РД на метане

[Liss]

НК №11, 2011:

В ходе ОСИ выполнялось двукратное включение двигателя – на 162 сек и 2007 сек. На втором включении достигнута рекордная длительность работы ЖРД такой размерности. Испытания были прекращены по выработке компонентов. Суммарная наработка данного экземпляра за четыре* включения составила 3389 сек.

P.S. Не статья -- песня. Гимн :-)

[АниКей]

Гимн, говорите? Значит, читать будем стоя. И подпевать  :wink:
Я вообще считаю, что приглашать редакторов НК участвовать в значимых космических событиях, будь то испытания, запуски - это как писать слово Таня  - на удачу, как талисман. Даже когда в уже теперь давние годы испытаний КВД по индийской программе, на которых помимо Кастурирангана присутствовал Афанасьев, случилось АВД на втором включении, то это тоже удачу принесло - из-за АВД предприятие еще несколько лет по этой программе работало  :wink:
А насчет метана - еще будет. :wink:
Вон и у Хруничева в дальних планах мелкими буквами :wink:

http://fotki.yandex.ru/users/videofotostudia/view/388983/

[Salo]

НК №11, 2011:

В ходе ОСИ выполнялось двукратное включение двигателя – на 162 сек и 2007 сек. На втором включении достигнута рекордная длительность работы ЖРД такой размерности. Испытания были прекращены по выработке компонентов. Суммарная наработка данного экземпляра за четыре* включения составила 3389 сек.

P.S. Не статья -- песня. Гимн :-)

Этот экземпляр ещё прожигать будут?

[Salo]

В связи с отказом нового руководства Роскосмоса от разработки новых двигателей и ракет в пользу "наиболее понятных" посетил меня ряд мыслей как протащить верблюда в игольное ушко:

Помнится лет тринадцать назад КБХА активно толкало идею конверсии "вонючих" двигателей на кислород керосин. С РД-0155 работы дошли даже до двух прожигов прототипов. Оба раза неудачно. Обсуждали здесь:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=10623&start=0&postdays=0&postorder=asc&highlight=

Называли следующие причины: худшие в сравнении с НДМГ охлаждающие свойства керосина и другое объёмное соотношение компонентов - 2,04 вместо 1,45. Это видимо приводило к прогару камер на пусковых режимах.

Для ЖК/ЖМ объёмное соотношение компонентов 1,3 для кипящих компонентов и 1,38 для переохлаждённых. Эти цифры хорошо ложатся в диапазо регулирования соотношения компонентов. Это позволяет использовать ТНА практически без переделок, оснастив его только восстановительным ГГ на метане.

Кроме того охлаждающие свойства ЖМ значительно лучше чем, у НДМГ, а в сравнении с керосином и подавно. Вязкость ЖМ тоже ниже на порядок. По оценкам Энергомаша для охлаждения камеры достаточно трети расхода ЖМ на РД-0192 (метановый клон РД-191). КС видимо можно практически не переделывать, за исключением может быть ФГ.

Идея такая: Энергомаш делает метановую конверсию РД-253/275/275М, а КБХА метановую конверсию РД-0243 или РД-0155.
РД-0243 или РД-0155 можно использовать в качестве двигателя первой ступени ракет лёгкого класса и вторых ступеней среднего и тяжёлого класса. Метановый РД-253/275/275М подошёл бы для первых ступеней ракет лёгкого среднего и тяжёлого классов.

Как бонус - метановый Протон с практически неизменными баковыми отсеками. Нужно наверное несколько удлинить баки Г на первой ступени. На второй поставить два метановых РД-0155 с высотными соплами. На третью метановую версию РД-0124.

[Большой]

и скоко тонн будет выводить метановый протон на НО?

[Большой]

На картинке Хруничева почему-то тяжи стоят впереди МРКС? Я считал наоборот. (Чисто гипотетически). Сначала МРКС и на базе МРКС следом идут тяжи :roll:

[Salo]

Была тема про метановый Протон - Протон-КМ кажется называлась.

[Salo]

http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=3956&start=0&postdays=0&postorder=asc&highlight=

[Saul]

В разных темах спрашивал про "шугопропан", потом про растворимость ЖВ и ЖМ в СПГ, прокомментировали что ЖМ растворяется в этане, но он пререохлажднный гелеобразный. По идее плотность должна быть почти как у керосина. Только такой этанметановый криогель - "холодец" наверное шнековым насосом подавать надо. Интересно, пробовали?

[Salo]

Плотность почти как у керосина у переохлаждённого пропана и этана:
http://engine.aviaport.ru/issues/59/page11.html

Существуют природные углеводороды, при нормальных условиях являющиеся газами, которые при нагревании способны к эндотермическим реакциям. К ним относятся этан (С2Н6), пропан (С3Н8), бутан (С4Н10) и пентан (С5Н12). При повышенном давлении они легко конденсируются в жидкости. Благодаря этому их можно хранить в герметичном сосуде в жидком виде при температуре внешней среды. Из-за низкого молекулярного веса легкие углеводороды для разложения требуют больше тепла, чем топливо типа Norpar-12. Метан, который часто рассматривается как заменитель водорода, не способен к эндотермическим реакциям, т.к. является простейшим углеводородом.

Увеличению хладоресурса углеводородного топлива, состоящего из легких углеводородов, способствует их отличительная особенность - возможность существования в жидком виде в широком диапазоне температур. При давлении 0,1 МПа этан становится жидким при температуре минус 88°С, а замерзает при -183 °С. Пропан при том же давлении переходит в жидкую фазу при температуре минус 42°С, а замерзает при минус 188°С.

Уменьшение температуры углеводородной жидкости в интервале между температурами плавления и кипения сопровождается существенным увеличением ее плотности. Если перед заправкой в ЛА этан или пропан подвергнуть охлаждению до температуры -180 °С, то плотность жидкого топлива возрастает до 670...750 кг/м3, т.е. становится всего на 5...10% меньше плотности авиационного керосина при нормальных условиях. Следует отметить, что ни водород, ни метан таким свойством не обладают. В результате суммарный относительный хладоресурс пропана, взятый относительно его теплотворной способности при температуре хранения в баке минус 180°С, оказывается близким к хладоресурсу жидкого водорода и в 1,7 раза превосходит суммарный хладоресурс метана. Масса пропана, которая может поместиться в топливном баке одной и той же емкости, в 1,4 раза превосходит массу метана и в 12 раз - массу водорода. Температурный диапазон, при котором это топливо находится в жидком состоянии, позволяет использовать доступный и дешевый азот в качестве рабочего газа, заполняющего топливную систему.

[Salo]

http://www.elmhurst.edu/~chm/vchembook/501hcboilingpts.html

[Liss]

"А тем временем в замке у шефа..."

http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=26440.0

- 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.

[Salo]

Владимир Семёнович, в статье Кузина со товарищи в списке работ КБХМ по метану упоминаются два проекта двигателей для ГРЦ:

• 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).

В Вашей книге упоминания об этих работах не нашёл. Что-нибудь добавить по ним можете?

Кроме того вот об этом, что-то можете добавить?
http://www.kerc.msk.ru/ipg/development/rb2.pdf

С5.149 это метановый вариант С5.92?

А об этом ничего не слышали?
http://krasm.com/doc.php?id=1020

В планах на будущее у ОАО «Красмаш» - создание нового ЖРД на дешевых и экологически чистых компонентах ракетного топлива: сжиженном природном газе и кислороде. Применение такого ЖРД позволит разработать эффективную и малозатратную  ракету-носитель нового поколения.

Просмотрел все, что было написано в Форуме о метановых ЖРД, поэтому задержался с ответом. "Бумаги" действительно наплодили много. в этом деле есть и небольшой вклад КБХМ, видимо пропорционально полученным деньгам. Для ГРЦ ТП делали бесплатно. Один вариант для возвращаемой 1-й ступени, другой для промежуточного варианта 2-й ступени "Русь-М". За прошедшие 20 лет практических результатов, полученных в "железе" крайне мало. Эксперименты в различных фирмах проводились на агрегтах и двигателях, не отвечающим специфике и особенностям метановых ЖРД. Наиболее близко к натурному двигателю приблизилось КБХМ. Но его настоящий демонстрационный двигатель может быть изготовлен и испытан только в 2012 году. Нужно доработать КС (форсуночная головка готова) и собрать двигатель (ТНА изготовлен). Вообще работы по метановым ЖРД напоминают бег на месте. Почему так получилось, попробую объяснить, как я это понимаю. На конференции в Нордвейке в 2001 году представитель ЕКА (или КНЕС) выступила с докладом о перспективах замены твердотопливных ускорителей Ариана-5 на жидкостные с метаном. Акцентировалось внимание не столько на увеличение ПГ, сколько на повышение конкурентноспособностипри при проведении пусковых услуг с другими государствами. После нее с докладами выступили: я от КБХМ и В.Д.Горохов от КБХА. К нам было много вопросов. Они касались результатов испытаний двигателя КБХМ и работ КБХА по возможности перевода двигателя РД-0120 на метан. С тех пор работы ЕКА по внедрению метана проводятся целеноправлено. По Ариану-5 пока проводятся работы по совершенствованию твердотопливных ускорителей с целью увеличения веса, выводимой ПН. По внедрению метана работы ведутся в двух направлениях: непосредственно по ускорителю и по двигателю демонстратору небольшой размерности. В этих работах участвует и РФ в рамках НИР "Волга" и "Урал". Свой двигатель демонстратор ЕКА поручило разработать Италии, как компенсацию за прекращение в будущем работ по изготовлению твердотопливных ускорителей Ариана-5. Этот двигатель демонстратор имеет и реально прикладное значение. В качестве 3-й ступени РН легкого класса "Вега" он может отобрать часть полезных нагрузок у "Союза-СТ". Я хочу подчеркнуть, что внедрение метана в ЕКА идет применительнок реально существующим носителям. У нас до сих пор не ясно на каком носителе он будет применяться, и с какой целью будет использоваться этот РН. Господствует мнение, что метан нужен только для МТКС, которая неизвестно когда будет, поэтму нужно заниматься НИР, а на ОКР переходить рано. (Я не считаю "Двигатель 2015" настоящей ОКР). Создание первого этапа МТКС ("МРКС-1") планируется на 2022 год. К этому времени все места на "стацонаре" будут заняты объектами типа "Экспресс-АМ4" со САС 15 лет и числом транспондеровпорядка 100 единиц различного назначения. Количество запусков для замены действующих объектов на "стационаре" будут единичными. и для этой цели создание МТКС на основе носителей тяжелого класса не имеет смысла. Кстати цена цена этих объектов на "стационаре" на порядок выше стоимости носителя. МТКС целесообразна для вывода различных объектов (типа ДЗЗ) на низкие орбиты, а такие объекты выводятся преимущественно РН легкого класса. и их масса непрерывно уменьшается. Нужен ли метан в этих условиях? Конечно, нужен. В первую очередь для первых ступеней новых ракет от легкого до сверхтяжелого класса, которые при педении на землю или воду не будут представлять экологической опасности. Важным фактором является его низкая стоимость и надежность ЖРД на метане по "сладкой" схеме, особенно для пилотируемых полетов. Какие же работы в настоящее время следует проводить по метану в средствах выведения. Я высказываю только свою точку зрения. Сейчас наша конкурентноспособность в средствах выведения осовывается на разработках 60-х годов ( "Союз", "Протон"). Значительную роль при этом играет стоимость товарных ЖРД. "ЦСКБ-Прогресс" выбран правильный путь эволюционного развития еще "королевской" семерки. Значительно труднее положение ЦиХ.  В настоящее время большинство пусков "Протона-М" проводится в комерческих целях. Это дает возможность проводить самостоятельную финансовую и техническую политику, а также глубокую модернизацию производственной базы, включая свои филиалы. "Ангара" при стартах с Плесецка может заменить "Протон" при выполнении государственных заказов. но она совершенно не годится для выполнения комерческих пусков. Только за счет стоимости двигателя РД-191 мы проиграем в пусковых услугах РН США,Европы и Китая. Пока будут продолжаться пуски "Протона-М" с Байконура нужно отработать метановый ЖРД для УРМ-1. Особое внимание при проектировании двигателя в КБХА нужно обратить на товарную стоимость образца при серийном изготовлении на ВМЗ в кооперации с другими двигательными производствами ЦиХ. Хорошо бы при этом заинтересовать Газпром. И последнее. Применение метана возможно не только на первых ступенях перспективных РН, но и на других ступенях, включая РБ. Одной из первых таких работ может быть создание метановых РБ для замены "Фрегата", "Фрегата-СБ" и "Бриза-М". Отвечая на ваш вопрос, сообщаю, что метановый двигатель для замены на "Фрегате" имеет индекс С5.151, а не С5.149. как указано в таблице. Для "Фрегата-СБ" и "Бриза-М" оптимальная размерность по материалам технических предложений КБХМ - 4тс. Время работы в двигателе "Бриз-М" следует сократить с 3200сек. в два раза.

[Salo]

"РККЭ: На рубеже двух веков", стр.758-759:

Блок И ракеты-носителя «Ямал» на компонентах топлива жидкий кислород и сжиженный природный газ[/size]

Использование в качестве горючего сжиженного природного газа (СПГ), состоящего на 95% из метана, с начала космической эры привлекало внимание разработчиков ракетно-космической техники. Являясь криогенным компонентом топлива, по своим энергетическим характеристикам СПГ с жидким кислородом занимает промежуточное положение между керосином и водородом. Однако неосвоенность в начале развития ракетной техники промышленного производства СПГ в необходимых количествах, сложности хранения и транспортировки, пожаровзрывоопасность, а также относительно низкая плотность побудили разработчиков отдать предпочтение топливной паре керосин+жидкий кислород.
Интерес отечественных разработчиков к СПГ вновь возрос в середине 90-х годов, когда стала актуальной тема истощения нефтяных ресурсов и уменьшения запасов углеводородного горючего. На внутреннем рынке стоимость керосина стала повышаться. В то же время большие разведанные запасы природного газа, освоенное промышленное производство получения СПГ в необходимых количествах сделали его по стоимости на российском рынке выгоднее керосина.
В целях повышения эффективности использования энергоресурсов России 18 июля 1996 г. вышло Распоряжение Правительства РФ № 1155—р об освоении сжиженного природного газа в качестве энергоносителя в отраслях хозяйства Российской Федерации, в том числе — новых ракетных технологий на основе применения экологически чистой топливной пары жидкий кислород + СПГ.
В связи с этим рядом предприятий отрасли были выполнены научно-исследовательские работы по внедрению СПГ как ракетного горючего в отечественную РКТ:
в Исследовательском центре им. М.В. Келдыша, НИИхиммаш, КБХМ и КБХА проводились испытания экспериментальных ЖРД тягой 2...30 тс на компонентах топлива кислород+СПГ;
КБ ОМ разработан проект снабжения космодромов (Плесецк, Байконур, Свободный и Капустин Яр) сжиженным природным газом, разработаны установки сжижения газа различной производительности, функционирующие по разным термодинамическим принципам.
Результаты исследований показали, что в процессе создания перспективных средств выведения, использующих в качестве горючего СПГ, не возникает очевидных трудноразрешимых проблем. Причем представляется более простым и целесообразным с точки зрения получения необходимого опыта проводить проектные работы над новыми средствами выведения поэтапно, начав с проектирования блоков верхних ступеней РН среднего класса.
С учетом этих выводов, а также необходимости определения перспектив модернизации РН «Ямал» и совершенствования ее энергетических характеристик в РКК «Энергия» было принято решение о работах по определению технического облика блока И ракеты-носителя «Ямал» (далее блок И-СПГ), использующего компоненты топлива кислород и сжиженный природный газ.
В 1999 г. была выпущена инженерная записка. Основой ее стало положение о максимальном использовании научно-технического задела РКК «Энергия» и предприятий ракетно-космической отрасли России в работах с криогенными компонентами топлива.
По результатам проектных проработок были приняты технические решения, положенные в основу создания блока И-СПГ:
использовать перспективный ЖРД РД-0143 тягой 30 тс (разработки КБХА), работающий по восстановительной схеме, исключающей возгорание и взрывы в энергонапряженных узлах ЖРД, а также обеспечивающей безопасное выключение ЖРД в аварийных ситуациях;
максимально заимствовать системы и агрегаты блока И ракеты-носителя «Ямал» и максимально унифицировать элементы конструкции блоков;
не изменять и не дорабатывать конструкции I и II ступеней ракеты-носителя;
дооснащение С К разрабатываемыми вновь системами по-жаропредупреждения, заправки СПГ, термостатирования азотом низкого давления не должно приводить к выводу СК из эксплуатации в период монтажа новых систем;
использовать существующие производственную и экспериментальную базы, оборудование и сооружения, предназначенные для блока И ракеты-носителя «Ямал».
В свою очередь, реализация этих решений позволит:
повысить надежность и безопасность РН;
увеличить массу полезного груза, выводимого РН «Ямал» с блоком И-СПГ, на 200...300 кг по сравнению с массой ПГ, выводимой РН «Ямал» с блоком И на компонентах топлива кис-лород+керосин в зависимости от варианта компоновки блока;
минимизировать затраты на создание блока И-СПГ;
обеспечить готовность блока И-СПГ к летным испытаниям через пять лет после начала разработки.
В материалах инженерной записки приведены сведения о надежности и экспериментальной отработке блока И-СПГ, о стоимости создания и эксплуатации, данные о пожаровзры-вобезопасности РН на этапах подготовки и в полете, доосна-щении стартовых комплексов разрабатываемыми вновь системами заправки СПГ и термостатирования азотом низкого давления, вопросы технологии подготовки блока И-СПГ в составе РН «Ямал» («Аврора») к пуску, транспортирования, а также определена кооперация основных исполнителей, разработан укрупненный график создания блока И-СПГ.
Стоимость создания блока оценивалась в 800 млн руб., стоимость изготовления — 36 млн руб. (в ценах I кв. 1999 г.).
Одновременно в целях определения круга задач, связанных с использованием сжиженного природного газа в ракетной технике, по заказу Росавиакосмоса проведены проектные исследования, завершившиеся выпуском научно-технического отчета «Оценка эффективности использования топливной пары жидкий кислород + сжиженный природный газ для ракетного блока типа И в составе ракет-носителей среднего и легкого классов». В процессе исследований было установлено, что на I ступени ракет-носителей среднего и легкого классов более эффективно использовать компоненты топлива жидкий кислород + керосин, а на II ступени — СПГ.
В материалах отчета рассмотрено также несколько вариантов перспективных двухступенчатых ракет-носителей легкого класса разработки РКК «Энергия», ПО «Полет», КБ «Южное», на которых может быть использован блок И-СПГ в качестве II ступени. Результаты показали возможность и целесообразность использования блока И-СПГ в качестве II ступени РН легкого класса, что позволит увеличить массу полезного груза, выводимого на низкие орбиты, на 4...7 % по сравнению с РН на традиционных компонентах топлива.
В Корпорации наиболее существенный вклад в эти работы внесли Н.Е. Золикова, Л.И. Исаева, В.Ю. Казарин, В.П. Клип-па, Г.В. Кирсанов, В.Н. Лыков, В.А. Марк, А.Ф. Мельников, В.В. Милаков, Е.А. Никифорова, О.В. Савельева, А.А. Сердюк, Ю.Н. Сидоров, Л.Д. Тахтасьева, В.М. Филин, В.Н. Шахов.[/size]

[Salo]

Из далёкого 2002 года:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/232/34.shtml

Метановый  проект "Волга"[/size]

И.Афанасьев, "Новости космонавтики"


Двухступенчатый носитель с  возвращаемым крылатым  жидкостным ускорителем
и  одноразовой криогенной  ступенью - центральным  блоком от Ariane 5.

   22 марта четыре европейские (Snecma Moteurs, Франция, Astrium GmbH, Германия, Volvo Aero, Швеция, и Techspace Aero, Бельгия) и три российские фирмы (НПО "Энергомаш" имени В.П.Глушко, КБ химавтоматики имени С.А.Косберга и ИЦ имени М.В.Келдыша) сообщили о подписании "Меморандума о намерениях" по поводу совместного исследования и разработки многоразового кислородно-метанового ЖРД "Волга" для перспективных европейских космических транспортных систем будущего.
    Пока основные черты двигателя еще не сформированы и участники программы говорят о них не очень определенно. Российские специалисты сообщают об изучении ЖРД тягой 10-30 тс, хотя европейцы мечтают о тяге в 400 тс и ресурсе в 50 полетов. Предполагается, что Центр Келдыша займется концепцией, КБХА сделает камеру сгорания, а НПО "Энергомаш" - турбонасосный агрегат будущего двигателя. Целевое назначение разработки тоже не ясно, однако, по некоторым сведениям, ЖРД будет установлен на многоразовом возвращаемом ускорителе для европейских РН, созданных после Ariane 5 [1].
    По мнению обозревателей, это одна из самых значительных международных программ по созданию двигателя нового поколения, с помощью которого в будущем можно будет значительно удешевить запуски спутников на орбиту.
    В основу проекта легли в основном наработки российских предприятий (НК №17/18, 1998, с.42-45). По словам руководителя разработки метановых двигателей в Центре Келдыша Германа Калмыкова, ракеты на основе "Волги" позволят сделать коммерческие запуски в космос на порядки дешевле. Он подчеркнул, что в рамках программы будут разрабатываться не только ЖРД нового поколения, но и РН нового типа. "Это гигантский проект, который завершится не ранее 2015-2018 гг., - говорит Калмыков. - Hичего подобного в других странах нет (В Японии консорциум фирм под руководством компании Ishikavazima Harima Heavy Industries (IHI) создает РН средней грузоподъемности GX (J-1 Upgrade), на второй ступени которой будет установлен кислородно-метановый ЖРД тягой около 10 тс (НК №2, 2001, с.54)). Мы умеем делать очень большие двигатели, каких не делает никто в мире. В США были подобные разработки, но то были двигатели несравнимого класса, поэтому европейские космические компании решили ориентироваться на нас".
    По словам главы российского представительства Snecma Moteurs Константина Давидоффа, "европейские эксперты изучили разработки Центра Келдыша и пришли к положительному заключению о перспективах "Волги"".
    Стороны отказались разглашать финансовые детали договора до его подписания. Один из экспертов "Энергомаша" оценил проект в 50 млн $, сославшись на то, что разработка РД-191 для перспективной ракеты "Ангара", создаваемой ГКHПЦ имени М.В. Хруничева, обошлась в 10 млн $. "РД-191 является развитием уже существующих двигателей, а "Волга" - принципиально новая разработка. Поэтому она будет стоить, как минимум, в пять раз дороже", - пояснил он [2].


Кислородно-метановый ЖРД Центра  Келдыша для исследования
элементов  камер крупномасштабных метановых  двигателей.

    Европейцы несколько иного мнения по поводу затрат. Они говорят, что за три года первой фазы работ партнеры планируют потратить 20 млн евро на разработку тактико-технического задания и технологий, необходимых для создания двигателя; еще два года будут нужны на создание демонстрационного образца. На завершение разработки и сертификацию ЖРД необходимы еще 200 млн евро. При достаточном финансировании "Волга" будет готова к 2009 г. Разработка может быть представлена на Совете ЕКА в июне этого года в рамках пересмотренной "Программы подготовки к будущим РН" [1].

   Источники: 1. www.space-launcher.com; 2. www.vedomosti.ru[/size]  

[Salo]

http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=127826#127826

Расскажу-ка я Вам, дорогие мальчишки, что мне известно по так называемой теме "УРАЛ". Ну все наверное слышали о теме "ОРЁЛ". Ну конечно, ноги растут оттуда. Вот мои наблюдения.
1. Источник: "Космонавтика и ракетостроение" №15, 1999 г., издательство ЦНИИМАШ. Выдержки из статьи В.Ф. Уткина, В.В. Вахниченко "Основные проблемы создания перспективной системы космических средств выведения".
Большая преамбула... и далее: "К числу основополагающих концептуальных технических решений относится разработка многоразовой моноблочной, возвращаемой к месту старта, унифицированной первой ступени ракет-носителей среднего и тяжёлого классов. Все остальные технические решения так или иначе направлены на обеспечение первого. Без него мы не сможем никогда решить проблему ограничения районов падения отделяемых частей РН, существенно снизить удельную стоимость выведения с её помощью на орбиту полезной нагрузки, а также использовать для запусков низкоширотный (в России) полигон Капустин Яр.
Вторым принципиальным техническим решением, подчинённым первому, является выбор схемы, компонентов топлива и размерности ЖРД. (Далее проводится анализ по преимуществам ЖРД без дожигания окислительного газа).
С учётом вышеизложенного выдвигается концепция создания средств выведения, согласно которой предусматривается разработка нового маршевого кислородно-метанового двигателя номинальной тягой 170 тс на земле со вдувом восстановительного генераторного газа в закритическую часть сопла при давлении в камере сгорания 140 атм. На базе такого ЖРД предлагается создание:
-одноразовой РН лёгкого класса "НЕВА" с форсированием тяги ЖРД 1-й ступени до 200 тс, а на 2-й ступени ЖРД новой разработки тягой 25 тс.
Стартовая масса- 160 т., масса ПГ на орбите 200 км.х90 град.- 3,5 т, габариты 1-й ступени: 17,5х3,9 м, космодром - Плесецк.
-РН среднего класса "ВОЛГА" Мо=690 т, Мпн=12 т, с многоразовой 1-й ступенью, оснащённой 5 ЖРДх170 тс и 2-й ступенью оснащённой 1 ЖРД (метановый) с тягой в пустоте 195 тс., 1-я ступень - 36х6 м, размах крыльев - 19 м., 100 кратная; 2-я ступень - 24х5,5 м, Капустин Яр.
- РН тяжёлого класса "АНГАРА", стартовой массой 775 т, Мпн=21 т, с 1-й ступенью как у РН среднего класса, 2-й кислородно-водородной ступенью 28х5,5 м; Капустин Яр.
Полигон расположен вблизи от завода-изготовителя крупногабаритных ракетных блоков (г. Самара), доставку которых можно осуществлять дешёвым водным транспортом. Рядом с полигоном расположен первоклассный испытательный аэродром России Владимировка.
2. Источник газета "ТРУД"№7 от 06.01.2004 г. статья "БУРАННЫЙ" ПОЛУСТАНОК
Рассказывает руководитель отдела космической энергетики Исследовательского центра имени М.В. Келдыша Виталий СЕМЕНОВ.
- Начну с того, что она должна быть многоразовой, иначе невозможно снизить расходы до приемлемого уровня. Но где взять многоразовую ракету? Создавать с нуля? На это может уйти и 10, и 15 лет, кроме того, разработка обойдется в 15 или 20 миллиардов долларов... И тут возникла идея - а почему бы не использовать некоторые технологии, разработанные для "Спирали" (прототип "Бурана"), крылатой ракеты "Буря" и для самого "Бурана"? То есть корабль превратить в ракету-носитель. И в 2001-2003 годах был разработан аванпроект, получивший условное название "РН-35". Оно может быть расшифровано и как "ракета-носитель", и как "Россия новая".

Принцип новой транспортной системы таков. Крылатый аппарат будет стартовать с Земли в связке с другой ракетой (как бы рядом с ней), которой отводится роль второй ступени. Двигатели первой и второй ступеней включаются на старте одновременно. Поднявшись на высоту 45 километров, крылатый аппарат выполнит свою миссию, отстыкуется и в автоматическом режиме вернется на Землю. А ракета продолжит подъем, чтобы вывести груз на орбиту.

Теперь несколько слов об экономической стороне проекта. Учитывая, что РН-35 будет возвращаться на Землю не с космической орбиты, а с высоты, которая в пять раз ниже, ему не потребуются дорогостоящие теплозащитные плитки. Ибо температурный режим будет совсем другим. И перегрузки тоже окажутся значительно меньше. Между прочим, двигатели каждого американского шаттла после приземления обязательно разбирают, тщательно исследуют все системы, узлы, детали корабля. Производят немало замен. Это стоит дорого и требует многих месяцев работы. Гораздо проще и дешевле будет послеполетное обследование РН-35, являющейся многоразовой первой ступенью.

- На сколько запусков рассчитан новый крылатый аппарат?

- На 100. Все это и позволит экономить огромные средства.

- Вторая ступень тоже будете возвращаться на Землю?
- Пока нет. Ведь, по сути, это просто большой бак для топлива. Но в дальнейшем и вторая ступень станет возвращаемой. Принципиальные конструкторские решения на этот счет уже имеются.

- Наш первый "Буран", как известно, поднимался прикрепленным к ракете "Энергия". Он имел три двигателя тягой по 100 тонн каждый. А что касается РН-35, то ситуация принципиально иная, ибо это уже не корабль, а ракета. Можно ли использовать три названных движка в качестве первой ступени, смогут ли они оторвать от стартового стола тысячетонную махину ракетно-транспортного комплекса?
- Нет, конечно, не смогут. Поэтому в нашем варианте на крылатом аппарате не 3, а 6 двигателей, причем существенно более мощных. И суммарная тяга получается не 300, а 1200 тонн. Прибавьте к этому параллельно включающийся на старте двигатель второй ступени. В общей сложности тяга составит 1400 тонн. Вот этой мощности уже хватит для подъема. На орбиту можно будет выводить 35 тонн полезного груза (нынешние "Союзы" поднимают 7 тонн, "Протоны" - 20). Причем стоимость 1 килограмма будет не 3-4 тысячи долларов, а не более тысячи. Если же использовать два крылатых аппарата, пристыковав их с двух сторон к одной ракете, то масса конструкций, отправляемых в космос, увеличится до 70 тонн.

- Какое ракетное топливо предполагается использовать?
- На крылатом аппарате - кислород и метан, на второй ступени - кислород и водород.

Далее Виталий Семёнов помещает свою статью об энергоснабжении Земли из космоса в журнале "Двигатель":

"В отношении флота ракет-носителей следует отметить, что разрабатываемые в настоящее время технологии позволят создать к 2015-2020 гг. двухступенчатую ракету-носитель РН-35. Она будет иметь первую ступень многократного использования и грузоподъемность 35 т. Стоимость выведения килограмма грузов таким носителем составит примерно $1000, а надежность ракеты-носителя должна быть доведена до 0,9995. К 2030 г. на ее основе планируется создать ракету-носитель РН-70 грузоподъемностью 70 т (стоимость 1 кг - $300...500). Применение ракет позволит выводить на опорную орбиту космическую электростанцию с суммарной электрической мощностью солнечных батарей 15 МВт, созданной на основе модуля мощностью 6 МВт.
Учитывая, что для подготовки повторного старта ракеты-носителя многократного применения потребуется около одной недели, получается, что одна стартовая позиция может обеспечить 52 пуска в год. Если разместить на космодроме пять стартовых позиций, то каждый космодром должен иметь, как минимум, пять ракет-носителей типа РН-70. Таким образом, к концу XXI века мировой флот ракет-носителей многократного применения должен иметь примерно 120 ракет-носителей типа РН-70, что представляется реальным. Для сравнения: мировой парк самолетов Boeing 747 со стартовой массой 320...378 т насчитывает около 1000 машин."
"РЕМЮЗЕ" Авторы идеи - ЦНИИМАШ и Келдыш. Келдыше "лепит" сейчас метановый прототип на 10 тн тяги в рамках создания даигателя по программе "ВОЛГА" тягой 200 тс. Может быть он действительно будет безопаснее и надёжнее керосинок, ведь обратите внимание - Р=140 атм а не 250! Из-за отсутствия денег пристёгивают ЕВРОПУ (и правильно, хватит им дурака валять!). Вариант: первая ступень наша, вторая на базе АРИАНА ихняя, те зе зеть Ну а движок РД-0122, Воронеж. И ждём 2015-2020 гг, запуски из Куру и Капустина Яра!!!

По вопросу целесообразности многоразовой системы и применения метана.
Тема по созданию многоразовой системы выведения показанной компоновки красной нитью проходит в течение по крайней мере лет 7 а может быть и больше. И продолжается по сегодняшний день. Смотрите НК №10,11 за 2004 г. , статья И. Афанасьева "Первая ступень многократного применения как этап создания МСВ". В статье говорится и о преимуществах метановых ЖРД, заключающихся на малой стоимости ЖРД, обладающих принципиально большей надёжностью (согласен, что пока теоретически). Конечно же здесь наблюдается противостояние между "Энергомашем" и центром Келдыша (кстати, как и по вопросу компоновки марсианского экспедиционного комплекса между "Энергией" и "Келдышем") Тем не менее в совместной с Европой программе "Волга", предусматривается создание метанового ЖРД. И, как мне кажется, в федеральной космической программе до 2015 г. имеется ввиду создание именно такой системы и такого ЖРД:
1. Создание многоразовой ракетно-космической системы I-го этапа
ШИФР: ОКР «МРКС-1» СВ с многоразовой I-ой ступенью, обеспечивающие выведение на низкие околоземные орбиты полезной нагрузки массой 25-35 т при снижении удельной стоимости выведения в 1,5 раза, кардинальным уменьшением полей падения и связанных с ними затрат. 2009-2017
(Конкурс эскизных проектов – 2009 г.)
Начало ЛИ- 2016 г.
(уточнение в 2010 г.)
7320*/2000
2. Создание многоразового ЖРД для первой ступени многоразовой ракетной космической системы (МРКС).
Создание эффективной системы диагностики и аварийной защиты двигателя (СДАЗ).
ШИФР: ОКР «Двигатель-2015»
Многоразовый ЖРД с тягой Р=200-300 т. в т.ч.:
- демонстратор МЖРД малой тяги 10-15 т –2008 г.
- стендовый образец МЖРД большой тяги 200 –300 т – 2011 г.
Опытный образец СДАЗ – 2010 г.
2006-2015
(Конкурс эскизных проектов – 2009г.)
Начало экспериментальной отработки – 2012 г.
МВИ – 2015 г.
1975*/650
"РЕМЮЗЕ": Будет именно такая система, так как она мне нравится!  :lol:

[Большой]

неужели я это писал :roll:

[Salo]

http://www.npoenergomash.ru/about/news/news2_355.html

11 января 2012
Новая тема[/size]

Как уже сообщалось в СМИ, ГКНПЦ имени М.В. Хруничева 16 декабря 2011 года был признан победителем конкурса по теме «Создание многоразовой ракетно-космической системы первого этапа в части разработки эскизного проекта (МКРС-1)». ОАО «НПО Энергомаш им. академика В.П. Глушко» включено в состав соисполнителей данных работ.

Работы будут проводиться с декабря 2011 года по сентябрь 2013 года в рамках Федеральной космической программы.

Специалистам предприятия предстоит выполнить важный этап работ по определению концепции создания перспективного двигателя на компонентах топлива жидкий кислород и метан для новой многоразовой ракетно-космической системы.

Имеющийся многолетний задел проектно-конструкторских работ по метановой тематике позволяет предложить в рамках эскизного проекта эффективные технические решения, обеспечивающие наилучшие характеристики будущего двигателя.

Эскизное проектирование нового ЖРД предусматривает проведение целого комплекса расчетных, проектных и конструкторских исследований, проработки вопросов технологии изготовления и вопросов организации производства, методологии автономных испытаний и отработки двигателя в целом, что является оптимальной средой для поддержания творческого потенциала коллектива и воспитания молодых специалистов. [/size]

[Salo]

Немного из будущего:
24-27 января в МГТУ им. Н.Э.Баумана состоятся ХXXVI Академические чтения по космонавтике.
http://www.ihst.ru/~akm/36t3.htm

АНАЛИЗ СХЕМНЫХ РЕШЕНИЙ ЖРД НА ТОПЛИВЕ КИСЛОРОД-МЕТАН

И.А.Клепиков, Е.И. Бардакова, В.А. Акимов

(МГТУ им Н.Э. Баумана, кафедра «Ракетные двигатели»)

Сейчас и в ближайшем будущем, когда проблемы экологии выходят на первый план, а также дают себя знать цена топлива и возможность его получения в промышленных количествах, разработка метановых двигателей становится актуальной. Многочисленные проектные проработки и исследования, поиск перспективных схемно-конструктивных решений показали возможность внедрения ракетного топлива кислород – метан в двигательных установках многоразовых транспортных космических кораблей, межорбитальных транспортных аппаратов.

В данной работе проведен анализ основных схемных решений ЖРД на кислороде и метане. Целью проведенного анализа является выбор вариантов с лучшими энергомассовыми характеристиками и эксплуатационными качествами.

Рассматривались следующие циклы:

­    без дожигания,

­    с дожиганием,

­    смешанные (с неполным дожиганием).

Смешанные циклы бывают:

а)     один (основной) контур привода турбин с дожиганием генераторного газа в камере, второй (вспомогательный или форсажный) - без дожигания;

б)    двигатель с циклом без дожигания, но в выхлопной газ впрыскивается недостающий компонент для повышения температуры и дожигания турбогаза в отдельной камере при низком давлении, для уменьшения потерь удельного импульса из-за выброса турбогаза.

В схемах без дожигания минимальные энергетические потери для двигателя в целом получаются при работе на восстановительном турбогазе, который обладает заметно большей удельной работоспособностью сравнительно с окислительным благодаря большей величине работоспособности. Восстановительные схемы обладают также большой живучестью при различного рода отказах. Существенной проблемой этих схем является возможность сажеобразования в газогенераторе (ГГ).

Эксперименты показали, что расчеты по равновесной модели не достоверны, и надо создавать новые методики термодинамических расчетов процессов в восстановительных ГГ с учетом неравновесности.

Главное достоинство схем без дожигания заключается в обеспечении высоких давлений в камере при относительно умеренных напорах насосов и параметров других агрегатов питания, что повышает надежность, облегчает автономную отработку агрегатов.[/size]

[АниКей]

АНАЛИЗ ПРИЧИН ВОЗНИКНОВЕНИЯ ЯВЛЕНИЯ «РОЛЛОВЕР»  В СИСТЕМАХ ХРАНЕНИЯ СЖИЖЕННОГО ПРИРОДНОГО ГАЗА
http://www.ihst.ru/~akm/36t12.htm
Н.С. Королев

(МГТУ им. Н.Э. Баумана, г. Москва)

hocleric@rambler.ru

Для обеспечения безопасности на стартовых ракетных комплексах, при использовании такого нового альтернативного топлива как сжиженный природный газ (СПГ), необходимо определить все возмож-ные риски. Уникальным для данного компонента является явление «ролловер», возникающего при дозаправке емкости системы заправки новой дозой, физические параметры которой отличаются от имеющей-ся. По этой причине происходит стратификация СПГ на два горизон-тальных слоя.

Нижний слой за счет внешнего теплопритока перегревается и аккумулирует часть тепла, не успевая передать его на верхний.

При выравнивании плотностей происходит мгновенное переме-шивание, а накопленное тепло уходит на фазовый переход части жид-кости, тем самым увеличивая давление в газовой подушке. Такой не контролируемый рост давления может привести к повреждению хранилища и самой системы заправки.

Так как СПГ является многокомпонентной смесью, необходимо определить основные компоненты ракетного топлива,    оказывающие   существенное  влияние  на возникновение      стратификации хранимого продукта в емкости системы заправки. Поскольку нами рассматривается СПГ в качестве ракетного топлива, согласно принятой нормативной документации вводятся ограничения на его химический состав.

Для описания явления «ролловера» используются дифференциаль-ное уравнение сохранения энергии с учетом массобмена в области термодинамики необратимых процессов.

С учетом ряда допущений, были проанализированы различные компоненты входящие в смесь СПГ, и выявлено, что наибольший эффект на возникновение явление «ролловера» оказывает пара метан-этан, из-за большей начальной концентрации этана по сравнению с другими тяжелыми углеводородами.

Результаты анализа могут быть использованы для дальнейшего изучения явления «ролловер», а так же для непосредственного упроще-ния математической модели поведения СПГ при образовании страти-фицированных слоев в системе заправки на стартовых ракетных комплексах.