чего который раз картинку от Центра Келдыша привожу?
Или Вы думали это моё творчество?

ЦитироватьОцениваем размер исходя из плотности топлива, добавляем теплоизоляцию на криогенные баки, двигатель вставленый внутрь криогеного бака, необходимость дренажа и захолаживания, не забываем учесть что все служебные системы имеют одинаковую массу и смотрим какой выигрыш дают 30 секунд удельного импульса. Чтото мне подсказывает что авторы предложенного прожекта всё это сделать забыли.

ЦитироватьSpaceR, я для чего который раз картинку от Центра Келдыша привожу?
Или Вы думали это моё творчество?

ЦитироватьРезультаты испытаний двигателя – демонстратора С5.86.1000-0 №2 на топливе жидкий кислород+СПГ
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/63478.jpg) (http://www.radikal.ru)

ЦитироватьА Фрегат у нас без ЭВТИ летает? В Блоке Л нет ЖК? И всё-таки 40с или 30с?

ЦитироватьНе, овчинка выделки не стоит.

Вот выигрыш 100 (!) с УИ за счет водорода - другое дело...

Цитировать

ЦитироватьЧтобы использовать все преимущества метана в любом случае понадобится разработка нового блока. И речь шла не о ДМ, а о разгонном блоке для Союза. ДМ использовался в качестве наглядного примера.

Ну и что? Расчет всё равно был неверен.

ЦитироватьЗамена Фрегата с УИ в 330с на метановый блок с УИ в 370с даст нехилый выигрыш особенно при выводе на ГПО из Куру.

И весь (ну или почти весь) этот выигрыш скушается нехило увеличившейся конечной массой РБ.
Если сравнивать с "Фрегатом", то у 12КРБ конечная масса должна быть тонны полторы. ;)
Или Вы думаете, что столько весит удличенная обечайка бака Г ?
Я же не утверждаю, что никакого выигрыша вообще не будет (хотя это смотря как проектировать).
Просто такой же выигрыш даст и новый разработанный РБ на синтине. или на боктане. Но обойдётся он дешевле - и в разработке, и в серии. И в эксплуатации надежнее и безопаснее, а стало быть, опять же, дешевле.

ЦитироватьСкажите лучше, почему по-вашему соотношение компонентов у перспективных метанок Энергомаша 3,4-3,5 а у исаевского движка всего ~2,9 ?

ЦитироватьЛадно-ладно, я уже не спорю.
Скажите лучше, почему по-вашему соотношение компонентов у перспективных метанок Энергомаша 3,4-3,5 а у исаевского движка всего ~2,9 ?

Цитировать

ЦитироватьСкажите лучше, почему по-вашему соотношение компонентов у перспективных метанок Энергомаша 3,4-3,5 а у исаевского движка всего ~2,9 ?

Рассчитывают на пиролиз и водород в выхлопе - снижение интегральной молярной массы?

ЦитироватьПо поводу массового совершенства разных компоновок РБ очень показательны третьи ступени Циклона-3 и Циклона-4.

У третьей Циклона-3 торовые баки, стартовая масса 4,6т, из них  топлива 3,22т и сухая масса 1,38 т.
. . .
У третьей ступени Циклона-4 сфероконические баки с совмещёнными днищами, стартовая масса 10,549т, из них  топлива 9т и сухая масса (с переходником ГБ и адаптером ПН) 1,549 т.

ЦитироватьТретья ступень стыкуется со второй ступенью с помощью специального переходного отсека, на который устанавливается головной обтекатель, защищающий третью ступень и космический аппарат от воздействия набегающего воздушного потока.

ЦитироватьИз написанного следует, что ГО опирается на переходник, а не на третью ступень. Собственно на схеме это тоже показано.

ЦитироватьТретья ступень РН стыкуется со второй через переходник. К этому же переходнику стыкуется головной обтекатель. Таким образом, третья ступень РН «Циклон-3» располагается под аэродинамическим обтекателем. Она состоит из рамы, топливного и хвостового отсеков. Рама устанавливается в верхней части ступени. К ней стыкуется КА. Топливный отсек представляет собой тороидальный бак, состоящий из наружной и внутренней цилиндрических обечаек и трех днищ - верхнего, среднего и нижнего. Все эти элементы выполнены из сплава АМг-6. Среднее днище разделяет топливный отсек (ТО) на две полости - окислителя и горючего. Внутри полостей установлены демпферы колебаний, заборные устройства и другая внутрибаковая арматура. Вблизи заборных устройств установлены сетчатые разделители для обеспечения запуска двигателя третьей ступени в невесомости. В объеме, образованном внутренней обечайкой ТО, размещается маршевый ЖРД третьей ступени РД-861. Хвостовой отсек предназначен для размещения исполнительных органов системы управления с их приводами и жидкостной реактивной системой.

ЦитироватьИ сколько кг получилось ноне?

ЦитироватьIII  ступень РН  пристыковывается  ко  II  ступени  через  конический  переходный отсек,  к  которому  крепится  ГО.  В хвостовом  отсеке  III  ступени  размещаются исполнительные  органы  СУ  и  ЖРД  малой  тяги.  В  верхней  части  III  ступени установлена приборная рама, к которой крепится КА.

ЦитироватьИ сколько кг получилось ноне?

ЦитироватьВ настоящее время КБхиммаш проводит работы, направленные на исследование возможности создания двигателя на экологически чистых компонентах топлива жидкий кислород + СПГ (сжиженный природный газ). После серии научно-исследовательских и экспериментальных работ КБхиммаш разработало конструкторскую документацию и изготовило два экземпляра двигателя-демонстратора С5.86.1000-0 тягой 7500 кгс.

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/15657.jpg)

Всего было проведено два огневых испытания двух экземпляров двигателя на стенде НИЦ РКП. Результаты испытаний подтвердили правильность принятых схемных и конструктивных решений двигателя, его работоспособность и стабильность режима работы.

В настоящее время ведется подготовка к ресурсному испытанию двигателя (не менее 1000 с), которое должно подтвердить отсутствие большого количества продуктов сгорания твердой фазы в газовых трактах двигателя при времени работы >1000 с.

По результатам испытания будет принято решение об изготовлении двигателя тягой 7500 кгс на компонентах топлива жидкий кислород + СПГ.

ЦитироватьВыбор энергомассовых характеристик маршевых многоразовых ЖРД на сжиженном природном газе[/size]

Год: 2005
Автор: Клепиков, Игорь Алексеевич
Тема диссертации: Выбор энергомассовых характеристик маршевых многоразовых ЖРД на сжиженном природном газе
Ученая cтепень: доктор технических наук
Место защиты диссертации: Москва
Код cпециальности ВАК: 05.07.05
Специальность: Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов
Количество cтраниц: 292

Оглавление: [/size]

СПИСОК СОКРАЩЕНИЙ

ГЛАВА 1. АНАЛИЗ ОПЫТА РАЗРАБОТКИ ЖРД
1.1. Основные технические требования к ЖРД многократного полетного использования
1.2. Состояние разработки многоразовых ЖРД МПИ
1.3. Использование опыта разработок ЖРД НПО Энергомаш
1.3.1. Использование опыта разработки ЖРД на высоко-кипящих компонентах топлива
1.3.2. Опыт разработки ЖРД на криогенном, экологически чистом топливе "кислород РГ-1" РД-170 (171), как база для поисков облика ЖРД для многоразовых средств выведения
1.3.2.1. НИР на экспериментальных установках 1УК, 1УКС, 2УК
1.3.2.2. Автономная отработка штатных камеры и газогенератора в составе экспериментальных установках 2УКС и ЗУК
1.3.2.3. Система автоматизированной обработки экспериментальных данных
1.3.2.4. Исследование возможностей подтверждения количественных показателей надежности многоразовых мощных ЖРД
1.3.2.5. Инженерные критерии отработки ЖРД
1.3.2.6. Обеспечение ресурса турбины двигателя РД-170 (171),достаточного для начала летных испытаний
1.3.2.7. Использование опыта создания РД-170 для других разработок
1.4. Исследования ЖРД на метановом горючем
1.5. Выводы по Главе

ГЛАВА 2. ПРЕДВАРИТЕЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ СХЕМ И ПАРАМЕТРОВ ЖРД ДЛЯ ПЕРСПЕКТИВНЫХ МНОГОРАЗОВЫХ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ
2.1. Предварительный выбор горючих
2.2. Предварительный анализ двухкомпонентных ЖРД
2.3. Предварительный анализ трехкомпонентных ЖРД на кислороде, УВГ и водороде
2.3.1. Двигатели без дожигания
2.3.1.1. Выбор оптимальных вариантов схем двигателя
2.3.2. Трехкомпонентные двигатели с дожиганием
2.3.3. Общий анализ результатов предварительного этапа и рекомендации
2.4. Проблемные вопросы создания перспективных ЖРД МПИ на О2+УВГ
2.4.1. Ресурс и надежность
2.4.2. Живучесть и безопасность
2.4.3. Научное сопровождение ОКР
2.5. Особенности экспериментальной отработки двигателя
2.5.1. О построении планов экспериментальной отработки трехкомпонентных ЖРД большого ресурса
2.5.2. Особенности эксплуатации двигателя многоразового полетного использования
2.6. Выводы по Главе

ГЛАВА 3. ИССЛЕДОВАНИЕ ВОЗМОЖНЫХ ЭНЕРГОМАССОВЫХ ХАРАКТЕРИСТИК ЖРД РАЗЛИЧНЫХ СХЕМ НА ТОПЛИВЕ О2+СНГ (МЕТАН), В ШИРОКОМ ДИАПАЗОНЕ ТЯГ
3.1. Цель и методология исследования
3.1.3. Методика расчета параметров двигателей
3.2. Результаты расчетов параметров двигателей и их основных агрегатов
3.2.1. Двигатели по схеме с дожиганием окислительного газа
3.2.2. Двигатели но схеме с дожиганием восстановительного газа
3.2.2.1. Результаты энергетических увязок двигателей с дожиганием восстановительного газа при Тгг=1300К
3.2.3. Двигатели без дожигания генераторного газа
3.2.4. Параметры двигателей, работающих но схеме 2+
3.3. Оценка массы двигателей
3.3.1. Массы двухкомнонентных двигателей
3.3.2. Массы трехкомнонентных двигателей
3.4. Общий анализ и обобщение результатов
3.5. ВЫВОДЫ по главе

ГЛАВА 4. ИССЛЕДОВАНИЕ ПУТЕЙ ПРАКТИЧЕСКОГО ПРИМЕНЕНИЯ ЖРД С ДОЖИГАНИЕМ ОКИСЛИТЕЛЬНОГО ГАЗА
4.1. Концепция коммерческого мобильного ракетно-космического комплекса «РИКША»
4.2. Двигатели РД-169, РД-185 для РН «РИКША»
4.2.1. Конструкция двигателей
4.2.1.1. Особенности условий работы конструкции двигателей
4.2.1.2. Конструкция двигателя РД-
4.2.1.3. Обеспечение работы нри погружение в горючее двигателя РД-
4.2.1.4. Конструкция двигателя РД-
4.2.1.5. Особенности нахождения двигателя РД-185 в баке горючего
4.2.2. Состояние разработки двигателя для РН «РИКША»
4.3. Двигатели для ракет типа «АНГАРА»
4.3.1. Двигатель тягой те (начальное предложенне)
4.3.2. Двнгатель РД-
4.3.2.1. Анализ энергетических характеристик различных схем двигателей
4.3.2.1.1. Двигатели без дожигания восстановительного генераторного газа
4.3.2.1.2. Двигатели с дожиганием генераторного газа
4.3.2.1.3. Анализ результатов расчетов
4.3.2.4. Надежность и безопасность двигателя
4.4 Оценка эффективности модернизации ЖРД с дожиганием окислительного газа путем замены керосина на метан
4.5
Выводы по Главе

ГЛАВА 5. ДОПОЛНИТЕЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ВОЗМОЖНОСТЕЙ СХЕМ С ДВГГ и ВЫБОР ОБЛИКА ЖРД ДЛЯ ПЕРСПЕКТИВНЫХ СВ С МПИ
5.1. Состояние с разработкой предложений по концепции ЖРД МПИ по результатам НИР (обзор работ в РФ)
5.2. Определение минимально возможного расхода метана для обеспечения надежного охлаждения камеры с целью улучшения энергетических характеристик ЖРД с дожиганием восстановительного газа
5.3. Оценка энергетических возможностей ЖРД с ДВГГ при уменьшенном расходе метана на охлаждение камеры(на примере ЖРД тягой -30 тс)
5.3.1. Исходные предпосылки
5.3.2. Расчеты максимально достижимого давления в камере для различных схем кислородно-метанового ЖРД
5.3.3. Оценка целесообразного предела повышения давления в камере
5.4. Анализ различных вариантов схем с дожиганием восстановительного газа применительно к ЖРД тягой -200 тс
5.4.1. Исходные положения
5.4.2. Варианты схем и результаты расчетов параметров
5.5. Концепция маршевого многоразового ЖРД на сжиженном природном газе
5.6. Выводы по Главе
Введение:

Актуальность темы: В последние годы развитие мировой цивилизации проходит под знаком бурной информатизации общества, охватывающей все стороны деятельности человечества.

Уже сегодня осуществляется разработка систем, обеспечивающих глобальное информационное обслуживание в режиме реального времени.

Важнейшую роль в организации телекоммуникаций играют космические средства. Эта роль особенно велика для России, учитывая ее огромную территорию и наличие многих труднодоступных и удаленных районов, в которых использование альтернативных средств экономически нецелесообразно.

Спрос на телекоммуникационные услуги от спутниковых систем связи (ССС) постоянно растет и превышает предложения [1.. .7].

В мире развернулась жесткая конкуренция проектов создания спутниковых телекоммуникационных систем, известны десятки таких проектов, многие из которых реализуются выводом на орбиты космических аппаратов. Критерий реализации - стоимость вывода полезной нагрузки.

Абсолютные затраты на запуски ракет-носителей составляют десятки и сотни миллионов долларов.

Стоимость запуска полезной нагрузки в мире составляла 1 4 - 4 0 тыс.долл./кг в зависимости от типа РН и орбиты.

Снижение затрат на запуск может быть достигнуто путем создания средств выведения с многоразовым использованием.

Целью развития ракетно-космической техники является снижение затрат на вывод полезных нагрузок по крайней мере на порядок.

Россия занимает первое место в мире по запасам природного газа(-40%), сжиженный природный газ (СПГ) находит применение в авиации,автомобильном транспорте, однако до сих пор он не используется в ракетно11космической технике, поэтому поиск возможностей использования СПГ в качестве ракетного горючего для ЖРД соответствует цели снижения затратна вывод полезных грузов.

Научно-технической проблемой является выбор энергомассовых характеристик двигателей с учетом многократного полетного использования(МПИ), поскольку облик, параметры, стоимость, надежность, кратность использования и эксплуатационные характеристики средств выведения существенно определяются соответствующими характеристиками двигательной установки.

Поэтому выбранная тема диссертации - актуальна и находится в русле тенденций развития мирового сообщества и ракетно-космической техники, при этом выбор проектных параметров ЖРД с учетом его многократного использования послужит необходимой базой для проектных разработок перспективных средств выведения.

Объект исследования - класс жидкостных ракетных двигателей на экологически чистом топливе кислород - сжиженный природный газ с многоразовым полетным использованием (МПИ) в составе перспективных средств выведения.

К настоящему времени благодаря работам головных НИИ и КБ ракетно-космической отрасли (ЦНИИМАШ, НИЦ им. М.В.Келдыша, РКК"Энергия", НПО "Энергомаш" и др.), сложились общие требования к перспективным средствам выведения (двухступенчатые носители легкого и среднего классов на экологически чистом топливе, со спасаемой и многократно используемой первой ступенью, обладающей высокой надежностью и безопасностью и др.).

Работы в направлении выбора оптимального облика средств выведения (СВ) с МПИ ведутся в РФ, США, Европе и др., при этом особая роль отводится выбору концепции двигательной установки (выбор12размерности, топлива, энергомассовых характеристик, схемы, обеспечение повышенной надежности и безопасности).

Первые попытки создания ЖРД МПИ были предприняты в США(SSME) и в СССР (РД-170) с использованием в паре с кислородом горючих- водорода и керосина, однако в США не получили заложенной в задании кратности и стоимость выведения полезной нагрузки составила 20тыс.дол./кг, что соответствовало применению одноразовых средств выведения. В РФ получили уникальный опыт обеспечения гарантированной10-кратной наработки в стендовых условиях при достаточно высоких энерго-массовых характеристиках двигателя.

Вместе с тем, до работ автора не было системных проектных исследований возможностей использования ЖРД на топливе "кислород сжиженный природный газ (метан)" многократного полетного использования.

Задача работы - исследовать схемы, энерго-массовые и эксплуатационные характеристики класса ЖРД с использованием сжиженного природного газа в качестве горючего и выбрать оптимальную концепцию ЖРД в этом классе с позиций многократного использования, и создать задел проектных решений по двигателю для выбора концепции многоразовых средств выведения, для этого признано необходимым:1. Проанализировать опыт создания ЖРД одноразового использования на базе разработок ЖРД НПО "Энергомаш" и оценить фрагменты, которые могут быть использованы для перспективных ЖРД с многоразовым использованием.

2. Оценить энергомассовые и эксплуатационные характеристики ЖРД на сжиженном природном газе для вариантов схем и ключевых параметров,в том числе и с использованием водорода в качестве третьего компонента.

133. Внутри исследуемого класса ЖРД выбрать концепцию, наиболее приспособленную к многоразовому использованию, и оценить возможность разработки такого ЖРД.
4. Выявить основные ключевые проблемы, связанные с разработкой ЖРД многократного использования для исследуемого класса двигателей и  оценить пути их решения.

5. Оценить разные варианты ЖРД, для использования разработчиками средств выведения в качестве исходных данных на проектной стадии.

Достоверность полученных результатов базируется на применении освоенных в НПО Энергомаш и отрасли методов системного проектирования и методик расчетов, подтвержденных многочисленными экспериментальными данными, полученными при огневых наземных и летных испытаниях, а также на включении в анализ конструкций прототипов, параметры и надежность которых подтверждены опытом наземной отработки и эксплуатации в составе ракет.

Научная новизна работы1. Предложено и обосновано использование СПГ (метана), как горючего для многоразовых маршевых ЖРД.
2. Обоснована возможность охлаждения камеры при уменьшенном расходе хладагента - метана с существенным снижением гидросопротивления охлаждающего тракта.

3. Исследованы энергомассовые и эксплуатационные характеристики двигателей нового класса - ЖРД на сжиженном природном газе (метане).

4. Предложена и обоснована концепция базового ЖРД на СПГ (метан), с использованием схемы с дожиганием восстановительного газа,обладающая приемлемыми предпосылками создания ЖРД многократного использования для перспективных средств выведения, с высокими энергетическими характеристиками.

145. Результаты работ, представленных в диссертации, защищены 38авторскими свидетельствами и патентами на изобретения.

Практическая значимость работы. Повышение качества проектирования и снижение затрат на разработку перспективных многоразовых средств выведения за счет задела проектных решений по двигателям в широком диапазоне параметров и схем.

Виедрение1. Результаты расчетно-проектных исследований использованы в проектах (технических предложениях, эскизных проектах) НПО "Энергомаш", ГРЦ им. Макеева, корпорации "Компомаш". Постановлением Правительства РФ от 18.07.1996 г. №1155 разработка метановой ракеты"Рикша" с двигателями НПО "Энергомаш" была включена в космическую программу России.

2. Результаты исследований по метановым ЖРД использованы в сводных отчетах головных НИИ и КБ отрасли по темам ППР "Отпор","Орел", "Развитие", "Двигатель", "Внедрение", "Метан" и в Евро-Российском проекте "Волга".

3. При создании базового ЖРД РД-170 (171) использованы результаты работ автора (выбор принципиальной схемы, проведение автономной отработки агрегатов и процессов на экспериментальных двигателях типа"УК", создана система АОЭД, используемая для обработки результатов испытаний и СТД двигателей, обеспечение достаточной усталостной прочности и ресурса турбины и др.), что реализовано в конструкции двигателя и технологии его изготовления и испытаний и подтверждено успешной эксплуатацией при летных испытаниях РН "Буран", "Зенит" (SeaLaunch) и ATLAS-III, V (USA) с аналогичными по конструкции ЖРД РД-180.

Личный вклад автора- постановка задач исследования с выбором исходных предпосылок;16- участие в проектных и экспериментальных работах по выбору основных характеристик двигателя-прототипа с решением ряда ключевых проблем его создания;- обобщение опыта разработки десятков одноразовых ЖРД для боевых и космических средств выведения и выбор решений, приемлемых для многоразового двигателя;- разработка методики комплексного расчетно-конструкторского анализа параметров ЖРД на проектной стадии;- разработка схем ЖРД для исследования энергомассовых характеристик ЖРД, расчеты балансов мощностей ТНА;- исследованы схемы ЖРД и показана перспективность СПГ (метана) для многоразового ЖРД;- исследован процесс разработки ЖРД с количественными оценками по видам работ на всех этапах и определена информационная основа функциональной системы технического диагностирования многоразовых ЖРД;- разработана методика расчетно-эспериментального обеспечения долговечности турбины многоразового ЖРД с учетом технологии изготовления;- проведены обобщение и анализ результатов исследований схем и энергомассовых характеристик нового класса ЖРД на СПГ с учетом многоразовости использования и предложена концепция ЖРД. Некоторые работы выполнены совместно с другими исследователями,однако автор внес решающий вклад в получение результатов,изложенных в диссертации.

Состав работы и логика исследования Диссертация состоит из "Введения", 5-и глав и "Выводов" общим объемом 292 страницы (в том числе 59 страниц - таблицы и рисунки) и приложения (109 страниц), где приводятся материалы, поясняющие  отдельные положения, представленные в основном тексте, список использованной литературы включает 214 наименований.

В главе 1 приведены основные требования и состояние разработки ЖРД МПИ, рассматривается использование имеющегося опыта разработки двигателей в НПО "Энергомаш" применительно к ЖРД МПИ. В главе 2 исследуются проектные параметры 2-х и 3-х компонентных ЖРД тягой -200 тс и показывается перспективность СПГ - как горючего.

В главе 3 исследуются проектные параметры ЖРД в диапазоне тяг от 2 до 200 тс, разных схем и давлений в КС при охлаждении камеры полным расходом горючего, выделяются схемы с дожиганием окислительного турбогаза.

В главе 4 исследуются возможности практического использования ЖРД с дожиганием окислительного турбогаза (РН типа "Рикша", "Ангара").

В главе 5 исследуются дополнительные возможности охлаждения метаном камер размерностью от 2 до 200 тс и выявляются новые возможности для повышения энергетики схемы с дожиганием восстановительного турбогаза и делается выбор концепции ЖРД МПИ.

ЦитироватьПовышение эффективности системы подачи топлива кислородно-метанового ЖРД с дожиганием восстановительного генераторного газа[/size]

Год: 2005
Автор: Мирошкин, Вячеслав Васильевич
Тема диссертации: Повышение эффективности системы подачи топлива кислородно-метанового ЖРД с дожиганием восстановительного генераторного газа
Ученая cтепень: кандидат технических наук
Место защиты диссертации: Москва
Код cпециальности ВАК: 05.07.05
Специальность: Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов
Количество cтраниц: 118

Введение:

Дальнейшее развитие ракетной техники и жидкостных ракетныхдвигателей связано со снижением затрат на выведение полезныхнагрузок в космос и повышением безопасности полетов.

Снижение стоимости выведения полезных нагрузок может бытьдостигнуто путем создания средств выведения многоразовогоиспользования.

Для повышения надежности конструкции ракет-носителейпредлагается использовать двигательные установки первых ступенейносителя, состоящих из нескольких модульных двигателей, и в случаеотказа одного из двигателей система аварийной защиты (САЗ) отключаетотказавший двигатель, а оставшиеся работоспособные двигателифорсируются на величину тяги, компенсирующую потерю отказавшегодвигателя. Тем самым обеспечивается выполнение задачи ракетыносителя.

Разработка ЖРД на экологически чистых компонентах топлива:метан (сжиженный природный газ) в паре с жидким кислородомотвечает тенденциям развития современных ракет-носителей.

Во-первых, использование в двигателе двух криогенныхкомпонентов во многом способствует решению задач по многоразовомуиспользованию двигателя, так как после выключения кислороднометанового ЖРД остатки топлива быстро испаряются из егомагистралей.

Во-вторых, возможность реализации на данных компонентахтоплива схем ЖРД с дожиганием восстановительного генераторного газапозволяет повысить надежность конструкции ракет-носителей:последствия от неисправностей в газовом тракте с избытком метана отгенератора до камеры развиваются значительно медленнее, чем вгазовом тракте с избытком кислорода, что облегчает задачу САЗ вовремяотключить отказавший двигатель.'5 Как показали исследования, начавшиеся сначала в США в 70-ые годы [1], затем в других странах, возможность использования ракетноготоплива "кислород - сжиженный природный газ (метан)" действительноочень интересная альтернатива для сушествуюш;их средств выведения(СВ), работающих на традиционных ракетных топливах. Но особенныйинтерес вызвало рассмотрение применения метанового топлива впроектирующихся перспективных многоразовых СВ. Изучение метановых ЖРД началось в Японии около 20 лет назад как возможность совершенствования ракеты Н-II. Недавно в Японии было начато рассмотрение возможностей создания двухступенчатойракеты среднего класса "J-1 upgrade", как замены существующей ракеты J-1, с использованием метанового ЖРД на второй ступени [2].

Проведены огневые испытания двигателя.

Для сохранения в перспективе конкурентоспособности Европейских ракет-носителей Ариан 5 на развивающемся рынке услуг  по запускам космических аппаратов (КА) на период 2010-2020 гг. в Европе ведется целенаправленная работа по увеличению на 25 % массы и снижению более чем на 30% стоимости выведения полезной нагрузки за счет применения твердотопливных ускорителей и замены их в дальнейшем на ускорители, работающие на топливе "кислород сжиженный природный газ" [3].

Исследованиями показано, что применение многоразовых метановых ЖРД на первой возвращаемой ступени ракетоносителя Н'> позволяет рещить поставленные задачи по снижению стоимости выводаполезной нагрузки. Однако это должно быть показано практически. Для этого ведется экспериментальная программа по демонстраторам многоразовых средств выведения, работающих на метановом топливе.

Работа по метановым ЖРД ведется в кооперации с российской стороной.

С 1981 г. в НПО Энергомаш ведутся расчетно-проектныеисследования ЖРД на сжиженном природном газе (метане) [4...6],получившие поддержку головных институтов отрасли [7... 11].

В процессе проводившихся в отрасли исследований рассматривались различные варианты схем ЖРД: с дожиганием и без дожигания, двухкомпонентные, трехкомпонентные, безгенераторные с приводом турбины метаном, нагретом в тракте регенеративного охлаждения камеры, дальнейшим охлаждением кислородом,поступающим в камеру, и сбросом на вход в насос и др. [12...25].

В результате проведенных исследований, опираясь на уникальныйопыт разработки ЖРД НПО "Энергомаш" было предложено [26] вкачестве основы концепции многоразового маршевого ЖРД для перспективных средств выведения ориентироваться на разработку однокамерного ЖРД тягой 200 тс на топливе "жидкий кислород сжиженный природный газ (метан)", по схеме с дожиганием восстановительного генераторного газа, с использованием камеры прототипа РД-170 (с доработкой в части увеличения критического сечения и с заменой смесительной головки и др.), с возможностью форсирования до +25% (резерв тяги).

Возможность создания такого двигателя обоснована успешно проведенными в 1997-2005 гг. 5-ю огневыми испытаниями двигателяКБХМ им. А.М.Исаева тягой 7,5 тс, выполненного по схеме сдожиганием восстановительного генераторного газа, на топливе"жидкий кислород - метан (СПГ)" [27] и проведенными в 1998 г.огневыми испытаниями в КБХА двигателя РД-0110МД [28]. Многоразовое использование ЖРД и резервирование по тяге требуют от двигателя высоких энергетических характеристик при высокой надежности конструкции ЖРД. При этом требуемое гарантийное время работы каждого экземпляра двигателя превосходит на порядок и более гарантийное время работы ЖРД однократного применения.

Предусмотренное форсирование по тяге в случае отказа одного из модульных двигателей, входящих в двигательную установку (ДУ) еще более ужесточает требования к повышению надежности и увеличению ресурса работы двигателя.

Одним из важнейших элементов ЖРД, определяющих надежность и ресурс работы двигателя, является система подачи компонентов топлива. Статистика показывает, что наибольшее число отказов ЖРД происходит именно в агрегатах этой системы. И наиболее часто неисправности в этой системе связаны с работой турбины турбонасосного агрегата (ТНА).

Температурные нагрузки на рабочее колесо турбины, приводящиек пластическому деформированию конструкции, вносят существенный вклад в напряженно-деформированное состояние внутренних элементов конструкции ТНА. Именно поэтому конструкторские решения и технологические мероприятия, направленные на понижение температуры генераторного газа на входе в турбину, повышение запасов работоспособности турбины, считаются наиболее эффективными при решении задачи по повышению надежности, увеличению ресурса работы и обеспечению возможности работы двигателя на форсированных режимах.

В этой ситуации представляет интерес ряд свойств метана каккомпонента жидкого ракетного топлива. Во-первых, хорошиеохлаждающие свойства метана позволяют организовать надежное9охлаждение камеры метанового ЖРД при значительно меньших расходахи перепадах на тракте охлаждения камеры, чем на прототипе камеры РД170, охлаждаемой керосином, более того, упростить конструкцию камеры в части охлаждения, например, перейти на схему охлаждениякамеры без щелевых завес [29].

Во-вторых, метан, как криогенное горючее, будучи нагретым в тракте регенеративного охлаждения камеры, может быть использован в качестве рабочего тела турбины в системе подачи компонентов топлива.

Широко известны аналогичные примеры использования тепловой энергии, полученной охладителем - рабочим телом турбины в тракте охлаждения камеры, для получения механической работы турбины.

Многие из них относятся к кислородно-водородным двигателям: в двигателе КВД1 разработки КБ Химмаш имени А.М.Исаева водород, нагретый в тракте охлаждения камеры, используется для приводатурбины бустера горючего, а в двигателе RL-10 разработки Pratt&Whitney турбина, работающая на водороде, нагретом в тракте охлаждения камеры, используется для привода насосов компонентов топлива.

В отличие от водорода метан, после срабатывания на турбине можно сбрасывать на вход в насос. Более того, его можно, в отличие от водорода, охладить кислородом в теплообменнике перед поступлением в насос. Т.е. в случае использования метанового горючего появляются новые схемные решения системы подачи компонентов топлива, которые могут быть реализованы в метановых ЖРД в целях понижения температуры генераторного газа на входе в турбину и разгрузки турбины.

Первое новое схемное решение - использование нагретого в тракте охлаждения камеры метана в качестве рабочего тела турбины метанового бустерного турбонасосного агрегата (БТНА). При этом метан после срабатывания на турбине подается на вход метанового насоса ТНА. Основная задача, которую необходимо решить при реализацииэтого конструкторского решения - определение влияния дополнительного подогрева рабочего тела турбины БТНА на энергетику кислородно-метанового ЖРД, а именно:
- на сколько уменьшится температура генераторного газа на входе в турбину ТНА при замене гидротурбины метанового БТНА на газовую турбину, работающую на метане, нагретом в тракте охлаждения;
- чему соответствует оптимальный температурный диапазон для рабочего газа турбины метанового БТНА и может ли быть реализована такая температура метана при охлаждении камеры ЖРД.
Следует отметить, что на турбину БТНА поступает только часть расхода метана (около 10%) от всего расхода на охлаждение камеры.

Этот факт приводит к другому новому схемному решению - к использованию "комбинированной" схемы системы подачи топлива: схемы с дожиганием генераторного газа и схемы с замкнутым контуром привода дополнительной турбины ТНА, работающей на всем расходе метана, нагретого в охлаждающем тракте камеры двигателя.

В такой комбинированной схеме системы подачи компонентов топлива для получения механической работы используется как энергия продуктов сгорания в газогенераторе, так и тепловая энергия, полученной метаном в тракте регенеративного охлаждения.

Нри этом отработавший на турбине метан перед поступлением на вход метанового насоса может охлаждаться кислородом в теплообменнике.

К числу основных вопросов, относящихся к реализации комбинированной схемы, относятся:
- на сколько уменьшится температура генераторного газа на входев турбину ТНА при использовании комбинированной системы подачи посравнению с обычной схемой дожигания восстановительного генераторного газа;
- анализ влияния различных факторов на энергетическую эффективность комбинированной схемы и получение рекомендаций по выбору основных параметров;- какова эффективность использования кислородного теплообменника в схеме;
- возможно ли расположение турбины, работающей на генераторном газе и турбины, работающей на метане из охлаждающего тракта камеры на разных валах ТНА.
Об эффективности комбинированной схемы можно судить порезультатам работ с участием автора, проведенных в НПО Энергомаш, с целью оценить возможности ЖРД с замкнутым контуром привода турбины ТНА ("безгенераторных" схем ЖРД) [30-33].

Проведенные исследования [30] показали, что "безгенераторные"схемы ЖРД тягой 80 тс и более, работающие на метане, нагретом втракте охлаждения камеры, не позволяют реализовать высокие давленияв камере из-за низкого теплосъема с охлаждающего тракта. Однако вырабатываемая мощность метановой турбины в этих схемах значительна. Максимальное давление в камере около 60 кгс/см2, в 4-5 раз ниже давления в камере двигателя с дожиганием [6]. На основании этого можно ожидать, что потребная мощность основой турбины ТНА в схемах с использованием дополнительной турбины, работающей наподогретом в охлаждающем тракте камеры метане, понизится на 20-25%.

Таким образом есть все основания полагать, что предложенные новые схемные решения позволят решить задачу по повышению надежности, увеличению ресурса работы и обеспечению возможности работы метанового двигателя на форсированных режимах.

 Общая характеристика работы: Актуальиость темы диссертационной работы обусловлена необходимостью повышения надежности конструкции ракет-носителей и снижения удельной стоимости вывода полезных грузов в космос.

Снижение стоимости может быть достигнуто путем создания средств выведения многоразового полетного использования и. применением дешевого топлива.

Сжиженный природный газ (метан) - самое дешевое горючее из известных.

Цель настоящей работы - повышение надежности, увеличение ресурса работы и обеспечение более высокого уровня форсирования по тяге кислородно-метанового двигателя, предложенного в качестве базового ЖРД для перспективных средств выведения, путем снижения температурных нагрузок на рабочее колесо турбины ТНА, работающей на восстановительном турбогазе, за счет работы дополнительной турбины, работающей на метане, нагретом в тракте регенеративного охлаждения камеры.

Задачи работы - дополнить задел проектных решений по кислородно-метановому двигателю, направленных на разфузку турбины, работающей на восстановительном турбогазе, за счет работы турбины, работающей на метане, нагретом в тракте регенеративного охлаждения, не противоречащих требованиям к ЖРД для перспективных СВ и определить эффективность этих предложений.

Для выполнения этого необходимо:

1. Рассмотреть основные требования к ЖРД для перспективных средств выведения, на основании которых была предложена концепция базового ЖРД многоразового использования - ЖРД тягой -200 тс на топливе "жидкий кислород - сжиженный природный газ (метан)", с  дожиганием восстановительного турбогаза.

2. Рассмотреть варианты решений по усовершенствованию базовой схемы кислородно-метанового ЖРД, направленные на разгрузку турбины, работающей на восстановительном турбогазе, за счет работы дополнительной турбины, работающей на метане, нагретом в тракте регенеративного охлаждения.

3. Разработать методику, позволяющую найти параметры ЖРД(давление на входе и выходе метановой турбины, температуруметана), при которых эффективность применения дополнительной метановой турбины максимальна.

4. На основании выбранных оптимальных параметров определить: насколько можно разгрузить основную турбину ТНА таким способом.

5. Выявить основные ключевые проблемы, связанные с реализацией данных схемных решений.

Объект исследования - класс ЖРД тягой -200 тс на топливел, "жидкий кислород - сжиженный природный газ (метан)", с дожиганием восстановительного турбогаза, дополнительно имеющий в своем составе турбину, работающую на метане, нагретом в тракте регенеративного охлаждения камеры.  

Методология исследоваиия.

При разработке методик, позволяющих найти параметры ЖРД,определяющие оптимальную работу метановой турбины, положены концепции и методики, разработанные с участием автора при исследованиях кислородно-керосиновых ЖРД с замкнутым автономным аммиачным (пароводяным) контуром в системе подачи [31...35].

Остальные параметры ЖРД различных схем определялись по общепринятой методике, на основании полного комплекса расчетов:
 -термодинамических процессов в камере и газогенераторе;
 -газодинамических процессов в камере с учетом реальных коэффициентов потерь, для чего использовались существующие геометрические контуры камеры и основные энергетические параметры;
- температур в охлаждающем тракте;
- кпд насосов и турбин и гидросопротивлений элементов схем;
- возможных/7к на основании баланса мощностей насосов и турбин на валу ТНА;
- параметров режимов работы двигателя с учетом дросселирования и форсирования при различных соотношениях расходов компонентов в камере;
Для уточнения перепадов на регулирующих органах ЖРД проводились расчеты отклонений параметров двигателя из-за разброса внутренних характеристик агрегатов (кпд турбин и насосов, гидросопротивлений, напорных характеристик насосов и т.д.) и внешних. факторов (температур и давлений компонентов на входе в двигатель).

Достоверность полученных результатов базируется на применении освоенных в отрасли методик расчетов, подтвержденных многочисленными экспериментальными данными.

Научная новизна работы:
1. Впервые предлагаются схемы использования метана, нагретого в тракте охлаждения камеры, для привода турбины бустерного насосного агрегата горючего и привода дополнительной турбины основного ТНА, обеспечивающие снижение температурных нагрузок на турбину ТНА, работающую на восстановительном генераторном газе.
2. Впервые проведён расчетный анализ эффективности указанных схем..
3. Разработана методика определения параметров кислородно- метановых ЖРД, определяющих оптимальную работу замкнутого контура привода метановой турбины.

Практическая значимость результатов исследования: Полученные результаты могут использоваться при разработке кислородно-метановых ЖРД с дожиганием восстановительного генераторного газа.

Предложенная методика определения оптимальных параметров данного ЖРД, использующего в системе подачи топлива тепловую энергию, полученную метаном в тракте регенеративного охлаждения камеры, применима и для кислородно-метановых ЖРД иных схем с различной тягой и направлена на повышение качества проектных работ,а также снижение стоимости разработок метановых ЖРД.

Внедрение: Результаты исследований по метановым ЖРД, изложенные в диссертации, использованы в отчетах НПО Энергомащ и в Евро-Российском проекте "Волга".

Апробации, публикации: По теме диссертации имеются 16 научных публикаций (статьи, доклады, патенты), в том числе 4 в изданиях, рекомендованных ВАК. Основные результаты работы, представленные в диссертации,докладывались и обсуждались на Российской межотраслевой научнотехнической конференции "Ракетно-космические двигатели" (Москва, МГТУ им. Баумана, 2005 г.), отраслевой научно-техническойконференции (г. Химки, НПО Энергомаш, 2001 г.) и опубликованы в тезисах и докладах упомянутых конференций.

 Результаты работ, представленных в диссертации защищены 9-ю авторскими свидетельствами и патентами на изобретения.

Личный вклад автора:
 - разработка предложений по разгрузке турбины ТНА кислороднометановых ЖРД;
- разработка методик определения параметров кислородно-метановыхЖРД, определяющих  оптимальную работу замкнутого контура привода метановой турбины;
- исследование предложенных схем ЖРД и обоснование перспективности путей разгрузки ТНА многоразового ЖРД.

Состав работы и логика исследоваиия: Диссертационная работа состоит из введения, трех глав, заключения и списка литературы. Диссертация изложена на 118 страницах, содержит 31 рисунок, 8 таблиц и библиографию из 63 наименований.

В главе 1 рассмотрены основные требования к ЖРД дляперспективных СВ, концепция базового ЖРД многоразового использования - ЖРД тягой 200 тс на топливе "жидкий кислород —сжиженный природный газ (метан)", с дожиганием восстановительного турбогаза.

Параметры данного ЖРД использованы в качестве исходной предпосылки исследования путей снижения температуры турбогаза безснижения энергетических характеристик.

В главе 2 исследуются пути повышения запасов работоспособности турбины ТНА на примере ЖРД тягой 200 тс, в том числе привод метаном, нагретым в тракте охлаждения камеры, бустерного турбонасосного агрегата.

17В главе 3 исследуется комбинированная схема системы подачи топлива - с замкнутым контуром привода дополнительной турбины ТНА, рабочим телом которой является метан, нагретый в тракте охлаждения камеры, охлаждением его после срабатывания на турбине в теплообменнике и последующей подачей на вход в насос.

Автор выносит на защиту:
1. Предложение о приводе насоса бустерного турбонасосногоагрегата метановых ЖРД турбиной, работающей на метане, нагретом в тракте охлаждения камеры с подачей отработанного натурбине метана на вход в основной насос.
2. Предложение об использовании дополнительной турбины,работающей на метане, нагретом в тракте охлаждения камеры, с охлаждением кислородом и подачей отработанного на турбине метана на вход в основной насос, для разгрузки основной турбиныТНА.
3. Схему ТНА с расположением метановой турбины вместе со вторыми ступенями насосов на отдельном валу, для обеспечения высоких характеристик ТНА.
4. Обоснование энергетической эффективности предложенных схемных решений.
5. Методику определения параметров ЖРД, определяющих оптимальную работу замкнутого контура привода метановойтурбины.

Заключение:

1. Исследованы пути повыщения эффективности системы подачи
топлива кислородно-метанового ЖРД с дожиганием восстановительного генераторного газа для увеличения надежности и работоспособности ЖРД при многоразовом полетном использовании, и найдены новые решения, связанные с полезным использования тепловой энергии, полученной метаном в охлаждающем тракте камеры:
- привод турбины бустерного насосного агрегата горючего
подогретым метаном с подачей отработанного на турбине рабочего тела на вход в насос горючего;
- использование в системе подачи топлива дополнительного
замкнутого контура привода турбин ТНА и БНА горючего, работающих на полном расходе метана из охлаждающего тракта камеры с последующим охлаждением метана в теплообменнике и подачей на вход в насос горючего.

2. Показана экономичность предложенной схемы привода турбины
БНА горючего. При соблюдении исходных условий замена гидротурбины метанового БНА на газовую турбину, приводимую нагретым метаном, обеспечивает то же давление в камере при меньшей на 20 градусов температуре генераторного газа.

3. Показана энергетическая эффективность комбинированной схемы с
дополнительным замкнутым контуром привода турбин ТНА и БНА
горючего, снижение рабочей температуры генераторного газа по сравнению параметров теплообменника.

4. Применительно к ЖРД тягой -200 тс рекомендовано использовать
двухвальный ТНА с расположением вторых ступеней насосов на одном валу с турбиной, работающей на метане из охлаждающего тракта камеры, и первых ступеней с основной турбиной, работающей на генераторном газе на другом валу, что позволяет улучщить параметры системы подачи в целом.

ЦитироватьМЕТАНОВЫЕ ЖРД НПО "ЭНЕРГОМАШ" им. В.П. ГЛУШКО.

Борис Каторгин, генеральный директор, генеральный конструктор ОАО "НПО "Энергомаш";
Игорь Клепиков, главный конструктор направления ОАО "НПО "Энергомаш".


ОАО НПО "Энергомаш" имени академика В.П. Глушко, входящее в систему Российского космического агентства, является ведущей в России фирмой по разработке мощных жидкостных ракетных двигателей. Разработанные ею ЖРД надежно выводили и выводят в космос все отечественные космические объекты: от первого в мире искусственного спутника Земли и космического корабля с человеком на борту до орбитальной станции "Мир" и ракеты тяжелого класса "Энергия" с космическим кораблем "Буран". В рамках международного сотрудничества выводятся космические объекты с помощью российской ракеты тяжелого класса "Протон" с ЖРД разработки НПО "Энергомаш" и разработан двигатель для американской ракеты Atlas. В настоящее время НПО "Энергомаш" проведены исследования по созданию ЖРД на паре "кислород-метан". Результаты этих исследований, экспериментально подтвержденные в "Энергомаше" и ряде других предприятий отрасли, достаточны для разработки на этой топливной паре ЖРД любой практически значимой размерности.
XXI век будет веком информации. Это потребует вывода в космос созвездий из десятков и сотен спутников Земли на разные орбиты и их регулярной замены.
Станет необходимым использование ракет разных классов с полезными нагрузками от сотен килограммов до десятков тонн, обладающих высокой надежностью, низкой себестоимостью и не наносящих ущерба экологии Земли. Перспективным направлением разработки нового поколения ракетносителей (РН) является применение в паре с жидким кислородом сжиженного метана (или сжиженного природного газа (СПГ), содержащего до 98 % метана).
Впервые о метане как о ракетном горючем упоминалось 60 лет назад в книге Валентина Глушко и Георгия Лангемака, однако применение метана (как и водорода) сдерживалось его низкой плотностью и приоритетом военных разработок на долгохранимом топливе.
В ракетно-космической отрасли исследования двигателей на топливе "кислород - метан" впервые начались в НПО "Энергомаш" в 1981 г для ракет тяжелого, легкого и среднего классов. При этом рассматривались разные типы двигателей как по тяге (от 1 кгс до 200 тс), так и по различным энергетическим схемам (без дожигания генераторного газа, с дожиганием окислительного или восстановительного генераторного газа).
В настоящее время для каждого варианта проведен полный цикл расчетов и исследований, осуществлено конструирование агрегатов и двигателя в целом, оценены энергетические и массово-габаритные характеристики.
Использование метана (или СПГ) в сравнении с керосином обеспечивает:
более высокие энергетические характеристики ракет (на 20-30% большую массу полезного груза при одинаковой стартовой массе
ракеты);
более высокую экологическую чистоту продуктов сгорания и компонентов, не образующих при аварийных проливах взрывоопасных оксиликвитов, которые могут образовываться в
паре "кислород - керосин";
отсутствие специальной обработки полостей между контрольным испытанием и полетом, что облегчает многократное их использование без переборки;
более низкую стоимость (втрое меньше, чем у керосина);
близость температурных диапазонов жидкой фазы кислорода и метана, позволяющих использовать новые конструктивные решения на ракете, что способствует снижению ее конечной массы.

К недостаткам метана обычно относят его низкую плотность (плотность топлива "кислород - керосин" на 20 % выше). Но это с избытком компенсируется приростом удельного импульса при одинаковой стартовой массе РН или массе полезного груза.
Исследования по определению максимально достижимых давлений в камере сгорания показали, что большее максимальное давление в камере сгорания (а следовательно, и больший удельный импульс при постоянном диаметре среза сопла) достигается в схеме дожигания окислительного генераторного газа. Наименьший удельный импульс - у двигателя без дожигания генераторного газа.
Оценки сроков и стоимости создания двигателей различных энергетических схем показали отсутствие существенных различий между ними, поэтому выбор разработчиком РН энергетической схемы двигателя определяется решением задачи в координатах "энергетические характеристики - надежность".
С целью сокращения затрат на разработку новых двигателей в НПО "Энергомаш" были проведены исследования по модернизации ранее разработанных и модернизируемых ЖРД путем замены топлива "жидкий кислород - керосин" на топливо "жидкий кислород - сжиженный метан". При этом ставилась задача максимального использования материальной части прототипов, особенно камер.
Проработки показали, что перевод ЖРД с керосина на метан требует доработки проходных сечений форсунок камер сгорания (КС) и газогенератора (ГГ), элементов автоматики и системы регулирования, а также замены 20 - 30 % элементов двигателя, в т. ч.:
- насоса и бустера горючего;
- конструкционных материалов в тракте горючего на криогеностойкие, применяемые на других двигателях;
- резиновых уплотнений на металлические.
Указанные работы не составляют особых технических трудностей. Требуемые конструктивные решения уже используются в отечественной практике, а технологическая оснастка сохраняется полностью.
От прототипа используются камеры и газогенераторы, турбина (для схемы с дожиганием окислительного генераторного газа), насос окислителя, бустерный насос окислителя, агрегаты автоматики и трубопроводы по линиям окислителя, рамы, узлы качания и другое.
Для схемы с дожиганием и без дожигания восстановительного генераторного газа вновь разрабатывается газогенератор и турбина.
В табл. 1 приведены расчетные характеристики кислородно - метановых модернизированных ЖРД, имеющих кислородно-керосиновые прототипы с дожиганием окислительного генераторного газа:
-на основе прототипа РД-191 представлены РД-192, РД-192С с дожиганием окислительного генераторного газа; РД-192.2 с дожиганием восстановительного генераторного газа и РД-192.3 без дожигания генераторного газа;
-на основе прототипа РД-120К представлен РД-182 с дожиганием окислительного генераторного газа.
В табл. 2 приведены расчетные характеристики кислородно-метановых ЖРД РД-190 и РД-185, сформированных с использованием двигательного модуля РД-169, не имеющего прототипа и выполненного по схеме с дожиганием окислительного генераторного газа.
В настоящее время для РН легкого класса "Рикша-1" разработан эскизный проект двигательного модуля РД169, который используется как для двигателя I ступени РД-190 (шесть двигательных модулей РД-169), так и для двигателя II ступени РД-185 (высотная модификация двигательного модуля РД-169).
Также для РН "Рикша" разработан эскизный проект маршевого двигателя РД-183 и двигателя ориентации РД184 для апогейной двигательной установки.
Исследования, проведенные в НПО "Энергомаш" совместно с Государственным ракетным центром им. академика В.П. Макеева, корпорацией "Компомаш" и ЦНИИМАШ, показали, что наиболее перспективной концепцией метановых ЖРД является формирование
ступеней РН из двигательных модулей (ДМ) ЖРД.
ДМ - однокамерный ЖРД с насосной подачей топлива, в различных вариантах используемых в двигательных установках обеих ступеней РН и боковых ускорителей. ДМ (или его камера) подвижен и обладает двумя вращательными степенями свободы. ДМ имеют три типоразмера по тяге: малый (10...30 тс), средний (70...90 тс) и большой (190...220 тс), соответственно для малого, среднего и тяжелого классов РН.
ДМ каждого типоразмера выполняется в двух модификациях земной для первой ступени и боковых ускорителей и высотной для второй ступени РН.
(http://i039.radikal.ru/1101/d7/0aed1ff06bd6.jpg)
(http://s005.radikal.ru/i210/1101/cb/bf4dbf1f07a4.jpg)

ЦитироватьОдним из важнейших элементов ЖРД, определяющих надежность и ресурс работы двигателя, является система подачи компонентов топлива. Статистика показывает, что наибольшее число отказов ЖРД происходит именно в агрегатах этой системы. И наиболее часто неисправности в этой системе связаны с работой турбины турбонасосного агрегата (ТНА).

Температурные нагрузки на рабочее колесо турбины, приводящие к пластическому деформированию конструкции, вносят существенный вклад в напряженно-деформированное состояние внутренних элементов конструкции ТНА. Именно поэтому конструкторские решения и технологические мероприятия, направленные на понижение температуры генераторного газа на входе в турбину, повышение запасов работоспособности турбины, считаются наиболее эффективными при решении задачи по повышению надежности, увеличению ресурса работы и обеспечению возможности работы двигателя на форсированных режимах.

В этой ситуации представляет интерес ряд свойств метана как компонента жидкого ракетного топлива. Во-первых, хорошие охлаждающие свойства метана позволяют организовать надежное9охлаждение камеры метанового ЖРД при значительно меньших расходах и перепадах на тракте охлаждения камеры, чем на прототипе камеры РД170, охлаждаемой керосином, более того, упростить конструкцию камеры в части охлаждения, например, перейти на схему охлаждения камеры без щелевых завес [29].

Во-вторых, метан, как криогенное горючее, будучи нагретым в тракте регенеративного охлаждения камеры, может быть использован в качестве рабочего тела турбины в системе подачи компонентов топлива.

Широко известны аналогичные примеры использования тепловой энергии, полученной охладителем - рабочим телом турбины в тракте охлаждения камеры, для получения механической работы турбины.

Многие из них относятся к кислородно-водородным двигателям: в двигателе КВД1 разработки КБ Химмаш имени А.М.Исаева водород, нагретый в тракте охлаждения камеры, используется для привода турбины бустера горючего, а в двигателе RL-10 разработки Pratt&Whitney турбина, работающая на водороде, нагретом в тракте охлаждения камеры, используется для привода насосов компонентов топлива.

В отличие от водорода метан, после срабатывания на турбине можно сбрасывать на вход в насос. Более того, его можно, в отличие от водорода, охладить кислородом в теплообменнике перед поступлением в насос. Т.е. в случае использования метанового горючего появляются новые схемные решения системы подачи компонентов топлива, которые могут быть реализованы в метановых ЖРД в целях понижения температуры генераторного газа на входе в турбину и разгрузки турбины.

Первое новое схемное решение - использование нагретого в тракте охлаждения камеры метана в качестве рабочего тела турбины метанового бустерного турбонасосного агрегата (БТНА). При этом метан после срабатывания на турбине подается на вход метанового насоса ТНА. Основная задача, которую необходимо решить при реализации этого конструкторского решения - определение влияния дополнительного подогрева рабочего тела турбины БТНА на энергетику кислородно-метанового ЖРД, а именно:
- на сколько уменьшится температура генераторного газа на входе в турбину ТНА при замене гидротурбины метанового БТНА на газовую турбину, работающую на метане, нагретом в тракте охлаждения;
- чему соответствует оптимальный температурный диапазон для рабочего газа турбины метанового БТНА и может ли быть реализована такая температура метана при охлаждении камеры ЖРД.
Следует отметить, что на турбину БТНА поступает только часть расхода метана (около 10%) от всего расхода на охлаждение камеры.

Этот факт приводит к другому новому схемному решению - к использованию "комбинированной" схемы системы подачи топлива: схемы с дожиганием генераторного газа и схемы с замкнутым контуром привода дополнительной турбины ТНА, работающей на всем расходе метана, нагретого в охлаждающем тракте камеры двигателя.

В такой комбинированной схеме системы подачи компонентов топлива для получения механической работы используется как энергия продуктов сгорания в газогенераторе, так и тепловая энергия, полученной метаном в тракте регенеративного охлаждения.

При этом отработавший на турбине метан перед поступлением на вход метанового насоса может охлаждаться кислородом в теплообменнике.

К числу основных вопросов, относящихся к реализации комбинированной схемы, относятся:
- на сколько уменьшится температура генераторного газа на входе в турбину ТНА при использовании комбинированной системы подачи по сравнению с обычной схемой дожигания восстановительного генераторного газа;
- анализ влияния различных факторов на энергетическую эффективность комбинированной схемы и получение рекомендаций по выбору основных параметров;- какова эффективность использования кислородного теплообменника в схеме;
- возможно ли расположение турбины, работающей на генераторном газе и турбины, работающей на метане из охлаждающего тракта камеры на разных валах ТНА.
Об эффективности комбинированной схемы можно судить по  результатам работ с участием автора, проведенных в НПО Энергомаш, с целью оценить возможности ЖРД с замкнутым контуром привода турбины ТНА ("безгенераторных" схем ЖРД) [30-33].

Проведенные исследования [30] показали, что "безгенераторные"схемы ЖРД тягой 80 тс и более, работающие на метане, нагретом втракте охлаждения камеры, не позволяют реализовать высокие давления в камере из-за низкого теплосъема с охлаждающего тракта. Однако вырабатываемая мощность метановой турбины в этих схемах значительна. Максимальное давление в камере около 60 кгс/см2, в 4-5 раз ниже давления в камере двигателя с дожиганием [6]. На основании этого можно ожидать, что потребная мощность основой турбины ТНА в схемах с использованием дополнительной турбины, работающей на подогретом в охлаждающем тракте камеры метане, понизится на 20-25%.

Таким образом есть все основания полагать, что предложенные новые схемные решения позволят решить задачу по повышению надежности, увеличению ресурса работы и обеспечению возможности работы метанового двигателя на форсированных режимах.

ЦитироватьСегодня я посетил техническую секцию Королёвских чтений.
Качество фотографий плохенькое, так как проектор был слабый, а свет в помещении не выключали:

Анализ использования многоразовой РН в пилотируемой лунной программе.
http://narod.ru/disk/4390454001/01_Luna.rar.html
Интересное исследование от центра Хруничева.
Лунная орбитальная станция (ЛОС) в качестве первого этапа (как на форуме  :D ), таблица с ценами на перспективные РН,
количество РН необходимых для начала освоения Луны.

Цитировать(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/16381.jpg) (http://fotki.yandex.ru/users/videofotostudia/view/278663/)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/16382.jpg) (http://fotki.yandex.ru/users/videofotostudia/view/278664/)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/16384.jpg) (http://fotki.yandex.ru/users/videofotostudia/view/278666/)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/16387.jpg) (http://fotki.yandex.ru/users/videofotostudia/view/278669/)

ЦитироватьРД-192М в МРКС-1 это видимо вариант РД-191 с дожиганием восстановительного газогенераторного газа.

ЦитироватьРЕСУРСНОЕ ИСПЫТАНИЕ ЖРД НА ТОПЛИВНОЙ ПАРЕ ЖИДКИЙ КИСЛОРОД + СЖИЖЕННЫЙ ПРИРОДНЫЙ ГАЗ

Игорь Александрович Смирнов, генеральный конструктор КБхиммаш им. А.М. Исаева
Алексей Геннадиевич Яковлев, ведущий специалист КБхиммаш им. А.М. Исаева
Владимир Николаевич Бережной, заместитель начальникаиспытательной станции НИЦ РКП

29 сентября 2010 г. состоялось успешное ресурсное огневое испытание двигателя-демонстратора С5.86.1000-0 № 2 разработки "Конструкторского бюро химического машиностроения имени А.М. Исаева" - филиала ФГУП "ГКНПЦ имени М.В. Хруничева" на топливной паре "жидкий кислород + сжиженный природный газ". Огневое испытание длительностью 1160 секунд было проведено на стенде ФКП "Научно-испытательный центр ракетно-космической промышленности" в рамках ОКР "Двигатель-2015-КБХМ" по заказу ГНЦ ФГУП "Центр Келдыша".

Основными задачами огневого испытания (ОИ) являлись:
- подтверждение работоспособности двигателя на длительном (более 1000 секунд) включении;
- подтверждение отсутствия накопления твердой фазы как в тракте охлаждения камеры сгорания (КС), так и в газовом тракте (газогенератор - турбина) двигателя;
- получения необходимых экспериментальных данных для уточнения методики расчета охлаждения КС при использовании СПГ в качестве охладителя;
- исследование динамики выхода охлаждающего тракта КС на установившийся тепловой режим;
- исследование вопросов, связанных с оптимизацией технических решений по обеспечению запуска, управления, регулирования и пр. с учетом особенностей СПГ.

ОИ жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) разработки КБхиммаш на топливной паре ЖК+СПГ (содержание метана 90...98%) проводятся в НИЦ РКП начиная с 1997 года. После пяти ОИ двух экземпляров адаптированного для использования топливной пары ЖК+СПГ кислородно-водородного ЖРД КВД1, был разработан, изготовлен и испытан ЖРД С5.86 тягой 7,5 тс, специально предназначенный для работы на топливной паре ЖК+СПГ. ЖРД включает камеру сгорания, турбонасосный агрегат, пиротехнические воспламенители, клапаны, регулятор тяги, дроссель регулирования соотношения расходов компонентов топлива, средства измерения и пр. ЖРД работает по замкнутому циклу с дожиганием газа с избытком горючего в КС. Были получены положительные результаты по запуску и останову ЖРД, работе на установившихся режимах по тяге и соотношению расходов компонентов топлива (в соответствии с управляющими воздействиями). Но одна из основных задач - экспериментальная проверка отсутствия накопления твердой фазы в тракте охлаждения камеры и в газовом тракте ЖРД при достаточно длительных включениях - не могла быть выполнена из-за ограниченного объема стендовых емкостей СПГ (максимальная длительность включения составляла 68 секунд). Поэтому в 2010 году было принято решение организовать новое рабочее место, позволяющее проводить ОИ длительностью не менее 1000 секунд.

В качестве нового рабочего места был использован стенд для испытаний кислородно-водородных ЖРД, обладающий емкостями соответствующего объема. При подготовке к испытанию был учтен значительный опыт, полученный ранее при проведении семи ОИ. В период с июня по сентябрь 2010 года была проведена доработка стендовых систем жидкого водорода для использования СПГ, установлен на стенд ЖРД С5.86.1000-0 № 2, проведены комплексные проверки систем измерения, управления, аварийной защиты, регулирования соотношения расходов компонентов топлива и давления в КС. Перед этим 25 июня 2009 г. двигатель прошел ОИ с положительным результатом: одно включение продолжительностью 60 секунд в диапазоне изменения соотношения компонентов 2,34...2,84 и давления в камере сгорания 56,2...61,6 кгс/см2.

Заправка стендовых емкостей системы жидкого водорода СПГ производилась из транспортной емкости заправщика (объем 56,4 м3 с заправкой 16 т) с помощью блока заправки, включающего теплообменник, фильтры, запорную арматуру, средства измерения и пр. После завершения заправки стендовых емкостей были проведены захолаживание и заливка стендовых магистралей подачи компонентов топлива в двигатель.

Запуск двигателя и его работа на режиме проходили нормально. Изменения режима происходили в соответствии с воздействиями системы управления. Приблизительно с 1100 секунды двигатель работал при постоянно нарастающей температуре газогенераторного газа. Вследствие этого было принято решение об останове двигателя, выключение прошло по команде на 1160,88 секунде без замечаний. Причиной роста температуры явилась возникшая в ходе испытания негерметичность выходного коллектора тракта охлаждения КС.

Анализ результатов проведенного ОИ позволяет сделать следующее заключение:
- в процессе работы параметры двигателя были стабильны на режимах при различных сочетаниях соотношения расходов компонентов топлива (2,42...3,03) и тяги (6311...7340 кгс);
- подтверждено отсутствие образований твердой фазы в газовом тракте и отсутствие коксовых отложений в жидкостном тракте двигателя;
- получены необходимые экспериментальные данные для уточнения методики расчета охлаждения КС при использовании СПГ в качестве охладителя;
- исследована динамика выхода охлаждающего тракта КС на установившийся тепловой режим;
- подтверждена правильность технических решений по обеспечению запуска, управления, регулирования и пр. с учетом особенностей СПГ;
- разрабатываемый ЖРД С5.86 тягой 7,5 тс (или связка двигателей) может быть использован как маршевый двигатель в перспективных разгонных блоках и верхних ступенях РН;
- полученные положительные результаты проведенного ОИ подтверждают целесообразность дальнейших экспериментальных работ по созданию ЖРД на топливной паре ЖК+СПГ.

Основными проблемами, которые целесообразно решить при продолжении ОКР, являются:
- дальнейшее изучение теплофизических свойств СПГ как охладителя;
- проверка сходимости характеристик основных агрегатов на разных режимах, полученных на воде и СПГ;
- экспериментальная проверка возможного влияния состава природного газа на характеристики основных агрегатов;
- исследование характеристик ЖРД в более широком диапазоне изменения режимов работы и основных параметров как при единичном включении, так и при многоразовых (2 - 6) включениях.

Справка. Кислородно-водородный ЖРД КВД1 разработки КБхиммаш в настоящее время эксплуатируется в составе разгонного блока 12КРБ (разработка ГКНПЦ им. М.В. Хруничева) индийской РН GSLV.

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/17632.jpg)(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/17633.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/17634.jpg)(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/17635.jpg)

ЦитироватьВ планах на будущее у ОАО «Красмаш» - создание нового ЖРД на дешевых и экологически чистых компонентах ракетного топлива: сжиженном природном газе и кислороде. Применение такого ЖРД позволит разработать эффективную и малозатратную  ракету-носитель нового поколения.

ЦитироватьАльтернативный скан журнала:
Авиакосмическая техника и технология 2010 № 01.pdf.html (http://narod.ru/disk/47573252001.9f41e225449d0b00b79b90405fb76e8b/%D0%90%D0%B2%D0%B8%D0%B0%D0%BA%D0%BE%D1%81%D0%BC%D0%B8%D1%87%D0%B5%D1%81%D0%BA%D0%B0%D1%8F%20%D1%82%D0%B5%D1%85%D0%BD%D0%B8%D0%BA%D0%B0%20%D0%B8%20%D1%82%D0%B5%D1%85%D0%BD%D0%BE%D0%BB%D0%BE%D0%B3%D0%B8%D1%8F%202010%20%E2%84%96%2001.pdf.html)
(http://s40.radikal.ru/i088/1104/bd/de2ff14d4075.jpg)

ЦитироватьThe DARMA Initiative: Affordable Upper Stage Rocket Engine[/size]
Posted by Doug Messier
on April 12, 2011, at 12:11 pm

One of the most interesting objects on display at Space Access '11 was a full-scale rocket engine from a little-known company called DARMA Technology. A transplant from South Korea, the Denver-based company is marketing the engine as having performance close to that of the HL-10 upper stage, but at a fraction at the cost.

The reusable Chase-10 engine is powered by liquid-oxygen (LOX) and methane and has a thrust of 22,000 lbs., somewhat lower than the RL-10's 24,750 lbs of thrust. In its promotional material, the company says the rocket has a simple, robust design built with advanced manufacturing techniques that make it an affordable alternative to other engines in its class. The engine is reusable with a lifespan estimated at 10,000 seconds.

DARMA is marketing it for $3 million apiece, which company officials say is almost 13 times lower than the $38 million cost for an RL-10 rocket used in the second stages of United Launch Alliance's Atlas V and Delta IV boosters. The RL-10 is built by Pratt & Whitney Rocketdyne and originally flew in 1959.

ULA recently teamed up with XCOR Aerospace to develop a replacement for the RL-10 that would be more powerful and significant cheaper to operate. The development process is expected to take several years.

DARMA's roots go back to the creation of C&Space, Inc. (CSI) in South Korea in 2004 by rocket researchers formerly with the Hyundai Group. In 2007, the company filed a patent for its methane engine. Two years later, it established DARMA Technology in the United States.

DARMA has been testing its engine at a test facility run by Frontier Astronautics in Chugwater, Wyo.

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/17772.png)(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/17773.png)

ЦитироватьЕсть немало проектов, которые станут заделом на годы вперед. Совместно с Космическим центром им. М.В. Хруничева сейчас мы рассматриваем вариант создания ракетного двигателя на сжиженном природном газе. Это дешевое, экологически чистое и удобное в использовании топливо. Такой двигатель может найти применение на многоразовой ракетно-космической системе.

Цитироватьhttp://krasm.com/doc.php?id=1020

ЦитироватьВ планах на будущее у ОАО «Красмаш» - создание нового ЖРД на дешевых и экологически чистых компонентах ракетного топлива: сжиженном природном газе и кислороде. Применение такого ЖРД позволит разработать эффективную и малозатратную  ракету-носитель нового поколения.

ЦитироватьИнтересно, а как будут газифицировать метан - подогревом в рубашке или в газогенераторе.

ЦитироватьНепонятно только, почему говорят о СПГ, а не о чистом метане?

ЦитироватьExcerpts from the China Space Quarterly Report (Jan - Mar, 2011)

--------------------------
Engine

In Q1 2011, there was a series of successful liquid engine testing making a good start to the year:

- On January 20, the propulsion system of the Chang'e 3 lander made a successful whole-system hot-fire test in the Institute 101 in Beijing. It was developed by the Institute 801, Shanghai.
- On January 28, the YF-115 engine made a simulated high-altitude test firing.
- From January 3 to 26, a new type of engine developed by the Institute 11, completed 5 long-duration tests. It continued to make another 4 tests during the period from March 3 to 15. All these tests pave the way for a demonstration experiment.
- In Q1, the ATR combined engine developed by the Institute 11 made its first successful test firing.
- In early February, China's first methane / liquid oxygen engine made its first test firing successfully. The 60-ton thrust methane engine was developed by the Institute 11, Beijing ,based on the existing LH2/LOX engine.
- On March 1, the variable thruster propulsion system made its first whole-system hot-firing. This system was also developed by the Institute 11, Beijing.

There was also progress in larger solid-motor development. In parallel to the 130-ton heavy launch vehicle studies, studies on large solid boosters started in early 2011. These studies are undertaken by the 4th Academy of CASC. The academy has test-fired a 120-ton motor in March 2009, and a 1-m diameter segmental solid-motor in April 2010. A 2-m diameter, three segment demonstrator will be tested in the near future.

ЦитироватьНовости 12:11 12.09.2011 | экономика http://www.nakanune.ru/news/2011/9/12/22245063/

Корпорация УВЗ планирует выпуск новых цистерн для перевозки сжиженного газа[/size]

Одним из перспективных направлений для НПК "Уралвагонзавод" может стать выпуск цистерн для перевозки сжиженного газа. Об этом рассказал Накануне.RU заместитель генерального директора корпорации Руслан Кондрашов. Опытные образцы для испытаний уже готовятся. По его оценке, объем потребления этой продукции в России в течение ближайших трех лет может достигнуть 1 млрд долларов.

"Одно из важных направлений для нас – все, что связано с цистернами и криогеникой. У нас есть дочернее предприятие "Уралкриомаш", которое традиционно по программам "Роскосмоса" готовит продукцию для систем заправки ракет. Это заправка сжиженным газом, кислородом. Самое лучшее, что для нас имеет смысл развивать в этом направлении, – создание новых цистерн для перевозки сжиженного газа. Мы видим в этом необъятный рынок. Если российские компании все-таки обяжут не сжигать газ, а сжижать и перерабатывать, то получим очень серьезный сегмент рынка. Создание мощностей для такого производства потребует серьезных вливаний", – сказал он.

Заместитель гендиректора УВЗ рассказал, что ежегодный объем потребления этой продукции в РФ будет составлять 2-5 млрд долларов в ближайшей перспективе. "Выход на первый миллиард – в пределах ближайших трех лет. Мы уже на сегодняшний день готовим опытные образцы для испытаний", – отметил Руслан Кондрашов.
 

Сергей Хурбатов

ЦитироватьРД0110МД, РД0162, РД0162М. Метановые проекты. Перспективные многоразовые ракеты-носители[/size]
Назначение

Для экспериментальных работ по исследованию новой комбинации топлива – кислород и сжиженный природный газ (СПГ) для ЖРД перспективных многоразовых ракет-носителей. Разработан и испытан демонстрационный ЖРД РД0110МД на метановом горючем, изготовленный на базе серийного двигателя РД0110.

Успешно проведены огневые испытания РД0146М на компонетах кислород-СПГ.

Полученные экспериментальные данные и приобретенный опыт работ с СПГ используются при разработке двигателей перспективных многоразовых ракет-носителей.

Ведутся следующие разработки ЖРД на компонентах топлива жидкий кислород и СПГ: с 2002 г. – двигателя тягой 200 тс по проекту «Волга» для перспективных западноевропейских многоразовых ТКС и с 2006 г. – двигателя РД0162 тягой 203,9 тс для использования на первых ступенях российских МТКС.

Основные параметры    РД0162

Тяга у Земли, тс (кН)    203,9 (2000)

Удельный импульс тяги, кгс·с/кг (м/c)
у Земли 321 (3149)
в пустоте    356 (3492)

Давление в камере, кгс/см

Цитировать

ЦитироватьА на сколько реален метановый РД-0162?

Вопросики у Вас...По расчетам вроде получается. Так и РД-270 по расчетам тоже сперва получался.   :) Справедливости ради стоить отметить, что в  КБХА , еще тогда (одними из первых, если не самые "первые") "просекли", что схема "газ-газ" с двумя ГГ имеет трудно устранимый недостаток - такой двигатель, как объект управления, статически неустойчив. В 162м применяется оригинальное схемное решение, которое вроде бы позволяет это "родимое пятно" обойти. По расчетам... :) Вообще движок проектируется вне контроля МО, т.е., мы на него поглядываем "сбоку и издаля". Окончательный ответ дадут только испытания, но расчетчики КБХА уверены в том, что все получится. Это все, что я могу сказать  :(

Цитироватьинтересно, а РД-0162 и ЖРД по проекту "Волга" имеют тягу 200 тс. Не один ли и тот же двигатель?

ЦитироватьСтоп, стоп, стоп. КБХА проводит несколько НИОКРов, как финасируемых как за счет Роскосмоса, так и инициативных. Насколько мне известно, безусловно я могу ошибаться, РД-0162 - это перспективный ЖРД для многоразовой системы на паре "кислород+метан". Вот дальше я скажу совсем осторожно: насколько мне известно, для этого двигателя предполагается реализация схемы "газ-газ". В силу ряда обстоятельств, не все работы, проводимые КБХА, "плотно" контролируются специально обученными органами федерального контроля. Эта работа - не контролируется. Поэтому, по большому счету, ничего определенного, по сути заданных вопросов я сказать не могу. Просто не обладаю более менее достоверной информацией. Могу высказать свое имхо - к весам, озвученным по результатам, даже не проектирования, а предпроектных проработок, надо относится очень осторожно. В ТЗ на РД-0124 масса была согласована не более 500 кг (450 на этапе серийного производства), а в итоге получилась под 600...

ЦитироватьНет. РД-0162 новая разработка. ЖРД "Волга" это видимо метановая конверсия РД-0120. Об этом говорит и масса двигателя. Первоначально приводилась цифра в 4350 кг!

Цитировать

ЦитироватьКакое соотношение компонентов было у метанового РД-0146?

От 3,4 до 3,7-3,8. Его погоняли в достаточно широком диапазоне. Лично мое мнение для верхних ступеней (для итальянцев) будет где-то 3,85. Может 3,9...Там где-то 4 будет стехиометрия.

Цитировать28.09.2011 http://www.nic-rkp.ru/default.asp?page=main
Рекордные по длительности огневые испытания многоразового ракетного двигателя на сжиженном природном газе и жидком кислороде.[/size]

Очередное огневое ресурсное испытание многоразового ракетного двигателя-демонстратора С5.86.1000-0 №2 тягой 7,5 тс, разработанного и изготовленного «КБхиммаш им. А. М. Исаева» – филиалом ФГУП «ГКНПЦ им. М.В.Хруничева» по техническому заданию ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша» в рамках ОКР «Двигатель-2015-КБХМ» на топливной паре жидкий кислород (ЖК) –сжиженный природный газ (СПГ) было проведено 28 сентября 2011 года на стенде В2А ИС-106 ФКП «НИЦ РКП», г. Пересвет.

Испытание прошло успешно. Выполнено двукратное включение двигателя. Длительность первого включения 162 с. На втором включении была достигнута рекордная длительность работы двигателя такой размерности при однократном включении – 2007 с. Испытания были прекращены по выработке компонентов. Суммарная наработка данного экземпляра двигателя составила 3389 с (4 включения).

Цели испытаний достигнуты, в том числе подтверждены :

1) возможность многократного (двукратного) запуска и остановки двигателя-демонстратора на сжиженном природном газе;

2) возможность продолжительной работы двигателя, выполненного по замкнутой схеме с дожиганием восстановительного генераторного газа, на топливной паре ЖК–СПГ;

3) стабильность продолжительной (более 2000 с) работы двигателя демонстратора на основном режиме с разными сочетаниями тяги и соотноше¬ния компонентов топлива;

4) отсутствие образований твердой фазы в газовом тракте и отсутствие коксовых отложений в жидкостном тракте двигателя при длительной работе двигателя;

5) правильность принятых технических решений по обеспечению многократного запуска, управления, регулирования с учетом особенностей сжиженного природного газа;

6) возможности стенда по проведению длительных испытаний.

Получены экспериментальные данные для уточнения методики расчета охлаждения камеры сгорания при использовании СПГ в качестве охладителя. Также усовершенствована технология транспортировки, заправки и термостатирования больших масс сжиженного природного газа и отработаны технологические решения, практически применимые для процедуры заправки летных изделий.

Программа испытаний двигателя успешно выполнена.

Цитировать

ЦитироватьА почему для двигателя с земной тягой около 200 тс выбрали достаточно сложную схему газ-газ? Энергомашевцы на РД-192 ограничились схемой с дожиганием восстановительного газогенераторного газа. Или это как-то связано с возможностью форсирования РД-0162 до 133%?

С гипотетической (пока) возможностью форсирования. Идея "горячего резервирования" (возможность выключения одного двигателя в полёте и выполнение задачи путем форсирования остальных ( а-ля SSME)) упирается лбом в вопросы прочности, там квадратичная зависимость (не напишу сейчас точную формулу) но если на пальцах - то так получается, что поднять давление в КС на 10% надо поднять давление перед форсунками процентов на 30 (условно, но порядок примерно такой). Соответственно, все трубы, насосы должны быть спроектированы на такое давление (да плюс запасы прочности). В результате конструкция получается жутко перетяжелённая, а самое главное возникали очень большие сложности при проектировании ТНА. И еще большие сложности возникали при обеспечении требуемых запасов по охлаждению КС. НК-33, тому наглядный пример - вроде бы обещалось 18% форсирования, а потом 18 превратились в 4. То что пара движков выдержала форсирование до 22% никак не означает, что каждый экземпляр такое форсирование выдержит...
 При проектировании 163го возник альтернативный вариант - в состав ДУ вводился....запасной ТНА!!! (оценить изобретательность).
Схема "газ-газ" (но это не классическая схема с двумя ГГ), позволяет, вроде бы, от этих проблем уйти. На бумаге вроде получается очень красиво. Я же говорю, там очень необычное схемное решение. Это все, что я могу  сказать. Я совсем не набиваю себе цену, но тут уже идёт речь даже не гостайне, (это точно не секретно), а о интеллектуальной собственности.

ЦитироватьВоронежские ЖРД на природном газе[/size]

Концепция развития космических средств выведения Российской Федерации отдает приоритет созданию высоконадежных двигательных установок на экологически чистых и дешевых компонентах топлива. Следуя букве и духу концепции, КБ химической автоматики им.С.А.Косберга (Воронеж) в инициативном порядке приступило к освоению топлива «жидкий кислород – сжиженный природный газ» («ЖК – СПГ»). Природный газ на 98% по объему содержит метан и оценивается ведущими специалистами отрасли как топливо, наиболее полно удовлетворяющее требованиям к двигателям нового поколения.

И.Черный. «Новости космонавтики»

Проработка схемно-конструкторских вопросов перевода на новое топливо серийных или находящихся в стадии доводочной отработки ЖРД началась в КБХА с 1994 г. Для исследований был выбран кислородно-керосиновый двигатель РД-0110, используемый на третьей ступени (блоке «И») ракеты-носителя «Союз» (11А511У).

В 1997 г. на предприятии проведены работы по дооснащению отсеком метана стенда №4, который используется для контрольно-технологических и контрольно-выборочных испытаний РД-0110. Объем расходной емкости метана позволяет выполнять отработку опытных двигателей при продолжительности огневых испытаний до 20 сек. Из блоков ЖРД, прошедшего ранее цикл испытаний на кислороде – керосине, собран экспериментальный демонстрационный двигатель РД-0110МД с тягой в пустоте около 25 тс.

При первом огневом испытании экспериментального двигателя на топливе ЖК-СПГ 30 апреля 1998 г. выполнены работы по проверке работоспособности стендовых систем, отработке технологии заправки метаном, термостатирования ЖРД перед пуском, исследования характеристик запуска и выхода двигателя на основной режим.

3 декабря 1998 г. проведено повторное испытание РД-0110МД, целью которого было получение данных по работоспособности двигателя на СПГ, характеристик рабочего процесса в газогенераторе, камерах и турбонасосном агрегате. Во время испытаний ЖРД работал на основном режиме при давлении в камере сгорания 55 кгс/см2 и газогенераторе – 49 кгс/см2.

Цели и задачи начального (демонстрационного) этапа освоения нового топлива выполнены. Полученные экспериментальные данные и приобретенный опыт работ с СПГ позволяет перейти к проектированию и подготовке огневых испытаний ЖРД нового поколения.

По контрактам с Корпорацией КОМПОМАШ и Центром им.М.В.Келдыша проведена расчетно-конструкторская, материаловедческая и технологическая проработка ряда новых двигателей тягой в пустоте от 5 до 240 тс (см. табл.).

(http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/194/106.jpg)

(http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/194/105.jpg)
Двигатель РД-0124, который тожеможет быть переведен с керосина
на природный газ

Привод турбонасосных агрегатов двигателей осуществляется продуктами газогенерации с избытком метана. Проработаны конструкции открытой (без дожигания) схемы со сбросом генераторного газа в сверхзвуковую часть сопла (РД-0139, РД-0140) и замкнутой схемы с дожиганием в камере (остальные ЖРД). Двигатели РД-0139 и РД-0140, РД-0141 и РД-0142 выполнены на базе универсальных блоков со сменными соплами, а РД-0144 оснащен выдвижным неохлаждаемым сопловым насадком.

В 1999 г. КБХА планирует приступить к выполнению опытно-конструкторских работ по созданию семейства ЖРД тягой 30–35тс для перспективных носителей различного назначения, в т.ч. для первой и второй ступеней РН легкого класса авиационно-ракетного комплекса «Воздушный старт». Единая для РД-0143 и РД-0143А конструкция системы подачи компонентов топлива в сочетании с одно- и четырехкамерной компоновками «земной» и «высотной» модификации двигателя определяют максимальную унификацию агрегатов, производства, испытательной базы и, как следствие, минимальные затраты на разработку, отработку, производство и эксплуатацию ЖРД.

С целью уменьшения объема доводочных испытаний новых двигателей отработка вопросов смесеобразования и поджига топлива, охлаждения конструкции камеры, устойчивости рабочего процесса, бессажевой газогенерации для топлива с избытком СПГ будет выполнена при автономных огневых испытаниях модернизированных модельных запальных устройств, газогенераторов и камер сгорания. Модельные агрегаты были созданы ранее и использовались для исследовательских работ на топливе «кислород – водород».[/size]

ЦитироватьВообще то требования к новому двигателю определены в рамках программы "Двигатель-2015" Идёт (только где?) ОКР по созданию такого двигателя. Вот основные требования из ТЗ:
V. ТРЕБОВАНИЯ К ВЫПОЛНЕНИЮ
ОПЫТНО-КОНСТРУКТОРСКОЙ РАБОТЫ

«Создание маршевого многоразового жидкостного ракетного двигателя для первой ступени многоразовой ракетной космической системы. Выбор оптимального облика маршевого многоразового жидкостного ракетного двигателя перспективных ракет-носителей для пилотируемых космических комплексов и сверхтяжелой ракеты-носителя. Создание эффективной системы диагностики и аварий защиты двигателя»
в части работ 2010-2012 г.
Шифр: ОКР «Двигатель-2015»
2. Цель и задачи ОКР
   2.1.  Создание маршевого многоразового жидкостного ракетного двигателя для первой ступени многоразовой ракетной космической системы, создание эффективной системы диагностики и аварийной защиты двигателя, выбор оптимального облика маршевого многоразового жидкостного ракетного двигателя перспективных ракет-носителей для пилотируемых космических комплексов и сверхтяжелой ракеты-носителя, в части работ 2010-2012 г.
3.1. Назначение двигателя.
Двигатель предназначен для использования в качестве маршевого многоразового двигателя для многоразовой ракетной космической системы, перспективных ракет-носителей для пилотируемых космических комплексов и сверхтяжелой ракеты-носителя.
[/size]


3.2  Технические требования
3.2.1. Тяга двигателя на Земле, тс
предварительная ступень тяги   120,0 ... 180,0   
номинальный режим тяги   200,0 ... 300,0   
форсированный режим тяги   240,0 ... 360.0   
конечная ступень тяги   70,0 ... 105,0   
3.2.2.  Удельный импульс тяги в пустоте
на номинальном режиме тяги, м/с    не менее 3286 (335с) для керосина
не менее 3532 (350с) для метана
3.2.3.  Время работы двигателя в полете, с               не менее 150
3.2.4.  Число включений двигателя в полете                  1   
3.2.5.  Кратность использования двигателя при номинальном режиме тяги       25
3.2.6.  Параметры компонентов топлива на входе в ЖРД
максимальное статическое давление на запуске и работе, МПа
кислород                                 0,20
горючее (РГ-1, метан)                           0,20
температура компонентов топлива, К
кислород                                             85-90   
горючее: РГ-1                               273-288
метан                                    100-110
3.2.7.  Диапазон регулирования двигателя
по тяге на установившемся режиме, % ном.                      - 50  ...  +20
по соотношению расходов компонентов топлива, %                   +12

ЦитироватьАльтернативный скан журнала:
Авиакосмическая техника и технология 2010 № 01
(http://s40.radikal.ru/i088/1104/bd/de2ff14d4075.jpg)
скачать pdf 7.81MB (http://letitbit.net/download/82699.89f072fb1e75f9b4fcfea31a9633/Aviakosmicheskaya_tehnika_i_tehnologiya_2010___01.rar.html)

ЦитироватьКислородно-метановые ЖРД[/size]

о пределенные разработчиками технические характеристики кислородно-метановых двигателей ближайшей перспективы, находящихся в стадии разработки для первых ступеней средств выведения, представлены в таблице 3.

(http://s001.radikal.ru/i195/1110/9d/5cad0161f35f.jpg)

На примере двигателя РД0162 можно проиллюстрировать некоторые основные технико-эксплуатационные характеристики,
определяющие соответствие метанового ЖРД для применения на первых многоразовых ступенях перспективных космических РН:
• для обеспечения умеренного уровня прочностной напряженности выбрано давление в КС на сравнительно невысоком уровне 175 кгс/см2;
• необходимая мощность на валу турбонасосиого агрегата (ТНА) реализуется при низких температурах газов перед турбинами
(315°С), что создает хорошие предпосылки для достижения требуемой долговечности и одновременно позволяет исключить опасность возгорания элементов газового тракта конструкции (порог поджига конструкционной стали - 450°С);
• практически полное отсутствие конденсированных продуктов сгорания по линии восстановительного газа в значительной степени исключает вопросы, связанные с сажеобразованием;
• криогенность обоих компонентов упрощает очистку магистралей двигателя от остатков топлива и продуктов сгорания при межполетном обслуживании;
• наличие избыточного запаса мощности на валу ТНА позволяет реализовьmать форсированные режимы двигателя (до +35%) без превышения допустимого уровня температур газов перед турбинами.
При этом, по оценкам ЦНИИмаш, энергомассовые характеристики двигателя РД0162 далеки от предельно достижимых.
Сравнительные оценки показателей безопасности применения кислороднокеросиновых и кислородно-метановых двигателей
в составе многоразового носителя, характеризующиеся скоростью протекания аварийных процессов, быстродействием и эффективностью системы аварийной защиты ( САЗ) и возможными аварийными последствиями, представлены в таблице 4.

(http://s011.radikal.ru/i318/1110/a9/3c1693b84517.jpg)

Из представленных данных видно, что кислородно-метановые ЖРД с восстановительным ГГ, рассматриваемые в проекте МРКС-1, позволяют реализовать эффективную САЗ и могут обеспечить требуемый уровень безопасности их применения в составе многоразового носителя.
К числу основных преимуществ таких кислородно-метановых ЖРД также можно отнести следующие:

1 . Энергетические возможности кислородно-метановых ЖРД при умеренно напряженных параметрах (давление в КС 160...190 кгс/см2) обеспечивают удельный импульс тяги примерно на 20 с выше по
сравнению с кислородно-керосиновыми ЖРД с высоконапряженными параметрами (давление в КС до 260 кгс/см2).
2. Более низкая по сравнению с кислородно-керосиновыми ЖРД температура газов перед турбиной является предпосылкой для создания многоразового двигателя с большой кратностью применения, поскольку ресурс турбины обратно пропорционален температуре.
3. После останова двигателя остатки метанового топлива и жидкого кислорода газифицируются и удаляются полностью из магистралей
двигателя и баков на баллистическом участке траектории возвратного полета ВРБ, что существенно упрощает и удешевляет послеполетное обслуживание двигателя при его многоразовом использовании.
4. Из-за отсутствия коксаобразования при сгорании метанового горючего могут быть созданы высокоэффективные ЖРД с восстановительным газогенератором, аварийность работы которых по имеющимся оценкам в 4...8 раз ниже, чем у ЖРД, работающих по
окислительной схеме. Кроме того, стоимость двигателей, работающих по восстановительной схеме, значительно ниже, чем двигателей, работающих по окислительной схеме.
5 . Кислородно-метановые ЖР Д с умеренно напряженными параметрами (давление в КС 160...190 кгс/см2) позволяют реализовать форсирование тяги до уровня, обеспечивающего горячее резервирование ЖРД (33...35%).
6. Кислородно-метановые двигатели в полной мере отвечают требованиям самых строгих экологических стандартов.

Таким образом, создание кислороднометановых ЖРД представляет особый интерес с учетом перспектив их использования в составе многоразовых средств вьmедения, в том числе МРКН.
К настоящему времени по кислороднометановому направлению ракетного двигателестроения накоплен значительный научно-
технический задел как в нашей стране, так и за рубежом. В частности, уже в середине 1960-х годов в США бьmи выполнены проектно-конструкторские разработки, показавшие преимущества использования метана в качестве горючего для КА, разгонных блоков и ракетных ступеней. В 1970-х годах осуществлялись экспериментальные программы по созданию кислородно-метановых
ЖРД большой тяги. В Японии со второй половины 1980-х годов проводились работы по ЖР Д с использованием метана, в частности,
в рамках проекта создания «экономичной» РН GX.
В России выполнен значительный объем научно-исследовательских и экспериментальных работ в интересах оценки возможности и целесообразности создания кислородно-метановых ЖРД и подтверждения принципиальной реализуемости перехода на метановое горючее, в том числе:
• с 2002 года НПО «Энергомаш», КБХА и ИЦ им. М.В. Келдыша участвуют в работах по Евро-Российскому проекту «Волга» и по
дальнейшему исследованию и проектированию ЖРД на кислородно-метановом топливе;

• проектные проработки и экспериментальные исследования кислородно-метановых двигателей для ракетно-космического комплекса «Рикша» (ГРЦ «КБ им . академика В.П. Макеева», НПО «Энергомаш»);

• работы КБХА, включая:
а) проектные проработки по ЖРД тягой 5...200 тс, показавшие возможность создания двигателей на топливе «СПГ + кислород
» ( 1994...1995 годы);
б) демонстрация возможности замены керосина на СПГ для двигателя РД0110 тягой 30 тс (два пуска ЖРД в 1998 году);
в) исследования характеристик экономичности и устойчивости рабочего процесса на модельной камере сгорания тягой 2 те при
использовании топлива «СПГ + кислород» (2001 год);
г) аналитические и проектные исследования по контракту с французской фирмой «Снекма Моторе» по многоразовому ЖРД тягой
200 тс (2002...2005 годы);
д) проектные работы по многоразовому ЖРД тягой 200 тс по заказу ИЦ им. М.В.Келдыша в рамках ОКР «Двигатель-2015»
(2006...2009 годы);
е) экспериментальные исследования характеристик смесеобразования, охлаждаемости конструкции и устойчивости рабочих процессов на модельной камере сгорания тягой 2 тс, работающей на генераторном газе с избытком кислорода и газообразном метане (2008 год);
ж) теоретические и проектные работы по ЖРД тягой 10 тс по контракту с итальянской фирмой «ФИАТ-АВИА» (2006... 2009 годы);
и) шесть огневых испытаний безгенераторного двигателя Р Д0146 тягой 1О тс, доработанного для использования топлива «СПГ +
кислород» (2008 год);
к) разработка ряда проектов ЖРД многоразового использования на топливе «СПГ+кислород» по ТЗ ИЦ им. М.В. Келдыша, в том числе в рамках ОКР «Двигатель-2015» выпущен эскизный проект многоразового двигателя РД0162;

• работы КБХМ им. А.М. Исаева, включая:
а) проектные проработки По исследованию кислородно-метанового двигателя в 1994 году в рамках НИР «Свеча», включая испытания
двигателя С7.84.140-0;
б) автономные испьrrания натурного газогенератора двигателя КВД1 на топливе «СПГ+ кислород», 13 включений ГГ подтвердили его работоспособность. В процессе испытаний были проверены режимы работы газогенератора в диапазоне давлений 30...65 кг/см2 при соотношении компонентов 0,30...0,65 (1996 год);
в) огневые испытания в 1 997 году рулевого блока двигателя КВД1 на компонентах топлива «жидкий кислород + природный газ».
В процессе испытания было сделано 6 включений блока с суммарной наработкой более 450 с;
г) 5 огневых испытаний полноразмерного двигателя КВД1, доработанного для использования топлива «СПГ + кислород», которые подтвердили принципиальную возможность создания ЖРД на этом топливе (1997 год);
д) разработка в 1999 году по исходным данным ОАО «ГРЦ им. академика В.П. Макеева» технического предложения «Кислородно-метановый двигатель тягой 30 тс (четырехкамерный)»;
е) экспериментальные работы на базе двигателя КВД1 (по контракту с фирмой Snecma), в ходе которых исследовались возможности создания кислородно-метанового ЖРД для РН типа «Ариан» (2005...2007 годы);
ж) огневые испытания модельной камеры тягой 200 кгс (по теме  Метан-2» по контракту с фирмой Aerojet), подтвердившие возможность использования СПГ для охлаждения камеры в реальных условиях охлаждающего тракта камеры (2005...2007 годы);
з) разработка и изготовление двигателя демонстратора С5.86.1 000-0 тягой 7,5 те для пары топлива «жидкий кислород + СПГ» в
2006 году в рамках ОКР «двигатель-2015-КБХМ»;
и) проведение в рамках ОКР «Двигатель-2015-КБХМ» огневых испытаний (в 2007 и 2009 году) двух экземпляров двигателя
С5.86.1000-0 на стенде НИЦ РКП продолжительностью 68 с и 60 с. Подтверждение этими испытаниями правильиости принятых конструктивных решений и стабильности характеристик двигателей на режимах с различными сочетаниями тяги и соотношения расходов компонентов;
к) разработка в 2008 году по исходным данным ОАО «ГРЦ им. академика В.П. Макеева» технического предложения «Кислородно-метановый двигатель тягой 30 тс (однокамерный)»;
л) запланированное на 2010 год в рамках ОКР «Двигатель-2015-КБХМ» огневое ресурсное испытание двигателя С5.86.1000-0 со временем работы не менее 1000 с для экспериментальной проверки отсутствия накопления твердой фазы как в тракте охлаждения камеры, так и в газовом тракте;
м) планируемые в 20 1 1 году работы по доработке двигателя С5.86.1000-0 в части турбонасосиого агрегата и камеры с целью оптимизации работы двигателя на стационарных режимах и запуска двигателя;
• проработки варианта РН «Ангара» с использованием топлива «метан + кислород» (ЦНИИмаш, ИЦ им. М.В. Келдыша).

(http://s45.radikal.ru/i108/1110/46/947a74897e84.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/64597.jpg)

На рисунках 4...6 показаны отдельные элементы имеющегося научно-технического задела по кислородно-метановым ЖРД, включая модельные двигатели, экспериментальные ЖРД и установки.
Продолжительность и стоимость полного цикла создания «с нуля» ЖРД различных схем, по оценкам НПО «Энергомаш», существенно
не отличаются. Сроки могут быть значительно сокращены в случае перевода на метан существующих кислороднокеросиновых двигателей РД- 120, РД- 170 и других. При этом может быть использовано до 70% материальной части ЖРД - прототипа [4] .
Результаты технико-экономических расчетов, вьшолненных ИЦ им. М.В. Келдыша на основании обобщенных статистических данных по затратам на разработку и изготовление ЖРД, показывают, что трудоемкость и стоимость изготовления ЖРД существенно зависят от давления в камере сгорания, определяющего мощность ТНА. Понижение давления в КС метанового ЖРД до - 150 кг/см2 позволяет уменьшить стоимость его изготовления почти в 1 ,5 раза при сохранении существующей технологии производства [4] . Этого достаточно не только для компенсации некоторого увеличения стартовой массы РН (не более 10%) или снижения грузоподъемности РН из-за уменьшения удельного импульса ]ЖРД (на 11 . . . 14 с), но и
для сокращения затрат (стоимости пуска РН на 10 . . . 15% при оптимальном выборе ЖРД).
Кислородно-метановые двигатели находятся практически на начальной стадии создания. Однако, учитывая их очевидные преимущества по сравнению с кислороднокеросиновыми двигателями применительно к использованию в составе многоразовых средств выведения (потенциально более высокую степень безаварийности, исключение саже- и коксообразования), целесообразно провести дополнительные исследования по обоснованию выбора между кислороднокеросиновым двигателем (типа РД-191 М) и кислородно-метановым (разработка КБХА).
На текущем этапе предпочтение отдается ЖР Д на кислородно-метановом топливе.
Для возвращаемого блока немаловажно также то, что удаление остатков криогенного метана (так же, как и кислорода) будет осуществляться за счет его естественного испарения еще на этапе спуска ВРБ. Это значительно упрощает и удешевляет эксплуатацию
изделия.
По мнению специалистов ЦНИИмаш выбор кислородно-метанового двигателя для применения в составе многоразовой первой ступени МРКС-1 является вполне обоснованным.
Использование имеющегося задела может обеспечить экономию средств на этапе разработки, но не гарантирует преодоление недостатков существующих ЖРД и достижение нового качества, отвечающего в полном объеме требованиям экономичности,
надежности и безопасности. В целом совместное влияние снижения стоимости производства, увеличения безопасности (безаварийности)
и кратности кислородно-метановых ЖРД, по оценке ЦНИИмаш, позволит примерно в 2 раза снизить стоимость жизненного цикла ЖРД с учетом затрат на их разработку и изготовление, а также ущерба
от возможных отказов в период эксплуатации [4] .
Таким образом, ЖРД н а метановом горючем обладают потенциально более высокой надежностью и безопасностью, чем ЖРД предыдущих поколений (в частности, керосиновых двигателей «кислой» схемы),
обладают достаточной энергетической эффективностью для парирования некоторых потерь массовой отдачи ракетных конструкций, обусловленной более низкой плотностью метана, выполняют требования простоты и минимизации объема межполетного
обслуживания, соответствуют всем экологическим стандартам, то есть наиболее полно отвечают ключевым требованиям к двигателям для перспектинных многоразовых средств вьmедения, в частности МРКС-1.
Отечественные двигателестроительные предприятия и отраслевые институты к настоящему времени провели значительный объем исследовательских, расчетных, проектных и экспериментальных работ как в обоснование принципиальной реализуемо сти перехода на метановое горючее, так и в направлении практического создания делового ЖРД на компонентах топлива «кислород-метан (СПГ)», что позволяет с уверенностью говорить о реализуемости заявляемых
предприятиями -разработчиками технических характеристик перспектинных двигателей и сроках их создания.[/size]

Цитировать

ЦитироватьУ РД-0162 получается форсирование на 33% за счёт схемы газ-газ (два ТНА в наличии)?

На бумаге получается. Но я честно скажу, не знаю, раздельный ли там ТНА. Этот движок проектировался без нашего контроля. Из того, что я слышал и видел-один там ГГ, газификация второго компонента (вроде!) производится в рубашке камеры.

Цитировать

ЦитироватьПохожий вариант мне в голову тоже приходил в 2009 году:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=509199#509199

ЦитироватьНа ЖК/пропане (ЖК/метане) можно реализовать полубезгазогенераторную схему газ-газ.
Используем два ТНА: один для кислорода и второй для пропана.
Весь кислород подаём в газогенератор, где и сжигаем с небольшим количеством пропана. Кислый газ подаём на турбину кислородного ТНА, а после неё в КС. Пропан пропускаем через рубашку КС, затем подаём на турбину пропанового ТНА, а после неё в КС.
Это позволит снизить мощность кислородного ТНА, а значит и температуру кислого газа.
Кроме того упрощаются сами ТНА, поскольку снижаются требования к уплотнениям между насосами и турбиной.
Правда придётся повозиться с синхронизацией ТНА. И остаётся проблема с медленным выходом на мощность.

Угу, особенно хорошо такая схема смотрится на водороде. При этом совсем не обязательно газифицированное горючее пускать на турбину. Можно сразу в камеру. Тогда получится камера "газ-газ" без органического недостатка такой схемы с двумя ГГ - сложностями с управлением и регулированием. Плавный растянутый запуск недостаток весьма относительный. Зато появляется вагон времени для обнаружения и парирования аварийных ситуаций.

Цитировать

ЦитироватьАльтернативный скан журнала:
Авиакосмическая техника и технология 2010 № 01
(http://s40.radikal.ru/i088/1104/bd/de2ff14d4075.jpg)
скачать pdf 7.81MB (http://letitbit.net/download/82699.89f072fb1e75f9b4fcfea31a9633/Aviakosmicheskaya_tehnika_i_tehnologiya_2010___01.rar.html)

Собрал в djvu (http://narod.ru/disk/47510674001.99c1d75fae453045e38e6cd04e5a87a6/%D0%90%D0%B2%D0%B8%D0%B0%D0%BA%D0%BE%D1%81%D0%BC%D0%B8%D1%87%D0%B5%D1%81%D0%BA%D0%B0%D1%8F%20%D1%82%D0%B5%D1%85%D0%BD%D0%B8%D0%BA%D0%B0%20%D0%B8%20%D1%82%D0%B5%D1%85%D0%BD%D0%BE%D0%BB%D0%BE%D0%B3%D0%B8%D1%8F%20%25161%202010.djvu.html) (1,3МБ)

ЦитироватьВ  частности,  двигатель  РД0162  разработки КБХА  обладает  технико-эксплуата­ционными  характеристиками,  определяющими  соответствие  метанового  ЖР Д  для применения на первых многоразовых ступенях  перспективных  космических РН,  в  том числе:

•  в  основу  двигателя  положен  принцип умеренного  уровня  прочностной  напряжен­ности  и  исключения  проблемных вопросов,
в  связи  с  чем  выбрано  давление  в  камере сгорания на уровне  175 кгс/см2;

•  выбранная  схема  позволяет  реализовать необходимую мощность  на  валу  ТНА  при низких температурах газов перед турбинами
(315°С),  что  создает  хорошие  предпосылки для достижения требуемой долговечности и одновременно  позволяет  исключить для
окислительного  газового  тракта  опасность возгорания  элементов  конструкции,  поскольку температура газа значительно  ниже порога  возгорания  конструкционной  стали (~450°С);

•  отсутствие конденсированных продуктов сгорания  по  линии  восстановительного  газа практически полностью исключает вопросы, связанные  с  сажеобразованием, что определяет простоту очистки магистралей двигате­ля  от  остатков  топлива  и продуктов  сгора­ния послеполетного использования ЖРД;

•  наличие  избыточного  запаса  мощности на  валу  ТНА  позволяет  уверенно  реализовывать  форсированные  режимы  двигателя  
(вплоть  до 135% тяги)  без  превышения  до­пустимого  уровня температур  газов  перед турбинами.

Цитировать5.  Стоимость  разработки  и  стоимость  то­варного  (серийного)  кислородно-керосино­вого ЖРД  (типа  РД-191М)  на  -40%  выше, чем соответствующие  показатели  для  ки­слородно-метанового ЖРД (типа РД0162).

ЦитироватьРД на метане

Цитировать

ЦитироватьРД на метане

Вопрос - а зачем?

Цитировать

ЦитироватьРД на метане

Вопрос - а зачем?

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьРД на метане

Вопрос - а зачем?

1. Стоимость топлива
2. Экологичность
Это в придачу к предполагаемым техническим плюсам.
По СПГ вообще инфраструктура и технология создается семимильными шагами, и не за счет космонавтики.

ЦитироватьРД-192 выглядит заманчиво...  :roll:

Цитировать1-копейки
2-копейки
Какие предполагаемые технические плюсы?

ЦитироватьО РД0162:

ЦитироватьВ  частности,  двигатель  РД0162  разработки КБХА  обладает  технико-эксплуата­ционными  характеристиками,  определяющими  соответствие  метанового  ЖР Д  для применения на первых многоразовых ступенях  перспективных  космических РН,  в  том числе:

•  в  основу  двигателя  положен  принцип умеренного  уровня  прочностной  напряжен­ности  и  исключения  проблемных вопросов,
в  связи  с  чем  выбрано  давление  в  камере сгорания на уровне  175 кгс/см2;

•  выбранная  схема  позволяет  реализовать необходимую мощность  на  валу  ТНА  при низких температурах газов перед турбинами
(315°С),  что  создает  хорошие  предпосылки для достижения требуемой долговечности и одновременно  позволяет  исключить для
окислительного  газового  тракта  опасность возгорания  элементов  конструкции,  поскольку температура газа значительно  ниже порога  возгорания  конструкционной  стали (~450°С);

•  отсутствие конденсированных продуктов сгорания  по  линии  восстановительного  газа практически полностью исключает вопросы, связанные  с  сажеобразованием, что определяет простоту очистки магистралей двигате­ля  от  остатков  топлива  и продуктов  сгора­ния послеполетного использования ЖРД;

•  наличие  избыточного  запаса  мощности на  валу  ТНА  позволяет  уверенно  реализовывать  форсированные  режимы  двигателя  
(вплоть  до 135% тяги)  без  превышения  до­пустимого  уровня температур  газов  перед турбинами.

Получается в ТНА две турбины на одном валу.

Цитировать5.  Стоимость  разработки  и  стоимость  то­варного  (серийного)  кислородно-керосино­вого ЖРД  (типа  РД-191М)  на  -40%  выше, чем соответствующие  показатели  для  ки­слородно-метанового ЖРД (типа РД0162).

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьРД на метане

Вопрос - а зачем?

1. Стоимость топлива
2. Экологичность
Это в придачу к предполагаемым техническим плюсам.
По СПГ вообще инфраструктура и технология создается семимильными шагами, и не за счет космонавтики.

1-копейки
2-копейки
Какие предполагаемые технические плюсы?

Цитировать

ЦитироватьРД-192 выглядит заманчиво...  :roll:

Родной братец РД-191 :wink:

ЦитироватьНу, а мне больше РД-0162 нравится.

ЦитироватьА цифрами можно как-то обставить? Чтобы можно было как-то сравнивать.

ЦитироватьА цифрами можно как-то обставить? Чтобы можно было как-то сравнивать.

ЦитироватьБольшеват по размерам при такой же тяге. Это может быть критично при наших врожденных ограничениях по диаметру. Может не поместиться 4 штуки.

ЦитироватьПо надежности - это не количественная разница, а качественная.

Цитировать(http://i003.radikal.ru/1110/36/b2a17272606d.jpg) (http://www.radikal.ru)

Как видишь, все влазит :wink:

Цитировать

Цитировать(http://i003.radikal.ru/1110/36/b2a17272606d.jpg) (http://www.radikal.ru)

Как видишь, все влазит :wink:

Это такая фишка: несимметричное расположение двигателей? :D

ЗЫ "Синий квадрат" кисти Д.Воронцова  :wink:

ЦитироватьЗЫ "Синий квадрат" кисти Д.Воронцова  :wink:

ЦитироватьВсе симметричное, просто рисовалось в Экселе за две минуты на глазок

Цитировать

ЦитироватьЗЫ "Синий квадрат" кисти Д.Воронцова  :wink:

размером 4100х4100  :D

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьЗЫ "Синий квадрат" кисти Д.Воронцова  :wink:

размером 4100х4100  :D

А ЖТ негабарит по вертикали больше 4100 !

ЦитироватьА ЖД негабарит по вертикали больше 4100 !

Цитировать

ЦитироватьА ЖД негабарит по вертикали больше 4100 !

Делаем вертикальную вставку в бак , а вагоны и двухэтажными могут быть  :roll:

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьА ЖД негабарит по вертикали больше 4100 !

Делаем вертикальную вставку в бак , а вагоны и двухэтажными могут быть  :roll:

В общем с метаном все тускло и неоправданно.

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьА ЖД негабарит по вертикали больше 4100 !

Делаем вертикальную вставку в бак , а вагоны и двухэтажными могут быть  :roll:

В общем с метаном все тускло и неоправданно.

Почему же? Вполне себе вменяемый компонент Вдвое дешевле керосина, позволяет упростить и удешевить ЖРД, а также повысить их надежность. Плюс выигрыш в энергетике относительно керосина 5-10% получить можно.

ЦитироватьНаивный вопрос: а почему тогда Глушко или Королев мимо метана прошли?

Цитировать

ЦитироватьБольшеват по размерам при такой же тяге. Это может быть критично при наших врожденных ограничениях по диаметру. Может не поместиться 4 штуки.

(http://i003.radikal.ru/1110/36/b2a17272606d.jpg) (http://www.radikal.ru)

Как видишь, все влазит :wink:

ЦитироватьКогда Глушко ставил на водород? 8)

ЦитироватьТолько после того как на циклине не вышло. Да и то отдал в КБХА: с глаз долой из сердца вон.

ЦитироватьСправедливости ради работы по метану начались в НПО Энергомаш в 81-м году при жизни Глушко.

Цитировать

ЦитироватьНаивный вопрос: а почему тогда Глушко или Королев мимо метана прошли?

Королев - понятно, в те времена газотранспортная сеть у нас отсутствовала и с керосином было много проще работать.

ЦитироватьА что, была керосинотранспортная или кислородотранспортная? :D

ЦитироватьМожет Вы не помните, но в 60 годы всем сжиженный газ возили в баллонах. Возить жидкий кислород сложнее, а с метаном я трудностей не вижу никаких.

Цитировать1.4. Исследования ЖРД на метановом горючем

На возможность использования метана в качестве компонента ракетного топлива указывали пионеры космонавтики К.Э.Циолковский [105] и В.Н.Глушко [106]; первая европейская ракета Винклера на топливе кислород-метан была запущена в 1931 г.
Однако интерес к метану угас уже в 30-е годы из-за "сложности его сгущения" [105] а также низкой плотности по сравнению со спиртом и керосином, что снижало эффективность ракет [106].
В 70-ые годы появилась потребность в многоразовых средствах выведения, и в США проводились исследования по новым топливам, в том числе рассматривался метан в работах фирм Rocketdyne, Aerojet, Martin-Marietta, Pratt&Witney [97... 101] и Японии [187].
В нашей стране до 1981 г. проектных и экспериментальных исследований ЖРД с использованием метана практически не проводились.
Возрождение интереса к метану как горючему к ЖРД в нашей стране было инициировано расчетно-конструкторскими проработками, выполненными в НПО Энергомаш в 1981-82 гг. под перспективу носителя "Энергия" творческим коллективом, возглавляемым автором, при участии специалистов Головного КБ НПО "Энергия" и ЦНИИМАШ [88-96].
Нолученные в 1981 г. оптимистические оценки возможностей использования метана для ЖРД МПИ обратили внимание специалистов на эту проблему. Ведущие НИИ и КБ стали проводить собственные расчетные и экспериментальные исследования.
Совместными работами специалистов РКК Энергия, НПО Энергомаш, ИЦ им. Келдыша, ГИПХ, ЦНИИМАШ и др. в рамках Совета по проблеме "жидкое ракетное топливо" при Президиуме АН СССР были исследованы сотни разных горючих в паре с кислородом и разработаны ТТ на НИР по перспективным горючим, где указан и метан [107].
В 1984 г. НИИТП совместно с ГИПХ и НПО Энергомаш при исследованиях восстановительной генерации были получены важные экспериментальные данные, показывающие возможность создания безсажевого генераторного газа при избытке метана, т.е. обоснована возможность создания двигателей с восстановительным турбогазом [104].
С 1984 г. в ИЦ им. Келдыша проводятся исследования процессов на экспериментальном ЖРД тягой до 3 тс на топливе кислород-метан (рк=60-80 кгс/см2), показана возможность получения рабочего процесса в камере с Фк=0,995 [121,122,129].
В 1995 г. в НПО Энергомаш были проведены исследования рабочего процесса в неохлаждаемой камере (тяга Р~150 кгс), получено хорошее совпадение экспериментальных данных с расчетными [152,188].
В 1994 г. КБХМ им. А.М.Исаева начало изучения кислородно-метанового двигателя на базе использования основных агрегатов кислородно-водородного двигателя [213]. В 1997-99 гг. на стенде НИИХМ проведены огневые испытания двигателя КБХМ на топливе кислород-метан (вначале управляющего блока тягой ~0,2 тс, а затем и полномасштабного ЖРД тягой 5-7 тс, выполненного по схеме с дожиганием восстановительного турбогаза, с охлаждением камеры полным расходом метана, с рк~33-63 кгс/см2, с наработкой 450 с, при концентрации метана в СПГ 89 - 99%. Испытания этого двигателя показали принципиальную возможность создания метанового ЖРД с дожиганием восстановительного турбогаза. Показана также зависимость чистоты генераторного газа (сажи) от концентрации метана в СПГ, в частности чистый газ получен при содержании метана не менее 98%.
С 1994 г. в КБ Химавтоматики проводилось изучение использования метана на экспериментальных ЖРД [214], и в 1998 г. в КБХА был изготовлен экспериментальный ЖРД на базе двигателя РД0110 (тяга ~25 тс, схема без дожигания) и проведены испытания его. Результаты подтвердили работоспособность ЖРД с восстановительным генератором (без сажи) и послужили основой для дальнейших проектных проработок в КБХА конструкций и параметров двигателей тягой от 2 до 240 тс на кислороде и метане с восстановительной генерацией.
По планам РКА НИИ и КБ вели исследования по темам НИР "Развитие", "Двигатель-2Г', "Внедрение", "Метан" и др..
С 2002 г. НПО Энергомаш, КБХА и ИЦ им. Келдыша участвуют в работах по Евро-российскому проекту "ВОЛГА" и по дальнейшему исследованию и проектированию ЖРД на кислороде и метане.

1.5. Выводы по Главе 1

1. До 1981 г. не было отечественных исследований ЖРД на метане (СПГ), однако был накоплен значительный опыт разработки одноразовых ЖРД, многие фрагменты которого могут использоваться при создании многоразового ЖРД.
2. С 1981 г. в ракетно-космической отрасли начались планомерные исследования по использованию метана в ЖРД МПИ. В результате работ НПО Энергомаш, РКК Энергия, ИЦ им. Келдыша, ГИПХ, ЦНИИМАШ, ГРЦ им. В.Р.Макеева, КБХМ, КБХА, КБОМ, НИИХМ и др. разработаны ТТ к многоразовым ЖРД и создан задел проектных решений и экспериментальных данных, достаточных для проведения ОКР но ЖРД МПИ на СПГ.[/size]

Цитировать88.Исследование трехкомпонентных ЖРД применительно к многоразовым космическим системам (МКС) / Рук. темы И.А.Клепиков, исп.: С.А.Демин, Ю.Ю.Иванов, В.Б.Кубиков, Е.Н.Ромасенко и др. / / М.: НПО ЭМ,арх.4498.-1981.-39с.
89.Расчетно-конструкторское исследование трехкомпонентных ЖРД на кислороде, углеводородном горючем и водороде применительно к перспективным МКС: ТО №729-1-82 / Рук. темы И.А.Клепиков, исп.: С.А.Демин, Ю.Ю.Иванов, В.Б.Кубиков, Е.Н.Ромасенко и др. / / М.: НПО ЭМ,арх.4613.-1982.-346с.
90.Комплексное проектно-расчетное исследование двух- и трехкомпонентных ЖРД новых схем на кислороде, углеводородном горючем и водороде применительно к перспективным МКС: НТО №769-42-83 / Рук. темы И.А.Клепиков, исп.: С.А.Демин, В.Б.Кубиков и др. / / М.: НПО ЭМ, ИНВ.29449.-1983.-373 с.
91.Исследование и обоснование оптимальных вариантов дальнейшего развития и совершенствования многоразовой космической системы "Буран". Пояснительная записка, часть IV, Перспективные маршевые двигатели первой ступени многоразовых средств выведения / В.П.Радовский, И.А.Клепиков, В.Б.Кубиков, С.А.Демин и др. / / М.: НПО ЭМ, ИНВ.29530.-1983.-305 с.
92.Расчетно-конструкторское исследование трехкомпонентных ЖРД на кислороде, углеводородном горючем и водороде / С.А.Демин, П.Н.Евстафьев, И.А.Клепиков, В.Б.Кубиков и др. / / Труды КБЭМ.-1983 Вып. 13.-С. 226-250.
93.Клепиков И.А., Кубиков В.Б, Перспективные маршевые ЖРД на для МКСВ второго поколения. Тема "Отпор-1" / / М.: НПО ЭМ, НТО №769-165-85,-1986.-212 с.
94.Кислородно-углеводородные топлива для маршевых ЖРД перспективных ракетно-космических средств выведения / В.П.Глушко, В.П.Радовский, И.А.Клепиков, В.Б.Кубиков / / Сборник РКТ, сер. IV.-1986. Вып. 2 (94).-С. 27-35.
95.Клепиков И.А., Кубиков В.Б. Маршевые ЖРД на О2+УВГ для космических средств выведения второго поколения / / М.: НПО ЭМ, НТО №769-223-85.-1985.-79 с.
96.Клепиков И.А., Кубиков В.Б. Маршевые ЖРД на топливе О2+УВГ новых классов для перспективных РКСВ / / Сборник РКТ, сер. IV,-1986. Вып. 2 (94).-С. 83-92.
97.Исследование трехкомнонентных ЖРД. Итоговый отчет фирмы Rocketdyne Division Rockwell International / / М.: НПО ЭМ, ИНВ.4461.-1981.-90С.
98.Исследование ЖРД с высоким давлением в камере применительно к смешанным двигательным установкам МКС: Итоговый отчет фирмы Aerojet Liquid Rocket Company / / М.: НПО ЭМ, инв.3045.-1977.-77 с. 99.Технологические предпосылки создания перспективных транспортных ракетно-космических систем: Заключительный отчет фирмы МАРТИН-МАРИЕТТА / М.: ППО ЭМ / Пер.42179, ГОПТИ №4.-1981.-63 с.
100. Левин В.Д., Ильин Ю.В., Гогиш Л.В. Обзор и анализ американских воззрений на перспективы развития двигателей и ДУ транспортных воздушно-космических аппаратов на период 1980-2000 гг. / / М.: ЦИАМ, ИНВ.2073.-1977.-156 с.
101. Исследования перспективных турбин ЖРД. Пратт и Уитни / / ЦПТБ «Поиск». Информ. Карта №1056.-1983.
102. Авиационно-космическая система. Маршевый трехкомпонентный двухрежимный ЖРД РД—701. Эскизный проект. Часть II. Расчеты / В.П.Радовский, И.А.Клепиков, Л.Е.Стернин, А.В.Цветова и др. / / М.: НПО "Энергомаш", инв.38069.-1990.-465 с.
103. Исследования по оценке применения трехкомпонентных ЖРД с использованием метана / Г.Е.Лозино-Лозинский, Я.Селецкий, Л.Воинов, В.Сумачев //М.: НПО «Молния», ТС №400-93-9.-1993.-13 с.
104. Экспериментальное изучение восстановительной кислородно-метановой газогенерации и термодинамические параметры генераторного газа / Б.В.Гидаспов, В.Я.Лихушин, Г.С.Потехин, И.Н.Бебелин, А.П.Ваничев, Г.П.Калмыков, Л.А.Янчилин и др. / / НИИТП, ГИПХ.-1985.-62С.
105. Циолковский К.Э. Труды по ракетной технике, под редакцией М.К.Тихонравова//Москва, Оборонгиз.-1947.-С. 98.
106. ВЛ.Глушко Основы устройства реактивных двигателей на жидком топливе. I часть. Курс лекций, прочитанных в 1947-48 гг. / МВТУ им. Баумана.-1970.-С. 78.
107. Техническое задание на выполнение НИР по жидким углеводородным горючим / В.Н.Глушко, В.Ф.Уткин, В.Я.Лихушин, Б.В.Гидаспов, С.Н.Черных, Б.А.Соколов, И.А.Клепиков, В.Б.Кубиков. и др. / / М.: НПО Энергомаш.-1984.-14 с.[/size]

Цитировать121. Экспериментальное изучение рабочего процесса и теплообмена в кислородно-метановой камере / А.С.Коротеев, Г.Ф.Терещенко, А.П.Ваничев, Г.П.Калмыков, Л.А.Янчилин, ГС.Потехин, И.П.Бебелин и др. / / ПИИТП, ГИПХ.-1990.-75 с.
122. Экспериментально-теоретическое исследование основных вопросов применения метана и пропана в высоконадежных ЖРД многократного применения и обоснование его облика и схемно-конструктивного решения / А.С.Коротеев, Г.Ф.Терещенко, А.П.Ваничев, Г.П.Калмыков, Л.А.Янчилин, Г.С.Потехин, И.Н.Бебелин и др. / / М.: НИИТП.-1991.-57 с.
123. Расчетные исследования эффективности использования в составе ДУ перспективных средств выведения трехкомпонентных ЖРД, в том числе на топливе О2+СН4 с последовательным режимом работы / Л.П.Самойлов В.Н.Нестеров, С.А.Дёмин, И.А.Клепиков и др. / / М.: НПО ЭМ, НИИТП.-1991.-67 с.
124. Экспериментальное изделие и демонтрационный эксперимент системы 14К05. Дополнение к техническому предложению ПЗ.4.11. Двигатели маршевые, коррекции, ориентации и стабилизации на газообразном топливе "кислород-метан» и на топливе «моноокись фтора и диборан» / Б.И.Каторгин, В.Ф.Трофимов, И.А.Клепиков и др. / / М.: НПО ЭМ, ИНВ.39379.-1992.-100 с.
125. Предложение по разработке ЖРД с использованием метана для II ступени РН легкого класса типа 11К55 и одноступенчатого носителя (РД-165, РД-166, РД-714) / Б.И.Каторгин, В.Ф.Трофимов, И.А.Клепиков, А.А.Васин, А.М.Кашкаров, Т.И.Джапаридзе / / М.: НПО ЭМ, ИНВ.39366.-1992.-112С.
126. Исследование перспектив использования в составе ракет-носителей типа «Энергия-М» и их РБ двигательных установок с повышенной надежностью на экологически чистых компонентах топлива. Тема «Развитие СВ», часть 2. Двигатели первой ступени / Рук. темы И.А.Клепиков, исп.: Т.И.Джапаридзе, С.А.Дёмин и др. / / М.: НПО ЭМ, ИНВ.39360.-1992.-29 с.
127. Исследование возможных энергетических характеристик маршевых ЖРД различных схем с использованием сжиженного природного газа (метана) в широком диапазоне тяг для перспективных средств выведения. Тема ЬШР «Развитие» / Рук. темы И.А.Клепиков, исп,: А.А.Васин, А.М.Кашкаров и др. II Ж: НПО ЭМ, инв.39415.-1992.-313 с.
128. Исследование энергетических характеристик двух- и трехкомпонентных ЖРД тягой 200 тс с использованием метана / Б.И.Каторгин, И.А.Клепиков, А.А.Васин, А.М.Кашкаров и др. / / НПО ЭМ, НТО №769-178-92.-1992.-97 с.
129. Предварительные исследования проблемных вопросов разработки трехкомпонентных ЖРД на различных компонентах топлива для перспективных ракетных и авиационных космических средств выведения / В.К.Чванов, Л.А.Щербо, Л.П.Самойлов, И.А.Клепиков и др. / / М.: НПО ЭМ, НТО № 769-141-93.-1993.-151 с.
130. Исследование проблемных вопросов разработки трехкомпонентных ЖРД на экологически чистых компонентах топлива «кислород-метан» для перспективных средств выведения / Б.И.Каторгин, В.К.Чванов, И.А.Клепиков и др. / / М.: НПО ЭМ, НТО №769-188-93.-1993.-69 с.
131. Расчетно-конструкторские определения основных характеристик трехкомпонентных ЖРД многоразового использования на топливе О2+УВГ+Н2 для двухступенчатого носителя / Б.И.Каторгин, В.К.Чванов, И.А.Клепиков, Ф.Ю.Челькис и др. / / М.: НПО ЭМ, НТО №769-191-93.-1993.-37 с.
132. Коммерческий мобильный ракетно-космический комплекс «РИКША» / И.А.Клепиков, В.В.Иваник, Е.О.Багеева и др. / / АОЗТ «Патрик», инженерная записка.-1993 .-29 с.
133. Коммерческий мобильный ракетно-космический комплекс «РИКША» / Б.И.Каторгин, И.А.Клепиков, В.Г.Светлов, И.В.Бармин, В.Г.Михайлов, С.П.Половников, В.В.Иваник и др. / / М.: НПО ЭМ, инженерная записка №769-241-93.-1994.-59 с.
134. Коммерческий ракетно-космический комплекс «РИКША-1» / Б.И.Каторгин, И.И.Величко, И.А.Клепиков, Н.А.Обухов, А.А.Бахмутов, В.И.Могиленко и др. / / М.: НПО ЭМ, ГРЦ им. В.Г.Макеева, инженерная записка.-1994 .-162 с.
135. Пат. 2092400(РФ). Ракетный комплекс, на топливе жидкий кислород-сжиженный метан, с доводочной ступенью.../ И.А.Клепиков, В.В.Иваник, Б.И.Каторгин, Е.О.Багеева и др. / / БИ.-1997.-28.
136. Пат. 2092384(РФ). Способ выведения ПГ в космическое пространство и многоступенчатая ракетно-космическая система для его осуществления / В.В.Иваник, И.А.Клепиков, Б.И.Каторгин и др. / / БИ.-1997.-№28.
137. Пат. 2076938(РФ). Способ высотного регулирования тяги реактивного двигателя.../ И.А.Клепиков, В.Г.Кузьмич, В.И.Прищепа, В.К Старков //БИ.-1997.-№10.
138. Пат. 1764324(РФ). Космический модуль для захоронения радиоактивных отходов / В.В.Иваник, В.Г.Кинелев, И.А.Клепиков и др. //БИ.-1991.-№35.
139. Пат. 2088787(РФ). Многоступенчатая ракета / А.А.Бахмутов, И.А.Клепиков, В.И.Прищепа / / БИ.-1997.-№24.
140. Пат. 2093698(РФ). Ракетная двигательная установка / А.А.Бахмутов, И.А.Клепиков, И.И.Величко, Н.А.Обухов, В.И.Могиленко //БИ.-1997.-№29.
141. Пат. 2086795(РФ). Многоступенчатая ракета / А.А.Бахмутов, И.А.Клепиков, Н.А.Обухов, В.И.Могиленко / / БИ.-1997.-№22.
142. Иат. 2076229(РФ). Система питания ракетного двигателя / И.А.Клепиков, А.А.Бахмутов, Ю.И.Каналин, В.И.Прищепа //БИ.-1997.-№9.
143. Иат. 2084677(РФ). Способ запуска ЖРД и двигатель для осуществления способа / И.А.Клепиков, А.А.Бахмутов, В.Т.Буканов, Ю.И.Каналин, В.И.Прищепа / / БИ.-1997.-№20.
144. Пат. 2078237(РФ). Система стабилизации соотношения компонентов в ЖРД / А.А.Колотов, И.А.Клепиков, А.А.Бахмутов, В.Т.Буканов //БИ.-1997.-№12.
145. Коммерческий мобильный ракетно-космический комплекс «РИКША-1» / Б.И.Каторгин, В.К.Чванов, Г.Г.Деркач, И.А.Клепиков, А.А.Бахмутов и др. / / М.: НПО ЭМ, техническое предложение, том 4. Двигатели, КМ ООО.ПЗ.4.-1994.-445 с.
146. Пат. 2089743(РФ). Двигательная установка летательного аппарата / Бахмутов А.А., Клепиков И.А., Прищепа В.И. // БИ.-1997 r.-N^lS.
147. Пат. 2090773 (РФ), Шарнирный подвес для установки реактивной камеры на летательном аппарате / А.А.Бахмутов, И.А.Клепиков //БИ.-1997.-№26.
148. Пат. 2119081 (РФ). Двигатель для ракетной силовой установки жидкого топлива (варианты) / А.А.Бахмутов, В.Т.Буканов, И.А.Клепиков,В,И,Прищепа / / БИ.-1998.-№26.
149. Клепиков И.А., Максимовский В.А. Метан: новые возможности ракет / / Вестник воздушного флота, 1995. JV25-6.-C. 86-88.
150. Маршевые ЖРД разработки ffflO "Энергомаш" для многоразовой ракеты-носителя типа "Ангара" на топливе "кислород-метан" / Б.И.Каторгин, В.К.Чванов, И.А.Клепиков и др. / / М.: ИПО ЭМ, инженерная записка JNr«769-82-94.-1994,-90 с.
151. Клепиков И.А. Изменение концепции построения РН "Рикша" при замене новых ЖРД РД-190 и РД-185 на имеющиеся и модернизируемые ЖРД типа РД-120 с доработками под СПГ (метан) / / М.: НПО ЭМ, инженерная записка №769-54-95.-1995.-17 с.
152. Исследование рабочего процесса в камере сгорания модельной установки МК2.Э.722-5000, работающей на газообразных компонентах кислород и природный газ (метан) / Клепиков И.А., Васин А.А., Ставрулов А.И., Мужичков А.А., Насекина Л.А. / / НПО ЭМ, НТО №722- 0001-96,-1996 г.,-42 с.
153. Коммерческий мобильный ракетно-космический комплекс "Рикша-1". Дополнение к техническому предложению. Том 5. Апогейная двигательная установка АДУ-900. КМРКК 000.П3.5 (РД-183, РД-184) / Б.И.Каторгин, В.К.Чванов, П.А.Клепиков и др. / / М.: НПО ЭМ.-1996.-71 с.
154. Расчетно-теоретические исследования по выбору оптимальной схемы кислородно-метанового ЖРД, выполненного по схеме дожигания окислительного генераторного газа для перспективных ракет-носителей тяжелого класса типа "Ангара". Инженерная записка / Б.И.Каторгин, В.К.Чванов, Б.И.Клепиков и др. // М.: bfflO ЭМ, ПТО №769-83-96.-1996.-33 с.
155. Концепция разработки и технические характеристики ЖРД РД-192 на топливе "кислород-метан" для перспективных ракет-носителей / Б.И.Каторгин, В.К.Чванов, И.А.Клепиков и др. / / М.: НПО ЭМ, ПТО №769-124-96.-1996.-31 с.
156. Каторгин Б.И., Клепиков И.А. Максимальное использование химической энергии топлив - главное направление созданной академиком В.П.Глушко отечественной школы ракетного двигателестроения / / Вестник секции физики Российской академии естественных наук, Москва.-1997. № 3.-18 с.
157. Klepicov, Katorgin, Chvanov The new generation of rocket engines, operating by ecologically safe propellant - liquid oxygen and liquefied nature gas (methane) / / Доклад на 48 международном аэрокосмическом конгрессе, Турин (Италия).-1997.-10 с.
158. Расчетно-теоретические исследования по выбору оптимальной схемы кислородно-метанового ЖРД для перспективных ракет-носителей (схемно-конструктивная проработка) / Б.И.Каторгин, В.К.Чванов, И.А.Клепиков и др.// М.: НПО ЭМ, инженерная записка
№769-112-97.-1997.-104 с.
159. Унифицированный ряд перспективных транспортных систем на экологически чистом топливе "жидкий кислород - сжиженный природный газ". Системный проект. Двигатели перспективных транспортных систем. Часть 6. ЮЗКМ.ОООО-ОПЗ / Б.И.Каторгин, В.К.Чванов, Г.Г.Деркач, И.А.Клепиков, Н.Ф.Коротков, А.А.Бахмутов, В.ТБуканов и др //М.: НПО ЭМ.-1997.-144 с.
160. Жидкостные ракетные двигатели на компонентах топлива «жидкий кислород - СПГ» для ракет-носителей легкого класса. Эскизный проект 102.КМ.0000-0Ш / Б.И.Каторгин, С.П.Половников, В.К.Чванов, И.А.Клепиков, А.А.Смоленцев и др. //М.: НПО ЭМ.-1997.-324с.
161. Клепиков И.А., Бахмутов А.А., Буканов В.Т. Метановые ЖРД для ракет нового поколения / / Труды XXXIII чтений по научному наследию Циолковского. "Проблемы ракетной и космической техники". Калуга.-1998.-10с.
162. Клепиков И.А., Бахмутов А.А., Буканов В.Т. Метановые ЖРД НПО "Энергомаш" (новое направление в разработке ЖРД) / / РНТК к 90-летию В.П.Глушко.-1998.-12с.
163. Исследование схем и характеристик перспективных ЖРД, работающих на топливе "жидкий кислород- сжиженный метан (СПГ) / Б.И.Каторгин, В.К.Чванов, И.А.Клепиков, А.А.Бахмутов / / МГТУ им. Баумана. Российская межотраслевая НТК "Ракетно-космические ДУ", 1998.-20 с.
164. Свидетельство на полезную модель №12187. Двигатель для ракетного летательного аппарата / А.А.Бахмутов, В.Т.Буканов, И.А.Клепиков, В.И.Ирищепа // БИ.-1999.-№12.
165. Свидетельство на полезную модель, №12188. Двигатель для ракетного летательного аппарата на жидком топливе / А.А.Бахмутов, В.Т.Буканов, И.А.Клепиков, В.И.Прищепа//БИ.-1999.-№12.
166. Свидетельство на полезную модель, №10787. Жидкостной ракетный двигатель для летательного аппарата / А.А.Бахмутов, В.Т.Буканов, И.А.Клепиков, В.И.Прищепа / / БИ.-1998.-№8.
167. Каторгин Б.И., Клепиков И.А. Метановые ЖРД НПО «Энергомаш» им. акад. В.П.Глушко //Авиапанорама.-1998. №4.-С. 58-60.
168. Коротеев А.С., Кузьмин Е.П. Перспективные направления совершенствования двигательных и энергетических установок средств ракетно-космической техники // Космонавтика и ракетостроение,-1996.-№6.-С.
169. Разработка основных положений концепции маршевых ЖРД нового поколения / А.С.Коротеев, Г.П.Калмыков, В.М.Нестеров, И.И.Волчков, В.В.Вахниченко, А.И.Кузин, В.И.Петров, Л.П.Самойлов и др. / / М.: НИИТП, отчет №2575 по НИР «Двигатель-21», этап П.-1996.-210 с.
170. Вахниченко В.В., Петров В.И. Обоснование целесообразности опережающего создания кислородно-метанового ЖРД для перспективных ракет-носителей легкого, среднего и тяжелого классов / / Космонавтика и ракетостроение.-1997, №11.-С. 112-118.
171. Вахниченко В.В., Уткин В.Ф. Основные проблемы создания перспективной системы космических средств выведения / / Космонавтика и ракетостроение.-1999.-№15.
172. Коротеев А.С, Самойлов Л.П. Выбор пути развития маршевых жидкостных ракетных двигателей для перспективных средств выведения / / Космонавтика и ракетостроение.-1999.-№15.
173. Губертов A.M., Самойлов Л.П., Нестеров В.М. Обобщение и анализ результатов работ НИР «Развитие ДУСВ-Ш, выполненных в 1999 г., этап 4 / / М.: НЦ им. М.В.Келдыша, итоговый отчет ^23144.-2000.-79 с.
174. Унифицированный ряд транспортных систем на экологически чистом топливе «жидкий кислород - сжиженный природный газ». Системный проект, МЕТАН-2. Концепция, общие сведения, основные характеристики, часть I. 103КМ.0000-НПЗ / С.Н.Ноловников, Б.И.Губанов, Р.К.Иванов, М.М.Ковалевский и др. / / М.: Корп. Компомаш.-1997.-151 с.
175. Предложения по концепции перспективных российских средств выведения нового поколения / С.Н.Половников, И.И.Величко, Г.Н.Бирюков, Б.И.Каторгин, В.С.Рачук // М.: Корп. Компомаш, инженерная записка.-1997.-43 с.
176. Термодинамические свойства индивидуальных веществ. Справочное издание, под ред. Глушко В.Н., Т.1 / / М.: Наука.-1978 г.
177. Варгафтик Н.Б. Снравочник по теплофизическим свойствам газов и жидкостей / / М.: Физматгиз.-1972.
178. Теплофизические свойства аммиака, Госстандарт СССР / В.П.Голубев, В.П.Кияшова, И.И.Перельштейн, Е.Б.Парушин / / М.: Изд. стандартов.-1978.
179. Пат. 2166661 (РФ). Способ работы ЖРД с турбонасосной подачей кислородно-метанового топлива, по схеме с дожиганием ВГГ при охлаждении камеры частью расхода горючего / И.А.Клепиков, В.В.Мирошкин, В.И.Прищепа и др. //БИ.-2001.-№13.
180. Бахмутов А.А., Буканов В.Т, Клепиков И.А. Об уточнении прогностической оценки эффективности ракетных топлив / / XXXIV чтения К.Э.Циолковского, Калуга.-1999.-8 с.
181. Пат. 2150600(РФ). Кольцевое реактивное сопло изменяемой геометрии / А.А.Бахмутов, В.Т.Буканов, И.А.Клепиков, В.И.Прищепа //БИ.-2ООО.-№16.
182. Пат. 2163304(РФ).Силовая установка управляемого ракетного аппарата на жидком топливе / Бахмутов А.А., Буканов В.Т., Клепиков И.А., Прищепа В.И. // БИ.-2001 г.-№5.
183. Бахмутов А.А., Буканов В.Т., Клепиков И.А. Фактор плотности при оценке эффективности ракетных топлив // XXIV академические чтения по космонавтике, МГУ, секция 3.-2000.-7с.
184. Пат. 2156874(РФ). Управляемый многокамерный ракетный аппарат на жидком топливе / А.А.Бахмутов, В.Т.Буканов, И.А.Клепиков, В.И.Прищепа / / БИ.-2001 .-№27.
185. Расчетно-конструктивное исследование эффективности мероприятий, направленных на повышение надежности и ресурса двигателя РД-191 для РН "Ангара" за счет снижения температуры турбогаза / Б.И.Каторгин, В.К.Чванов, И.А.Клепиков, В.И.Семенов и др. // М.: НПО ЭМ, НТО № 728-3-2000.-2000.-112 с.
186. Бахмутов А.А., Клепиков И.А, Плотностной критерий к формуле К.Э.Циолковского / / XXXV научные чтения К.Э.Циолковского, Калуга.-2000.-9с.
187. Бахмутов А.А., Буканов В.Т., Клепиков И.А, ЖРД на метановом горючем. История, состояние и перспектива / / Сб. трудов НПО Энергомаш.-2000, №18.-С. 192-204.
188. Результаты экспериментальных работ в НПО Энергомаш по освоению метана как компонента топлива для ЖРД / Е.А.Белов, В.Ю.Богушев, И.А.Клепиков, А.М.Смирнов / / Сб, трудов НПО Энергомаш.-2000, №18.-С. 86-99.
189. Тяговые характеристики ЖРД со штыревыми соплами / Б.И.Каторгин, Чванов В.К., И.А.Клепиков, Л.Е.Стернин, А.С.Киселев // Сб. трудов НПО Энергомаш.-2001, №19.-С. 18-37.
190. Методика вторичной обработки параметров при выпуске протоколов испытаний двигателя РД-191 / В.Н.Худяков, Б.М.Громыко,
Н.С.Потоцкий, И.А.Клепиков и др. / / М.: НПО ЭМ, 741.1967.340.-2001.- 46 с.
191. Энергетические возможности кислородно-метановых ЖРД с дожиганием восстановительного газа (для уровня тяги 30 тс) / А.А.Бахмутов, В.Т.Буканов, И.А.Клепиков и др. / / НПО Энергомаш, РНТК, секция ЖРД.-2001.-С. 3-11.
192. Эффективность штыревого сопла с учетом траектории полета и энергетическая увязка двигателя / Б.И.Каторгин, В.К.Чванов, И.А.Клепиков, Л.Е.Стернин и др. / / НПО Энергомаш, РНТК.-2001.-С. 148-162.
193. Пат. 2197628(РФ). Способ работы ЖРД с турбонасосной подачей криогенного топлива на основе кислородного окислителя и углеводородного горючего и ЖРД для осуществления способа / А.А.Бахмутов, В.Т.Буканов, И.А.Клепиков, В.И.Прищепа и др. //БИ.-2003.-№23.
194. Пат. 2202703(РФ). Жидкостной ракетный двигатель с турбонасосной подачей криогенного топлива / А.А.Бахмутов, В.Т.Буканов, И.А.Клепиков, В.И.Прищепа и др. / / БИ.-2003.-№11.
195. Пат. 2209993(РФ). Способ работы ЖРД с турбонасосной подачей кислородно-метанового топлива, с охлаждением части метана кислородом после нагрева в камере в тенлообменнике перед смешением с остальной частью метана на входе в насос II ступени / А.А.Бахмутов, В.Т.Буканов, И.А.Клепиков, В.В.Мирошкин, В.И.Прищепа //БИ.-2003.-№22.
196. Пат. 221193 8(РФ). Способ работы ЖРД с замкнутым парожидкостным контуром в системе турбонасосной подачи / В.Т.Буканов, И.А.Клепиков, В.В.Мирошкин, В.И.Прищепа / / БИ.-2003.- 25.
197. Пути повышения теплосъема с камеры ЖРД теплоносителем, обеспечивающим работу турбины / Л.Н.Кандоба, И.А.Клепиков, В.В.Федоров, А.В.Цветова / / Сб. трудов НПО Энергомаш.-2002.- №20.-С. 98-110.
198. Анализ энергетического баланса ЖРД с замкнутым пароводяным контуром в системе подачи / В.Т.Буканов, Ю.И.Каналин, И.А.Клепиков, В.В.Мирошкин и др. / / Сб. трудов НПО Энергомаш.-2002.-№20.-С. 232-248.
199. Свидетельство на полезную модель (РФ) Ъ111А. Жидкостный ракетный двигатель с турбонасосной подачей двухкомпонентного кислородно-углеводородного топлива / А.А.Бахмутов, В.Т.Буканов, Ю.И.Каналин, И.А.Клепиков, В.В.Мирошкин, В.И.Прищепа //БИ.-2004.-№13.
200. Пат.2238423(РФ). Дросселируемый кислородно-углеводородный жидкостной ракетный двигатель с дожиганием восстановительного газа / А.А.Бахмутов, В.Т.Буканов, И.А.Клепиков, В.В.Мирошкин, В.И.Прищепа // БИ.-2004-№29.
201. Пат. 2238424(РФ). Способ работы жидкостного ракетного двигателя с парожидкостным контуром в системе турбонасосной подачи топлива / А.А.Бахмутов, И.А.Клепиков, В.В.Мирошкин, В.И.Прищепа / / БИ.-2004.-№29.
202. Пат. 2197629(РФ). Способ работы ЖРД с турбонасосной подачей криогенного топлива на основе углеводородного горючего и кислородного окислителя и ЖРД для осуществления способа / В.Т.Буканов, И.А.Клепиков, В.И.Прищепа и др. / / БИ.-2003.-№3.
203. Возможность совершенствования характеристик ЖРД при использовании гелия в качестве топливной добавки / Б.И.Каторгин, В.К.Чванов, В.И.Архангельский, И.А.Клепиков, Л.Е.Стернин, В.П.Хазов / / Сб. трудов НПО Энергомаш.-2003.-№21.-С. 15-29.
204. Предварительный этап разработки двигателя "ВОЛГА" / Б.И.Каторгин, В.К.Чванов, И.А.Клепиков и др. / / М.: ППО ЭМ. Отчет №1 по научно-исследовательской работе.-2004.-212 с.
205. Каторгин Б.И., Клепиков И.А., Чванов В.К. Новое поколение двигателя для ракет на экологически безопасном топливе «жидкий кислород и сжиженный природный газ (метан)» / / Вестник МГТУ им. Н.Э.Баумана, Специальный выпуск «Теория и практика современного ракетного двигателестроения». Машиностроение.-2004.-С. 58-67.
206. Возможности совершенствования характеристик ЖРД при использовании гелия в качестве топливной добавки / В.К.Чванов, В.И.Архангельский, И.А.Клепиков, Л.Е.Стернин, С.Г.Коновалов, В.Н.Хазов / / Вестник МГТУ им. И.Э.Баумана, специальный выпуск.-2004.-С. 84-89.
207. Клепиков И.А. Использование охлаждающих свойств метана для увеличения энергетики ЖРД с дожиганием восстановительного газа / / Вестник МГТУ им. И.Э. Баумана. Машиностроение.-2005.-С. 15-23.
208. Возможности совершенствования характеристик ЖРД при использовании гелия в качестве топливной добавки / В.К.Чванов, В.И.Архангельский, И.А.Клепиков, Л.Е.Стернин, В.Н.Хазов / / Конверсия в машиностроении-2004, №5.-С. 5-10.
209. I.Klepikov. Selection of Scheme and parameters of Reusable LOX-methane LPRE / / Доклад №5.06.05, European conference for AEROSPACE SCIENCES, EUCASS, Moscow, July 4-7.-2005.- 7 c.
210. Клепиков И.А. Концепция маршевого ЖРД многоразового использования на кислороде и сжиженном природном газе / / Конверсия в машиностроении.-2005, №3.-С. 82-88.
211. Клепиков И.А. Использование опыта разработки одноразовых ЖРД для выбора концепции многоразового ЖРД на СНГ / / 4-ая международная научная конференция "Авиация и космонавтика", Москва, МАИ.-2005.-13 с.
212. Клепиков И.А. Разработка концепции маршевого ЖРД многоразового использования на кислороде и сжиженном природном газе / / Всероссийская научно-техническая конференция "Ракетно-космические двигательные установки", Москва, МГТУ им. Н.Э.Баумана.-2005.-11 с.
213. Leontyev N.L, Kolkin Ye.N., Zavyalov V.S. KB KHIMMASH LOX/LNG engines development status // First International Conference on Green Propellants for Space Propulsion, Noordwiyk, The Netherlands, 2001.-P. 229-234.
214. Gorokhov V.D., Rachuk V.S., Grigorenko I.N. Development of Liquid-Propulsion Engines, Working on Liquefied Natural Gas and Liquid Oxigen, at KBKhA // First International Conference on Green Propellants for Space Propulsion, Noordwiyk, The Netherlands, 2001.-P. 235-240.[/size]

ЦитироватьЗаводов по сжижению метана наверняка не было, - не было необходимости. Если бы была в 50-60 гг реальная потребность в жидком метане, то организовать производство и транспортировку технических трудностей не представляло. Намного проще, чем организовать в 50-ые  производство и транспортировку АТ и НДМГ с полного нуля.
ГИПХ совместно с разработчиками ЖРД в 50-ые годы активно исследовали различные пары компонентов, наверняка не пропустили и метан, но отставили. Вот я и спрашиваю: почему? Думается были веские причины.

ЦитироватьОднако интерес к метану угас уже в 30-е годы из-за "сложности его сгущения" [105] а также низкой плотности по сравнению со спиртом и керосином, что снижало эффективность ракет [106].

ЦитироватьSalo цитирует дисер:

ЦитироватьОднако интерес к метану угас уже в 30-е годы из-за "сложности его сгущения" [105] а также низкой плотности по сравнению со спиртом и керосином, что снижало эффективность ракет [106].

Возможно из за этого.

ЦитироватьОно конечно замечательно, но как сей убердевайс в СК устанавливать?

ЦитироватьСомнения в ту же тему: 1)на какой высоте от среза сопла закреплен экран

Цитировать2) как планируется обеспечить безударный выход из стола

Цитировать3) где размещать опоры.

ЦитироватьСамое главное - зачем такой блок? Вроде ж определились, что нужна тяга 400-600 тс земных?

ЦитироватьМетан имеет два существенных недостатка:
1. криогенность
2. низкая плотность.

Таким образом он имеет недостатки водорода но не имеет его достоинств.

ЦитироватьМетан имеет два существенных недостатка:
1. криогенность
2. низкая плотность.

Таким образом он имеет недостатки водорода но не имеет его достоинств.
Таким образом нормальный человек если захочет криогенное горючее то выберет водород а у метана НННШ.

ЦитироватьНо криогенность не такая глубокая, как у водорода,

Цитироватьа плотность не такая низкая. :wink:

ЦитироватьПри этом, применение метана позволяет упростить разработку высоконадежного ЖРД с высокими параметрами.

Цитировать

ЦитироватьНо криогенность не такая глубокая, как у водорода,

Глубина криогенности не имеет никакого значения. Она или есть или её нет.

ЦитироватьУпрощаете.
Температура кипения водорода 20 К
Температура кипения метана 108 К
Достижение и поддержание жидкого состояния метана намного проще. Можно использовать жидкий азот, а с водородом - только гелий.

ЦитироватьПри проливах метан, будучи гораздо легче воздуха сразу испаряется и улетучивается.

ЦитироватьВзрывоопасность? А как пассажирские автобусы на взрывоопасном метане ездят?

Цитировать

ЦитироватьВзрывоопасность? А как пассажирские автобусы на взрывоопасном метане ездят?

А как постоянно дома взрываются?

ЦитироватьА там в основном один диагноз -рас3,14здяйство при обращении с газовым хозяйством... Сами по себе они не взрываются...

Цитировать

ЦитироватьВзрывоопасность? А как пассажирские автобусы на взрывоопасном метане ездят?

А как постоянно дома взрываются?

ЦитироватьА много водородных ракет взорвалось на старте из-за утечек водорода?

ЦитироватьЧеленджер.

ЦитироватьЯ говорю не о причинах. Но взорвался именно водород центрального бака.

ЦитироватьТТУ в принципе и с течью отработало бы. Если прогар смотрел бы в другую сторону. Нет?

ЦитироватьА как постоянно дома взрываются?

Цитировать

ЦитироватьЧеленджер.

Не, там водород никаким боком.
 А вот переносов запусков шаттлов из-за проблем с утечками водорода было миллион.

ЦитироватьЛучше перенос из-за утечки, чем старт вовремя, но с переливом окислителя. :?

Цитировать

ЦитироватьЛучше перенос из-за утечки, чем старт вовремя, но с переливом окислителя. :?

Метан сможет помочь?  :roll:

Цитировать

ЦитироватьЛучше перенос из-за утечки, чем старт вовремя, но с переливом окислителя. :?

Метан сможет помочь?  :roll:

Цитировать

ЦитироватьОно конечно замечательно, но как сей убердевайс в СК устанавливать?

В какой? В свой новый или в имеющийся? Если в свой - то ПУ проектируется с учетом конструкции РН. Имеющийся старт придется доработать.

ЦитироватьСомнения в ту же тему: 1)на какой высоте от среза сопла закреплен экран

В плоскости нижнего торца ХО, как обычно, а что?

Цитировать2) как планируется обеспечить безударный выход из стола

Точно также как и в других ракетах - созданием свободного пространства в зонах прохождения элементов конструкции РН. Здесь-то уж какие проблемы. См., например, Сатурн-5.

Цитировать3) где размещать опоры.

Там, где они не будут мешать безударному выходу РН из ПУ.

ЦитироватьСамое главное - зачем такой блок? Вроде ж определились, что нужна тяга 400-600 тс земных?

Да? Кто определил? В МРКН-1, к примеру на каждом ВРБ предполагается 4 ЖРД тягой по 200 тс.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьЛучше перенос из-за утечки, чем старт вовремя, но с переливом окислителя. :?

Метан сможет помочь?  :roll:

Так ведь не водород же. С протечками кислорода много пусков откладывали? :wink:

Цитировать[1) Если транспортировка на СК осуществляется по-старинке - горизонтально с вертикализацией на СК, то:
    а)требуется большой зазор (не менее 300 мм) между образующей сопла и отверстием под КС (рассматриваем вариант когда ракета стоит на столе, а не висит), отсюда вопрос (2);

Цитироватьб) если делать что-то типа ССБ, то это выливается в необходимость постройки на полигоне мини-заводика, занятого исключительно регламентными работами с ССБ.

Цитировать2) Имелась ввиду поворотная сферическая часть донной защиты, закрепленная на сопле. Поставим вопрос по другому - на каком расстоянии от торца располагается срез сопла (в вашем варианте)? Эта величина определит требуемое превышение размеров отверстия в столе над поперечным размером блока.

Цитировать3) Ракета слегка "гуляет" в поперечном направлении в начале движения (СУВТ при этом заблокирован) поэтому и возник вопрос о размещении опор. В Вашем варианте под них не остается места. Не говоря уже о размещении электро-пневмо-гидравлических соединений.

Цитировать4) В ходе обсуждения по "перспективному" кислород-керосиновому двигателю. Основная причина - замена пакета "Союза" на моноблок с увеличением ПН до ~10..12 т на НО.

Цитировать...........
И

Цитировать

Цитироватьб) если делать что-то типа ССБ, то это выливается в необходимость постройки на полигоне мини-заводика, занятого исключительно регламентными работами с ССБ.

Так все равно после каждого пуска РВР ПУ производится, при наличии ССБ часть этих работ перейдет на него.

ЦитироватьТам полно места. Например, на боковой поверхности ХО, а также на его торце. Проблем с опорами я вообще не вижу, их, к примеру, можно сделать, как на Сатурне-5.  

Цитировать

ЦитироватьС компонуемостью 3-х и более блоков тоже вопрос (в части исключения столкновения камер).

ЦитироватьКстати, какую величину зазора между соплам будете закладывать?

Цитировать1 280 795,60 руб. – 6-я боковая степень негабаритности...."
Т.е. транспортировка до Благовещенска такого блока влетит нам очень близко к стоимости перевозки самолетом. Может, ну его? :wink: Делаем сразу на 5.5 и снимаем множество проблем..

ЦитироватьТ.с. очень предварительная прикидка ПГС двухтопливного (метан-водород) маршевого двигателя  (http://imglink.ru/thumbnails/15-10-11/148355ec1d0b12cab3fccd2a1685f951.jpg) (http://imglink.ru/show-image.php?id=6690d43be30db5b205616f14080d66cb)

ЦитироватьИнтересно, а водная транспортировка в какую цену влетит?

Цитировать

ЦитироватьИнтересно, а водная транспортировка в какую цену влетит?

А докуда вы собираетесь тащить ступени водой? До Свободного по Зее?

Цитировать

ЦитироватьТ.с. очень предварительная прикидка ПГС двухтопливного (метан-водород) маршевого двигателя  (http://imglink.ru/thumbnails/15-10-11/148355ec1d0b12cab3fccd2a1685f951.jpg) (http://imglink.ru/show-image.php?id=6690d43be30db5b205616f14080d66cb)

Здесь всего 2 компонента топлива. И судя по одному (парному) ГГ - это гибридник.

ЦитироватьПозвольте полюбопытствовать: сильфонный бак каких параметров, ориентировочно - размеры, давление.
Возможна такая гадость - при переходе с метана на водород остатки метана в неких полостях и трубопроводах замерзнут и закупорят чего не надо. :cry:
Или планируется продувка всего чего можно?

ЦитироватьЗавьялов Владимир Семенович, написал книгу о КБ ХИММАШ
http://zavjalov.okis.ru/

ЦитироватьС начала о статье «Выбор ракетного топлива для многоразовых космических систем». Здесь несколько вопросов: состав подписантов, отношение Роскосмоса к статье, одноразовость или многоразовость   системы и собственно сам метан.

Инициатором статьи был А.И.Кузин – заместитель В.Е.Нестерова по стратегическим исследованиям и планированию развития РКТ в ГКНПЦ им. Хруничева. Я думаю это вызвано тем, что победителем в конкурсе на разработку пилотируемого носителя модульного типа для космодрома «Восточный» Роскосмос объявил «ЦСКБ-Прогресс», а не центр Хруничева.

Эскизный проект утвержден в августе 2010 г. Предполагается использовать в модулях 1-й ступени двигатель типа РД-180, который используется в «Атласе-5». На 2-й ступени используется связка из 4-х кислородно-водородных двигателей РД-0146 КБХА. Состав ракеты, которую представлял на конкурс Центр Хруничева, нигде не публиковался. Что касается метана, то В.Е.Нестеров о новой ракете сказал: «Метан мы не отвергаем, но для его использования нужно развивать свою инфраструктуру». Выступая в 2007 г. на конференции по пилотируемым полетам, начальник отдела КБ «Салют» Центра
Хруничева С.Пугаченко рассказал о возможности использования метана на универсальных ракетных модулях /УРМ/ новой ракеты «Ангара» для пилотируемых полетов.  

Создание ракетного комплекса для пилотируемых полетов РКК «Энергия» с носителем ЦСКБ-Прогресс с космодрома «Восточный» поставит Центр Хруничева с пусками «Ангары» с космодрома «Плесецк» на незавидное второстепенное место. Опыт отработки двигателя РД-191 показал, что он не обладает высокой надежностью даже для одноразового использования. Высоконапряженный двигатель не имеет запасов по ресурсу и форсажу. Выполненный по замкнутой схеме с кислым газогенератором, он имеет свои родовые пороки. Металлические частицы, попадая в высокотемпературную среду окислительного газа в полости турбины, могут привести к ее прогару. Для высокого КПД турбины и насосов нужны малые зазоры, которые при деформации агрегатов во время огневой работы могут привести к касанию турбины или крыльчатки насоса окислителя с корпусом и последующим возгоранием. Беспокойство В.Е.Нестерова вызывают аварии с двигателем РД-191 при стендовых испытаниях в Химках и на 2-м испытании корейской ракеты KSLV-1. Двигатели типа РД-191 принципиально не годятся для многоразового использования. В.П.Глушко с начала работ с ракетой-носителем «Энергия» планировал повторное использование двигателя РД-170. Эту тему в проектных отделах вел В.Бодриков, с которым я учился в МВТУ. Многочисленные варианты повторного использования двигателей 1-й ступени так и не вышли из стен проектных отделов. На первых этапах разработки «Ангары» также рассматривалась возможность повторного использования двигателей 1-й ступени. От этого отказались из-за нереальности в обозримые сроки решить множество возникающих проблем, не говоря уже об ограниченном финансировании.

Статья А.Н.Кузина, конечно, вышла по согласованию с Нестеровым.  Косвенно она говорит о тупиковом пути разработки «Ангары», но открыто об этом говорить нельзя, это единственный государственный заказ на разработку отечественного  носителя. Первый пуск «Ангары планировался на 2005 г., затем неоднократно переносился и сейчас планируется на 2013 г. Несмотря на то, что статью про метановый двигатель подписали все ведущие двигателисты России, Роскосмосом негласно статья признана вредной и подлежащей замалчиванию. Все подписавшие статью акцентировали внимание на многоразовости,  а не применении метана в ОКР. Многоразовость – вечная тема, которую можно доить до бесконечности. Мне кажется, что многоразовость найдет применение в запусках только малых и микроспутников, которые экономически выгодно запускать при помощи «воздушного старта». Одноразовые ракеты носители среднего и тяжелого класса будут существовать до конца 21 века и далее. Здесь должна быть максимальная надежность при максимально низкой стоимости выведения. Именно этими качествами обладают носители с метановыми двигателями, о чем КБХМ не перестает говорить с 1994 г., и не только говорит, но и подкрепляет свои слова результатами испытаний на натурных двигателях. О работах КБХМ по метану я писал в главе 10 (Тема № 7). Успешному проведению экспериментальных работ с метановыми двигателями было много препятствий. Это позиция Центра Келдыша, который безнадежно пытался создать собственный демонстрационный двигатель на метане, перетягивая на себя скудное финансирование от Роскосмоса. Распределяя работы по метану по зарубежным контрактам («Волга», «Урал» и др.), Центр Келдыша всячески отстранял от этих работ КБХМ в пользу КБХА, НПО Энергомаш и, конечно, себя. А.А.Макаров (НИИХИМАШ) препятствовал с 96 г. проведению испытаний двигателя с метаном на полностью подходящем для этого криогенном стенде. До 2010 г. испытания проводились на плохо оборудованном стенде, пригодным для проведения испытаний продолжительностью не более 60-100 секунд. Только 29.09.10 г. было проведено первое ресурсное  испытание метанового двигателя продолжительность свыше 1000 секунд на водородном стенде ИС-106. Об этом рассказано в статье журнала «Новости космонавтики» № 11 за 2010 г. Испытание подтвердило отсутствие коксования в трактах двигателя  и фактическую пригодность его для последующих испытаний.

Этим было подтверждено то, с чем я от КБХМ выступал на конференции в Нордвайке в 2001 г. В статье А.И.Кузина и др. в перечне использованной литературы под № 15 есть ссылка на это выступление.  Надо сказать, что двигатель прошедший ресурсное испытание не полностью соответствовал представлениям КБХМ на метановый двигатель. Ограниченное финансирование  позволяло проводить только доработку водородного двигателя под метан. Из-за крайне ограниченного финансирования за один год дорабатывалась только камера сгорания, за другой год ТНА, на третий собирался двигатель.

Надеюсь, что сейчас будет предоставлена возможность КБХМ изготовить двигатель, на котором можно проводить испытания в широком диапазоне изменении тяги и соотношения компонентов. На нем также следует проводить несколько включений, не снимая двигатель со стенда. Тогда будут сняты все сомнения по широкому использованию метана в ракетах-носителях различного класса, и до конца 21 века он будет преобладать над всеми компонентами на первых ступенях. К сожалению, в РФ нет такой организации, как НАСА в США. Роскосмос не разрабатывает техническую политику отрасли, но распределяет все бюджетные ассигнования на ракетно-космическую технику по предприятиям.[/size]

ЦитироватьТема № 7 – метан, как горючее для ракет носителей.[/size]

 В 1994 году начались НИР по метану. Острая нехватка финансирован по ОКР и по серийным поставкам вынуждала искать любые работы, по которым можно было бы получить дополнительное финансирование. Все НИР в то время были инициативными. В РКА господствовала теория, что в условиях ограниченного финансирования самое главное сохранить кадры, но под этим подразумевались кадры НИИ, которые существовали за счет НИР. Общее финансирование НИР в бюджете РКА составляло в разные годы 3-8 %, и за них шла ожесточенная борьба. Без согласия НИИ /ЦНИИМАШ и НИИТП/ нельзя было открыть  НИР. ТЗ на НИР должно быть согласовано с этими институтами. Практически согласование зависело от двух лиц: В.В.Вахниченко в ЦНИИМАШ и Г.П.Колмыков в НИИТП.
В 93 году в разговоре с Колмыковым о перспективных работах пошел разговор о 3-х компонентной схеме двигателей.
ЦНИИМАШ и НИИТП прорабатывали схемы многоразовых средств выведения в космос. Перспективной считалась схема когда двигатели сначала работали на керосине, а потом переходили на водород. У нас не было двигателей, работающих на керосине. В КБХМ в это время разворачивались работы по контракту с Индией. На водородном двигателе можно было проверить работоспособность перехода на водород с метана, а не с керосина. От НИИТП и ЦНИИМАШ было получено добро на эти работы, но сначала нужно было проверить возможность этого двигателя работать на метане. Ограниченное
финансирование не позволяло изготавливать новые двигатели, речь шла только о том, чтобы использовать для экспериментов двигатели прошедшие ранее огневые испытания. Для этой НИР руководство КБХМ выделило два таких двигателя. В чистом виде их нельзя было испытывать на метане. Плотность метана в 6 раз больше плотности водорода, да оптимальное соотношение компонентов при работе на метане 3,3-3,5, а не 6-6,5, как на водороде. Сделать новую камеру не было денег. Просчитали все возможные варианты и остановились на самом дешевом. Доработали только насос окислителя ТНА непосредственно в двигателе. Двигатель перенастроили шайбами и поставили дроссель для регулирования режимом.
Нужно было проверить пиротехническую систему зажигания, которая была взята от водородного двигателя, выход двигателя на режим, подогрев метана в рубашке КС на режиме, определить коксование в ГГ и охлаждающем тракте КС.
Снять параметры на режиме при разных значениях соотношения компонентов, хотя перепады на форсунках сгорания были далеки от оптимальных. Испытания проводились без бустеров, при сохранении материальной части предусматривалось ее повторное использование. В итоге с 97 по 99 год на этих 2-х старых двигателях было проведено 4-е испытания, на которых были проверены эффективность зажигания пиротехническими средствами в КС и ГГ, выход двигателя на режим, сняты характеристики двигателя на режиме при «к» от 1,9 до 2,7. Выяснилось, что нет закоксовывания даже на самых неблагоприятных режимах, обеспечивается приемлемый коэффициент полноты сгорания даже при перепадах на форсунках вне расчетного диапазона. Удельный импульс тяги соответствует расчетному при данном соотношении  компонентов. Это были первые в мире испытания полноразмерного двигателя на метане. Они показали реальную возможность использовать метан в ракетных двигателях. В каких же условиях проводились эти работы? Денег на НИР по метану /шифр «Иней»/ отпускалось мало. В опытном производстве КБХМ эти работы считались невыгодными. В производстве не хватало кадров даже для выполнения в срок работ по обязательным поставкам серийных изделий, которые обеспечивали получение средств, для выплаты зарплаты /крайне низкой даже в нашей отрасли/ и по другим платежам. Работы по доработке двигателей под метан проводились практически в свободное время от других работ. Но это еще цветочки, они преодолевались энтузиазмом конструкторов занятых работами по метану, ягодки были по проведению испытаний. Наш водородный двигатель испытывался на НЭО 106 НИИХИММАШ. Этот стенд имел криогенные емкости для горючего на большой ресурс работы.
Стенд, с помощью КБХМ, был оснащен современными средствами измерений и на стенде работали опытные квалифицированные работники. Но на этом стенде проводились работы по двигателю КВД-1 по контракту с Индией, и он был обеспечен хоть каким-либо финансированием. Работы по КВД-1 проводились с большими промежутками по времени. В паузах вполне можно было провести испытания метанового двигателя, после небольших доработок по подаче метана. Нужно было выделить секцию баллонов «Г» под метан и проложить его мерный участок. НЭО 105 был полностью без работы и А.А.Макаров решил проводить работы по метану на нем. Ранее там испытывались двигатели на кислороде и керосине.
Нужно было создать секцию криогенных баллонов под метан. Секцию сделали всего на 60-100 сек. работы и от нее шел длинный участок, который нужно было надежно теплоизолировать. Не было необходимых средств измерения, нужны были новые мерные участки стендовых магистралей и многое другое по мелочам. В НИР не могли включаться деньги на подготовку стендовой базы. На подготовку стенда требовалось много денег и времени. КБХМ отказалось от проведения испытаний на НЕО 106, т.к. ставился вопрос о том, кто будет отвечать, если при испытаниях на метане, стенд будет выведен из строя и будет срыв сроков по контракту с Индией. Деньги Макаров выбивал от РКА через ОКР База» и другие темы.
Первое испытание было проведено в августе 97 года. Были трудности с заправкой метаном стендовых емкостей, не было приборов, определяющих процентное содержание метана и примесей. Метан привозили из Питера на автозаправщике.
Двигатель отработал 27 сек. и был остановлен по команде. Все системы двигателя функционировали в полном порядке. При осмотре двигателя после испытания никаких дефектов не обнаружено. От повторных включений двигателя, не снимая со стенда, Макаров категорически отказался. В стоимость каждого испытания включалась подготовка стенда, покупка и транспортировка метана. На 2-м испытании двигателя в мае 98 года, оно планировалось на 60 сек.,  исходя из емкости баллонов под метан, на 20 сек. прошел газовый пузырь по линии «Г», который привел к прогару турбины и всего газогенераторного тракта. В то время рассматривалась возможность использования метанового двигателя в разгонном блоке.
Для этого варианта на стендовой базе КБХМ в Фаустово были проведены испытания рулевых камер на метане. 5 включений КС по 50 сек., которые прошли успешно и дальнейшие испытания не представляли интереса для НИР. В 99 году были закончены испытания двигателей С7.84, доработанных из КВД-1/11Д56/. На 2-м экземпляре было проведено два испытания при максимально возможным для этого двигателя соотношении компонентов. Подогрев метана в рубашке КС показал, что имеется большой запас по охлаждающей способности. У нас не было сомнений в том, что этот двигатель может работать непрерывно 500-600 сек. /больше не требовалось/ и может включаться повторно без доработок какое-то количество раз, не снимая со стенда. На совещании в РКА у нач. ГУ А.Н.Кузнецова была дана положительная оценка ходу работ по НИР «Иней» и было предложено следующие работы проводить на номинальном режиме по давлению в КС и соотношении компонентов. Для выполнения этих условий нужно было изготовить уже чисто метановый двигатель с новым ТНА и КС с новым трактом охлаждения и частичной заменой форсунок. На НЭО 105 установить новые баллоны для обеспечения требуемого ресурса и целый ряд других работ по устранению замечаний по проведенным испытаниям. Для этого требовалось значительное финансирование. Это совещание проходило в начале 2001 года. Обстановка, по сравнению с 1994 годом, когда начинали НИР «Иней», существенно изменилась. Про 3-х компонентную схему уже мало кто говорил, но все, в той или иной степени стали заниматься возможностью использования метана в РКТ, а также в авиации и на транспорте. В нашей отрасли эти работы проводились в НПО «Энергомаш» и КБХА, и даже в НИИМАШ /Нижняя Солда/ проводились проработки  возможности использования метана в двигателях ориентации. Интерес к метану появился и за рубежом. От ЕКА, Японии, Южной Кореи поступили предложения о заключении контрактов по проработке и обоснованию использования метана в РКТ и о проведении тех или иных экспериментов с образцами метановых двигателей. Запахло возможностью получения валюты. В отношении применения метана в перспективных отечественных средствах выведения было все туманно. Проекты НПО «Энергии» по созданию коммерческих средств выведения требовали быстрой окупаемости и поэтому базировались на проверенных разработках на кислороде и керосине. Применение метана на РБ «ДМ» не давало выигрыша в полезной нагрузке даже теоретически. КБ «Салют», получив заказ на разработку новой системы выведения «Ангара», имел довольно жесткие сроки и почти полное отсутствие финансирования. Метановые проработки остались на бумаге. Модульная схема «Ангары» базировалась на кислороде-керосине. Была надежда, что разработка двигателя РД 191 НПО «Энергомаш» не потребует много времени и средств, т.к. базируется на опыте создания двигателей РД 170 и РД 180.
Двигатель 2-й ступени РД 0124 почти унифицирован с двигателем 3-й ступени РН «Союз-2» и его частично финансируют и РКА и Самара. РНЦ им. Макеева совместно с Самарой и НПО «Энергомаш» разработал РН легкого класса на метане для «Водушного старта», но это на коммерческой основе совместно с Индонезией. Таким образом, близкой перспективы использования метана в отечественных разработках не просматривалось. В этих условиях головная роль по внедрению метана в РКТ была возложена РКА на Центр Келдыша. ЦНИИМАШ, совместно с Центром Келдыша в НИР «Орел» рассмотрел возможность создания многоразовых средств выведения. Для этих средств выведения предлагалось использовать метановые двигатели, особенно на первых ступенях, где они давали максимальный эффект. Этот двигатель в стенах Центра Келдыша получил названия «Двигатель XXI века». Двигатель не должен иметь напряженных параметров и обеспечивал бы 100 кратное использование. Для него Центр Келдыша предлагал замкнутую схему с «сладким» ГГ или довольно спорную открытую схему со вдувом генераторного газа в закритическую часть сопла КС. Теперь Центр Келдыша выступил против продолжения работ КБХМ со вторым двигателе /С7.84/, который был готов к испытания, мотивируя, что это совсем не тот двигатель, какой нужен для проверки параметров «Двигателя XXI века». По нашему мнению его можно было настроить на штатное соотношение компонентов и проверить при длительных включениях коксование в трактах охлаждения КС  при длительных включениях. Также можно было проверить многократность включения и необходимость при этом каких-либо регламентных работ. На изготовление метанового двигателя деньги в рамках НИР выделялись по чайной ложке и при тяжелом финансовом и кадровом положении КБХМ не представляли интереса для руководства предприятия. Макарова в первую очередь интересовали вопросы обязательных платежей, а не реконструкция НЭО 105. Я неоднократно ходил к Б.В.Бодину с просьбой увеличить финансирование по НИР «Иней». Он мне всегда говорил, что он за метан и деньги на НИР выделяет, но кому дать деньги, должно решать ваше ГУ. В нашем  ГУ отсылали в Центр Келдыша и круг замыкался. Центр Келдыша понял, что на одну бумагу денег много не дадут и, пользуясь своим монопольным положением, занялся проведением экспериментов с метаном на своей материальной части. При этом в обстановке развивающейся коррупции в стране значительная часть денег, выделяемых на НИР, проводилась через так называемые малые предприятия. Созданные в Центре Келдыша малые Летом 2001 года ЕКА  проводило конференцию по применению «зеленых» /экологически чистых топлив/ в ракетной технике.  В повестке дня был и вопрос о применении метана. От нашей страны получили приглашение только КБХМ и КБХА. КБХМ представлял я, КБХА В.Д.Горохов.  Большой интерес вызвал доклад представителя Французкого Космического Агенства  о итогах детальной проработки замены пороховых ускорителей «Ариана-5» на кислородно-метановые при дальнейшей модернизации РН. Получался большой прирост полезной нагрузки при одновременном снижении стоимости пуска. После зачтения сообщений от КБХМ и КБХА было много вопросов. КБХМ они касались результатов проведенных испытаний и возможности проведения работ на модельном двигателе /демонстраторе/, по результатам которых можно бы было переходить к отработке натурного двигателя для ускорителя. К КБХА было много вопросов о возможности создания метанового двигателя тягой ~200 т. на основе имеющегося кислородно-водородного двигателя. Интерес ЕКА к проводимым работам с метаном  вызвал определенный оптимизм в КБХМ. Было разработано и согласовано с ИЦ Келдыша ТЗ на двигатель демонстратор, на котором можно было бы проверить все вопросы поставленные ЕКА. Для НИИХИМАШ была разработана программа /задание/ на поведение испытаний продолжительностью не менее 500 сек, или 5-ти испытаний продолжительностью по 100 сек. с возможно короткими промежутками между включениями.
Однако РКА  в марте 2002 года исключило КБХМ из числа участников программы «Волга», которая финансировалась ЕКА и была направлена на проведение совместных исследований по созданию многоразовых средств выведения с метановыми двигателями. Головной организацией по этой программе был определен Центр Келдыша. На него возлагалась проработка общей концепции и разработка двигателя демонстратора. Фотография этого двигателя была опубликована в журнале НК №5 за 2002 год. В этой программе участвовали также КБХА в части разработки полномасштабной КС и НПО «Энергомаш» в части разработки ТНА для двигателя тягой 200 или 400 тонн. Практическая отдача была только в проектных работах КБХА по КС. НПО «Энергомаш» в своих работах базировалось на работах по созданию ТНА для двигателей РД-170 и РД-180. Эти ТНА имели кислый ГГ, что противоречило концепции «Двигателя XXI века». Центр Келдыша занимался теоретическими проработками многоразовых систем не только в части двигателей. Что касается двигателя-демонстратора, то все осталось в глубокой тайне. Знаю, что документацию на ТНА выпускали в 4-м отделе КБХМ, где оплата исполнителям шла «черным налом». Также по отдельному договору с ОП КБХМ и тем же способом оплаты велось изготовление ТНА. Следует отметить и такой факт, что все результаты испытаний двигателей с метаном, проводимых КБХМ передавались в Центр Келдыша либо непосредственно от нас или от НИИХИММАШ. Кроме того, результаты наших испытаний подробно освещались на совещаниях в РКА и на НТС в Центре Келдыша, они публиковались в открытой печати /НК и др./. Результаты экспериментальных работ с метаном в ИЦ Келдыша нигде в открытой печати не публиковались. За все время работ с метаном КБХМ не получила от Центра Келдыша никаких материалов, даже по охлаждающей способности метана, работы по которой они проводили на стендах в ГИПХ. Похоже, что Центр Келдыша в работах по контрактам ЕКА, Японией и Кореей,
которые проводились под покровительством РКА, использовал только экспериментальные данные, полученные на двигателях КБХМ. В 2004-м году были подведены итоги работ по программе «Волга» и намечены пути дальнейших совместных работ между РКА и ЕКА. Инициативу проявило Французкое Космическое Агенство /CNES/. В рамках новой совместной программы «Урал», в части создания перспективных ракет-носителей, решено сосредоточить усилия на создании демонстраторов ступеней и маршевых двигателей. Хотя практической отдачи по этим вопросам от Центра Келдыша не могло быть, РКА оставило его головной организацией по сложившимся финансовым соображениям. С 2005 года начались работы по реализации программы «Урал». НПО «Энергомаш» вышло из работ по метану, т.к. их работы базировались, в основном, на «кислой» ГГ схеме, что при переходе на метан было не целесообразно использовать. По этой же причине были прекращены работы в КБХА по попыткам создания метанового двигателя из агрегатов кислородно-керосинового двигателя РД-0110. КБХА сосредоточило свои усилия по созданию полномасштабного двигателя-демонстратора на метане на основе кислородно-водородного  двигателя РД-0120, выполненного по замкнутой схеме со «сладким» ГГ. В рамках подпрограммы «Двигатель-2015» КБХМ вело изготовление метанового двигателя-демонстратора /С5.86/ тягой ~10 т. Исходя из ограниченного финансирования, изготовление растянулось почти на 4 года. Мои попытки каким-либо образом ускорить изготовление не увенчались успехом. После очередного разговора с Е.П.Селезневым, он мне заявил, что жалеет, что еще раньше не закрыл работы по метану. Я ушел на пенсию, не дождавшись его изготовления. Его испытание было проведено на НЭО 105 НИИХИММАШ 11 мая 2007 года. Исходя из имеющихся на стенде емкостей,  продолжительность испытания была ограничена 70 секундами. Однако, из-за неправильного замера расхода по линии метана, на 69 секунде прошел газовый пузырь по линии «Г» и двигатель вышел из строя. Испытание оценено как успешное.
Были сняты все необходимые параметры. Подогрев метана в рубашке КС был стабильным и далеким от предельных значений. Сообщение об этом испытании было опубликовано во многих СМИ. Двигатель будет восстановлен в марте 2008 года, и летом можно будет ждать испытания, которое надеюсь, избежит стендовых неприятностей и можно будет перейти  к многократным включениям.   Заканчивая эту тему, следует сказать о возможности применения метана в перспективных средствах выведения. Возможность применения метана в ускорителях Ариана-5, при модернизации РН, можно считать реальной. Еще на конференции в Нордвайке в 2001 года говорилось о организационно-финансовых трудностях. Пороховые ускорители Ариана-5 изготавливались на предприятиях Италии. Италия вносит взносы в бюджет ЕКА, а ЕКА размещает в ней свои заказы примерно пропорционально взносам. Сейчас Италия имеет большой заказ от ЕКА по РН «Вега» и сотрудничает с КБХА по совместной отработке метановых ускорителей. Какой будет тип нового Ариана, будет решено только в 2011 году. Я думаю, что он будет одноразовым, т.к. это будет экономически более выгодным, исходя из затрат на отработку многоразового варианта и количества пусков. Что касается применения метана в отечественных перспективных разработках, то и здесь появились проблески. «Рикша» умерла не родившись из-за отсутствия метановых двигателей нужной размерности даже в перспективе. Но на МАКС-2007 была показана «Ангара-5П». А в НК №1 за 2008 год сообщается о выступлении на 7-й конференции по пилотируемым полетам нач. отдела КБ «Салют» центра Хруничева С. Пугаченко. Он рассказал о направлениях деятельности Центра по созданию РН для запуска пилотируемых кораблей следующего поколения. Все эти РН базируются на использовании метана на универсальных ракетных модулях /УРМ-2/. Я думаю, что речь идет не только о создании в глубокой перспективе пилотируемых РН, а о фактической частичной замене «Ангары». К недостаткам «Ангары» я отношу применение двигателя РД-190 с напряженными параметрами и «кислой» схемы ГГ.
Использование космодрома «Плесецк» нерационально не только из-за широты расположения, но из-за полярной траектории запусков, когда в аварийных случаях падение материальной части будет на территории Канады или США. Основным российским полигоном к 2016 году должен стать «Восточный», благо для этого появились деньги и осознанность этой необходимости. Двигатели модулей и всех ступеней перспективных РН Центра Хруничева базируются на разработках двигателей КБХА. Основу составляет, разрабатываемый сейчас в рамках программы «Урал» метановый двигатель-демонстратор на основе кислородно-водородного двигателя  РД-0210. Что касается многоразовых ступеней РН, то они будут преимущественно для РН легкого класса /~100 т./, где можно ожидать частых запусков и быстрой окупаемости. Почти одновременно с началом работ по РН «Энергия», начались работы по возвращаемым первым ступеням. В проектных отделах на этой теме сидел В.И.Бодриков, с которым я учился в МВТУ. Были рассмотрены десятки вариантов, в том числе и с двигателями КБХМ, но все они не вышли дальше проектных разделов. В наше время Центр Хруничева рассматривал вариант возвращаемой 1-й ступени «Ангары», но встретился с большими трудностями и отказался от этой затеи на ближайшие десятилетия. Работы ЦНИИМАШ и Центра Келдыша по многоразовым системам можно рассматривать, как об этом сказано в программе «Урал», как загрузку высококвалифицированных кадров. Но в Центре Келдыша не осталось высококвалифицированных кадров двигателистов. Руководство Центра далеко от проблем двигателистов. А.С.Коротеев по опыту работы физик. Его первый зам А.М.Губертов специалист по твердотопливным двигателям. Из-за разногласий с ним ушел на пенсию нач. головного отдела Щербо. Г.П.Колмыков с удовольствием занимался многоразовыми системами, т.к. по специальности он ракетчик, а не двигателист. В.Ф.Семенов, который занимает роль Главного конструктора по ЖРД, работал у Иевлева в лаборатории Трескина по созданию ядерных ракетных двигателей. На меня гнетущее впечатление произвело выступление президента РКК «Энергии» В.А. Лапота (01.2008). До 2030 года планируется использовать РН «Союз» И модернизированные пилотируемые корабли. Ничего не было сказано о новых РН для пилотируемых кораблей и о новых многоместных возвращаемых кораблей. Видимо они смогут появиться только лет через 20, когда будут применяться РН с метаном. На этом я заканчиваю тему №7. НИР по метану была моей последней работой до выхода на пенсию, и я считал эту работу важнейшей, хотя эта работа касалась только двигателей-демонстраторов и не имела шансов прямого перехода в ОКР, как требовал Исаев от НИР.[/size]

Цитировать(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/20662.png)

ЦитироватьВ ходе ОСИ выполнялось двукратное включение двигателя – на 162 сек и 2007 сек. На втором включении достигнута рекордная длительность работы ЖРД такой размерности. Испытания были прекращены по выработке компонентов. Суммарная наработка данного экземпляра за четыре* включения составила 3389 сек.

ЦитироватьНК №11, 2011:

ЦитироватьВ ходе ОСИ выполнялось двукратное включение двигателя – на 162 сек и 2007 сек. На втором включении достигнута рекордная длительность работы ЖРД такой размерности. Испытания были прекращены по выработке компонентов. Суммарная наработка данного экземпляра за четыре* включения составила 3389 сек.

P.S. Не статья -- песня. Гимн :-)

ЦитироватьСуществуют природные углеводороды, при нормальных условиях являющиеся газами, которые при нагревании способны к эндотермическим реакциям. К ним относятся этан (С2Н6), пропан (С3Н8), бутан (С4Н10) и пентан (С5Н12). При повышенном давлении они легко конденсируются в жидкости. Благодаря этому их можно хранить в герметичном сосуде в жидком виде при температуре внешней среды. Из-за низкого молекулярного веса легкие углеводороды для разложения требуют больше тепла, чем топливо типа Norpar-12. Метан, который часто рассматривается как заменитель водорода, не способен к эндотермическим реакциям, т.к. является простейшим углеводородом.

Увеличению хладоресурса углеводородного топлива, состоящего из легких углеводородов, способствует их отличительная особенность - возможность существования в жидком виде в широком диапазоне температур. При давлении 0,1 МПа этан становится жидким при температуре минус 88°С, а замерзает при -183 °С. Пропан при том же давлении переходит в жидкую фазу при температуре минус 42°С, а замерзает при минус 188°С.

Уменьшение температуры углеводородной жидкости в интервале между температурами плавления и кипения сопровождается существенным увеличением ее плотности. Если перед заправкой в ЛА этан или пропан подвергнуть охлаждению до температуры -180 °С, то плотность жидкого топлива возрастает до 670...750 кг/м3, т.е. становится всего на 5...10% меньше плотности авиационного керосина при нормальных условиях. Следует отметить, что ни водород, ни метан таким свойством не обладают. В результате суммарный относительный хладоресурс пропана, взятый относительно его теплотворной способности при температуре хранения в баке минус 180°С, оказывается близким к хладоресурсу жидкого водорода и в 1,7 раза превосходит суммарный хладоресурс метана. Масса пропана, которая может поместиться в топливном баке одной и той же емкости, в 1,4 раза превосходит массу метана и в 12 раз - массу водорода. Температурный диапазон, при котором это топливо находится в жидком состоянии, позволяет использовать доступный и дешевый азот в качестве рабочего газа, заполняющего топливную систему.

Цитировать- In early February, China's first methane / liquid oxygen engine made its first test firing successfully. The 60-ton thrust methane engine was developed by the Institute 11, Beijing ,based on the existing LH2/LOX engine.

Цитировать

ЦитироватьВладимир Семёнович, в статье Кузина со товарищи в списке работ КБХМ по метану упоминаются два проекта двигателей для ГРЦ:

Цитировать• работы КБХМ им. А.М. Исаева, включая:
 а) проектные проработки По исследованию кислородно-метанового двигателя в 1994 году в рамках НИР «Свеча», включая испытания
 двигателя С7.84.140-0;
 б) автономные испьrrания натурного газогенератора двигателя КВД1 на топливе «СПГ+ кислород», 13 включений ГГ подтвердили его работоспособность. В процессе испытаний были проверены режимы работы газогенератора в диапазоне давлений 30...65 кг/см2 при соотношении компонентов 0,30...0,65 (1996 год);
 в) огневые испытания в 1 997 году рулевого блока двигателя КВД1 на компонентах топлива «жидкий кислород + природный газ».
 В процессе испытания было сделано 6 включений блока с суммарной наработкой более 450 с;
 г) 5 огневых испытаний полноразмерного двигателя КВД1, доработанного для использования топлива «СПГ + кислород», которые подтвердили принципиальную возможность создания ЖРД на этом топливе (1997 год);
 д) разработка в 1999 году по исходным данным ОАО «ГРЦ им. академика В.П. Макеева» технического предложения «Кислородно-метановый двигатель тягой 30 тс (четырехкамерный)»;
 е) экспериментальные работы на базе двигателя КВД1 (по контракту с фирмой Snecma), в ходе которых исследовались возможности создания кислородно-метанового ЖРД для РН типа «Ариан» (2005...2007 годы);
 ж) огневые испытания модельной камеры тягой 200 кгс (по теме Метан-2» по контракту с фирмой Aerojet), подтвердившие возможность использования СПГ для охлаждения камеры в реальных условиях охлаждающего тракта камеры (2005...2007 годы);
 з) разработка и изготовление двигателя демонстратора С5.86.1 000-0 тягой 7,5 те для пары топлива «жидкий кислород + СПГ» в
 2006 году в рамках ОКР «двигатель-2015-КБХМ»;
 и) проведение в рамках ОКР «Двигатель-2015-КБХМ» огневых испытаний (в 2007 и 2009 году) двух экземпляров двигателя
 С5.86.1000-0 на стенде НИЦ РКП продолжительностью 68 с и 60 с. Подтверждение этими испытаниями правильиости принятых конструктивных решений и стабильности характеристик двигателей на режимах с различными сочетаниями тяги и соотношения расходов компонентов;
 к) разработка в 2008 году по исходным данным ОАО «ГРЦ им. академика В.П. Макеева» технического предложения «Кислородно-метановый двигатель тягой 30 тс (однокамерный)»;
 л) запланированное на 2010 год в рамках ОКР «Двигатель-2015-КБХМ» огневое ресурсное испытание двигателя С5.86.1000-0 со временем работы не менее 1000 с для экспериментальной проверки отсутствия накопления твердой фазы как в тракте охлаждения камеры, так и в газовом тракте;
 м) планируемые в 20 1 1 году работы по доработке двигателя С5.86.1000-0 в части турбонасосиого агрегата и камеры с целью оптимизации работы двигателя на стационарных режимах и запуска двигателя;
 • проработки варианта РН «Ангара» с использованием топлива «метан + кислород» (ЦНИИмаш, ИЦ им. М.В. Келдыша).

В Вашей книге упоминания об этих работах не нашёл. Что-нибудь добавить по ним можете?

Кроме того вот об этом, что-то можете добавить?
http://www.kerc.msk.ru/ipg/development/rb2.pdf
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/61137.jpg)
С5.149 это метановый вариант С5.92?

А об этом ничего не слышали?
http://krasm.com/doc.php?id=1020

ЦитироватьВ планах на будущее у ОАО «Красмаш» - создание нового ЖРД на дешевых и экологически чистых компонентах ракетного топлива: сжиженном природном газе и кислороде. Применение такого ЖРД позволит разработать эффективную и малозатратную  ракету-носитель нового поколения.

Просмотрел все, что было написано в Форуме о метановых ЖРД, поэтому задержался с ответом. "Бумаги" действительно наплодили много. в этом деле есть и небольшой вклад КБХМ, видимо пропорционально полученным деньгам. Для ГРЦ ТП делали бесплатно. Один вариант для возвращаемой 1-й ступени, другой для промежуточного варианта 2-й ступени "Русь-М". За прошедшие 20 лет практических результатов, полученных в "железе" крайне мало. Эксперименты в различных фирмах проводились на агрегтах и двигателях, не отвечающим специфике и особенностям метановых ЖРД. Наиболее близко к натурному двигателю приблизилось КБХМ. Но его настоящий демонстрационный двигатель может быть изготовлен и испытан только в 2012 году. Нужно доработать КС (форсуночная головка готова) и собрать двигатель (ТНА изготовлен). Вообще работы по метановым ЖРД напоминают бег на месте. Почему так получилось, попробую объяснить, как я это понимаю. На конференции в Нордвейке в 2001 году представитель ЕКА (или КНЕС) выступила с докладом о перспективах замены твердотопливных ускорителей Ариана-5 на жидкостные с метаном. Акцентировалось внимание не столько на увеличение ПГ, сколько на повышение конкурентноспособностипри при проведении пусковых услуг с другими государствами. После нее с докладами выступили: я от КБХМ и В.Д.Горохов от КБХА. К нам было много вопросов. Они касались результатов испытаний двигателя КБХМ и работ КБХА по возможности перевода двигателя РД-0120 на метан. С тех пор работы ЕКА по внедрению метана проводятся целеноправлено. По Ариану-5 пока проводятся работы по совершенствованию твердотопливных ускорителей с целью увеличения веса, выводимой ПН. По внедрению метана работы ведутся в двух направлениях: непосредственно по ускорителю и по двигателю демонстратору небольшой размерности. В этих работах участвует и РФ в рамках НИР "Волга" и "Урал". Свой двигатель демонстратор ЕКА поручило разработать Италии, как компенсацию за прекращение в будущем работ по изготовлению твердотопливных ускорителей Ариана-5. Этот двигатель демонстратор имеет и реально прикладное значение. В качестве 3-й ступени РН легкого класса "Вега" он может отобрать часть полезных нагрузок у "Союза-СТ". Я хочу подчеркнуть, что внедрение метана в ЕКА идет применительнок реально существующим носителям. У нас до сих пор не ясно на каком носителе он будет применяться, и с какой целью будет использоваться этот РН. Господствует мнение, что метан нужен только для МТКС, которая неизвестно когда будет, поэтму нужно заниматься НИР, а на ОКР переходить рано. (Я не считаю "Двигатель 2015" настоящей ОКР). Создание первого этапа МТКС ("МРКС-1") планируется на 2022 год. К этому времени все места на "стацонаре" будут заняты объектами типа "Экспресс-АМ4" со САС 15 лет и числом транспондеровпорядка 100 единиц различного назначения. Количество запусков для замены действующих объектов на "стационаре" будут единичными. и для этой цели создание МТКС на основе носителей тяжелого класса не имеет смысла. Кстати цена цена этих объектов на "стационаре" на порядок выше стоимости носителя. МТКС целесообразна для вывода различных объектов (типа ДЗЗ) на низкие орбиты, а такие объекты выводятся преимущественно РН легкого класса. и их масса непрерывно уменьшается. Нужен ли метан в этих условиях? Конечно, нужен. В первую очередь для первых ступеней новых ракет от легкого до сверхтяжелого класса, которые при педении на землю или воду не будут представлять экологической опасности. Важным фактором является его низкая стоимость и надежность ЖРД на метане по "сладкой" схеме, особенно для пилотируемых полетов. Какие же работы в настоящее время следует проводить по метану в средствах выведения. Я высказываю только свою точку зрения. Сейчас наша конкурентноспособность в средствах выведения осовывается на разработках 60-х годов ( "Союз", "Протон"). Значительную роль при этом играет стоимость товарных ЖРД. "ЦСКБ-Прогресс" выбран правильный путь эволюционного развития еще "королевской" семерки. Значительно труднее положение ЦиХ.  В настоящее время большинство пусков "Протона-М" проводится в комерческих целях. Это дает возможность проводить самостоятельную финансовую и техническую политику, а также глубокую модернизацию производственной базы, включая свои филиалы. "Ангара" при стартах с Плесецка может заменить "Протон" при выполнении государственных заказов. но она совершенно не годится для выполнения комерческих пусков. Только за счет стоимости двигателя РД-191 мы проиграем в пусковых услугах РН США,Европы и Китая. Пока будут продолжаться пуски "Протона-М" с Байконура нужно отработать метановый ЖРД для УРМ-1. Особое внимание при проектировании двигателя в КБХА нужно обратить на товарную стоимость образца при серийном изготовлении на ВМЗ в кооперации с другими двигательными производствами ЦиХ. Хорошо бы при этом заинтересовать Газпром. И последнее. Применение метана возможно не только на первых ступенях перспективных РН, но и на других ступенях, включая РБ. Одной из первых таких работ может быть создание метановых РБ для замены "Фрегата", "Фрегата-СБ" и "Бриза-М". Отвечая на ваш вопрос, сообщаю, что метановый двигатель для замены на "Фрегате" имеет индекс С5.151, а не С5.149. как указано в таблице. Для "Фрегата-СБ" и "Бриза-М" оптимальная размерность по материалам технических предложений КБХМ - 4тс. Время работы в двигателе "Бриз-М" следует сократить с 3200сек. в два раза.

ЦитироватьБлок И ракеты-носителя «Ямал» на компонентах топлива жидкий кислород и сжиженный природный газ[/size]

Использование в качестве горючего сжиженного природного газа (СПГ), состоящего на 95% из метана, с начала космической эры привлекало внимание разработчиков ракетно-космической техники. Являясь криогенным компонентом топлива, по своим энергетическим характеристикам СПГ с жидким кислородом занимает промежуточное положение между керосином и водородом. Однако неосвоенность в начале развития ракетной техники промышленного производства СПГ в необходимых количествах, сложности хранения и транспортировки, пожаровзрывоопасность, а также относительно низкая плотность побудили разработчиков отдать предпочтение топливной паре керосин+жидкий кислород.
Интерес отечественных разработчиков к СПГ вновь возрос в середине 90-х годов, когда стала актуальной тема истощения нефтяных ресурсов и уменьшения запасов углеводородного горючего. На внутреннем рынке стоимость керосина стала повышаться. В то же время большие разведанные запасы природного газа, освоенное промышленное производство получения СПГ в необходимых количествах сделали его по стоимости на российском рынке выгоднее керосина.
В целях повышения эффективности использования энергоресурсов России 18 июля 1996 г. вышло Распоряжение Правительства РФ № 1155—р об освоении сжиженного природного газа в качестве энергоносителя в отраслях хозяйства Российской Федерации, в том числе — новых ракетных технологий на основе применения экологически чистой топливной пары жидкий кислород + СПГ.
В связи с этим рядом предприятий отрасли были выполнены научно-исследовательские работы по внедрению СПГ как ракетного горючего в отечественную РКТ:
в Исследовательском центре им. М.В. Келдыша, НИИхиммаш, КБХМ и КБХА проводились испытания экспериментальных ЖРД тягой 2...30 тс на компонентах топлива кислород+СПГ;
КБ ОМ разработан проект снабжения космодромов (Плесецк, Байконур, Свободный и Капустин Яр) сжиженным природным газом, разработаны установки сжижения газа различной производительности, функционирующие по разным термодинамическим принципам.
Результаты исследований показали, что в процессе создания перспективных средств выведения, использующих в качестве горючего СПГ, не возникает очевидных трудноразрешимых проблем. Причем представляется более простым и целесообразным с точки зрения получения необходимого опыта проводить проектные работы над новыми средствами выведения поэтапно, начав с проектирования блоков верхних ступеней РН среднего класса.
С учетом этих выводов, а также необходимости определения перспектив модернизации РН «Ямал» и совершенствования ее энергетических характеристик в РКК «Энергия» было принято решение о работах по определению технического облика блока И ракеты-носителя «Ямал» (далее блок И-СПГ), использующего компоненты топлива кислород и сжиженный природный газ.
В 1999 г. была выпущена инженерная записка. Основой ее стало положение о максимальном использовании научно-технического задела РКК «Энергия» и предприятий ракетно-космической отрасли России в работах с криогенными компонентами топлива.
По результатам проектных проработок были приняты технические решения, положенные в основу создания блока И-СПГ:
использовать перспективный ЖРД РД-0143 тягой 30 тс (разработки КБХА), работающий по восстановительной схеме, исключающей возгорание и взрывы в энергонапряженных узлах ЖРД, а также обеспечивающей безопасное выключение ЖРД в аварийных ситуациях;
максимально заимствовать системы и агрегаты блока И ракеты-носителя «Ямал» и максимально унифицировать элементы конструкции блоков;
не изменять и не дорабатывать конструкции I и II ступеней ракеты-носителя;
дооснащение С К разрабатываемыми вновь системами по-жаропредупреждения, заправки СПГ, термостатирования азотом низкого давления не должно приводить к выводу СК из эксплуатации в период монтажа новых систем;
использовать существующие производственную и экспериментальную базы, оборудование и сооружения, предназначенные для блока И ракеты-носителя «Ямал».
В свою очередь, реализация этих решений позволит:
повысить надежность и безопасность РН;
увеличить массу полезного груза, выводимого РН «Ямал» с блоком И-СПГ, на 200...300 кг по сравнению с массой ПГ, выводимой РН «Ямал» с блоком И на компонентах топлива кис-лород+керосин в зависимости от варианта компоновки блока;
минимизировать затраты на создание блока И-СПГ;
обеспечить готовность блока И-СПГ к летным испытаниям через пять лет после начала разработки.
В материалах инженерной записки приведены сведения о надежности и экспериментальной отработке блока И-СПГ, о стоимости создания и эксплуатации, данные о пожаровзры-вобезопасности РН на этапах подготовки и в полете, доосна-щении стартовых комплексов разрабатываемыми вновь системами заправки СПГ и термостатирования азотом низкого давления, вопросы технологии подготовки блока И-СПГ в составе РН «Ямал» («Аврора») к пуску, транспортирования, а также определена кооперация основных исполнителей, разработан укрупненный график создания блока И-СПГ.
Стоимость создания блока оценивалась в 800 млн руб., стоимость изготовления — 36 млн руб. (в ценах I кв. 1999 г.).
Одновременно в целях определения круга задач, связанных с использованием сжиженного природного газа в ракетной технике, по заказу Росавиакосмоса проведены проектные исследования, завершившиеся выпуском научно-технического отчета «Оценка эффективности использования топливной пары жидкий кислород + сжиженный природный газ для ракетного блока типа И в составе ракет-носителей среднего и легкого классов». В процессе исследований было установлено, что на I ступени ракет-носителей среднего и легкого классов более эффективно использовать компоненты топлива жидкий кислород + керосин, а на II ступени — СПГ.
В материалах отчета рассмотрено также несколько вариантов перспективных двухступенчатых ракет-носителей легкого класса разработки РКК «Энергия», ПО «Полет», КБ «Южное», на которых может быть использован блок И-СПГ в качестве II ступени. Результаты показали возможность и целесообразность использования блока И-СПГ в качестве II ступени РН легкого класса, что позволит увеличить массу полезного груза, выводимого на низкие орбиты, на 4...7 % по сравнению с РН на традиционных компонентах топлива.
В Корпорации наиболее существенный вклад в эти работы внесли Н.Е. Золикова, Л.И. Исаева, В.Ю. Казарин, В.П. Клип-па, Г.В. Кирсанов, В.Н. Лыков, В.А. Марк, А.Ф. Мельников, В.В. Милаков, Е.А. Никифорова, О.В. Савельева, А.А. Сердюк, Ю.Н. Сидоров, Л.Д. Тахтасьева, В.М. Филин, В.Н. Шахов.[/size]

ЦитироватьМетановый  проект "Волга"[/size]

И.Афанасьев, "Новости космонавтики"

(http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/232/Volga.jpg)
Двухступенчатый носитель с  возвращаемым крылатым  жидкостным ускорителем
и  одноразовой криогенной  ступенью - центральным  блоком от Ariane 5.

   22 марта четыре европейские (Snecma Moteurs, Франция, Astrium GmbH, Германия, Volvo Aero, Швеция, и Techspace Aero, Бельгия) и три российские фирмы (НПО "Энергомаш" имени В.П.Глушко, КБ химавтоматики имени С.А.Косберга и ИЦ имени М.В.Келдыша) сообщили о подписании "Меморандума о намерениях" по поводу совместного исследования и разработки многоразового кислородно-метанового ЖРД "Волга" для перспективных европейских космических транспортных систем будущего.
    Пока основные черты двигателя еще не сформированы и участники программы говорят о них не очень определенно. Российские специалисты сообщают об изучении ЖРД тягой 10-30 тс, хотя европейцы мечтают о тяге в 400 тс и ресурсе в 50 полетов. Предполагается, что Центр Келдыша займется концепцией, КБХА сделает камеру сгорания, а НПО "Энергомаш" - турбонасосный агрегат будущего двигателя. Целевое назначение разработки тоже не ясно, однако, по некоторым сведениям, ЖРД будет установлен на многоразовом возвращаемом ускорителе для европейских РН, созданных после Ariane 5 [1].
    По мнению обозревателей, это одна из самых значительных международных программ по созданию двигателя нового поколения, с помощью которого в будущем можно будет значительно удешевить запуски спутников на орбиту.
    В основу проекта легли в основном наработки российских предприятий (НК №17/18, 1998, с.42-45). По словам руководителя разработки метановых двигателей в Центре Келдыша Германа Калмыкова, ракеты на основе "Волги" позволят сделать коммерческие запуски в космос на порядки дешевле. Он подчеркнул, что в рамках программы будут разрабатываться не только ЖРД нового поколения, но и РН нового типа. "Это гигантский проект, который завершится не ранее 2015-2018 гг., - говорит Калмыков. - Hичего подобного в других странах нет (В Японии консорциум фирм под руководством компании Ishikavazima Harima Heavy Industries (IHI) создает РН средней грузоподъемности GX (J-1 Upgrade), на второй ступени которой будет установлен кислородно-метановый ЖРД тягой около 10 тс (НК №2, 2001, с.54)). Мы умеем делать очень большие двигатели, каких не делает никто в мире. В США были подобные разработки, но то были двигатели несравнимого класса, поэтому европейские космические компании решили ориентироваться на нас".
    По словам главы российского представительства Snecma Moteurs Константина Давидоффа, "европейские эксперты изучили разработки Центра Келдыша и пришли к положительному заключению о перспективах "Волги"".
    Стороны отказались разглашать финансовые детали договора до его подписания. Один из экспертов "Энергомаша" оценил проект в 50 млн $, сославшись на то, что разработка РД-191 для перспективной ракеты "Ангара", создаваемой ГКHПЦ имени М.В. Хруничева, обошлась в 10 млн $. "РД-191 является развитием уже существующих двигателей, а "Волга" - принципиально новая разработка. Поэтому она будет стоить, как минимум, в пять раз дороже", - пояснил он [2].

(http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/232/Volga-2.jpg)
Кислородно-метановый ЖРД Центра  Келдыша для исследования
элементов  камер крупномасштабных метановых  двигателей.

    Европейцы несколько иного мнения по поводу затрат. Они говорят, что за три года первой фазы работ партнеры планируют потратить 20 млн евро на разработку тактико-технического задания и технологий, необходимых для создания двигателя; еще два года будут нужны на создание демонстрационного образца. На завершение разработки и сертификацию ЖРД необходимы еще 200 млн евро. При достаточном финансировании "Волга" будет готова к 2009 г. Разработка может быть представлена на Совете ЕКА в июне этого года в рамках пересмотренной "Программы подготовки к будущим РН" [1].

   Источники: 1. www.space-launcher.com; 2. www.vedomosti.ru[/size]  

ЦитироватьРасскажу-ка я Вам, дорогие мальчишки, что мне известно по так называемой теме "УРАЛ". Ну все наверное слышали о теме "ОРЁЛ". Ну конечно, ноги растут оттуда. Вот мои наблюдения.
1. Источник: "Космонавтика и ракетостроение" №15, 1999 г., издательство ЦНИИМАШ. Выдержки из статьи В.Ф. Уткина, В.В. Вахниченко "Основные проблемы создания перспективной системы космических средств выведения".
Большая преамбула... и далее: "К числу основополагающих концептуальных технических решений относится разработка многоразовой моноблочной, возвращаемой к месту старта, унифицированной первой ступени ракет-носителей среднего и тяжёлого классов. Все остальные технические решения так или иначе направлены на обеспечение первого. Без него мы не сможем никогда решить проблему ограничения районов падения отделяемых частей РН, существенно снизить удельную стоимость выведения с её помощью на орбиту полезной нагрузки, а также использовать для запусков низкоширотный (в России) полигон Капустин Яр.
Вторым принципиальным техническим решением, подчинённым первому, является выбор схемы, компонентов топлива и размерности ЖРД. (Далее проводится анализ по преимуществам ЖРД без дожигания окислительного газа).
С учётом вышеизложенного выдвигается концепция создания средств выведения, согласно которой предусматривается разработка нового маршевого кислородно-метанового двигателя номинальной тягой 170 тс на земле со вдувом восстановительного генераторного газа в закритическую часть сопла при давлении в камере сгорания 140 атм. На базе такого ЖРД предлагается создание:
-одноразовой РН лёгкого класса  "НЕВА" с форсированием тяги ЖРД 1-й ступени до 200 тс, а на 2-й ступени ЖРД новой разработки тягой 25 тс.
Стартовая масса- 160 т., масса ПГ на орбите 200 км.х90 град.- 3,5 т, габариты 1-й ступени: 17,5х3,9 м, космодром - Плесецк.
-РН среднего класса  "ВОЛГА" Мо=690 т, Мпн=12 т, с многоразовой 1-й ступенью, оснащённой 5 ЖРДх170 тс и 2-й ступенью оснащённой 1 ЖРД (метановый) с тягой в пустоте 195 тс., 1-я ступень - 36х6 м, размах крыльев - 19 м., 100 кратная; 2-я ступень - 24х5,5 м, Капустин Яр.
- РН тяжёлого класса "АНГАРА", стартовой массой 775 т, Мпн=21 т, с 1-й ступенью как у РН среднего класса, 2-й кислородно-водородной ступенью 28х5,5 м; Капустин Яр.
Полигон расположен вблизи от завода-изготовителя крупногабаритных ракетных блоков (г. Самара), доставку которых можно осуществлять дешёвым водным транспортом. Рядом с полигоном расположен первоклассный испытательный аэродром России Владимировка.
2. Источник газета "ТРУД"№7 от 06.01.2004 г. статья "БУРАННЫЙ" ПОЛУСТАНОК
Рассказывает руководитель отдела космической энергетики Исследовательского центра имени М.В. Келдыша Виталий СЕМЕНОВ.
- Начну с того, что она должна быть многоразовой, иначе невозможно снизить расходы до приемлемого уровня. Но где взять многоразовую ракету? Создавать с нуля? На это может уйти и 10, и 15 лет, кроме того, разработка обойдется в 15 или 20 миллиардов долларов... И тут возникла идея - а почему бы не использовать некоторые технологии, разработанные для "Спирали" (прототип "Бурана"), крылатой ракеты "Буря" и для самого "Бурана"? То есть корабль превратить в ракету-носитель. И в 2001-2003 годах был разработан аванпроект, получивший условное название "РН-35". Оно может быть расшифровано и как "ракета-носитель", и как "Россия новая".

Принцип новой транспортной системы таков. Крылатый аппарат будет стартовать с Земли в связке с другой ракетой (как бы рядом с ней), которой отводится роль второй ступени. Двигатели первой и второй ступеней включаются на старте одновременно. Поднявшись на высоту 45 километров, крылатый аппарат выполнит свою миссию, отстыкуется и в автоматическом режиме вернется на Землю. А ракета продолжит подъем, чтобы вывести груз на орбиту.

Теперь несколько слов об экономической стороне проекта. Учитывая, что РН-35 будет возвращаться на Землю не с космической орбиты, а с высоты, которая в пять раз ниже, ему не потребуются дорогостоящие теплозащитные плитки. Ибо температурный режим будет совсем другим. И перегрузки тоже окажутся значительно меньше. Между прочим, двигатели каждого американского шаттла после приземления обязательно разбирают, тщательно исследуют все системы, узлы, детали корабля. Производят немало замен. Это стоит дорого и требует многих месяцев работы. Гораздо проще и дешевле будет послеполетное обследование РН-35, являющейся многоразовой первой ступенью.

- На сколько запусков рассчитан новый крылатый аппарат?

- На 100. Все это и позволит экономить огромные средства.

- Вторая ступень тоже будете возвращаться на Землю?
- Пока нет. Ведь, по сути, это просто большой бак для топлива. Но в дальнейшем и вторая ступень станет возвращаемой. Принципиальные конструкторские решения на этот счет уже имеются.

- Наш первый "Буран", как известно, поднимался прикрепленным к ракете "Энергия". Он имел три двигателя тягой по 100 тонн каждый. А что касается РН-35, то ситуация принципиально иная, ибо это уже не корабль, а ракета. Можно ли использовать три названных движка в качестве первой ступени, смогут ли они оторвать от стартового стола тысячетонную махину ракетно-транспортного комплекса?
- Нет, конечно, не смогут. Поэтому в нашем варианте на крылатом аппарате не 3, а 6 двигателей, причем существенно более мощных. И суммарная тяга получается не 300, а 1200 тонн. Прибавьте к этому параллельно включающийся на старте двигатель второй ступени. В общей сложности тяга составит 1400 тонн. Вот этой мощности уже хватит для подъема. На орбиту можно будет выводить 35 тонн полезного груза (нынешние "Союзы" поднимают 7 тонн, "Протоны" - 20). Причем стоимость 1 килограмма будет не 3-4 тысячи долларов, а не более тысячи. Если же использовать два крылатых аппарата, пристыковав их с двух сторон к одной ракете, то масса конструкций, отправляемых в космос, увеличится до 70 тонн.

- Какое ракетное топливо предполагается использовать?
- На крылатом аппарате - кислород и метан, на второй ступени - кислород и водород.

Далее Виталий Семёнов помещает свою статью об энергоснабжении Земли из космоса в журнале "Двигатель":

"В отношении флота ракет-носителей следует отметить, что разрабатываемые в настоящее время технологии позволят создать к 2015-2020 гг. двухступенчатую ракету-носитель РН-35. Она будет иметь первую ступень многократного использования и грузоподъемность 35 т. Стоимость выведения килограмма грузов таким носителем составит примерно $1000, а надежность ракеты-носителя должна быть доведена до 0,9995. К 2030 г. на ее основе планируется создать ракету-носитель РН-70 грузоподъемностью 70 т (стоимость 1 кг - $300...500). Применение ракет позволит выводить на опорную орбиту космическую электростанцию с суммарной электрической мощностью солнечных батарей 15 МВт, созданной на основе модуля мощностью 6 МВт.
Учитывая, что для подготовки повторного старта ракеты-носителя многократного применения потребуется около одной недели, получается, что одна стартовая позиция может обеспечить 52 пуска в год. Если разместить на космодроме пять стартовых позиций, то каждый космодром должен иметь, как минимум, пять ракет-носителей типа РН-70. Таким образом, к концу XXI века мировой флот ракет-носителей многократного применения должен иметь примерно 120 ракет-носителей типа РН-70, что представляется реальным. Для сравнения: мировой парк самолетов Boeing 747 со стартовой массой 320...378 т насчитывает около 1000 машин."
"РЕМЮЗЕ" :P Авторы идеи - ЦНИИМАШ и Келдыш. Келдыше "лепит" сейчас метановый прототип на 10 тн тяги в рамках создания даигателя по программе "ВОЛГА" тягой 200 тс. Может быть он действительно будет безопаснее и надёжнее керосинок, ведь обратите внимание - Р=140 атм а не 250! Из-за отсутствия денег пристёгивают ЕВРОПУ (и правильно, хватит им дурака валять!). Вариант: первая ступень наша, вторая на базе АРИАНА ихняя, те зе зеть 8) Ну а движок РД-0122, Воронеж. И ждём 2015-2020 гг, запуски из Куру и Капустина Яра!!!

ЦитироватьПо вопросу целесообразности многоразовой системы и применения метана.
Тема по созданию многоразовой системы выведения показанной компоновки красной нитью проходит в течение по крайней мере лет 7 а может быть и больше. И продолжается по сегодняшний день. Смотрите НК №10,11 за 2004 г. , статья И. Афанасьева "Первая ступень многократного применения как этап создания МСВ". В статье говорится и о преимуществах метановых ЖРД, заключающихся на малой стоимости ЖРД, обладающих принципиально большей надёжностью (согласен, что пока теоретически). Конечно же здесь наблюдается противостояние между "Энергомашем" и центром Келдыша (кстати, как и по вопросу компоновки марсианского экспедиционного комплекса между "Энергией" и "Келдышем") Тем не менее в совместной с Европой программе "Волга", предусматривается создание метанового ЖРД. И, как мне кажется, в федеральной космической программе до 2015 г. имеется ввиду создание именно такой системы и такого ЖРД:
1. Создание многоразовой ракетно-космической системы I-го этапа
ШИФР: ОКР «МРКС-1» СВ с многоразовой I-ой ступенью, обеспечивающие выведение на низкие околоземные орбиты полезной нагрузки массой 25-35 т при снижении удельной стоимости выведения в 1,5 раза, кардинальным уменьшением полей падения и связанных с ними затрат. 2009-2017
(Конкурс эскизных проектов – 2009 г.)
Начало ЛИ- 2016 г.
(уточнение в 2010 г.)
7320*/2000
2. Создание многоразового ЖРД для первой ступени многоразовой ракетной космической системы (МРКС).
Создание эффективной системы диагностики и аварийной защиты двигателя (СДАЗ).
ШИФР: ОКР «Двигатель-2015»
Многоразовый ЖРД с тягой Р=200-300 т. в т.ч.:
- демонстратор МЖРД малой тяги 10-15 т –2008 г.
- стендовый образец МЖРД большой тяги 200 –300 т – 2011 г.
Опытный образец СДАЗ – 2010 г.
2006-2015
(Конкурс эскизных проектов – 2009г.)
Начало экспериментальной отработки – 2012 г.
МВИ – 2015 г.
1975*/650
"РЕМЮЗЕ": Будет именно такая система, так как она мне нравится!  :lol:

Цитировать11 января 2012
Новая тема[/size]

Как уже сообщалось в СМИ, ГКНПЦ имени М.В. Хруничева 16 декабря 2011 года был признан победителем конкурса по теме «Создание многоразовой ракетно-космической системы первого этапа в части разработки эскизного проекта (МКРС-1)». ОАО «НПО Энергомаш им. академика В.П. Глушко» включено в состав соисполнителей данных работ.

Работы будут проводиться с декабря 2011 года по сентябрь 2013 года в рамках Федеральной космической программы.

Специалистам предприятия предстоит выполнить важный этап работ по определению концепции создания перспективного двигателя на компонентах топлива жидкий кислород и метан для новой многоразовой ракетно-космической системы.

Имеющийся многолетний задел проектно-конструкторских работ по метановой тематике позволяет предложить в рамках эскизного проекта эффективные технические решения, обеспечивающие наилучшие характеристики будущего двигателя.

Эскизное проектирование нового ЖРД предусматривает проведение целого комплекса расчетных, проектных и конструкторских исследований, проработки вопросов технологии изготовления и вопросов организации производства, методологии автономных испытаний и отработки двигателя в целом, что является оптимальной средой для поддержания творческого потенциала коллектива и воспитания молодых специалистов. [/size]

ЦитироватьАНАЛИЗ СХЕМНЫХ РЕШЕНИЙ ЖРД НА ТОПЛИВЕ КИСЛОРОД-МЕТАН

И.А.Клепиков, Е.И. Бардакова, В.А. Акимов

(МГТУ им Н.Э. Баумана, кафедра «Ракетные двигатели»)

Сейчас и в ближайшем будущем, когда проблемы экологии выходят на первый план, а также дают себя знать цена топлива и возможность его получения в промышленных количествах, разработка метановых двигателей становится актуальной. Многочисленные проектные проработки и исследования, поиск перспективных схемно-конструктивных решений показали возможность внедрения ракетного топлива кислород – метан в двигательных установках многоразовых транспортных космических кораблей, межорбитальных транспортных аппаратов.

В данной работе проведен анализ основных схемных решений ЖРД на кислороде и метане. Целью проведенного анализа является выбор вариантов с лучшими энергомассовыми характеристиками и эксплуатационными качествами.

Рассматривались следующие циклы:

­    без дожигания,

­    с дожиганием,

­    смешанные (с неполным дожиганием).

Смешанные циклы бывают:

а)     один (основной) контур привода турбин с дожиганием генераторного газа в камере, второй (вспомогательный или форсажный) - без дожигания;

б)    двигатель с циклом без дожигания, но в выхлопной газ впрыскивается недостающий компонент для повышения температуры и дожигания турбогаза в отдельной камере при низком давлении, для уменьшения потерь удельного импульса из-за выброса турбогаза.

В схемах без дожигания минимальные энергетические потери для двигателя в целом получаются при работе на восстановительном турбогазе, который обладает заметно большей удельной работоспособностью сравнительно с окислительным благодаря большей величине работоспособности. Восстановительные схемы обладают также большой живучестью при различного рода отказах. Существенной проблемой этих схем является возможность сажеобразования в газогенераторе (ГГ).

Эксперименты показали, что расчеты по равновесной модели не достоверны, и надо создавать новые методики термодинамических расчетов процессов в восстановительных ГГ с учетом неравновесности.

Главное достоинство схем без дожигания заключается в обеспечении высоких давлений в камере при относительно умеренных напорах насосов и параметров других агрегатов питания, что повышает надежность, облегчает автономную отработку агрегатов.[/size]

ЦитироватьАНАЛИЗ ПРИЧИН ВОЗНИКНОВЕНИЯ ЯВЛЕНИЯ «РОЛЛОВЕР»  В СИСТЕМАХ ХРАНЕНИЯ СЖИЖЕННОГО ПРИРОДНОГО ГАЗА
http://www.ihst.ru/~akm/36t12.htm
Н.С. Королев

(МГТУ им. Н.Э. Баумана, г. Москва)

hocleric@rambler.ru

Для обеспечения безопасности на стартовых ракетных комплексах, при использовании такого нового альтернативного топлива как сжиженный природный газ (СПГ), необходимо определить все возмож-ные риски. Уникальным для данного компонента является явление «ролловер», возникающего при дозаправке емкости системы заправки новой дозой, физические параметры которой отличаются от имеющей-ся. По этой причине происходит стратификация СПГ на два горизон-тальных слоя.

Нижний слой за счет внешнего теплопритока перегревается и аккумулирует часть тепла, не успевая передать его на верхний.

При выравнивании плотностей происходит мгновенное переме-шивание, а накопленное тепло уходит на фазовый переход части жид-кости, тем самым увеличивая давление в газовой подушке. Такой не контролируемый рост давления может привести к повреждению хранилища и самой системы заправки.

Так как СПГ является многокомпонентной смесью, необходимо определить основные компоненты ракетного топлива,    оказывающие   существенное  влияние  на возникновение      стратификации хранимого продукта в емкости системы заправки. Поскольку нами рассматривается СПГ в качестве ракетного топлива, согласно принятой нормативной документации вводятся ограничения на его химический состав.

Для описания явления «ролловера» используются дифференциаль-ное уравнение сохранения энергии с учетом массобмена в области термодинамики необратимых процессов.

С учетом ряда допущений, были проанализированы различные компоненты входящие в смесь СПГ, и выявлено, что наибольший эффект на возникновение явление «ролловера» оказывает пара метан-этан, из-за большей начальной концентрации этана по сравнению с другими тяжелыми углеводородами.

Результаты анализа могут быть использованы для дальнейшего изучения явления «ролловер», а так же для непосредственного упроще-ния математической модели поведения СПГ при образовании страти-фицированных слоев в системе заправки на стартовых ракетных комплексах.

ЦитироватьМЕТАНОВЫЙ ЖРД ДЛЯ МНОГОРАЗОВОЙ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ

А.Ф. Ефимочкин, В.С. Рачук, А.В. Шостак

Независимые исследователи

Одним из основных вопросов в выборе концепции двигателя многократного использования является вопрос выбора ракетного топлива. С точки зрения "двигательных" интересов ответ также не является однозначным. С одной стороны, керосин как ракетное горючее заслуженно нашел широкое применение в ракетной технике и надежно закрепился в ней, по-видимому, еще на долгие десятилетия, а, с другой стороны, метан  (сжиженный природный газ - СПГ) достаточно убедительно заявляет о своих преимуществах перед керосином, особенно, в случае применения его в многоразовых ракетно-космических комплексах (экологическая чистота, легкость очистки топливных трубопроводов и полостей от остатков горючего после очередного полета, энергетическая эффективность, отличные охлаждающие свойства, дешевизна, доступность и другие преимущества). По нашему мнению, в России вопрос выбора ракетного топлива для новых космических ракет-носителей (не только многоразовых) должен решаться в зависимости от  решения по  космодрому, с которого планируется осуществление космических пусков. Если будут использоваться существующие космодромы ("Байконур" или "Плесецк"), то целесообразно использовать традиционную топливную пару "кислород-керосин", если же планируется строительство нового космодрома (например, "Восточный"), то решение должно быть однозначным в пользу пары "кислород - СПГ".

Основными приоритетами в области создания отечественных жидкостных ракетных двигателей 20-30 лет назад, были технические характеристики (их уровень), надежность и сроки создания. Вопросов, связанных с экономикой и экологией, как правило, не возникало. Именно эти приоритеты предопределили сложившиеся в прошлые годы «затратные» подходы к созданию ракетной техники, которые, между тем, обеспечили высокий рейтинг российской ракетной техники. Сегодня приоритеты заметно изменились. Сегодня доминируют в мировой и отечественной космической ракетной технике другие приоритеты, такие как минимизация затрат при создании новых образцов техники, снижение удельной стоимости  вывода полезного груза в космос, безопасность и экология. Например, планировать 200-300 экземпляров двигателей для экспериментальной отработки сегодня - просто непрофессионально. Новые приоритеты предопределяют и новые идеологические подходы к созданию ракетных комплексов космического назначения. Прежде всего, на повестку дня выходит вопрос создания надежных и дешевых в эксплуатации многоразовых транспортных систем.  Вопросы обеспечения жестких требований по безопасности требуют оснащения двигателей современной бортовой аппаратурой управления и аварийной зашиты с высоким коэффициентом охвата аварийных ситуаций. Экологические требования ограничивают разработчиков ракетных комплексов в выборе топлива (практически обязывают использование в паре с жидким кислородом только экологически чистых ракетных горючих, прежде всего, водорода или углеводородного горючего).

Каким видится сегодня маршевый ЖРД многократного использования?

1. Кратность использования. Рассматривается  кратность, равная 25-ти полетам (по крайней мере, на первом этапе).

2. Размерность двигателя. На сегодня более или менее устоялось понимание оптимальной величины  тяги одиночного двигателя, комплектующего ДУ, на уровне 200-250 т.

3. Вид топлива. Предпочтение безоговорочно отдается СПГ.

4. Технический облик двигателя. Особенностью нового схемного решения по двигателю является использование на валу ТНА двух турбин, одна из которых работает на газе с избытком кислорода, а вторая – на газифицированном в охлаждающем тракте горючем. Данная схема, относящаяся к классу схем с дожиганием по типу «газ-газ», позволяет реализовать необходимую мощность на валу ТНА при низких температурах газов перед турбинами (315 оС). По расчетному ресурсу (долговечности) другие известные схемы ЖРД из-за характерных для этих схем температур газов перед турбинами не могут конкурировать с предлагаемым двигателем. Наличие избыточного запаса суммарной мощности двух турбин на валу ТНА позволяет уверенно реализовывать форсированные режимы двигателя (вплоть до 35 %). Последнее в сочетании с эффективной системой аварийной защиты обеспечивает возможность реализации логики «горячего» резервирования тяги и, как следствие, выполнение полной программы полета РН даже при отказе одного из четырех двигателей первой ступени.[/size]

Цитироватьhttp://www.ihst.ru/~akm/35t11.htm

ЦитироватьМЕТАНОВЫЙ ЖРД ДЛЯ МНОГОРАЗОВОЙ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ


1. Кратность использования. Рассматривается  кратность, равная 25-ти полетам (по крайней мере, на первом этапе).

2. Размерность двигателя. На сегодня более или менее устоялось понимание оптимальной величины  тяги одиночного двигателя, комплектующего ДУ, на уровне 200-250 т.

3. Вид топлива. Предпочтение безоговорочно отдается СПГ.

4. Технический облик двигателя. Особенностью нового схемного решения по двигателю является использование на валу ТНА двух турбин, одна из которых работает на газе с избытком кислорода, а вторая – на газифицированном в охлаждающем тракте горючем. Данная схема, относящаяся к классу схем с дожиганием по типу «газ-газ», позволяет реализовать необходимую мощность на валу ТНА при низких температурах газов перед турбинами (315 оС). По расчетному ресурсу (долговечности) другие известные схемы ЖРД из-за характерных для этих схем температур газов перед турбинами не могут конкурировать с предлагаемым двигателем. Наличие избыточного запаса суммарной мощности двух турбин на валу ТНА позволяет уверенно реализовывать форсированные режимы двигателя (вплоть до 35 %). Последнее в сочетании с эффективной системой аварийной защиты обеспечивает возможность реализации логики «горячего» резервирования тяги и, как следствие, выполнение полной программы полета РН даже при отказе одного из четырех двигателей первой ступени.[/size]

ЦитироватьSSME сделан по схеме газ-газ?

http://en.wikipedia.org/wiki/Space_Shuttle_Main_Engine
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/49818.png)

А два ТНА на западе не редкость

ЦитироватьSSME сделан по схеме газ-газ?

ЦитироватьА что у нас из примеров? Вроде пока только SSME и РД-270?

Цитировать

ЦитироватьSSME сделан по схеме газ-газ?

Нет. Схема "газ-газ" - это не два ТНА с двумя ГГ на одном и том же типе газа ("сладком", как в SSME), а два ГГ на разных типах газа - "сладком" и "кислом". При этом газифицируется весь расход топлива (ну или почти весь),  а не только один из компонентов.

Так что SSME - это всё же схема "газ-жидкость".

ЦитироватьСнова подвело доверие к студенческим знаниям: нам активно втирали, что "газ-газ". ))

А можете подсказать всё же, что за двигатели используют эту схему?

ЦитироватьResearch & Development of LNG Propulsion System
 
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/65310.jpg)
The fuel in this propulsion system is LNG (Liquefi ed Natural Gas), which features excellent on-orbit storability. This fuel has a density higher than the liquid hydrogen fuel, which allows the tank to be smaller, and thus this propulsion system is strongly expected to be suitable for the future inter-orbit transporter and the lunar/planetary explorers. We are running the research and development of this propulsion system and in July 2009 we successfully completed a 600-second fi ring test of the full size prototype engine (LE-8 engine).

LE-8 engine

Propellant   Liquid oxygen and liquefied natural gas
Engine cycle   Gas generator cycle
Combustion chamber cooling system   Abrasion
Vacuum thrust   107kN[/size]

Цитироватьhttp://www.ihi.co.jp/ia/en/research.html#r02

ЦитироватьResearch & Development of LNG Propulsion System
 
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/65310.jpg)
The fuel in this propulsion system is LNG (Liquefi ed Natural Gas), which features excellent on-orbit storability. This fuel has a density higher than the liquid hydrogen fuel, which allows the tank to be smaller, and thus this propulsion system is strongly expected to be suitable for the future inter-orbit transporter and the lunar/planetary explorers. We are running the research and development of this propulsion system and in July 2009 we successfully completed a 600-second fi ring test of the full size prototype engine (LE-8 engine).

LE-8 engine

Propellant   Liquid oxygen and liquefied natural gas
Engine cycle   Gas generator cycle
Combustion chamber cooling system   Abrasion
Vacuum thrust   107kN

ЦитироватьСуммарно, или в одном испытании?

ЦитироватьЭто чо, там давление в КС 12 атм?

Цитировать(http://i008.radikal.ru/1202/31/e4361dc09fcf.jpg)
Издательство: Издательский дом "Агни"
Год: 2011
Размер: 28.0 Mb

скачать (http://depositfiles.com/files/68r1o6gl5)

ЦитироватьНачавшаяся  разработка  ракеты  «Зенит»  беспокоила  руководство и  проектантов КФ ЦКБЭМ - ЦСКБ, они  опасались, что ракета «Зе­нит» вытеснит «Востоки». «Молнии», «Союзы». Поэтому, чтобы реа­лизовать неиспользованные резервы носителя «Союз», в  конце  1970-х годов в ЦСКБ в инициативном порядке был разработан эскизный про­ект  ракеты-носителя  повышенной  энергетики,  получившей  индекс 11А511К.  По  просьбе  ЦСКБ  воронежские  двигателисты  из  КБХА провели эскизные проработки для блока «И» двигателей с замкнутой схемой и применением различных пар экологически чистых топлив. В качестве окислителя рассматривался жидкий кислород, а в качестве горючего - керосин, сжиженный природный газ, жидкий водород. Эскиз­ный проект был  представлен  в  Минобщемаш,  Военно-космические силы,  головные институты МОМ и  ВКС.  В  целом,  получив положительную техническую  оценку,  проект  к  реализации  опять  принят не был.[/size]

ЦитироватьThe analysis of transport opportunities of an oxygen-hydrogen chemical upper stage at insertion into a geostationary orbit for space system on the basis of a launcher Soyuz 2-1b[/size]

Paper numberIAC-06-D2.3.10

Author Prof. Mikhail S. Konstantinov, Moscow Aviation Institute (MAI), Russia

CoauthorMr. Mark Skryabin, Russia

Year 2006

Abstract

Transport operation of a satellite insertion into a geostationary orbit (GEO) is examined. The space transport system on the basis of a launcher Soyuz 2-1b is analyzed. The comparative analysis of transport opportunities of several types of chemical upper stages is carried out.
The following chemical upper stages are analyzed: Fregat SB; an oxygen-kerosene upper stage (thrust 2000g N, specific impulse 349g m/s); an oxygen-methane upper stage (thrust 2000g N, specific impulse 370g m/s); and an oxygen-hydrogen upper stage (thrust 2000g N or 1000g N, specific impulse 455g m/s). The basic idea is to show a ballistic opportunity and advantages of use of the oxygen-hydrogen upper stage created on the basis of modified steering chambers of the engine of the Indian upper stage. Two variants of propulsion are considered. It is shown, that use of four-chamber engine (on the basis of four modified steering chambers) enables to use a upper stage for spacecraft inserting into a low circular orbit (LEO) and then to provide inserting into a geostationary orbit a spacecraft of the big mass. So at use of the cosmodrome Baikonur the mass of a spacecraft in GEO is more than 1800 kg.
The analysis of characteristics of transport system is spent for following entrance data. It is considered, the launcher Soyuz 2-1b at start from cosmodrome Baikonur inserts the head block of mass 10000 kg into not closed ballistic orbit. The height of apogee of an orbit is little bit more 209 km. Its perigee is located inside of the Earth (height of a perigee a minus of 924 km). An orbit inclination is equal to 51.4 degrees.

Results of the preliminary design-ballistic analysis are presented below:

ChUS Fregat SB - terminal mass of the head block 1810 kg; terminal mass of the chemical upper stage 950 kg; Mass of SC in GEO 860 kg.
Oxygen + kerosene ChUS - 2150 kg; 1000 kg; 1150 kg.
Oxygen + hydrogen ChUS - 2300 kg;  800 kg; 1500 kg.
Oxygen + methane ChUS - 3050 kg; 1250 kg; 1800 kg (for thrust 2000g N).
Oxygen + methane ChUS - 3000 kg; 1150 kg; 1850 kg (for thrust 1000g N).

The engine of oxygen-hydrogen upper stage is being fired four times. The first starting provides SC transfer into LEO with height of 209 km. SC mass in this orbit is 9167 kg. The second starting of this engine provides SC transfer into the first intermediate orbit. Height of its apogee is 8159 km, height of a perigee - 390 km, an inclination - 49.7 degrees.

The third starting of the engine provides flight into GTO. Height of a perigee of this orbit is 466.4 km. An inclination is 48.6 degrees. SC mass in this orbit is equal to 5134.7 kg. Last inclusion of the engine provides SC inserting into a geostationary orbit. SC mass in GEO is a little more 3000 kg.

Abstract document  IAC-06-D2.3.10.pdf (http://www.iafastro.net/iac/archive/file/IAC-06/abstract/IAC-06-D2.3.10.pdf) [/size]

ЦитироватьLong March 7 To Fly Late Next Year[/size]
Mar 6, 2012
 
By Bradley Perrett
...
China has been working on engines burning methane (CH4) and liquid oxygen (LOx) since 2008, say senior Chinese space engineers Li Ping and Li Bin in a paper presented to the conference. "A pilot engine with 600-kn thrust (135,000 lb.) was [test-fired] to investigate the key technologies related with the reusable LOx-CH4 booster engines," they say. This has been followed with development work on a 100-kn pilot upper-stage engine and several small-thrust reaction-control engines.

Hydrogen-fueled engines were adapted for the methane tests, another official says, adding that China has investigated liquefied petroleum gas as a fuel.
...[/size]

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьРД на метане

Вопрос - а зачем?

1. Стоимость топлива
2. Экологичность
Это в придачу к предполагаемым техническим плюсам.
По СПГ вообще инфраструктура и технология создается семимильными шагами, и не за счет космонавтики.

Цитировать

ЦитироватьМетан имеет два существенных недостатка:
1. криогенность
2. низкая плотность.

Таким образом он имеет недостатки водорода но не имеет его достоинств.

При этом, применение метана позволяет упростить разработку высоконадежного ЖРД с высокими параметрами. Это главное. Его дешевизна и несколько более высокая энергетика - второстепенные бонусы. Он не с водородом конкурирует, а с керосином.

ЦитироватьПлотность почти как у керосина у переохлаждённого пропана и этана:
http://engine.aviaport.ru/issues/59/page11.html

ЦитироватьСуществуют природные углеводороды, при нормальных условиях являющиеся газами, которые при нагревании способны к эндотермическим реакциям. К ним относятся этан (С2Н6), пропан (С3Н8), бутан (С4Н10) и пентан (С5Н12). При повышенном давлении они легко конденсируются в жидкости. Благодаря этому их можно хранить в герметичном сосуде в жидком виде при температуре внешней среды. Из-за низкого молекулярного веса легкие углеводороды для разложения требуют больше тепла, чем топливо типа Norpar-12. Метан, который часто рассматривается как заменитель водорода, не способен к эндотермическим реакциям, т.к. является простейшим углеводородом.

Увеличению хладоресурса углеводородного топлива, состоящего из легких углеводородов, способствует их отличительная особенность - возможность существования в жидком виде в широком диапазоне температур. При давлении 0,1 МПа этан становится жидким при температуре минус 88°С, а замерзает при -183 °С. Пропан при том же давлении переходит в жидкую фазу при температуре минус 42°С, а замерзает при минус 188°С.

Уменьшение температуры углеводородной жидкости в интервале между температурами плавления и кипения сопровождается существенным увеличением ее плотности. Если перед заправкой в ЛА этан или пропан подвергнуть охлаждению до температуры -180 °С, то плотность жидкого топлива возрастает до 670...750 кг/м3, т.е. становится всего на 5...10% меньше плотности авиационного керосина при нормальных условиях.

ЦитироватьП.С. перевод водородников на мятом газе на метан у меня вызывает только недоумение, в чем там выгода?

ЦитироватьВсе пряники от метана-это лишь возможность  сделать движок со СЛАДКИМ ГГ.

ЦитироватьНачнем по новому кругу: метан в сладком ГГ копоти не дает. Есть на эту тему соотв. исследование. А если делать кислый ГГ, то нафига метан, он и так на керосине получается. Этан и далее уже неизвестно что там с копотью.

Цитировать

ЦитироватьВсе пряники от метана-это лишь возможность  сделать движок со СЛАДКИМ ГГ.

Это "лишь" позволяет сделать сделать реально многоразовый высоконадежный двигатель большой тяги с высоким УИ.

Цитировать

ЦитироватьВсе пряники от метана-это лишь возможность  сделать движок со СЛАДКИМ ГГ.

Это "лишь" позволяет сделать сделать реально многоразовый высоконадежный двигатель большой тяги с высоким УИ.

Цитироватьмногоразовый движок-ересь. А вот сделать большой надежный метановый движок с УИ равным или чуть большим РД-170 стоит.

ЦитироватьА температура - это скорее большой недостаток водорода. В смысле температура горючего в баке. ...

Цитировать

ЦитироватьА температура - это скорее большой недостаток водорода. В смысле температура горючего в баке. ...

Это только отчасти,так как спонижением температуры прочность металла бака увеличивается,иногда - очень существенно.

Цитировать

ЦитироватьА температура - это скорее большой недостаток водорода. В смысле температура горючего в баке. ...

Это только отчасти,так как спонижением температуры прочность металла бака увеличивается,иногда - очень существенно.

ЦитироватьLG, криоупрочнение имеет  место быть, но горячий наддув создаёт при этом некоторые проблемы.

ЦитироватьУ нормальных людей двигатели из-за возгорания окислительного тракта не отказывают. А если голова и руки кривые то метан не поможет.

ЦитироватьУ нормальных людей .

Цитировать

ЦитироватьВсе пряники от метана-это лишь возможность  сделать движок со СЛАДКИМ ГГ.

Это "лишь" позволяет сделать сделать реально многоразовый высоконадежный двигатель большой тяги с высоким УИ.

ЦитироватьОй, не надо только вот это  :wink:  8)
Космонавты - последние, кого спросят на чем им летать  :)

Тем более, что сравнивать надежность водородников и метановых двигателей - все равно что вкус старого и нового вискаса. Кто и как там определит эти 20%...

Цитировать

ЦитироватьОй, не надо только вот это  :wink:  8)
Космонавты - последние, кого спросят на чем им летать  :)

Тем более, что сравнивать надежность водородников и метановых двигателей - все равно что вкус старого и нового вискаса. Кто и как там определит эти 20%...

Ничего.Они в будущем заставят себя уважать и подсчитают проценты как нужно правильно.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьА температура - это скорее большой недостаток водорода. В смысле температура горючего в баке. ...

Это только отчасти,так как спонижением температуры прочность металла бака увеличивается,иногда - очень существенно.

Да наоборот как раз. Хрупкость однако.

ЦитироватьLG, криоупрочнение имеет место быть, но горячий наддув создаёт при этом некоторые проблемы.

Цитировать

ЦитироватьLG, криоупрочнение имеет  место быть, но горячий наддув создаёт при этом некоторые проблемы.

На первой ступени можно решить относительно просто: АРНД, только вместо гелия использовать азот (дёшево, и для первой ступени допустимо по массе), только греть его не до 300 К, а до ~170.

Цитировать:shock:
Если Вы пытаетесь бороться с прогревом конструкции из-за горячего наддува, то предложение перейти с гелия на азот является ошибкой вдвойне.
И по степени прогрева, и по экономии массы.

Цитировать

Цитировать:shock:
Если Вы пытаетесь бороться с прогревом конструкции из-за горячего наддува, то предложение перейти с гелия на азот является ошибкой вдвойне.
И по степени прогрева, и по экономии массы.

Не совсем так. Это вариант задействования азота на первой ступени кроме работы автоматики и продувок еще и на наддув баков.
Прикидка показывает, что на наддув бака "О" (~80 м3) гипотетического блока гелием температурой 110 К потребуется 129 кг гелия, или 909 кг азота той же температуры. Гугление стоимости этих газов показывает 2500-3000 р за 40 л (150 ати) при стоимости азота от 270 до 670 р при тех же условиях (2 и 1 сорт соответственно). Считаю второй класс технического азота ГОСТ 9293-74 достаточным для наших нужд.
Итого: по массе - проигрыш азота в 8 раз, по цене - выигрыш азота в 8,5 раз (стоимость сжижения не учитывал).
Конструкция:
Вариант с гелием: погруженные шар-баллоны (титан) потребуется примерно 10-12 баллонов по 60 литров, коллектор, теплообменник, 2-3 линии (ПК+фильтр+шайба) или 1 редуктор (но с заоблачной ценой разработки, изготовления и отработки);
Вариант с азотом: бак азота ~3 м3 Д16, насос азота, перекрывной клапан, теплообменник, редуктор (или шайба). Данные элементы за исключением редуктора можно заимствовать с 14Д22 (теплообменник под вопросом, но если теплоноситель идет с зарубашечного пространства - то препятствий нет).
Чем лично мне не нравится наддув гелием: необходимость контроля давления в баллонах при хранении; муторная процедура вентиляции и зарядки; на ТК, при необходимости, фиг до этих баллонов доберешься; высокая трудоемкость сборки и контроля стыков.
З.Ы. Азот все равно будет нужен на продувку ХО, демпферов, МНП.
З.З.Ы. Развесовку по конструкции не считал. Но шар-баллон весит неслабо.
Итого: Некоторый проигрыш в массе ПН при лучшей технологичности и простоте отработки конструкции и более низкой стоимости рабочего тела. Фатальной ошибки не вижу, конструкция имеет право на рассмотрение.
Ваши контраргументы?

Цитировать

ЦитироватьLG, криоупрочнение имеет  место быть, но горячий наддув создаёт при этом некоторые проблемы.

На первой ступени можно решить относительно просто: АРНД, только вместо гелия использовать азот (дёшево, и для первой ступени допустимо по массе), только греть его не до 300 К, а до ~170.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьLG, криоупрочнение имеет  место быть, но горячий наддув создаёт при этом некоторые проблемы.

На первой ступени можно решить относительно просто: АРНД, только вместо гелия использовать азот (дёшево, и для первой ступени допустимо по массе), только греть его не до 300 К, а до ~170.

А температура кипения азота Вас не смущает? :wink: У Вас азот наддува конденсируется в баке с жидким водородом :wink: Поэтому, никакой альтернативы гелию, для наддува бака водорода нет.

ЦитироватьГелиевая система наддува легче азотной, даже с учетом баллонов высокого давления. Это считалось еще несколько лет назад.

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьLG, криоупрочнение имеет  место быть, но горячий наддув создаёт при этом некоторые проблемы.

На первой ступени можно решить относительно просто: АРНД, только вместо гелия использовать азот (дёшево, и для первой ступени допустимо по массе), только греть его не до 300 К, а до ~170.

А температура кипения азота Вас не смущает? :wink: У Вас азот наддува конденсируется в баке с жидким водородом :wink: Поэтому, никакой альтернативы гелию, для наддува бака водорода нет.

Если я правильно понимаю, то мы обсуждаем метановый двигатель :wink:

Цитировать

ЦитироватьГелиевая система наддува легче азотной, даже с учетом баллонов высокого давления. Это считалось еще несколько лет назад.

Да я и не спорю, что она легче. Я говорю, что азотная дешевле и проще в отработке, изготовлении и эксплуатации. И на первой ступени ей самое место.
НО, наддув газифицированным компонентом считаю лучшим вариантом.

Цитировать

ЦитироватьГелиевая система наддува легче азотной, даже с учетом баллонов высокого давления. Это считалось еще несколько лет назад.

Да я и не спорю, что она легче. Я говорю, что азотная дешевле и проще в отработке, изготовлении и эксплуатации. И на первой ступени ей самое место.
НО, наддув газифицированным компонентом считаю лучшим вариантом.

ЦитироватьКонечно, применительно к метановому двигателю мое замечание не относится. Оно относится к водороду, который здесь де обсуждался выше и ему же было посвящено :wink:

ЦитироватьЕсли я правильно понимаю, то мы обсуждаем метановый двигатель :wink:

ЦитироватьНО, наддув газифицированным компонентом считаю лучшим вариантом.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьГелиевая система наддува легче азотной, даже с учетом баллонов высокого давления. Это считалось еще несколько лет назад.

Да я и не спорю, что она легче. Я говорю, что азотная дешевле и проще в отработке, изготовлении и эксплуатации. И на первой ступени ей самое место.
НО, наддув газифицированным компонентом считаю лучшим вариантом.

Там экономия копеечная с учетом стоимости пуска.

Цитировать

ЦитироватьКонечно, применительно к метановому двигателю мое замечание не относится. Оно относится к водороду, который здесь де обсуждался выше и ему же было посвящено :wink:

Не, обсуждалось криоупрочнение. А если говорим о криоупрочнении, то для стали 12Х18Н10Т при -196 градусах "сигма 0.2" будет 540 МПа против 260 МПа при н.у. Да здравствует метановый Атлас?

ЦитироватьНу какбэ вот и ответ...

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьКонечно, применительно к метановому двигателю мое замечание не относится. Оно относится к водороду, который здесь де обсуждался выше и ему же было посвящено :wink:

Не, обсуждалось криоупрочнение. А если говорим о криоупрочнении, то для стали 12Х18Н10Т при -196 градусах "сигма 0.2" будет 540 МПа против 260 МПа при н.у. Да здравствует метановый Атлас?

Ого! Так это и для ЖК справедливо?

Цитировать

ЦитироватьНу какбэ вот и ответ...

Неоднозначно, фактически на борт впихиваются две системы наддува. Прикинуть надо. Но, в принципе, в выложенный ранее вариант укладывается.

ЦитироватьА сверху - ППУ. А?

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьНу какбэ вот и ответ...

Неоднозначно, фактически на борт впихиваются две системы наддува. Прикинуть надо. Но, в принципе, в выложенный ранее вариант укладывается.

Зато не впихивается третий компонент с отдельным баком.

ЦитироватьНо зато есть эффект криоупрочнения и не надо городить теплообменник на охлаждение газов наддува.

Цитировать

ЦитироватьНо зато есть эффект криоупрочнения и не надо городить теплообменник на охлаждение газов наддува.

Вы прикалываетесь?

ЦитироватьВ любом случае, если городить гипотетический метановик и водородник на тягу 500-1000 т, то водородник будет стоить дороже. Намного причем, из-за гораздо более мощного ТНА.

ЦитироватьВ любом случае, если городить гипотетический метановик и водородник на тягу 500-1000 т, то водородник будет стоить дороже. Намного причем, из-за гораздо более мощного ТНА.

ЦитироватьМой дядя самых честных правил,...

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьНо зато есть эффект криоупрочнения и не надо городить теплообменник на охлаждение газов наддува.

Вы прикалываетесь?

Никоим образом. Рассматривается ВАРИАНТ наддува бака газом низкой температуры, плюсы и минусы. В случае наддува основным компонентом температура газа после теплообменника и турбины (например - БТНА) составит порядка 350-400 К. Куда предлагаете сбросить избыточное тепло?

Цитировать

ЦитироватьLG, криоупрочнение имеет место быть, но горячий наддув создаёт при этом некоторые проблемы.

Имхо имелась в виду хрупкость не от криоупрочнения, а от наводораживания.

ЦитироватьЧем лично мне не нравится наддув гелием: необходимость контроля давления в баллонах при хранении; муторная процедура вентиляции и зарядки; на ТК, при необходимости, фиг до этих баллонов доберешься; высокая трудоемкость сборки и контроля стыков.
З.Ы. ...

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьКонечно, применительно к метановому двигателю мое замечание не относится. Оно относится к водороду, который здесь де обсуждался выше и ему же было посвящено :wink:

Не, обсуждалось криоупрочнение. А если говорим о криоупрочнении, то для стали 12Х18Н10Т при -196 градусах "сигма 0.2" будет 540 МПа против 260 МПа при н.у. Да здравствует метановый Атлас?

Ого! Так это и для ЖК справедливо?

Вполне. Но лучше бы 03Х20Н16АГ6. У нее 900 МПа при -196.
Вариант: сварить бак из гнутых сотовых панелей. А сверху - ППУ. А?

Цитировать

ЦитироватьГелиевая система наддува легче азотной, даже с учетом баллонов высокого давления. Это считалось еще несколько лет назад.

Да я и не спорю, что она легче. Я говорю, что азотная дешевле и проще в отработке, изготовлении и эксплуатации.

ЦитироватьBell писал(а):
Мой дядя самых честных правил,...

ЦитироватьGlaurung писал(а):
НО, наддув газифицированным компонентом считаю лучшим вариантом.

ЦитироватьСкоро конкурс будет по метановому маршевому ЖРД для МКРС. Да, высокий УИ, плюс высокая плотность, плюс простая процедура очистки (испарился и все), что очень важно для многоразовых систем, кругом одни достоинства. Правда восстановительные схемы обладают одним существенным недостатком - рабочих процесс у них плохо реагирует на изменение массового соотношения КРТ. У окислительного ГГ как: прибрали расход одного компонента моментально меняется температура. У восстановительного ГГ при изменение Кm практически не меняется, а это означает, что такой движок сложно регулировать. Насколько я знаю, подобная особенность присуща всем горючим, за исключением водорода. Правда по СПГ у меня точной информации, нужно уточнить.[/size]

Цитировать... и не пропан, а СПГ с высоким содержанием метана.

 Пропан или метан?
У пропана температура замерзания ниже температуры кипения кислорода при атмосферном давлении. Т.е. упрощается конструкция трубопроводов и межбаковых перегородок и поэтому удешевляется и облегчается ракета.
Метан покалорийней будет, но от температуры кипения жидкого кислорода при атмосферном давлении замерзнет.
Нужно будет увеличивать температуру кислорода повышая давление или усложнять межбаковые перегородки

Пропан имеет Т пл. = -187,7С, метан = -182,48С, О2 Ткип. = -182,98С Разницы в 0,5С при их теплоемкости не хватит для замерзания метана, даже если использовать переохлажденный О2.
Но метана тупо больше в виде СПГ, он дешевле, УИ у него выше...хотя и я когда то думал о пропане - у него есть ряд интересных свойств  


G.K. писал(а):
 
А какие именно?

ОЧень широкий температурный диапазан от Т плавления до Ткрит + невысокое критдавление. И еще способность жидкого пропана сисльно изменять плотность в зависимости от температуры.

ЦитироватьНа основании проведенных исследований рекомендованы для перспективных кислородно-метановых камер ЖРД, работающих на окислительном генераторном газе и газифицированном метане, смесительные головки с двухкомпонентными коаксиальными форсунками, обеспечивающими устойчивый процесс и высокую полноту сгорания компонентов топлива.
3.   2006-2011 гг. Выполнен цикл проектных работ по многоразовому ЖРД на метане тягой 200 тс по договору с Исследовательским центром им. М.В. Келдыша (ОКР «Двигатель-2015»), Результатом этих работ явились эскизный и технические проекты двигателя РД0162. Работы по двигателю и его демонстратору тягой 40 тс продолжаются.
4.   2006-2009 гг. Выполнены теоретические и проектные работы по созданию кислородно-метанового двигателя тягой 10 тс по контракту с итальянской фирмой «ФИАТ-ABИО» и проведена серия из шести огневых испытаний безгенераторного кислородноводородного двигателя РД 0146 тягой 10 тс, доработанного под топливо кислород+СПГ. Работы в данном направлении продолжаются.
Полученные результаты позволяют с уверенностью заявить о возможности и готовности предприятия и отрасли к переходу к полноразмерной ОКР по созданию ЖРД, работающего на сжиженном природном газе.

ЦитироватьСо стр. 107

Цитировать3.   2006-2011 гг. Выполнен цикл проектных работ по многоразовому ЖРД на метане тягой 200 тс по договору с Исследовательским центром им. М.В. Келдыша (ОКР «Двигатель-2015»), Результатом этих работ явились эскизный и технические проекты двигателя РД0162. Работы по двигателю и его демонстратору тягой 40 тс продолжаются.

Цитироватьhttp://www.avanturist.org/forum/topic/101/message/1308426#msg1308426

ЦитироватьСкоро конкурс будет по метановому маршевому ЖРД для МКРС. Да, высокий УИ, плюс высокая плотность, плюс простая процедура очистки (испарился и все), что очень важно для многоразовых систем, кругом одни достоинства. Правда восстановительные схемы обладают одним существенным недостатком - рабочих процесс у них плохо реагирует на изменение массового соотношения КРТ. У окислительного ГГ как: прибрали расход одного компонента моментально меняется температура. У восстановительного ГГ при изменение Кm практически не меняется, а это означает, что такой движок сложно регулировать. Насколько я знаю, подобная особенность присуща всем горючим, за исключением водорода. Правда по СПГ у меня точной информации, нужно уточнить.[/size]

ЦитироватьУ меня  вАпроз: почему опять идиотские 200 тонн тяги? Метан позволит горшок на 500 т легко сделать. Такое впечатление, что у нас конструкторы и составители техзаданий упорно танцуют на граблях... Дебильность размерности сосисок Ангары их ничему не учит...

ЦитироватьЯ тут побуду валерием немножко :)
Помните тему про идеальную ракету?
Так вот, никому в голову не приходило создание твердотопливного криогенного двигателя?  :wink:
Заполняем ступень смесью гранулированных твёрдых метана (водород страшней) и кислорода. В качестве стабилизатора горения - немного твёрдого азота :)
Насколько я понимаю, закрывая глаза на тонкости, чисто энергетически, такой РДТТ должен быть весьма эффективным? :wink:

ЦитироватьЯ тут побуду валерием немножко :)
Помните тему про идеальную ракету?
Так вот, никому в голову не приходило создание твердотопливного криогенного двигателя?  :wink:
Заполняем ступень смесью гранулированных твёрдых метана (водород страшней) и кислорода. В качестве стабилизатора горения - немного твёрдого азота :)
Насколько я понимаю, закрывая глаза на тонкости, чисто энергетически, такой РДТТ должен быть весьма эффективным? :wink:

ЦитироватьПриходило, и я о нём писал на форуме, не помню, где. Да, такой РДТТ будет очень эффективен, только гранулы ему противопоказаны. Нужны шашки из криокомпозита, армирующий материал - углеродное волокно для горючего и кремниевое - для окислителя.

ЦитироватьПодозреваю, что демонстратору очень далеко до двигателя.

ЦитироватьИнтересно, за счет чего он будет эффективнее жидкостного?

Цитировать

ЦитироватьПриходило, и я о нём писал на форуме, не помню, где. Да, такой РДТТ будет очень эффективен, только гранулы ему противопоказаны. Нужны шашки из криокомпозита, армирующий материал - углеродное волокно для горючего и кремниевое - для окислителя.

Интересно, за счет чего он будет эффективнее жидкостного?

Цитировать

ЦитироватьПодозреваю, что демонстратору очень далеко до двигателя.

Путь от демонстратора до двигателя гораздо короче, чем от бумаги, которая как известно всё терпит. :wink:

ЦитироватьЧёй-то я сумлеваюся очень. :wink:

ЦитироватьТНА будет на целую комнату у сорока тонного движка? Или КС? А может газогенератор? :wink:
Прототипы РД-171 не производят впечатления монстров.

ЦитироватьЯ тут побуду валерием немножко :)
Помните тему про идеальную ракету?
Так вот, никому в голову не приходило создание твердотопливного криогенного двигателя?  :wink:
Заполняем ступень смесью гранулированных твёрдых метана (водород страшней) и кислорода. В качестве стабилизатора горения - немного твёрдого азота :)
Насколько я понимаю, закрывая глаза на тонкости, чисто энергетически, такой РДТТ должен быть весьма эффективным? :wink:

Цитировать

ЦитироватьУ меня  вАпроз: почему опять идиотские 200 тонн тяги? Метан позволит горшок на 500 т легко сделать. Такое впечатление, что у нас конструкторы и составители техзаданий упорно танцуют на граблях... Дебильность размерности сосисок Ангары их ничему не учит...

Просто концепция многодвигательной ДУ признана более перспективной , в т.ч. с точки зрения живучести.

Цитировать

ЦитироватьЯ тут побуду валерием немножко :)
Помните тему про идеальную ракету?
Так вот, никому в голову не приходило создание твердотопливного криогенного двигателя?  :wink:
Заполняем ступень смесью гранулированных твёрдых метана (водород страшней) и кислорода. В качестве стабилизатора горения - немного твёрдого азота :)
Насколько я понимаю, закрывая глаза на тонкости, чисто энергетически, такой РДТТ должен быть весьма эффективным? :wink:

будет первый в истории оксиликвитный ТТРД  8)

ЦитироватьЯ тут побуду валерием немножко :)
Помните тему про идеальную ракету?
Так вот, никому в голову не приходило создание твердотопливного криогенного двигателя?  :wink:
Заполняем ступень смесью гранулированных твёрдых метана (водород страшней) и кислорода. В качестве стабилизатора горения - немного твёрдого азота :)
Насколько я понимаю, закрывая глаза на тонкости, чисто энергетически, такой РДТТ должен быть весьма эффективным? :wink:

Цитировать

ЦитироватьЯ тут побуду валерием немножко :)
Помните тему про идеальную ракету?
Так вот, никому в голову не приходило создание твердотопливного криогенного двигателя?  :wink:
Заполняем ступень смесью гранулированных твёрдых метана (водород страшней) и кислорода. В качестве стабилизатора горения - немного твёрдого азота :)
Насколько я понимаю, закрывая глаза на тонкости, чисто энергетически, такой РДТТ должен быть весьма эффективным? :wink:

Приходило, и я о нём писал на форуме, не помню, где. Да, такой РДТТ будет очень эффективен, только гранулы ему противопоказаны. Нужны шашки из криокомпозита, армирующий материал - углеродное волокно для горючего и кремниевое - для окислителя.

Цитировать

ЦитироватьПриходило, и я о нём писал на форуме, не помню, где. Да, такой РДТТ будет очень эффективен, только гранулы ему противопоказаны. Нужны шашки из криокомпозита, армирующий материал - углеродное волокно для горючего и кремниевое - для окислителя.

Интересно, за счет чего он будет эффективнее жидкостного?

Цитировать

ЦитироватьЯ тут побуду валерием немножко :)
Помните тему про идеальную ракету?
Так вот, никому в голову не приходило создание твердотопливного криогенного двигателя?  :wink:
Заполняем ступень смесью гранулированных твёрдых метана (водород страшней) и кислорода. В качестве стабилизатора горения - немного твёрдого азота :)
Насколько я понимаю, закрывая глаза на тонкости, чисто энергетически, такой РДТТ должен быть весьма эффективным? :wink:

А канальная вафля из отвержденного керосина не сгодится? С учётом несамовоспламенения кр+ЖК
 :roll:

ЦитироватьСамое эффективное - высокопористая наводороженая алюминиевая губка из наноразмерных гелей, осущенных осмосом. Во влажном состоянии легко формуются. Водорода по массе будут держать на порядок больше, чем алюминия. И можно не только в кислороде жечь.
О как!  :)

ЦитироватьНе уверен, что эффективнее. Зависит от того, насколько хорошо будет реализована термостойкость стенок и сопла.
Ну и с самим определением оптимальной криотемпературы, а также её обеспечением в условиях космодрома и периодических  задержек пуска тоже будет весьма немало гемору. Одно только это в состоянии полностью нивелировать красоту идеи - её практическое вопложение может оказаться в итоге дороже, чем у традиционных ступеней с ЖРД.

ЦитироватьВполне возможно, что так. Но здесь интересен другой момент - эксплуатационные расходы на один пуск. При достаточной частоте полётов в определённом диапазоне масс идея может оказаться здравой, несмотря на дороговизну воплощения.

ЦитироватьСтупени можно вывозить в контейнерах-термосах и устанавливать под уже готовую вывешенные и заправленные третью-вторую с ПН и ГО. Т.е. за час до пуска.

ЦитироватьПошутили?

ЦитироватьНу зачем же вывозить. Прямо в шахте делать ракету. в смысле заполнять шоколадно-вафельный корпус мороженым. ( :) )
Ну и в шахте держать всё время соответствующую низкую температуру.

Вот только не пойму: разве утолщение и утяжеление корпуса ракеты по сравнению с жидкостным двигателем в связи с увеличением давления не ухудшит параметры ракеты даже с учетом как бы упрощения производства и обслуживания (что не факт, вообще-то).

Цитировать

ЦитироватьНу зачем же вывозить. Прямо в шахте делать ракету. в смысле заполнять шоколадно-вафельный корпус мороженым. ( :) )
Ну и в шахте держать всё время соответствующую низкую температуру.

Вот только не пойму: разве утолщение и утяжеление корпуса ракеты по сравнению с жидкостным двигателем в связи с увеличением давления не ухудшит параметры ракеты даже с учетом как бы упрощения производства и обслуживания (что не факт, вообще-то).

Вот об этом думать не надо - преимущества и недостатки РДТТ известны. Ухудшение весовых характеристик может быть компенсировано добавлением металлов или их гидридов. Но всё-таки имеет смысл сравнивать твёрдотопливные композиции. Здесь ИУ будет высоким - до 350 с с добавлением металлов против 280 с у сегодняшних РДТТ. Но плотность топлива будет гораздо ниже, и, соотаетственно, будут больше размеры и масса конструкции. Что и может похоронить идею.

ЦитироватьНу, тогда, хотя бы бустеры!
Кстати, Белл подтолкнул к идее: пористый металлический наполнитель шашек, заливаемый жидким кислородом :)

ЦитироватьРезинка с рогаткой - экологически чистое средство выведения! :P

ЦитироватьСжиженный природный газ — новое альтернативное горючее, до сих пор не применявшееся в ракетно-космической технике. Как энергоноситель, СПГ имеет высокие показатели по теплотворной способности (больше, чем у керосина), по хладоресурсу (в 3 раза выше, чем у керосина), по полноте сгорания топлива (отсутствие коксообразования). Стоимость СПГ в несколько раз ниже, чем стоимость ракетного керосина, а сырьевая база практически не ограничена

Цитироватьсодержит горючее на основе метана и окислитель, при этом в качестве горючего используется смесь метана и этилена с мольным содержанием метана от 5 до 25%. Применение предлагаемого топлива на ракетоносителях среднего класса с общим запасом топлива 300 т позволит снизить массу конструкции ракетоносителя по сравнению с применением топлива метан + кислород на ~2%, что эквивалентно увеличению массы выводимого полезного груза на ~ 6,5%. По сравнению с использованием топлива керосин + кислород масса выводимого полезного груза увеличится на ~ 7,5%.

ЦитироватьУбираем осевой канал, вводим торцевое горение.

Цитировать

ЦитироватьУбираем осевой канал, вводим торцевое горение.

Замечательная идея, при этом корпус ракеты будет иметь температуру близкую к температуре в камере сгорания.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьУбираем осевой канал, вводим торцевое горение.

Замечательная идея, при этом корпус ракеты будет иметь температуру близкую к температуре в камере сгорания.

Да, для криогенной ракеты это самое то. Горение будет распространяться вдоль стенок, к концу работы тяга будет плавно падать. Всё хорошо, но выдержат ли стенки?

ЦитироватьВзяте из:

http://forengineer.ru/content/ispolzovanie-szhizhennogo-prirodnogo-gaza-v-raketno-kosmicheskoy-tehnike

ЦитироватьИспользование сжиженного природного газа в ракетно-космической технике[/size]

       В ракетно-космической технике широко используются криогенные компоненты топлива, выгодно отличающиеся от высококипящих компонентов получением более высокого удельного импульса двигателей, что значительно улучшает характеристики ракеты, и экологический чистотой. Ракетное топливо состоит из окислителя и горючего, в настоящее время наиболее распространенной является комбинация, состоящая из криогенного и высококипящего компонентов: жидкого кислорода как окислителя и керосина как горючего. Однако оптимальной является пара криогенных компонентов горючего и окислителя — жидкий кислород и жидкий водород.

      При сгорании в двигателях ракет топлива химическая энергия, сосредоточенная во входящих в него исходных веществах, с высокой скоростью преобразуется в тепловую, а затем в кинетическую энергию движения газов, создавая реактивную тягу.

      Важнейшим параметром, характеризующим свойства ракетного топлива, является его теплотворная способность. Теплопроводность, скорость истечения продуктов сгорания и удельный импульс характеризуют эффективность топлива.

      Жидкий водород является эффективнейшим и экологически чистым горючим и в современных ракетно-космических комплексах он применяется в паре с жидким кислородом. По теплотворной способности он примерно в 3,3 раза превосходит нефть, в 4 раза — уголь, в 2,5 раза — природный газ. Водород повсеместно признается горючим будущего.

      Однако в чистом состоянии водород в природе не существует. Для промышленного получения водорода разработано несколько способов с использованием различного сырья, после чего водород должен быть очищен и осушен от примесей и сжижен. Этот процесс весьма энергоемкий, требующий сложного оборудования, поэтому стоимость водорода в России чрезвычайно высока — 25...30 тыс. руб. и более за килограмм.

     До распада СССР промышленное снабжение жидким водородом осуществлялось комбинатами «Электрохимпром» (Узбекистан) и ДПО «Азот» (Украина) В настоящее время промышленное получение жидкого водорода в России утрачено и существует только опытное производство этого продукта.

     Сжиженный природный газ — новое альтернативное горючее, до сих пор не применявшееся в ракетно-космической технике. Как энергоноситель, СПГ имеет высокие показатели по теплотворной способности (больше, чем у керосина), по хладоресурсу (в 3 раза выше, чем у керосина), по полноте сгорания топлива (отсутствие коксообразования). Стоимость СПГ в несколько раз ниже, чем стоимость ракетного керосина, а сырьевая база практически не ограничена. Широкая сеть газопроводов, существующих в настоящее время в России, позволяет получать СПГ вблизи космодромов. Несмотря на некоторые издержки по стоимости (СПГ в России в настоящее время получают не оптимальным способом) и наличие средств его транспортировки, вопрос обеспечения ракетно-космической техники СПГ в настоящее время уже можно считать решенным.

      Успешное развитие деятельности по освоению космоса в мире сдерживается высокой стоимостью выведения космических аппаратов (5000...10 000 долл./кг) на низкую круговую орбиту и относительно невысокой надежностью средств выведения. По статистике каждый 20-30-й полет является аварийным. В России большие потери полезного груза космических кораблей вызваны географическим расположением ее космодромов (вдали от экватора).

      Внедрение СПГ в ракетно-космическую технику может серьезно улучшить ситуацию. Прежде всего создание топливной пары жидкий кислород - СПГ обеспечивает возможность разработки высокоэффективного жидкостно-реактивного двигателя (ЖРД) по схеме с восстановительным газогенератором замкнутого типа, создание двигателей многоразового использования с минимальным циклом послеполетного обслуживания, существенное снижение затрат на разработку как двигательной установки, так и носителя по сравнению с использованием топливной пары кислород—водород. Этому способствуют низкие коксообразующие свойства СПГ, а также более высокие тяговые характеристики двигателя, чем в случае использования топливной пары кислород—керосин.

      В мае 2007 г. состоялись успешные огневые стендовые испытания (ОСИ) созданного в России ЖРД, работающего на компонентах топливной пары жидкий кислород—СП Г Продолжительность работы двигателя составила 69 с, развитая тяга — 10 т •с. Этот двигатель является прототипом двигателя тягой 200 т•с. Эти испытания были выполнены в рамках работ, предусмотренных Федеральной космической программой Российской Федерации по созданию ракетных двигателей для перспективных средств выведения, в том числе многоразовых, и российско-французского сотрудничества по созданию перспективных средств выведения «Урал». Успешное проведение ОСИ дает основание для дальнейшего развития работ в этом направлении.

      По имеющимся данным, использованием СП Г заинтересовалось НАСА. В 2007 г. компания XCOR Aerospace успешно провела испытание метанового двигателя с тягой 340 кг•с с вытеснительной схемой подачи топлива в пустыне Мохаве (США) Намечено совершенствование двигателя по увеличению времени работы и исключению возможностей перегрева. Ранее, в сентябре 2005 г., эта компания провела испытания двигателя ЗМ9, используемого в системах ориентации космического корабля, работающего на жидком метане и жидком кислороде. Были выполнены 22 включения с общим временем работы 65 с. Западные разработчики отмечают возможность использования метана в межпланетных миссиях (с дозаправкой на месте), так как он входит в состав атмосферы многих планет Солнечной системы (Марса, Титана, Сатурна, Юпитера и др.).

      Можно предполагать, что в скором времени создание ЖРД на метане—кислороде пройдет стадию экспериментов. На базе этих ЖРД могут быть разработаны новые экологически безопасные, не требующие зон отчуждения (для первых ступеней ракет) надежные и эффективные ракеты-носители многоразового использования.

      Применение многоразовой первой ступени ракеты-носителя при грузоподъемности полезной нагрузки 30...40т. на низкую опорную орбиту увеличит энергетические возможности в 1,5 раза по сравнению с энергетическими возможностями таких ракет, как «Протон-М», «Ангара-5», а также появится возможность использования полигона Капустин Яр, так как не потребуется отчуждения территорий под зоны падения первых ступеней. Кроме того, появятся возможности создания ненапряженных ЖРД и резервируемой двигательной установки первой ступени, что приведет к значительному повышению надежности и двукратному снижению стоимости выведения по сравнению с ракетой-носителем «Ангара-5».

      В конце 1990-х гг. ряд предприятий космической отрасли разработали коммерческий ракетно-космический комплекс «Рикша» на компонентах топлива кислород—СП Г с выведением полезной нагрузки массой до 1,7 т. на низкую околоземную орбиту. Стартовый комплекс для этой ракеты, имеющий высокие экономические показатели, был разработан в двух вариантах: стационарного быстро возводимого передвижного и морского (расположенного на корабле) с использованием последних достижений криогенной техники. Комплекс «Рикша» обеспечивает выведение на орбиты с диапазоном 200...3000 км космических аппаратов весом до 1,7 т. при стартовой массе двухступенчатой ракеты 59 т, спутниковых систем связи, навигации, наблюдения, научных исследований, производства в невесомости медикаментов, материалов. По комплексу энергетических показателей этот ракетно-космический комплекс превосходит все известные и разрабатываемые комплексы такого класса. Комплекс мог бы служить основой для дальнейшего внедрения СПГ в ракетно-космические комплексы среднего и тяжелого классов, в авиацию и другие отрасли промышленности, сокращая потребности в дорогостоящем водороде.

      Кроме указанного были предложены многоразовая ракетно-космическая система (МРКС) с использованием топливной пары кислород—СПГ для запуска ракетоносителя с заправкой 150 т. СПГ и разгонный блок «И» к ракетно-космической системе «Аврора» с заправкой СПГ в количестве 6,9 т. Для указанных ракет были разработаны проекты жидкостных заправочных систем с хранилищами СПГ соответственно на 300 и 20 т. продукта.

      В соответствии с требованиями разработчиков ракет-носителей СПГ должен по своим физико-химическим показателям отвечать требованиям Технических условий «Газ горючий природный сжиженный. Топливо для ракетной техники», т. е. требованиям, существенно более высоким, чем для СПГ, используемого в качестве горючего для других видов транспорта. Такой продукт можно получать путем дополнительной очистки природного газа при его сжижении, например в ректификационной колонне. В дальнейшем следует стремиться к созданию единых технических условий на продукт с целью его использования как для различных отраслей хозяйства страны, так и для ракетно-космической техники.

      Подготовительные работы, проведенные для разработки систем заправки ракет СПГ на стартовых комплексах, позволили выявить ряд общих положений, которыми следует руководствоваться при разработке таких систем. Для хранения СПГ в составе заправочной системы на стартовом комплексе могут быть рекомендованы:

             • Для заправки ракет тяжелого и среднего классов — стационарные криогенные резервуары;

             • Для заправки разгонных блоков — автомобильные заправщики.

      Все эти средства хранения должны иметь эффективную вакуумную теплоизоляцию. Это связано с тем, что расходы при подаче СПГ в баки ракеты при заправке на большом расходе, как правило, на два порядка выше расходов подпитки, и с учетом этого подбирается заправочный трубопровод. При подпитке (малый расход) следует принимать меры, обеспечивающие подачу однофазной жидкости в бак на этом расходе (жидкость может вскипеть), например дополнительное охлаждение продукта.[/size]

ЦитироватьНе знаю или об етом, руски патент на топливо из 27.02. 2002, кто то же уже писал.

http://ru-patent.info/21/80-84/2180050.html

ЦитироватьТОПЛИВО ДЛЯ ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Суть изобретения:    Топливо для жидкостных ракетных двигателей, применяемых в составе космических разгонных блоков и ступеней ракетоносителей, содержит горючее на основе метана и окислитель, при этом в качестве горючего используется смесь метана и этилена с мольным содержанием метана от 5 до 25%. Применение предлагаемого топлива на ракетоносителях среднего класса с общим запасом топлива 300 т позволит снизить массу конструкции ракетоносителя по сравнению с применением топлива метан + кислород на ~2%, что эквивалентно увеличению массы выводимого полезного груза на ~ 6,5%. По сравнению с использованием топлива керосин + кислород масса выводимого полезного груза увеличится на ~ 7,5%.

Номер патента:    2180050

Класс(ы) патента:    F02K9/42

Номер заявки:   2000111092/06

Дата подачи заявки:   03.05.2000

Дата публикации:   27.02.2002

Заявитель(и):   Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева"

Автор(ы):   Катков Р.Э.; Тупицын Н.Н.

Патентообладатель(и):   Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева"

Описание изобретения:    Предлагаемое топливо предназначено для использования в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД), применяемых в составе космических разгонных блоков (РБ) и ступеней ракетоносителей (РН).
Аналогом данного топлива является топливо керосин+кислород [1, 3, 6].
Жидкий кислород в настоящее время является одним из наиболее распространенных окислителей в топливах ЖРД. Это связано с тем, что жидкий кислород является экологически безопасным компонентом топлива.
При этом он дешев, не токсичен, умеренно пожароопасен и обеспечивает достаточно высокие энергетические характеристики топлив. Например, топливо керосин+кислород при давлении в КС 70 ата и геометрической степени расширения сопла 40 обеспечивает удельный пустотный импульс на ~ 8% больший, чем топливо керосин+AT, где в качестве окислителя используется азотный тетраксид.
Керосин представляет собой углеводородное горючее, являющееся смесью природных углеводородов, получаемых при перегонке нефти. Получение керосина из природной нефти обусловливает его относительную дешевизну. Кроме того, керосин является малотоксичным веществом, относящимся к 4-ому (низшему) классу опасности, умеренно пожароопасен и обладает достаточно высокой плотностью, что положительно сказывается на его эксплуатационных достоинствах.
В целом топливо керосин+кислород, является эффективным топливом с достаточно высокой плотностью ~ 1000 кг/м3 и достаточно высоким удельным импульсом истечения продуктов его сгорания, что позволяет достаточно эффективно решать существующие задачи, стоящие перед современными средствами выведения.
К недостаткам топлива керосин+кислород относятся: относительно большая разница температур эксплуатации жидкого кислорода (~ 90 К) и керосина (~ 290 К), что требует принятия специальных мер, компенсирующих температурные напряжения, возникающие в баке хранения окислителя при заправке его жидким кислородом, и необходимость использования баков хранения компонентов с раздельными днищами и значительной теплоизоляцией между баками. Это ведет к существенному увеличению массы баков хранения компонентов и к увеличению объема, занимаемого баками хранения компонентов топлива в двигательной установке, что также увеличивает массовые затраты на хранение топлива.
Прототипом предлагаемого топлива является топливо метан+кислород [2].
Метан является основной составляющей природных газов, поэтому его производство, по оценкам, будет даже дешевле, чем производство керосина. По энергетическим характеристикам это топливо превосходит топливо керосин+кислород: при указанных выше давлениях в КС и геометрической степени расширения сопла удельный импульс топлива метан+кислород будет выше удельного импульса топлива керосин+кислород на ~ 4%.
Однако метан даже при температуре 91 К (температура его плавления 90,66 К) обладает низкой плотностью 455 кг/м3, при этом плотность топлива метан+кислород всего 830 кг/м3, что приводит к увеличению массовых затрат на его хранение ввиду необходимости увеличения объема баков хранения компонентов.
Низкая плотность топлива метан+кислород и невозможность переохлаждения кислорда при использовании баков хранения компонентов топлива с совмещенными днищами ведут к тому, что для космических РБ существенно (на 20% по сравнению с керосин+кислород) снижается время возможного хранения топлива в околоземном пространстве.
Поскольку температура плавления метана выше температуры кипения кислорода при давлении 1 ата (т.е. выше 90 К), то использование баков хранения компонентов топлива с совмещенными днищами даже для кипящего при 1 ата кислорода (а тем более при использовании переохлажденного кислорода, который кипит при более низком давлении) невозможно без использования межбаковой теплоизоляции.
Кроме того, поскольку бак горючего заправлен криогенным метаном, то его надо теплоизолировать от внешних теплопритоков, что дополнительно увеличивает массовые затраты на хранение топлива.
Все это ведет к существенному по сравнению с топливом керосин+кислород увеличению массы и габаритов баков хранения топлива метан+кислород, что значительно, а в некоторых случаях вплоть до нуля, снижает эффект, который можно было бы получить от более высокого удельного импульса прототипа.
Задачей изобретения является увеличение плотности топлива и, как следствие, массовых затрат на его хранение в топливных баках. Энергетические характеристики топлива при этом не ухудшаются по сравнению с прототипом.
Это достигается при применении топлива, содержащего горючее и окислитель, где в качестве горючего используется смесь метана и этилена с мольным содержанием метана от 5 до 25%.
При указанном содержании метана температура затвердевания такого горючего менее 90 К, т.е. при использовании в качестве окислителя, например, кипящего жидкого кислорода баки окислителя и горючего могут иметь общее днище, не покрытое теплоизоляцией.
Кроме того, предлагаемое топливо для указанного интервала мольного соотношения метан - этилен будет иметь плотность от 900 до 970 кг/см3, что сравнимо с плотностью топлива керосин+кислород, а с учетом большой теплоемкости горючего в предлагаемом топливе возможное время пребывания космических РБ в околоземном пространстве будет таким же, как при использовании топлива керосин+кислород.
При этом проведенные термодинамические расчеты показали, что удельный импульс продуктов истечения предлагаемого топлива будет таким же, как для топлива метан+кислород.
Применение предлагаемого топлива на РН среднего класса с общим запасом топлива 300 т позволит снизить массу конструкции РН по сравнению с применением топлива метан+кислород на ~ 2%, что эквивалентно увеличению массы выводимого полезного груза на ~ 6,5%. По сравнению с использованием топлива керосин+кислород масса выводимого полезного груза увеличится на ~ 7,5%.
Метан, как уже отмечалось выше, является основной составляющей природных газов, а этилен является широко распространенным сырьем для химической промышленности (например, при производстве полиэтилена), поэтому производство горючего для такого топлива не потребует создания новых производств и может быть освоено в достаточно короткие сроки.
Стоимость предлагаемого топлива по оценкам будет сравнима со стоимостью топлива керосин+кислород.

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ

1. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей /в 2-х книгах/ под ред. В. М. Кудрявцева, изд. 4-е перераб. и доп. - М. "Высшая школа", 1993. - кн.1, стр.130-134.
2. Паушкин Я. М. Химический состав и свойства реактивных топлив. - М. Издательство академии наук СССР, 1958.- 376 с., ил. стр.302.
3. Синярев Г.Б. Жидкостные ракетные двигатели. - М. Государственное издательство оборонной промышленности. 1955. -488 стр., ил. стр.159 - 161.
4. Справочник по физико-техническим основам криогеники. /М.П.Малков.- 3-е изд., перераб. и доп. - М.:Энергоатомиздат, 1985, -432 с., ил. стр.217.
5. Справочник по разделению газовых смесей методом глубокого охлаждения. /И. И. Гельперин. - 2-е изд., перераб. - М. Государственное научно-техническое издательство химической литературы, 1963. - 512 с., ил. стр.232.
6. Термодинамические и теплофизические свойства продуктов сгорания /в 3-х томах/ под ред. В.П. Глушко, - М. Всезоюзный институт научной и технической информации. 1968, т. 2, стр.177-308.

Формула изобретения:   Топливо для жидкостных ракетных двигателей, содержащее горючее на основе метана и окислитель, отличающееся тем, что в качестве горючего используется смесь метана и этилена с мольным содержанием метана от 5 до 25%.

ЦитироватьРебята, а нельзя порезвиться в другой теме? :wink:

ЦитироватьВзяте из:

http://forengineer.ru/content/ispolzovanie-szhizhennogo-prirodnogo-gaza-v-raketno-kosmicheskoy-tehnike

ЦитироватьИспользование сжиженного природного газа в ракетно-космической технике[/size]

       ....Однако в чистом состоянии водород в природе не существует. Для промышленного получения водорода разработано несколько способов с использованием различного сырья, после чего водород должен быть очищен и осушен от примесей и сжижен. Этот процесс весьма энергоемкий, требующий сложного оборудования, поэтому стоимость водорода в России чрезвычайно высока — 25...30 тыс. руб. и более за килограмм. ....

     [/size]

ЦитироватьА ентот метан-этилен не похерит ли восстановительный ГГ? Если похерит, то такое топливо нафиг не нужно. Единственная ниша метана-громадные движки первых ступеней, где нужна громадная тяга и надежность, ну и УИ не ниже керосинового. На верхних ступенях метан сливает водороду полностью.

Цитироватьплотность топлива кислород и ацетам существенно выше, чем у кислородно-водородных, что в свою очередь позволяет сделать разгонный блок меньшим по объему в 1,5 – 2 раза;

ЦитироватьПрименение ацетама не только существенно повышает энергетику существующих средств выведения, но и дает большую экономию. Баллистические расчеты, проведенные ЦИД совместно с Центром Келдыша, показали, что для РН "Союз-2.1б" замена кислородно-керосинового двигателя РБ на кислородно-ацетамовый позволит увеличить массу полезной нагрузки на 30-40%. При сложившейся в последние годы частоте пусков для одной и той же массы спутников можно снизить количество пусков РН в год на 3-5, а это миллиарды рублей экономии, считает А.Лихванцев

Цитировать

ЦитироватьНе знаю или об етом, руски патент на топливо из 27.02. 2002, кто то же уже писал.
http://ru-patent.info/21/80-84/2180050.html

ЦитироватьТОПЛИВО ДЛЯ ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Суть изобретения:    Топливо для жидкостных ракетных двигателей, применяемых в составе космических разгонных блоков и ступеней ракетоносителей, содержит горючее на основе метана и окислитель, при этом в качестве горючего используется смесь метана и этилена с мольным содержанием метана от 5 до 25%.
 . . .
При указанном содержании метана температура затвердевания такого горючего менее 90 К, т.е. при использовании в качестве окислителя, например, кипящего жидкого кислорода баки окислителя и горючего могут иметь общее днище, не покрытое теплоизоляцией.
Кроме того, предлагаемое топливо для указанного интервала мольного соотношения метан - этилен будет иметь плотность от 900 до 970 кг/см3, что сравнимо с плотностью топлива керосин+кислород, а с учетом большой теплоемкости горючего в предлагаемом топливе возможное время пребывания космических РБ в околоземном пространстве будет таким же, как при использовании топлива керосин+кислород.
При этом проведенные термодинамические расчеты показали, что удельный импульс продуктов истечения предлагаемого топлива будет таким же, как для топлива метан+кислород.
Применение предлагаемого топлива на РН среднего класса с общим запасом топлива 300 т позволит снизить массу конструкции РН по сравнению с применением топлива метан+кислород на ~ 2%, что эквивалентно увеличению массы выводимого полезного груза на ~ 6,5%. По сравнению с использованием топлива керосин+кислород масса выводимого полезного груза увеличится на ~ 7,5%.

ЦитироватьДата подачи заявки:   03.05.2000

Дата публикации:   27.02.2002

ЦитироватьА ентот метан-этилен не похерит ли восстановительный ГГ? Если похерит, то такое топливо нафиг не нужно.

ЦитироватьEr gehorcht
der einfachen Formel CO2 + 4H2 -> CH4 +
2H2O, d.h. zusammen mit dem Kohlendioxid der Marsatmosph

ЦитироватьЗачем доставлять водород, если там есть вода? :wink:

ЦитироватьА плотность с водородом у них видимо одинаковая. :wink:

ЦитироватьВ сотый раз повторюсь: проблема водорода на 1 ступени-это необходимость больших и дорогих ТНА.

Цитировать

ЦитироватьА плотность с водородом у них видимо одинаковая. :wink:

Увы и ах, но технологии создания баков сильно их удешевляют ныне. Так что лишние секунды УИ на водороде перебьют выигрыш в меньших баках( плотность) метана.  Да и вааще смотрите на Дельту-4 и радуйтесь. Ее создатели что-то ни метаном,ни ацетамом, ни еще черт его знает чем бредить не захотели, а сразу водород использовали. В сотый раз повторюсь: проблема водорода на 1 ступени-это необходимость больших и дорогих  ТНА.  Скажем так, ТНА водородного движка тягой сравнимого с РД-170 будет очень дорогой и при повышении тяги стоимость будет расти в геометрической прогрессии, быстрее намного, чем ТНА движков соответствующей тяги на керосине или метане.

ЦитироватьВ сотый раз повторюсь: проблема водорода на 1 ступени-это необходимость больших и дорогих  ТНА.  Скажем так, ТНА водородного движка тягой сравнимого с РД-170 будет очень дорогой и при повышении тяги стоимость будет расти в геометрической прогрессии, быстрее намного, чем ТНА движков соответствующей тяги на керосине или метане.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьА плотность с водородом у них видимо одинаковая. :wink:

Увы и ах, но технологии создания баков сильно их удешевляют ныне. Так что лишние секунды УИ на водороде перебьют выигрыш в меньших баках( плотность) метана.  Да и вааще смотрите на Дельту-4 и радуйтесь. Ее создатели что-то ни метаном,ни ацетамом, ни еще черт его знает чем бредить не захотели, а сразу водород использовали. В сотый раз повторюсь: проблема водорода на 1 ступени-это необходимость больших и дорогих  ТНА.  Скажем так, ТНА водородного движка тягой сравнимого с РД-170 будет очень дорогой и при повышении тяги стоимость будет расти в геометрической прогрессии, быстрее намного, чем ТНА движков соответствующей тяги на керосине или метане.

Классный пример! Вот и сравните Атлас и Дельту. :wink:

ЦитироватьТут лучше не повторяться,а объснить то,от чего таки водородный ТНА так дорожает,какая физическая причина.

ЦитироватьЧрезвычайно спорное и ничем не подтверждённое утверждение.
я не имею в виду ацетам. :wink:

ЦитироватьИ много ракет с водородом на первой ступени? :wink:

Цитировать

ЦитироватьТут лучше не повторяться,а объснить то,от чего таки водородный ТНА так дорожает,какая физическая причина.

Водород намного менее плотный и его обьем нужно перекачать больший в разы. А с другой стороны диаметр турбины нельзя увеличивать бесконечно. Центробежные силы рвут лопатки, ну и концы лопаток при достижении сверхзвуковой скорости работают в иных условиях, чем остальная часть лопатки. Т.е. рост габаритов и скоростей имеет какие-то разумные пределы. Ну и почитайте о проблемах баллансировки роторов ТНА РД-170.

ЦитироватьЭто не перестаёт делать её водородной.
Впрочем, Ариан-4.0 летала вообще без бустеров. Так что первая ступень и есть первая ступень. Наличие водорода не превращает её не в первую.

ЦитироватьЭээ, а по-русски?

ЦитироватьТрёхкомпонентный двигатель проще и легче двухкомпонентного? Действительно, откровение!!! :mrgreen:

ЦитироватьМдааа.... А что, не воды? Или керосину?

ЦитироватьМдааа.... А что, не воды? Или керосину?

ЦитироватьА чем он хорош?  :D

Цитировать

ЦитироватьМдааа.... А что, не воды? Или керосину?

А чем для ТНА аммиак то плох?

ЦитироватьА чем он хорош?  :D

Наверно,тем,что имеет немалую плотность и содержит немало водорода.

ЦитироватьНаперстянка

Все украдено до Вас. В том смысле что все ваши бредовые идеи разбирались уже. И каждый год очередной новичок опять пытается их толкнуть в массы как откровение. Читайте форум с конца. И годик ничего не пишите. Заметили, что основные носители знаний и фактологии что-то перестали отвечать на ваши сообщения?

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьМдааа.... А что, не воды? Или керосину?

А чем для ТНА аммиак то плох?

ЦитироватьА чем он хорош?  :D

Наверно,тем,что имеет немалую плотность и содержит немало водорода.

Плох тем, что он лишний.
А вода - ещё плотней, и ещё больше водорода содержит! :D

ЦитироватьКрасноярский машиностроительный завод намерен в 2012 году начать разработку и изготовление опытных узлов метанового двигателя РД0162Д1.

Проект с шифром "Двигатель - Д1" планируется реализовать совместно с воронежским Конструкторским бюро химавтоматики (КБХА), говорится в отчете ОАО "Красмаш".
 

Отметим, что ранее КБХА утвердило приоритетные направления своей деятельности до 2015 года. Среди перспективных проектов значится и разработка кислородно-метанового двигателя РД0162 для перспективной отечественной многоразовой ракетно-космической системы.

На сегодняшний день метановые двигатели рассматриваются как серьезная альтернатива двигателям двухступенчатых ракет-носителей легкого класса, которые работают на комбинации "жидкий кислород плюс керосин". Оказалось, что двигатели на топливе "жидкий кислород плюс жидкий метан" способны при одинаковой стартовой массе вывести на орбиту больший груз. Кроме того, метан является основным компонентом сжиженного природного газа, который сейчас дешевле керосина (по крайней мере, на российском рынке).

Преимущества метановых двигателей оказались востребованными лишь в последнее десятилетие - за счет событий на топливном рынке (удешевление производства СПГ), возросших требований к экологии, и технологического прогресса (появление новых материалов, позволяющих облегчить топливные баки, что повышает конкурентоспособность именно метанового горючего в силу его физических параметров).

Цитировать09 июля 2012

Работаем с МГТУ им. Баумана

ОАО «НПО Энергомаш им. академика В.П. Глушко» и МГТУ им. Н.Э. Баумана заключили Соглашение о взаимном сотрудничестве с целью проведения совместных проектно-конструкторских работ в рамках создания многоразового жидкостного ракетного двигателя первой ступени ракеты-носителя на топливе кислород и метан. Данное сотрудничество поможет укрепить и расширить совместную деятельность, взаимодействие молодых специалистов с высококвалифицированными специалистами с обеих сторон, позволит поднять как их научно-технический уровень, так и уровень проводимых разработок, а также поможет усилить взаимодействие в кадровой политике и внедрить в практику много новых научных идей.

Цитировать4. ВЫВОДЫ

1. Исследованы пути повышения эффективности системы подачи топлива кислородно-метанового ЖРД с дожиганием восстановительного генераторного газа для увеличения надежности и работоспособности ЖРД при многоразовом полетном использовании, и найдены новые решения, связанные с полезным использования тепловой энергии, полученной метаном в охлаждающем тракте камеры:

- привод турбины бустерного насосного агрегата горючего подогретым метаном с подачей отработанного на турбине рабочего тела на вход в насос горючего;

- использование в системе подачи топлива дополнительного замкнутого контура привода турбин ТНА и БНА горючего, работающих на полном расходе метана из охлаждающего тракта камеры с последующим охлаждением метана в теплообменнике и подачей на вход в насос горючего.

2. Показана экономичность предложенной схемы привода турбины БНА горючего. При соблюдении исходных условий замена гидротурбины метанового БНА на газовую турбину, приводимую нагретым метаном, обеспечивает то же давление в камере при меньшей на -20 градусов температуре генераторного газа.

3. Показана энергетическая эффективность комбинированной схемы с дополнительным замкнутым контуром привода турбин ТНА и БНА горючего, снижение рабочей температуры генераторного газа по сравнению с базовой схемой составляет 60-125°, в зависимости от наличия и параметров теплообменника.

4. Применительно к ЖРД тягой -200 тс рекомендовано использовать двухвальный ТНА с расположением вторых ступеней насосов на одном валу с турбиной, работающей на метане из охлаждающего тракта камеры, и первых ступеней с основной турбиной, работающей на генераторном газе на другом валу, что позволяет улучшить параметры системы подачи в целом.

Цитироватьавтор Завьялов В.С. написал итоговую главу к книге "Космонавтика будущего в будущем государстве" (Глава 20). Для просмотра пройдите по ссылке http://zavjalov.okis.ru/glava20.html

ЦитироватьО потенциальных ОКР КБХМ.
...
Сейчас крайне целесообразно разработать 4-х тонный двигатель, работающий на кислороде и метане для РБ «Ангары», «Союзов» повышенной грузоподъемности, «Зенита» и других возможно перспективных РН. Метановый двигатель РБ имеет лучшие энергетические характеристики, чем двигатели, работающие на кислороде с керосином, и, тем более, на АТ с НДМГ. Метан обладает лучшей охлаждающей способностью, чем керосин, а охлаждать 4-х тонный двигатель легче, чем 2-х тонный, следовательно, будет иметь многократный запас по ресурсу. Зажигание компонентов при ограниченном для РБ числе включений надежно отработано. Двигатель с не напряженными параметрами, выполненный по схеме с дожиганием «сладкого» газа ГГ, обладает и большими запасами по надежности. Такому двигателю суждено многолетнее будущее. Метановый РБ с запасами топлива до 20 т. не уступает по эффективности РБ на водороде. Первые ЛКИ такого РБ могут быть проведены с РН «Протон-М» или с «Зенитом» вместо «Фрегата-СБ», где заправку метаном можно производить с передвижных средств. Работы с метановым двигателем можно рассматривать как демонстратор модельных процессов будущих многотонных метановых двигателей. Процесс перехода РН будущего на метан неоспорим. Сейчас создание новых РН основывается на имеющихся двигателях. Это считается реализмом. Так закладывались и закладываются:  «Русь-М» на РД-180 (

ЦитироватьСейчас создание новых РН основывается на имеющихся двигателях. Это считается реализмом

ЦитироватьЕсть еще один пример, связанный с коррупцией. Это поддержка монополии на разработку ЖРД большой мощности с напряженными параметрами, выполненными по схеме с кислым ГГ и высокой себестоимостью. Если по созданию спутников и космических аппаратов мы окончательно уступили США и ЕКА, то по средствам выведения мы пока находимся в лидерах. На их долю падает всего 5% рынка космических услуг, и там идет жесткая конкуренция между США, ЕКА, Китаем и Россией. Россия получает прибыль только за счет запусков коммерческих спутников на ГСО РН «Протон», но РН запускается с «иностранной» территории и работает на «вредных» компонентах. На замену «Протона» уже почти 20 лет разрабатывается экологически чистая «Ангара» в варианте «А-5», но по стоимости запуска (включая стоимость ракеты) она становится не конкурентной на рынке пусковых услуг. Удивительно, что Роскосмос объявляет конкурс на создание РН тяжелого класса для полетов на Луну, а не на создание РН для замены «Протона» с выведением на НОО 25-30 т. повышенной надежности и с минимальной стоимостью.

Настоящей заменой «Протону» может быть только одноразовая РН, работающая на топливной паре кислород-метан. Метановый двигатель, выполненный по замкнутой схеме со сладким ГГ обладает принципиально повышенной надежностью по сравнению с двигателями с кислым ГГ.  При этом метановый двигатель при менее напряженных параметрах имеет более высокую удельную тягу, чем двигатели на кислороде-керосине. Метан дешевле керосина и при проведении огневых испытаний перед поставкой не требуются операции по очистке полостей горючего двигателя. Преимущества метана никто не отрицает, но даже проектные проработки ракеты с метаном проводятся только для многоразового варианта, который при реальном количестве заказов на запуски спутников никогда не будет конкурентным при выводе на ГПО и ГСО.

Двигательные фирмы ОАО «Энергомаш» и КБХА выступают за создание метановых двигателей. Но КБ «Энергомаша» нарисовало схему с кислым ГГ. что явно неразумно для метана. КБХА многократно заявляло о проведении испытаний двигателя на метане, но параметры двигателя, полученные при испытаниях, держатся в большом секрете и никогда не публиковались. Красмаш объявил о разработке двигателя на метане совместно с КБХА, но неизвестно для какой ракеты и кто выдавал ТЗ на двигатель. Проект метановой ракеты, разработанный в Миассе, не встретил поддержки в Роскосмосе. Единственные реальные результаты, были получены на огневых испытаниях метанового двигателя КБХМ, но эти работы умышленно задерживаются. Финансирование ведется по НИР через Центр Келдыша, которых хватает на изготовление и испытание одного двигателя один раз в 2-3 года, хотя 10% денег полученных по программам «Волга» и «Урал» было достаточно для создания двигателя демонстратора на метане в КБХМ. По моему глубокому убеждению, первоочередной задачей Роскосмоса должно стать создание одноразового надежного и самого дешевого носителя на метане, для чего должен быть объявлен конкурс, без этого мы потеряем рынок пусковых услуг, как растеряли все в создании спутников и космических аппаратов. Одновременно должен быть объявлен конкурс на создание разгонного блока для этого носителя с такими же требованиями: максимальная надежность и низкая стоимость при изготовлении и эксплуатации.[/size]

Цитировать13 сентября 2012

Научные чтения молодых специалистов

Молодые специалисты конструкторского бюро (КБ) НПО Энергомаш примут участие в VII научных чтениях «Днепровская орбита» г. Днепропетровск. В рамках Чтений с 13 по 15 сентября 2012 года будут представлены доклады сотрудников НПО Вячеслава Прокофьева и Андрея Малинина на заседании «Экология и космос» по темам:

 - «Выбор принципиальной схемы и параметров маршевого ЖРД на топливе кислород-метан для многоразового перспективного носителя».

 - «Ацетам - как новое искусственное высокоэффективное горючее кислородных ЖРД».

 Чтения проводит Национальное космическое агентство Украины (НКАУ) совместно с ГП «Конструкторское бюро «Южное» им М.К. Янгеля» и Музеем космонавтики им.С.П. Королева.

В Научных чтениях примут участие ученые и специалисты предприятий и организаций аэрокосмических отраслей России и Украины, преподаватели и научные работники ведущих ВУЗов

ЦитироватьPaper information

Paper code IAC-12,C4,1,4,x15871

Place 2012-10-01 15:15, #4, TS14 (Sala Capri, Palacongressi)

Title Injector Conceptions for Usage of LOX/methane Propellant Composition in Liquid-Liquid, Expander and Staged Combustion Cycles of a Liquid Rocket Engine

Session 1. Propulsion System (1)

Symposium C4. SPACE PROPULSION SYMPOSIUM

Congress IAC-12

Type of presentation oral

Main author Prof. Vladimir Bazarov, Moscow Aviation Institute (State Technical University), Russia

Цитировать15 октября 2012

В ОАО КБХА продолжаются совместные работы с фирмой АВИО (Италия).

 В сентябре 2012 года в испытательном комплексе КБХА успешно прошли огневые испытания энергетической установки, разработанной КБХА совместно с итальянской фирмой АВИО. Основная цель испытаний заключалась в проверке работоспособности камеры жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) КБХА со смесительной головкой, изготовленной АВИО.
 Проведенные испытания явились значимым этапом сотрудничества двух предприятий в рамках исследовательских работ, выполняемых по заказу Итальянского космического агентства (ИКА).
 Совместные научно-исследовательские работы ведутся КБХА и АВИО под эгидой ИКА с 2007 года и предусматривают изготовление и испытания демонстрационного ЖРД тягой 7,5 тонн, работающего на компонентах топлива «кислород - сжиженный природный газ» и выполненного по безгазогенераторной схеме.
 В процессе изготовления и проведения испытаний энергетической установки успешно решен комплекс производственно-технологических задач и экспериментально подтверждена правильность принятых конструкторских решений.
 В испытаниях приняли участие представители ИКА и фирмы АВИО.
 Основанная в Италии в 1908 году фирма АВИО в настоящее время является одним из мировых лидеров в области проектирования, разработки и производства аэрокосмических двигательных компонентов и систем для гражданских и военных самолетов.
 ОАО КБХА - российское научно-производственное объединение, осуществляющее полный цикл создания ЖРД для ракет оборонного, научного и народнохозяйственного назначения. КБХА является участником всех российских пилотируемых программ освоения космоса.
 В 2012 году планируется завершение автономных испытаний основных систем двигателя на стендах АВИО и КБХА, что позволит приступить к испытаниям двигателя-демонстратора на экспериментальной базе КБХА в 2013 году.

ЦитироватьАниКей пишет:
продолжение картинок

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/82004.jpg)
 

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

ЦитироватьSalo пишет:
В статье речь о 11Д58МФ. КС за исключением критики также охлаждалась кислородом у 11Д57.

ЦитироватьАниКей пишет:

ЦитироватьМетановый двигатель для многоразовых ракет могут создать через 3-5 лет
 14:44 30.12.2012
 http://ria.ru/science/20121230/916820220-print.html
По словам главного конструктора, для ракетного топлива можно использовать только определенные сорта керосина, которые можно получать, в частности, из нефти, добытой в Краснодарском крае. Но ее запасы иссякают. Дефицит ракетного керосина компенсируют с помощью перегонки из других сортов нефти.

 
 МОСКВА, 29 дек — РИА Новости. Предприятие НПО "Энергомаш" создает ракетный двигатель на сжиженном метане для многоразовой ракетно-космической системы, которая разрабатывается в Центре имени Хруничева, рассказал в интервью РИА Новости главный конструктор предприятия Владимир Чванов.
"Сейчас на предприятии ведутся проектные работы по созданию ракетного двигателя на метановом топливе. Появление первого образца такого двигателя возможно через три-пять лет. Сам проект создается под систему многоразового использования Центра Хруничева... Основная и главная проблема сейчас в том, что ракетное топливо на метане еще не сертифицировано", — сказал Чванов.
Он пояснил, что ракетное топливо должно быть сертифицировано уполномоченной организацией — этим занимается Государственный институт прикладной химии.
По словам главного конструктора, для ракетного топлива можно использовать только определенные сорта керосина, которые можно получать, в частности, из нефти, добытой на Троицко-Анастасиевском месторождении в Краснодарском крае. Но его запасы иссякают. Дефицит ракетного керосина компенсируют с помощью искусственной перегонки из других сортов нефти. Из такого искусственного керосина создано ракетное топливо "РГ-7", которое используется для ракет "Зенит" и "Союз".
Создание подобного топлива — дорогой и сложный процесс. Использование метана в многоразовой первой ступени должно не только не допустить дефицита ракетного топлива, но и снизить стоимость выведения полезной нагрузки на низкую околоземную орбиту на 20%. При этом ракетоносители "Зенит", "Союз" и создаваемая "Ангара" продолжат работу на керосине.
"Основное преимущество метана — его огромные запасы и невысокая стоимость. Кроме того, метан быстро испаряется, а это облегчает процесс очистки многоразовых двигателей и топливных баков. Метановое топливо превосходит керосин по удельному импульсу (тяга с одного килограмма топлива) на 7-10%", — сказал Чванов.
Вместе с тем, у метанового топлива есть и недостатки — это сжиженный газ, поэтому его плотность в два раза ниже, чем у керосина. В связи с этим необходимо решать проблемы с ростом объема топливных баков ракет.
Чванов рассказал, что сейчас в НПО "Энергомаш" разрабатывают метановый двигатель с тягой 200 тонн. А еще в 1984 году на НПО "Энергомаш" в КБ химавтоматики имени Исаева испытывали метановое двигатели тягой до 10 тонн.

Цитировать8 января 2013, 21:01   |   Наука (http://izvestia.ru/rubric/24)   |   Иван Чеберко (http://izvestia.ru/search?search=%D0%98%D0%B2%D0%B0%D0%BD+%D0%A7%D0%B5%D0%B1%D0%B5%D1%80%D0%BA%D0%BE)    
    В космос полетят на газе
       Первая ракета с двигателями на природном газе будет создана к 2030 году       
    (https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/83596.png)      
Фото: federalspace.ru

 
В конце прошлого года в химкинском НПО «Энергомаш» прошел научно-технический совет по созданию ракетного двигателя, работающего на природном газе, рассказал «Известиям» исполнительный директор предприятия Владимир Солнцев. По его словам, летный образец ракеты с двигателями на метановом топливе планируется создать к 2030 году.

Возможность использования метана в качестве ракетного топлива рассматривается уже на протяжении десятков лет, однако сейчас есть только стендовые варианты и  экспериментальные образцы таких двигателей. В НПО «Энергомаш» исследования в части использования сжиженного газа в двигателях велись с 1981 года. Прорабатываемая сейчас концепция предусматривает разработку однокамерного двигателя тягой в 200 т на топливе «жидкий кислород – сжиженный метан» для первой ступени перспективного носителя легкого класса.

— У метанового топлива есть ряд преимуществ, одно из которых — неограниченная сырьевая база, — рассказал главный конструктор НПО «Энергомаш» Владимир Чванов. — Запасов керосина того качества, которое необходимо для наших ракет, уже нет. Ракета «Союз» сейчас летает на искусственно созданном топливе, потому что изначально для создания керосина для этих ракет использовались только определенные сорта нефти из конкретных скважин. В основном это нефть Анастасиевско-Троицкого месторождения в Краснодарском крае. Но нефтяные скважины истощаются. И ныне используемый керосин является смешением композиций, которые добываются из нескольких скважин. Проблема дефицита здесь будет только усугубляться. 

Среди других преимуществ метанового топлива Чванов отметил его низкую стоимость и высокий удельный импульс.

— Удельный импульс — это основная характеристика ракетного двигателя. Но это преимущество нивелируется тем, что у метанового топлива меньшая плотность, поэтому в сумме получается незначительное энергетическое преимущество. С конструкционной точки зрения метан привлекателен тем, что проходит искусственное сжижение, и чтобы освободить полости двигателя, нужно только пройти цикл испарения — то есть двигатель легче освобождается от остатков продуктов. За счет этого метановое топливо более приемлемо с точки зрения создания двигателя многоразового использования и летательного аппарата многоразового применения, — говорит он.

Среди пока нерешенных проблем двигателя на метановом топливе эксперты отмечают выделение сажи.

— Для одноразового двигателя сажа — не проблема, — отмечает Чванов. — А для двигателя многоразового применения это может быть проблемой, поскольку образуются карбидные соединения, которые разрушают лопатки турбины и тракт.

Метан еще не сертифицирован в качестве ракетного топлива. По мнению Чванова, ГОСТы, жестко оговаривающие требования к нему как к ракетному топливу, могут быть приняты в течение пяти ближайших лет.


Читайте далее: http://izvestia.ru/news/542461#ixzz2HRi9kJtP

ЦитироватьПервая ракета с двигателями на природном газе будет создана к 2030 году

ЦитироватьАнатолий Кошевой пишет:
А по моему убеждению, направление разработки ракетных двигателей сейчас находится в состоянии рецессии

ЦитироватьАниКей пишет:
— Для одноразового двигателя сажа — не проблема, — отмечает Чванов. — А для двигателя многоразового применения это может быть проблемой, поскольку образуются карбидные соединения, которые разрушают лопатки турбины и тракт.

ЦитироватьАниКей пишет:
Среди пока нерешенных проблем двигателя на метановом топливе эксперты отмечают выделение сажи.

ЦитироватьМАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ЯВЛЕНИЯ «РОЛЛОВЕР»
В СИСТЕМАХ ХРАНЕНИЯ СЖИЖЕННОГО ПРИРОДНОГО ГАЗА
Н.С. Королев
(МГТУ им. Н.Э. Баумана, г. Москва)
hocleric@rambler.ru
Решение задачи явления ролловер следует искать в области необ-ратимых процессов, используя уравнение тепломассопереноса с учетом взаимодиффузии двух стратифицированных слоев в хранилище сжи-женного природного газа (СПГ). Данное уравнение позволяет рассмат-ривать явление с любыми начальными условиями, такими как разная степень заполнения слоев сосуда, различные физико-химические свой-ства слоев, а так же различную геометрию хранилищ.
С учетом принятой теории в любом хранилище СПГ, имеющего го-ризонтально стратифицированные слои, будет наблюдаться явление ролловер. Следовательно, необходимо проанализировать влияние, ко-торое окажут пары СПГ на хранилище. В момент перемешивания двух слоев из-за выравнивания их плотностей происходит вскипание части жидкости под действием накопленной в нижнем слое энергии, а как следствие резкое повышение давления в газовой подушке, которое может привести к повреждению сосуда.
Проведя серию расчетов для выбранного типа хранилищ, задав одинаковые параметры газа, удалось установить зависимости, опреде-ляющие время до наступления явления ролловер, а так же определить величину повышения давления в полости сосуда. Так же возможно и обратное исследование – определение тех же параметров, при разной концентрации компонентов при постоянном объеме.
Данная математическая модель имеет погрешность, из-за ряда при-нятых допущений, которую можно определить, сопоставив теоретиче-ский расчет с реальными данными, взятыми с аварии в городе Специя (Италия, 1971г).
Математическое моделирование явления ролловер поможет одно-значно ответить на вопрос о необходимости соблюдения дополнитель-ных мер безопасности по предотвращению явления ролловер в той или иной системе хранения СПГ, что существенно снизит как риск возникно-вения нештатных ситуаций при использовании СПГ в качестве ракетного топлива.

ЦитироватьРоссийские ракеты обретут метановое "сердце"

Запуски ракет, работающих на метане, обойдутся намного дешевле, правда, для этого на космодромах нужно создать специальную инфраструктуру, рассказал исполнительный директор НПО "Энергомаш" Владимир Солнцев

К 2030 году в России появится ракета с двигателем на природном газе. Над таким проектом сейчас трудятся ученые химкинского научно-производственного объединения "Энергомаш". В 2012 году там состоялся научно-технический совет по созданию уникального двигателя. Уже появились экспериментальные образцы.

Какие планы строят конструкторы, "Голосу России" рассказал исполнительный директор научно-производственного объединения "Энергомаш" Владимир Солнцев.

- Почему именно метан?

- Во-первых, метан по сравнению с запасами нефти имеет более широкие горизонты. Он дешевле. Основные производители двигателей в мире ведут активные разработки по созданию новых конструкций метановых двигателей.

- То есть с экономической точки зрения выгоднее использовать в ракетных двигателях метан, чем нынешние твердотопливные элементы?

- Твердотопливные элементы, конечно, конструктивно проще использовать, ракету можно быстрее подготовить к запуску. Но в основном они используются в качестве топливных ускорителей. Высокоэффективные пороха - это достаточно дорогое топливо, в то время как метан - доступное, дешевое топливо, получаемое из природного газа. С точки зрения экономики это гораздо предпочтительнее.

- Получается, к 2030 году будет разработан новый двигатель?

- Мы в инициативном порядке на свои собственные средства разработали эскизный проект метанового двигателя и представили его на расширенном научно-техническом совете, который проводился на нашем предприятии. Горизонт может быть гораздо ближе, чем 2030 год. Условно говоря, в пределах 5 лет мы можем получить новый двигатель, который будет работать в паре метан-кислород.

- Новые двигатели будут использоваться в тех же ракетах, которые летают на МКС, или же в военных разработках?

- Это ракеты, в первую очередь предназначенные для проведения коммерческих запусков, выведения спутников различных направлений, для полетов на МКС.

Другое дело, что такого топлива пока не существует, поэтому необходимо провести работу по его созданию в соответствии со всеми нормативными документами. Новое топливо потребует новой культуры обращения, потому что у метана есть своя специфика - он более взрывоопасен.

Но человеческая мысль не может стоять на месте. Мы считаем, что метановый двигатель имеет право на жизнь, и активно работаем в этой области.

- Получается, новый двигатель будет дешевле, но сложнее в производстве. А смогут ли службы, занимающиеся запуском ракет, перестроить инфраструктуру под этот двигатель? Как вы думаете, посчитают ли они перестройку целесообразной до тех пор, пока не кончится топливо, которым пользуются сейчас?

- Во-первых, есть техническое задание Роскосмоса о создании проекта двигателя, который должен работать на метане. Эта работа носит системный характер.

Вы абсолютно правы, это связано с созданием определенной инфраструктуры, которая должна обеспечивать возможность использования метанового топлива. Это большая совместная работа - не только создание двигателя, но и строительство на космодромах инфраструктур, связанных с производством либо доставкой этого топлива, и наработка определенных навыков обращения.

Мы присутствовали на последнем аэрокосмическом конгрессе, который состоялся в Италии. Команда наших молодых ученых, инструкторов на секции двигателестроения слушала доклады японских, китайских, корейских специалистов. Все работают в этом направлении. Я считаю, мы не должны отстать. Наоборот, у нас есть очень хороший задел. Мы можем и должны занять лидирующую позицию.

Цитировать(http://radiovesti.ru/idb/320x240//a4/marinin4-1.jpg)

....главный редактор журнала "Новости космонавтики" Игорь Маринин.

"Вести ФМ": Верите в то, что к 2030 году уже будет создана такая ракета?

Маринин: Вопрос интересный. На самом деле, мне кажется, что двигатель будет создан существенно раньше и пройдет испытания. Но от создания двигателя до создания ракеты, к сожалению, иногда бывает огромная дистанция, потому что двигатели создают одни фирмы, ракеты создают другие фирмы, поэтому говорить о том, будет ли создана к 2030 ракета, трудно. Будет задача, она будет включена в государственную программу, значит, двигатель будет создан быстрее. Если не будет, то и о 2030 годе говорить бессмысленно.

"Вести ФМ": А в чем преимущество ракеты на газе по сравнению с обычной ракетой?

Маринин:

У нас неограниченное количество газа. В настоящее время используется очень ядовитое топливо - это диметилгидразин, так называемый гептил. Все государства хотят от него отказаться, в том числе Россия, и перейти на экологически чистое топливо: или на керосин, или на сжиженный газ метан. Керосин не такой энергоемкий, то есть чтобы повысить грузоподъемность ракетоносителей, не увеличивая массу и так далее, можно использовать как раз двигатели на сжиженном метане. Это немножко сложнее, поэтому достаточно давно эти двигатели разрабатывают, но из-за недостаточного финансирования в переходный период, и в советское время, этот проект останавливался. Сейчас "Энергомаш" его продвигает, и испытания проходят достаточно успешно. Я думаю, что ракета будет создана даже до 2020 года, а не 2030. Но, опять же, если задача будет поставлена и будет финансирование. Иногда спрашивают, почему не говорят о ядерном двигателе, который финансируется. Это не двигатель, а ядерный источник электроэнергии, который будет снабжать электрореактивный двигатель. Рабочим телом в нем будет ксенон. То есть этот двигатель может работать очень долго, использует ядерное топливо и не требует солнечной энергии для питания, но он не такой мощный.

... .. .http://radiovesti.ru/articles/2013-01-14/fm/78832 

ЦитироватьМетан в космической программе.

     Распоряжением правительства РФ от 26.12.2012 г. утверждена государственная программа РФ «Космическая деятельность России на 2013-2020 гг.». Меня интересуют только средства выведения. В программе одной из целей указано «создание перспективных и модернизация средств выведения космических аппаратов». «Особое внимание планируется уделить развитию сфер деятельности, в которых у России имеются конкурентные преимущества. Прежде всего, это касается предоставления услуг по выведению на орбиту полезных нагрузок, ракетного двигателестроения и пилотируемой космонавтики». Вроде понятно, о чем говорится, но фраза какая-то корявая не для правительственного документа. Что касается конкретизации этого направления, то в программе указаны только две очень сомнительные цели. Это «создание перспективной транспортной системы, способной обеспечить полеты человека к Луне» и «обеспечение в 2018 г. готовности транспортно-энергетического модуля с перспективной двигательной установкой к ЛКИ». Я не говорю здесь о комплексе «Ангара-А5», работы по которому вышли на финишную прямую. Работы по многоразовой комической системе. которую разрабатывает Центр Хруничева, не вошли в программу. Видимо они выходят за рамки 2030 года, каким ограничена программа и проект Основ политики РФ в космической деятельности. Таким образом, программа в вопросах разработки средств выведения вместо горы родила мышь.

     Предлагаю доработать программу по средствам выведения следующим образом: Объявить задачей государственной важности создание ракетного комплекса работающего на кислороде и метане для замены комплекса «Протон-М».

   В 2013 г. провести конкурс на создание такого комплекса с привлечением Центра Хруничева, РКК «Энергии» и РКЦ им. Макеева. Разработку двигателей для этого комплекса проводить строго по ТЗ головной организации выигравшей конкурс. (Так настаивал С.П.Королев) В числе основных требований к разработчику комплекса должны быть: 1. Выведение полезного груза на ГПО не менее 7т. (при пусках с Байконура). 2. Минимальная стоимость отработки, изготовления и эксплуатации. 3. Возможность использования стартового комплекса «Протона-М» с необходимыми доработками. 4. Выход на ЛКИ не позже 2019 г.

     Какие задачи могут решаться данным комплексом: 1. Все задачи, которые в настоящее время по госзаказу выполняются «Протоном-М». 2. Выведение коммерческих спутников на ГСО на более выгодных условиях по сравнению с Арианом-5, Атласом-5 и «Морским стартом». 3. Выведение научно-исследовательских КА к планетам солнечной системы по отечественным и международным программам. 4. По мере набора статистики осуществлять пилотируемые полеты с новым пилотируемым кораблем разработки РКК «Энергия».

     Чем обусловлен выбор метана в качестве ракетного топлива для ЖРД: 1. Топливная пара кислород-метан обеспечивает существенно лучшую удельную тягу, чем кислород-керосин. 2. Охлаждающая способность метана в 3 раза лучше охлаждающей способности керосина. 3. ЖРД замкнутой схемы с метаном выполняется со «сладким» газогенератором, что принципиально надежней замкнутой схемы кислородно-керосинового ЖРД с «кислым» газогенератором.

     На основании этих 3 преимуществ упрощается отработка метановых ЖРД: 1. Из-за лучшей охлаждающей способности двигатель имеет значительные запасы по ресурсу. При отработке на одном экземпляре двигатель можно многократно проводить испытания на различных режимах, что существенно сокращает число двигателей, необходимых на период отработки, соответственно снижается стоимость и время отработки. 2. В трактах горючего метановых ЖРД при огневых испытаниях не остается твердой фазы. Поэтому для повторных испытаний не требуется обработка полостей горючего. 3. Все поставочные двигатели проходят огневые контрольно-технологические испытания без какой-либо последующей переборки. 4. ЖРД на метане при одинаковых основных параметрах (тяга, удельный импульс) имеют менее напряженные параметры (по давлению в камере сгорания и давлению на выходе из насосов), чем ЖРД, работающие на кислороде-керосине.

     Для отработки ЖРД на топливной паре кислород-метан имеется производственная и экспериментальная база. Технология изготовления метановых ЖРД ничем не отличается от технологии изготовления ЖРД на кислороде-керосине, не требуется никакого специального оборудования. Квалификация кадров производственников и технологов изготовителей ЖРД на кислороде-керосине соответствуют требованиям изготовления ЖРД на кислороде-метане. При этом требования при изготовлении ЖРД на кислороде-метане могут быть менее строгими из-за менее напряженных параметров двигателя. Экспериментальная база для огневых испытаний двигателей, имеющееся в «Энергомаше», КБХА и НИЦ РКП требует лишь незначительных доработок, что показали испытания метанового двигателя КБХМ в НИЦ РКП.

     О готовности предприятий ракетно-космической техники к работам с метаном.

 1. РНПЦ им. М.В.Хруничева с 2011 г. ведет разработку многоразового ракетно-космического системы МРКС-1 на основе кислородно-метановых двигателей.

 2. РКЦ им. В.П.Макеева разработан проект ракетно-космического комплекса «Рикша» с использованием двигателей на метане.

 3. Волжское конструкторское бюро РКК «Энергия» ведет разработку конструкторской документации на ракету-носитель «Воздушный старт» и блок ракеты-носителя с применением в качестве топлива жидкого метана.

 4. Руководство КБХА (В.С.Рачук) заявляет, что предприятие готово перейти к ОКР по метановым двигателям. В настоящее время по метановым двигателям проводится работа по МРКС-1 совместно с центром Хруничева, совместно с Францией работы по демонстратору ступеней многоразовой ракетно-космической системы, совместно с Италией идет разработка метанового двигателя для 3-й ступени модернизированной европейской ракеты легкого класса «Вега».

 5. Руководство «Энергомаша» (В.К.Чванов) готово к разработке метановых двигателей. Это единственное в нашей стране предприятие, которое может создавать метановые двигатели тягой 600 и более тонн и где для этого имеется производственная и экспериментальная база.

 6. КБХМ им. А.М.Исаева специализируется на разработке разгонных блоков. Впервые испытание полноразмерного двигателя КБХМ на метане было проведено еще в 1997 г. в НИИХИММАШ. При испытании метанового двигателя КБХМ С5.86 №2 тягой 7,5 т. в НИЦ РКП 28.07.2011 г. достигнута рекордная продолжительность разового включения  в 2000 сек. Была продемонстрирована возможность повторного включения двигателя и отсутствие твердой фазы в трактах горючего при продолжительных включениях при самых неблагоприятных для этого соотношения компонентов.

  О получении жидкого метана.

     Содержание метана в природном газе колеблется от 75 до 90% по объему в зависимости от месторождения. От магистрального газопровода берется отбор на типовой мини-завод получения жидкого 98% метана мощностью 1,5т/час. Можно получать жидкий метан и 99,5% пробы, но его стоимость будет несколько дороже. На длительных испытаниях двигателя в НИЦ РКП показано, что для ракетного топлива пригоден 98% жидкий метан. ГИПХ нужно безотлагательно провести его сертификацию. КБОМ им. В.П.Бармина проведены проектные работы по дооборудованию инфраструктуры полигонов для использования метана в качестве ракетного топлива.

     Несколько общих вопросов, связанных с использованием метана ракетно-космической технике.

 1. Соблюдение требований экологии, как правило, требует дополнительных затрат. В нашем случаи, применение экологически чистой топливной пары кислород-метан приводит к уменьшению затрат на изготовление и эксплуатацию ракетно-космической техники.

 2. Замена РН «Протон-М» на метановый вариант снимает все разногласия с Казахстаном по использованию космодрома Байконур. Открывает возможности по совместному сотрудничеству с Казахстаном на многие годы вперед, вне зависимости от создания российского космодрома «Восточный».

 3. Создание нового пилотируемого комплекса повышенной надежности для полетов на орбиту земли и планеты Солнечной системы.

 4. В дальнейшем (но до 2030 г.) могут быть созданы РН легкого и сверхтяжелого класса. Первые (в 2-х ступенчатом варианте) могут базироваться на старейшем российском полигоне Капустин Яр. РН сверхтяжелого класса будут стартовать с космодрома «Восточный».

 5. Применение метана обеспечит нам конкурентную способность при выведении коммерческих полезных нагрузок, пока метан не будет освоен в других странах и снижение бюджетных затрат при разработке и эксплуатации средств выведения по государственным программам.

 6. С переходом на метан меняется облик космодромов. Происходит газофикация производственных и жилых помещений космодромов. На газ переводится автомобильный и ж/д транспорт. Компоненты АТ и НДМГ остаются в ограниченном количестве только для космических аппаратов и апогейных двигательных установок. Возможно ограничение применения гелия для наддува топливных баков и замена его азотом из местных азотно-кислородных станций (АКС). Метан местный, из мини-заводов, подключенных к магистральным газопроводам.

7. Открываются широкие перспективы для привлечения частного капитала. Не только крупных компаний как «Газпром», «Роснефтегаз» и «Лукойл», но и мелкого и среднего бизнеса.

     Мы уже потеряли 15 лет в деле освоения метана, как ракетного топлива. Если не принять срочных мер по созданию РН на метане, то мы отстанем от других космических держав по средствам выведения, как отстали по космическим аппаратам.

ЦитироватьВ отечественных перспективных разработках ракетно-космической техники предусматривается создание одноразовых средств выведения (РН легкого, среднего и тяжелого классов) и многоразовых ракетно-космических систем (МРКС) с использованием экологически чистых компонентов топлива:
- на первых ступенях кислородно-керосинового или кислородно-метанового топлива;
- на верхних и разгонных ступенях кислородно-водородного топлива.
На первых ступенях РН указанных классов рассматривается использование кислородно-керосиновых двигателей РД180 (тяга ~ 4000 кН) или РД191 (тяга ~ 1900 кН) разработки ОАО "НПО Энергомаш им. академика В.П. Глушко".

Следует отметить, что в современных одноразовых средствах выведения, когда вопросы повторного применения ЖРД не являются определяющими, использование кислородно-керосинового топлива в ДУ первых ступеней характеризуется приемлемым уровнем экологической безопасности. При этом использование кислородно-керосиновых двигателей РД191 и РД180, выполненных с дожиганием окислительного генераторного газа (ДОГГ) и высокими параметрами (рк = 26 МПа), абсолютно оправдано благодаря высокой экономичности указанных ЖРД и энергетической эффективности РКС.

Однако, их эксплуатация для МРКС с учетом комплексного показателя надежности, безопасности полетов и стоимости изготовления ЖРД становится проблематичным. Это связано с тем, что достижение требуемого уровня безопасности для ЖРД с ДОГГ сопряжено со значительными, порою не оправданными трудностями и затратами, прежде всего, потому, что закрытая схема с окислительным газогенератором имеет повышенную склонность к возгоранию. Кроме того, аварийные процессы в высокотемпературной кислой среде развиваются настолько быстро (<0,02...0,06 с), что создание эффективной САЗ двигателя оказывается практически невозможным, способной своевременно, до взрыва отключить аварийный ЖРД. Защита от возгораний газовых трактов ЖРД с ДОГГ осуществляется за счет применения дорогостоящих специальных конструкционных материалов и технологически сложных теплозащитных покрытий.

В этом плане создание кислородно-метановых ЖРД представляет особый интерес для их использования в составе МРКС-1. Метан не ядовит, в отличие от керосина проливы сжиженного природного газа (СПГ) с содержанием метана не менее 95 % быстро испаряются, не нанося вреда окружающей среде. СПГ как ракетное горючее занимает промежуточное положение между водородом и керосином по своим физико-химическим свойствам. В сравнении с керосином метан обладает следующими преимуществами:
- стоимость сжиженного метана вдвое ниже стоимости керосина;
- прирост удельного импульса тяги ЖРД на кислородно-метановом топливе на 196 м/с больше, чем на кислородно-керосиновом топливе, а температура продуктов сгорания с кислородом снижается на 200°С при одинаковых внутрикамерных параметрах;
- сгорание метана с кислородом не вызывает сажеобразования, что позволяет использовать в схеме ЖРД дожигание восстановительного газогенераторного газа (ДВГГ);
- метан превосходит керосин по охлаждающим свойствам.

 Недостатками метана в сравнении с керосином являются: более низкая температура кипения (Ткип=111,5 К) и меньшая плотность (ρ=424 кг/м3).

Исследования, проведенные в [7], показывают, что к числу основных преимуществ применения кислородно-метановых ЖРД в составе МРКС относятся:
- обеспечение повышенного удельного импульса тяги (примерно на 196 м/с) при умеренно напряженных параметрах (рк=16...19 МПа) по сравнению с кислородно-керосиновыми ЖРД с высоконапряженными параметрами (рк до 26 МПа);
- более низкая температура газов перед турбиной (до 600 К), являющейся предпосылкой для создания многоразового двигателя с большой кратностью применения;
- после останова двигателя остатки метанового топлива и жидкого кислорода газифицируются и удаляются полностью из магистралей двигателя и баков на баллистическом участке траектории полета возвращаемого ракетного блока (ВРБ);
- кислородно-метановые ЖРД с умеренно напряженными параметрами позволяют реализовать форсирование тяги (для горячего резервирования ЖРД);
- из-за отсутствия коксообразования при сгорании метанового горючего могут быть созданы высокоэффективные ЖРД с восстановительным газогенератором, аварийность которых в 4-8 раз ниже, чем у ЖРД, работающих по окислительной схеме. Время протекания аварии газового тракта (в двигателе с ДВГГ) до потери герметичности, как правило, cоставляет 0,1...0,5 с, что позволяет реализовать эффективную систему САЗ.

Таким образом, использование кислородно-метановых ЖРД на ВРБ позволяет выполнить требования по надежности и безопасности МРКС-1 в полном объеме.

ЦитироватьSeerndv пишет:

Цитировать"ЦСКБ-Прогресс" ведет работы по созданию ракеты "Союз-5"


Самарское ФГУП "ЦСКБ-Прогресс" ведет работы по созданию ракеты-носителя "Союз-5", сообщил генеральный директор предприятия Александр Кирилин в интервью Волга Ньюс.
"Вы знаете, что объемный хороший проект носителя "Русь-М" по решению государства был остановлен. Тем не менее сейчас предприятие в качестве собственного инициативного проекта ведет разработку нового современного носителя среднего класса - так называемый "Союз-5". Сейчас мы с этим проектом вошли в программу НИР Роскосмоса "Магистраль" и в текущем году эту работу должны "защитить". Проект примечателен тем, что в составе топлива здесь применяется сжиженный природный газ", - сообщил Кирилин.
По словам гендиректора "ЦСКБ-Прогресс", ракета создается по абсолютно новой схеме - двухступенчатый носитель с двумя боковыми блоками.
 http://vkonline.ru/news/247320/20130328/cskbprogress-vedet-raboty-po-sozdaniyu-rakety-soyuz5.html

- "Кавалергарда век недолог" (С)?  :(

Цитировать Защита от возгораний газовых трактов ЖРД с ДОГГ осуществляется за счет применения дорогостоящих специальных конструкционных материалов и технологически сложных теплозащитных покрытий. 

В этом плане создание кислородно-метановых ЖРД представляет особый интерес для их использования в составе МРКС-1. 

ЦитироватьSFN пишет:
Из этих трех предложений никаких планов составить не смог )
сжиженного природного газа (СПГ) с содержанием метана не менее 95 % быстро испаряются, не нанося вреда окружающей среде.
- стоимость сжиженного метана вдвое ниже стоимости керосина; 
и.т.д.
 "

Цитироватьpragmatik пишет:
Но вот из за меньшей плотности, объём баков должен быть больше, а у нас "игольное ушко" жд.дорога.
Если переходить на метан, то производить "баки"около космодрома, как когда то Н1.... а иначе прелести газа изчезают.

ЦитироватьАнализ мировых энергетических проблем показывает, что в ближайшем будущем природный газ оттеснит на второй план наиболее популярные ныне энергоносители – нефть и уголь. Ожидается, что к 2020 году доля природного газа в общем энергопотреблении достигнет 45-50%, вместо «нефтяной эпохи» приходит эпоха «метана» (природного газа). Если промышленных запасов нефти, по различным прогнозам, хватит еще примерно на 20-30 лет, то газа – более чем на 100 лет, и, по мнению зарубежных экспертов, в будущем на мировом рынке газа будет доминировать именно сжиженный природный газ (СПГ). В настоящее время сектор СПГ является одним из самых динамичных в энергетической отрасли: мировое потребление сжиженного газа растет на 10% в год, тогда как газопроводного только на 2,4%.

В США НАСА успешно испытала метановый ракетный двигатель. Предполагается, что топливо на основе сжиженного метана вытеснит водородное в ракетной технике, так как имеет ряд преимуществ. Специалисты НАСА убеждены, что использование двигателей на основе жидкого метана и кислорода в космических аппаратах имеет большое будущее.

Цитировать

Цитировать

Цитироватьvekazak пишет:
Русь - М на метане. С 2 РД-0164. А гигантов типа РД-170 и РД- 175 на свалку.

Большой пишет:
РД0164? Что за зверь? на основе РД0162?

vekazak пишет:
На базе. Тяга более 250 +- 30, СПГ+О2

ЦитироватьMark пишет:
 Розработка жидкостного ракетного двигателя на компонентах топлива метан и кислород для многоразовой ракетно-космической системы. Много интересных детали, страница 253-259.
 
Авторы: А.Ф. Ефимочкин, С.П. Хрисанфов, В.В. Голубятник, П.В. Кафарена, А.В. Елисеев, ОАО КБХА.
 

ЦитироватьВЫВОДЫ:
 Испытания подтверждают возможность сосдания маршевого кислородно-метанового ЖРД по новой принципиальной схеме: две турбины росположены на общем валу ТНА, одна из которых приводится в движение генераторным газом с избытком окислителя, а вторая- парами горючего, нагретыми в рубашке охлаждения камеры сгорания.

http://www.ssau.ru/files/editions/vestnik/vestnik2012_3_1.pdf

ЦитироватьИспытания подтверждают возможность сосдания маршевого кислородно-метанового ЖРД по новой принципиальной схеме

ЦитироватьSalo пишет:

Цитироватьпозволяет ... при низких температурах газов перед турбиной. Что создает предпосылки долговечности турбины ... и позволяет свести к минимуму опасность возгорания элементов конструкции окислительного тракта, поскольку температура газа (600К) значительно ниже порога поджига применяемых материалов.

ЦитироватьДем пишет:
Создать можно любую хрень. А чем он лучше-то?

Цитировать Salo пишет:

ЦитироватьДем пишет:
Создать можно любую хрень. А чем он лучше-то?

Возможностью форсирования на 33%. Мало?

ЦитироватьДальнейшее развитие ракетной техники и жидкостных ракетных двигателей связано со снижением затрат на выведение полезных нагрузок в космос и повышением безопасности полетов.
Снижение стоимости выведения полезных нагрузок может быть достигнуто путем создания средств выведения многоразового использования.
Для повышения надежности конструкции ракет-носителей предлагается использовать двигательные установки первых ступеней носителя, состоящих из нескольких модульных двигателей, и в случае отказа одного из двигателей система аварийной защиты (САЗ) отключает отказавший двигатель, а оставшиеся работоспособные двигатели форсируются на величину тяги, компенсирующую потерю отказавшего двигателя. Тем самым обеспечивается выполнение задачи ракеты-носителя.
Разработка ЖРД на экологически чистых компонентах топлива: метан (сжиженный природный газ) в паре с жидким кислородом отвечает тенденциям развития современных ракет-носителей.
Во-первых, использование в двигателе двух криогенных компонентов во многом способствует решению задач по многоразовому использованию двигателя, так как после выключения кислородно-метанового ЖРД остатки топлива быстро испаряются из его магистралей.
Во-вторых, возможность реализации на данных компонентах топлива схем ЖРД с дожиганием восстановительного генераторного газа позволяет повысить надежность конструкции ракет-носителей: последствия от неисправностей в газовом тракте с избытком метана от генератора до камеры развиваются значительно медленнее, чем в газовом тракте с избытком кислорода, что облегчает задачу САЗ вовремя отключить отказавший двигатель.

Как показали исследования, начавшиеся сначала в США в 70-е годы [1], затем в других странах, возможность использования ракетного топлива "кислород - сжиженный природный газ (метан)" действительно очень интересная альтернатива для существующих средств выведения (СВ), работающих на традиционных ракетных топливах. Но особенный интерес вызвало рассмотрение применения метанового топлива в проектирующихся перспективных многоразовых СВ.
Изучение метановых ЖРД началось в Японии около 20 лет назад как возможность совершенствования ракеты H-II. Недавно в Японии было начато рассмотрение возможностей создания двухступенчатой ракеты среднего класса "J-l upgrade", как замены существующей ракеты J-1, с использованием метанового ЖРД на второй ступени [2]. Проведены огневые испытания двигателя.
Для сохранения в перспективе конкурентоспособности Европейских ракет-носителей Ариан 5 на развивающемся рынке услуг по запускам космических аппаратов (КА) на период 2010-2020 гг. в Европе ведется целенаправленная работа по увеличению на 25 % массы и снижению более чем на 30% стоимости выведения полезной нагрузки за счет применения твердотопливных ускорителей и замены их в дальнейшем на ускорители, работающие на топливе "кислород -сжиженный природный газ" [3].

Исследованиями показано, что применение многоразовых метановых ЖРД на первой возвращаемой ступени ракетоносителя позволяет решить поставленные задачи по снижению стоимости вывода полезной нагрузки. Однако это должно быть показано практически. Для этого ведется экспериментальная программа по демонстраторам многоразовых средств выведения, работающих на метановом топливе.

С 1981 г. в НПО Энергомаш ведутся расчетно-проектные исследования ЖРД на сжиженном природном газе (метане) [4.6], получившие поддержку головных институтов отрасли [7. 11].
В процессе проводившихся в отрасли исследований рассматривались различные варианты схем ЖРД: с дожиганием и без дожигания, двухкомпонентные, трехкомпонентные, безгенераторные с приводом турбины метаном, нагретом в тракте регенеративного охлаждения камеры, дальнейшим охлаждением кислородом, поступающим в камеру, и сбросом на вход в насос и др. [12.25].
В результате проведенных исследований, опираясь на уникальный опыт разработки ЖРД НПО "Энергомаш" было предложено [26] в качестве основы концепции многоразового маршевого ЖРД для перспективных средств выведения ориентироваться на разработку однокамерного ЖРД тягой ~200 тс на топливе "жидкий кислород -сжиженный природный газ (метан)", по схеме с дожиганием восстановительного генераторного газа, с использованием камеры прототипа РД-170 (с доработкой в части увеличения критического сечения и с заменой смесительной головки и др.), с возможностью форсирования до +25% (резерв тяги).
Возможность создания такого двигателя обоснована успешно проведенными в 1997-2005 гг. 5-ю огневыми испытаниями двигателя КБХМ им. А.М.Исаева тягой 7,5 тс, выполненного по схеме с дожиганием восстановительного генераторного газа, на топливе "жидкий кислород - метан (СПГ)" [27] и проведенными в 1998 г. огневыми испытаниями в КБХА двигателя РД0110МД [28].


Многоразовое использование ЖРД и резервирование по тяге требуют от двигателя высоких энергетических характеристик при высокой надежности конструкции ЖРД.
При этом требуемое гарантийное время работы каждого экземпляра двигателя превосходит на порядок и более гарантийное время работы ЖРД однократного применения.
Предусмотренное форсирование по тяге в случае отказа одного из модульных двигателей, входящих в двигательную установку (ДУ) еще более ужесточает требования к повышению надежности и увеличению ресурса работы двигателя.
Одним из важнейших элементов ЖРД, определяющих надежность и ресурс работы двигателя, является система подачи компонентов топлива. Статистика показывает, что наибольшее число отказов ЖРД происходит именно в агрегатах этой системы. И наиболее часто неисправности в этой системе связаны с работой турбины турбонасосного агрегата (ТНА).
Температурные нагрузки на рабочее колесо турбины, приводящие к пластическому деформированию конструкции, вносят существенный вклад в напряженно-деформированное состояние внутренних элементов конструкции ТНА.
Именно поэтому конструкторские решения и технологические мероприятия, направленные на понижение температуры генераторного газа на входе в турбину, повышение запасов работоспособности турбины, считаются наиболее эффективными при решении задачи по повышению надежности, увеличению ресурса работы и обеспечению возможности работы двигателя на форсированных режимах.

В этой ситуации представляет интерес ряд свойств метана как компонента жидкого ракетного топлива. Во-первых, хорошие охлаждающие свойства метана позволяют организовать надежное охлаждение камеры метанового ЖРД при значительно меньших расходах и перепадах на тракте охлаждения камеры, чем на прототипе камеры РД-170, охлаждаемой керосином, более того, упростить конструкцию камеры в части охлаждения, например, перейти на схему охлаждения камеры без щелевых завес [29].
Во-вторых, метан, как криогенное горючее, будучи нагретый в тракте регенеративного охлаждения камеры, может быть использован в качестве рабочего тела турбины в системе подачи компонентов топлива. Широко известны аналогичные примеры использования тепловой энергии, полученной охладителем - рабочим телом турбины в тракте охлаждения камеры, для получения механической работы турбины. Многие из них относятся к кислородно-водородным двигателям: в двигателе КВД1 разработки КБ Химмаш имени А.М.Исаева водород, нагретый в тракте охлаждения камеры, используется для привода турбины бустера горючего, а в двигателе RL-10 разработки Pratt&Whitney турбина, работающая на водороде, нагретом в тракте охлаждения камеры, используется для привода насосов компонентов топлива.
В отличие от водорода метан, после срабатывания на турбине можно сбрасывать на вход в насос. Более того, его можно, в отличие от водорода, охладить кислородом в теплообменнике перед поступлением в насос. Т.е. в случае использования метанового горючего появляются новые схемные решения системы подачи компонентов топлива, которые могут быть реализованы в метановых ЖРД в целях понижения температуры генераторного газа на входе в турбину и разгрузки турбины.

Первое новое схемное решение - использование нагретого в тракте охлаждения камеры метана в качестве рабочего тела турбины метанового бустерного турбонасосного агрегата (БТНА). При этом метан после срабатывания на турбине подается на вход метанового насоса ТНА.
Основная задача, которую необходимо решить при реализации этого конструкторского решения - определение влияния дополнительного подогрева рабочего тела турбины БТНА на энергетику кислородно-метанового ЖРД, а именно:

- на сколько уменьшится температура генераторного газа на входе в турбину ТНА при замене гидротурбины метанового БТНА на газовую турбину, работающую на метане, нагретом в тракте охлаждения;
- чему соответствует оптимальный температурный диапазон для рабочего газа турбины метанового БТНА и может ли быть реализована такая температура метана при охлаждении камеры ЖРД.
Следует отметить, что на турбину БТНА поступает только часть расхода метана (около 10%) от всего расхода на охлаждение камеры.
Этот факт приводит к другому новому схемному решению - к использованию "комбинированной" схемы системы подачи топлива: схемы с дожиганием генераторного газа и схемы с замкнутым контуром привода дополнительной турбины ТНА, работающей на всем расходе метана, нагретого в охлаждающем тракте камеры двигателя.
В такой комбинированной схеме системы подачи компонентов топлива для получения механической работы используется как энергия продуктов сгорания в газогенераторе, так и тепловая энергия, полученной метаном в тракте регенеративного охлаждения.

При этом отработавший на турбине метан перед поступлением на вход метанового насоса может охлаждаться кислородом в теплообменнике.
К числу основных вопросов, относящихся к реализации комбинированной схемы, относятся:
- на сколько уменьшится температура генераторного газа на входе в турбину ТНА при использовании комбинированной системы подачи по сравнению с обычной схемой дожигания восстановительного генераторного газа;
- анализ влияния различных факторов на энергетическую эффективность комбинированной схемы и получение рекомендаций по выбору основных параметров;
- какова эффективность использования кислородного теплообменника в схеме;
- возможно ли расположение турбины, работающей на генераторном газе и турбины, работающей на метане из охлаждающего тракта камеры на разных валах ТНА.

Об эффективности комбинированной схемы можно судить по результатам работ с участием автора, проведенных в НПО Энергомаш, с целью оценить возможности ЖРД с замкнутым контуром привода турбины ТНА ("безгенераторных" схем ЖРД) [30-33].
Проведенные исследования [30] показали, что "безгенераторные" схемы ЖРД тягой 80 тс и более, работающие на метане, нагретом в тракте охлаждения камеры, не позволяют реализовать высокие давления в камере рк из-за низкого теплосъема с охлаждающего тракта. Однако вырабатываемая мощность метановой турбины в этих схемах значительна. Максимальное давление в камере около 60 кгс/см2, в 4-5 раз ниже давления в камере двигателя с дожиганием [6]. На основании этого можно ожидать, что потребная мощность основой турбины ТНА в схемах с использованием дополнительной турбины, работающей на подогретом в охлаждающем тракте камеры метане, понизится на 2025%.
Таким образом есть все основания полагать, что предложенные новые схемные решения позволят решить задачу по повышению надежности, увеличению ресурса работы и обеспечению возможности работы метанового двигателя на форсированных режимах.

Общая характеристика работы
 
Актуальность темы диссертационной работы обусловлена необходимостью повышения надежности конструкции ракет-носителей и снижения удельной стоимости вывода полезных грузов в космос.
Снижение стоимости может быть достигнуто путем создания средств выведения многоразового полетного использования и применением дешевого топлива.
Сжиженный природный газ (метан) - самое дешевое горючее из известных.
Цель настоящей работы - повышение надежности, увеличение ресурса работы и обеспечение более высокого уровня форсирования по тяге кислородно-метанового двигателя, предложенного в качестве базового ЖРД для перспективных средств выведения, путем снижения температурных нагрузок на рабочее колесо турбины ТНА, работающей на восстановительном турбогазе, за счет работы дополнительной турбины, работающей на метане, нагретом в тракте регенеративного охлаждения камеры.
Задачи работы - дополнить задел проектных решений по кислородно-метановому двигателю, направленных на разгрузку турбины, работающей на восстановительном турбогазе, за счет работы турбины, работающей на метане, нагретом в тракте регенеративного охлаждения, не противоречащих требованиям к ЖРД для перспективных СВ и определить эффективность этих предложений.

Для выполнения этого необходимо: 1. Рассмотреть основные требования к ЖРД для перспективных средств выведения, на основании которых была предложена концепция базового ЖРД многоразового использования - ЖРД тягой -200 тс на топливе "жидкий кислород - сжиженный природный газ (метан)", с дожиганием восстановительного турбогаза.
2. Рассмотреть варианты решений по усовершенствованию базовой схемы кислородно-метанового ЖРД, направленные на разгрузку турбины, работающей на восстановительном турбогазе, за счет работы дополнительной турбины, работающей на метане, нагретом в тракте регенеративного охлаждения.
3. Разработать методику, позволяющую найти параметры ЖРД (давление на входе и выходе метановой турбины, температуру метана), при которых эффективность применения дополнительной метановой турбины максимальна.
4. На основании выбранных оптимальных параметров определить: на сколько можно разгрузить основную турбину ТНА таким способом.
5. Выявить основные ключевые проблемы, связанные с реализацией данных схемных решений.
Объект исследования - класс ЖРД тягой -200 тс на топливе "жидкий кислород - сжиженный природный газ (метан)", с дожиганием восстановительного турбогаза, дополнительно имеющий в своем составе турбину, работающую на метане, нагретом в тракте регенеративного охлаждения камеры.


Достоверность полученных результатов базируется на применении освоенных в отрасли методик расчетов, подтвержденных многочисленными экспериментальными данными. Научная новизна работы 1. Впервые предлагаются схемы использования метана, нагретого в тракте охлаждения камеры, для привода турбины бустерного насосного агрегата горючего и привода дополнительной турбины основного ТНА, обеспечивающие снижение температурных нагрузок на турбину ТНА, работающую на восстановительном генераторном газе.
2. Впервые проведён расчетный анализ эффективности указанных схем.
3. Разработана методика определения параметров кислородно-метановых ЖРД, определяющих оптимальную работу замкнутого контура привода метановой турбины.

ЦитироватьSalo пишет:

ЦитироватьДем пишет:
Создать можно любую хрень. А чем он лучше-то?

Возможностью форсирования на 33%. Мало?

Цитировать1. Исследованы пути повышения эффективности системы подачи топлива кислородно-метанового ЖРД с дожиганием восстановительного генераторного газа для увеличения надежности и работоспособности ЖРД при многоразовом полетном использовании, и найдены новые решения, связанные с полезным использования тепловой энергии, полученной метаном в охлаждающем тракте камеры:
- привод турбины бустерного насосного агрегата горючего подогретым метаном с подачей отработанного на турбине рабочего тела на вход в насос горючего;
- использование в системе подачи топлива дополнительного замкнутого контура привода турбин ТНА и БНА горючего, работающих на полном расходе метана из охлаждающего тракта камеры с последующим охлаждением метана в теплообменнике и подачей на вход в насос горючего.

2. Показана экономичность предложенной схемы привода турбины БНА горючего. При соблюдении исходных условий замена гидротурбины метанового БНА на газовую турбину, приводимую нагретым метаном, обеспечивает то же давление в камере при меньшей на -20 градусов температуре генераторного газа.
3. Показана энергетическая эффективность комбинированной схемы с дополнительным замкнутым контуром привода турбин ТНА и БНА горючего, снижение рабочей температуры генераторного газа по сравнению с базовой схемой составляет 60-125°, в зависимости от наличия и параметров теплообменника.

4. Применительно к ЖРД тягой -200 тс рекомендовано использовать двухвальный ТНА с расположением вторых ступеней насосов на одном валу с турбиной, работающей на метане из охлаждающего тракта камеры, и первых ступеней с основной турбиной, работающей на генераторном газе на другом валу, что позволяет улучшить параметры системы подачи в целом.

ЦитироватьMark пишет:
Факт, на ВРБ будут 4 двигатели. В случае отказа одного двигателя, остальные три будут работать на 133%. Будет полная компенсация двигателя который не работает и пуск МРКН будет успешным.

ЦитироватьАлександр Хороших пишет:

ЦитироватьMark пишет:
Факт, на ВРБ будут 4 двигатели. В случае отказа одного двигателя, остальные три будут работать на 133%. Будет полная компенсация двигателя который не работает и пуск МРКН будет успешным.

del
А, всё, разобрался

ЦитироватьSalo пишет:
Возможностью форсирования на 33%. Мало?

ЦитироватьSalo пишет:

В РД-107-108 окислительный
газ тоже только на форсировании подключается?  8)  
Что там у нас с
низкой надёжностью РД-107-108?

ЦитироватьSalo пишет:

Т.е. окислительный газ уже не
при делах?
Расскажите о низкой надёжности 11Д33, 11Д58, РД-253.

Цитироватьblik пишет:
Уважаемый, не отвлекайтесь. Я написал про бессмысленность "ЧУДЫ с форсированием" и могу доказать это расчетом прямо на коленке.

Цитироватьblik пишет:
Про "окислительный газ вообще" я не писал и писать не собирась. Андестенд ?

Цитироватьblik пишет:
PS вариант с горячей заменой имеет смысл, если ГГ на кислом газе подключается только на форсировании.

ЦитироватьSalo

Цитироватьblik пишет:
То есть все эти выкрутасы - обычный баблопил.

Цитировать          При выборе принципиальной схемы
(рис.1) и основных параметров маршевого
ЖРД многократного использования [2] с це-
лью минимизации риска создания двигателя
в основу был положен принцип умеренного
уровня термомеханической напряженности
 основных деталей и исключения (по воз-
можности) вопросов:
         - сажеобразование в турбинном тракте при использовании восстановительного газа;
       - опасность возгорания конструктив-ных элементов турбины, работающей на  окислительном
      газе;
      - разрушение лопаток турбин при ма-лоцикловом нагружении;
      - разрушение паяных оболочек камеры от чрезмерного статического давления горю-чего в
        охлаждающем тракте;
       - повышение долговечности горячей стенки камеры сгорания.

ЦитироватьНеглупый пишет:
Господа, между прочим, на первой странице статьи в принципах проектирования ни слова о форсировании:

Цитироватьfagot пишет:
Так ведь на Руси-М и двигателей было всего три, при четырех стартовую массу придется не так существенно уменьшать. А вообще все преимущество такой схемы перед обычной однотурбинной - небольшое увеличение УИ на номинале за счет большего давления в КС при той же температуре генераторного газа.

ЦитироватьSalo пишет:
Возможностью форсирования на 33%. Мало?

ЦитироватьНа МАКСе-2013 собственного стенда у КБ Химмаш не было, но в составе экспозиции хруничевской фирмы была представлена его продукция. Рассказывает генеральный директор Игорь ПАНИН:

    — Сегодня внутри нашего КБ ведутся новые разработки, в частности по перспективным маршевым двигательным установкам, которые мы сделали, основываясь на разработках прошлых лет. Они касаются и жидкостных ракетных двигателей на паре «кислород — метан». Я считаю, что это хороший шаг вперёд, это то, над чем сегодня трудятся ведущие мировые ракетно-космические корпорации. У нас есть реально действующий двигатель-демонстратор, который уже не единожды прошёл огневые натурные испытания, показал и подтвердил заявленные для него технические параметры. Мы получили хорошие результаты, которые дают нам основание с определённым оптимизмом смотреть вперёд именно в этом направлении. Я имею в виду опытно-конструкторские работы по метановым двигателям, которые возглавляет Центр Келдыша.

Цитироватьblik пишет:

ЦитироватьSalo пишет:
Возможностью форсирования на 33%. Мало?

бесподобно
1. отказываемся от ТНА на сладком газе, то есть понижаем надежность 1 движка где то в 4 раза
2. увеличиаем количество движков в 4 раза, то есть понижаем надежность системы еще в 4 раза (итого в 16 раз)
3. и что бы скомпенсировать потери введем форсирование на 33% для горячей замены

а знают ли "изобретатели", что такой размен неубыточен по надежности ТОЛЬКО при суммарной надежности "перспективного" двигателя более 98%, включая режим форсирования. В то время как надежность серии РД 171,180,191 =~ 97.3%
То есть все эти выкрутасы - обычный баблопил.

PS вариант с горячей заменой имеет смысл, если ГГ на кислом газе подключается только на форсировании.

Цитироватьоктоген пишет:
А если еще не городить сосисочные решения, то за счет лучшего весового совершенства и одного двигателя на ступень будем иметь одноразовый носитель побивающий по экономике все эти многоразовые свистелки и перделки.

Цитироватьоктоген пишет:
 А вот ряды фантазеров многоразовости не редеют... Видимо, пока им не предлагают оплатить эти свистелки и перделки из своего кармана

ЦитироватьAnatoly Zak пишет:

Цитироватьоктоген пишет:
А если еще не городить сосисочные решения, то за счет лучшего весового совершенства и одного двигателя на ступень будем иметь одноразовый носитель побивающий по экономике все эти многоразовые свистелки и перделки.

Интересная мысль. Но поскольку метановый двигатель "просится" на многоразовый носитель, вместо "свистелок и перделок" можно рассмотреть спуск в Тихий Океан на дешевых "тряпках" (парашютах).  :idea:

Цитироватьоктоген пишет:
В некоторых местах согласен  :)  Метан позволяет сваять камеру на 500-800 т тяги вполне. Т.е. четырехкамерник не сильно фантастических параметров будет иметь два ТНА, 4 горшка и тягу 2000 т. Один такой двигатель будет дешевле и надежнее чем куча 200 тонников.

ЦитироватьSeerndv пишет:

Цитироватьоктоген пишет:
В некоторых местах согласен Метан позволяет сваять камеру на 500-800 т тяги вполне. Т.е. четырехкамерник не сильно фантастических параметров будет иметь два ТНА, 4 горшка и тягу 2000 т. Один такой двигатель будет дешевле и надежнее чем куча 200 тонников.

Ой ли?!
"Энергомаш" в проекты своих 200- тонников на метане закладывал давление 250 в КC, а что будет у этого, м-м-м, von Motor über alles?!  :o

ЦитироватьMark пишет:

 РД-0162, давление на 175 МПа, тяга 204 тонн
РД-0162СД, давление на 150 МПа, тяга 42,5 тонн
 

ЦитироватьShestoper пишет:
100-150 атмосфер - чтобы и ТНА не слишком мощный, и УИ не слишком низкий. При таком давлении в КС можно обойтись одним метановым ТНА, мощность будет сопоставима с ТНА РД-170.
Про такой 4-камерный ЖРД тягой порядка 2000 тонн для первой ступеней тяжа и первой-второй метанового гипертяжа я уже писал пару лет назад.

ЦитироватьMark пишет:

ЦитироватьShestoper пишет:
100-150 атмосфер - чтобы и ТНА не слишком мощный, и УИ не слишком низкий. При таком давлении в КС можно обойтись одним метановым ТНА, мощность будет сопоставима с ТНА РД-170.
Про такой 4-камерный ЖРД тягой порядка 2000 тонн для первой ступеней тяжа и первой-второй метанового гипертяжа я уже писал пару лет назад.

4-камерный ЖРД тягой порядка 2000 тонн для первой ступеней ето не оптималное решение. В случае отказа будет сразу брак 2000 тонн и носитель рухнет на землю. Посматрите анализы МРКН на РД-180 для ВРБ. Оптималное ест 4 двигатели для ББ, в случае отказа 1-2 двигатели, остальные компенсируют тягу. Много лучше будет потому однокамерны метановы на 500 тонн. Так например ЦБ получы 4 двигатели 500 тонн, а ББ 3-4 тоже на 500 тонн (толко для вас).

ЦитироватьMark пишет:
РД-0162, давление на 175 МПа, тяга 204 тонн
РД-0162СД, давление на 150 МПа, тяга 42,5 тонн

ЦитироватьМетановые ЖРД НПО «Энергомаш» им. В.П. Глушко
 

Борис Каторгин,  генеральный директор, генеральный конструктор ОАО «НПО «Энергомаш»;  Игорь Клепиков,  главный конструктор направления ОАО «НПО «Энергомаш»

http://aviapanorama.su/1998/08/metanovye-zhrd-npo-energomash-im-v-p-glushko/

ОАО НПО «Энергомаш» имени академика В.П.Глушко, входящее в систему Российского космического агентства, является ведущей в России фирмой по разработке мощных жидкостных ракетных двигателей. Разработанные ею ЖРД надежно выводили и выводят в космос все отечественные космические объекты: от первого в мире искусственного спутника Земли и космического корабля с человеком на борту до орбитальной станции «Мир» и ракеты тяжелого класса «Энергия» с космическим кораблем «Буран». В рамках международного сотрудничества выводятся космические объекты с помощью российской ракеты тяжелого класса «Протон» с ЖРД разработки НПО «Энергомаш» и разработан двигатель для американской ракеты Atlas. В настоящее время НПО «Энергомаш» проведены исследования по созданию ЖРД на паре «кислород — метан». Результаты этих исследований, экспериментально подтвержденные в «Энергомаше» и ряде других предприятий отрасли, достаточны для разработки на этой топливной паре ЖРД любой практически значимой размерности.
 XXI век будет веком информации. Это потребует вывода в космос созвездий из десятков и сотен спутников Земли на разные орбиты и их регулярной замены.
 Станет необходимым использование ракет разных классов с полезными нагрузками от сотен килограммов до десятков тонн, обладающих высокой надежностью, низкой себестоимостью и не наносящих ущерба экологии Земли.
 Перспективным направлением разработки нового поколения ракетносителей (РН) является применение в паре с жидким кислородом сжиженного метана (или сжиженного природного газа (СПГ), содержащего до 98 % метана).
 Впервые о метане как о ракетном горючем упоминалось 60 лет назад в книге Валентина Глушко и Георгия Лангемака, однако применение метана (как и водорода) сдерживалось его низкой плотностью и приоритетом военных разработок на долгохранимом топливе.
 В ракетно-космической отрасли исследования двигателей на топливе «кислород — метан» впервые начались в НПО «Энергомаш» в 1981 г для ракет тяжелого, легкого и среднего классов. При этом рассматривались разные типы двигателей как по тяге (от 1 кгс до 200 те), так и по различным энергетическим схемам (без дожигания генераторного газа, с дожиганием окислительного или восстановительного генераторного газа).
 В настоящее время для каждого варианта проведен полный цикл расчетов и исследований, осуществлено конструирование агрегатов и двигателя в целом, оценены энергетические и массово-габаритные характеристики.
 Использование метана (или СПГ) в сравнении с керосином обеспечивает:
 

[/li]
• более высокие энергетические характеристики ракет (на 20-30 % большую массу полезного груза при одинаковой стартовой массе ракеты);
  
• более высокую экологическую чистоту продуктов сгорания и компонентов, не образующих при аварийных проливах взрывоопасных оксиликвитов, которые могут образовываться в паре «кислород — керосин»;
  
• отсутствие специальной обработки полостей между контрольным испытанием и полетом, что облегчает многократное их использование без переборки;
  
• более низкую стоимость (втрое меньше, чем у керосина);
  
• близость температурных диапазонов жидкой фазы кислорода и метана, позволяющих использовать новые конструктивные решения на ракете, что способствует снижению ее конечной массы.
  

К недостаткам метана обычно относят его низкую плотность (плотность топлива «кислород — керосин» на 20 % выше). Но это с избытком компенсируется приростом удельного импульса при одинаковой стартовой массе РН или массе полезного груза.
 Исследования по определению максимально достижимых давлений в камере сгорания показали, что большее максимальное давление в камере сгорания (а следовательно, и больший удельный импульс при постоянном диаметре среза сопла) достигается в схеме дожигания окислительного генераторного газа. Наименьший удельный импульс — у двигателя без дожигания генераторного газа.
 Оценки сроков и стоимости создания двигателей различных энергетических схем показали отсутствие существенных различий между ними, поэтому выбор разработчиком РН энергетической схемы двигателя определяется решением задачи в координатах «энергетические характеристики — надежность».
 С целью сокращения затрат на разработку новых двигателей в НПО «Энергомаш» были проведены исследования по модернизации ранее разработанных и модернизируемых ЖРД путем замены топлива «жидкий кислород — керосин» на топливо «жидкий кислород — сжиженный метан». При этом ставилась задача максимального использования материальной части прототипов, особенно камер.
 Проработки показали, что перевод ЖРД с керосина на метан требует доработки проходных сечений форсунок камер сгорания (КС) и газогенератора (ГГ), элементов автоматики и системы регулирования, а также замены 20 — 30 % элементов двигателя, в т. ч.:
 - насоса и бустера горючего;
 - конструкционных материалов в тракте горючего на криогеностойкие, применяемые на других двигателях;
 - резиновых уплотнений на металлические.
 Указанные работы не составляют особых технических трудностей. Требуемые конструктивные решения уже используются в отечественной практике, а технологическая оснастка сохраняется полностью.
 От прототипа используются камеры и газогенераторы, турбина (для схемы с дожиганием окислительного генераторного газа), насос окислителя, бустерный насос окислителя, агрегаты автоматики и трубопроводы по линиям окислителя, рамы, узлы качания и другое.
 Для схемы с дожиганием и без дожигания восстановительного генераторного газа вновь разрабатывается газогенератор и турбина.
 В табл. 1 приведены расчетные характеристики кислородно — метановых модернизированных ЖРД, имеющих
 кислородно-керосиновые прототипы с дожиганием окислительного генераторного газа:
 

[/li]
• на основе прототипа РД-191 представлены РД-192, РД-192С с дожиганием окислительного генераторного газа;
  
• РД-192.2 с дожиганием восстановительного генераторного газа и РД-192.3 без дожигания генераторного газа;
  
• на основе прототипа РД-120К представлен РД-182 с дожиганием окислительного генераторного газа.
  

В табл. 2 приведены расчетные характеристики кислородно-метановых ЖРД РД-190 и РД-185, сформированных с использованием двигательного модуля РД-169, не имеющего прототипа и выполненного по схеме с дожиганием окислительного генераторного газа.
 В настоящее время для РН легкого класса «Рикша-1″ разработан эскизный проект двигательного модуля РД169, который используется как для двигателя I ступени РД-190 (шесть двигательных модулей РД-169), так и для двигателя II ступени РД-185 (высотная модификация двигательного модуля РД-169).
 Также для РН «Рикша» разработан эскизный проект маршевого двигателя РД-183 и двигателя ориентации РД184 для апогейной двигательной установки.
 Исследования, проведенные в НПО «Энергомаш» совместно с Государственным ракетным центром им. академика В.П.Макеева, корпорацией «Компомаш» и ЦНИИМАШ, показали, что наиболее перспективной концепцией метановых ЖРД является формирование ступеней РН из двигательных модулей (ДМ) ЖРД.
 ДМ — однокамерный ЖРД с насосной подачей топлива, в различных вариантах используемых в двигательных установках обеих ступеней РН и боковых ускорителей. ДМ (или его камера) подвижен и обладает двумя вращательными степенями свободы. ДМ имеют три типоразмера по тяге: малый (10...30 тс), средний (70...90 тс) и большой (190...220 тс), соответственно для малого, среднего и тяжелого классов РН.
 ДМ каждого типоразмера выполняется в двух модификациях земной для первой ступени и боковых ускорителей и высотной для второй ступени РН.
N Характеристики I ступень II ступень РД-120К РД-182 РД-191 РД-192 РД-192.2 РД-192.3 РД-192С
 1 Горючее керосин метан керосин метан метан метан метан
 2 Тяга, тс :
 - у Земли 72...78* 74...81* 196 191 181 194
 - в пустоте 81...89* 83...92* 212 207,8 198 213 217
 3 Удельный импульс, с:
 - у Земли 295...298* 311...316* 311 327,8 325 311
 - в пустоте 334...336* 351...353* 337 356 354 341 371,5
 4 Давление в камере, кгс/см^2 166...175* 166...175* 262 250 200 250 250
 5 Соотношение компонентов 2,6 3,4 2,6 3,5 3,5 3,0 3,5
 6 Продолжительность одного использования, с >= 200
 7 Кратность использования >= 10
 8 Габариты, м:
 высота 2,8 2,8 4,05 3,62 3,62 3,62 4,82
 диаметр 1,5 1,5 2,0 1,45 1,45 1,45 2,4
 9 Управление вектором тяги Качание в двух Качание в двух Качание в двух
 плоскостях +6 град. плоскостях +8 град. плоскостях +8 град.
 10 Время отработки от начала финансирования 3 года 4 года 4 года
 11 Прототип РД-120 РД-120К РД-170, РД-191 РД-191 РД-180 РД-120К, РД-182, РД-191, РД-192 — выполнены с дожиганием окислительного генераторного газа;
 РД-192.2 — выполнен с дожиганием восстановительного генераторного газа;
 РД-192.3 — выполнен без дожигания генераторного газа;
* — диапазон получен в связи с возможностью изменения критического сечения сопла и давления в камере.
 Таблица 2.
 Характеристики ЖРД на топливе «жидкий кислород — сжиженный метан» для ракеты-носителя комплекса «Рикша-1″.
 N Характеристики I ступень II ступень Апогейная ДУ.
 РД-169 РД-190 РД-185 РД-183 РД-184.
 (6 РД-169).
 1 Тяга, тс:
 - у Земли 15 90.
 - в пустоте 17 102 18 1 0,0015.
 2 Удельный импульс, с;
 - у Земли 309 309.
 - в пустоте 351 351 378 360 322.
 3 Давление в камере,
 кгс/см^2 150 150 150 75 2.
 4 Соотношение
 расходов 3,4 3,4 3,4 3,4 2,5.
 компонентов.
 5 Продолжительность.
 одного использования,
 с >=220 >=350 >=2010 >=2010.
 6 Количество включений
 в полете 1 1 >=2 >=10 1.
 7 Кратность использования >=10
 8 Габариты, м :
 - высота 1,7 1,7 3,3 1,15 0,240.
 - диаметр 0,5 2,4 1,5 0,31 0,065.
 9 Управление Качание Качание Качание Качание Качание.
 вектором в двух в двух в двух в двух в двух.
 тяги плоскостях плоскостях плоскостях плоскостях плоскостях.
 +/- 8град. каждой +/-4град. +/-10град. +/-30град..
 камеры
 +/-8град.
 10 Время отработки от начала 4 года.
 финансирования.
 11 Соcтояние на 1998 год Эскизный проект.