Двигатели КБХМ им. Исаева

[Salo]

КС и сопло из ниобия с тугоплавким покрытием и радиационным охлаждением! :wink:
Раньше была нержавеющая сталь и видимо нехилая завеса. :roll:

[Штуцер]

В таком случае должно измениться соотношение компонентов в сторону идеального.

[АниКей]

РАБОТЫ КОНСТРУКТОРСКОГО БЮРО ХИММАШ им. А.М. ИСАЕВА ПО ОСВОЕНИЮ ТОПЛИВНОЙ ПАРЫ КОМПОНЕНТОВ «ЖИДКИЙ КИСЛОРОД+СЖИЖЕННЫЙ ПРИРОДНЫЙ ГАЗ»

КБХМ - филиал ГКНПЦ им. М.В. Хруничева:
Николай Николаевич Орлов, главный конструктор
Игорь Александрович Смирнов, генеральный конструктор
Алексей Геннадиевич Яковлев, главный специалист

Глобальная тенденция ограничения стоимости космических услуг и обеспечение их экологической безопасности ставит перед конструкторами задачу создания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) на экологически чистых дешевых компонентах при максимально возможном использовании элементов существующих двигателей, конструкторского, материального, технологического и производственного задела.

Двигатель С6.86Одним из таких путей является создание новых двигателей на базе существующего кислородно-водородного ЖРД путем замены дорогого компонента водорода более дешевым сжиженным природным газом с содержанием метана 90...98 %. Поскольку в ракетной технике освоение нового компонента всегда являлось достаточно трудоемкой и дорогостоящей задачей, начать ее решение представлялось целесообразным на базе двигателя средней размерности.

КБхиммаш начало работы (как оказалось, растянувшиеся на годы из-за весьма скудного финансирования) по освоению топливной пары компонентов "жидкий кислород (ЖК) + сжиженный природный газ (СПГ)" с содержанием метана 90...98 % в 1994 г., когда были проведены проектно-расчетные проработки и выработано основное направление по созданию двигателя. Таким направлением стала замена жидкого водорода на СПГ применительно к кислородно-водородному двигателю КВД1 тягой 7,5 тс.

В 1996 г. были проведены автономные испытания газогенератора, в качестве компонентов использовались ЖК и природный газ. Испытания генератора в основном имели целью проверку режимов запуска и устойчивой работы. Были проведены 13 включений газогенератора, которые подтвердили его работоспособность на компонентах ЖК и природный газ и дали результаты, которые были использованы при разработке восстановительных газогенераторов, работающих по открытой и замкнутой схемам. Испытанию подвергался натурный газогенератор двигателя КВД1 без каких-либо доработок, при этом использовалась пиротехническая система зажигания штатного двигателя. В процессе испытаний проверялись режимы работы газогенератора в диапазоне давлений в камере 30...65 кг/см2 при соотношении компонентов 0,30...0,65, была определена граница устойчивости его работы.

В августе-сентябре 1997 г. в КБхиммаш проводились испытания рулевого блока двигателя КВД1. Рулевой блок по существу представляет собой двигатель с вытеснительной системой подачи топлива тягой 200 кгс и номинальным давлением в камере 40 кг/см2. Был испытан один рулевой блок, который выдержал шесть включений с общей наработкой более 450 секунд. При испытаниях давление в камере поддерживалось в диапазоне 42...36 кг/см2. Испытанию подвергался штатный рулевой блок без каких-либо доработок, при этом использовалась пиротехническая система зажигания штатного двигателя.

В августе 1997 г. КБхиммаш приступило к огневым испытаниям полноразмерного двигателя замкнутой схемы тягой 7,5 тс на компонентах ЖК + СПГ. Основой для изготовления явился доработанный двигатель КВД1 замкнутой схемы с дожиганием восстановительного газогенераторного газа, использующий компоненты топлива ЖК + жидкий водород. Камера двигателя охлаждается горючим.

Конструктивные доработки двигателя КВД1 состояли в основном в доработке насоса окислителя. Диаметр рабочего колеса насоса был увеличен для обеспечения необходимого отношения напоров насосов окислителя и горючего. Была также проведена корректировка гидравлической настройки магистралей двигателя для обеспечения расчетного соотношения компонентов.

Использование при этом двигателя-прототипа, ранее прошедшего цикл испытаний на компонентах ЖК + жидкий водород, обеспечило максимальное сокращение затрат на проведение исследования.

Разработка программы испытаний двигателя и соответственно доработка двигателя проводились с учетом:
- минимального финансирования работ для изготовления необходимой материальной части;
- характеристик стенда;
- недостаточного опыта использования компонентов ЖК + СПГ в полномасштабном двигателе замкнутой схемы;
- необходимости накопления знаний для решения инженерно-технических проблем создания двигателя на данных компонентах.

Программа работ перед проведением первого огневого испытания двигателя предусматривала отработку методики осуществления "подготовительных" операций непосредственно перед пуском двигателя и в том числе:
- подготовку (заправку, термостатирование и т.д.) СПГ в стендовых емкостях;
- захолаживание магистралей окислителя и горючего двигателя до температуры жидких компонентов;
- заливку "сплошным" компонентом соответствующих магистралей.

Холодные испытания позволили отработать методику подготовки двигателя и стенда к огневой работе в части обеспечения требуемых параметров СПГ в стендовых емкостях, обеспечения захолаживания магистралей окислителя и горючего до температур, обеспечивающих "захват" компонентов топлива насосами в пусковой период и гарантировать тем самым стабильный и устойчивый запуск двигателя.

Первое огневое испытание двигателя было проведено 22 августа 1997 г. на стенде НИИХМ (в настоящее время НИЦ РКП). В практике КБхиммаш данные испытания являлись первым опытом использования СПГ в качестве горючего для полноразмерного двигателя замкнутой схемы. Поэтому основной задачей испытания считалось получение успешного результата даже, возможно, за счет некоторого снижения параметров, облегчения условий работы двигателя и введения в состав двигателя некоторой схемно-конструктивной избыточности.

Целями испытаний являлись:
- проверка и экспериментальное подтверждение работоспособности основных агрегатов - камеры, газогенератора, турбонасосного агрегата, прошедших отработку применительно к кислородно-водородному двигателю;
- подтверждение правильности выбранных принципов захолаживания, пуска, останова, а также управления двигателем на режиме;
- получение экспериментальных данных для подтверждения и уточнения методов расчетов и проектирования;
- решение основных задач, связанных с использованием стендовых технологий подготовки и проведения испытания, учитывая особенности СПГ.

Управление на этапе выхода на режим и работа на режиме осуществлялись с помощью регулятора тяги (РТ) и регулятора соотношения компонентов (РСК). Программа первого огневого испытания двигателя замкнутой схемы была выполнена полностью. Двигатель отработал заданное время, замечаний по состоянию материальной части после испытания не было. Результаты испытания подтвердили принципиальную возможность использования СПГ в качестве горючего в агрегатах кислородно-водородного двигателя.

В дальнейшем испытания были продолжены. Их целями были более углубленное изучение процессов, связанных с использованием СПГ, проверка работы агрегатов двигателя в более широких условиях использования, оптимизация конструкторских решений. Всего было проведено пять огневых испытаний двух экземпляров двигателя КВД1, адаптированного для использования топливной пары ЖК + СПГ.

В целом результаты этих испытаний позволили определить основные принципы разработки двигателя и его агрегатов при использовании в качестве компонентов ЖК + СПГ и перейти в 2006 г. к следующему этапу исследований: разработке, изготовлению и испытанию двигателя С5.86. Его камера сгорания, газогенератор, ТНА и органы регулирования выполнены конструктивно и параметрически специально для работы на паре ЖК + СПГ. Всего было проведено два огневых испытания двух экземпляров двигателя С5.86 на стенде НИЦ РКП. Результаты испытаний: продолжительность включений - 60 с; тяга - 7000 кгс; давление в камере – 55...62 кгс/см2.

Были получены положительные результаты по запуску и останову ЖРД, работе на установившихся режимах по тяге и соотношению компонентов топлива (в соответствии с управляющими воздействиями). Анализ результатов огневых испытаний подтвердил правильность конструктивных решений, принятых при разработке двигателя С5.86. Получила подтверждение стабильность работы двигателя на режимах с разными сочетаниями тяги и соотношения компонентов топлива. Отработана технология заправки и термостатирования СПГ для обеспечения его сплошности и заданной температуры на входе в двигатель, практически применимая для процедуры заправки летных изделий.

Появилась возможность перейти к следующему этапу работ: опытно-конструкторской разработке.

Подводя итоги, необходимо отметить, что создание двигателя на компонентах ЖК + СПГ требует продолжения научно-исследовательских, теоретических и экспериментальных работ, направленных на оптимизацию технических решений по обеспечению запуска, управления и регулирования, моделирование режимов работы двигателя и обеспечение его работоспособности. При этом основными проблемами, которые целесообразно решить до перехода к опытно-конструкторской разработке (или одновременно с этим), являются:
- экспериментальная проверка отсутствия накопления твердой фазы при достаточно длительных включениях и после штатного останова как в тракте охлаждения камеры, так и в газовом тракте (для этого требуется установка на стенд соответствующих емкостей);
- разработка математической модели двигателя с учетом полученных экспериментальных данных;
- проверка сходимости характеристик основных агрегатов (камеры, газогенератора, турбонасосного агрегата) при их использовании, проверках и настройке на воде, СПГ;
- более глубокая оптимизация системы запуска двигателя;
- экспериментальная проверка возможного влияния состава природного газа на характеристики основных агрегатов;
- получение экспериментальных данных по охлаждающим свойствам СПГ, характеру изменения параметров гидравлического тракта камеры на различных режимах работы камеры (при различных температурах и давлениях).

Литература

Морозов В.И., Заславский Е.Л., Морозов Р.Ф., Орлов Н.Н., Смирнов И.А., Яковлев А.Г. Российские жидкостные ракетные двигатели на экологически чистых компонентах топлива для разгонных блоков ракет-носителей // Международный научный журнал "Альтернативная энергетика и экология" № 3, 2008.

http://engine.aviaport.ru/issues/65/page34.html

[Штуцер]

Не помню, как на 11Д458, а на его предшественнике Тураевском 11Д434М - 6 форсунок завесы и 1кг меди на КС в качестве теплового аккумулятора...

[Salo]

11Д431 в составе 17Д52 (меньшенький):






Получается у него тоже КС из графита.

[Salo]

А рядом 11Д446 и 11Д428.

[Salo]

Слева 11Д431, а рядом видимо 11Д427 и 11Д446.

[Старый]

А что это там сзади шестерёнчатое?

[Штуцер]

Интересно, что за тарелки на входах 11Д431? Дополнительные фильтры?

[Johannes]

[...]
С5.70, С5.71 - РДМТ на гидразине для АМС "Фобос 1-2";
[...]

Why do you believe that the two engines S5.70 and S5.71 belong to "Fobos"?
 I presume you refer to this paragraph:

1979 - Научно-экспериментальный отдел 104 -

Огневые испытания двигателей С5.71 и С5.70 для космических аппаратов «Марс-84» и «Марс-86».[/size][/list]
But the draft design [эскизный проект] for 1F was released only at the end of 1980 [1]. Is it common that static-firing tests take place before or during development of the draft design?

Also interesting in this context are the following entries in chapter 5 of the same book [2]:

1976 - Научно-экспериментальный отдел 104 -

Огневые испытания двигателей С5.71, С5.70 Главно­го конструктора А.М. Исаева.

1977 - Научно-экспериментальный отдел 104 - Огневые испытания корректирующей двигательной установки автоматической межпланетной станции «Марс-79».

1978 - Научно-экспериментальный отдел 104 - Огневые испытания двигательной установки космического аппарата «Марс».[/size][/list]
So I guess the above paragraphs refer to the development work on project 5M.

Первоначально видимо для 5М.
Однако испытания С5.70 продолжались и в 1979 году, а С5.71  в 1981. Огневые испытания ДУ 1Ф в 1985-1986 гг..

А вот и разрешение того старого спора:

Двигатели С5.221 каталитического разложения гидразина тягой 5кгс, ранее успешно использовавшиеся вместе с двигателем С5.216 тягой 1 кгс в составе космических аппаратов «Фобос-1» и «Фобос-2», нашли свое применение в разгонном блоке «Фрегат» разработки НПО им. С. А. Лавочкина.

And does the book say anything about the engines S5.70 and S5.71?

[Salo]

Ничего.
Информация очень фрагментарная и неполная.

[Salo]

http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=383551#383551

325 сек это у лучших апогейников. Они целиком сделаны из рения. И стоят соответствено. В России из рения никогда делать ничего не станут. Так как у нас не делают ГСОшных КА массой более 3.2 тонны.. А лишние 5-7 сек привыведении дают экономию в 20-30 кг топлива, а это лишние пару лет активного существования. Ну и дополнительная прибыль. Поэтому буржуи и нескупятся на камеры и сопла из рения и иридия.
 А самый высокий УИ в РФ (из летающих) у КБХиммашевского ЖРДМТ - 307 сек (не помню индекс, но он точно летающий). И это на 200 Н и степени рааширения 100 по площадям. Результат вполен достойный. Такого же класса тяги европейский стоящий на  ATV имеет помоему 280-290 сек. И сделан он из платинового сплава, а наш из ниобиевого. Разница по стоимости десятки раз.  У салдинского 11Д458М тоже может быть 320 сек если степень расширения задрать как у ГСОшных апогейников до 250 или 300. Так что не надо прибедняться и опускать наши КБ "жрдмтшные"). Просто не ставилась задача сделать апогейник с высокой степенью расширения. Да и проблем с испытаниями ЖРДМТ с такими соплами очень много. Нужно вакуумную камеру городить с газодинамической трубой и трех ступенчатым эжектором для создания разрежения на срезе сопла. Можно правда и на подрезанном сопле испытывать, но тогда реальный УИ вы только пересчетом получите.

Так никто и не прибедняется. :wink: Понятно, что основная причина такого УИ - не низний уровень разработок, а отсутствие необходимости. Плюс несколько секунд проигрывается из-за использования НДМГ.
Химмашевский двигатель это видимо ДСТ-200А. Однако у двигателей ориентации ATV степень расширения вроде бы поменьше сотни, поэтому правильнее было бы сравнивать их с ДСТ-200, у которого УИ тоже в районе 280 секунд.

КБХМашевский который я упоминал с УИ 307 с и тягой 200Н это ДСТ-200А

[Johannes]

Ничего.
Информация очень фрагментарная и неполная.

It's a pity.
By the way, one should have in mind that project 5M demanded various complex propulsion installations – not only a trajectory correction engine and orientation/stabilization engines for the trajectory block but also a high-thrust main braking engine, precise-braking engines and orientation/stabilization engines for the descent apparatus and finally engines for the two-step return rocket. How far had the development of all these engine units progressed before the project was ended prematurely?

[Salo]

http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=566064#566064

Справа ДСТ-200А. Слева, судя по-всему, ДСТ-100А. В центре на переднем плане лежит видимо ДСТ-25. А за ним видимо ДСТ-400 и ДМТ-600.

[Salo]

Некоторые страницы из 6 тома каталога "Оружие России" http://fotki.yandex.ru/users/videofotostudia/album/86617/

ДОТ-25, ДОТ-5, ДОК-10, ДОК-50.

[Salo]

"Главный конструктор. К 100- летию А.М.Исаева":

Двигатель коррекции 19А6 термокаталитического разложения гидразина тягой 2,5 кгс впервые был применен на космическом аппарате «Купон» разработки НПО им. С.А.Лавочкина по заказу Центробанка (пуск состоялся 18.11.1998 г.). Двигатели С5.221 каталитического разложения гидразина тягой 5кгс, ранее успешно использовавшиеся вместе с двигателем С5.216 тягой 1 кгс в составе космических аппаратов «Фобос-1» и «Фобос-2», нашли свое применение в разгонном блоке «Фрегат» разработки НПО им. С. А. Лавочкина. Пуск первого «Фрегата» - февраль 1999г. В составе объекта «Экран М» разработки НПО ПМ, пуск которого состоялся 1992 г., впервые использовались двигатели 255У.208 тягой 0,5кг с термокаталитическим разложением гидразина. В системе «Глонас» использовался корректирующий двигатель термокаталитического разложения гидразина С5.217.

Соответственно:
ДОК-10 - С5.216.
ДОК-50  - С5.221.
ДОТ-5 - 255У.208.  
ДОТ-25 - 19А6.

[Salo]

Книга "Главный конструктор. К 100-летию А.М. Исаева", стр. 51-66.

1.5.6. ЖРД малой тяги.

С 1971 года по инициативе А.М.Исаева на  предприятии началась разработка жидкостных ракетных двигателей малой тяги (ЖРДМТ) и двигательных установок для систем управления космическими аппаратами. За это время создано 15 типов двигателей тягой от 0,6 до 225 кгс на двухкомпонентном самовоспламеняющемся топливе (20А6, С5.222, С5.132, С5.142, С5.205, 11Д427М, С5.144, С5.206, С5.211 и др.) и 5 типов тягой от 0,5 до 5 кгс на однокомпонентном топливе (С5.217,255У.208, С5.216, С5.221, 19А6). Эти двигатели нашли широкое применение в космических аппаратах различного назначения, аппаратах дальнего космоса, разгонных блоках и ракетных ступенях оборонного значения, например: «Союз-ТМ», «Экран», «Глобус», «Ураган», «Прогноз», «Спектр», «Купон», «Фобос», «Глонас» и ряде других.

Надёжность работы и высокие характеристики обеспечиваются применением камер сгорания из ниобиевого сплава с защитным покрытием, радиационного и внутреннего плёночного охлаждения. Так, например, двигатель С5.144, тягой 10 кгс впервые в России обеспечил удельный импульс более 300 с (302 с), при отработке двигатели нарабатывали 1500000 включений и 150000 с суммарного времени работы с сохранением работоспособности.
Благодаря созданной в отделе ЖРДМТ методике расчета внутрикамерного смешения компонентов и его оптимизации в отделе разработан и прошел отработку двигатель С5.146, тягой 20 кгс, обеспечивающий удельный импульс 307 с, что для вытеснительной системы подачи компонентов (низкое давление в камере сгорания) является очень высоким значением. Этот двигатель обладает и значительным ресурсом - не менее 20000 с суммарного времени работы и 500000 включений.
В отделе разработан целый ряд электромагнитных клапанов и электронагревателей для однокомпонентных двигателей. Электромагнитные клапаны С5.629, С5.618М и другие нашли широкое применение, они входят в состав целого ряда ЖРДМТ, а также самостоятельно поставляются в различные предприятия отрасли.

В настоящее время успешно работают наши двигатели и на Международной космической станции. Мы впервые в штатных условиях эксплуатации заменили устаревшие двигатели 11Д427 на С5.142 на «Союзе ТМ-23» в феврале 1996 года (11Ф732 №72). Вместо графитовой камеры сгорания в двигателе 11Д427М (из боросилицированного графита) в двигателе С5.142 была применена камера сгорания из ниобиевого сплава с тугоплавким покрытием, которая в составе двигателей 20А6 и С5.222 ранее впервые была применена в России. Двигатель коррекции 19А6 термокаталитического разложения гидразина тягой 2,5 кгс впервые был применен на космическом аппарате «Купон» разработки НПО им. С.А.Лавочкина по заказу Центробанка (пуск состоялся 18.11.1998 г.). Двигатели С5.221 каталитического разложения гидразина тягой 5кгс, ранее успешно использовавшиеся вместе с двигателем С5.216 тягой 1 кгс в составе космических аппаратов «Фобос-1» и «Фобос-2», нашли свое применение в разгонном блоке «Фрегат» разработки НПО им. С. А. Лавочкина. Пуск первого «Фрегата» - февраль 1999г. В составе объекта «Экран М» разработки НПО ПМ, пуск которого состоялся 1992 г., впервые использовались двигатели 255У.208 тягой 0,5кг с термокаталитическим разложением гидразина. В системе «Глонас» использовался корректирующий двигатель термокаталитического разложения гидразина С5.217.
Впервые двухкомпонентный двигатель С5.222 тягой 2,5кг, работающий на АТ+НДМГ, с ниобиевой камерой сгорания с тугоплавким покрытием, использовался 07.06.97г. для ориентации и стабилизации космического аппарата «Аракс».
По техническому заданию РКК «Энергия» для международной космической станции нами разработан и прошёл отработку двигатель С5.144 с самыми высокими энергетическими и ресурсными характеристиками в России. Так, по своему значению, удельный импульс превысил 300с. В состав разгонного блока «Фрегат» входит маршевый двигатель С5.92 тягой 2000кг и 12 двигателей малой тяги, С5.221 тягой 5кг. 9 февраля 1999г. был проведён запуск «Союз У» - с блоками выведения (БВ) «Икар» (50КС) № 1Л и четырьмя спутниками связи Globalstar в рамках совместного российско-французского предприятия Starsem. БВ «Икар» разработан и изготовлен в Государственном научно-производственном ракетно-космическом центре «ЦСКБ - Прогресс» (г.Самара) на базе приборно-агрегатного отсека КА «Комета». Надёжность прототипа блока была успешно продемонстрирована в космосе более 30 раз. Двигательная установка (ДУ), состоящая из маршевого блока 17Д61 и 16 микродвигателей управления, включается в полёте более 30 раз, что позволяет использовать блок для развёртывания многоспутниковых систем на орбитах с различными параметрами.

С5.142 - ДСТ-25.
С5.144 - ДСТ-100А.
С5.146 - ДСТ-200А.
С5.205 - ДСТ-6.

[Johannes]

"Главный конструктор. К 100- летию А.М.Исаева":

В системе «Глонас» использовался корректирующий двигатель термокаталитического разложения гидразина С5.217.

tvroscosmos: [/size]

It's hard to see but I think I can make out "С5.117"!?


Damn! :?

[Salo]

Действительно С5.117. :wink:

[Штуцер]

Это, вероятно, чертежный номер бака.