РД-0163

[Дмитрий В.]

По РД-0163:

Картинка есть, есть и кое какие данные:

Полно неточсностей. Количество ступеней - 2, в тоже время присутствует двигатель III ступени. Отношение пустотного УИ к приземному не равно отношению. пустотной тяги к приземной.

[SpaceR]

Отношение пустотного УИ к приземному не равно отношению. пустотной тяги к приземной.

Действительно, тут либо тяга должна быть 241,086 тс, либо земной УИ 295,787 с.
(по второму варианту - неточность в вакуумных характеристиках - либо тяга должна быть 286,092 тс, либо УИ 319,974 с).

Имхо наиболее вероятен случай ошибки только в одной цифре, и наиболее похож на правду вариант, что вакуумный УИ составляет не 330, а 320 с.  Маловато...
Хотя - это же открытая схема, так что неудивительно.

[Дмитрий В.]

Вопрос: куда девается газогенераторный газ после срабатываания на турбине? Помнится, когда речь шла об аммиаке или водороде в РД-0163, рассматриваличсь разные варианты: выброс наружу (открытая схема), возвращение хладоагента в бак после прохождения кондеенсатора, дожигание в КС и выброс в закритическую часть сопла.

[Дмитрий В.]

Имхо наиболее вероятен случай ошибки только в одной цифре, и наиболее похож на правду вариант, что вакуумный УИ составляет не 330, а 320 с.  Маловато...

Все больше, чем анонсированные 312 с для чисто керосинового варианта.

[SpaceR]

Имхо наиболее вероятен случай ошибки только в одной цифре, и наиболее похож на правду вариант, что вакуумный УИ составляет не 330, а 320 с.  Маловато...

Все больше, чем анонсированные 312 с для чисто керосинового варианта.

Ёу, а что ж так мало-то?
Из-за этой самой проблемы коксования?
 
Кстати, еще вопрос, оправдывают ли эти 8 с УИ всю мороку с дополнительным компонентом - его лишним баком и набором трубопроводов и автоматики?  :roll:

(потому как мой скромный опыт говорит, что инженеры порой "подтасовывают" результаты, чтобы оправдать своё желание сделать что-то принципиально новое и не применявшееся раньше. )[/size]

[Salo]

Дмитрий В. пишет:
Отношение пустотного УИ к приземному не равно отношению. пустотной тяги к приземной.[/quote:15da30f6ff] Действительно, тут либо тяга должна быть 241,086 тс, либо земной УИ 295,787 с.
(по второму варианту - неточность в вакуумных характеристиках - либо тяга должна быть 286,092 тс, либо УИ 319,974 с).

Имхо наиболее вероятен случай ошибки только в одной цифре, и наиболее похож на правду вариант, что вакуумный УИ составляет не 330, а 320 с. Маловато...    
Хотя - это же открытая схема, так что неудивительно.

Commix пишет:
2. 3-х ступенчатый пакет. I ступень - 4 боковых блока по 2 шт. РД0163 диаметром 1770 мм, центральный блок с РД0163 диаметром по срезу 2300 мм; блок II ступени - ЦБ с РД0163, 2300 мм; блок III ступени - 4 РД0146.
 
Так как РД0163 3-х компонентный, то в керосин погружены баки с водкой.

SpaceR пишет:
330 с в вакууме видимо у двигателя с увеличенным сопловым насадком.

[SpaceR]

330 с в вакууме  видимо у двигателя с увеличенным сопловым насадком.

Мне кажется, что удлиненный насадок столько не даст - если сделать его очень длинным, он не сможет нормально давать тягу при запуске на земле.
К тому же несоответствие набора из четырех приведенных цифр налицо. Что ж там, половина цифр от одного варианта движка, половина - от другого? В такой расклад верится с трудом, это был бы уже верх непрофессионализма.

[SpaceR]

Вопрос: куда девается газогенераторный газ после срабатываания на турбине? Помнится, когда речь шла об аммиаке или водороде в РД-0163, рассматриваличсь разные варианты: выброс наружу (открытая схема), возвращение хладоагента в бак после прохождения кондеенсатора, дожигание в КС и выброс в закритическую часть сопла.

Ну, раз на рисунке торца РН присутствуют кружочки (по штуке на каждый движок), то очевиден вариант 1. На ЦБ, возможно, идёт разводка на сопла крена.

[Salo]

Только непонятно, почему судя по верхнему рисунку таких сопел на ЦБ четыре, а на нижнем их нет вообще. Четыре отклоняемых сопла скорее говорят о рулевом двигателе.

[Salo]

http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/240/25.shtml

Так, на двигателе НК-33-1 предлагается увеличить геометрическую степень расширения сопла с Fа = 27.6 до Fа = 79.5 с помощью выдвижного соплового насадка. В этом случае на участке полета РН до 10 км будет работать «земное» сопло, а с высоты примерно Н = 10 км – «земное» сопло с выдвижным сопловым насадком, обеспечивающим вышеуказанное расширение. При этом удельный импульс тяги ЖРД с выдвижным сопловым насадком в пустоте возрастает на ~14 кгс/кг, а тяга соответственно на ~8 тс.

У РД-0163 диаметр по срезу сопла возрастает с 1770 мм до 2300 мм. Думаю 10с УИ такое увеличение геометрической степени расширения дать может.

[SpaceR]

У РД-0163 диаметр по срезу сопла возрастает с 1770 мм до 2300 мм. Думаю 10с УИ такое увеличение геометрической степени расширения дать может.

Считайте, убедили!   Спасибо за анализ.

P.S. Сергей, а Вы не пробовали статьи на космическую тему публиковать? У Вас уже солидный багаж знаний накопился.[/size]

[kopiev]

Довольно низкое давление в КС (150атм) позволяет предположить, что РД-0162 это реализация метанового двигателя РД-М (открытой схемы с восстановительным ГГ) предложенного Центром Келдыша:

:?: Немного не понятно - что такое востановительный газогенератор в открытом цикле (то есть без дожигания генераторного газа)?

Может быть, они имеют ввиду то, что метан не образует сажи и с ним возможно использование востановительного генераторного газа, не так?

[kopiev]

Вопрос закрыт. Нужно было посмотреть ссылку Центр Келдыша: Перспективные ЖРД России - там указывается, что замкнутая схема с восстановительным ГГ на метане возможна (РД-0143). Соответственно и схема "газ-газ" также (по крайне мере - теоретически :roll:).

[Salo]

http://www.avanturist.org/forum/index.php?topic=101.msg471810#msg471810

Я толком не помню, но есть же критерий оценки технического совершенства ЖРД. И там сравнивают не только тягу и массу ДУ, но и еще импульс. Как "жестянщик", помню, что очень не мало дарили лишнего веса двигателистам, если они повышали импульс. В итоге имели суммарный выигрыш в весе (то ли ракета легче, то ли ПН побольше).
А у РД-170 было еще и жесткое ограничение по габариту (сейчас только вспомнил). Точнее оно было для 1-й ступени 77-й, но и двигатель туда свою лепту вносил.

перегрев пишет:
Импульс в первую голову. Но Ахметов (генконструктор ЦСКБ) на одном из совещаний сказал, что для первых ступеней, рекордный УИ не является определяющим критерием. Главное-надежность. Исключить любые аварии связанные с повреждением старта. Вот 163й под эту идею и появился. Точнее идея под идею появилась. Но это решение (идея), на мой взгляд, все таки шаг в сторону. Если делать тяжелую ракету, ЖРД первой ступени нужно делать по схеме "газ-газ". Пусть долго, пусть большие технические риски, но это потенциальный прорыв. Стоит побрыкаться. например, СПГ (сжиженный природный газ)+кислород. И удельная хорошая и тяга. Но, оговорюсь, риски большие

http://www.avanturist.org/forum/index.php?topic=101.msg471892#msg471892

А это где и куда? Объясните, плииз, жестянщику (тем более, давно отошедшему от дел).

перегрев пишет:
А это первая ступень Русь-М РД - 0163 (альтернативный вариант) открытая схема, ненапряженная, большой тяги, хай-тек в виде трех компонентов, клон F-1 (воронежский)

http://www.avanturist.org/forum/index.php/topic,101.msg471892.html#msg471892

14 Ноябрь 2009, 15:44:53

Насчет трех компонент, интересно. Только какой тогда нафиг клон F-1?

перегрев пишет:
Концептуально. Хотя старались сделать похоже. Был например спор насчет турбины, на F-1 двухступенчатая турбина, на РД - 0163 обошлись одноступенчатой. Некоторые требовали делать "один в один". А третий компонент для ГГ, не перекись. Там вообще несколько вариантов проработана и ГГ на основных компонентах и ГГ на третьем компоненте

[Большой]

http://www.federalspace.ru/main.php?id=2&nid=12891

Рекордные по длительности огневые испытания двигателя на топливе кислород-СПГ

:: 01.10.2010


Огневое ресурсное испытание двигателя-демонстратора С5.86.1000-0 №2 тягой 7,5 тс разработки КБ Химмаш им. А.М.Исаева на топливе кислород – СПГ (сжиженный природный газ)  было проведено 29 сентября 2010 года на стенде В2А ИС-106 ФКП «НИЦ РКП», г. Пересвет.

Испытание прошло успешно. Была достигнута рекордная длительность  работы двигателя такой размерности при однократном включении - 1160с. В ходе испытания параметры двигателя соответствовали заданным.

Подтверждены возможность продолжительной работы двигателя, выполненного по замкнутой схеме с дожиганием восстановительного генераторного газа, на топливной паре жидкий кислород–СПГ и также возможности стенда по проведению длительных испытаний.

Работа выполнена в рамках ОКР «Двигатель-2015-КБХМ» по заказу ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша».

Кстати, кто выиграл тендер на разработку двигателя «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»

[Salo]

http://www.avanturist.org/forum/topic/101/offset/3280

перегрев пишет:
Вообще история про 163й ещё ждёт своего исследователя!    Началась она с того, что КБХА, решив цинично нарушить корпоративную этику, грубо вторглась на "чужую делянку" - на нижние ступени, которые отродясь были вотчиной Энергомаша. Причём логика в позиции КБХА была весьма основательная - они опирались на американский опыт и на свой собственный. Будучи единственной фирмой которая в постсоветском периоде сделала полностью новый движок (сколько раз горели - мама, не горюй!), и имея мощный задел в области систем аварийное защиты, (есть там такой Александр Илларионович), в КБХА сформулировали и донесли до руководства отрасли такую мысль - движки с дожиганием окислительного газа имеют в принципе неустранимый недостаток - широкую номенклатуру критичных отказов и, самое главное, очень быстрое время развитие аварийной ситуации (191й на что весь "серебрянный" и то периодически горит) - 0,12 - 0,15 секунды от момента возникновения аварии до момента "Ах, шеф, всё пропало!". В тоже время, имея опыт испытаний 146го, 122го, КБХА справедливо утверждало - у двигателей восстановительной схемы, случись что, авария будет развиваться очень медленно, есть масса времени на парирование аварийной ситуации и безопасный выход из оной (24 августа тому наглядное подтверждение, движок пропыхтел почти 40 секунд, будь на его месте 14Д23, через полсекунды всё бы развалилось). Именно эта идея и легла в основу "слабо нагруженного" РД-0163    Причем я официально заявляю - за основу при проектировании брался F-1, c поправкой на отечественные реалии    Далее началась Большая Политика, КБЭМ встало на дыбы, совершенно неожиданно КБХА поддержал ЦНИИМАШ, Коротеев проект КБХА поддержал с оговоркой: "А сколько вы времени потратите на борьбу с ВЧ", в итоге было принято политическое решение в пользу РД-180 (как ни крути движок существует в металле). Лично мое мнение - было принято верное решение, отработка новых ЖРД сейчас не по карману никому, однако, проект 163 очень хорошо проработан. Выпущен полный комплект КД, проведены модельные испытания ряда агрегатов.
Относительно удельной - базовый вариант КБХА предусматривал водородный привод турбины ТНА, там удельная получалась на уровне НК-33, но с водородом наотрез отказалось работать ЦСКБ, "водочный" вариант это паллиатив, чистый "восстановительный" ГГ вызвал бурную полемику. С общим направлением - как амеры боролись с сажей? Тут невозможно обойтись без аналогий с соседней смешной веткой, на которой я имею обыкновение немного троллить    Заверяю, предметом дискуссий были - ГГ и почему у F-1 была двухступенчатая турбина (в 163м в итоге нарисовали одноступенчатую)

P.S. Забавно, что в КБХА сделали и испытали модельный "бессажевый" ГГ. Прикол в том, что несколько ранее, на том же стенде испытывали аэрозольный генератор, разрабатываемый в интересах РХБЗ (ну для маскировки войск), так вот, "бессажевый" ГГ, в части задымления местности, уверенно покрыл специально разработанный, как бык овцу  

P.S.S. К цифрам опубликованным в сети нужно относится крайне осторожно. Никаких супер-пупер насадков в 163м не было. Или ошибка, или сознательная дезинформация. Как-то так    

[Старый]

Вообще история про 163й  ещё ждёт своего исследователя! Началась она с того, что КБХА, решив цинично нарушить корпоративную этику, грубо вторглась на "чужую делянку" - на нижние ступени, которые отродясь были вотчиной Энергомаша.

Странно это. На челомеевских МБР кбхашные двигатели применялись и применяются в полный рост. Туда же двинулся и Южмаш в своё время именно Глушко пришлось приложить изрядные усилия чтобы не допустить воронежские двигатели на первую ступень "Сатаны".

[Salo]

Тут речь скорее о кислородно-керосиновых ЖРД.

[Salo]

vadimir пишет:
Альтернативный скан журнала:
Авиакосмическая техника и технология 2010 № 01

скачать pdf 7.81MB

В djvu: http://files.mail.ru/6EE4NN (1,3МБ)

ЖРД на кислородно-керосиновом топливе с добавлением третьего компонента

КБХА выполнены расчетно-проектные проработки вариантов кислороднокеросиновых ЖРД с третьим компонентом, а также безгенераторных кислороднокеросиновых ЖРД с дожиганием и без дожигания восстановительного генераторного газа. В качестве третьего компонента для указанных двигателей предполагается использовать сжиженные газы - водород и аммиак (с массовой долей до 5,2%). По оценкам КБХА применение таких схем ЖРД может обеспечить следующий эффект:

• отсутствие предпосьлок к возгоранию материалов газовых трактов турбин благодаря снижению температуры газов перед турбиной до уровня не выше 750К;
• снижение давление кислорода и керосина на выходе из насосов до 250...300 кгс/см2, давления в КС - до 160...190 кгс/см2;
• возможность получения удельного импульса тяги на уровне значений для схемы с дожиганием окислительного генераторного газа.

Наряду с преимуществами вышерассмотренных технических решений по использованию дополнительного компонента топлива, следует отметить, что эксплуатация многоразовых ЖРД в этих вариантах
будет сопряжена с теми же недостатками, что и эксплуатация кислородно-керосиновых ЖРД без добавления третьего компонента.
Кроме того, целесообразность введения третьего компонента топлива должна оцениваться по влиянию такого решения на характеристики
многоразовой ракетной ступени, МРКН и МРКС- 1 в целом с учетом всей совокупности дополнительных бортовых и наземных систем, обеспечивающих применение такого компонента.

2. Использование в составе ВРБ двигателей РД0163 также отвечает требованиям по построению ряда МРКН. Однако по показателю Мю ПН варианты МРКН с двигателями РД0163 имеют меньший уровень весового совершенства в сравнении с МРКН, использующими двигатели РД-191М, по причине более низкого удельного импульса тяги двигателя РД0163 открытой схемы.
Заявленный КБХА уровень форсирования двигателя (+33 %) обеспечивает возможность решения задачи выведения ПГ в любом варианте МРКН при отказе на любом этапе выведения одного из четырех ЖРД на одном или на обоих ВРБ. В варианте К-2- 1 для обеспечения стартовой перегрузки - 1,1 при отказе двигателя ВРБ на первых секундах полета, старт осуществляется при работе всех ЖРД ВРБ на режиме 110% Рном· По оценке КБХА, эксплуатация двигателя на таком режиме тяги допускается без ограничения ресурса и кратности применения. На 15 с полета тяга ЖРД переводится на номинальный режим и далее регулируется по принятой циклограмме.

Варианты МРКН с кислороднокеросиновыми ЖРД с третьим компонентом

При разработке аванпроекта МРКС-1 проводились проработки вариантов использования в составе первой ступени МРКН: трехкомпонентных ЖРД безгазогенераторной схемы, включая модификации ЖРД РД0163 разработки КБХА на топливе «керосин + жидкий О2 + жидкий аммиак» с содержанием массовой доли третьего компонента 0,4 . . . 5,2%.
Анализ энергомассовых характеристик МРКН показал следующее.
Применеине трехкомпонентного топлива с массовой долей водорода до 1,5% не обеспечивает прироста энергетических характеристик
по сравнению с топливом «Метан + кислород» или «керосин + кислород» при формировании траектории выведения РН не только по критерию максимума массы выводимого ПГ, но и по критерию минимума
теплового нагружения конструкции ВРБ на возвратной траектории, что является условием создания конструкции ВРБ без теплозащиты.
При использовании трехкомпонентного топлива с содержанием водорода около 3,5% масса заправляемого топлива в сравнении
с КРТ «Керосин + кислород» снижается примерно в 1,5 раза, что, несмотря на увеличение удельного импульса тяги ЖРД (на- 10%), приводит к снижению грузоподъемности МРКН на - 15%.
Применеине трехкомпонентного топлива с содержанием водорода около 5% неприемлемо вследствие существенного увеличения
объема заправляемого водорода и невыполпения ограничений на возможные варианты транспортировки ВРБ.
Анализ надежности систем РН показывает, что наиболее «слабыми» системами являются двигатели и пневмогидравлическая система (ПГС) ракеты. Применение трехкомпонентных двигателей однозначно
потребует усложнения как непосредственно ЖРД, так и ПГС РН, обусловленного необходимостью внесения всего ряда дополнительных элементов хранения, подачи и контроля состояния третьего компонента, а также внесения соответствующей логики и
элементов ее реализации в СУ РН. Таким образом, при использовании трехкомпонентных двигателей можно прогнозировать снижение уровня надежности ЖРД и ПГС примерно на треть, что приведет к снижению надежности трехкомпонентной ступени на - 20% (в предположении, что отказы МДУ составляют - 75% отказов РН).
Наличие третьего компонента потребует соответствующего усложнения стартового комплекса (СК) и технологии работы с РН в
части обеспечения заправки/слива компонентов топлива, что приведет к увеличению трудоемкости работ по подготовке и проведению пуска и численности персонала.
В связи с вышеизложенным, по оценкам ГКНПЦ им. М.В. Хруничева, применение ЖРД на кислородно-керосиновом топливе с добавлением третьего компонента в составе ВРБ МРКН является нецелесообразным.

[Glaurung]

Вопрос: куда девается газогенераторный газ после срабатываания на турбине? Помнится, когда речь шла об аммиаке или водороде в РД-0163, рассматриваличсь разные варианты: выброс наружу (открытая схема), возвращение хладоагента в бак после прохождения кондеенсатора, дожигание в КС и выброс в закритическую часть сопла.

Там есть сопло сброса (на РД-0163А их 2).