Форум Новости Космонавтики

Тематические разделы => Средства выведения и другие технические вопросы => Тема начата: Salo от 17.07.2008 09:50:21

Название: РД-0163
Отправлено: Salo от 17.07.2008 09:50:21
Наверное пора завести отдельную тему.
Известно не много. Самара и РККЭ в своих перспективных ракетах решили его использовать на первых ступенях.

Цитирую: (http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=8341&postdays=0&postorder=asc&highlight=%F0%E40163&start=65)
Цитировать
ЦитироватьИмхо, конечно, но смотрите сами :)
РД-0163 это не сдвоенный, а керосиновый вариант метанового РД-0162. Причем РД-0162 чисто однокамерный.
Теперь смотрите самую легкую РН "Русь-М Л"- у нее ПН 3 т, а двигатель один. При этом на Союзе-1 тоже один двигатель НК-33, а ПН 2 т с копейками. Значит у Руси заправка больше и двигатель мощнее. Поскольку в первом приближении ПН пропорциональна Мст, а Мст - тяге двигателя 1й ступени, то легко посчитать тягу двигателя у Руси, зная тягу НК-33. Получается примерно 250 т, как у исходного метанового РД-0162.
Понять, что из водородного РД-0120 сделали метановый РД-0162 ещё можно. Но из метанового РД-0162  делать керосиновый с  массой больше 4т это не кошерно.  :roll:
И далее: (http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=8341&postdays=0&postorder=asc&highlight=%F0%E40163&start=153)
Цитировать
Цитировать
Цитировать
ЦитироватьКстати, к вопросу о РД-0163
А что по этому поводу написано в статье "Российские трехкомпонентники все же будут" в №4 НК за этот год? ;)
Ничего.

Правильно, потому что он - не трехкомпонентник.

Внизу УРБ - тороидальный бачок аммиака для питания замкнутой системы охлаждения (и, возможно, впрыска в КС с целью повышения УИ).
Сам движок - керосинка восстановительной схемы.
И в этом случае, все равно, техкмпонентник, как ни крути (если через камеру сжигаются ТРИ компонента). :wink:


ЦитироватьНамедни удалось поймать-таки человечка из Воронежа.
Вот что он уточнил по 0163-му:
1) двигателя нет не только в железе, но и в изрядной части, на бумаге. Что будет теплоносителем - аммиак или водород - еще не решили, однако пока его контур планируют незамкнутым, с впрыском в закритическую часть сопла (поэтому от термина "трехкомпонентник" он яростно отмахивался).
2) это - развитие линии РД-0155. По его словам, РД-0155 изначально замысливался, как однокамерный, однако тогда большую камеру сделать не получилось - начал падать УИ, поэтому сделали две маленькие. Теперь якобы большую камеру обсчитали и УИ уже не падает, по крайней мере, на бумаге.

Попутно было сообщено, что возобновить производство РД-0120 в приемлемые сроки сейчас практически невозможно  :(  из-за утраты технологии производства ряда специфичных компонентов форсуночной головки КС
Название: РД-0163
Отправлено: Salo от 17.07.2008 10:07:14
Можно предположить, как это сделал Bell что основой для РД-0163 послужил метановый РД-0162.
Вот что пишут о нём на сайте КБХА (http://www.kbkha.ru/?p=8&cat=11&prod=59):

(http://i074.radikal.ru/0807/21/edda96cd244f.jpg)

(http://i064.radikal.ru/0807/05/a23bfe59cfea.jpg)
Название: РД-0163
Отправлено: Salo от 17.07.2008 10:16:16
Довольно низкое давление в КС (150атм) позволяет предположить, что РД-0162 это реализация метанового двигателя РД-М (открытой схемы с восстановительным ГГ) предложенного Центром Келдыша (http://engine.aviaport.ru/issues/08/page02.html):
(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/82975)
Название: РД-0163
Отправлено: Salo от 17.07.2008 10:23:47
Видимо РД-0163 это попытка использовать наработки по РД-0162 при отказе от метана. Поскольку восстановительный ГГ на керосине сделать сложно из-за сажи, решили использовать третий компонент для запитки восстановительного ГГ. По сведениям Лютича это водород или аммиак. А попутно этот компонент решили использовать для охлаждения КС. Правда объём его небольшой (пять-десять процентов) и видимо для охлаждения может не хватить.
Впрочем могут извратиться и использовать впридачу ещё и керосин для охлаждения. :roll:
Название: РД-0163
Отправлено: Salo от 17.07.2008 10:35:53
А вот более ранние варианты метановых двигателей (http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/nk/1999/3/1999-3c.html)

(http://i048.radikal.ru/0807/84/069205eb0c06.jpg)
 (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/82974)
Название: РД-0163
Отправлено: Bell от 17.07.2008 11:41:59
ЦитироватьДовольно низкое давление в КС (150атм) позволяет предположить,
Да, блин... Дожили... 150 атм уже стало "довольно нихким давлением"...
ФНУ...  :P
Название: РД-0163
Отправлено: RadioactiveRainbow от 17.07.2008 13:12:33
По сравнению с 191м (ауеть - почти 800 атм после насоса Г!!!  :shock: )...
Название: РД-0163
Отправлено: Bell от 17.07.2008 12:58:02
ЦитироватьПо сравнению с 191м (ауеть - почти 800 атм после насоса Г!!!  :shock: )...
Угу... Все познается в сравнении...
Но при таких давлениях 600-800 атм и такой статистике РД-170/171 ожидать "три девятки"... Безумству храбрых поем мы песню :)
Название: РД-0163
Отправлено: fagot от 17.07.2008 10:35:24
ЦитироватьВидимо РД-0163 это попытка использовать наработки по РД-0162 при отказе от метана. Поскольку восстановительный ГГ на керосине сделать сложно из-за сажи, решили использовать третий компонент для запитки восстановительного ГГ.
Сложно только для замкнутой схемы, а для открытой проблем нет. Однако из описаний не следует, что третий компонент пойдет в ГГ.

ЦитироватьПо сведениям Лютича это водород или аммиак. А попутно этот компонент решили использовать для охлаждения КС. Правда объём его небольшой (пять-десять процентов) и видимо для охлаждения может не хватить.
Впрочем могут извратиться и использовать впридачу ещё и керосин для охлаждения. :roll:
5 % водорода по массе достаточно для охлаждения, а при низких давлениях может и меньше. Но плотность топлива все равно сильно упадет.
Название: РД-0163
Отправлено: fagot от 17.07.2008 10:38:13
ЦитироватьДовольно низкое давление в КС (150атм) позволяет предположить, что РД-0162 это реализация метанового двигателя РД-М (открытой схемы с восстановительным ГГ) предложенного Центром Келдыша:
Судя по рисунку и УИ, на открытую схему не похоже.
Название: РД-0163
Отправлено: Bell от 17.07.2008 14:07:25
Весь вопрос - чего они хотят добиться? Я готов допустить, что достоточно дешовый и плотный аммиак ввели только ради снижения давления и соответственного увеличения надежности, снижению требований к качеству производства двигателей, чистоты баков и т.п. вещей.
Название: РД-0163
Отправлено: fagot от 17.07.2008 14:56:52
Да куда уж надежнее обычной незамкнутой керосинки? Аммиак там совершенно не к месту.
Название: РД-0163
Отправлено: Дмитрий В. от 17.07.2008 18:15:23
ЦитироватьВесь вопрос - чего они хотят добиться? Я готов допустить, что достоточно дешовый и плотный аммиак ввели только ради снижения давления и соответственного увеличения надежности, снижению требований к качеству производства двигателей, чистоты баков и т.п. вещей.
Вообще-то охладитель с хорошим хладоресурсом вводят, как я понял, именно для того, чтобы поднять Рк :roll:  В ЖРД с умеренным давлением такое решение выглядит, мягко говоря, неоправданно.
Название: РД-0163
Отправлено: fagot от 17.07.2008 15:48:13
Эффективный промежуточный охладитель позволяет применить испарительную схему на двигателях больших тяг, сохраняя приличное давление в КС, теоретически может поднять УИ за счет отказа от завесы, позволяет использовать термически нестойкие компоненты топлива. Водород, кстати, в качестве такового не подходит. Но чтобы тупо сбрасывать охладитель в закритическую часть сопла, такого еще никто не придумал. В принципе возможна еще испарительная незамкнутая схема, но это тоже лажа.
Название: РД-0163
Отправлено: Дмитрий В. от 17.07.2008 18:52:58
ЦитироватьЭффективный промежуточный охладитель позволяет применить испарительную схему на двигателях больших тяг, сохраняя приличное давление в КС, теоретически может поднять УИ за счет отказа от завесы, позволяет использовать термически нестойкие компоненты топлива. Водород, кстати, в качестве такового не подходит. Но чтобы тупо сбрасывать охладитель в закритическую часть сопла, такого еще никто не придумал. В принципе возможна еще испарительная незамкнутая схема, но это тоже лажа.
А почему водород не подходит? Хладоресурс бешеный, молеклярная масса маленькая - можно и для привода тукрбины использовать, а потом в периферийные форсунки ФГ сбрасывать :roll:
Название: РД-0163
Отправлено: fagot от 17.07.2008 16:14:46
ЦитироватьА почему водород не подходит? Хладоресурс бешеный, молеклярная масса маленькая - можно и для привода тукрбины использовать, а потом в периферийные форсунки ФГ сбрасывать :roll:
По той же причине, что не существует испарительных водородников больших тяг. С увеличением размеров КС относительная доля тепла, переходящая в охладитель, уменьшается, соответственно уменьшается располагаемая мощность турбины и максимально возможное давление в КС становится неприемлемо малым. Промежуточный охладитель обеспечивает больший коэффициент теплопередачи и поглощает большую долю тепла, которое через теплообменник отдает низкокипящему компонету, сам же возвращается в контур. Ну и циркулировать газообразный водород тоже было бы проблематично. Если же теплоноситель сбрасывать в сопло, то УИ и с водородом упадет.
Название: РД-0163
Отправлено: Дмитрий В. от 17.07.2008 19:20:23
А зачем в сопло-то? 1)Логично, и я об этом сказал, водород сбрасывать в КС через переферийные форсунки (своего рода завеса). 2)Никто не мешает сделать обычный газогенераторный ЖРД с восстановительным ГГ (водород после рубашки охлаждения+кислород). В этом случае в КС можно дожигать  уже газогенераторный газ
Название: РД-0163
Отправлено: fagot от 17.07.2008 16:35:55
ЦитироватьА зачем в сопло-то? 1)Логично, и я об этом сказал, водород сбрасывать в КС через переферийные форсунки (своего рода завеса). 2)Никто не мешает сделать обычный газогенераторный ЖРД с восстановительным ГГ (водород после рубашки охлаждения+кислород). В этом случае в КС можно дожигать уже газогенераторный газ
Ну мы же обсуждаем не как лучше, а как предложено у разработчиков. Хотя понятие "лучше" для трехкомпонентника весьма условно. :) А первый вариант к тому же не обеспечивает уход от кислого газа для замкнутой схемы.
Название: РД-0163
Отправлено: Дмитрий В. от 17.07.2008 19:46:37
Цитировать
ЦитироватьА зачем в сопло-то? 1)Логично, и я об этом сказал, водород сбрасывать в КС через переферийные форсунки (своего рода завеса). 2)Никто не мешает сделать обычный газогенераторный ЖРД с восстановительным ГГ (водород после рубашки охлаждения+кислород). В этом случае в КС можно дожигать уже газогенераторный газ
Ну мы же обсуждаем не как лучше, а как предложено у разработчиков. Хотя понятие "лучше" для трехкомпонентника весьма условно. :) А первый вариант к тому же не обеспечивает уход от кислого газа для замкнутой схемы.
А мы точно и не знаем, что предложено у разработчиков :lol:
Название: РД-0163
Отправлено: fagot от 17.07.2008 17:00:22
По крайней мере известно, что это не трехкомпонентник в обычном понимании.
Название: РД-0163
Отправлено: Дмитрий В. от 17.07.2008 20:06:42
ЦитироватьПо крайней мере известно, что это не трехкомпонентник в обычном понимании.
Если не ошибаюсь, у Гахуна ЖРД с водородом в качестве охладителя отнесен к 3-хкомпонентным двигателям. Наверное "полноценным" трехкомпонентником можно считать ЖРД, у которого все 3 компонента проходят через ФГ. :roll:
Название: РД-0163
Отправлено: Дмитрий В. от 25.07.2008 20:38:49
http://www.kbkha.ru/?p=17&news_id=36
Название: РД-0163
Отправлено: Новичок от 25.07.2008 22:24:17
Цитироватьhttp://www.kbkha.ru/?p=17&news_id=36
Хорошо, но мало!
Название: РД-0163
Отправлено: Salo от 10.08.2008 16:53:19
http://www.riasamara.ru/rus/news/region/science/article29313.shtml
Цитировать- Формирование космодрома Восточный идёт уже более года. Россия должна иметь свой собственный космодром, с которого можно производить, в том числе, и запуски пилотируемых кораблей. Площадка выбрана. И стоит вопрос предметный – о создании средств выведения для этого космодрома. Ведь космодром не делается просто так, а делается под какую-то ракету.

Кто может её построить? В настоящее время дискуссия повернулась в плоскость двигателя: открытого типа или закрытого, какая схема и так далее. Наше мнение: нельзя противопоставлять одну ракету другой, один двигатель другому. Все страны имеют по два, а то и по три типа как ракет, так и двигателей. В противном случае вдруг что-то случится с носителем, он развалится на старте – и вся космическая программа этой страны закроется на долгое время. Не бывает так, чтобы не случалось аварий. И у нас они были, только их, к счастью, мало. Наши технологии отработаны десятилетиями, о чём мы с вами говорили в начале беседы.
Может всё-таки РД-0163 открытой схемы?
Название: РД-0163
Отправлено: Андрей Суворов от 10.08.2008 22:24:13
ЦитироватьНаверное "полноценным" трехкомпонентником можно считать ЖРД, у которого все 3 компонента проходят через ФГ. :roll:
Не через ФГ, а через критическое сечение. Если третий компонент используется только для создания завесы в камере, но через критику проходит, то это - полноценный трёхкомпонентник. А если третий компонент используется, например, только для привода ТНА, нифига это не трёхкомпонентный двигатель, даже если выхлоп ТНА "сливается" в закритическую часть сопла (или используется для управления по крену). Ведь мы же не считаем "трёхкомпонентным" РД-107 или движки первой ступени Ариан-4? там, вроде, вода куда-то добавлялась...
Название: РД-0163
Отправлено: Salo от 22.11.2008 03:07:40
ГОДОВОЙ ОТЧЕТ ОАО КБХА за 2007 год (http://www.kbkha.ru/userfiles/file/god_otchet/otchet_OSC_KBKhA_2007.doc)
ЦитироватьАдаптация к новым условиям, исходя из потребностей государства и рынка, потребо-вала формировать основные объемы НИОКР на разработку кислородно-керосиновых двига-телей14Д23, РД0124А, кислородно-водородного двигателя РД0146, на выполнение исследо-ваний на опытных двигателях (трехкомпонентном ЖРД, ЖРД с тарельчатым соплом, кисло-родно-керосиновым ЖРД РД0155 на базе двигателя РД0243, работающего на компонентах амил и гептил, гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе - ГПВРД), про-водить работы по внешнеэкономической деятельности по кислородно-водородному, кисло-родно-метановому и кислородно-керосиновому направлениям.
По каждому из указанных направлений Общество добилось значительных результатов: завершаются доводочные испытания двигателя 14Д23, РД0124А, успешно прошло первое летное испытание двигателя 14Д23; впервые в России разработан и успешно прошел цикл ог-невых испытаний кислородно-водородный двигатель безгенераторной схемы РД0146, полу-чены положительные технические результаты по всем направлениям исследований на опыт-ных двигателях. Однако финансирование в необходимом объеме по большинству ОКР не осуществлялось.
ЦитироватьВ рамках приоритетных направлений деятельности КБХА выполняет следующие работы по двигательной тематике:
-   ОКР по разработке и изготовлению ЖРД 14Д23 и РД0124А для РН «Союз-2» и РН «Ангара»;
-   подготовка производственно-технологической базы завода ракетных двигателей к выпуску серийных двигателей 14Д23/РД0124А в объемах, обеспечивающих выполнение го-сударственного заказа и потребности рынка;
-   обеспечение производства, эксплуатации и повышение надежности серийных ЖРД РН «Союз», «Протон»;
-   НИОКР по продлению сроков эксплуатации двигателей в составе боевых ракетных комплексов;
-   НИОКР в рамках ФКПР  (ОКР «Факел», ОКР «База», ОКР «Двигатель – 2015», «Ус-корение Б - КБХА» и пр.);
-   НИОКР по внешнеэкономическим контрактам (темы «ТНА РД0160», «Техора-3» и пр.);
-   НИОКР по разработке новых двигателей: кислородно-водородного РД0146 и кисло-родно-керосинового РД0163.
Цитировать1. ОКР по разработке ЖРД 14Д23 (ОКР «Русь») для РН «Союз-2» этапа 1б и  РД 0124А (ОКР «Ангара») для семейства РН «Ангара» (головные разработчики РН ФГУП ГНП РКЦ «ЦСКБ-Прогресс» и ФГУП ГКНПЦ им. М.В. Хруничева, соответственно), изготов-ление летных двигателей 14Д23 для РН «Союз-2»).
В 2007 году выпущена соответствующая техническая документация, изготовлены шесть двигателей, в т. ч.:
- 14Д23 № 24 и № 25 для доводочных испытаний (ДИ);
- 14Д23 для летно-конструкторских испытаний (ЛКИ2 и ЛКИЗ) в составе РН "Союз-2" этапа 16;
- РДО 124А № 10А для ДИ с качанием камер штатной системой поворота (ПГС ЭГС);
- РД0124А-И для огневых стендовых испытаний (ОСИ) в составе стендового бло¬ка ступени РН "Ангара".
Двигатели 14Д23 для ЛКИ-2 и ЛКИ-З, а также двигатель РД0124А-И для ОСИ прошли успешные контрольно-технологических испытания (КТИ) для подтверждения качества их из-готовления и поставлены головным разработчикам РН. В связи с незавершенностью отработки условия поставок двигателей для ОСИ и ЛКИ оговаривались специальными решениями, утверждаемыми на уровне Роскосмоса и Минобороны РФ.
На стенде № 9 испытательного комплекса проведено 13 ОИ, в т. ч. 10 доводочных ис-пытаний, из них 2 (двигатель 14Д23 № 24) - по программам подтверждающих периодических испытаний (ППИ) и специальных периодических испытаний (СПИ) для подтвер¬ждения качества изготовления двигателей 14Д23 для ЛКИ-2 и ЛКИ-З и 1 (двигатель РД0124А № 10А) с качанием камер штатной системой поворота.
   2. Обеспечение производства, эксплуатации и поддержания надежности серийных ЖРД, включающее конструкторские, экспериментальные и технологические работы.
    Осуществлены следующие работы:
-   авторский надзор по контролю выполнения требований конструкторской докумен-тации с целью обеспечения качества изготовления серийных двигателей на Воронежском меха-ническом заводе – филиале ГК НПЦ им. М.В.Хруничева;
-   обеспечено выполнение гидравлических, газодинамических и прочностных техноло-гических испытаний двигателей и агрегатов;
-   обеспечено проведение летных и стендовых испытаний двигателей РД-0210, РД-0211, РД-0212 и РД-0110 (22 ОИ двигателей для РН «Протон» и 29 ОИ для РН «Союз») с про-ведением анализа параметров и выпуском отчетных документов по их результатам.
   3.Темы «Зарядье –1Б», «Зарядье – 2Б», «Зарядье – 2-18М-1», «Пакт» (НИОКР по про-длению сроков эксплуатации двигателей в составе БРК РС-18, РС-20, РСМ-54). Выполнены ра-боты по продлению сроков эксплуатации двигателей.
4.Темы НИОКР Двигатель РД0146, «Ускорение – Б-КБХА», «Двигатель - КБХА», «База», «Факел» и другие  в рамках выполнения ФКПР 2007-2015.
Двигатель РД0146 (РД0146У). Работы проводились по техническому заданию ГКНПЦ им М.В. Хруничева. Проведено 17 включений двигателя, в том числе 8 включений на компо-нентах топлива кислород-водород, 6 включений на компонентах кислород-метан, 6 включения «холодных» по оценке расходов кислорода на захолаживания. Решены задачи по отработке двигателя, выпущен технический отчет.
ОКР «Ускорение-Б-КБХА».  По договору с ФГУП ИЦ им. М.В. Келдыша проводились работы по созданию кислородно-водородных жидкостных ракетных двигателей новых схем для перспективных ракет-носителей, разгонных блоков и многоразовых транспортных систем. Вы-пущен технический отчет.
ОКР «Двигатель-2015». По договору с ФГУП ИЦ им. М.В. Келдыша выполнены расче-ты и выпущено техническое задание на разработку стендовой модельной установки. Разработа-на и выпущена программа испытаний модельных образцов элементов конструкции, проведена подготовка стенда.
ОКР «База». Осуществлены работы по поддержанию стендовой базы, выпущена конст-рукторская и технологическая документация, научно-технические отчеты и технические пред-ложения.

5. Темы НИОКР по внешнеэкономическим контрактам.
Основные темы внешнеэкономической деятельности представлены ниже.
- НИР «Техора-3» - контракт с компанией «Астриум» (Германия);
- контракты с фирмой «Пратт-Уитни Рокетдайн» (США).
- контракт с Корейским Аэрокосмическим Исследовательским Институтом  (КАРИ, Корея);
- ОКР по контракту с корпорацией «Аэроджет» (США).
- ОКР по контракту с компанией «Авио» (Италия).
Цитировать9.1. Возможные направления развития Общества, его потенциала
 с учетом тенденций рынка.
Развитие сегмента рынка, в котором специализируется Общество, определяется государ-ственной политикой в области ракетно-космической техники и положением России на между-народном рынке космических услуг.
Россия занимает устойчивое лидирующее положение в сфере оказания пусковых услуг. В 2005-2007г.г. около 40% мирового объема запусков ракет-носителей осуществлены Россией, в 2007г. из 68 запущенных РН 26 были российские, на 21 из них установлены двигатели, разра-ботанные в КБХА. Важно отметить, что значительную долю по количеству запусков россий-ских средств выведения, составляют коммерческие пуски (12 из 26), в США (1 из 19).
Перспектива развития космических услуг имеет положительную динамику для россий-ских средств выведения обусловленную, в первую очередь, прекращением после 2010г. полетов американских космических кораблей «Space Shuttle» и возрастающими потребностями в об-служивании Международной космической станции.
Космическая отрасль является одной из приоритетных отраслей экономики, которой ру-ководство страны уделяет особое внимание: опережающими темпами растут объемы финанси-рования, приняты ряд федеральных целевых программ в обеспечение космической деятельно-сти, намечено строительство космодрома «Восточный» и создание новой ракеты-носителя, предназначенной также для выполнения пилотируемых программ, на рассмотрение Совета безопасности подготовлены «Основы политики Российской Федерации в области космической деятельности на долгосрочную перспективу».
Общество в настоящее время занимает монопольное положение по ряду разработок предшествующего и настоящего периода:
- комплекс работ в обеспечение производства и эксплуатации двигателей разработки КБХА для РН «Протон» и «Союз»;
- выполнение опытно-конструкторских работ по разработке ЖРД 14Д23/РД124А для РН «Союз-2» и «Ангара» и поставка товарных двигателей гензаказчикам;
- продление сроков эксплуатации ЖРД в составе МБР наземного и морского базирования РС-18, РС-20, РСМ-54.
В ближайший период Общество планирует получить заказы в увеличенных объемах фи-нансирования  на выполнение ОКР по разработке кислородно-водородного ЖРД РД0146 и его модификаций, по которому имеются значительные наработки.
В 2008г. Обществом будут выпущены материалы в системный проект по разработке ЖРД РД0163 для участия в конкурсе. Важность этой темы обусловлена перспективой строи-тельства космодрома «Восточный» и разработкой новой ракеты-носителя.
Двигателестроительная тематика востребована в контрактах по внешнеэкономической деятельности, особенно перспективным является контракт с итальянской компанией «Авио» на разработку кислородно-углеводородного ЖРД.
Название: РД-0163
Отправлено: Андрей Суворов от 25.11.2008 12:20:14
И, всё же, как это чудо должно работать?
Предположим, мы нагреваем в рубашке аммиак до сверхкритической температуры (у аммиака это что-то типа 114 градусов), дальше он работает на турбине, как и в водороднике, а дальше что? теплообменник на керосин? и ещё один на жидкий кислород? а потом такой же центробежный насос, как на керосине? а потом в рубашку?
Название: РД-0163
Отправлено: mescalito от 28.11.2008 14:30:20
Кислородно-углеводородный с итальянцами это имеется ввиду скоре всего метан кислородный безгенераторный ЖРД на базе РД-0146
Название: РД-0163
Отправлено: Димитър от 13.04.2009 14:24:44
Что-нибудь новое по РД-0163 и РД-0146 ?
Делают или отказались??? Тяга, УИ какие?
Название: РД-0163
Отправлено: Salo от 13.04.2009 16:28:12
От РД-0163 похоже отказались, а РД-0146 будут ставить на вторую ступень  Русь-М. Тяга 10 тс, а УИ 463с.
Название: РД-0163
Отправлено: Дмитрий В. от 15.04.2009 21:36:18
ЦитироватьЧто-нибудь новое по РД-0163 и РД-0146 ?
Делают или отказались??? Тяга, УИ какие?

У РД-0163 тяга большая - примерно 250 тс :D , а вот УИ маленький :cry:
Название: РД-0163
Отправлено: Bell от 15.04.2009 21:52:38
Так прикидывали уже.
Импульс у земли 285 сек (якобы минимум по требованиям ЦНИИМаш), в пустоте 312. Тяга в пустоте 275 т. Масса сухая порядка 0,013-0,015 тяги.
Название: РД-0163
Отправлено: vekazak от 16.04.2009 18:54:07
Двигатели бокового блока первой ступени  (диаметр среза сопла -1770 мм):   
2
Название: РД-0163
Отправлено: vekazak от 16.04.2009 19:08:28
Возможно это???:
Двигатели бокового блока первой ступени  (диаметр среза сопла -1770 мм), открытая схема:   
2
Название: РД-0163
Отправлено: Bell от 16.04.2009 19:50:37
ЦитироватьДвигатели бокового блока первой ступени  (диаметр среза сопла -1770 мм):   
2
Название: РД-0163
Отправлено: октоген от 16.04.2009 20:03:46
А зачем? Водород хоть 6%, хоть 1 %-это уже другая инфраструктура, персонал, требования ТБ. Дешевле долить керосина в баки и чуть помощнее движок взять.

А если замахиваться на водородный ГГ движка первой ступени, то наверное лучше будет проектировать движок с избытком кислорода в смеси. Тут уже приводились данные что при кислород:водород=16:1 УИ будет как у керосинки.
Название: РД-0163
Отправлено: Гость 22 от 16.04.2009 21:06:27
Очевидно, для вот этого:
ЦитироватьУдельный импульс тяги двигателя, кгс·с/кг:
 - в пустоте 315
 - на Земле 281.8

Цитироватьоткрытая схема:   
Удельный импульс тяги двигателя, кгс•с/кг:
 - в пустоте  400
 - на Земле  330   
Компоненты топлива:
 - окислитель         Кислород
 - горючее             Керосин РГ-1+ :6% Н2
 - горючее для ГГ  Водород ( 4%)
Название: РД-0163
Отправлено: октоген от 16.04.2009 20:13:52
Да кстати, как будем оценивать надежность трехкомпонентника и его удельную маасу? Меня интересует сколько турбоагрегатов будем ставить? 1-2-3?
Название: РД-0163
Отправлено: Гость 22 от 16.04.2009 21:17:48
Цитироватьоткрытая схема:   
Удельный импульс тяги двигателя, кгс•с/кг:
 - в пустоте  400
 - на Земле  330   
Компоненты топлива:
 - окислитель         Кислород
 - горючее             Керосин РГ-1+ :6% Н2
 - горючее для ГГ  Водород ( 4%)
Что-то у меня не получается смоделировать такой высокий теоретический УИ камеры (без учета расхода на ТНА) ни с 2% ЖВ в камере, ни с 4%, ни с 6%. А если еще и ТНА учесть... :?

Даже при 20 МПа и 6% ЖВ в камере сгорания теоретический УИ одной только камеры ~394 c в вакууме (расширение при этом до 0.1 атм).

Известно ли давление в КС, расширение и точное соотношение компонентов в КС? Или хотя бы что-то из этого... :)
Название: РД-0163
Отправлено: Bell от 16.04.2009 21:29:54
ЦитироватьИзвестно ли давление в КС, расширение и точное соотношение компонентов в КС? Или хотя бы что-то из этого... :)
Про трехкомпонентник не знаю, а для открытой керосинки прикидывали 100 атм, а злые языки говорили аж про 150. Народ еще удивлялся - зачем так много? Можно поискать, где об этом было на форуме...
Название: РД-0163
Отправлено: Гость 22 от 17.04.2009 16:48:47
ЦитироватьПро трехкомпонентник не знаю, а для открытой керосинки прикидывали 100 атм, а злые языки говорили аж про 150.
При 15 МПа и 4% ЖВ в камере можно получить почти 330 с у Земли, с 6% ЖВ в камере - даже чуть выше. Но сопло должно быть с малым расширением (т.е. расчетный режим должен достигаться почти у самой поверхности). При этом 400 с в вакууме достижимы только с выдвижным насадком...

Это всё без учета потерь на привод ТНА.

В общем, какие-то странные данные по трехкомпонентнику. Может, он все-таки закрытой схемы? Или хотя бы испарительной? И с насадком? :)
Название: РД-0163
Отправлено: vekazak от 17.04.2009 17:38:28
ЦитироватьЧто-то у меня не получается смоделировать такой высокий теоретический УИ камеры (без учета расхода на ТНА) ни с 2% ЖВ в камере, ни с 4%, ни с 6%. А если еще и ТНА учесть... :?

Даже при 20 МПа и 6% ЖВ в камере сгорания теоретический УИ одной только камеры ~394 c в вакууме (расширение при этом до 0.1 атм).

Известно ли давление в КС, расширение и точное соотношение компонентов в КС? Или хотя бы что-то из этого... :)
Согласен, так как просто, примерно и очень грубо, смоделировал  РД0750:
"РД0750. Назначение:  На перспективных ракетах-носителях,
Двухрежимный трехкомпонентный двигатель ДР0750 выполнен на базе РД0120. Двухрежимность обеспечена трехкомпонентным газогенератором. На первом режиме двигатель работает на кислороде и керосине с небольшой добавкой ( 6%) водорода, на втором - на кислороде и водороде.
Основные параметры
Тяга в пустоте, тс
3-х компонентный режим 144,0
2-х компонентный режим  81,0
Удельный импульс тяги в пустоте, кгс•с/кг
3-х компонентный режим 415
2-х компонентный режим 455
Компоненты топлива:
окислитель кислород
горючее   керосин, водород
Масса двигателя, кг   4261
Габариты двигателя, мм
длина 4550
диаметр (max) 2420
Начало разработки, год   1993"
4% на ТНА, а 6 в КС. всего 10%, схема открытая. УИ сопел выхлопа ТНА около 250 с.
Зато габариты блока при том же диаметре, незначительно превышают блок с РД180.
Название: РД-0163
Отправлено: Гость 22 от 17.04.2009 20:57:41
Цитировать4% на ТНА, а 6 в КС. всего 10%, схема открытая. УИ сопел выхлопа ТНА около 250 с.
Зато габариты блока при том же диаметре, незначительно превышают блок с РД180.
Спасибо!
Название: РД-0163
Отправлено: avmich от 18.04.2009 07:25:21
Чем-то напоминает "наш ответ на RS-68". Тоже большая тяга, упрощённые технологии, меньший УИ... и, вероятно, стоимость... И применение такое же...
Название: РД-0163
Отправлено: Дмитрий В. от 17.04.2009 21:53:50
ЦитироватьЧем-то напоминает "наш ответ на RS-68". Тоже большая тяга, упрощённые технологии, меньший УИ... и, вероятно, стоимость... И применение такое же...

"Ответ" должен быть "водородным", а не "керосиновым" :roll:
Название: РД-0163
Отправлено: Shestoper от 20.04.2009 00:36:34
Цитировать
ЦитироватьЧем-то напоминает "наш ответ на RS-68". Тоже большая тяга, упрощённые технологии, меньший УИ... и, вероятно, стоимость... И применение такое же...

"Ответ" должен быть "водородным", а не "керосиновым" :roll:

Водородным - для второй ступени.
А на первой - это ответ не только RS-68, но и SRM. И таким ответом должен стать 4-камерный движок на основе камер РД-0163.
Название: РД-0163
Отправлено: Гость 22 от 21.04.2009 01:15:06
Цитировать4% на ТНА, а 6 в КС. всего 10%, схема открытая. УИ сопел выхлопа ТНА около 250 с.
Если принять давление в КС ~10 МПа и на срезе сопла ~0.07 МПа, то приблизительно получается УИ двигателя у земли ~310 с, а в вакууме - ~345 с (с учетом привода ТНА и тяги выхлопных сопел). По УИ действительно получается альтернатива РД-180.
Название: РД-0163
Отправлено: avmich от 21.04.2009 12:46:56
Цитировать
ЦитироватьЧем-то напоминает "наш ответ на RS-68". Тоже большая тяга, упрощённые технологии, меньший УИ... и, вероятно, стоимость... И применение такое же...

"Ответ" должен быть "водородным", а не "керосиновым" :roll:

В том смысле, что сейчас предпочитаемое топливо в США - водородное, а в России - керосиновое. Как на Луну собирались лететь на керосине, имея лидирующую керосиновую технологию, против водородной в США, так и этот движок аналогичен RS-68, в том числе использованием предпочитаемой в стране технологии.
Название: РД-0163
Отправлено: vekazak от 22.04.2009 18:01:42
Цитировать
Цитировать4% на ТНА, а 6 в КС. всего 10%, схема открытая. УИ сопел выхлопа ТНА около 250 с.
Если принять давление в КС ~10 МПа и на срезе сопла ~0.07 МПа, то приблизительно получается УИ двигателя у земли ~310 с, а в вакууме - ~345 с (с учетом привода ТНА и тяги выхлопных сопел). По УИ действительно получается альтернатива РД-180.
А вот по КБХА при водородном ГГ без подачи Н2 в КС:
Двигатели бокового блока (диаметр среза сопла -2300 мм): РД0163
Тяга двигателя , тс:
 - в вакууме 285,8
 - на Земле 239,0
Удельный импульс тяги двигателя, кгс·с/кг:
 - в вакууме 337,3
 - на Земле   282,0
 6% добавка в КС повышает УИ КС на 60 -70 с, так что 396 в пустоте реально.
Название: РД-0163
Отправлено: Shestoper от 22.04.2009 20:15:08
ЦитироватьВ том смысле, что сейчас предпочитаемое топливо в США - водородное, а в России - керосиновое. Как на Луну собирались лететь на керосине, имея лидирующую керосиновую технологию, против водородной в США, так и этот движок аналогичен RS-68, в том числе использованием предпочитаемой в стране технологии.

Повторяется история с Н-1? Там кстати тоже стремились на всём сэкономить. В результате продули гонку. :(
Название: РД-0163
Отправлено: ratte07 от 22.04.2009 21:07:07
Цитировать
ЦитироватьВ том смысле, что сейчас предпочитаемое топливо в США - водородное, а в России - керосиновое. Как на Луну собирались лететь на керосине, имея лидирующую керосиновую технологию, против водородной в США, так и этот движок аналогичен RS-68, в том числе использованием предпочитаемой в стране технологии.

Повторяется история с Н-1? Там кстати тоже стремились на всём сэкономить. В результате продули гонку. :(

Не так. Стремились сэкономить время.
Название: РД-0163
Отправлено: avmich от 25.04.2009 09:17:39
Цитировать
Цитировать
ЦитироватьВ том смысле, что сейчас предпочитаемое топливо в США - водородное, а в России - керосиновое. Как на Луну собирались лететь на керосине, имея лидирующую керосиновую технологию, против водородной в США, так и этот движок аналогичен RS-68, в том числе использованием предпочитаемой в стране технологии.

Повторяется история с Н-1? Там кстати тоже стремились на всём сэкономить. В результате продули гонку. :(

Не так. Стремились сэкономить время.

Мне кажется, гонку продули "по результату", но не по основной массе принятых решений (т.е. "но теория верная!"). Скажем, если бы не комбинация Мишин + НК-15 (то есть, изменить хотя бы одно из двух), то успели бы запустить НК-33, что могло поменять результат.

Опять же, на обсуждаемый сейчас вопрос это мало влияет - просто заметно, что сейчас спрос на крупнотяговые, дешёвые и со скромным УИ двигатели - всё, конечно, относительно - и в США, и в проекте РД-0163.
Название: РД-0163
Отправлено: Shestoper от 25.04.2009 00:16:58
ЦитироватьОпять же, на обсуждаемый сейчас вопрос это мало влияет - просто заметно, что сейчас спрос на крупнотяговые, дешёвые и со скромным УИ двигатели - всё, конечно, относительно - и в США, и в проекте РД-0163.

Конечно. Причем в США это не только RS-68, но и ТТУ тягой свыше 1000 тонн. Можно оценить востребованную тягу движков первой ступени - для создания аналога РД-0163 нужно счетверивать. :)
Название: РД-0163
Отправлено: ratte07 от 25.04.2009 00:51:49
Зачем гнаться за РДТТ тягой ненапряженного двигателя? Хотите аналог ТТУ - делайте ТТУ.
Название: РД-0163
Отправлено: Shestoper от 25.04.2009 01:04:30
У ТТУ свои минусы, и вообще это направление у нас слабо разработано. Мега-керосинник у нас сделать проще.
Название: РД-0163
Отправлено: Salo от 25.04.2009 01:13:22
Как представлю ракету с ТТУ, которую собирают на сорокаградусном морозе на стартовой позиции...
Название: РД-0163
Отправлено: ratte07 от 25.04.2009 01:18:41
ЦитироватьУ ТТУ свои минусы, и вообще это направление у нас слабо разработано. Мега-керосинник у нас сделать проще.

Вот откуда Вы это знаете? У нас были проблемы с последним ненапряженным ЖРД. У нас модификацию РД-170 делают бог знает сколько лет. При этом несмотря на развал кооперации, в последние годы созданы несколько ракет с РДТТ разной размерности.

Но я не призываю делать совершенные композитные корпуса. Сталь. Это может сделать тот же ГРЦ. Топлива есть. В чем тут проблема?
Название: РД-0163
Отправлено: ratte07 от 25.04.2009 01:21:09
ЦитироватьКак представлю ракету с ТТУ, которую собирают на сорокаградусном морозе на стартовой позиции...

А что, уже принята сборка РН на стартовой позиции? ТТУ тем и хороши, что их корпуса имеют настолько мощный корпус, что горизонтальная сборка не является сколь-нибудь значимой проблемой. Да, установщик нужен помощнее. Но ему не лететь.
Название: РД-0163
Отправлено: Salo от 25.04.2009 01:29:58
Так давайте заправлять ракету в МИКе и кантовать её заправленной?
Как Вы представляете себе сборку пустого и лёгкого ЦБ с тяжёлыми ТТУ в горизонтальном положении? А потом это ещё и кантовать?
Название: РД-0163
Отправлено: Лютич от 25.04.2009 10:31:46
ЦитироватьМне кажется, гонку продули "по результату", но не по основной массе принятых решений (т.е. "но теория верная!"). Скажем, если бы не комбинация Мишин + НК-15 (то есть, изменить хотя бы одно из двух), то успели бы запустить НК-33, что могло поменять результат.

Увы. Порочная была изначально сама концепция. Если есть доступ к прочнистам по Н-1, спросите их, почему эту ракету зовут еще "семь герц".
Название: РД-0163
Отправлено: Salo от 25.04.2009 11:01:12
Слышал о продольных колебаниях с такой частотой (в 80-х годах), которые приводили к разрушению ракеты. Но это было из третьих уст и по секрету. Собственно от этого человека я и узнал о существовании такой ракеты.
Не поделитесь Вашей информацией?
Название: РД-0163
Отправлено: Старый от 25.04.2009 16:29:23
ЦитироватьСлышал о продольных колебаниях с такой частотой (в 80-х годах), которые приводили к разрушению ракеты.
Но вроде ж ни одна не разрушилась?
Название: РД-0163
Отправлено: Лютич от 25.04.2009 16:36:52
четвертая

Никогда не удивлялись, что Н-1М не имела с Н-1 ничего общего в структурном плане, кроме компоновки ДУ (священной коровы Мишина)?
Название: РД-0163
Отправлено: Старый от 25.04.2009 16:39:06
Цитироватьчетвертая
Но там же вроде явно не НЧ-колебания? Там или гидроудар (по неофициальной версии) или взрыв двигателя (по официальной)

ЦитироватьНикогда не удивлялись, что Н-1М не имела с Н-1 ничего общего в структурном плане, кроме компоновки ДУ (священной коровы Мишина)?
А я вобще не знаю что представляла из себя Н-1М в конструкционном плане... :(
Название: РД-0163
Отправлено: Лютич от 25.04.2009 16:46:39
Гидроудар - почти правда.
Трубопроводы разрушились, но не от гидроудара - его должны были парировать демпферы.
Да и ГЧ начала разваливаться еще до взрыва в районе движка №4.
Название: РД-0163
Отправлено: ratte07 от 25.04.2009 16:47:29
Так без натурного динамического стенда невозможно было ничего гарантировать. Можно было только оставлять резерв массы на борьбу с явлением. Плюс невозможность увеличить заправку баков - резервы массы получались только за счет ПН.
Название: РД-0163
Отправлено: Старый от 25.04.2009 16:51:38
ЦитироватьГидроудар - почти правда.
Трубопроводы разрушились, но не от гидроудара - его должны были парировать демпферы..
А почему же они разрушились после выключения двигателей? Так не должно быть - НЧ колебания возбуждаются и поддкрживаются работой двигателей.
 Если были демпферы от гидроудара то почему они не демпфыировали от НЧ?

ЦитироватьДа и ГЧ начала разваливаться еще до взрыва в районе движка №4.
А почему никто не видел отваливающихся от ракеты фрагментов?
Название: РД-0163
Отправлено: Старый от 25.04.2009 16:54:22
ЦитироватьТак без натурного динамического стенда невозможно было ничего гарантировать. Можно было только оставлять резерв массы на борьбу с явлением. Плюс невозможность увеличить заправку баков - резервы массы получались только за счет ПН.
Обычно от НЧ хорошо помогают демферы в магистралях. На них всегда экономят но на Н-1 они были.
 В данном случае был уже четвёртый запуск и если НЧ была то в первых трёх её должны были заметить ещё до того как она приняла катастрофические размеры и принять меры.
Название: РД-0163
Отправлено: ratte07 от 25.04.2009 17:01:22
ЦитироватьВ данном случае был уже четвёртый запуск и если НЧ была то в первых трёх её должны были заметить ещё до того как она приняла катастрофические размеры и принять меры.

Не знаю, меры наверно принимали, только они не давали результата. Сначала конструкцию пришлось усиливать по результатам статических испытаний. Потом были первые две аварии. Кажется, все полеты сопровождались пожарами - т.е. были отрывы трубопроводов.
Название: РД-0163
Отправлено: Старый от 25.04.2009 17:12:30
ЦитироватьСначала конструкцию пришлось усиливать по результатам статических испытаний.
Ну статические испытания это явно не НЧ...

ЦитироватьКажется, все полеты сопровождались пожарами - т.е. были отрывы трубопроводов.
Да нет, вроде только в первом и то мелочь - оторвались трубки подводящие компоненты к датчикам. Но там были не НЧ - там была вибрация ротора самого ТНА.
 Во втором взорвался ТНА, тут конечно всё оторвалось но уж тоже отнюдь не из-за НЧ...
Название: РД-0163
Отправлено: ratte07 от 25.04.2009 17:14:34
Цитировать
ЦитироватьСначала конструкцию пришлось усиливать по результатам статических испытаний.
Ну статические испытания это явно не НЧ...

Я это к тому, что ракеты не были серийными и сильно отличались в каждом пуске, а еще от первоначального проекта. Интересно, что схему похоже выбирали именно для простоты динамических расчетов.
Название: РД-0163
Отправлено: Старый от 25.04.2009 17:18:09
ЦитироватьИнтересно, что схему похоже выбирали именно для простоты динамических расчетов.
Схему выбрали похоже потому что при другой схеме не удаётся разместить на ступени необходимое количество двигателей.
Название: РД-0163
Отправлено: Дмитрий В. от 25.04.2009 16:20:15
У меня преподаватель по динамике ракет, работавший в секторе В.Ф.Гладкого вспоминал, что с динамикой конструкции Н-1 они "накувыркались". Впрочем, мне запомнилось, что про динамику Р-7 он отзывался с "еще большим почтением".
Название: РД-0163
Отправлено: ratte07 от 25.04.2009 17:32:33
Цитировать
ЦитироватьИнтересно, что схему похоже выбирали именно для простоты динамических расчетов.
Схему выбрали похоже потому что при другой схеме не удаётся разместить на ступени необходимое количество двигателей.

Сначала был пакет баков по типу Сатурна-1.

Цитаты по статьям Гладкого в Авиации и космонавтике:

http://publ.lib.ru/ARCHIVES/A/''Aviaciya_i_kosmonavtika''/_''Aviaciya_i_kosmonavtika''.html

2001 №3

Цитировать... Непосредственное участие в изысканиях по Н-1 принимал только главный конструктор системы управления академик Н.А. Пилюгин. Проработав предоставленные ему данные, он к великому удивлению Королева забраковал обе компоновки ракеты. Его заместитель М.С.Хитрик заявил, что очень сложно обеспечить функционирование их систем при спектрах частот колебаний более низких и плотных чем у Р-7, обусловленных ростом массы ускорителей и подвесных баков у Н-1.
... Поскольку фирма Пилюгина являлась монополистом, Королев вынужден был приспособить ее компоновку к его требованиям...
Название: РД-0163
Отправлено: Дмитрий В. от 25.04.2009 16:36:51
Цитировать
Цитировать
ЦитироватьИнтересно, что схему похоже выбирали именно для простоты динамических расчетов.
Схему выбрали похоже потому что при другой схеме не удаётся разместить на ступени необходимое количество двигателей.

Сначала был пакет баков по типу Сатурна-1.

Вроде бы, не совсем так. Гладкий писал, что Коляко предложил схему с пакетным размещением связок цилиндрических баков ВНУТРИ несущего корпуса. Параллельно рассматривался альтернативный проект пакетной компоновки Н-1.
Название: РД-0163
Отправлено: avmich от 26.04.2009 07:07:48
Цитировать
ЦитироватьМне кажется, гонку продули "по результату", но не по основной массе принятых решений (т.е. "но теория верная!"). Скажем, если бы не комбинация Мишин + НК-15 (то есть, изменить хотя бы одно из двух), то успели бы запустить НК-33, что могло поменять результат.

Увы. Порочная была изначально сама концепция. Если есть доступ к прочнистам по Н-1, спросите их, почему эту ракету зовут еще "семь герц".

А Шаттл - четыре герца :) знаете почему?
Название: РД-0163
Отправлено: Старый от 25.04.2009 21:27:42
ЦитироватьСначала был пакет баков по типу Сатурна-1.
Цитаты по статьям Гладкого в Авиации и космонавтике:
Ох, чтото похоже на анекдот. А кто такой этот Гладкий? Какова его степень компетентности?
Название: РД-0163
Отправлено: Старый от 25.04.2009 21:29:57
ЦитироватьГладкий писал, что Коляко предложил схему с пакетным размещением связок цилиндрических баков ВНУТРИ несущего корпуса.
Интересно: если присутствует связка цилиндрических баков то почему их нельзя сделать несущими?
Название: РД-0163
Отправлено: Дмитрий В. от 25.04.2009 22:08:26
Цитировать
ЦитироватьГладкий писал, что Коляко предложил схему с пакетным размещением связок цилиндрических баков ВНУТРИ несущего корпуса.
Интересно: если присутствует связка цилиндрических баков то почему их нельзя сделать несущими?
Трудно сказать. Вообще-то вариантов полиблочных компоновок блоков достаточно много. Среди них есть и вполне рациональные для тандемных схем (Протон).
Название: РД-0163
Отправлено: Salo от 20.02.2010 20:09:31
По РД-0163:
ЦитироватьБольшой
Картинка есть, есть и кое какие данные:

 (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/82977)
Название: РД-0163
Отправлено: Дмитрий В. от 20.02.2010 21:50:27
ЦитироватьПо РД-0163:
ЦитироватьКартинка есть, есть и кое какие данные:

(http://s002.radikal.ru/i198/1002/21/61b03b232ac4.jpg)

Полно неточсностей. Количество ступеней - 2, в тоже время присутствует двигатель III ступени. Отношение пустотного УИ к приземному не равно отношению. пустотной тяги к приземной.
Название: РД-0163
Отправлено: SpaceR от 21.02.2010 11:22:27
ЦитироватьОтношение пустотного УИ к приземному не равно отношению. пустотной тяги к приземной.
Действительно, тут либо тяга должна быть 241,086 тс, либо земной УИ 295,787 с.
(по второму варианту - неточность в вакуумных характеристиках - либо тяга должна быть 286,092 тс, либо УИ 319,974 с).

Имхо наиболее вероятен случай ошибки только в одной цифре, и наиболее похож на правду вариант, что вакуумный УИ составляет не 330, а 320 с.  Маловато... :(
Хотя - это же открытая схема, так что неудивительно.
Название: РД-0163
Отправлено: Дмитрий В. от 21.02.2010 11:05:42
Вопрос: куда девается газогенераторный газ после срабатываания на турбине? Помнится, когда речь шла об аммиаке или водороде в РД-0163, рассматриваличсь разные варианты: выброс наружу (открытая схема), возвращение хладоагента в бак после прохождения кондеенсатора, дожигание в КС и выброс в закритическую часть сопла.
Название: РД-0163
Отправлено: Дмитрий В. от 21.02.2010 11:06:31
ЦитироватьИмхо наиболее вероятен случай ошибки только в одной цифре, и наиболее похож на правду вариант, что вакуумный УИ составляет не 330, а 320 с.  Маловато... :(

Все больше, чем анонсированные 312 с для чисто керосинового варианта.
Название: РД-0163
Отправлено: SpaceR от 21.02.2010 12:25:36
Цитировать
ЦитироватьИмхо наиболее вероятен случай ошибки только в одной цифре, и наиболее похож на правду вариант, что вакуумный УИ составляет не 330, а 320 с.  Маловато... :(
Все больше, чем анонсированные 312 с для чисто керосинового варианта.
Ёу, а что ж так мало-то? :(
Из-за этой самой проблемы коксования?
 
Кстати, еще вопрос, оправдывают ли эти 8 с УИ всю мороку с дополнительным компонентом - его лишним баком и набором трубопроводов и автоматики?  :roll:

(потому как мой скромный опыт говорит, что инженеры порой "подтасовывают" результаты, чтобы оправдать своё желание сделать что-то принципиально новое и не применявшееся раньше. ;) )[/size]
Название: РД-0163
Отправлено: Salo от 21.02.2010 13:03:57
Цитировать
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Отношение пустотного УИ к приземному не равно отношению. пустотной тяги к приземной.[/quote:15da30f6ff] Действительно, тут либо тяга должна быть 241,086 тс, либо земной УИ 295,787 с.
(по второму варианту - неточность в вакуумных характеристиках - либо тяга должна быть 286,092 тс, либо УИ 319,974 с).

Имхо наиболее вероятен случай ошибки только в одной цифре, и наиболее похож на правду вариант, что вакуумный УИ составляет не 330, а 320 с. Маловато...  :(  
Хотя - это же открытая схема, так что неудивительно.
ЦитироватьCommix пишет:
2. 3-х ступенчатый пакет. I ступень - 4 боковых блока по 2 шт. РД0163 диаметром 1770 мм, центральный блок с РД0163 диаметром по срезу 2300 мм; блок II ступени - ЦБ с РД0163, 2300 мм; блок III ступени - 4 РД0146.
 
Так как РД0163 3-х компонентный, то в керосин погружены баки с водкой.

(http://s003.radikal.ru/i204/1002/71/bb7dbbae1c9a.jpg)
SpaceR пишет:
330 с в вакууме видимо у двигателя с увеличенным сопловым насадком.
Название: РД-0163
Отправлено: SpaceR от 21.02.2010 17:01:25
Цитировать330 с в вакууме  видимо у двигателя с увеличенным сопловым насадком.
Мне кажется, что удлиненный насадок столько не даст - если сделать его очень длинным, он не сможет нормально давать тягу при запуске на земле.
К тому же несоответствие набора из четырех приведенных цифр налицо. Что ж там, половина цифр от одного варианта движка, половина - от другого? В такой расклад верится с трудом, это был бы уже верх непрофессионализма.
Название: РД-0163
Отправлено: SpaceR от 21.02.2010 18:45:06
ЦитироватьВопрос: куда девается газогенераторный газ после срабатываания на турбине? Помнится, когда речь шла об аммиаке или водороде в РД-0163, рассматриваличсь разные варианты: выброс наружу (открытая схема), возвращение хладоагента в бак после прохождения кондеенсатора, дожигание в КС и выброс в закритическую часть сопла.
Ну, раз на рисунке торца РН присутствуют кружочки (по штуке на каждый движок), то очевиден вариант 1. На ЦБ, возможно, идёт разводка на сопла крена.
Название: РД-0163
Отправлено: Salo от 21.02.2010 20:28:13
Только непонятно, почему судя по верхнему рисунку таких сопел на ЦБ четыре, а на нижнем их нет вообще. Четыре отклоняемых сопла скорее говорят о рулевом двигателе.

(http://s39.radikal.ru/i084/1002/b8/454a04c5b1e3.jpg)
Название: РД-0163
Отправлено: Salo от 21.02.2010 20:46:59
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/240/25.shtml
(http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/240/33.gif)(http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/240/34.gif)
ЦитироватьТак, на двигателе НК-33-1 предлагается увеличить геометрическую степень расширения сопла с Fа = 27.6 до Fа = 79.5 с помощью выдвижного соплового насадка. В этом случае на участке полета РН до 10 км будет работать «земное» сопло, а с высоты примерно Н = 10 км – «земное» сопло с выдвижным сопловым насадком, обеспечивающим вышеуказанное расширение. При этом удельный импульс тяги ЖРД с выдвижным сопловым насадком в пустоте возрастает на ~14 кгс/кг, а тяга соответственно на ~8 тс.
У РД-0163 диаметр по срезу сопла возрастает с 1770 мм до 2300 мм. Думаю 10с УИ такое увеличение геометрической степени расширения дать может.
Название: РД-0163
Отправлено: SpaceR от 21.02.2010 22:14:02
ЦитироватьУ РД-0163 диаметр по срезу сопла возрастает с 1770 мм до 2300 мм. Думаю 10с УИ такое увеличение геометрической степени расширения дать может.
Считайте, убедили! :)   Спасибо за анализ.

P.S. Сергей, а Вы не пробовали статьи на космическую тему публиковать? У Вас уже солидный багаж знаний накопился.[/size]
Название: РД-0163
Отправлено: kopiev от 07.03.2010 21:54:19
ЦитироватьДовольно низкое давление в КС (150атм) позволяет предположить, что РД-0162 это реализация метанового двигателя РД-М (открытой схемы с восстановительным ГГ) предложенного Центром Келдыша (http://engine.aviaport.ru/issues/08/page02.html):

(http://i072.radikal.ru/0807/13/1517084b21b9.jpg)
:?: Немного не понятно - что такое востановительный газогенератор в открытом цикле (то есть без дожигания генераторного газа)?

Может быть, они имеют ввиду то, что метан не образует сажи и с ним возможно использование востановительного генераторного газа, не так?
Название: РД-0163
Отправлено: kopiev от 07.03.2010 22:59:33
Вопрос закрыт. Нужно было посмотреть ссылку Центр Келдыша: Перспективные ЖРД России (http://engine.aviaport.ru/issues/08/page02.html) - там указывается, что замкнутая схема с восстановительным ГГ на метане возможна (РД-0143). Соответственно и схема "газ-газ" также (по крайне мере - теоретически :roll:).
Название: РД-0163
Отправлено: Salo от 01.08.2010 20:06:50
http://www.avanturist.org/forum/index.php?topic=101.msg471810#msg471810
Цитировать
ЦитироватьЯ толком не помню, но есть же критерий оценки технического совершенства ЖРД. И там сравнивают не только тягу и массу ДУ, но и еще импульс. Как "жестянщик", помню, что очень не мало дарили лишнего веса двигателистам, если они повышали импульс. В итоге имели суммарный выигрыш в весе (то ли ракета легче, то ли ПН побольше).
А у РД-170 было еще и жесткое ограничение по габариту (сейчас только вспомнил). Точнее оно было для 1-й ступени 77-й, но и двигатель туда свою лепту вносил.
перегрев пишет:
Импульс в первую голову. Но Ахметов (генконструктор ЦСКБ) на одном из совещаний сказал, что для первых ступеней, рекордный УИ не является определяющим критерием. Главное-надежность. Исключить любые аварии связанные с повреждением старта. Вот 163й под эту идею и появился. Точнее идея под идею появилась. Но это решение (идея), на мой взгляд, все таки шаг в сторону. Если делать тяжелую ракету, ЖРД первой ступени нужно делать по схеме "газ-газ". Пусть долго, пусть большие технические риски, но это потенциальный прорыв. Стоит побрыкаться. например, СПГ (сжиженный природный газ)+кислород. И удельная хорошая и тяга. Но, оговорюсь, риски большие
http://www.avanturist.org/forum/index.php?topic=101.msg471892#msg471892
Цитировать
ЦитироватьА это где и куда? Объясните, плииз, жестянщику (тем более, давно отошедшему от дел).
перегрев пишет:
А это первая ступень Русь-М РД - 0163 (альтернативный вариант) открытая схема, ненапряженная, большой тяги, хай-тек в виде трех компонентов, клон F-1 (воронежский)
http://www.avanturist.org/forum/index.php/topic,101.msg471892.html#msg471892
Цитировать14 Ноябрь 2009, 15:44:53
ЦитироватьНасчет трех компонент, интересно. Только какой тогда нафиг клон F-1?
перегрев пишет:
Концептуально. Хотя старались сделать похоже. Был например спор насчет турбины, на F-1 двухступенчатая турбина, на РД - 0163 обошлись одноступенчатой. Некоторые требовали делать "один в один". А третий компонент для ГГ, не перекись. Там вообще несколько вариантов проработана и ГГ на основных компонентах и ГГ на третьем компоненте
Название: РД-0163
Отправлено: Большой от 01.10.2010 17:53:53
http://www.federalspace.ru/main.php?id=2&nid=12891

ЦитироватьРекордные по длительности огневые испытания двигателя на топливе кислород-СПГ

:: 01.10.2010


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.

Испытание прошло успешно. Была достигнута рекордная длительность  работы двигателя такой размерности при однократном включении - 1160с. В ходе испытания параметры двигателя соответствовали заданным.

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».

Кстати, кто выиграл тендер на разработку двигателя «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»
Название: РД-0163
Отправлено: Salo от 04.10.2011 12:08:08
http://www.avanturist.org/forum/topic/101/offset/3280
Цитироватьперегрев пишет:
Вообще история про 163й ещё ждёт своего исследователя!  :D  Началась она с того, что КБХА, решив цинично нарушить корпоративную этику, грубо вторглась на "чужую делянку" - на нижние ступени, которые отродясь были вотчиной Энергомаша. Причём логика в позиции КБХА была весьма основательная - они опирались на американский опыт и на свой собственный. Будучи единственной фирмой которая в постсоветском периоде сделала полностью новый движок (сколько раз горели - мама, не горюй!), и имея мощный задел в области систем аварийное защиты, (есть там такой Александр Илларионович), в КБХА сформулировали и донесли до руководства отрасли такую мысль - движки с дожиганием окислительного газа имеют в принципе неустранимый недостаток - широкую номенклатуру критичных отказов и, самое главное, очень быстрое время развитие аварийной ситуации (191й на что весь "серебрянный" и то периодически горит) - 0,12 - 0,15 секунды от момента возникновения аварии до момента "Ах, шеф, всё пропало!". В тоже время, имея опыт испытаний 146го, 122го, КБХА справедливо утверждало - у двигателей восстановительной схемы, случись что, авария будет развиваться очень медленно, есть масса времени на парирование аварийной ситуации и безопасный выход из оной (24 августа тому наглядное подтверждение, движок пропыхтел почти 40 секунд, будь на его месте 14Д23, через полсекунды всё бы развалилось). Именно эта идея и легла в основу "слабо нагруженного" РД-0163  :D  Причем я официально заявляю - за основу при проектировании брался F-1, c поправкой на отечественные реалии  :D  Далее началась Большая Политика, КБЭМ встало на дыбы, совершенно неожиданно КБХА поддержал ЦНИИМАШ, Коротеев проект КБХА поддержал с оговоркой: "А сколько вы времени потратите на борьбу с ВЧ", в итоге было принято политическое решение в пользу РД-180 (как ни крути движок существует в металле). Лично мое мнение - было принято верное решение, отработка новых ЖРД сейчас не по карману никому, однако, проект 163 очень хорошо проработан. Выпущен полный комплект КД, проведены модельные испытания ряда агрегатов.
Относительно удельной - базовый вариант КБХА предусматривал водородный привод турбины ТНА, там удельная получалась на уровне НК-33, но с водородом наотрез отказалось работать ЦСКБ, "водочный" вариант это паллиатив, чистый "восстановительный" ГГ вызвал бурную полемику. С общим направлением - как амеры боролись с сажей? Тут невозможно обойтись без аналогий с соседней смешной веткой, на которой я имею обыкновение немного троллить  :)  Заверяю, предметом дискуссий были - ГГ и почему у F-1 была двухступенчатая турбина (в 163м в итоге нарисовали одноступенчатую)

P.S. Забавно, что в КБХА сделали и испытали модельный "бессажевый" ГГ. Прикол в том, что несколько ранее, на том же стенде испытывали аэрозольный генератор, разрабатываемый в интересах РХБЗ (ну для маскировки войск), так вот, "бессажевый" ГГ, в части задымления местности, уверенно покрыл специально разработанный, как бык овцу  :D

P.S.S. К цифрам опубликованным в сети нужно относится крайне осторожно. Никаких супер-пупер насадков в 163м не было. Или ошибка, или сознательная дезинформация. Как-то так  :)  
Название: РД-0163
Отправлено: Старый от 04.10.2011 12:28:24
Цитировать
ЦитироватьВообще история про 163й  ещё ждёт своего исследователя! :D Началась она с того, что КБХА, решив цинично нарушить корпоративную этику, грубо вторглась на "чужую делянку" - на нижние ступени, которые отродясь были вотчиной Энергомаша.
Странно это. На челомеевских МБР кбхашные двигатели применялись и применяются в полный рост. Туда же двинулся и Южмаш в своё время именно Глушко пришлось приложить изрядные усилия чтобы не допустить воронежские двигатели на первую ступень "Сатаны".
Название: РД-0163
Отправлено: Salo от 04.10.2011 12:39:58
Тут речь скорее о кислородно-керосиновых ЖРД.
Название: РД-0163
Отправлено: Salo от 04.10.2011 16:34:21
Цитироватьvadimir пишет:
Альтернативный 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)
В djvu: http://files.mail.ru/6EE4NN (1,3МБ)

(http://s51.radikal.ru/i132/1110/7c/8c2c6feeb5c7.jpg)
ЦитироватьЖРД на кислородно-керосиновом топливе с добавлением третьего компонента

КБХА выполнены расчетно-проектные проработки вариантов кислороднокеросиновых ЖРД с третьим компонентом, а также безгенераторных кислороднокеросиновых ЖРД с дожиганием и без дожигания восстановительного генераторного газа. В качестве третьего компонента для указанных двигателей предполагается использовать сжиженные газы - водород и аммиак (с массовой долей до 5,2%). По оценкам КБХА применение таких схем ЖРД может обеспечить следующий эффект:

• отсутствие предпосьлок к возгоранию материалов газовых трактов турбин благодаря снижению температуры газов перед турбиной до уровня не выше 750К;
• снижение давление кислорода и керосина на выходе из насосов до 250...300 кгс/см2, давления в КС - до 160...190 кгс/см2;
• возможность получения удельного импульса тяги на уровне значений для схемы с дожиганием окислительного генераторного газа.

Наряду с преимуществами вышерассмотренных технических решений по использованию дополнительного компонента топлива, следует отметить, что эксплуатация многоразовых ЖРД в этих вариантах
будет сопряжена с теми же недостатками, что и эксплуатация кислородно-керосиновых ЖРД без добавления третьего компонента.
Кроме того, целесообразность введения третьего компонента топлива должна оцениваться по влиянию такого решения на характеристики
многоразовой ракетной ступени, МРКН и МРКС- 1 в целом с учетом всей совокупности дополнительных бортовых и наземных систем, обеспечивающих применение такого компонента.
Цитировать2. Использование в составе ВРБ двигателей РД0163 также отвечает требованиям по построению ряда МРКН. Однако по показателю Мю ПН варианты МРКН с двигателями РД0163 имеют меньший уровень весового совершенства в сравнении с МРКН, использующими двигатели РД-191М, по причине более низкого удельного импульса тяги двигателя РД0163 открытой схемы.
Заявленный КБХА уровень форсирования двигателя (+33 %) обеспечивает возможность решения задачи выведения ПГ в любом варианте МРКН при отказе на любом этапе выведения одного из четырех ЖРД на одном или на обоих ВРБ. В варианте К-2- 1 для обеспечения стартовой перегрузки - 1,1 при отказе двигателя ВРБ на первых секундах полета, старт осуществляется при работе всех ЖРД ВРБ на режиме 110% Рном· По оценке КБХА, эксплуатация двигателя на таком режиме тяги допускается без ограничения ресурса и кратности применения. На 15 с полета тяга ЖРД переводится на номинальный режим и далее регулируется по принятой циклограмме.
ЦитироватьВарианты МРКН с кислороднокеросиновыми ЖРД с третьим компонентом

При разработке аванпроекта МРКС-1 проводились проработки вариантов использования в составе первой ступени МРКН: трехкомпонентных ЖРД безгазогенераторной схемы, включая модификации ЖРД РД0163 разработки КБХА на топливе «керосин + жидкий О2 + жидкий аммиак» с содержанием массовой доли третьего компонента 0,4 . . . 5,2%.
Анализ энергомассовых характеристик МРКН показал следующее.
Применеине трехкомпонентного топлива с массовой долей водорода до 1,5% не обеспечивает прироста энергетических характеристик
по сравнению с топливом «Метан + кислород» или «керосин + кислород» при формировании траектории выведения РН не только по критерию максимума массы выводимого ПГ, но и по критерию минимума
теплового нагружения конструкции ВРБ на возвратной траектории, что является условием создания конструкции ВРБ без теплозащиты.
При использовании трехкомпонентного топлива с содержанием водорода около 3,5% масса заправляемого топлива в сравнении
с КРТ «Керосин + кислород» снижается примерно в 1,5 раза, что, несмотря на увеличение удельного импульса тяги ЖРД (на- 10%), приводит к снижению грузоподъемности МРКН на - 15%.
Применеине трехкомпонентного топлива с содержанием водорода около 5% неприемлемо вследствие существенного увеличения
объема заправляемого водорода и невыполпения ограничений на возможные варианты транспортировки ВРБ.
Анализ надежности систем РН показывает, что наиболее «слабыми» системами являются двигатели и пневмогидравлическая система (ПГС) ракеты. Применение трехкомпонентных двигателей однозначно
потребует усложнения как непосредственно ЖРД, так и ПГС РН, обусловленного необходимостью внесения всего ряда дополнительных элементов хранения, подачи и контроля состояния третьего компонента, а также внесения соответствующей логики и
элементов ее реализации в СУ РН. Таким образом, при использовании трехкомпонентных двигателей можно прогнозировать снижение уровня надежности ЖРД и ПГС примерно на треть, что приведет к снижению надежности трехкомпонентной ступени на - 20% (в предположении, что отказы МДУ составляют - 75% отказов РН).
Наличие третьего компонента потребует соответствующего усложнения стартового комплекса (СК) и технологии работы с РН в
части обеспечения заправки/слива компонентов топлива, что приведет к увеличению трудоемкости работ по подготовке и проведению пуска и численности персонала.
В связи с вышеизложенным, по оценкам ГКНПЦ им. М.В. Хруничева, применение ЖРД на кислородно-керосиновом топливе с добавлением третьего компонента в составе ВРБ МРКН является нецелесообразным.
Название: РД-0163
Отправлено: Glaurung от 04.10.2011 23:12:57
ЦитироватьВопрос: куда девается газогенераторный газ после срабатываания на турбине? Помнится, когда речь шла об аммиаке или водороде в РД-0163, рассматриваличсь разные варианты: выброс наружу (открытая схема), возвращение хладоагента в бак после прохождения кондеенсатора, дожигание в КС и выброс в закритическую часть сопла.
Там есть сопло сброса (на РД-0163А их 2).
Название: РД-0163
Отправлено: LG от 04.10.2011 23:45:33
РД-0163
А нафига он вообще? :shock:
Название: РД-0163
Отправлено: Salo от 05.10.2011 00:08:47
Ты же хотел F1?
Название: РД-0163
Отправлено: Salo от 05.10.2011 00:11:13
Цитировать
ЦитироватьВопрос: куда девается газогенераторный газ после срабатываания на турбине? Помнится, когда речь шла об аммиаке или водороде в РД-0163, рассматриваличсь разные варианты: выброс наружу (открытая схема), возвращение хладоагента в бак после прохождения кондеенсатора, дожигание в КС и выброс в закритическую часть сопла.
Там есть сопло сброса (на РД-0163А их 2).
Т.е. ТНА тоже два? РД-0163A это водочный вариант?
Название: РД-0163
Отправлено: LG от 05.10.2011 01:51:46
ЦитироватьТут речь скорее о кислородно-керосиновых ЖРД.
Тем более. Кислордно-керосиновых ЖРД всяких разных для 1 ступени уже очень много. Тут надо не новое делать а выбирать. Я ообще подозреваю что для России новый ЖРД - это бред и нонсенс.
Название: РД-0163
Отправлено: Glaurung от 05.10.2011 06:47:56
Цитировать
Цитировать
ЦитироватьВопрос: куда девается газогенераторный газ после срабатываания на турбине? Помнится, когда речь шла об аммиаке или водороде в РД-0163, рассматриваличсь разные варианты: выброс наружу (открытая схема), возвращение хладоагента в бак после прохождения кондеенсатора, дожигание в КС и выброс в закритическую часть сопла.
Там есть сопло сброса (на РД-0163А их 2).
Т.е. ТНА тоже два? РД-0163A это водочный вариант?
Нет. 163А - высотная версия для центра. Поэтому для обеспечения управляемости сопел сброса (они же - рулевые) там 2 шт. А на боках просто по 2*РД-0163 (которые с одним СС)
Название: РД-0163
Отправлено: Salo от 05.10.2011 08:45:00
Спасибо! :wink:
Название: РД-0163
Отправлено: Salo от 09.10.2011 19:39:51
http://www.avanturist.org/forum/topic/101/message/1102543#msg1102543
Цитировать
Цитировать
ЦитироватьSalo пишет:
Я вот не пойму с безгазогенераторной схемой с дожиганием: как удалось обеспечить подачу в КС с такими малыми количествами третьего компонента и с дожиганием его в камере?
перегрев пишет:
Водород вдувался в керосин на входе в установку. Они в КБХА рисовали несколько вариантов дожигание третьего компонента при безгенераторной схеме. (Ну, как рисовали, это скорее предпроектные проработки...). Например такой - сброс водорода после турбины в закритическую часть сопла. Как у F-1. Это добавляло три единицы удельной. Припоминается, что рассматривался вариант сброса водорода на вход "Г". Относительно "малого расхода" могу сказать, что тут надо смотреть. Водород имеет рекордную работоспособность (R*T), поэтому вполне могут получаться приличные давления и при малом расходе.
перегрев пишет:
Запасной ТНА в 163м начали придумывать после того как выяснилось, что если решить проблемы с прочностью (сделать все мощное и железное), то начинаются проблемы с ТНА, вся эта мутотень с критическими частотами вала, не получалось его форсировать, следующий номинал (для "горячего резервирования" ;) находился вблизи очередной критической частоты. Тогда, в качестве, паллиатива, был предложен запасной ТНА (со своим ГГ) который при выключении одного двигателя должен был обеспечить требуемое увеличение расхода на оставшиеся. На редкость идиотская непривычная схема получалась. :D Но весь этот экзотический продукт креативщиков из КБХА был и остается на уровне неких проработок с неопределенной детализацией. ЭП для Руси-М (вечная ей память!) ничего такого этакого не включал.
Название: РД-0163
Отправлено: Salo от 15.10.2011 07:16:36
Это не о РД0163, но принцип видимо тот же:
ЦитироватьАрхангельский В.И., Хазов В.Н. КИСЛОРОДНО-КЕРОСИНО-АММИАЧНЫЕ ТОПЛИВНЫЕ КОМПОЗИЦИИ В ЖРД. Труды НПО Энергомаш.
http://lpre.de/resources/articles/83121926.pdf
Название: РД-0163
Отправлено: Salo от 16.10.2011 16:26:50
Патент на ту же тему:
http://bd.patent.su/2386000-2386999/pat/servl/servlet5bda.html
ЦитироватьРОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ

ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА
ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ,
ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ    (19)    RU    (11)    2386845    (13)    C2    
(51) МПК

F02K9/48 (2006.01)
C10L1/30 (2006.01)
(12) ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ К ПАТЕНТУ
Статус: по данным на 28.09.2010 - действует
   
   

(21), (22) Заявка: 2006145410/06, 21.12.2006

(24) Дата начала отсчета срока действия патента:
21.12.2006

(43) Дата публикации заявки: 27.06.2008

(46) Опубликовано: 20.04.2010

(56) Список документов, цитированных в отчете о
поиске: RU 2273754 С2, 10.04.2006. RU 2233990 С2, 10.08.2004. RU 2146334 C1, 10.03.2000. GB 2240815 A, 14.08.1991. FR 2640322 A1, 15.06.1990. US 4825650 A, 02.05.1989.

Адрес для переписки:
141400, Московская обл., г. Химки, ул. Бурденко, 1, ОАО "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко", начальнику отдела, В.С. Судакову
   

(72) Автор(ы):
Чванов Владимир Константинович (RU),
Архангельский Валерий Иванович (RU),
Хазов Владимир Николаевич (RU),
Коновалов Сергей Георгиевич (RU)

(73) Патентообладатель(и):
Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" (RU)

(54) СПОСОБ РАБОТЫ КИСЛОРОДНО-КЕРОСИНОВЫХ ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ И ТОПЛИВНАЯ КОМПОЗИЦИЯ ДЛЯ НИХ

(57) Реферат:

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, конкретно - к ракетным двигателям кислородно-керосинового класса. Способ работы кислородно-керосинового жидкостного ракетного двигателя основан на использовании топливной добавки, используемой в качестве хладоагента для проточного охлаждения камеры и затем вводимой в газогенератор, имеющий подвод топлива от напорных магистралей кислорода и керосина, сжигаемых при стехиометрическом соотношении, при этом топливная добавка используется для балластировки "нейтрального газа" и снижения его температуры до значений, допускаемых используемыми конструкционными материалами турбины, а полученный газ после срабатывания на турбине подают в камеру сгорания, в которую также поступает окислитель и горючее, причем в качестве топливной добавки применяется сжиженный аммиак (NH3), доля которого составляет от 10% до 35% от массового расхода всего топлива, при этом газ с аммиачной добавкой после срабатывания на турбине дожигается в камере двигателя. Топливная композиция для кислородно-керосиновых жидкостных ракетных двигателей содержит топливную пару, включающую сжиженный кислород и жидкий керосин, а также топливную добавку, улучшающую эксплутационные и энергетические характеристики двигателей, причем в качестве топливной добавки используется сжиженный аммиак (NH3), процентная доля которого составляет от 10% до 30% от суммарного массового расхода топлива. Изобретение обеспечивает улучшение энергетических характеристик кислородно-керосиновых жидкостных ракетных двигателей. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Область техники

Предлагаемое техническое решение относится к жидкостным ракетным двигателям, конкретно - к ракетным двигателям кислородно-керосинового класса.

Предшествующий уровень техники

В современной ракетно-космической отрасли широко используются кислородно-керосиновые жидкостные ракетные двигатели, выполненные по схеме с дожиганием турбогаза в камере сгорания и характеризуемые высокой энергетической эффективностью в сочетании с доступностью и экологической чистотой компонентов топлива.

Способ работы таких двигателей состоит в том, что турбина турбонасосного агрегата, питаясь рабочим газом из газогенератора, приводит в действие насосы, которые подают компоненты топлива в газогенератор и камеру сгорания, причем рабочий газ из газогенератора после срабатывания на турбине турбонасосного агрегата попадает в камеру сгорания, где происходит его дожигание. Таким образом, энергия топлива используется максимально полно (см., например, книгу: Козлов А.А. и др. Система питания и управления жидкостных ракетных двигательных установок. М. Машиностроение, 1988, стр.115-125).

Данное решение принимаем за аналог.

Однако такой схеме присущи и недостатки, поскольку при использовании для привода турбины высокотемпературного окислительного газа сохраняется потенциальная опасность возгорания проточной части окислительного тракта. Кроме того, в некоторых случаях возникают трудности, связанные с ограниченной охлаждающей способностью керосина.

В способе-прототипе (патент РФ 2273754, МПК F02K 9/48 ) для охлаждения камеры кислородно-керосинового двигателя применяется сжиженный гелий, который также является добавкой к топливной композиции. При этом гелий с выхода из насоса входит в каналы регенеративного охлаждения камеры двигателя и затем поступает в газогенератор. В газогенераторе обеспечивается стехиометрическое (=1) сгорание кислорода и керосина, а необходимое последующее снижение температуры полученного газа до значений, допускаемых используемыми конструкционными материалами турбины, реализуется за счет его балластировки вводом в газогенератор гелия. Полученный таким образом рабочий газ поступает на привод турбины, а далее - в камеру сгорания.

Использование гелия в кислородно-керосиновой топливной паре позволяет существенно повысить энергетические характеристики двигателей. Так, например, при введении добавки гелия в количестве 10% от массового расхода топлива удается увеличить удельный импульс двигателя на ~20 сек, а с учетом отказа от завесного охлаждения камеры - до ~30 сек.

Однако использование гелия в топливной композиции кислородно-керосиновых двигателей ограничивается его высокой стоимостью, а также трудностями, связанными с его хранением в баке ракеты и последующим нагнетанием до высоких давлений.

Раскрытие изобретения

Предлагаемое техническое решение выполняет задачу, обеспечивающую надежную работу кислородно-керосинового жидкостного ракетного двигателя с новой топливной композицией, недорогой и по своим теплофизическим свойствам превосходящей керосин.

Поставленная техническая задача решается тем, что в способе работы кислородно-керосинового жидкостного ракетного двигателя, основанном на использовании топливной добавки, используемой в качестве хладоагента для проточного охлаждения камеры и затем вводимой в газогенератор, имеющий подвод топлива от напорных магистралей кислорода и керосина, сжигаемых при стехиометрическом соотношении, топливная добавка используется для балластировки "нейтрального газа" и снижения его температуры до значений, допускаемых используемыми конструкционными материалами турбины, а полученный газ после срабатывания на турбине подают в камеру сгорания, в которую также поступает окислитель и горючее, причем в качестве топливной добавки применяется сжиженный аммиак (NH3), доля которого составляет от 10% до 35% от массового расхода всего топлива, при этом газ с аммиачной добавкой после срабатывания на турбине дожигается в камере двигателя.

Отличительной особенностью предлагаемого технического решения является новая топливная композиция.

Топливная композиция для кислородно-керосиновых жидкостных ракетных двигателей содержит топливную пару, включающую сжиженный кислород и жидкий керосин, а также топливную добавку, улучшающую эксплутационные и энергетические характеристики двигателей, причем в качестве топливной добавки используется сжиженный аммиак (NH3), процентная доля которого составляет от 10% до 30% от суммарного массового расхода топлива.

При введении аммиачной добавки в количестве (10-20)% удельный импульс кислородно-керосинового двигателя увеличивается до ~5 сек (относительно исходного варианта), при этом уменьшается расход керосина в 2-4 раза за счет его соответствующего замещения аммиаком, а при увеличении добавки до 35% прирост удельного импульса практически исчезает, в то же время естественно, что расход керосина замещается аммиаком в существенно большей степени.

Краткое описание чертежей

Предлагаемое техническое решение поясняется фиг.1 и 2:

на фиг.1 представлена схема жидкостного ракетного двигателя;

на фиг.2 представлена зависимость идеального удельного импульса двигателя (Iуд) от соотношения расходов компонентов топлива (Кm) в камере (отношение массового расхода кислорода к массовому расходу керосина) для различных по величине (в % к суммарному расходу компонентов топлива) аммиачных добавок.

Пример реализации изобретения

Жидкостный ракетный двигатель (фиг.1) содержит камеру 1 с форсуночной головкой 2 и соплом 3, турбонасосный агрегат 4, который включает соосно установленные насос окислителя 5 с подкачивающей ступенью 6, керосиновый насос 7 с подкачивающей ступенью 8, аммиачный насос 9 и газовую турбину 10. Своим питающим коллектором 11 турбина подключена к газогенератору 12, а выходным патрубком 13 - к форсуночной головке 2 камеры 1.

Питание газогенератора 12 жидкими окислителем и горючим осуществляется от высоконапорных магистралей 14 и 15, которые подсоединены к подкачивающим ступеням 6 и 8 насосов окислителя и горючего соответственно. Питание камеры 1 жидкими окислителем и горючим осуществляется от высоконапорных магистралей 16 и 17, которые подключены к первым ступеням насоса окислителя 5 и насоса горючего 7 соответственно. Насос сжиженного аммиака 9 соединен высоконапорным патрубком 18 с трактом регенеративного проточного охлаждения камеры и сопла 19 и 20, который подключен выходом к газогенератору 12.

Работа жидкостного ракетного двигателя

Сжиженный кислород поступает в насос 5, из которого по трубопроводу 16 подается в форсуночную головку 2 камеры 1, а из подкачивающей ступени 6 по трубопроводу 14 в газогенератор 12. Жидкий керосин поступает в насос 7, из которого по трубопроводу 17 поступает в форсуночную головку 2 и в подкачивающую ступень 8 и далее - по трубопроводу 15 в газогенератор 12. Сжиженный аммиак поступает в насос 9, из которого по трубопроводу 18 подается в тракт 19 и 20 регенеративного охлаждения камеры сгорания 1 и сопла 3, а далее - в газогенератор 12.

В результате стехиометрического сжигания жидких компонентов топлива (кислорода и керосина) в газогенераторе образуется "нейтральный" газ высокой температуры, который затем охлаждается до значений допускаемых материалом турбины за счет ввода прошедшего тракт регенеративного охлаждения камеры аммиака. Полученный турбогаз поступает на лопатки турбины 10, которая приводит во вращение насосы 5, 6, 7, 8, 9 через общий с ней вал. С выхода из турбины газ по трубопроводу 13 поступает в форсуночную головку 2 камеры сгорания 1. В ней отработавший на турбине 10 газ дожигается с жидким окислителем и горючим, а высокотемпературные продукты сгорания далее расширяются в реактивном сопле 3, создавая тягу жидкостного ракетного двигателя.

Для предложенного способа были сделаны расчеты зависимости достижимого удельного импульса двигателя от соотношения компонентов топлива (Кт) для различных по величине (в % от суммарного расхода компонентов топлива) аммиачных добавок (см. фиг.2). Здесь для серии добавок аммиака в количестве (10-20)% - кривые А - прирост удельного импульса из-за улучшения термодинамических характеристик топлива в сумме с приростом удельного импульса, обусловленным возможностью уменьшения расхода на завесное охлаждение камеры при использовании аммиачной схемы охлаждения оценивается ~5 сек. А при дальнейшем увеличении аммиачной добавки до (25 - 30)% - кривые В - происходит существенное замещение массового расхода керосина на аммиак.

Таким образом, применение топливной добавки (от (10-30)%) в виде сжиженного аммиака к топливной композиции (кислород-керосин) позволяет улучшить энергетические характеристики кислородно-керосиновых жидкостных ракетных двигателей.

Промышленная применяемость

Предлагаемый ЖРД и топливная композиция найдут применение в двигателях как ЖРД малых тяг, так и мощных двигателей ракет-носителей.


Формула изобретения

1. Способ работы кислородно-керосиновых жидкостных ракетных двигателей с топливной добавкой, при котором топливную добавку используют в качестве хладагента для проточного охлаждения камеры, а затем вводят в газогенератор, имеющий подвод топлива от напорных магистралей сжиженного кислорода и жидкого керосина и вырабатывающий газ при стехиометрическом (=1) сжигании указанных компонентов, при этом топливная добавка используется для балластировки "нейтрального газа" с целью снижения его температуры, а полученный турбогаз после срабатывания на турбине подают в камеру двигателя, в которую также поступают от напорных ступеней насосов сжиженный кислород и жидкий керосин, отличающийся тем, что в качестве топливной добавки применен жидкий аммиак, при этом доля аммиака в топливной композиции составляет 10-35% от массового расхода топлива, кроме того, аммиак, входящий в состав турбогаза дожигается в камере сгорания.

2. Топливная композиция для кислородно-керосиновых жидкостных ракетных двигателей, содержащая сжиженный кислород, жидкий керосин и топливную добавку, улучшающую энергетические и эксплутационные характеристики двигателей, отличающаяся тем, что в качестве топливной добавки применен сжиженный аммиак (NH3), при этом доля аммиака в топливной композиции составляет 10-35% от массового расхода топлива.

3. Топливная композиция по п.2, отличающаяся тем, что топливная добавка в виде сжиженного аммиака, доля которого составляет 10-20% от массового расхода топлива, повышает удельный импульс двигателей до ~5 с.

4. Топливная композиция по п.2, отличающаяся тем, что топливная добавка в виде сжиженного аммиака, доля которого составляет 20-35% от массового расхода топлива, реализует существенное замещение керосина более дешевым аммиаком.

РИСУНКИ
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/81159.gif) (http://bd.patent.su/2386000-2386999/images/rupatimage/0/2000000/2300000/2380000/2386000/2386845.tif)
Название: РД-0163
Отправлено: Salo от 03.07.2012 00:35:46
http://www.avanturist.org/forum/topic/101/message/1377232#msg1377232
Цитироватьперегрев пишет:
Таки (пока) несостоявшийся РД0163, в трехкомпонентном варианте, должен был иметь у земли удельную 282 единицы (это без вдува в закритическую часть как у F-1, со вдувом - 283 - 285). В "традиционном" варианте - удельная у земли должна была составлять 277 единиц. Без "циклина" и "синтина" (синтетических углеводородных топлив). С ними куда больше. Примерно на 8 единиц.
Название: РД-0163
Отправлено: Lamort от 03.07.2012 01:11:44
ЦитироватьПатент на ту же тему:
http://bd.patent.su/2386000-2386999/pat/servl/servlet5bda.html
ЦитироватьТаким образом, применение топливной добавки (от (10-30)%) в виде сжиженного аммиака к топливной композиции (кислород-керосин) позволяет улучшить энергетические характеристики кислородно-керосиновых жидкостных ракетных двигателей.
Аммиак? - Будут трупы, однако. :)