Замена РД58М и 11Д33 на четверть РД-0124А

[Salo]

http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=4653

Такие насадки давно используют на RL-10B-2 (Центавр для Дельты 4).  
И будут использовать на РБ ESC-B c ДУ Vinci.

Такие, да не совсем. На RL-10B-2 насадок имеет кусочно-линейный продольный контур и состоит из трех конических секций.

Описанный в патенте насадок имеет продольный контур в виде кривой, описываемой полиномом третьей степени.

Кто-нибудь знает какая у этого насадка (который на РД-58М) геометрическая степень расширения?

Cтепень расширения 11Д58М без насадка ~190, с насадком ~ 280.

На сколько увеличился УИ?

От 7 до 10 секунд в зависимости от горючего.

Кстати масса РД58М 230 кг это без насадка. С насадком:
230кг+30кг=260 кг.
УИ РД58М с насадком 353с+7с=360с.
У РД-0124 УИ 359с (интересно при какой степени расширения сопла).
Значит 366с получить можно без проблем, а может и 370с с раздвижным СН.

[Дмитрий В.]

ТНА у КБХА есть. С этим ТНА под одну камеру РД-0124 они отрабатывали КС и форсуночную головку. :wink:

А где про него можно прочитать?
 

По-поводу насадка всё тоже самое касается и двигателя с КС от РД-0124. Т.е. зазор в 8с УИ останется.

Зазор зависит от исходных степеней расширения.

Может тбыть что-то удалось сэкономить на массе двигателя.
Масса РД58М 300 кг. РД58МФ -230 кг.
Масса РД-0124 460-500 кг при тяге в 30тн.
Думаю можно получить 120-130 кг на однокамерном двигателе.

При большем давлении в КС и с многократным запуском получить вряд ли получится, хорошо, если столько же.

РД-0158 (на основе камеры 0124) з-тонной тяги сколько вестит? Около 150 кг, емнип, если не больше. Так что, думаю, цифра в 200 кг выглядит более правдоподобной.

[Salo]

В НК №4 за 2006 год в статье И.Афанасьева " Универсальная верхняя ступень" :

Универсальная верхняя ступень

Двигатель РД-0158 для РБ системы «Воздушный старт» базируется на камере РД-0124. Необходимо заново разработать и изготовить систему подачи – бустерные насосы и основной турбонасос. Масса сухого двигателя – 151.45 кг, габариты – 1700х905 мм, тяга – 3 тс, удельный импульс – 360 сек. При его создании будет применен весь опыт КБХА, полученный при разработке РД-0124.

При тяге 7,5 тс масса будет больше, но не в 1,5 раза.

[Salo]

http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/199/25.shtml

Основной вариант – четырехкамерный РД-0124. Перейдя на замкнутую схему в тех же габаритах, воронежские двигателестроители получили прирост удельного импульса +33 единицы, что эквивалентно увеличению массы полезного груза ракеты на 950 кг.
Однако более привлекательной, особенно для зарубежного заказчика и ряда отечественных проектов, представляется однокамерная схема подобного двигателя. В Париже был представлен один из нескольких вариантов РД-0124М тягой 30 тс. Агрегаты ЖРД (турбонасосный агрегат, газогенератор, трубопроводы, автоматика и т.п.) были взяты с четырехкамерного РД-0124 и прошли полный объем наземных стендовых испытаний по теме «Русь». Камера является новым изделием, а сопло взято с двигателя одной межконтинентальной баллистической ракеты (МБР), снимаемой с вооружения. Существует два варианта РД-0124М – с «земным» и высотным соплами.
Однокамерный двигатель РД-0124М для «Руси»
Интерес к этим двигателям проявило французское космическое агентство CNES, рассматривающее перспективные носители. Для верхней ступени французам нужен ЖРД тягой примерно 15 тс. КБХА может дать и «четвертушку» РД-0124 (одна камера и турбонасосный агрегат) с тягой примерно 7 тс.

http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/228/33.shtml

Первая разработка – кислородно-керосиновый двигатель РД-0124 для третьей ступени РН «Союз-2» производства ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс». ЖРД обладает практически идентичными габаритно-стыковочными размерами и массовыми характеристиками существующего РД-0110, но отличается более высокими параметрами (см. табл.), находящимися на уровне лучших разработок данного класса. Замкнутая схема с дожиганием окислительного генераторного газа и более высокий удельный импульс позволяют с его помощью выводить на орбиту полезные грузы большей (на ~950 кг) массы или обеспечивать запуски «Союза-2» с космодромов, расположенных севернее Байконура.
   Для отработки процессов сгорания на предприятии был создан специальный стенд, включающий одну камеру от РД-0124 и специально спроектированные турбонасосный агрегат и уменьшенный в четыре раза газогенератор. Подбор, оценка и испытание форсуночных головок и камер различной конфигурации позволили получить удельный импульс тяги заданной величины.

[fagot]

Вполне верояно, что этот ТНА не имеет ничего общего с летным и даже работает не на кислом газе. А иначе разработка двигателя будет слишком дорогой.

[Salo]

Если газ не окислительный, то какой смысл имеет подбор, оценка и испытание форсуночных головок и камер различной конфигурации?
На восстановительном газе подбирать параметры КС и форсунок двигателя замкнутой схемы? :roll:

[fagot]

Кстати насадок был применён на РД-58М для РБ ДМ-SL.
В статье "Сопловые насадки из Перми" НК №5 за 2005 год писалось, что УИ вырос на 2% (7с), ПН выросла на 120кг. Вес насадка составил 30 кг. Чистый выигрыш 90 кг. :wink:

А должно быть полтонны. :wink: Хотя у меня есть большие подозрения, что 7 секунд это в сравнении с самой древней модификацией, а реально - 4 секунды.

[fagot]

Если газ не окислительный, то какой смысл имеет подбор, оценка и испытание форсуночных головок и камер различной конфигурации?
На восстановительном газе подбирать параметры КС и форсунок двигателя замкнутой схемы? :roll:

ТНа открытой схемы, подающий компоненты в КС и два ГГ, а из окислительного ГГ газ идет прямо в КС.

[Salo]

Кстати насадок был применён на РД-58М для РБ ДМ-SL.
В статье "Сопловые насадки из Перми" НК №5 за 2005 год писалось, что УИ вырос на 2% (7с), ПН выросла на 120кг. Вес насадка составил 30 кг. Чистый выигрыш 90 кг. :wink:

А должно быть полтонны. :wink: Хотя у меня есть большие подозрения, что 7 секунд это в сравнении с самой древней модификацией, а реально - 4 секунды.

Т.е. 356-357с?

[Salo]

ТНа открытой схемы, подающий компоненты в КС и два ГГ, а из окислительного ГГ газ идет прямо в КС.

http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/228/33.shtml

Для отработки процессов сгорания на предприятии был создан специальный стенд, включающий одну камеру от РД-0124 и специально спроектированные турбонасосный агрегат и уменьшенный в четыре раза газогенератор.

А газогенератор назван в единственном числе. :wink:

[fagot]

А газогенератор назван в единственном числе. :wink:

Так может он не специально спроектированный, а от РД-0110. Хотя, конечно, это все предположение и вполне вероятно, что КБХА создало два двигателя по цене одного. Или наоборот. И еще более вероятно, что четвертинку в любом случае надо доводить до летного состояния, а вот выигрыш получается весьма небольшой.

[fagot]

Т.е. 356-357с?

Да, и именно столько указывалось для модификации с раздвижным насадком для версии ДМа 11С861-03.

[Salo]

Так может он не специально спроектированный, а от РД-0110.

Для отработки процессов сгорания на предприятии был создан специальный стенд, включающий одну камеру от РД-0124 и специально спроектированные турбонасосный агрегат и уменьшенный в четыре раза газогенератор.

Хотя, конечно, это все предположение и вполне вероятно, что КБХА создало два двигателя по цене одного. Или наоборот. И еще более вероятно, что четвертинку в любом случае надо доводить до летного состояния, а вот выигрыш получается весьма небольшой.

Выигрыш конечно небольшой. Только вот не вижу у РККЭ желания делать Ястреб. :roll:
А для морского старта, да и для наземного, 200-300 кг совсем не лишние. Проблема видимо в том, как развести Вoeing на бабки для такой модернизации. А свои явно жалеют.

[fagot]

Для отработки процессов сгорания на предприятии был создан специальный стенд, включающий одну камеру от РД-0124 и специально спроектированные турбонасосный агрегат и уменьшенный в четыре раза газогенератор.

Тут говорится только про специально спроектированные агрегаты, а про отдельные готовые элементы могли и не упомянуть.

Выигрыш конечно небольшой. Только вот не вижу у РККЭ желания делать Ястреб. :roll:

И поэтому надо модернизировать старый блок с затратами, соизмеримыми с созданием нового, и мизерным эффектом?

А для морского старта, да и для наземного, 200-300 кг совсем не лишние.

Эти кг еще нужно найти. И вопрос в цене - если их можно получить простой модернизацией, она имеет смысл, а если нужен новый двигатель, это слишком дорого и неэффективно.

Проблема видимо в том, как развести Вoeing на бабки для такой модернизации. А свои явно жалеют.

Так Боинг не дурак.

[Salo]

Из книги "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П.Королёва. На рубеже двух веков 1996-2001."стр.694-696:

Глубокая модернизация двигателя 11Д58М

Кислородно-углеводородный двигатель 11Д58М тягой приблизительно 8 тс эксплуатируется уже более 26 лет в составе РБ типа ДМ. Несмотря на высокую надежность и большую статистику успешных пусков двигателя 11Д58М (на конец 2000 г. совершено более 390 успешных включений в полете), как уже отмечено выше, требования к энергомассовым характеристикам маршевых двигателей РБ для некоторых задач выведения несколько превысили возможности 11Д58М.
С 1998 г. проводилось определение оптимального облика перспективного кислородно-керосинового двигателя с удельным импульсом на 20 с большим, чем у двигателя 11Д58М. Чтобы минимизировать затраты средств и времени на создание, двигатель должен быть унифицирован с двигателем 11Д58М по бустерным агрегатам подачи топлива, расходным топливным магистралям, разделительным клапанам «О» и «Г», прецизионным командным датчикам расходов компонентов топлива, рулевым машинам качания камеры сгорания (КС), автономной бортовой системе управления двигателем, также при этом должны сохраняться осевой габарит двигателя и схема его крепления на РБ типа ДМ.
Для существенного повышения энергетических характеристик разрабатываемого двигателя было принято решение об использовании для охлаждения камеры сгорания промежуточного высокоэффективного охладителя, не являющегося компонентом топлива газообразного гелия, хранимого на борту РБ. Это позволило ликвидировать потери удельного импульса из-за расхода горючего на внутреннее охлаждение камеры.
Особенностью такой схемы охлаждения КС двигателя является наличие в его составе дополнительного турбоагрегата — турбокомпрессора, обеспечивающего циркуляцию промежуточного газообразного охладителя в тракте КС, и высокоэффективного компактного теплообменника, в котором тепло, отведенное от КС промежуточным охладителем, передается подаваемому в КС жидкому кислороду.
Возможность и целесообразность использования гелия как промежуточного охладителя были проанализированы в докладе молодого специалиста отдела 275 Р.Э. Каткова на XIV конференции молодых специалистов и ученых, проводившейся в РКК «Энергия» им. С.П. Королева в 1996 г.
Дальнейшие проработки, проведенные сотрудниками отдела 275 Р.Э. Катковым, Н.Н. Тупицыным, А.А. Кирейцевым, подтвердили перспективность ракетных двигателей с промежуточным высокоэффективным охладителем.
В 1998 г. к работам над созданием перспективного кислородно-керосинового двигателя тягой 8 тс было привлечено КБХА (г. Воронеж). В результате анализа для дальнейшей разработки РКК «Энергия» и КБХА приняли вариант двигателя (условный индекс 11Д58МД), использующего кольцевую КС с тарельчатым соплом (а не традиционную цилиндрическую КС с соплом Лаваля), гелиевое охлаждение КС и сопла, а также ТНА подачи топлива с предкамерной кислородной турбиной.
Этому в немалой степени способствовало то, что к этому моменту в КБХА уже имелся уникальный опыт проектирования, изготовления и огневых испытаний кольцевой КС с тарельчатым соплом применительно к кислородно-водородному двигателю РО-97, ранее разрабатывавшемуся КБХА по техническому заданию РКК «Энергия» для кислородно-водородного РБ «Ястреб».
По сравнению с соплом Лаваля тарельчатое сопло обладает целым рядом существенных преимуществ, позволяющим создавать более простые и эффективные безгазогенераторные схемы подачи компонентов топлива. В начале 2000 г. к расчетно-экспериментальным работам по улучшению характеристик модельного теплообменника были привлечены специалисты Научного центра нелинейной волновой механики и технологии РАН, а в октябре 2000 г. к работам над модернизацией двигателя 11Д58МД — специалисты ИЦ им. М.В. Келдыша. В результате была подтверждена возможность создания новой схемы двигателя 11Д58МД, отмечены достоинства предлагаемого двигателя по сравнению с традиционными двигателями, имеющими замкнутую схему на окислительном газе, а также определены научно-технические задачи, которые необходимо решать вместе.
В конце 2000 г. завершились работы, проводимые с целью оптимизации системы пуска и останова двигателя, оформление материалов эскизного проекта двигателя 11Д58МД. Модифицированный двигатель 11Д58МД позволит значительно повысить энергетические возможности средств выведения. Так, например, в результате замены существующего двигателя 11Д58М на перспективный двигатель 11Д58МД для отечественных РБ типа ДМ возможно увеличение массы II Г, выводимого на геостационарную орбиту, примерно на 15 %. Масса КА, выводимого на геопереходную орбиту разгонным блоком ДМ-SL комплекса «Морской старт», при замене двигателя 11Д58М на двигатель 11Д58МД увеличится примерно на 500 кг при работе на кислороде и керосине и на 700 кг — при работе на кислороде и боктане. Кроме того, это позволит создавать двигатели с высокоэффективными безгазогенераторными системами подачи топлива, позволяющими достигать современных уровней давления в КС при одновременном снижении температуры газообразного кислорода перед предкамерной турбиной на 100...150 К по сравнению с освоенным уровнем температуры, что полностью снимает проблему возможного возгорания конструкционных материалов в окислительной среде.
В работах принимали активное участие специалисты отдела 275: Р.Э. Катков, А.А. Кирейцев, Н.И. Кузьмина, З.П. Олейникова, Д.А. Опряткин, Н.Н. Тупицын, И.П. Чикаев.

[Salo]

А был ведь ещё один вариант модернизации Блока ДМ: "Прорыв" с ЖРД РД-161. Вот его версия с РД58МФ:

Разгонный блок 'Прорыв" для ракеты-носителя "Ангара", работающий на кислородно-керосиновом топливе
1. Бак горючего
2. Теплоизоляция
3. Бак окислителя
4.ЖРД 11Д58МФ

[Salo]

РД-161:
кислород/керосин,
тяга 2тс,
УИ 365с ,
давление 120атм,
масса сухого 141кг,
масса залитого 146кг,
высота 2205мм,
диаметр 970мм,
1995г. Проект для 3 ст. РН

Столько было планов и ни-гу-гу.  :roll:

[fagot]

Баки все-таки удлинили, а от схемы полета Бриза-М правильно отказались.

[Salo]

В смысле от РД-161?

[fagot]

В смысле от РД-161?

Да, от его разработки.