Двигатели КБХА

[Salo]

Володь, а на твоей машине стоит двухтактный двигатель воздушного охлаждения с карбюратором?

[G.K.]

Старый пишет:
Окислительного газа? А при чём тут тогда вторая турбина?

Смотрите: у нас есть турбина РД-170. Через неё надо прогнать весь объём газа. А если посадить на один вал две турбины? Мы уменьшаем расход, а значит напряжённость турбины станет меньше.

Старый пишет:
Я никак не пойму: как?

Смотрите: у нас есть одна турбина на установленную мощность. Если мы разделим её расход пополам и возьмём запас в 10%. Теперь каждая турбина работает ниже своего предела и износ меньше. Но если вдруг надо форсировать - мы можем разогнать их до полной проектной мощности. Но что-то ( наверно ваши посты ) подсказывают, что две турбины в 600 единиц мощности, которые работают штатно на 500 будут дешевле, чем одна, но которая тянет 1200, но работает на 1000

[Старый]

Так как это форсирование будут производить в полёте?

[Дмитрий В.]

Salo пишет:
Володь, а на твоей машине стоит двухтактный двигатель воздушного охлаждения с карбюратором?  

Не, у него под капотом кочегар сидит и уголь в топку кидает

[Старый]

G.K. пишет:
Смотрите: у нас есть одна турбина на установленную мощность. Если мы разделим её расход пополам и возьмём запас в 10%. Теперь каждая турбина работает ниже своего предела и износ меньше. Но если вдруг надо форсировать - мы можем разогнать их до полной проектной мощности. Но что-то ( наверно ваши посты    ) подсказывают, что две турбины в 600 единиц мощности, которые работают штатно на 500 будут дешевле, чем одна, но которая тянет 1200, но работает на 1000  

А что нам мешает разработать нормальный  двигатель на 260 тонн, потом уменьшить мощность турбины чтоб тяга снизилась до 200 тонн, а когда понадобится поднять мощность до ппроектной?

[fagot]

Да просто хотят выжать несколько лишних секунд УИ на номинале, отсюда и весь сыр-бор.

[C-300]

Старый пишет:
А что нам мешает разработать нормальный двигатель на 260 тонн, потом уменьшить мощность турбины чтоб тяга снизилась до 200 тонн, а когда понадобится поднять мощность до ппроектной?

Ухудшатся условия распыла-смешения-сгорания, значит, уменьшится удельный импульс. Насколько - вот вопрос...

[G.K.]

Старый пишет:
А что нам мешает разработать нормальный двигатель на 260 тонн

То, что все его параметры рассчитаны на 260. Даже если предположить, что мы не словим отрыв струи от нижнего конца сопла, поскольку расход, давление, что-то ещё стало меньше, то не факт, что у нас не возникнут проблемы с распылом в форсунках, появится колебания, которых не было на расчётной тяге. А чем это грозит? Правильно, падением УИ, а в случае колебаний- долгой доводкой. Падение давления, падение УИ по сравнению с расчётными параметрами, у нас падают удельные параметры. А тут мы имеем возможность аккуратно газануть без разрушительных последствий. Я к чему: двигатель работает на штатно-пониженном режиме, и он многоразовый ( как декларируется, и что обеспечено небольшой температурой газа и тем, что он кислый). Он штатно рассчитан на этот режим, имеет разумные параметры (без выжимания) , и если мы газанём им, то у нас может ухудшить распыл, то, се, но он не загорится и не рванёт. Просто материалы при такой температуре не горят, как говорят разработчики. Советую газануть РД-170/180/190/другим двигателем на кислом газе. Вам точно понравится результат.

[G.K.]

Старый пишет:
Так как это форсирование будут производить в полёте?

Регулятор подачи? Если мы в корректных пропорциях увеличим подачу компонентов в ГГ, то куда он денется?

[G.K.]

Старый, тут Саша писал недавно, что у ГРЦ  возникала необходимость перехода на газ-газ, уже не хватало температуры и расхода на просто замкнутой схеме. А тут наоборот: вместо одной турбины, которая тянет весь поток, мы поделим его пополам. Как итог мы имеем пониженные нагрузки, а значит либо удешевление при том же ресурсе, либо увеличение ресурса при той же стоимости.

[Старый]

G.K. пишет:
Старый, тут Саша писал недавно, что у ГРЦ возникала необходимость перехода на газ-газ, уже не хватало температуры и расхода на просто замкнутой схеме. А тут наоборот: вместо одной турбины, которая тянет весь поток, мы поделим его пополам. Как итог мы имеем пониженные нагрузки, а значит либо удешевление при том же ресурсе, либо увеличение ресурса при той же стоимости.

Все нормальные люди обходятся твёрдым топливом. Если макеевцам не хватает обычной замкнутой схемы то пусть пишут заявление об увольнении с формулировкой "профнепригодность". Пока следственный комитет не возбудил дело о вредительстве.

[G.K.]

Старый пишет:
Все нормальные люди обходятся твёрдым топливом.

Он говорил о временах, когда БРПЛ были жидкими. ЕМНИП конец 80-ых. Если что, меня поправят. 

А чем вам так газ-газ не нравится?

[fagot]

G.K. пишет:
То, что все его параметры рассчитаны на 260. Даже если предположить, что мы не
словим отрыв струи от нижнего конца сопла, поскольку расход, давление, что-то
ещё стало меньше, то не факт, что у нас не возникнут проблемы с распылом в
форсунках, появится колебания, которых не было на расчётной тяге. А чем это
грозит? Правильно, падением УИ, а в случае колебаний- долгой доводкой. Падение
давления, падение УИ по сравнению с расчётными параметрами, у нас падают
удельные параметры. А тут мы имеем возможность аккуратно газануть без
разрушительных последствий. Я к чему: двигатель работает на штатно-пониженном
режиме, и он многоразовый ( как декларируется, и что обеспечено небольшой
температурой газа и тем, что он кислый). Он штатно рассчитан на этот режим,
имеет разумные параметры (без выжимания) , и если мы газанём им, то у нас может
ухудшить распыл, то, се, но он не загорится и не рванёт. Просто материалы при
такой температуре не горят, как говорят разработчики. Советую газануть
РД-170/180/190/другим двигателем на кислом газе. Вам точно понравится результат.

Можно оптимальную степень расширения и полноту сгорания рассчитать для номинального режима, например, керосинка открытой схемы с давлением 80-100 атм или замкнутой 130-150 атм, но запас прочности камеры и ТНА сделать с учетом форсирования, т.е. это будет 100-130 атм для открытой и 170-200 атм для замкнутой схемы - вполне приемлемые и далеко не предельные параметры для современного ЖРД. Опять же ненапряженный двигатель имеет надежность, не требующую горячего резервирования и увеличения количества этих самых двигателей. 
Но проблема в том, что масштабировать 50 лет в разные стороны двигатель типа H-1 или даже НК-33 это тоска зеленая, вот и придумывают двигателисты что-нибудь оригинальное, ранее не создававшееся. Эти проекты в принципе дают некоторое новое качество, но все упирается в стоимость/эффективность. И тут уже реализация их зависит от того, как относиться к ракетостроению вообще и двигателестроению в частности. Если с сугубо утилитарной точки зрения, то остается и дальше масштабировать Н-1 и НК-33, т.к. все остальное окажется невыгодным и дорогим. Если же считать ракетостроение еще и своего рода искусством, то оригинальные проекты при наличии достаточных средств имеют шансы на реализацию, но нам в ближайшее время это не грозит.

[Salo]

http://www.avanturist.org/forum/topic/101/message/1947332/#msg1947332

mse от 02.09.2013 20:36:57
Ну чо, поздравим Перегрева?
 27 августа в испытательном комплексе КБХА успешно проведено последнее огневое испытание нового кислородно-керосинового ракетного двигателя РД0124А по программе межведомственных испытаний (МВИ).

Спасибо! Но поздравить надо в первую очередь коллектив предприятия. И наверное надо пояснить насчет отличий 14Д23, РД0124А и РД0124. Собственно вся история началась в далеком 1993 году когда было оформлено ТЗ на разработку ЖРД для третьей ступени РН "Союз - 2". Тогда КБХА в инициативном порядке предложило в короткие сроки и за смешные деньги разработать высоко эффективный двигатель взамен 11Д55. Полностью соответствующий по габаритам предшественнику, почти такой же легкий , и обеспечивающий прирост полезной нагрузки почти на тонну... Правда в итоге обещанные "короткие сроки" обернулись полноценными девятнадцатью годами, "смешные деньги" - нехилыми миллиардами, зато насчет тонны ПН ни на грамм не соврали... Впрочем драматическая история (ни грамма иронии) создания предельного по своим параметрам двигателя требует более обстоятельного рассказа и еще ждет своего исследователя.
 Идея использовать 14Д23 для Ангары родилась во второй половине 90х, когда совершенно обоснованно решили использовать для ДУ второй ступени Ангары уже имеющиеся наработки. Сразу возникли вполне объяснимые противоречия между двумя заказчиками-конкурентами (Хруниками и Самарой). Хруникам не нужен был предельный УИ, хруники более лояльно относились к проблемам с массой, зато хруники не торопились платить мотивируя тем, что различия между двумя вариантами носят чисто косметический характер. Хотя различия были отнюдь не косметические - Хруникам требовалось давление на входе на запуске по окислителю не более 2,2 кг (примерно Рs на режиме) плюс длительное время на режиме конечной ступени тяги (КСТ) - 70 процентов от номинала в течении, емнип, 40 секунд. Забегая вперед требования по давлениям Хруники скорректировали, при этом работоспобность двигателя при изначальных требованиях была обеспечена. Чтоб было понятно - цельнометаллический 14Д23 уверенно работает при тех же давлениях, что и 11Д58 с пластиковыми корпусом насоса "О" и бустером в баке!!!! Поверьте, четыре восклицательных знака совершенно уместны. Не удалось отработать длительную КСТ, но это исключительно потому, что в стране нет высотного стенда. Впрочем, история эволюции РД0124А от первоначальный требований к тому что получилось тоже требует более обстоятельного рассказа и еще ждет своего исследователя
 Так чем отличаются 14Д23 и РД0124А?
 Да практически ничем....
 [LIST=1]
[/li][li]ангарский вариант имеет большее время работы - 420 секунд плюс 2,5 на КСТ против 300 и 0,5 секунды на КСТ у 14Д23
[/li][li]отсутствует ряд агрегатов - сильфонный компесатор (для обеспечения стыковки входов для Союза, рессивер для послепусковой продувки
[/li][li]другая разводка трубопроводов наддува баков
[/li][/LIST]
 Все...
 Тем не менее завершение МВИ РД0124А это большое достижение. Движку обеспечена долгая и успешная карьера. 11Д55 летает уже более полувека, РД0124 будет летать как минимум не меньше.

[C-300]

Salo пишет:
что и 11Д58 с пластиковыми корпусом насоса "О"

Перегрев2 чего-то путает. Корпус ТНА у 11Д58М - металлический (не вспомню - стальной или люминиевый). Пластиковые вроде корпуса БНА, но тут я могу круто ошибаться.

[Salo]

У него так и написано: "с пластиковыми корпусом насоса "О" и бустером в баке!!!!"

[C-300]

Salo пишет:
У него так и написано: "с пластиковыми корпусом насоса "О" и бустером в баке!!!!"

Т. е. вы думаете, что имелось в виду "с пластиковыми корпусами насоса "О" и бустера в баке"? В любом случае, корпус насоса О у 11Д58М, насколько я помню, металлический.

[Salo]

http://nic-rkp.ru/default.asp?page=about_press&id=104

25.10.2013
                                      Новые ракетные двигатели будут испытывать в НИЦ РКП.                                      

В России создается новая ракета тяжёлого класса «Ангара А5». Существенное повышение массы полезной нагрузки, выводимой ракетой на геостационарную орбиту, обеспечивается кислородно-водородным разгонным блоком «Двина-КВТК» разработки ФГУП «ГКНПЦ им. М.В. Хруничева» (рис.1, 2).

          

   Рис 1. Перспективные средства выведения

                      

      

Рис.2 . Кислородно-водородные разгонные блоки на базе РБ КВТК       

В этом блоке используется маршевый двигатель РД0146Д. Для обеспечения высокого удельного импульса (на уровне 470с) в конструкции двигателя РД0146Д потребовалось применение сопла с раздвижным насадком из углеродно-углеродного композиционного материала (рис.3).

                     

Рис. 3 . ЖРД РД0146 и РД0146Д

Ракетный двигатель в составе разгонного блока для выведения космических аппаратов включается уже в верхних слоях атмосферы после отделения первых ступеней ракеты. Расчётное давление в области его среза составляет 0,005 кгс/см2 .

Для проведения наземной экспериментальной отработки двигателя РД0146Д необходимо специальное стендовое оборудование, обеспечивающее имитацию высотных условий эксплуатации двигателя, так как предназначенное для эксплуатации в условиях космического пространства сопло не может работать в обычных атмосферных условиях.

Такое оборудование имеется за рубежом, например, в ESA стенд Vinci Test Bench P4.1. В США завершается монтаж аналогичного по назначению стенда А3 (рис. 4). Эти стенды включают высокотехнологичное наукоемкое оборудование, имеют развитую инфраструктуру, опытный высококвалифицированный персонал.

                         

а)

                 

б)

Рис.4. Общий вид и схема а) стенда Vinci Test Bench P4.1 Европейского космического агентства, б) стенда А-3 NASA.

До настоящего времени стендов, обеспечивающих воспроизведение указанных условий при наземных испытаниях кислородно-водородного двигателя размерности РД0146Д, в России не было.

Комплексная программа экспериментальной отработки двигателя ориентирована на выполнение его поэтапной отработки параллельно с созданием необходимой стендовой базы.

Сначала испытывается двигатель без углеродного насадка (НСРО) с соплом Ø960мм, затем двигатель с укороченным углеродным сопловым насадком (НСРО) Ø1250 мм и двигатель с укороченным составным НСРО Ø1250мм. Завершающим этапом являются испытания двигателя в штатном исполнении (с соплом выходным сечением Ø1950мм).

Соответственно поэтапно в НИЦ РКП создается и необходимое испытательное оборудование. Для первого этапа работ - барокамера для размещения двигателя, газодинамическая труба с входом Ø980мм, оборудованная системой предстартового вакуумирования и концевым клапаном, и система эжектирования дренажей и сливов двигателя. Для второго этапа работ требуется барокамера, выхлопной тракт с входом Ø1300мм, оборудованный пароэжетором и конденсатором для продуктов сгорания и также система эжектирования дренажей и сливов. Для испытания двигателя в штатном исполнении нужна барокамера для размещения двигателя, и выхлопной тракт с входом Ø2000мм, оборудованный системой откачки для продуктов сгорания;

Испытательное оборудование устанавливается на реконструируемом стенде В2Б ФКП «НИЦ РКП» (Рис.4, 5).

          

Рис. 4 . Комплекс стендов для испытаний ЖРД и ступеней ракет на кислородно-водородном и кислородно-метановом топливе ФКП «НИЦ РКП» на карте Google.    

      

Рис.5. Монтаж экспериментальной установки на стенде В2Б

Отработка двигателя на первом этапе проводится без установки неохлаждаемой композитной части сопла. Профиль ГДТ для проведения испытаний двигателя РД0146Д без установки композитной неохлаждаемой части сопла был разработан на основе математического моделирования.

При проектировании испытательной установки широко использовались современные методы математического моделирования, основанные на решении полной системы уравнений, описывающих процессы ЖРД в трехмерной постановке. Это потребовало значительных вычислительных ресурсов и было бы невозможно без использования супер-ЭВМ и программного обеспечения, реализующего оптимальную организацию вычислительного процесса.

В рамках Президентской программы по проекту «Развитие суперкомпьютеров и грид-технологий» по направлению «Информационные технологии с использованием суперЭВМ для отработки новых образцов ракетно-космических систем» разработаны и внедрены информационные технологии виртуального проектирования и компьютерного моделирования на базе супер-ЭВМ, создаются и дорабатываются пакеты программ ЛОГОС к задачам имитационного моделирования и инженерного анализа процессов, протекающих в ракетно-космических системах, стендовых системах.

Специализированное программное обеспечение в комплексах ЛОГОС для расчета параметров характерных процессов, происходящих в стендовых системах, жидкостных ракетных двигателях (ЖРД), ракетах космического назначения (РКН) и космических аппаратах (КА) и для имитационного 3D–моделирования отдельных подсистем РКТ установлено на суперЭВМ предприятий - участников проекта, в том числе и в ФКП «НИЦ РКП».

Параметры рабочих процессов сопряженной виртуальной модели камеры ЖРД РД0146Д и газодинамического выхлопного тракта высотного стенда для обеспечения высотных условий испытаний работы двигателя рассчитаны с использованием этих пакетов программ. Результаты вычислений позволили выбрать оптимальные конструктивные решения газодинамического тракта и сократить время подготовки к испытаниям.

Для проверки адекватности использованных математических моделей и подтверждения правильности выбранного способа проведения испытаний, в апреле-мае 2013г в ФКП «НИЦ РКП» была проведена серия из 10 испытаний маломасштабных моделей камеры двигателя РД0146Д и ГДТ.

Модели камеры двигателя РД0146Д и ГДТ выбранного профиля в масштабе 1:10 были разработаны и изготовлены ФКП «НИЦ РКП» совместно с ФГУП «ЦИАМ им. П.И. Баранова».

Разрезы и фотографии моделей камеры и ГДТ представлены на рис.6.

          

Рис. 6. Модель камеры двигателя РД0146Д с диаметром выходного сечения 960мм и ГДТ.

ипичные графики изменения давления в сопле и ГДТ полученные при испытаниях моделей, а также сравнение результатов испытаний и математического моделирования приведены на рис. 7.

                     

Рис.7. Результаты испытаний моделей в масштабе 1:10 камеры двигателя РД0146Д с диаметром выходного сечения 960мм и ГДТ.

Полученные результаты хорошо согласуются с результатами численного моделирования. Результаты огневых испытаний моделей и математического моделирования подтвердили, что выбранный профиль ГДТ обеспечивает возможность проведения испытаний для двигателя РД0146Д без установки неохлаждаемой части сопла.

Отработка двигателя на втором этапе будет выполняться с использованием укороченного углеродно-углеродного композитного насадка сопла, имеющего диаметр выходного сечения 1250мм. Давление на срезе сопла двигателя при этом будет составлять 0,03 кгс/см2.

Для определения границ работоспособности ГДТ по давлению в его выходном сечении также было проведено математическое моделирование течения в нём продуктов сгорания, и также 25.07.2013 проведена серия из 5 огневых испытания моделей камеры сгорания и ГДТ в масштабе 1:10. Результаты моделирования представлены на рис.8.

          

Рис. 8. Результаты математического моделирования для испытаний двигателя с укороченным соплом, имеющим диаметр выходного сечения 1250мм.

Фотография экспериментальной установки для проведения модельных испытаний представлена на рис. 9.

          

Рис. 9. Фотография ЭУ для проведения испытаний модели в масштабе 1:10 камеры двигателя с укороченным соплом, имеющим диаметр выходного сечения 125 мм и ГДТ.

Полученные результаты хорошо согласуются с результатами численного моделирования. Результаты огневых испытаний моделей и математического моделирования подтвердили, что выбранный профиль ГДТ при реализации в выходном сечении разрежения на уровне 0,3 кгс/см2 обеспечивает возможность проведения испытаний двигателя РД0146Д с укороченным сопловым насадком, имеющим диаметр выходного сечения 1250мм.

Моделирование при помощи БПО критических режимов наиболее нагруженных элементов системы стенд-двигатель позволило определить границы допустимых значений параметров и повысить безопасность проведения испытаний изделий РКТ за счёт совершенствования алгоритмов автоматизированных систем аварийной защиты.

Сопряженная компьютерная модель высотного ЖРД РД0146 и газодинамического тракта (ГДТ) позволила оптимизировать конструкцию и до проведения натурных испытаний обосновать обеспечение высотных условий отработки РД0146 со срезом сопла 960мм, 1170мм и 1250мм, а также подтвердить возможность реализации штатных режимов работы сопла двигателя РД0146 с насадками из композитных материалов при проведении его наземной отработки. Двигатель РД0146 для обвязки на стенде и последующих испытаний ожидается в конце ноября 2013 г.

Пресс-секретарь ФКП "НИЦ РКП"

[Salo]

anik пишет:
 Воронежское КБХА провело испытания двигателя для "Ангары-А5"
РИА Новости http://ria.ru/space/20131101/974265628.html

ВОРОНЕЖ, 1 ноя — РИА Новости, Алексей Андреев. Воронежское Конструкторское бюро химавтоматики (КБХА) провело успешные огневые испытания кислородно-водородного ракетного двигателя РД0146Д, сообщает в пятницу предприятие.

Комплекс работ с двигателем РД0146Д проводится предприятием в соответствии с графиком создания кислородно-водородного разгонного блока для тяжелой РН "Ангара-А5" в рамках опытно-конструкторской работы "Двина-КВТК" по заказу ФГУП "ГКНПЦ имени Хруничева".

"В КБХА 28 октября успешно проведена первая серия огневых испытаний этапа доводочных испытаний (ДИ) кислородно-водородного ракетного двигателя РД0146Д", — говорится в сообщении.

Двигатель РД0146Д тягой 7,5 тонно-сил создается на основе двигателя РД0146 тягой 10 тонно-сил. К настоящему времени на экспериментальной базе предприятия проведено 68 огневых испытаний двигателей семейства РД0146, в том числе шесть — с использованием в качестве горючего жидкого метана.

Как сообщает КБХА, проведенные испытания подтвердили работоспособность штатной конструкции двигателя РД0146Д. Следующим этапом станут испытания с использованием вновь разработанной системы имитации высотных условий, введенной в эксплуатацию на огневом стенде.

[Salo]

http://www.kbkha.ru/?p=17&news_id=125

1 ноября 2013
В КБХА успешно начат этап доводочных испытаний кислородно-водородного двигателя РД0146Д    

 28 октября в КБХА успешно проведена первая серия огневых испытаний этапа доводочных испытаний (ДИ) кислородно-водородного ракетного двигателя РД0146Д.
  Двигатель РД0146Д тягой 7,5 тс создается на основе двигателя РД0146 тягой 10 тс. К настоящему времени на экспериментальной базе предприятия проведено 68 огневых испытаний двигателей семейства РД0146, в том числе шесть испытаний с использованием в качестве горючего жидкого метана. Суммарная наработка двигателей составляет более 3600 секунд, в том числе около 200 секунд на метане. При этом проведено 41 огневое испытание одного экземпляра двигателя с суммарной наработкой более 1900 секунд.
  28 октября в процессе испытаний маршевого блока в штатном исполнении, проведенных с бустерными блоками в баках компонентов топлива, была подтверждена возможность многократного включения двигателя и осуществлено регулирование в широком диапазоне по соотношению компонентов топлива.
  Начало отработки двигателя РД0146Д по программе ДИ стало возможным после успешного завершения в 2012 году на стенде КБХА этапа уточняющих испытаний (УтИ) двигателя. В процессе УтИ двигателя были проверены принципиальные конструкторско-технологические решения, принятые при разработке двигателя, что позволило производству КБХА приступить к изготовлению агрегатов штатной конструкции.
  В ходе работ над доводочным экземпляром двигателя заводом ракетных двигателей КБХА в полном объеме освоено изготовление агрегатов штатной конструкции двигателя РД0146Д, включая камеру двигателя с охлаждаемым соплом штатного диаметра.
  Проведенные испытания подтвердили работоспособность штатной конструкции двигателя РД0146Д, что позволяет перейти к следующему этапу испытаний с использованием вновь разработанной системы имитации высотных условий, введенной в эксплуатацию на огневом стенде.
  Комплекс работ с двигателем РД0146Д проводится КБХА в соответствии с графиком создания кислородно-водородного разгонного блока для тяжелой РН «Ангара-А5» в рамках опытно-конструкторской работы «Двина-КВТК» по заказу ФГУП «ГКНПЦ им. М.В. Хруничева».