Двигатели НИИМаш

Автор Штуцер, 22.09.2010 12:16:05

« предыдущая - следующая »

0 Пользователей и 1 гость просматривают эту тему.

Salo

Вот видимо газовые двигатели на Блоке Л (справа):
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/photogallery/gallery_031/pages/IMG_2666.html

"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

Цитата
ЦитатаВот здесь:
http://www.niimashspace.ru/program.html
много фото РН Космос-3М и Молния. Что для них делал НИИМаш?
На блоке Л (2БЛ) видимо газовые двигатели. На второй ступени Космоса -3М скорее всего двигатели системы малой тяги.

Но тут вопрос: кто их делал на первоначальных образцах в 50-е 60-е годы?

Газовые двигатели Блока Л скорее всего ОКБ-1, а вот кто делал двигатели СМТ второй ступени Космоса-3М? Кроме ТМКБ "Союз" некому, но ссылок нигде не встречал.
Тяга двигателей СМТ 25Н. У НИИМаша таких не было. У ТМКБ тоже. Видимо всё-таки двигатели делало КБХМ.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

Ан нет. Как раз у ТМКБ Союз в те годы был двигатель на 25 Н. Он использовался в ДОК ЛОК и 11Д79. А первую микрушку исаевцы  сделали в 1971 году.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

"Модернизация эксплуатируемых двигателей и двигательных установок ракет-носителей, космических аппаратов и разгонных блоков в части проведения работ по модернизации составных частей двигателей ракет-носителей типа "Союз", "Протон", "Зенит", разгонных блоков типа "Фрегат", "Бриз", "ДМ", двигательных установок космических кораблей и аппаратов типа "Прогресс", "Союз", "Ресурс", "Экспресс", "Спектр". Шифр: ОКР "Факел"

Документация: http://www.roscosmos.ru/download/2011_03_14_fakel.zip
Цитата2.2.9. Модернизация двигателя 17Д58Э посредством внедрения КС из ниобиевого сплава с жаростойким покрытием для улучшения энергетических характеристик в части: изготовление и проведение автономных испытаний КС, корректировка КД.
ЦитатаЭнергетические характеристики двигателя 17Д58Э должны быть повышены на 10 единиц.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Только сейчас увидел эту тему  и сайт НИИмаш. Присоединяюсь запоздало   к поздравлению Главного конструктора Ларина Е.Г. с 80-летием! Виделся с ним в отделе кадров НИИмаш в июле  2010 года по вопросу воссоздания музея факультета двигателей МАИ (как известно он сгорел). С пониманием отнесся к этому и пообещал помочь. Увы, по приезду в Москву я отчитался декану факультета письменно и неоднократно (членом общественного совета по воссозданию музея, которого я являюсь), но пока тишина... Хочу добавить, что ФГУП НИИмаш до сих пор тянет ношу по инфраструктуре г.Нижняя Салда и это очень отрадно. Ничего они из зданий не продали, очень рачительно относятся и к жилому фонду и к предприятиям социальной культуры. Есть неплохая зарплата и работа. Вы даже представить себе не можете как это резко отличается от техже металургических заводов этого региона (не путать с производством титатна в г.Верхняя Салда) один из которых расположен около станции и полностью стоит...
1.КРК Ангара -доказывает, что Россия на многое способна. А Рогозина я уважаю!
2. Доводы на сверх траты разбиваются  графиками финансирования
3. Экологичность и независимость от капризов Казахстана - железный аргумент
4. Не хватает  КВРБ, водородной ступени и самой "малости" - возвращаемых ступеней

Salo

16.04.2011 17:25:59 #25 Последнее редактирование: 29.11.2012 14:11:31 от Salo
http://www.niimashspace.ru/produce/rkt/22-propulsion/65--q-q.html
ЦитатаДвигательная установка возвращаемого аппарата международной программы "Фобос-Грунт"

Двигательная установка с вытеснительной системой подачи включает маршевый двигатель тягой 130,5Н, 16 двигателей тягой 0,8Н на газообразном азоте с ресурсом по числу включений e 80 000, 4 однокомпонентных бака с жесткой разделительной диафрагмой для хранения горючего и окислителя, 2 баллона с силовой оболочкой из органожгута «Армос» для газообразного азота.
     
Назначение

Увод аппарата с поверхности спутника Марса Фобоса и перевод на заданные промежуточные орбиты вокруг Марса;
Увод аппарата на траекторию полета «Марс-Земля»;
Ориентация аппарата в пространстве;
Коррекция траектории полета по командам с Земли;

Характеристики

Масса без топлива, кг       55.5
Масса топлива,АТ/НДМГ, кг       135
Масса газообразного азота, кг 6,46
- для двигателей ориентации 3
- для наддува топливных баков 3,46
Массовое соотношение компонентов топлива       1,85±0,5
Напряжение постоянного тока, В       27
Рабочее давление на входе в маршевый двигатель, МПа       1,5



Изображение кликабельно
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

ЦитатаИ всё-таки, что было-то с ДПО?
От наших официальных сообщений о проблемах нет.
А вот NASA пишет:
ЦитатаSoyuz TMA-02M/27S Anomalies:
RSC-Energia this morning reported two anomalies on 27S:

During today's rendezvous burn on Soyuz Orbit 17 a lower than expected thrust (~60%) was seen in DPO-B thruster #14 (nominal thrust: 13.3 kgf). A subsequent test on Orbit 20 confirmed this, and specialists suspect FOD (Foreign Object Debris), perhaps some shaving, in the prop metering line. Thruster #14 acts along x-axis and is also used for yaw control (y-axis). There is no other thruster like this one, but 2 smaller DPO-M thrusters (nominal: 2.7 kgf each) can perform this function independently of #14. Because even at 60% capacity this thruster still provides more thrust than the 2 smaller ones together, specialists recommend using the degraded engine after uplinking a software patch to extend the range of its allowable burning time (nominal: 400 sec). The software patch will also account for the case of the thruster becoming completely blocked, in which case the system will switch over to the 2 smaller thrusters. If #14 should clear, the time range in the s/w patch will allow a return to the nominal configuration. The docking plan will be modified to account for the decreased thrust. RSC-Energia expressed confidence that the docking can still be kept on time, at 5:22pm.

The second anomaly were lower than expected CO2 (carbon dioxide) readings of the Soyuz GA (Gas Analyzer) during the first two orbits. On Orbit 3, the data became nominal. Specialists believe that Sokol spacesuit checks prior to liftoff flooded the sensor with O2 (oxygen), suppressing CO2 (the GA in this Soyuz has no screen to protect against this case). Plans are to leave the GA activated for 3 days after docking to allow specialists to monitor data. Borisenko has turned on the Soyuz TMA-21/26S GA and will use it with the ISS GA to compare the readings for accuracy.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

11Д428А-16 забарахлил. Интересно это первый случай?
"Были когда-то и мы рысаками!!!"


Salo

24.08.2011 12:08:48 #29 Последнее редактирование: 29.11.2012 14:30:42 от Salo
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=388972#388972
Цитатаexcellent пишет:

Где то примерно в 98 году на Ниимаш пришло ТЗ с Энергии о разработке двигателя с высоким УИ - около 300 с как мне помнится.
В разработку ввязалось и КБХМ. По прошествии некоторого времени движок был изготовлен. Из-за того что Энергия не могла отдать предпочтения тому или иному производителю по результатам бумажных отчетов были проведены сравнительные испытания двигателей обеих фирм на стендах НИИмаш и КБХМ.
Двигатель КБХМ представили на испытания со стендовым соплом (по моему степень расширения было что-то около 15), НИИмаш представил двигатель с полноразмерным соплом. По результатам испытаний Энергией выбран двигатель НИИмаш. 307 единиц КБХМ получали пересчетом результатов стендового двигателя на Кр 1,85 (расширение сопла 100). Кр они высчитали теоретическим путем, т.к. у них двигателей с такими соплами в то время не было.
Движок правда в дело не пошел, по понятным причинам) но на основе его был переделан двигатель 11Д458 в 11Д458М, который прошел где то в 2005-6 гг этап ЗДИ и принят заказчиком на соответствие ТЗ. Так што НИИмашевские двигатели - это двигатели с реальным УИ, изготавливаемые серийно.

Добавлю, что на нем стоит стабилизатор давления, поддерживающий УИ и, соответственно тягу в широком диапазоне входных давлений.

Извините за офф, если что.
Цитатаexcellent пишет:

320 с для рдмт - это очень много, почти недостижимо. Чтобы ее достигнуть надо вложить очень большие деньги, просто гигантские, несоразмерные удельному импульсу и области применения.
По поводу 315 с - если назовете обозначение движка - могу уточнить.
Однако замечу, что для рдмт такое значение удельного импульса - огромнейшее достижение. Ведь не надо напоминать что рдмт работают при достаточно низких значениях входного, и соответственно камерного давления. Если поглядеть в 4 том справочника Глушко, то вы прекрасно увидите,что при альфа 0,6 теоретический удельный импульс при давлении в камере около 7 атмосфер будет лежат в районе 320-330 с. Чем ближе удельный импульс к теоретическому тем сложнее его достигнуть. Я лично двигателей с таким УИ не видел и все упоминания о них считаю недостоверными. В неметчине производились движки с платиновородиевыми соплами с
УИ в районе 320 с. Однако они измеряют УИ в импульсном режиме... Мне кажется это несколько неверно. В импульсе в принципе можно намерять сколько душа пожелает.
По поводу рения - целиком из него двигатели конешно не делают, он не технологичный материал - плохо сваривается, плохо обрабатывается резанием. На Ниимаше в свое время проводились работы по созданию рениевого сопла, совместно с Уральским отделением академии наук . Но все это очень дорого, из центра денег не было и их свернули, хотя предварительные оценки показывали неплохие результаты.
По поводу движка на рисунке Salo - это вообще в солиде нарисовано. Такого двигателя у Ниимаша нет и не было, это ж реклама голимая. Создать в принципе не так и сложно но все упирается в финансирование

п.с. Для оценки реальности моих данных скажу что работал на НИимаше в 92-2003 гг и все эти истории знаю изнутри.
пс.с. Хочу спросить у фагота - а что вы понимаете под серьезными применениями для ДУ с вытеснительной подачей топлива?
БР морского базирования - серьезное применение?
Цитатаexcellent пишет:

На возвращаемом модуле (ДУ полностью проектируется и изготавливается НИИмашем) стоит двигатель тягой 13,3 кг с УИ = 307 с (специально отобран для ДУ) в качестве маршевого и модернизированные газовые в качестве движков ориентации и стабилизации.
На перелетном модуле должны стоять двигатели тягой по 40 и 5 кг соответственно (параметры удельного импульса не могу прямо сейчас сказать, т.к. не в курсе, модернизация проводилась уже после меня, но думаю на уровне 11Д458М, не ниже) и вроде как еще тягой 1,2 кг.
Цитатаmescalito пишет:

Все эти большие УИ за рубежом достигаются за счет применения для материала стенки камеры сгорания высокотемпературных сплавов на основе рения, иридия, платины и композиционных материалов на основе карбида кремния.

Температура стенки камеры на стационарном режиме в таких двигателях не менее 1700С. Но способна держать забросы до 2000С.

А какая температура стенки в НИИМАШевских двигателях?
Цитатаexcellent пишет:

У них ММГ наверное, а на нем УИ повыше.
По крайней мере это следует из сравнительного испытания серийного движка 11Д458 в Америке на стендах фирмы Аэроджет в середине 90-х гг. Штатный движок с УИ 250 ед испытали в Америке на их компонентах и удивилсь - показал УИ на уровне 290 ед.
На Ниимаше еще в конце 80-х гг были разработаны и испытаны сопла с керамическими вкладышами в минимальном сечении, с вкладышами из ниобиевого сплава, сопла с абляционным покрытием.
В начале 90-х освоено производство сопел из ниобиевого сплава с дисилицидмолибденовым покрытием. Внедрение таких сопел на серийных двигателях было сопряжено не только с технологическими трудностями, но и с косностью мышления отдельных высокопоставленных чиновников в некоторых космических фирмах, но тем не менее это было сделано.
Как я уже писал в Германии были рекламированы сопла из платинородиевого сплава - представляете сколько оно будет стоить, для сороковки со степенью расширения 150, массой более килограмма? А стружка? Это маманегорюй сколько забот
Температура в минимальном сечении если мне не изменяет память около 1300-1400С. Карбидкремниевые тоже делались, но у нас в России в те времена керамику не умели делать...трещали они очень хорошо, приходилось выкручиваться по всякому. Да и вообще.. все в деньги упирается, а финансирование тогда было минимальным.
УУКМ планировался к освоению, была даже опытная партия изготовлена в УНИИКМ.. но .. 90-е все сгубили.
Хотел бы также добавить что повышение температуры в камере не такое простое дело как кажется на первый взгляд. Схему смешения надо менять, отрабатывать все это дело, а это не быстро.
С РДМТ не меньше возни чем с большими двигателями.
Цитатаmescalito пишет:

Как делают двигатели из сплавов платины в EADS я точно не знаю но уж точно не точением из прутка. В США камеры ЖРДМТ из рения с иридиевым покрытием делают способом газоплазменного напыления на форму. Это двигатели HiPAT и AMBR. Как понимаете никакой стружки там нет.
Ниобиевый сплав С103 с силицидным покрытием R512 в США для камер ЖРДМТ применяется уже очень давно. Температура стенки у таких камер 1400С.
Также сплавы ниобия и вольфрама применяются уже даже в Китае и там тоже УИ 310-315 с на степени расширения 150-200.
А что касается стоимости то масса всего ЖРДМТ с клапанами и степенью расширения 200 составляет 4 кг не больше (на сайте EADS можно проверить). Повышения УИ апогейника с 280 до 320 с даст экономию топлива на довыведении около 70 кг. А так как двигатели РСУ питаются от тех же баков что и апогейник то это как минимум лишних два года активного сушествования.
На форуме НК как то (поему участник "Новый" писали что год работы среднего спутника связи на ГСО это 100 млн. долларов дохода.
Я думаю что в Европе и Америке а теперь уже и в Азии деньги считать умеют и не заморачиваются на счет того что 1 кг рения стоит около 80000 долларов

А кстати в Росии камеры из рения делали в Екатиренбурге в НИИ высокотемпературной электрохимии. На сайте у них можно посмотреть.

И один из директоров фирмы которая напыляет камеры из рения в США выходец из этого института. Так-то.
Цитатаexcellent пишет:

Честно говоря не очень понятно ваше эмоциональное "так-то" в конце.
Камеру конешно не точением из прутка делают. Сверхзвуковую часть скорее всего катают из листа. Саму камеру наверное или штампуют или прессуют, не знаю, однако хочу заметить что окончательная обработка точением все же присутствует в любом случае, а значит есть и стружка, хотя не в ней ведь дело, не правда ли?

Наверное деньги считают, не знаю.. у нас в России все может быть.
Про камеру из рения я уже писал, если вы заметили, на НИИмаше пробовали делать их совместно с Уральским отделением академии наук, куда входит и институт электрохимии. Именно с их помощью и делали. Но.. кончились деньги по теме, которые выделяет Москва, продолжить ее не разрешили.. и всё.. все работы закончились. Напомню, что рений очень неустойчив к воздействию азотной кислоты.

Сравните бюджеты НАСА и той же китайской космоотрасли и России - и почувствуйте разницу как говорится.
Гордиться надо что у нас хоть что-то на крохи выделяемые правительством делается и делается на мировом уровне. Скоро и этого не будет - и вот это печалит больше всего.
Цитатаmescalito пишет:

Мое эмоциональное "Так-то" вызвано сожалением что технология которая сделана в России внедрена и активно используется на западе .
Про технологию спорить не буду - это технические тонкости.

Про рений и азотную кислоту скажу следующее: рениевые камеры у них покрываются иридием скорее всего именно из-за этого.

У меня есть пара вопросов к вам excellent

Есть ли у Ниимаша двигатели малой тяги с использованием завесы. Если есть то какой тяги и УИ.

Какого типа форсунки в Ниимашевских двигателях используются. Только ли струйные?

К чему спрашиваю- на западе используют и струйные и центробежные и щелевые, а у нас по моим сведениям только струйные (сталкивающиеся струи).

И завеса также в наших ЖРДМТ не используется. По крайней мере мне обратное неизвестно.
Цитатаexcellent пишет:

Практически все Ниимашевские ЖРДМТ, включая двигатель 17Д16 - разработанный для Бурана, используют завесу в качестве элемента охлаждения камеры. 17Д16 использует завесу доподнительно в качестве охлаждения сверхзвуковой части сопла. Тяга серийно изготавливаемых движков от 5 до 260 кг с делением: 5, 10, 13.3, 20, 40, 260. Схема смесеобразования - центробежная. Двигатель 17Д58Э основан на струйной схеме смесеобразования. Двигатель С5.205 по моему тоже струйный, но он сконструирован в КБХМ, НИИМаш его только серийно производит. УИ.. хммм...вопрос конешно интересный. Модельный ряд двигателей достаточно большой, включает в себя серийно изготавливаемые и экспериментально отработанные движки, готовые к запуску в серию, но по разным причинам не запущенные.
Вас конкретно какие то интересуют или вообще все? Экспериментальные работы с ЖРДМТ на НИИмаше проводились я думаю с двигателями больше сотни различных видов. Их реально ОЧЕНЬ много, с различнейшими видами смесеобразования, с различными материалами КС (даже гафниевые сопла были, исследовалось все до чего мозг конструктора мог додуматься. В 70-е денег на науку не жалели.
Струйные были и со столкновением в пространстве, на клине, на грибке, на стенке камеры, в канавках.. каких только не было.

НИИмаш также серийно изготавливает газовые двигатели тягой 80 и 500 Н. В свое время велись работы по целому ряду экспериментальных двигателей тягой от 1,5 до 400 кг с уникальным отношением тяги к массе.

Вообще, я не знаю известно Вам, или нет - Ниимаш является головным предприятием отрасли по ЖРДМТ.
п.с. разрешите нескромный вопрос - а вы вообще в какой нить космической фирме работаете или работали?
Цитатаmescalito пишет:

Спасибо за исчерпывающие ответы!

Но возникли еще вопросы

По форсункам меня интересовали именно серийные двигатели, то что исследовались многие конструкции я не сомневаюсь. В 11Д458 какие форсунки применяются?


А завеса везде восстановительная? Или есть двигатели с окислительной завесой? если есть то какой там материал стенки и покрытие может быть?


Чем производилось воспламенение в 17Д16? Вроде свечой поверхностного разряд. Но тогда там должен быть преобразователь напряжения как на самолетах с пучком высоковольтных проводов к каждому двигателю. Или было какое-нибудь оригинальное решение.
На западе сейчас делают метан-кислородные ЖРДМТ и там преобразователь совмещен со свечой.

ЗЫ.Я не работал ни в какой фирме, только практику проходил когда учился. А про то что НИИМАШ головное предприятие в отрасли я знаю. Знаю также что оно находилось до недавнего времени в очень бедственном положении.
Цитатаexcellent пишет:

Чистая струйная форсунка только в 17Д58Э, остальные - струйно - центробежные.
На заре развития НИИмаш как предприятия по ЖРДМТ завеса была восстановительная, но там есть целый ряд проблем, которые не удавалось решить в течение сравнительно длительного времени.
Тогда приняли решение попробовать окислительную завесу и многие проблемы разрешились. С тех пор завеса считается окислительная, хотя споры о том что на самом деле не закончились до сих пор. Разрезав сопло и поглядев на стенку камеры видно, что в чистом виде там ни окислительная, ни восстановительная, а некая смесь.
Двигатели делались из нержаейки - 12Х18Н10Т, потом перешли на ниобиевый сплав с покрытием MoSi2.
Воспламенение в 17Д16 было организовано именно так как вы и написали, именно с самолетов и взяли и делали выскоковольтный блок и свечу в Уфе, на агрегатном каком то заводе (я сейчас просто не помню), где такие же делались и для самолетов.
Работы по созданию унифицированной свечи велись в середине 90-х, за опытный образец была даже получена золотая медаль на какой то выставе в Бельгии. Но.. Буран свернули, 17Д16 никому не нужен стал и работы умерли.
Как старого директора уволили лет 5 назад с лишением права занимать подобные должности в течение нескольких лет, так практически сразу, в течение буквально полугода НИИмаш воспрял и сейчас завален заказами. Приглашают на работу специалистов как ИТР, так и рабочих.
Цитата
Цитата
Цитата
Цитата
Цитатаmescalito пишет:

А какие проблемы с восстановительной завесой?
Вроде стенку защищает и металл не горит. В ЖРД больших тяг только восстановительная завеса про окислительную и слышать не хотят. Хотя есть тот же окислительный газогенератор в рд-171.
Bell пишет:

По правилу Вант-Гоффа при повышении температуры на 10К скорость реакции (и химическая активность веществ) возрастает в 2-4 раза. Сравниваем температуры в ГГ и в КС - делаем выводы о применимости окислительной завесы там и там.
Гость 22 пишет:

Вот как раз в ГГ РД-170/180/191 завеса окислительная используются. А ранее - в НК-33.
Андрей Суворов пишет:

Вообще-то, в двигателях малых тяг возрастает отношение площади стенки к объёму камеры и керосина в восстановительную завесу начинает уходить неприемлемо много. Из-за чего УИ падает куда сильнее, чем у больших двигателей.

Окислительная завеса такого недостатка лишена, а, чтобы стенка не окислялась, её покрывают никелем.

А.А. Козлов из МАИ показывал нам действующий микро-ЖРД на газообразном кислороде и керосине с окислительной завесой.
excellent пишет:

Неполное разложение гептила на стенке сопла приводило к существенному ухудшению теплового состояния двигателя и, как следствие, к прогарам. На первые двигатели, поставленные на ДОС "Салют-1" пришлось наносить омеднение прямо на двигатели, установленные в ДУ, методом газопламенного напыления.

ЖРДМТ 17Д16 тягой 20 кгс в 80-х гг прошлого века на компонентах "кислород (газ) - керосин" успешно отработан до поставки в серийное производство с кислородной завесой. Камера сгорания никелем не покрывалась.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

24.08.2011 12:10:15 #30 Последнее редактирование: 29.11.2012 14:47:52 от Salo
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=392399#392399
Цитата
Цитата
Цитата
Цитата
Цитатаexcellent пишет:

На Ниимаше еще в конце 80-х гг были разработаны и испытаны сопла с керамическими вкладышами в минимальном сечении
...
Карбидкремниевые тоже делались, но у нас в России в те времена керамику не умели делать...трещали они очень хорошо, приходилось выкручиваться по всякому.
Гость 22 пишет:

А можете ли Вы сказать о современном состоянии разработок по использованию керамики? Если они вообще есть, конечно.

Например, что-нибудь сравнимое с немецкими есть?
http://cs.astrium.eads.net/sp/SpacecraftPropulsion/EAM/European_Apogee_Motor.html
excellent пишет:

Мотаное сопло, насколько я вижу. Подобные сопла для НИИмаш делали в УНИИКМ. Основа - углерод-углеродный композиционный материал. В виде нити наматывается на макет сопла. Намотка ведется на спецстанке немалых размеров. Затем пропитывается золем кремниевой кислоты и спекается в вакуумной печи при температуре около 2000 град. Получается на поверхности сопла покрытие оксид кремния. Если бор добавить будет боросилицид. Обладает способностью к самозаращиванию небольших трещин, царапин. В настоящее время, насколько я знаю, на НИИмаш работа с такими соплами не ведется. Но я там уже 6 лет не работаю, так что могу и ошибаться.
Ведутся ли на других подобных предприятиях какие - либо работы по созданию двигателя с соплом из керамических материалов тоже не могу сказать. Но судя по спискам докладов на конференциях - ведутся.
Гость 22 пишет:

Спасибо.

Однако сопло по ссылке несколько иное. Оно, конечно, мотаное, но основа у него - C/SiC
mescalito пишет:

Я слышал от людей из ВИАМа (а они от людей Снекмы которая этот двигатель смотала) что основа там уже карбид кремния а не углерод. И покрытие тоже карбид кремния.

Завеса в этом двигателе восстановительная (точнее в пристенок подается горючее а что там получается неизвестно  )

Работа над подобной камерой ведется в НПО Композит.
Но в принципе ее может сделать и ВИАМ и НИИСМ (Хотьково) и Пермь (непомню как предприятие называется)
Цитата
Цитата
Цитата
Цитата
Цитатаexcellent пишет:

Гостю 22. Я писал про те сопла, которые делали в Уральском НИИ кмпозиционных матриалов, находящемся в г. Пермь.
Ну делают за рубежом немного другие. И какой вывод из этого вы бы сделали? Я лично для себя никакого. Повторяться не очень люблю, но, как я уже писал, работы по внедрению таких сопел в серию велись на НИИМаше уже почти 20 лет назад, развал экономики не позволил довести дело до конца. Сделать 1 камеру можно в сущности довольно легко. Сделать 200-300 штук в год с требуемыми параметрами на протяжении десятка лет - сложно. и очень дорого.
Вот здесь http://engine.aviaport.ru/issues/02/page08.html пишут что такие сопла испытывались и они 7 включений выдержали. Неплохой результат. Количество включений РДМТ достигает нескольких тысяч.
Гость 22 пишет:

Пока что вывод такой: в России в области использования в ЖРД керамических метериалов почти ниего не делается. Какие бы уникальные эксперименты в российских НИИ и КБ не проводились в прошлом, до стадии серийного применения ничего не доведено и даже не планируется (имеются в виду реальные планы, а не декларации о том, что это можно было бы легко сделать, если бы кто-то дал на это денег).

Собственно, это и так было известно. Но я надеялся от Вас узнать о том, что я ошибаюсь.

P.S. Камера на фото с сайта Astrium - не просто "немного другая": она керамическая. Т.е., это более продвинутая по сравнению с УУКМ технология, которая уже готовится к внедрению в серию (на Vinci и апогейниках).
mescalito пишет:

excellent у вас устаревшие сведения карбид кремния выдерживает многократные нагрузки как тепловые так и прочностные и без уноса массы.
Гость 22
У них на всё стандартный ответ - Команды не было!)))
excellent пишет:

mescalito - подтвердите свой тезис о многократных нагрузках чем нибудь.
Во 1-х без уноса массы ни один материал не работает в условиях камеры рдмт.
во 2-х - что значит многократные? Сколько многократные, какого рода нагрузки, в каких средах.
Дело в том что ни одно (на моей памяти) подобное заявление не нашло подкрепления при проведении натурных испытаний двигателей.
Лично испытывал двигатели с керамическим владышем в сопло. Ну одно, два.. максимум 10 включений.. и все. Трещит он (вкладыш), не выдерживает перепада температур по сечению. Если снаружи ноль (грубо говоря) а внутри больше 3000 градусов то градиент очень большой и керамика не выдерживает. Может охлаждаемые сопла бы и стояли но в условиях рдмт это сделать порой невозможно.

Гость 22 - да.. у нас с керамикой беда... Раньше ее в Макеевке делали, в Обнинске что-то пытались, сейчас не знаю где и что. Единичные какие то работы видимо ведутся но все это так.. инициатива личная. Да, забыл добавить - а результат вы можете и не знать :wink:
Кстати серийно изготавливались двигатели КБХМ с углеродным соплом. Тягой 600 гр.
Гость 22 пишет:

А не подскажите, что это за керамика была?

По-поводу градиента температур... Есть ведь теплопроводные керамики. У того же карбида кремния (плотного) теплопроводность намного лучше чем у стали и сравнима с алюминием. Такую керамику можно для камер/сопел с радиацинным охлаждением применять (см. Vinci), или даже для проточно охлаждаемых камер.
Цитатаexcellent пишет:

Да, забыл добавить - а результат вы можете и не знать :wink:
Ну... Я потому и спрашиваю, чтобы узнать
Цитата
Цитата
Цитата
Цитатаmescalito пишет:

Тезис документально подтвердить не могу, т.к. не знаю публиковались ли в открытой печати статьи НИИТП об испытаниях камеры из карбида кремния. Как только увижу сразу вам скину в личку если хотите. Поверьте мне пока "на слово".
Я понимаю ваш скептицизм по поводу керамических камер сам видел статьи с результатами испытанияй в том же НИИТП. Но это был 83 год вроде. Прогресс не стоял на месте.
А опытная камера ЖРДМТ полностью из карбида кремния скоро пройдет испытания. Раньше их испытывали на плазмотроне. Сейчас планируются испытания с горением компонентов.

И карбид кремния работает без уноса массы и при 1500С в окислительной среде . Если конечно нагреть выше то унос начнется. В восстановительной среде можно и до 3000С (температура плавления).

А многократные нагрузки он выдерживает и из-за своей теплопроводности как уже сказал Гость 22
excellent пишет:

Гость 22: Существуют определенные области, результаты исследований в которых вам никто не расскажет, надеюсь сами понимаете с чем это связано.
mescalito:
В камере РДМТ 1500 С это температура стенки. Уже в пристеночном слое температура несколько выше, а в ядре значительно выше, выше 3000 С. Неровность профиля на дозвуковом участке камеры, плохая обработка, неравномерность распыла компонентов по сечению камеры - все это мгновенно приводит к повышению температуры в этом месте практически до температуры ядра и прощай сопло, к тому же размеры камеры в продольном и поперечном направлении различны и при нагреве-охлаждении возникают разносторонне направленные напряжения, которые и приводят к постепенному разрушению сопел.
В целом - спорить не буду - керамика вполне приемлемый материал.
Я лишь хотел сказать что НИР - это одно, а ОКР - это совершенно другое. Зачастую результаты НИР, полученные на нескольких образцах при проведении ОКР приходится корректировать в сторону снижения. Причина - технологически достаточно просто сделать один -два - десять экспериментальных образцов для НИР, потратив на них немалые деньги и сделать таких же 500-1000 и более экземпляров. Внедрение технологии изготовления и её отработка для неких изделий в массовом (относительно НИР) количестве требует колоссальных затрат.
mescalito пишет:

to excellent а какая максимальная температура стенки (в критике) у последних серийных двигателей НИИМАШа. И какой при данной температуре УИ?
Интересно просто проследить зависимость УИ от температуры стенки.

А что касается керамики то на мой взгляд с ней главная проблема это не допущение возникновения окислительного пристеночного слоя. Так как в нейтральной и восстановительной среде она может держать до 3000 С по нагрузкой. А если работать с окислительным пристеночным слоем то особых преимуществ по сравнению с ниобиевыми сплавами нет.
excellent пишет:

Максимальная температура стенки мне точно неизвестна. По опыту использования ниобиевого сплава думаю что она лежит (на наружной поверхности) в пределах 1400 С.
Зависимость УИ от Тст (Тядра) для пары АТ+НДМГ- с достаточной точностью описана в 4 томе справочника Глушко.
Проблемы, возникающие при использовании "чистого" восстановительного пристенка я уже описал. К тому же не стоит забывать о размерах РДМТ. Сопло диаметром 30 мм и менее - на нем чистый восстановительный или окислительный пристенок организовать в принципе невозможно. Керамика для больших движков - реальна. Для малых - отработка сопряжена с немалой сложностью, и, соответственно с немалым финансированием, о состоянии которого я умолчу.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

http://www.ihst.ru/~akm/35t3.htm
ЦитатаРАСЧЁТНО-ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ МАЛОЙ ТЯГИ

НА ЭКОЛОГИЧЕСКИ ЧИСТЫХ КОМПОНЕНТАХ ТОПЛИВА «О2 Г - С2Н5ОН»

В.В Богданов., Р.Х Кутуев.

(ФГУП «НИИМаш», г. Нижняя Салда)

Анализ перспектив развития ракетно-космической техники показывает, что в ближайшие 20 лет, а по некоторым прогнозам специалистов РКА, EКA и НАСА в течение 40 лет текущего столетия химическим ракетным двигателям, а, следовательно, химическим ракетным двигателям малой тяги (РДМТ), не будет альтернативы.

Наиболее перспективным представляется применение ЖДУ на экологически чистых компонентах топлива «О2 ж - Н2 ж», «О2 ж - керосин», «О2 ж - СН4 ж», «О2 ж - С2Н5ОН», которые более эффективны, чем долгохранимые топлива, оказывают щадящее влияние на природу Земли, околоземное пространство и контаминационную обстановку вокруг КЛА.

ФГУП "НИИМаш" на основе опыта создания РДМТ 17Д16 для орбитального корабля "Буран" продолжает экспериментально-теоретические работы по совершенствованию РДМТ до уровня параметров современных ЖРДМТ на долгохранимых компонентах топлива "АТ - НДМГ", "АТ - ММГ".

В докладе приведены основные результаты по исследованию рабочих процессов в РДМТ тягой 235 Н (24 кГс) на экологически чистых компонентах топлива «О2 г - С2Н5ОН».

Предложен рабочий процесс РДМТ, организованный струйными форсунками горючего и центробежной форсункой окислителя смесительной головки, а также  центробежной завесой окислителя в камере сгорания. Основная роль в рабочем процессе отводится центробежной форсунке окислителя. Она участвует в смесеобразовании, разрушая струи горючего и образуя газожидкостную смесь, готовую к воспламенению, организует теплозащиту огневого днища и управляет подачей продуктов смесеобразования из камеры сгорания в подсвечную полость к электроэрозионной свече во время запуска рабочего процесса и продувкой этой подсвечной полости окислителем из газового вихря в камеру сгорания через периферийные каналы после выхода двигателя на рабочий режим.

Работоспособность основного варианта двигателя подтверждена результатами холодных продувок на воздухе и огневыми испытаниями на компонентах топлива «О2 г - С2Н5ОН».

На демонстрационном образце РДМТ достигнуто стабильное и надёжное зажигание, получен удельный импульс тяги на уровне 3041 м/с (310 с) при удовлетворительном тепловом состоянии камеры из жаропрочного сплава Нб5В2МЦ с теплозащитным покрытием молибдена MoSi2.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Штуцер


Вот такие фотки от Llevellyn.
Но в виде обломков различных ракет
Останутся наши следы!

Salo

05.01.2012 00:15:41 #33 Последнее редактирование: 29.11.2012 14:49:01 от Salo
http://zavjalov.okis.ru/12.html
ЦитатаКроме модернизации «Зенитов» с 1964 г. в инициативном порядке шли работы по созданию принципиально нового спутника разведки «Янтарь». Его разработка задерживалась работами над пилотируемыми разведывательными спутниками. В 1967 г. вышло Постановление о разработке автоматического спутника детальной разведки «Янтарь-2К». Его схема, в основном, совпадала со схемой 7К-ВИ. В 1969 г. после защиты ЭП началась выдача технических заданий смежникам. Потребовалась доработка ЭП и по аппаратуре и по ДУ. По ДУ это было связано с отказом ТМКБ «Союз» и МАП принять ТЗ ЦСКБ. Одним из вопросов по ЖРДМТ было поддержание теплового режима. Для получения более четкого фото изображения оптическая система требовала поддержания узкого температурного диапазона, что обеспечивалось в ЦСКБ системой терморегулирования /СТР/. Температурный режим ЖРДМТ ТМКБ обеспечивался электрическим нагревом или периодическим кратковременным включением двигателей, переход на СТР требовал новой отработки. Были вопросы и по уплотнению клапанов и температурному режиму топливных баков. Не осталось ни документов, ни свидетелей, как шли переговоры Исаева А.М. с Козловым Д.И. Решением ВПК от 22.12.1970 г. разработка ДУ для «Янтаря-2К» была поручена КБХМ. В форуме журнала «Новости космонавтики» от 24.11.2003 г. приводится состав ДУ. Приведу его полностью. «В состав комплексной ДУ «Янтаря-2К» входили: 1. Корректирующее - тормозной двигатель 11Д430 (КТД), закрываемый поворотной крышкой; 2.Система жидкостных управляющих ДМТ трех наименований, объединенных в два коллектора; 3.Топливные баки с устройством, обеспечивающим подачу компонентов в двигатели; 4.Система наддува, состоящая из шар-баллонов высокого давления и арматуры подачи газа наддува и управления; 5.Сигнализаторы давления; 6.Двухстепенный привод для качания камеры КТД; 7.Средства обеспечения теплового режима КДУ; 8.Кабельная сеть; 9.Рама для размещения систем и агрегатов. Компоненты топлива КДУ: горючее НДМГ, окислитель АТ. Масса заправляемого в баки КДУ окислителя от 195 до 585 кг, горючего от 105 до 315 кг. Система подачи топлива в двигатели вытеснительная. Рабочим телом для наддува и управлением пневмоавтоматики двигателя является газообразный гелий (масса бортового запаса 3,65 кг. при давлении в шар-баллонах от 3,5 до 5 МПа). Для управления гидроаккумуляторами использовался газообразный азот (0,34 кг. при давлении от 1,05 до 1,35 МПа). Масса всей КДУ в незаправленном состоянии составляла 375 кг. Суммарный импульс тяги, вырабатываемый всеми двигателями установки составлял 2060 кН.сек. КТД 11Д30 имел тягу в диапазоне от 2,7 до 3,3 кН (средняя 2,943 кН) при удельном импульсе тяги 3,015 м. сек./кг. Давление в КС 0,9 МПа. За время 30-суточного полета могло проводиться до 50 включений двигателя. Управляющие ракетные двигатели были объединены в 4 блока. УРД первого коллектора (УРД-1) 11Д431 ставились по два в каждый из блоков. Тяга этих малых ЖРД составляла 5,88 Н, число включений 150 000, суммарное время работы 10 000 сек. Во второй коллектор входило два типа МЖРД. В каждом из 4-х блоков МЖРД стояло по одному УРД-2 11Д446. Он имел тягу 52 Н, число включений 40 000, суммарное время работы 4 000 сек. Также по одному в каждом из блоков стояли УРД-2 11Д428 с тягой 110 Н, числом включений 40 000 и суммарным временем работы 2 000 сек.». Приведенный состав ДУ 11Д430 дает полное представления о ТЗ, которое подписал Исаев. Как «Янтарь-2К» положил начало целому семейству спутников космической разведки в ЦСКБ, так и ДУ 11Д430 в КБХМ заложила основу для создания всех ДУ КА ЦСКБ и ЦКБЭМ /НПО «Энергия»/. Эти КА выводятся одним носителем типа 11А511, так что схема ДУ 11Д430 стала классической, как для автоматических КА, так и для пилотируемых. Улучшались энерго-массовые характеристики ДУ, совершенствовались двигатели, но структурная схема ДУ остается постоянной до сего дня и до тех пор, пока будет летать носитель типа 11А511 - «Союз». Исаев, согласовывая ТЗ ДУ 11Д430, Принял два принципиально новых направления для КБХМ. Первое это переход на топливные баки с металлической диафрагмой. Ранее я рассказывал, что при отработке внутрибаковых устройств ДУ С5.51 мы плотно занимались пленочными и сетчатыми разделителями. Для этого были созданы соответствующие производственные и испытательные мощности. Для изготовления и отработки диафрагменных баков требовалось мощное прессовое оборудование, которого у нас не было. Исаев, принимаясь за новую разработку, всегда планировал ее ускоренную передачу на серийный завод, чтобы освободить мощности для новых будущих разработок. Исаев предложил Степанову оформить протокол применения на его баки. Степанов отказался, но любезно предложил передать нам полный комплект конструкторской документации, чтобы мы выпустили документацию под своим индексом. В КБХМ не пошли на простое копирование документации, а изменили профиль диафрагмы. Это привело к дополнительной отработке, но обеспечило более полный забор компонентов из баков и уменьшение перепада давления на диафрагме. /конструктор Бойченко Н.Ф./. Второе направление это разработка микродвигателей, для которых у нас не было производственной и экспериментальной базы и для него нужно было создать специальное конструкторское подразделение, так как руководители существующих конструкторских подразделений, мягко говоря, без энтузиазма отнеслись к этой работе. Исаев понимал, что для будущих КА нужны ДУ, с едиными топливными баками на борту. Но подключать большие производственные мощности для изготовления и испытаний микродвигателей он не хотел, чтобы иметь возможность получать новые масштабные работы. Обычно разработчик ДУ выдавал ТЗ на разработку агрегатов, входящих в состав ДУ своим смежникам. ДМТ тоже были агрегатами, входившими в состав ДУ 11Д430. Исаев договорился с Козловым, что он отвечает за отработку и надежность ДУ, с входящими в нее ДМТ филиала НИИТП, но ТЗ на разработку ДМТ филиала НИИТП остается за Козловым, который выдал на них ТЗ раньше, чем на ДУ 11Д430 Исаеву. Большую роль сыграла и позиция МОМ, после того, как Афанасьев принял решение, организовать разработку микродвигателей в системе МОМ и не ходить на поклон в МАП. Это было вызвано тем, что почти одновременно в 3-х организациях начались работы по созданию пилотируемых орбитальных станций в интересах МО. В ЦКБЭМ это по работы «Союзу-ВИ» в составе орбитального блока /ОБ/ 11ф731 и корабля снабжения 11Ф732, в ЦКБМ работы по «Алмазу» в составе ОПС и ТКС. В КФ ЦКБЭМ кроме работ по ОБ 11ф731, которые туда передал Мишин, по постановлению ЦК от 07.67 г. развернулись работы по «Янтарю-2К». На всех этих КА были ДУ с едиными топливными баками для питания маршевых двигателей и двигателей ориентации. Везде применялись компоненты топлива АТ+НДМГ. Двигатели на этих компонентах были только в ТМКБ «Союз» у Степанова В.Г. К нему и обратились разработчики КА. У Челомея до ЛКИ по «Алмазу» было еще время и он смог договориться со Степановым об устраивавших его параметрах и условиях работы двигателей ориентации в ОПС и ТКС. У Мишина и Козлова сроки выхода на ЛКИ были довольно близкие, а требования по тепловому режиму и характеристикам при работе в импульсном режиме были отличные от тех, на которые отрабатывались двигатели у Степанова. Вопрос решался на уровне министерств /МОМ и МАП/, но согласованных решений достичь не удалось. Начало работ по ДМТ в системе МОМ положило письмо нач. 2-го ГУ МОМ Абрамова И.И. от 03.03.1967 г. в филиал НИИТП /Нижняя Салда/. В этом письме предлагалось начать работы по 2-х компонентным ДМТ на компонентах топлива АК-27П или АТ с НДМГ для ДУ ЛОК Н1-Л3 и кораблей комплекса «Союз-ВИ» с лучшими характеристиками, чем у существующих ДМТ. Номенклатура двигателей была: 10 и 20 кг. в ДУ ЛОК и 10 и 2 кг. в ДУ «Союза-ВИ». На основании этого письма и указания нач. филиала Чепака В.И. началась разработка двигателей и подготовка стендовой базы для ДМТ. Затем предполагаемая к разработке номенклатура ДМТ была расширена и под Челомея и Козлова. С 02.68 г. в филиале НИИТП начались огневые испытания двигателей тягой 10 и 20 кг., но официального ТЗ от головников не было. В 12.68 г. получено ТЗ от ЦКБЭМ о разработке двигателей тягой 2 и 10 кг с характеристиками лучше чем в ЦНИТА. Эти двигатели сразу получили военный индекс 11Д427 и 11Д428. В ЦНИТА, откуда в КБХМ пригласили Примазова В.А., ДМТ разрабатывались с уплотнением в клапанах металл по металлу, как у Степанова. Но настоящая отработка двигателя 11Д428 тягой 10 кг. началась в филиале НИИТП после того, как по предложению Князева Д.А. в ЦКБЭМ было принято решение о постановке на ДОС №1 двигателей 11Д428. Эти работы были включены в план-график ВПК по ДОС. Сроки были очень сжатые, отработка шла тяжело из-за прогаров КС. По указанию Афанасьева С.А. заместитель министра Табаков Г.М. лично отвечал за их отработку. Удалось преодолеть все трудности и первые 2-х компонентные ДМТ, разработки филиал НИИТП, с клапанами с мягким уплотнением успешно сработали в составе ДОС №1. С 01.1969 г. в Н. Салде начались работы по ДМТ для «Янтаря-2К». Есть сведения о работах с двигателями 11Д446 (5 кг.) и 11Д445 (10 кг.). В материалах НИИМАШ, как стал называться филиал НИИТП, ничего не говорится о работах по двигателю тягой 0,6 кг. для Козлова и почему работы по двигателю 11Д427 были переданы в КБХМ осенью 1971 г. Исаев принимая решение о разработке комбинированной ДУ 11Д430 для Козлова, ввел в состав ДУ гидроаккумуляторы, которые могли повышать давление на входе в ДМТ выше, имеющегося в топливных баках. Это позволяло применять в одной ДУ отработанные ДМТ, требующие разное давление на входе в двигатель. Но ДМТ 11Д431, которую Примазов отрабатывал еще в ЦНИТА, пришлось со временем заменить на С5.206 с мягким уплотнением. ДМТ с уплотнением металл по металлу, изготовленные на предприятиях МАП клапана с уплотнением металл по металлу показывали лучшую герметичность, чем аналогичные ДМТ, изготовленные на предприятиях МОМ. В МАП была большая культура производства и более точное оборудование. МОМ организовался всего несколько лет назад, в основном, на базе предприятий артиллерийского вооружения. При Исаеве отдел ДМТ (№10) осваивал только одну размерность - 0,6 кг. ТЗ на двигатель тягой 2,5 кг. для КА 11Ф732 было подписано Богомоловым и Мишиным в самом конце 1971 г., т.е. на 2 с лишним года поле получения ТЗ на ДУ 11Д426 для этого же КА.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

05.02.2012 20:30:43 #34 Последнее редактирование: 29.11.2012 14:50:00 от Salo
http://www.ihst.ru/~akm/36t3.htm
ЦитатаРАСЧЕТНО-ТЕОРЕТИЧЕСКИЕ И ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ПО СОЗДАНИЮ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ МАЛОЙ ТЯГИ НА НЕСАМОВОСПЛАМЕНЯЮЩИХСЯ ДВУХФАЗНЫХ КОМПОНЕНТАХ ТОПЛИВА

В.Л. Салич

(Научно-исследовательский институт машиностроения)

salich_vas@mail.ru, niimash@list.ru

Представляемая работа посвящена вопросам создания ракетных двигателей малой тяги (РДМТ) на экологически безопасных компонентах топлива. При этом решаются две основные задачи:

1. Создание системы, обеспечивающей надежное воспламенение несамовоспламеняющихся компонентов топлива, большой ресурс по включениям и длительности огневой работы.

2. Обеспечение высокой полноты сгорания топлива в камере с созданием низкотемпературных зон вблизи элементов конструкций.

Для решения первой задачи предложена конструкция, реализующая электроплазменный способ воспламенения за счет движения газообразного компонента топлива в межэлектродном пространстве. Особенность расположения электродов агрегата зажигания и способ подвода газообразного компонента топлива обеспечивают высокую надежность воспламенения при приемлемой электрической мощности системы, а также защиту электродов свечи зажигания от перегрева в процессе огневой работы. Предложенная система воспламенения реализована в камере РДМТ тягой ~100Н, разработанной под компоненты топлива газообразный кислород + этиловый спирт. Огневые испытания камеры показали надежный запуск (всего было проведено 18 пусков с соотношением компонентов 1,88...3,9 (коэффициент избытка окислителя 0,94...1,87)). Коэффициент расходного комплекса, определенный по результатам испытаний, составил 0,88...0,92.

Для решения второй задачи проведено численное моделирование рабочих процессов в камере сгорания по разработанной математической модели. В результате моделирования получено удовлетворительное согласование расчетно-теоретических и экспериментальных данных, выявлены направления совершенствования организации рабочего процесса и разработана новая камера, в которой прогнозируется высокая полнота сгорания (коэффициент расходного комплекса 0,94...0,97) при удовлетворительном тепловом состоянии элементов конструкции.
http://niimashspace.ru/

http://www.youtube.com/watch?feature=player_embedded&v=NsSV6qT8AJA
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

05.02.2012 20:46:09 #35 Последнее редактирование: 29.11.2012 14:51:12 от Salo
http://www.niimashspace.ru/news/archive/114-2011-10-18-07-45-44.html
ЦитатаНаучно-техническая конференция молодых ученых и специалистов

10 и 11 октября 2011г. в НИИМаш проведена IV научно-техническая конференция молодых ученых и специалистов на тему «Мы - в космонавтике».


В.Л. Салич представляет доклад «Результаты работ по созданию РДМТ на экологически безопасных компонентах топлива»
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

11.03.2012 15:20:03 #36 Последнее редактирование: 29.11.2012 16:27:45 от Salo
Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета, №3(27), 2011, Часть 1, стр. 267-270:

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ВОЗМОЖНОСТИ АДАПТАЦИИ ЖРДМТ РАЗРАБОТКИ ФГУП «НИИМАШ» ПОД ТОПЛИВНУЮ ПАРУ MON-3 + MMH С ОБЕСПЕЧЕНИЕМ УДОВЛЕТВОРИТЕЛЬНОГО ТЕПЛОВОГО СОСТОЯНИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ

©2011 Ю. А. Бешенев, С. А. Булдашев, Ф. А. Казанкин, Н. В. Лемский, Е. В. Семкин

Федеральное государственное унитарное предприятие «Научно-исследовательской института машиностроения» (ФГУП «НИИМаш»), г. Нижняя Салда
 
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета,  №3(27), 2011, Часть2
http://www.ssau.ru/files/editions/vestnik/vestnik2011_3.2.pdf

Стр. 112-119:
ЦитатаУДК 621.454.2-181.4.022.2
ИССЛЕДОВАНИЕ ПРОЦЕССОВ СМЕСЕОБРАЗОВАНИЯ ПРИМЕНИТЕЛЬНО К ЖРДМТ ТЯГОЙ 10...15 Н
© 2011   В. Л. Салич, Е. В. Семкин  
Федеральное государственное унитарное предприятие «Научно-исследовательской институт машиностроения», г. Нижняя Салда Свердловской области [/size]
Стр. 120-125:
ЦитатаУДК 621.455
 
ЧИСЛЕННОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ВНУТРИКАМЕРНЫХ ПРОЦЕССОВ В РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЯХ МАЛОЙ ТЯГИ  
 
© 2011    В. Л. Салич  
 
ФГУП «Научно-исследовательский институт машиностроения», г. Нижняя Салда [/size]
Стр. 126-129:
ЦитатаУДК 629.7.064.3
ФОРМИРОВАНИЕ ОБЛИКА ЭЛЕКТРОПНЕВМОКЛАПАНА ДЛЯ ГАЗООБРАЗНОГО КИСЛОРОДА С РАБОЧИМ ДАВЛЕНИЕМ 49 МПа. ПОСТАНОВКА ЗАДАЧ И ПУТИ ИХ РЕШЕНИЯ
 
© 2011  Ф. А. Казанкин, И. Д. Кальницкий  
 
Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения", г. Нижняя Салда[/size]
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

Научные публикации с сайта НИИМаш:
http://niimashspace.ru/index.php/2011-02-15-11-37-50
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

17.05.2012 18:59:06 #39 Последнее редактирование: 29.11.2012 14:54:45 от Salo
http://www.samspace.ru/News/SUB_NEWS/05-5-15-3-врем.htm
Цитата15 мая

Завершен первый этап огневых испытаний разработанной «ЦСКБ-Прогресс» двигательной установки (системы выдачи импульсов тяг) для малых спутников.
Система выдачи импульсов тяг (СВИТ) является перспективной двигательной установкой и предназначена для осуществления орбитальных маневров космического аппарата, его ориентации и стабилизации.
СВИТ разработана и изготовлена специалистами «ЦСКБ- Прогресс» на основе блока баков и арматуры собственного изготовления с использованием жидкостных ракетных двигателей разработки НИИ машиностроения и КБхиммаш. Для «ЦСКБ-Прогресс» это первый опыт создания двигательной установки для малых массогабаритных космических аппаратов.
Испытания прошли на испытательной базе КБхиммаш им. А.М. Исаева. Второй этап огневых испытаний СВИТ пройдет в сентябре текущего года, после чего планируется проведение её летных испытаний в составе малого космического аппарата дистанционного зондирования Земли разработки «ЦСКБ-Прогресс».
"Были когда-то и мы рысаками!!!"