Двигатели КБХМ им. Исаева

[Salo]

Стр.165-166:

11. БОРТОВОЙ ИСТОЧНИК ПИТАНИЯ БИП МЗ

Бортовой источник питания (БИП) разрабатывается с 1999 года по ТЗ КБ «Салют» для изделия КВРБ (кислород — водородный разгонный блок), обеспечивающий выведение на геопереходную и геостационарную орбиту. Рабочее тело — масло, которое подается в электрогидросистему (ЭГС) для обеспечения питания двух рулевых приводов для качания двигателя КВД1МЗ. БИП с агрегатом насосным, узлами регулирования, бортовым аккумулятором давления (гелия в шар-баллоне), с теплообменником на выходе из насоса.
Привод турбины АН:
— на режиме водород от двигателя КВД1МЗ (из коллектора сопла камеры двигателя);
— при пуске и останове — гелий и водород из шар-баллона БИП;
Для исключения перегрева введен теплообменник, охлаждающий масло после насоса АН. Охлаждение водородом, отбираемым из коллектора сопла камеры двигателя КВД1МЗ и направляемым после теплообменника на вход газогенератора двигателя КВД1МЗ. Сброс рабочего тела турбины — через сопло.
Два режима тяги — ОРТ — основной;
КСТ — конечная ступень тяги.
Установлен редуктор для обеспечения постоянства параметров.
В настоящее время разработана рабочая КД для изготовления макетов и опытных образцов агрегатов и макетов БИП для испытаний по ПМ ДИ и ЗДИ агрегатов БИП. Производство и испытания БИП предусматривались в КБХМ.
Главный специалист — Середа В.К.
Исполнители разработки БИП: Козловцев В.Д., Середа В.К., Прасолов А.Ф., Романов В.С., Разинькина В.М, Славнина В.Т., Дерягин Ю.А., Силин В.Г., Кличановский Г.Н., Исаев Э.А., Халкевич В.А., Поляков В.И., Константинов Р.И., Сивоплясов В.С, Васютин Ю.И.. Жариков В.Ф., Баскаков В.И., Горин В.Н , Муравлев А.А., Егоров В.Г., Задубровская О.В.. Дубкова Н.В., Коханович Г В., Ермакова Т.С., Кузина Г.Н., Петровицкий А.В., Михайлова Е.Л., Мерзликина В.А.

[DonPMitchell]

It would be nice to learn more about the early KDU engines.  For S5.9, S5.14 we have no information about thrust or burn time.  I have written to КБХиммаш about this.  I got one polite reply, but it was not informative.

When was S5.17 replaced with S5.19?  I see variable reports about this.  When was S5.45 put into use?  For 3MV?

Did S5.45 use N2O4 as oxydizer, instead of AK-27I?  Is that accurate?  Why do reports show the specific impulse lower than S5.19?  Wouldn't it be higher with the better oxydizer?

[Salo]

Книга

"НАЗЕМНЫЕ ИСПЫТАНИЯ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ" по разделам  в pdf  http://narod.ru/disk/14782145000/1-1949-1955.pdf - 96 Мб, http://narod.ru/disk/14783130000/2-1955-1965.pdf.html - 63 Мб, http://narod.ru/disk/14783266000/3-1966-1974.pdf.html - 69 Мб, http://narod.ru/disk/14782673000/4-1975-1991.pdf.html - 188 Мб, http://narod.ru/disk/14782991000/5-1992-1999.pdf.html - 223 Мб, http://narod.ru/disk/14782994000/6-niiokr-history.pdf.html - 0,3 Мб, постранично в формате jpg -
http://fotki.yandex.ru/users/videofotostudia/album/57933/
Издана к 50-летию НИИХИММАШ (1999г.)

Вот эта часть "История НИОКР НИИХИММАШ" очень познавательна:
http://narod.ru/disk/14782994000/6-niiokr-history.pdf.html - 0,3 Мб

[Salo]

When was S5.17 replaced with S5.19?  I see variable reports about this.  When was S5.45 put into use?  For 3MV?

http://dlib.eastview.com/browse/doc/19190545

Заглавие статьи   Николаю Леонтьеву - 80 лет
Источник   Новости космонавтики,  № 10, Октябрь  2008, C. 45

установка С5.45 для аппаратов "Зонд-1", "Венера-2" - "Венера-8"

[Salo]

Did S5.45 use N2O4 as oxydizer, instead of AK-27I?  Is that accurate?  Why do reports show the specific impulse lower than S5.19?  Wouldn't it be higher with the better oxydizer?

Компоненты топлива НДМГ/АК-20Ф.

[DonPMitchell]

Did S5.45 use N2O4 as oxydizer, instead of AK-27I?  Is that accurate?  Why do reports show the specific impulse lower than S5.19?  Wouldn't it be higher with the better oxydizer?

Компоненты топлива НДМГ/АК-20Ф.

I was looking at http://www.lpre.de/kbhm/index.htm  where he says:

S5.19   NDMG/AK27I
S5.45   NDMG/AT

I wonder where he is getting his information?  He only shows AK-20F used with "tonka" (TG-02).

[DonPMitchell]

In http://epizodsspace.airbase.ru/bibl/vetrov/korolev-delo/05-03.html Korolev reports that S5.31 on Molniya-1 uses NDMG + AK-20.  And maybe there is an inhibiter (iodide or fluoride).

In another report by Korolev, he reports that 2MV spacecraft came with two different engines, a 14,000 kg-sec engine for Venus missions, and a 8,000 kg-sec engine for Mars.  Does this explain S5.17 and S5.19?

Korolev later reports that the 3MV engine has a total impulse of 10,600 kg-sec.  That suggests 39 kg of fuel (10,600/272).  Another source says the engine S5.45 is 52 kg dry, and 90 kg with fuel, suggesting 38 kg of fuel.  All consistant.

[Salo]

I was looking at http://www.lpre.de/kbhm/index.htm
 where he says:

S5.19   NDMG/AK27I
S5.45   NDMG/AT

I wonder where he is getting his information?  He only shows AK-20F used with "tonka" (TG-02).

На сайте  http://www.lpre.de/kbhm/index.htm моя информация, но она немного устарела. По С5.45 у меня есть документ, подтверждающий параметры. По С5.19 данные из справочника "Двигатели", а там много ошибок.

[Salo]

Korolev later reports that the 3MV engine has a total impulse of 10,600 kg-sec.  That suggests 39 kg of fuel (10,600/272).  Another source says the engine S5.45 is 52 kg dry, and 90 kg with fuel, suggesting 38 kg of fuel.  All consistant.

С5.45 из каталога "Oружие России":

[Salo]

In http://epizodsspace.airbase.ru/bibl/vetrov/korolev-delo/05-03.html Korolev reports that S5.31 on Molniya-1 uses NDMG + AK-20.  And maybe there is an inhibiter (iodide or fluoride).

С5.31 из каталога "Oружие Россиии":

[Salo]

"Полёт-1" в хорошем качестве:

Поляченко пишет, что на Полёте-1 стоял "подходящий" двигатель Исаева с вытеснительной подачей. Интересно откуда он? Может рулевая камера от С2.713?

[DonPMitchell]

There is also this similar object with a single-chamber engine

http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/photogallery/gallery_098/pages/Img_103.html

at NPO Mashinostroiniya

[Старый]

Всётаки подозреваю что двигатели Тураевского МКБ.

[Salo]

Там где стоит одинарный двигатель, там действительно использовался  двигатель Тураевского МКБ. На Полёте-2 использовали двигатель того же КБ с ТНА тягой  1,5 тс.
Однако на Полёте-1 (см. фото) использовали шесть двигателей Исаева тягой по 400 кгс.

[Salo]

http://www.npomash.ru/press/ru/tribuna180311.htm?l=0

КОСМИЧЕСКИЕ ПЕРВЕНЦЫ

В связи с опозданием в разработке для объекта ИС двигательной установки в ОКБ-300 главного конструктора С.К. Туманского, Владимир Николаевич принимает А.М. Исаева и 4 мая 1962 года встречается с ним в филиале №1. 7 мая В.Н. Челомей устраивает нам разнос, грозит снять за неправильную ориентацию по выбору двигателей. «Делать запуск в этом году, на «живых» двигателях Исаева и на ракете Р-7». Был вызван на 8 мая Исаев, и в результате, несмотря на все трудности, Исаева уговорили поставлять двигатели (у него были готовые тягой по 400кг), а двигательную установку в целом пришлось делать нам. Была попытка склонить Исаева к проектированию такой двигательной установки, однако из этого ничего не получилось, и эта установка осталась за нами: за КБ-8 – начальник С.В. Ефимов, с участием КБ-7 по конструкции рамы.

[Salo]

http://www.npomash.ru/press/ru/tribuna120311.htm?l=0

КОСМИЧЕСКИЕ ПЕРВЕНЦЫ

К концу 1962 года близилось к завершению изготовление изделий И-2Б (такой был шифр у объектов ИС с двигателями главного конструктора А.М. Исаева): №101 – это стендовая машина, №№102 и 103 – это первое и второе лётные изделия.
Велось изготовление и объектов И-1Б с двигательной установкой главного конструктора С.К. Туманского: №111 – стендовая машина, №№112 и 113 – лётные изделия.

К этому времени в космосе уже летали наши космонавты и американские астронавты, были запущены различные автоматические спутники Земли, но задача проведения многократного и широкого маневрирования в космосе оставалась всё ещё не решённой. Именно космические аппараты ИС и должны были доказать возможность проведения таких манёвров. Это было их основной функцией при выполнении боевой задачи сближения с целью и её уничтожения.
Для этого в нашем ОКБ спроектировали совершенно новую двигательную установку, способную многократно запускать ЖРД в космосе, обеспечивая надёжную подачу топлива к ним, как при действии перегрузок различного направления, так и в условиях невесомости. Набор жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) должен был выдавать строго дозированные импульсы тяги при продольных и поперечных манёврах, ориентации и стабилизации космического аппарата. Топливные баки с металлической полусферической диафрагмой для вытеснения горючего и окислителя были впервые созданы и отработаны в нашем ОКБ-52.

Комиссия вынесла определение, что системы ИС и УС вполне можно перевести на ракету Р-36. Мы записали «особое мнение» о том, что этот переход приведёт к большой потере времени, но это уже ничего не решало. 31 декабря 1964г. вышло Решение Военно-промышленной комиссии по переводу систем ИС и УС на носитель Р-36. На этом наша борьба за нашу первую ракету и закончилась. Забегая вперёд, скажу, что 27 октября 1967 года в 5 часов 21 мин. 18 сек. на площадке 90 полигона Байконур, где уже вместо старта ракеты УР-200 стояла на старте ракета Р-36 главного конструктора Янгеля, этой ракетой был произведён запуск спутника И-2БМ №104 под кодовым названием «Космос-185». Наш спутник ИС был в варианте мишени, имел двигательную установку с вытеснительной системой подачи топлива, с 6-ю двигателями Туманского тягой по 600 кг.

[Salo]

Середа В.К. Воспоминания и думы.
Стр. 176:

3.6. ДУ Д07 и БИП Д06-4 для изделия.
1) ДУ Д07 имеет 20 камер различных тяг для управления я стабилизации объекта.
Обеспечивается наддув баков специальными газогенераторами, работающими на гидразине.
Выполнен эскизный проект, разработка рабочей КД проведена отработка этапа ДИ. Работа приостановлена на этапе ЗДИ в 1998 г.
2) БИП ДОб-4 Бортовой источник питания.
Выполнен эскизный проект, разработка рабочей КД проведены отработка (ДИ, ЗДИ, УКИ, МВИ) и начато изготовление этапа ЛКИ.
Работа приостановлена в 1998г.

Стр.192:

Разработка ДУ Д07 и БИП Д06-4. Работа приостановлена в 1998 г.

"ГРЦ им. Академика Макеева" глава "Комплекс Д-19 УТТХ, ракета Р-39 УТТХ", стр.329:
http://makeyev.msk.ru/doc/KBM60/11page006.jpg

Для разведения боевых блоков используется многокамерная жидкостная двигательная установка с вытеснительной системой подачи компонентов и мембранными баками, имеющая повышенный запас топлива, наилучшие энергетические и динамические характеристики и алгоритм управления на участке разведения боевых блоков, обеспечивающий экономный расход топлива. Двухкомпонентный сферический мембранный бак расположен в центральной части за приборным отсеком; четыре маршевых двигателя многократного включения -параллельно оси ракеты вокруг топливного бака. Восемь двигателей ориентации и восемь двигателей крена объединены в четыре блока и установлены на периферии нижней части боевой ступени.

Двигательная установка третьей ступени имеет корпус двигателя без цилиндрической части, а его переднее и заднее днища выполнены непрерывной намоткой нитей органопластика. Управление по каналу крена обеспечивает жидкостная двигательная установка разведения. Двигательная установка третьей ступени соединяется с боевой ступенью с помощью переднего узла стыка.
Двигательная установка второй ступени соединена с третьей межступенчатым отсеком, к которому крепится амортизационная ракетно-стартовая система, защищающая корпус двигателя третьей ступени от воздействия повышенного давления пороховых газов в кольцевом зазоре шахты при старте ракеты. В межступенчатом отсеке расположены рулевой привод двигателя третьей ступени и система разделения ступеней. Корпус двигателя второй ступени типа «кокон» снаряжен зарядом смесевого твердого топлива с центральным сквозным каналом и щелевым компенсатором поверхности горения в передней части канала, имеющим частично открытые горящие торцы. Управление по крену обеспечивается автономным двигателем крена.

Н.И. Леонтьев, П.М. Митин СОВЕРШЕНСТВОВАНИЕ ЭНЕРГОМАССОВЫХ ХАРАКТЕРИСТИК ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВОК И ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ ДЛЯ БАЛЛИСТИЧЕСКИХ РАКЕТ ПОДВОДНЫХ ЛОДОК:
http://makeyev.msk.ru/pub/msys/1994/DU.html

Принципиально новые технические решения были заложены в конструкции последней из двигательных установок данного класса. Для уменьшения расхода компонентов топлива в двигательной установке применена вытеснительная система подачи топлива в импульсные жидкостные ракетные двигатели малой тяги (ЖРДМТ). (Блок подачи для неё разработан в ГРЦ.)

Для уменьшения расхода газа на наддув топливных баков впервые использованы в качестве газа наддува высокотемпературные продукты каталитического разложения гидразина в блоке газогенерации, которые подаются в полости наддува окислителя и горючего двухполостного сферического бака с подвижными диафрагменными разделителями газовой и топливных полостей.

В качестве рабочего тела для вытеснения гидразина из ёмкости в газогенератор наддува используется азот, выработанный азидным зарядом порохового аккумулятора давления.

Кроме перечисленных двигателей и двигательных установок, КБХМ разработало бортовой источник питания рулевого привода третьей ступени одной из ракет.

Бортовой источник питания обеспечивает исполнитель-ные органы рулевого привода рабочей жидкостью с заданными параметрами за счёт преобразования энергии твердотопливного заряда газогенератора в энергию давления рабочей жидкости (масла) при помощи турбонасосного агрегата. Режим работы поддерживается автоматически золотником и регулятором перепуска газов мимо турбины.

[Salo]

Индекс ДУ 3Д07, а БИП 3Д06-4.

[Salo]

Журнал двигатель №6 за 2010 год:

http://engine.aviaport.ru/issues/72/page28.html

РЕСУРСНОЕ ИСПЫТАНИЕ ЖРД НА ТОПЛИВНОЙ ПАРЕ ЖИДКИЙ КИСЛОРОД + СЖИЖЕННЫЙ ПРИРОДНЫЙ ГАЗ

Игорь Александрович Смирнов, генеральный конструктор КБхиммаш им. А.М. Исаева
Алексей Геннадиевич Яковлев, ведущий специалист КБхиммаш им. А.М. Исаева
Владимир Николаевич Бережной, заместитель начальникаиспытательной станции НИЦ РКП

29 сентября 2010 г. состоялось успешное ресурсное огневое испытание двигателя-демонстратора С5.86.1000-0 № 2 разработки "Конструкторского бюро химического машиностроения имени А.М. Исаева" - филиала ФГУП "ГКНПЦ имени М.В. Хруничева" на топливной паре "жидкий кислород + сжиженный природный газ". Огневое испытание длительностью 1160 секунд было проведено на стенде ФКП "Научно-испытательный центр ракетно-космической промышленности" в рамках ОКР "Двигатель-2015-КБХМ" по заказу ГНЦ ФГУП "Центр Келдыша".

Основными задачами огневого испытания (ОИ) являлись:
- подтверждение работоспособности двигателя на длительном (более 1000 секунд) включении;
- подтверждение отсутствия накопления твердой фазы как в тракте охлаждения камеры сгорания (КС), так и в газовом тракте (газогенератор - турбина) двигателя;
- получения необходимых экспериментальных данных для уточнения методики расчета охлаждения КС при использовании СПГ в качестве охладителя;
- исследование динамики выхода охлаждающего тракта КС на установившийся тепловой режим;
- исследование вопросов, связанных с оптимизацией технических решений по обеспечению запуска, управления, регулирования и пр. с учетом особенностей СПГ.

ОИ жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) разработки КБхиммаш на топливной паре ЖК+СПГ (содержание метана 90...98%) проводятся в НИЦ РКП начиная с 1997 года. После пяти ОИ двух экземпляров адаптированного для использования топливной пары ЖК+СПГ кислородно-водородного ЖРД КВД1, был разработан, изготовлен и испытан ЖРД С5.86 тягой 7,5 тс, специально предназначенный для работы на топливной паре ЖК+СПГ. ЖРД включает камеру сгорания, турбонасосный агрегат, пиротехнические воспламенители, клапаны, регулятор тяги, дроссель регулирования соотношения расходов компонентов топлива, средства измерения и пр. ЖРД работает по замкнутому циклу с дожиганием газа с избытком горючего в КС. Были получены положительные результаты по запуску и останову ЖРД, работе на установившихся режимах по тяге и соотношению расходов компонентов топлива (в соответствии с управляющими воздействиями). Но одна из основных задач - экспериментальная проверка отсутствия накопления твердой фазы в тракте охлаждения камеры и в газовом тракте ЖРД при достаточно длительных включениях - не могла быть выполнена из-за ограниченного объема стендовых емкостей СПГ (максимальная длительность включения составляла 68 секунд). Поэтому в 2010 году было принято решение организовать новое рабочее место, позволяющее проводить ОИ длительностью не менее 1000 секунд.

В качестве нового рабочего места был использован стенд для испытаний кислородно-водородных ЖРД, обладающий емкостями соответствующего объема. При подготовке к испытанию был учтен значительный опыт, полученный ранее при проведении семи ОИ. В период с июня по сентябрь 2010 года была проведена доработка стендовых систем жидкого водорода для использования СПГ, установлен на стенд ЖРД С5.86.1000-0 № 2, проведены комплексные проверки систем измерения, управления, аварийной защиты, регулирования соотношения расходов компонентов топлива и давления в КС. Перед этим 25 июня 2009 г. двигатель прошел ОИ с положительным результатом: одно включение продолжительностью 60 секунд в диапазоне изменения соотношения компонентов 2,34...2,84 и давления в камере сгорания 56,2...61,6 кгс/см2.

Заправка стендовых емкостей системы жидкого водорода СПГ производилась из транспортной емкости заправщика (объем 56,4 м3 с заправкой 16 т) с помощью блока заправки, включающего теплообменник, фильтры, запорную арматуру, средства измерения и пр. После завершения заправки стендовых емкостей были проведены захолаживание и заливка стендовых магистралей подачи компонентов топлива в двигатель.

Запуск двигателя и его работа на режиме проходили нормально. Изменения режима происходили в соответствии с воздействиями системы управления. Приблизительно с 1100 секунды двигатель работал при постоянно нарастающей температуре газогенераторного газа. Вследствие этого было принято решение об останове двигателя, выключение прошло по команде на 1160,88 секунде без замечаний. Причиной роста температуры явилась возникшая в ходе испытания негерметичность выходного коллектора тракта охлаждения КС.

Анализ результатов проведенного ОИ позволяет сделать следующее заключение:
- в процессе работы параметры двигателя были стабильны на режимах при различных сочетаниях соотношения расходов компонентов топлива (2,42...3,03) и тяги (6311...7340 кгс);
- подтверждено отсутствие образований твердой фазы в газовом тракте и отсутствие коксовых отложений в жидкостном тракте двигателя;
- получены необходимые экспериментальные данные для уточнения методики расчета охлаждения КС при использовании СПГ в качестве охладителя;
- исследована динамика выхода охлаждающего тракта КС на установившийся тепловой режим;
- подтверждена правильность технических решений по обеспечению запуска, управления, регулирования и пр. с учетом особенностей СПГ;
- разрабатываемый ЖРД С5.86 тягой 7,5 тс (или связка двигателей) может быть использован как маршевый двигатель в перспективных разгонных блоках и верхних ступенях РН;
- полученные положительные результаты проведенного ОИ подтверждают целесообразность дальнейших экспериментальных работ по созданию ЖРД на топливной паре ЖК+СПГ.

Основными проблемами, которые целесообразно решить при продолжении ОКР, являются:
- дальнейшее изучение теплофизических свойств СПГ как охладителя;
- проверка сходимости характеристик основных агрегатов на разных режимах, полученных на воде и СПГ;
- экспериментальная проверка возможного влияния состава природного газа на характеристики основных агрегатов;
- исследование характеристик ЖРД в более широком диапазоне изменения режимов работы и основных параметров как при единичном включении, так и при многоразовых (2 - 6) включениях.

Справка. Кислородно-водородный ЖРД КВД1 разработки КБхиммаш в настоящее время эксплуатируется в составе разгонного блока 12КРБ (разработка ГКНПЦ им. М.В. Хруничева) индийской РН GSLV.




Литература

1. 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 // Альтернативная энергетика и экология ISJAEE, №3 (59), 2008.
2. Орлов Н.Н., Смирнов И.А., Яковлев А.Г. Работы КБхиммаш им.А.М.Исаева по освоению топливной пары компонентов жидкий кислород + сжиженный природный газ с содержанием метана 90...98% // Двигатель, №5 (65), 2009.
3. Кузин А.И., Рачук В.С., Коротеев А.С., Каторгин Б.И., Смирнов И.А., Вахниченко В.В., Лозин С.Н., Лехов П.А., Семенов А.И., Иевлев А.В., Ефимочкин А.Ф., Клепиков И.А., Лихванцев А.А., Петров В.И., Ромашкин А.М., Гусев Ю.Г., Яковлев А.Г. Обоснование выбора компонентов ракетного топлива для двигательных установок первой ступени многоразовой ракетно-космической системы // Авиакосмическая техника и технология, №1, 2010.
4. Афанасьев И. Рекордные испытания двигателя на метане // Новости космонавтики, №11 (334), 2010.

[АниКей]

http://fotki.yandex.ru/users/videofotostudia/view/309798/