Анонс: Liquid Propellant Rocket Engines

[Дмитрий В.]

Решил спросить сюда, а не в технические вопросы россыпью...

Граждане, человечку знакомому нужна конструкция камеры и форсуночной головки SSME. Может кто знает ссылку на насовский ПДФ по этому вопросу? Или хотя бы подскажите где искать.
Спасибо

Схемы из Гахуна не катят? Нужны рабочие чертежи? :wink:

[mescalito]

http://www.lpre.de/p_and_w/SSME/SSME_PRESENTATION.pdf

[RadioactiveRainbow]

Спасибо большое! Нужна была именно конструкция. Думаю это подойдет

[Гость 22]

Две статьи из "Конверсия в машиностроении" № 1 за 2006 г.:

Б.И. Каторгин, В.И. Семёнов, В.К. Чванов, Ф.Ю. Челькис "Двигатель РД171М"
В НПО «Энергомаш» разработан и запущен в производство двигатель РД171М для первой ступени РН «Зенит», представляющий более совершенную модификацию двигателя РД171, использовавшегося ранее. В статье представлены основные конструктивные особенности двигателя РД171М.

В.К. Иванов, A.M. Кашкаров, Е.Н. Ромасенко, Л.А. Толстиков "Турбонасосные агрегаты ЖРД конструкции НПО Энергомаш"
Представлено краткое описание турбонасосных агрегатов (ТНА) жидкостных ракетных двигателей большой тяги разработки НПО «Энергомаш», прослежена эволюция их развития, перечислены достижения. Отмечены решенные и стоящие проблемы дальнейшего их совершенствования. Приведены основные параметры большей части разработанных агрегатов, а также конструкции двух типов современных ТНА.

Статьи уже не новые, но для тех, кто еще не читал, будет интересно.


P.S. Журнал целиком (djvu) можно взять здесь

[Salo]

Гость 22, где пропадали? Когда у Вас запара на работе закончится?
Планируете сайт расширять дальше?

[Salo]

Нашёл явную ошибку в справочнике "Двигатели", ну и соответственно у Вас на сайте:
http://www.lpre.de/sntk/index.htm
В таблице по НК-15 приведена земная тяга 154тс, при пустотной тяге 157,4.
И ещё у Вас по НК-15 указан земной УИ 287с, а в справочнике 297с.

[avmich]

Нашёл явную ошибку в справочнике "Двигатели", ну и соответственно у Вас на сайте:
http://www.lpre.de/sntk/index.htm
В таблице по НК-15 приведена земная тяга 154тс, при пустотной тяге 157,4.
И ещё у Вас по НК-15 указан земной УИ 287с, а в справочнике 297с.

Сало, а в чём первая ошибка, не пояснишь?

[Salo]

Слишком маленькая разница между земной и пустотной тягой: всего 2%.

[Salo]

Вот по этой цитате из справочника всё видно: земной и пустотный УИ такой же как у НК-33, а пустотная тяга почти не отличается от земной.

[Гость 22]

Нашёл явную ошибку в справочнике "Двигатели", ну и соответственно у Вас на сайте:
http://www.lpre.de/sntk/index.htm
В таблице по НК-15 приведена земная тяга 154тс, при пустотной тяге 157,4.
И ещё у Вас по НК-15 указан земной УИ 287с, а в справочнике 297с.

Спасибо, Salo. Ошибка с УИ - очепятка.

Насчет тяги - пока оставлю как есть. Можно, конечно, расчитать по пустотному УИ, но лучше найти еще один источник, чтобы указать точно.

Кстати, для тех кому интересно: выложен действующий ГОСТ 17655-89 "Двигатели Ракетные Жидкостные. Термины и определения" (http://www.lpre.de/resources/docs/GOST_17655-89.pdf ). Ранее был только устаревший ГОСТ 17655-72.

[RadioactiveRainbow]

Хм. А чего это, в самом деле, такая маленькая разность тяги?
Они что, в вакууме дросселировали его? Нафейхоа?
Непонятно.

[Salo]

Хорошо!
Второй источник МПК, стр.181.

Двигательная установка блока А (30хНК-15)
тяга на земле/в вакууме, тс 4590/5115
уд.импульс на земле/в вакууме, сек  297/330

Тяга у земли 4590/30=153 тс
Тяга в вакууме 5115/30=170,5 тс

[Salo]

Кстати там же данные по НК-15В:

Двигательная установка блока Б (8хНК-15В)
тяга в вакууме, тс 1364
уд.импульс в вакууме, сек 330
время работы, сек 108

Получаем тягу  в вакууме 1364 тс/8=170,5 тс

И НК-19:

Двигательная установка блока В (4хНК-19)
тяга в вакууме, тс 163,2
уд.импульс в вакууме, сек 350
время работы, сек 375

Получаем тягу  в вакууме 163,2 тс/4=40,8 тс.

[Гость 22]

Второй источник МПК, стр.181.

Двигательная установка блока А (30хНК-15)
тяга на земле/в вакууме, тс 4590/5115
уд.импульс на земле/в вакууме, сек  297/330

Тяга у земли 4590/30=153 тс
Тяга в вакууме 5115/30=170,5 тс

Кстати там же данные по НК-15В:

Двигательная установка блока Б (8хНК-15В)
тяга в вакууме, тс 1364
уд.импульс в вакууме, сек 330
время работы, сек 108

Получаем тягу  в вакууме 1364 тс/8=170,5 тс

Тут тоже что-то не то. Уже с НК-15В, скорее всего. Он же высотный, с увеличенной геометрической степенью расширения и соответсвенно - УИ, а пустотная тяга получается такая же, как у "земного" НК-15 - 170.5 тонн.

А в справочнике для НК-15В тяга выше указана - 179.2 тонн.

[Salo]

Там в МПК ещё одна возможная ошибка:на Блоке Г указан в качестве двигателя НК-19 вместо НК-21, причём время его работы 365с.

[Salo]

http://www.ssau.ru/info/history/1942-2002/ocherki/contents/2_04/

В 1961 году начинается проектирование ЖРД для 4-ступенчатого ракетно-космического комплекса (РКК) Н1-Л3, предназначенного для полёта на Луну. Для этой программы с 1964 г. проводились комплексные конструкторские доводочные испытания двигателей НК-15 тягой 153 тс, НК-15В тягой 179 тс, НК-19 и НК-21 тягой 41 тс. Испытания двигателей завершились в 1967 г. Программы испытаний были самыми жёсткими из когда-либо проводившихся, равных им не было ни в США, ни где-либо ещё на Западе. Первый пуск ракеты-носителя Н-1 состоялся 21.02.1969 г. и был неудачным, так как локальное повреждение кабеля системы КОРД (контроль работы двигателя) из-за пожара привело к ложной команде на отключение всех двигателей ракеты. Три следующих пуска тоже оказались неудачными, но только вторую аварию специалисты связывают с отказом двигателя первой ступени - отказом его турбонасосного агрегата.

Начиная с 1968 г. были разработаны модификации двигателей, установленных на Н-1: НК-33 тягой 154 тс, НК-43 тягой 179 тс, НК-39 и НК-31 тягой 41 тс, которые успешно прошли сертификационные испытания в 1971-1972 гг. Планировалось использовать эти двигатели на модернизированном РН Н-1М

[Salo]

Нашёл ещё у Ветрова:
http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/vetrov/korolev-delo/05-03.html

[Salo]

Получаем у НК-15 тягу у Земли 150тс, в вакууме 168 тс.
Земной УИ 296с, вакуумный 331с.

По НК-15В тяга 175 тс, УИ 346 с.

По НК-19 тяга 40 тс , УИ 347 с.

[Salo]

Ещё один спорный вопрос, это параметры НК-19.
Вот что пишут в справочнике Двигатели.

Эта же информация  по НК-19 и у Вас на сайте.
Очень странно, что тяга НК-19- 46тс, а НК-21- 40 тс.
У Ветрова называется 40тс по обоим двигателям, у Данильченко по обоим -41тс.
Мне кажется в справочнике двигатели ошибка, вызванная  тем, что НК-9В тягой 46 тс разрабатывался несколько раньше для ГР-1. Первоначально его хотели ставить на Блок В и даже на Блок Б(поскольку НК-15В не успевали сделать).
Вот что пишет Афанасьев в статье "Н-1: Совершенно секретно":

Оценивая доводы Глушко, Королев писал в докладной записке на имя руководителя экспертной комиссии следующее: "Вся аргументация о трудностях отработки кислородного двигателя основана на опыте ОКБ В. Глушко по работе с ЖРД открытой схемы. Следует особо подчеркнуть, что эти трудности не имеют никакого отношения к двигателям принятой для ракеты H-I замкнутой схемы, в которых окислитель поступает в камеру сгорания в горячем и газообразном состоянии, а не в холодном и жидком, как при обычной, незамкнутой схеме. Действительно, при запуске двигателей замкнутой схемы имеет место тепловое воспламенение компонентов в камере сгорания за счет тепла горячего газообразного окислителя — кислорода или AT. Такой метод запуска кислородно-керосинового двигателя замкнутой схемы экспериментально отработан в двигателях ОКБ-1 и принят для последней ступени РН "Молния", а также в ОКБ Н. Кузнецова при разработке кислородно-керосиновых двигателей НК-9В и HK-15B для ракеты H-I".

Более старые НК-9 снабжались выносными прсднасосами. Для увеличения ресурса и надежности применительно к Н-1 эти двигатели, первоначально рассчитанные на более тяжелые режимы работы, были "расфорсированы".

[Salo]

http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/molodtsov/01/05-1.html

Представленная в эскизном проекте трехступенчатая ракета Н-1 (11А52) при стартовой массе 2160 тонн, диаметром у основания 16 метров была способна выводить на круговую орбиту высотой 300 км полезный груз массой 75 тонн. Все три ступени были оснащены кислородно-керосиновыми двигателями Н.Д. Кузнецова, главного конструктора Куйбышевского авиамоторного ОКБ-276, которое осталось без работы из-за сокращения советской авиации в начале 60-х годов. На первой ступени (блок А) было установлено 24 двигателя НК-15 тягой по 150 тонн (167,5 тонн в вакууме) каждый, расположенных по кольцу, на второй ступени (блок Б) — 8 таких же двигателей с высотным соплом НК-15В и тягой по 175 тонн, на третьей (блок В) — 4 двигателя НК-9В с тягой по 40 тонн, который разрабатывался еще для ракеты Р-9, но с высотным соплом. Двигатели Н. Д. Кузнецова, работающие по замкнутой схеме с дожиганием газогенераторного газа, обладали очень высокими характеристиками. При давлении в камере сгорания 147 атмосфер двигатель первой ступени НК-15 обладал удельным импульсом 296 секунд на уровне моря и 331 секунду в пустоте, двигатель второй ступени с высотным соплом НК-15В имел удельный импульс в вакууме 347 секунд, таким же удельным импульсом обладал и двигатель третьей ступени НК-9В. Расположение жестко закрепленных двигателей по кольцевой схеме позволяло реализовать управление полетом ракеты форсированием и дросселированием диаметрально противостоящих двигателей. Кроме того, такое расположение двигателей при избыточной тяге позволяло без ущерба отключать в полете неисправный двигатель, а для равновесия и противоположный.

http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/molodtsov/01/05-2.html

Чтобы вывести лунный ракетный комплекс Л3 на околоземную орбиту при однопусковой схеме требовалось увеличить грузоподъемность Н-1 как минимум до 90 тонн. Этого удалось достичь за счет форсирования тяги двигателей НК-15 до 154 тонн и увеличения их количества на первой ступени до 30 за счет вставки шести таких же двигателей в центральной части днища. С увеличенной заправкой топливом стартовая масса Н-1 достигла 2750 тонн при массе полезного груза 92 тонны. Впоследствии потребовалось увеличить выводимую полезную нагрузку до 95 тонн, для чего увеличили объем топливных баков за счет цилиндрических вставок, изменили наклонение опорной орбиты с 65 до 51,8°, применили переохлажденный кислород и форсировали двигатели всех трех ступеней на 2%. При этом стартовая масса ракеты-носителя Н-1 возросла до 2820 тонн. Понимая, что изменение конструкции носителя повлечет за собой переделку технологической оснастки на заводе «Прогресс» и, как следствие, задержку в изготовление ракет Н-1, С.П. Королев предлагал на первом этапе использовать Н-1 с 24 двигателями на первой ступени и грузоподъемностью в 75 тонн для вывода корабля на окололунную орбиту, а уж потом перейти на вариант с 30 двигателями на первой ступени. Правда, это предложение не прошло.

Как уже говорилось, первые три ступени ракеты Н-1 (11А52) были геометрически подобными и представляли собой усеченный конус. Первая ступень (блок А) при стартовой массе 1880 тонн имела сухую массу 130 тонн. Максимальный диаметр ступени составлял 16,9 метров, а минимальный 10,3 метра, высота — 30,1 метра. На первой ступени были установлены 30 двигателей НК-15 (11Д51) конструкции Н.Д. Кузнецова (24 двигателя по окружности и 6 в центре), которые развивали суммарную тягу 4615 тонн. Управление полетом осуществлялось за счет дросселирования тяги двигателей.

Вторая ступень (блок Б) имела массу в заправленном состоянии 560,7 тонны при сухой массе 55,7 тонны. Максимальный диаметр ступени составлял 10,3 метра, а минимальный 7,3 метра, высота — 20,5 метра. На этой ступени были установлены 8 двигателей НК-15В (11Д52) с высотным соплом, развивающими тягу 179 тонн каждый при удельном импульсе 347 секунд.

Третья ступень (блок В) имела массу в заправленном состоянии 188,7 тонны при сухой массе 13,7 тонны. Максимальный диаметр ступени составлял 7,6 метра, а минимальный 5,5 метра, высота — 11,1 метра. На этой ступени были установлены 4 двигателя НК-9В или НК-19 (11Д53) с высотным соплом, развивающими тягу по 41 тонне каждый при удельном импульсе 347 секунд.

В целом, три ступени ракеты-носителя Н-1, обеспечивающие выведение лунного ракетного комплекса на околоземную орбиту, также представляли собой усеченный конус общей высотой 62 метра. Общая высота ракетного комплекса Н1-Л3 на старте, включая систему аварийного спасения, составляла 105,3 метра. В системе управления, разработанной под руководством Н.А. Пилюгина, были применены БЦВМ.
***
Лунный ракетный комплекс состоял из лунного орбитального корабля (ЛОК), лунного корабля (ЛК), разгонного ракетного блока Г и тормозного ракетного блока Д. Блок Г был оснащен одним двигателем НК-9В или НК-19 (как на третьей ступени) с тягой в 41 тонну и удельным импульсом 347 секунд. Масса заправленного блока Г составляла 61,8 тонны, пустого — 6 тонн, его диаметр — 4,1 метра. Весь лунный ракетный комплекс на участке выведения был закрыт головным обтекателем с максимальным диаметром 5,9 метра.