Двигатели КБХМ им. Исаева

[Iva]

Ребяты!
Большое спасибо!
В общих чертах понятно!
Надо же, как хитро придумано!

[Salo]

http://epizodsspace.no-ip.org/bibl/glushko/izbran-rab-glushko/1/05.html

29.12.1969г.
ПРЕДЛОЖЕНИЕ КБЭМ И КБХМ ПО РАЗРАБОТКЕ
ДВИГАТЕЛЯ ДЛЯ ПЕРВОЙ СТУПЕНИ РАКЕТЫ 4К75М

Представители КБЭМ и КБХМ рассмотрели результаты работ, проведенных в 1969 году КБЭМ по двигателю 1-ой ступени ракеты 4К75М. Работы проведены совместно с КБМ в соответствии с приказом Министра общего машиностроения № 23 от 17.01.69г., которым КБЭМ поручен выпуск в III квартале 1970 года аванпроекта двигателя.

К настоящему времени завершен выбор принципиальной и конструктивной схем двигателя, обеспечивающего максимальную дальность полета ракеты 4К75М (максимальный вес полезной нагрузки).

На этапе выбора оптимального варианта двигателя, в общей сложности, было проработано 15 вариантов двигателя, в том числе двигатели, выполненные по схеме «газ-газ» с давлением в камере сгорания 300 ата и схеме «газ-жидкость» с давлением 220 ата.

Принципиально-конструктивные схемы рассмотренных вариантов двигателя включали в себя варианты однокамерных двигателей, качающихся в кардане, с выдвижным соплом, и многокамерных, состоящих из неподвижной маршевой камеры и двух или четырех качающихся рулевых.

В первом случае качание рулевых камер сгорания осуществлялось в двух взаимно-перпендикулярных плоскостях, а во втором, каждая из четырех рулевых камер качалась в одной плоскости. Были рассмотрены различные варианты питания рулевых камер: варианты с питанием от общего ТНА (включая питание рулевых камер по схеме «газ-жидкость») и от автономного.

В некоторых случаях для двигателей одной и той же принципиально-конструктивной схемы прорабатывались различные варианты компоновок.

Анализ энергетических характеристик и конструктивных особенностей вариантов двигателя с учетом эквивалентов, оценивающих эффективность их использования, показал, что при переходе к предельной схеме «газ-газ» эффективность двигателей меньше или равна эффективности двигателей соответствующих конструктивных схем, выполненных по схеме «газ-жидкость». Проработки вариантов однокамерных, качающихся в кардане двигателей показали необходимость применения мощных рулевых приводов и усиления элементов конструкции ракеты, что существенно снизило бы эффективность применения указанных вариантов двигателя в качестве двигательной установки 1-ой ступени ракеты 4К75М.

Анализ эффективности «лучших» двигателей каждой группы вариантов, характеризуемой существенными конструктивными и принципиальными признаками, показал, что увеличение полезной нагрузки, обеспечиваемое ими, лежит в пределах ~15%.

КБЭМ и КБМ в результате оценки эффективности проработанных вариантов и для обеспечения выполнения требований, предъявляемых к схеме работы двигателя (наличие низкой предварительной и конечной ступени), выбран вариант двигателя, состоящего из двух автономных блоков: маршевого с тягой 60 тонн и четырехкамерного рулевого с максимальной тягой 20 тонн. Использование рулевого блока, состоящего из 4-х камер сгорания, каждая из которых качается только в одной плоскости, позволило максимально увеличить выходной диаметр (Дв=890 мм) сопла маршевой камеры, что в свою очередь, при давлении в камере сгорания, равном 210 ата, позволило осуществить максимально возможную степень расширения в условиях конкретной принципиально-конструктивной схемы двигателя. Выбранный вариант двигателя при использовании его в качестве ДУ I ступени 4К75М обеспечивает прирост дальности полета ракеты в 1000 км (что эквивалентно увеличению полезной нагрузки на 14,6%).

В связи с тем, что выбранный вариант двигателя по принципиальной схеме аналогичен двигателю 4Д75, по предложению КБЭМ была оценена эффективность применения на I-ой ступени ракеты 4К75М модернизированного двигателя 4Д75. Суть модернизации заключается:
а) В форсировании маршевого двигателя по давлению до 175 ата.

Возможность обеспечения форсирования маршевого двигателя 4Д75 по давлению была подтверждена 12-тью огневыми испытаниями, проведенными в КБХМ на этапе доводки двигателя. Из них при 4-х испытаниях давление в камере достигало 200 ата, а в остальных 8-и испытаниях — 180 ата.
б) В применении 4-х камерного рулевого блока (тяга каждой камеры 5 тонн, качание осуществляется в одной плоскости). Рулевой блок разрабатывается на базе рулевого блока дв. 4Д75 с заимствованием большинства агрегатов.
в) В увеличении геометрической степени расширения сопла (выходной диаметр маршевой камеры увеличивается с 684 мм до 890 мм).

Удельный импульс маршевого двигателя, с перечисленными доработками I = 283,5/316,4.

За счет конструктивной доработки форсуночной головки маршевой камеры и связанного с этим улучшения качества смесеобразования можно повысить значение коэффициента полноты сгорания до уровня, достигнутого на двигателях, разработанных в КБЭМ (дв. 11Д43).

Такие доработки потребуют дополнительных средств и увеличения сроков модернизации дв. 4Д75, однако позволят повысить уд. импульс марш. камеры на ~ 2,0 сек.

Учитывая то, что принципиально-конструктивная схема модернизированного дв. 4Д75 и вновь разрабатываемого одинакова и, что при использовании модернизированного двигателя на 1-ой ступени ракеты 4К75М удастся использовать те же резервы, что и в случае использования нового двигателя, можно считать, что объемы дополнительной дозаливки топлива в баки ракеты в модернизированном и новом вариантах будут равными. А если учесть, что второй основной составляющей, характеризующей общий прирост дальности ракеты, является приращение дальности, вызванное изменением удельного импульса двигателя, то различие в эффективности применения обоих вариантов двигателя можно наглядно проиллюстрировать, сравнивая их удельные импульсы.

Таблица 1


Разница в ~ 2 сек в эффективном удельном импульсе и определяет разницу в эффективности применения модернизированного и нового двигателей.

Обращая внимание на то, что разница в эффективности применения нового и модернизированного двигателей составляет ~ 150 кг (2% полезной нагрузки) и что порядок упомянутых величин находится в пределах погрешности проведенного расчета, КБХМ и КБЭМ считают необходимым указать на нецелесообразность разработки нового двигателя для 1-ой ступени ракеты 4К75М на штатных компонентах.

Учитывая вышеизложенное, КБХМ и КБЭМ предлагают:

1. Разработку модернизированного двигателя 4Д75 на штатных компонентах и выпуск аванпроекта по нему проводить в КБХМ.

2. КБЭМ выполнить аванпроект по двигателям I-ой и II-ой ступеней ракеты 4К75 «Ф» (на перспективных компонентах: пентафторид хлора и раствор аммиака в гидразине).

Главный конструктор КБЭМ  ГЛУШКО
Главный конструктор  КБХМ ИСАЕВ
Арх.№ 2617 (135-139)

[Salo]

А ведь эта схема потом была использована в РД-0243 через 15 лет.

[Salo]

http://www.ihst.ru/~akm/30t16.htm

С 1973 года на стендах №1, №2 начались испытания по отработке двигателей ЗД40 и ЗД41 ракеты РСМ-50. На стендах была проведена реконструкция - монтаж пусковой системы (баки и магистрали), имитирующей условия запуска подобно объектовым. Так как двигатель был форсированной доработкой 4Д75, то столкнулись с появлением высокочастотных колебаний на двигателе. МВИ двигателя ЗД40 были проведены в 1975 году. Первое испытание ЗД41 проведено в 1973 году, а МВИ в 1975 году.

Вот в 3Д40 видимо эти доработки и использовали.

[Salo]

А ведь эта схема потом была использована в РД-0243 через 15 лет.

НК №07/2004г. "РД-0155К – новая разработка КБХА и завода «Красмаш»":

В продолжение этих работ в 1999 г. начались разработки однокамерного ЖРД РД0155, построенного по схеме с дожиганием окислительного генераторного газа. Необходимо было провести модернизацию некоторых узлов ТНА, замену уплотнений насосов и блоков форсунок и ввести систему зажигания. Базовым должен был стать РД-0244 тягой 63 тс, его серийно производил завод «Красмаш».
В марте 1999 г. прошло первое испытание двигателя демонстратора РД+-0244КД на кислороде и керосине.

Плюс рулевой РД-0245 с тягой в 20т и четырьмя рулевыми камерами.

Данные по кислородным вариантам:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/184-185/28.shtml




Интересно, почему Богомолов не взялся за этот двигатель? Был занят люминалом? Ведь Исаев делал проработки в конце 60-х.

[Johannes]

www.kbhmisaeva.ru[/size]

[Salo]

Огромное спасибо!!! :wink:

14Д30:
http://www.kbhmisaeva.ru/main.php?id=52


С5.92:
http://www.kbhmisaeva.ru/main.php?id=53


КВД-1:
http://www.kbhmisaeva.ru/main.php?id=54


КВД-1М:
http://www.kbhmisaeva.ru/main.php?id=56


ЖРД Дельфина:
http://www.kbhmisaeva.ru/main.php?id=55


ЖРДМТ от 0,5 кгс до 250 кгс:
http://www.kbhmisaeva.ru/main.php?id=33

[Salo]

http://www.kbhmisaeva.ru/main.php?id=34

ТНА:


Агрегаты регулирования и автоматики:

[Гость 22]

В центре - от КВД-1
А остальные от чего?

[Salo]

Справа что-нибудь от БРПЛ, а слева видимо от С5.92- С5.98. От чего самый маленький?

[Salo]

http://www.kbhmisaeva.ru/main.php?id=27

1947

Вхождение коллектива А.М. Исаева в состав Головного института (НИИ-88).

Начало разработки ЖРД для баллистических ракет подлодок (БРПЛ) главного конструктора В.П. Макеева.

1948

ЖРД для крылатых ракет, ВВС и ВМФ главного конструктора А.Я. Березняка.

Очень сомнительные утверждения. :roll:

[Гость 22]

Справа что-нибудь от БРПЛ

На С5.3 похоже:

[Salo]

Оно!

[Salo]

Интересный двигатель:

http://www.kbhmisaeva.ru/main.php?id=33

Параметры   ДМТ-1000
   
Номинальная тяга, Н  1000

Компоненты топлива

 - окислитель  АТ

 - горючее  НДМГ

Коэффициент соотношения компонентов  1,85

Удельный импульс, м/с   2756

Геометрическая степень расширения сопла 5,75

Давление компонентов на входе, МПа 7,0

Давление в камере сгорания, МПа 4,0

Продолжительность включения, с

 - минимальная  0,035

 - максимальная  3

Суммарное время работы, с  30
   
Количество включений  1000

Масса, кг  2,0

[Salo]

С5.89 маршевый двигатель блока довыведения "Шмель" для ракеты носителя "Волна".

[Salo]

Тяга и УИ совпадают. С остальными параметрами есть вопросы.

[Salo]

http://www.kbhmisaeva.ru/main.php?id=30

Видимо 4Д76:


Видимо С2.720:


С5.33А:

[Salo]

Очевидное конструктивное сходство:

[Johannes]

http://www.kbhmisaeva.ru/main.php?id=33[/size]

С 1971 года в КБхиммаш началась разработка жидкостных ракетных двигателей малой тяги (ЖРДМТ) и двигательных установок для систем управления космическими аппаратами. За это время создано 11 типов двигателей тягой от 6 до 2250 Н на двухкомпонентном самовоспламеняющемся топливе и 8 типов на однокомпонентном топливе тягой от 5 до 50 Н.

Книга "Главный конструктор. К 100-летию А.М. Исаева"[/size]

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).

[Salo]

Видимо ДМТ-6 (С5.205):