РД на метане

[Salo]

К керосину близка плотность переохлаждённого пропана и этана. А в СПГ их не очень много.

[Saul]

Это легко поправляется ректификацией. Не сравнить с синтезом циклоканцерогенов.

[Salo]

УИ у пропана/ЖК и этана/ЖК  ниже чем у метана/ЖК.

[Salo]

http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=26440.msg792743#msg792743

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

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

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

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

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

[АниКей]

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

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

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

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

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

Сергей Хурбатов

[АниКей]

http://fotki.yandex.ru/users/videofotostudia/view/85922/

[Salo]

Обновление на сайте КБХА по РД-0162:

http://www.kbkha.ru/?p=8&cat=11&prod=59

РД0110МД, РД0162, РД0162М. Метановые проекты. Перспективные многоразовые ракеты-носители[/size]
Назначение

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

Успешно проведены огневые испытания РД0146М на компонетах кислород-СПГ.

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

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

Основные параметры    РД0162

Тяга у Земли, тс (кН)    203,9 (2000)

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

Давление в камере, кгс/см

[Salo]

http://www.avanturist.org/forum/topic/101/message/1086667#msg1086667

А на сколько реален метановый РД-0162?

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

[Большой]

интересно, а РД-0162 и ЖРД по проекту "Волга" имеют тягу 200 тс. Не один ли и тот же двигатель? Сайт КБХА не открывается, какой-то домен закончился :cry:

[SpaceR]

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

Ну а откуда бы он тогда вообще появился бы?

[Salo]

Нет. РД-0162 новая разработка. ЖРД "Волга" это видимо метановая конверсия РД-0120. Об этом говорит и масса двигателя. Первоначально приводилась цифра в 4350 кг!
Вот что мне ответили на авантюристе:
http://www.avanturist.org/forum/topic/101/message/1087633#msg1087633

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

[SpaceR]

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

Возможно, что и новая, но всё равно есть немалая вероятность, что своим появлением она обязана как раз работам по "Волге".
Ясно ведь, что для габаритов РД-0120 тяга на метане 200 тс - несколько маловато. Для первых прикидок и прожигов, в качестве действующего стенда для исследований 0120 конечно был в тему, но вот как штатный метановый 200-тонник - вряд ли. Потому на последующем этапе и мог появиться уже более компактный и оптимально спроектированный вариант.
Хотя это всего лишь версия.

[Salo]

http://www.avanturist.org/forum/topic/101/message/1092184#msg1092184

Какое соотношение компонентов было у метанового РД-0146?

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

[Salo]

Кстати у С5.86 он заметно ниже: 2,42...3,03

[АниКей]

28.09.2011 http://www.nic-rkp.ru/default.asp?page=main
Рекордные по длительности огневые испытания многоразового ракетного двигателя на сжиженном природном газе и жидком кислороде.[/size]

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

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

Цели испытаний достигнуты, в том числе подтверждены :

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

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

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

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

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

6) возможности стенда по проведению длительных испытаний.

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

Программа испытаний двигателя успешно выполнена.

Внешний вид двигателя-демонстратора С5.86.1000-0 №2


Начало испытаний

Завершение испытаний

Рабочие моменты испытаний

В бункере управления

[АниКей]

А кому интересно подробнее, то Игорь Афанасьев там был, все видел и расскажет в следующем номере НК. Надеюсь :wink:

http://fotki.yandex.ru/users/videofotostudia/view/382454/

http://fotki.yandex.ru/users/videofotostudia/view/382455/

[Salo]

О РД-0162:
http://www.avanturist.org/forum/topic/101/message/1096578#msg1096578

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

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

[Salo]

Из далёкого 1999 года:

http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/194/50.shtml

Воронежские ЖРД на природном газе[/size]

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

И.Черный. «Новости космонавтики»

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

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

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

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

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

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




Двигатель РД-0124, который тожеможет быть переведен с керосина
на природный газ

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

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

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

[Salo]

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

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


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

[Salo]

Альтернативный скан журнала:
Авиакосмическая техника и технология 2010 № 01

скачать pdf 7.81MB

Собрал в djvu (1,3МБ)

Кислородно-метановые ЖРД[/size]

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



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



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

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

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

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

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

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




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