Новости Энергомаша

[Salo]

http://www.omskprofpol.su/images/stories/documents/Archive/2014/2016/1-Zavodskaya-zhizn_-1-2_yanvar_2016.pdf

– В цикле изготовления НПО «Энергомаш» двигателей РД-180 (для американской РН «Атлас») и РД-191 (для РН «Ангара») наше предприятие на протяжении многих лет является поставщиком ряда комплектующих изделий. Какие планы на эту работу в 2016 году?
 
– По «Энергомашу» у нас чуть увеличились объемы по РД-180 и в разы возросли по РД-191. Перед 8-м цехом стоят как никогда большие задачи по изготовлению пневмоблоков в направлении «Энергомаша» для комплектации ангарского двигателя РД-191, которым оснащаются наши УРМ-1. В плане прописано изготовление шестнадцати пневмоблоков для РД-191. Задача очень серьезная, сроки поставлены жесткие. Надеюсь, начальник 8-го цеха В.П. Удалов и его коллектив справятся. Кроме этого, большая программа по рамам для этого двигателя, цех должен изготовить четырнадцать штук. Это в части РД-191.
По двигателю РД-180 предстоит штатная работа для цеха 8 по изготовлению приводов автоматики, за цехом 21 – клапан горячего газа. Надо сказать, что цеха 8 и 21 по программе РД-180 ушедший год закончили очень хорошо. Всю продукцию сдали, сроки выдержали.
Надеюсь, программу 2016 года они обязательно выполнят.

[Salo]

АниКей пишет:
и-Маш. Ресурс Машиностроения.

В Перми обсудили проект внедрения единой PLM-системы в ракетном двигателестроении
Сегодня, 11:23    
 
 3 марта состоялся визит представителей АО «НПО «Энергомаш» в г. Пермь, в ходе которого обсуждалась реализация двух соглашений, подписанных в декабре 2015 года.
 
Одно из них – между руководством ГК «Роскосмос» и Пермского края, другое – между АО «НПО «Энергомаш», министерством промышленности, предпринимательства и торговли Пермского края и Региональным центром инжиниринга (РЦИ).
 
На первой встрече представители АО «НПО «Энергомаш», ПАО «Протон-ПМ», руководства Пермского края и Регионального центра инжиниринга обсудили вопросы внедрения на предприятиях ракетно-космической отрасли технологий управления жизненным циклом изделий (PLM) при автоматизации конструкторской и технологической подготовки производства, а также системы бережливого производства (Lean production).
 
 Игорь Арбузов, генеральный директор АО «НПО «Энергомаш»: – Руководство госкорпорации «Роскосмос» поставило перед нами задачу – оптимизировать затраты на производство двигателя РД-191, чтобы в итоге РН «Ангара» была конкурентоспособной на мировом рынке космических пусков. Это возможно сделать, в том числе с помощью внедрения технологий управления жизненным циклом изделий и системы бережливого производства. Сейчас нам необходимо оперативно решить, кто станет партнером для реализации данного проекта. Главным критерием выбора организации станет качество, эффективность и конкурентоспособность предложенного проекта.
 
На совещании была отмечена необходимость определения роли и места Регионального центра инжиниринга в проекте внедрения PLM-решений – какие услуги и в каком объеме он готов предоставлять предприятиям холдинга. Поскольку одной из задач РЦИ, созданного в рамках проекта «Технополис «Новый Звездный», является помощь предприятиям во внедрении PLM-технологий и системы Lean production.
 
В настоящее время РЦИ привлекается к обучению специалистов ПАО «Протон-ПМ» работе с 3D-моделями, а также под руководством сотрудников Центра на одном из производственных участков предприятия начат проект по внедрению Lean production. По словам исполнительного директора Дмитрия Щенятского, у «Протон-ПМ» есть большая заинтересованность в расширении сотрудничества в сфере применения технологий управления жизненным циклом изделий.
 
Темой второй встречи, участие в которой приняли НПО «Энергомаш», ПАО «Протон-ПМ», регионального правительства и администрации г. Перми, стал ход реализации пунктов соглашения между ГК «Роскосмос» и Пермским краем. В частности, речь шла о финансировании и этапах капитального ремонта участка дороги Пермь – Новые Ляды, а также реконструкции школы №129, объектов социальной и инженерной инфраструктуры микрорайона, жилищном строительстве.
 
Напомним, первое соглашением между руководством ГК «Роскосмос» и Пермского края, подписанное в декабре 2015 года, предусматривает сотрудничество госкорпорации и региона в реализации специнвестконтракта для поддержки и развития инновационного территориального кластера ракетного двигателестроения «Технополис «Новый Звездный». Второе, заключенное АО «НПО Энергомаш», министерством промышленности, предпринимательства и торговли Пермского края и фондом «Региональный центр инжиниринга» в декабре прошлого года, направлено на взаимодействие в развитии технологий в области ракетного двигателестроения.

[Salo]

http://www.npoenergomash.ru/news/news2_2479.html

09 марта 2016
 АО «НПО «ЭНЕРГОМАШ»: принято решение о реализации опциона на поставку восьми двигателей РД-181 для РН «АНТАРЕС»
 
Корпорация Orbital Sciences Corporation (Орбитал) приняла решение о реализации опциона на закупку восьми жидкостных ракетных двигателей РД-181 у АО «НПО Энергомаш». Опцион реализован в рамках заключенного в 2014 году контракта на поставку ЖРД РД-181 для использования в первых ступенях ракет-носителей Antares («Антарес») корпорации Орбитал.
АО «НПО Энергомаш», являющееся ведущим мировым разработчиком и производителем мощных кислородно-керосиновых ЖРД, уже поставило зарубежным партнерам четыре двигателя РД-181 в 2015 г. Изготовление и поставка очередных двигателей осуществляется в соответствии с контрактными обязательствами.
В рамках сотрудничества по программе РД-181 в конце февраля 2016г. специалисты компании Орбитал посетили АО «НПО Энергомаш» для обзора системы менеджмента качества при производстве двигателей РД-181.
«Представители компании Орбитал высоко оценили итоги проведенного аудита качества, отметив, что НПО «Энергомаш» продолжает совершенствовать качество своей продукции», - подчеркнул генеральный директор НПО «Энергомаш» Игорь АРБУЗОВ.
АО «НПО Энергомаш» успешно сотрудничает с компаниями США с начала 90-х годов. Помимо РД-181 с начала 2000-х в США поставляется другой двигатель НПО «Энергомаш» - ЖРД РД-180. РД-180 имеет высочайшую репутацию среди специалистов, т.к. все 67 пусков РН семейства «Атлас», укомплектованные РД -180 были успешными.

Техническая справка:
РД – 181 — однокамерный жидкостный ракетный двигатель закрытого цикла с дожиганием окислительного генераторного газа Разработан и производится АО «НПО Энергомаш имени академика В. П. Глушко». Топливо — керосин, окислитель — жидкий кислород.

[Георгий]

Salo пишет:
РД – 181 — однокамерный

191 ?

[Salo]

Именно РД-181. В этой теме всё расписано в подробностях.

[Seerndv]

Согласно открытым данным, стоимость однокамерного жидкостного двигателя РД-191, который используется в первой ступени "Ангары", составляет 250 млн рублей. НПО "Энергомаш" является разработчиком и изготовителем этих двигателей.

Подробнее на ТАСС:
http://tass.ru/kosmos/2725655

[Seerndv]

Ув. тов. Salo не вы ли упоминали предложения Клепикова о более простой модернизации РД-170 ведущей к увеличению тяги, незначительному снижению удельного импульса, и ощутимому снижению давления в КС?  :oops:
Там ещё про изменение критического сечения заменой так называемой катушки?
Это было про метановую модификацию или про керосин тоже?  :?:
Интересует в части возможности тех же изменений на РД-191.  

[Salo]

В данном случае вид горючего и тип двигателя роли не играет.

[Seerndv]

Salo пишет:
В данном случае вид горючего и тип двигателя роли не играет.

- просто я подобное в его статье по метану читал, а вот за керосин не нашёл 
Ссылочку можно, плиз?

[Salo]

Дык в той же диссертации:
 
МД-185 дефорсированный керосиновый однокамерник с увеличенным диаметром критики.

[Seerndv]

Спасибо.
Т.е. это предложение эпохи МД-185 ещё!   Жаль по МД-185 немного материалов, в диссертации  ещё что-то приводилось?
А то даже архив "Двигателя" со статьями Клепикова по нему не работает.   
Интересно, не это ли решение было использовано по модификации РД-180 для "Русь-М" ... впрочем по нему очень всё вскользь упоминалось.
Логично было б для РД-191  под "Ангара-5П" применить.

[Старый]

Вобщем получается что двигатель ряда РД-170 очень легко дефорсируется по давлению с одновременным повышением тяги и надёжности и незначительным снижением УИ. 
Но нет же, всё взвинчивают и взвинчивают давление...  

[sychbird]

Старый пишет:
Вобщем получается что двигатель ряда РД-170 очень легко дефорсируется по давлению с одновременным повышением тяги и надёжности и незначительным снижением УИ.
Но нет же, всё взвинчивают и взвинчивают давление...    

Экий эпохальный разворот миравозрения "Не узнаю боярина Грязнова" (С)    

От абсолютного примата исключительной ценности реализованного опыта ( "как все люди делают"    к предложениям из диссертации, неясно реализованным ли в экспериментальных испытаниях, и если и "да", то с какой статистикой?

С точки зрения уровня снижения давления до 210 атм. - то это практически не влияет на безопасность от разгара  :!:  

И зачем терять проценты тяги и УИ.  :?:   И где там усмотрено одновременное повышение тяги, если не смотреть схему ДВГГ

[Salo]

Seerndv пишет:
Спасибо.
Т.е. это предложение эпохи МД-185 ещё!    Жаль по МД-185 немного материалов, в диссертации ещё что-то приводилось?

По МД-185 нет, но в книге В.Ф.Трофимова "Осуществление мечты" кое-что было:

В описании стратегических направлений разработки двигателя РД-170 (171) уже упоминалось об экспериментальных двигателях типа УК, созданных на основе материальной части разработанных
ранее двигателей тягой порядка 100 тс. Так вот, для отработки камеры сгорания двигателя РД-170 (171) был создан экспериментальный двигатель, который имел условное обозначение 2 УКС. Характерно, что в целом камера сгорания этого экспериментального двигателя имела конструкцию практически такую же, как натурная камера двигателя РД-170 (171). Кроме того, она была спроектирована под параметры натурной камеры этого двигателя. Однако в связи с тем, что турбонасосный агрегат для этого экспериментального двигателя был заимствован с более ранних разработок, он мог развивать тягу примерно 80 % от камеры натурного двигателя, то есть вместо давления 250 атм в камере при огневых испытаниях достигалось давление чуть больше 200 атм.
В дальнейшем этого оказалось достаточно, и камера двигателя РД-170 (171) в составе экспериментального двигателя 2УКС была доведена практически полностью. Было проведено 68 огневых испытаний на соответствующем стенде. Были достигнуты все основные параметры камеры, включая и удельный импульс, а также показатели устойчивости рабочего процесса горения компонентов топлива.
Правильность выбора хода доводки основных агрегатов двигателя на модельных экспериментальных установках, близких по размерности к натурным агрегатам, очевидна.
Допустим, что основные агрегаты двигателя РД-170 (171) стали бы доводить в составе натурного двигателя. При этом затраты и технические проблемы по отработке агрегатов и двигателя в целом возросли бы в несколько раз. В частности, пришлось бы потратить те же 68 испытаний на отработку камеры, но в натурном двигателе материальная часть была бы гораздо более дорогостоящая, поскольку камер уже было бы четыре, газогенераторы - неотработанные, турбонасосный агрегат - трудоемкий и дорогостоящий и так далее. Казалось, идеология поагрегатной доводки была очевидна, но за ее внедрение пришлось потрудиться.
Основной довод специалистов, которые в общем-то не без основания считали автономную отработку агрегатов неэффективной, состоял в том, что после автономной отработки агрегатов при сборке двигателя и последующем его испытании на огневом стенде проявится неучтенное взаимное влияние агрегатов друг на друга. В результате придется агрегаты передоводить, а доводку двигателя по отношению к агрегатам нужно будет проводить повторно. Однако на деле автономная отработка агрегатов двигателя РД-170 (171) оказалась оправданной.
Забегая немного вперед, изложим последствия использования экспериментального двигателя 2УКС для автономной отработки камеры сгорания для двигателя РД-170 (171). Мысленно перебросимся из середины 1970-х годов, а именно в этом времени мы находимся в ходе нашего повествования, в начало 1980-х. (Читатель, видимо, уже обратил внимание, что изложение материала в данной книге идет либо в хронологическом порядке, либо в технологическом, то есть в порядке разработки и доводки двигателя.)
В основу технического задания на создание двигателя были заложены максимально достижимые основные параметpы двигателя, что вызывало всестороннюю критику оппонентов. Уже было сказано, что длительные дискуссии проходили вокруг выбора основного параметра двигателя - тяги. Оппоненты с упорством, достойным лучшего применения, доказывали, что этот параметр должен быть как можно меньшим, поскольку чем меньше размерность двигателя, тем, якобы, он надежнее. Эти дискуссии проходили еще на самой ранней стадии проектной разработки двигателя.
Предлагалось даже использовать для новых разработок перспективных ракет-носителей "Зенит" и "Энергия" двигатели с первой ступени ракеты-носителя HI, размерность которых близко подходила
для этой цели.
Перенесемся в начало 1980-х годов. Уже идет доводка полноразмерного двигателя, а в мае 1982 года прошло первое испытание двигателя в составе первой ступени ракеты-носителя "Зенит". Прошло оно с аварийным исходом из-за поломки двигателя. Был разрушен дорогостоящий, созданный специально для совместных испытаний ракетной ступени и двигателя стенд, разработка мощных ракет-носителей была заторможена на полторадва года. Возникла критическая, если не сказать катастрофическая, ситуация.
И без того имеющее место отставание от аналогичных американских разработок увеличилось еще больше. Это отставание исчислялось уже годами, да и средства для восстановления разрушенного комплексного стенда надо было изыскать, что было очень непросто.
Эта неудача не только привела к растерянности на некоторое время, но и затормозила разработку других систем ракет, поскольку все поняли, что теперь по срокам разработки остальные разработчики ракетных систем получили по времени ощутимую фору. Это могло привести к дальнейшему увеличению сроков разработки носителей, что по тем временам было крайне плохо: мы во всех элементах развития ракетной техники добивались паритета с американцами, а они теперь уходили далеко вперед по срокам разработки аналогичных ракетных систем.
В середине 1982 года снова появились сторонники создания двигателей для ракет-носителей "Зенит" и "Энергия" размерностью не более 200 тс, а точнее, 185 тс. Именно такая размерность единичного двигателя удовлетворяла указанным носителям, но увеличивала число двигателей на ракете "Зенит" с одного до четырех, а на ракете "Энергия" и ее разновидностях с пяти до двадцати пяти.
Оппоненты - ведущие специалисты прикладных институтов министерств авиационной промышленности и общего машиностроения, академических институтов и целого ряда проектных организаций, головные заказчики, то есть военные, и, главное, некоторые ведущие специалисты нашего собственного конструкторского бюро и опытного завода - к выдвигаемым доводам добавили еще один в общем-то аргумент: двигатель тягой 185 тс практически уже создан и его прототипом, незначительно отличающимся от требуемого, является экспериментальный двигатель 2УКС, созданный нашей организацией для автономной доводки камеры сгорания двигателя РД-170 (171), тяга которого, как известно, была определена равной 740 тс.
Возникла трудно разрешимая ситуация: с одной стороны, разработка двигателя тягой 740 тс зашла уже довольно далеко как по технической сути, так и по затратам, а с другой стороны, трудность прогнозирования конечных результатов разработки такого двигателя позволяла оппонентам заявлять, что организация академика В.П. Глушко взялась за непосильную задачу на данном этапе развития ракетного двигателестроения, то есть такой двигатель в настоящее время просто невозможно создать. Отбиваться от таких доводов было почти невозможно. Но не надо забывать, что во главе разработки этого двигателя стоял академик В.П. Глушко и его верные соратники, прежде всего главный конструктор двигателя В.П. Радовский. Они сумели защитить тему от закрытия, однако для оценки ситуации высокими инстанциями была создана техническая комиссия во главе с директором научно-исследовательского института тепловых процессов доктором технических наук профессором Валентином Яковлевичем Лихушиным. Этот человек имел высочайшую техническую квалификацию и, кроме того, обладал дипломатическими способностями. В состав комиссии вошли такие авторитеты отечественного авиационного и ракетного двигателестроения, как академики A.M. Люлька, Н.Д. Кузнецов, B.C. Авдуевский, В.П. Глушко, а также специалисты из прикладных и академических институтов различных министерств и Академии наук.
По завершению своей работы авторитетная комиссия должна была дать рекомендации, следует ли продолжать работы по разработке 740-тонного двигателя РД-170 (171) для перспективных ракет-носителей или необходимо переориентироваться на 185-тонный двигатель, который может быть создан на базе экспериментального двигателя 2УКС.
Это, надо сказать, была третья волна попыток заменить на перспективных ракетах-носителях 740-тонный двигатель на двигатель, имеющий тягу не более 200 тс. Первая волна относится к периоду эскизного проектирования двигателя, а вот о второй волне поговорим подробнее.
Так вот, испытания экспериментального двигателя 2УКС были завершены в 1979 году выбором конструкции основного узла камеры смесительной головки, были выбраны конструкции и других узлов камеры. Словом, была определена конструкция этого основного агрегата двигателя РД-170 (171). При этом попутно были в основном отработаны конструкции других основных агрегатов двигателя тягой примерно 185 тс. Это был вынужденный шаг, поскольку без турбонасосного агрегата, автоматики невозможно было отработать камеру сгорания для двигателя РД-170 (171).
Вот тогда-то и возникла вторая волна предложений по замене на новых ракетах-носителях двигателей тягой 740 тс на двигатели тягой 185 тс. Опасения о нереальности создания 740-тонника способствовали тому, что руководство Министерства общего машиностроения приняло решение создать резервный вариант двигателей для ракет будущего. Видимо, это решение было продиктовано обстановкой и в конечном счете было правильным. Уже говорилось, что предложение о замене 740-тонного двигателя на двигатель существенно меньшей тяги исходило, в частности, и от работников нашего предприятия, например от заместителя начальника двигательного отдела кандидата технических наук И.А. Клепикова. Надо сказать,
что в то время это "диссидентство" вызывало у большинства работников организации крайне негативное отношение. Но в той ситуации альтернативное предложение было необходимым. Это понимали многие, хотя высказывались по этому поводу далеко не все.
Однако вскоре эти предложения стали известны в Министерстве общего машиностроения и дошли до министра С.А. Афанасьева. Он, как и следовало большому руководителю, принял единственно правильное в той обстановке решение - выпустил приказ об эскизной проработке двигателя тягой 185 тс и целесообразной замене этим двигателем 740-тонника. Естественно, эта работа была поручена нашему конструкторскому бюро, были выделены средства для оплаты ее выполнения в неурочное время и поставлена задача выполнять эту работу без ущерба основной по созданию двигателя РД-170 (171).
Во главе разработки этого проекта был поставлен И.А. Клепиков, который за время своей многолетней работы в двигательном отделе руководил выпуском многих эскизных проектов и имел огромный опыт разработки и доводки жидкостных ракетных двигателей различного назначения. В подчинение ему были выделены 17 специалистов высокой квалификации различного направления, можно сказать, было создано конструкторское бюро в миниатюре. Ну а в
технической работе по выпуску этого проекта участвовало практически все наше конструкторское бюро. Естественно, проект был выпущен в срок и на высоком уровне качества.
 
Начальник отдела И.А. Клепиков

Должно быть понятно, что при этом работы по двигателю РД-170 (171) продолжались с той же интенсивностью, что и раньше.
Это достигалось за счет интенсификации труда и напряжения всего коллектива предприятия, но, как говорится, не впервой: мы практически всегда работали на пределе человеческих возможностей.
Двигателю нарекли индекс МД-185, что означает: М - модульный (его предполагалось использовать на нескольких ракетах-носителях); Д - двигатель; 185 - значение тяги двигателя (соответствует одной четвертой тяги двигателя РД-170 (171) и тяге одной камеры этого двигателя). Среди разработчиков двигатель МД-185 был окрещен "четвертушкой".
Положение с разработкой двигателя РД-170 (171) оставляло желать лучшего и надо было принимать решение о его судьбе: буквально, быть или не быть.
Посмотрим, как относились к этому вопросу наиболее авторитетные члены комиссии. Так, известный генеральный конструктор авиационных двигателей академик Архип Михайлович Люлька прилагал максимум усилий, чтобы найти позитивные решения, помочь разработчикам выйти из кризисного состояния в разработке двигателя РД-170 (171). Он имел собственный опыт разработки ЖРД, так как в его организации разрабатывался ракетный двигатель на компонентах топлива жидкий кислород + жидкий водород. По его инициативе к работе комиссии были привлечены специалисты отраслевых научно-исследовательских институтов авиационной промышленности. Словом, на гамлетовский вопрос Архип Михайлович твердо словом и действием отвечал "быть".
Диаметрально противоположно вел себя не менее известный и заслуженный генеральный конструктор авиационных двигателей академик Николай Дмитриевич Кузнецов. С самого начала уже в период эскизной разработки двигателя РД-170 (171) он выступал против его разработки, не соглашаясь с размерностью двигателя и, главное, с окислительной схемой. Кузнецов считал ее ненадежной, поскольку привод турбины в этом случае осуществляется газовой смесью практически окислительного состава. При этом он игнорировал опыт создания отечественных и зарубежных двигателей, прежде всего жидкостного ракетного двигателя РД-253 для известной ракеты-носителя "Протон", надежность которого просто уникальна. Кроме того, по другой схеме двигатель энергетически просто не завязывался. Это подтверждал и его собственный опыт разработки ЖРД, таких как НК-9 и двигатели для H-1.
Он также привлекал к работе комиссии своих высококвалифицированных специалистов, и на тот же вопрос из классической пьесы В. Шекспира академик Н.Д. Кузнецов отвечал "не быть".
И уж совсем негативную позицию занял ответственный представитель Центрального научно-исследовательского института машиностроения Министерства общего машиностроения академик
Всеволод Сергеевич Авдуевский. Сейчас, по истечении почти двадцати лет с тех памятных тяжелых времен в творческой жизни нашего конструкторского бюро, вызывает просто удивление та непримиримость, с которой Всеволод Сергеевич доказывал, что разработка мощного двигателя зашла в тупик и ее надо прекратить.
Ну, а что же председатель комиссии Валентин Яковлевич Лихушин? Многоопытный, умный, в разумных пределах хитрый, он с самого начала работы комиссии совершенно ясно дал всем понять, что цель комиссии не "зарубить" разработку 740-тонника, а помочь найти те рекомендации, которые дадут возможность разработчикам выполнить поставленную перед ними задачу. Короче говоря, в конечном итоге было принято решение разработку двигателя с тягой
740 тс продолжать, но и не бросать работу по двигателю МД-185 в качестве резервного варианта на случай неудачи. Кстати, в это время в производстве находились двигатели с конструктивными изменениями в турбонасосном агрегате и других агрегатах, которые должны были решить все проблемы.
Итак, уважаемый читатель, вынужденное отклонение от хронологии повествования, связанное с экспериментальным двигателем 2УКС, предназначенным для отработки камеры сгорания двигателя тягой в 740 тс, на этом закончено.

[Salo]

ЭУ 2УКС из диссертации:

1.3.2,2. Автономная отработка штатных камеры и газогенератора в
составе экспериментальных установках 2УКС и ЗУК

Автономная отработка штатной камеры, узла качания на горячем газе, охлаждаемого штатного газовода, двух агрегатов автоматики и сильфонных узлов горючего проводилась в составе экспериментальной отработки 2УКС на режимах до 85% по давлению в КС от номинального, в период май 1977г-июль 1978 г. [60].
ЭУ 2УКС представляет собой экспериментальный ЖРД с тягой ~145 тс, выполненный по схеме с дожиганием в камере окислительного турбогаза. Система подачи, автоматика и ГГ использованы с 1УК - 2УК.
Камера - штатной конструкции с узлом качания на линии горючего с охлаждаемым газоводом; в составе 2УКС используются штатные клапаны горючего и дренажа, а также штатные гибкие (сильфонные) узлы в магистрали горючего камеры.
Основные параметры ЭУ 2УКС представлены в таблице 6 (см. Приложение ), общий вид ЭУ 2УКС - см. рис. 1.10.
Намеченные задачи этапа удалось выполнить, проведя 68 испытаний на 42 экземплярах 2УКС с суммарной наработкой 6036 сек.
В процессе испытаний установки 2УКС проводилась отработка технологии межпусковой обработки (МПО) полостей двигателя, проверено при повторных испытаниях без съема со стенда (всего было проведено 20 повторных испытаний без съема со стенда на 14 экземплярах 2УКС).
Предварительная технология межпусковой обработки (МПО) полостей двигателя была выбрана с использованием хладона-113 и циклов нагрева и вакуумирования полостей.
Проведенные научно-исследовательские и экспериментальные работы на 2УКС позволили решить следуюш,ие задачи:
1. Отработана штатная камера на режимах до 80-85% от номинального двигателя 11Д520 с антипульсационными нерегородками образованными выступающими форсунками, которая нолностью соответствует нредъявляемым требованиям по величине удельного имнульса, устойчивости рабочего процесса и надежности охлаждения. Отработан технологический процесс изготовления камеры.
2. Проведены исследования характера изменения параметров установки на нереходных режимах запуска и останова:
- проверено влияние на харарактер запуска температуры РГ-1 и пускового горючего ПГ-2;
- проверено влияние эмульсирования горючего в камере на характер запуска;
- проверено влияние интенсивности послепусковой продувки (количества баллонов пневмоблока) на характер изменения параметров при отключении; подтверждена надежность циклограммы выключения, отработанной на ЭУ 2УК.
3. Подтверждена работоспособность смесительных элементов газогенератора.
4. Проверен ряд конструктивных решений турбонасосного агрегата (облегченная центробежная крыльчатка, гребешки из бронзы в уплотнении, разделяюп],ем полости турбины и насоса окислителя, нлавающие титановые кольца в насосе горючего и др.), которые используются в конструкции ТНА двигателя 11Д520.
5. Отработан ряд узлов, штатных для двигателя 11Д520: узел качания, компенсатор по линии горючего камеры, клапан горючего камеры, дренажный клапан. Обеспечена работоспособность разъемного соединения «Камера - газовод».
6. Разработана "Предварительная технология обработка двигателей 11Д520 (11Д521) после КТИ-2".
Автономная отработка штатного газогенератора [59] проводилась в составе экспериментальных установок ЗУК (см. рис. 1.11), на которой использовались с незначительными доработками узлы и агрегаты, включая ТНА, отработанные в составе установок 1УК, 1УКС, 2УК и обеспечившие
параметры рабочего процесса в ГГ на условие ~80% от номинальных.
Всего проведено 132 испытания на 73 экземплярах ЗУК с суммарной наработкой 5183 сек (в период с июня 1976 г. по сентябрь 1978 г.).
В процессе автономной отработки установки ЗУК сделано:
1. выбран штатный вариант смесительной головки газогенератора двигателя 11Д520 (11Д521) с двухкомпонентными форсунками с ребрами и антипульсационными перегородками высотой 60 мм, толщиной 46 и 24 мм, выфрезерованными на огневом днище.
2. На выходе из газогенератора введено профилированное сопло, акустически отделяющее камеру сгорания газогенератора от зазовода, что дало возможность исключить или свести к минимуму взаимное влияние газогенераторов штатного двигателя по линии газовода.
3. Проверена работоспособность газогенератора в широком диапазоне изменения параметров:
Тгг= 1004-500°С (для двигателя 11Д520: 260^600°С) Ргг = 175-г406 кгс/см^ (для двигателя 11Д520: 227,9-609,4 кгс/см^) т^г = 3484-654 кг/с (для двигателя 11Д520: 389,4-891,5 кг/с)
Обеспечены требования по устойчивости рабочего процесса в газогенераторе (уровень пульсации давления компонентов перед форсунками не превышал 14 кгс/см ; уровень вибраций конструкции
газогенератора составлял 50-ь180 g) и по величине неравномерности температурного поля на выходе из газогенератора (за акустическим соплом), которая не превышала 70°С.
4. Опробована штатная для двигателя 11Д520 (11Д521) схема запуска газогенератора с подводом горючего из пускового бачка на вход в регулятор расхода.
Оценено влияние ряда факторов: продувки полости горючего газогенератора ("эмульсирования", опережения подачи окислителя в газогенератор, величины настройка регулятора расхода, - на характер изменения параметров в газогенераторе на запуске.
5. Опробованы варианты штатного останова газогенератора с интенсивной продувкой от стенда и от автономного пневмоблока с минимальным запасом газа 1,8 кг.
 

[Старый]

В основу технического задания на создание двигателя были заложены максимально достижимые основные параметpы двигателя, что вызывало всестороннюю критику оппонентов. Уже было сказано, что длительные дискуссии проходили вокруг выбора основного параметра двигателя - тяги. Оппоненты с упорством, достойным лучшего применения, доказывали, что этот параметр должен быть как можно меньшим, поскольку чем меньше размерность двигателя, тем, якобы, он надежнее. Эти дискуссии проходили еще на самой ранней стадии проектной разработки двигателя.

Автор этого опуса часом не перепутал тягу с давлением? А если перепутал то не умышленно ли?

[Seerndv]

Огромное спасибо ув. тов. Salo!

Жаль, что Клепикову не дали довести МД-185 до серии. 
А всё железо, получается, уже было отработано.
Однако, какая упёртость была на получение предельных параметров:

В основу технического задания на создание двигателя были заложены максимально достижимые основные параметpы двигателя, что вызывало всестороннюю критику оппонентов.

Кстати, кому любопытно статьи Клепикова доступны по http://epizodsspace.no-ip.org/bibl/dvigatel/2009/3/o-pazrabotke.pdf
(С трудом, но нашёл)
Там ещё и 3УК фото.

Это с печатных, а не электронного экземпляров ранее доступных в архиве "Двигателя".

[Seerndv]

 



- интересно, в какой мере результаты отработок 2УК и 3УК могли быть применены при создании тех же РД-191 и РД-180 соответственно?   :oops:  
А особенно интересно, по РД-180В(М)
Правда, по нему всё и так противоречиво:

Двигателю свернутого проекта «Русь­-М» нашли применение на других ракетах.
16 сентября 2012, 14:19 
 Наработки по двигателю для перспективной ракеты «Русь­М», работы по созданию которой заморожены, будут полезны при сборке двигателей для других ракет, сообщил исполнительный директор двигателестроительного предприятия НПО «Энергомаш» (Химки, Московская область) Владимир Солнцев. «Двигатель разработан и доведен до стадии эскизного проекта. Работы по нему закончены, но полученные при его проектировании наработки мы сейчас реализовываем на других ракетных двигателях», – сказал Солнцев «Интерфаксу». По его словам, при необходимости приостановленный проект двигателя РД­180М для «Руси­М» всегда можно разморозить и довести до конца. «Если появятся потребности, думаю, что этот проект всегда можно реанимировать. Он доведен до определенной фазы, и при необходимости все наработки могут быть использованы при создании нового двигателя», – заявил гендиректор предприятия.
 http://vz.ru/news/2012/9/16/598349.html

- и через год:

12:00, 19 июня 2013
Разработка двигателя для ракеты «Русь-М» полностью приостановлена
Научно-производственная организация «Энергомаш» прекратила работу над двигателем для ракеты «Русь-М». 
Как сообщает «Интерфакс» со ссылкой на исполнительного директора предприятия Владимира Солнцева, это решение обусловлено тем, что ранее Роскосмос отказался от самой ракеты.
Двигатели для «Русь-М» проектировались на основе двигателей РД-180. Это  экспортные двигатели, поставляемые в США для использования в ракетах серии «Атлас»: несмотря на то, что формально их продает совместное предприятие НПО «Энергомаш» и Pratt & Whitney, РД-180 полностью производится в России. По словам Солнцева, конструкторы уже завершили этапы эскизного и технического проектирования нового двигателя, однако из-за невозможности использовать их где-либо кроме как в ракете «Русь-М» работы пришлось свернуть. Заместитель руководителя Роскосмоса Виталий Давыдов, слова которого также приводит информагентство, добавил что «Русь-М» повторяла «Ангару» по ряду характеристик.
http://vz.ru/news/2012/9/16/598349.html

- два разных высказывания г-на Солнцева  :|  

И об это же время:

27.12.2012 | Интерфакс-АВН http://www.militarynews.ru/fcl_l/news.asp?id=303251

Российское НПО "Энергомаш" ведет с американской стороной работу по адаптации поставляемого в США российского двигателя РД-180 для пилотируемых запусков, сообщил "Интерфаксу-АВН" в среду исполнительный директор НПО Владимир Солнцев.

"Ведется адаптация двигателя РД-180 под пилотируемый полет", - сказал В.Солнцев.

По его словам, двигатель РД-180 создавался на базе РД-170, предназначавшегося для программы "Энергия-Буран", то есть для пилотируемых космических программ.

"Работа по адаптации двигателя ведется с начала 2012 года", - сказал В.Солнцев.

После прекращения программы "Спейс Шаттл" США остались без средств доставки астронавтов на орбиту.

Российский двигатель РД-180 в середине 90-х годов выиграл объявленный США тендер у двух американских и одной европейской фирмы. РД-180 спроектирован на базе двигателя РД-170, используемого на ракетах-носителях (РН) "Энергия" и "Зенит". В отличие от четырехкамерного РД-170 двигатель РД-180 имеет две камеры сгорания и новый турбонасосный агрегат меньшей мощности, приводимый в действие одним газогенератором. Тяга РД-180 составляет 400 тонн.

Соглашение с "Локхид Мартин" предусматривает поставку в США для американских ракет-носителей "Atlas" 101 двигателя РД-180 производства НПО "Энергомаш".

Полная сборка РД-180 осуществляется на "Энергомаше". Камеры сгорания поставляются в Химки из Самары, специальные стали - из Челябинска. Технологический цикл сборки одного двигателя составляет в среднем до 16 месяцев.Первый серийный двигатель РД-180 был поставлен в США 2 января 1999 года.

http://www.spacecorp.ru/press/branchnews/item5716.php

[sychbird]

Старый пишет:

В основу технического задания на создание двигателя были заложены максимально достижимые основные параметpы двигателя, что вызывало всестороннюю критику оппонентов. Уже было сказано, что длительные дискуссии проходили вокруг выбора основного параметра двигателя - тяги. Оппоненты с упорством, достойным лучшего применения, доказывали, что этот параметр должен быть как можно меньшим, поскольку чем меньше размерность двигателя, тем, якобы, он надежнее . Эти дискуссии проходили еще на самой ранней стадии проектной разработки двигателя.

Автор этого опуса часом не перепутал тягу с давлением? А если перепутал то не умышленно ли?

Если шило прошило моск, то это навсегда :!:  

[Seerndv]

http://www.ulalaunch.com/uploads/docs/Published_Papers/Supporting_Technologies/Incorporation_of_RD-180_Failure_Response_Features_in_the_Atlas_V_Booster_Emergency_Detection_System_2011.pdf

- получается, ULA была готова использовать РД-180, практически, без какого-то изменения конструкции под пилотируемые ?