Создатель лучших в мире жидкостных ракетных двигателей академик Борис Каторгин объясняет, почему американцы до сих пор не могут повторить наших достижений в этой области и как сохранить советскую фору в будущем
21 июня на Петербургском экономическом форуме прошло награждение лауреатов премии «Глобальная энергия». Авторитетная комиссия отраслевых экспертов из разных стран выбрала три заявки из представленных 639 и назвала лауреатов премии 2012 года, которую уже привычно называют «нобелевкой для энергетиков». В итоге 33 миллиона премиальных рублей в этом году разделили известный изобретатель из Великобритании профессор Родней Джон Аллам и двое наших выдающихся ученых - академики РАН Борис Каторгин и Валерий Костюк.
Все трое имеют отношение к созданию криогенной техники, исследованию свойств криогенных продуктов и их применению в различных энергетических установках. Академик Борис Каторгин был награжден «за разработки высокоэффективных жидкостных ракетных двигателей на криогенных топливах, которые обеспечивают при высоких энергетических параметрах надежную работу космических систем в целях мирного использования космоса». При непосредственном участии Каторгина, более пятидесяти лет посвятившего предприятию ОКБ-456, известному сейчас как НПО «Энергомаш», создавались жидкостные ракетные двигатели (ЖРД), рабочие характеристики которых и теперь считаются лучшими в мире. Сам Каторгин занимался разработкой схем организации рабочего процесса в двигателях, смесеобразованием компонентов горючего и ликвидацией пульсации в камере сгорания. Известны также его фундаментальные работы по ядерным ракетным двигателям (ЯРД) с высоким удельным импульсом и наработки в области создания мощных непрерывных химических лазеров.
В самые тяжелые для российских наукоемких организаций времена, с 1991-го по 2009 год, Борис Каторгин возглавлял НПО «Энергомаш», совмещая должности генерального директора и генерального конструктора, и умудрился не только сохранить фирму, но и создать ряд новых двигателей. Отсутствие внутреннего заказа на двигатели заставило Каторгина искать заказчика на внешнем рынке. Одним из новых двигателей стал РД-180, разработанный в 1995 году специально для участия в тендере, организованном американской корпорацией Lockheed Martin, выбиравшей ЖРД для модернизируемого тогда ракетоносителя «Атлас». В результате НПО «Энергомаш» подписало договор на поставку 101 двигателя и к началу 2012 года уже поставило в США более 60 ЖРД, 35 из которых успешно отработали на «Атласах» при выводе спутников различного назначения.
Перед вручением премии «Эксперт» побеседовал с академиком Борисом Каторгиным о состоянии и перспективах развития жидкостных ракетных двигателей и выяснил, почему базирующиеся на разработках сорокалетней давности двигатели до сих пор считаются инновационными, а РД-180 не удалось воссоздать на американских заводах.
Борис Иванович, в чем именно ваша заслуга в создании отечественных жидкостных реактивных двигателей, и теперь считающихся лучшими в мире?
Чтобы объяснить это неспециалисту, наверное, нужно особое умение. Для ЖРД я разрабатывал камеры сгорания, газогенераторы; в целом руководил созданием самих двигателей для мирного освоения космического пространства. (В камерах сгорания происходит смешение и горение топлива и окислителя и образуется объем раскаленных газов, которые, выбрасываясь затем через сопла, создают собственно реактивную тягу; в газогенераторах также сжигается топливная смесь, но уже для работы турбонасосов, которые под огромным давлением нагнетают топливо и окислитель в ту же камеру сгорания. - «Эксперт».)
Вы говорите о мирном освоении космоса, хотя очевидно, что все двигатели тягой от нескольких десятков до 800 тонн, которые создавались в НПО «Энергомаш», предназначались прежде всего для военных нужд.
Нам не пришлось сбросить ни одной атомной бомбы, мы не доставили на наших ракетах ни одного ядерного заряда к цели, и слава богу. Все военные наработки пошли в мирный космос. Мы можем гордиться огромным вкладом нашей ракетно-космической техники в развитие человеческой цивилизации. Благодаря космонавтике родились целые технологические кластеры: космическая навигация, телекоммуникации, спутниковое телевидение, системы зондирования.
Двигатель для межконтинентальной баллистической ракеты Р-9, над которым вы работали, потом лег в основу чуть ли не всей нашей пилотируемой программы.
Еще в конце 1950-х я проводил расчетно-экспериментальные работы для улучшения смесеобразования в камерах сгорания двигателя РД-111, который предназначался для той самой ракеты. Результаты работы до сих пор применяются в модифицированных двигателях РД-107 и РД-108 для той же ракеты «Союз», на них было совершено около двух тысяч космических полетов, включая все пилотируемые программы.
Два года назад я брал интервью у вашего коллеги, лауреата «Глобальной энергии» академика Александра Леонтьева. В разговоре о закрытых для широкой публики специалистах, коим Леонтьев сам когда-то был, он упомянул Виталия Иевлева, тоже много сделавшего для нашей космической отрасли.
Многие работавшие на оборонку академики были засекречены - это факт. Сейчас многое рассекречено - это тоже факт. Александра Ивановича я знаю прекрасно: он работал над созданием методик расчета и способов охлаждения камер сгорания различных ракетных двигателей. Решить эту технологическую задачу было нелегко, особенно когда мы начали максимально выжимать химическую энергию топливной смеси для получения максимального удельного импульса, повышая среди прочих мер давление в камерах сгорания до 250 атмосфер. Возьмем самый мощный наш двигатель - РД-170. Расход топлива с окислителем - керосином с жидким кислородом, идущим через двигатель, - 2,5 тонны в секунду. Тепловые потоки в нем достигают 50 мегаватт на квадратный метр - это огромная энергия. Температура в камере сгорания - 3,5 тысячи градусов Цельсия. Надо было придумать специальное охлаждение для камеры сгорания, чтобы она могла расчетно работать и выдерживала тепловой напор. Александр Иванович как раз этим и занимался, и, надо сказать, потрудился он на славу. Виталий Михайлович Иевлев - член-корреспондент РАН, доктор технических наук, профессор, к сожалению, довольно рано умерший, - был ученым широчайшего профиля, обладал энциклопедической эрудицией. Как и Леонтьев, он много работал над методикой расчета высоконапряженных тепловых конструкций. Работы их где-то пересекались, где-то интегрировались, и в итоге получилась прекрасная методика, по которой можно рассчитать теплонапряженность любых камер сгорания; сейчас, пожалуй, пользуясь ею, это может сделать любой студент. Кроме того, Виталий Михайлович принимал активное участие в разработке ядерных, плазменных ракетных двигателей. Здесь наши интересы пересекались в те годы, когда «Энергомаш» занимался тем же.
В нашей беседе с Леонтьевым мы затронули тему продажи энергомашевских двигателей РД-180 в США, и Александр Иванович рассказал, что во многом этот двигатель - результат наработок, которые были сделаны как раз при создании РД-170, и в каком-то смысле его половинка. Что это - действительно результат обратного масштабирования?
Любой двигатель в новой размерности - это, конечно, новый аппарат. РД-180 с тягой 400 тонн действительно в два раза меньше РД-170 с тягой 800 тонн. У РД-191, предназначенного для нашей новой ракеты «Ангара», тяга и вовсе 200 тонн. Что же общего у этих двигателей? Все они имеют по одному турбонасосу, но камер сгорания у РД-170 четыре, у «американского» РД-180 - две, у РД-191 - одна. Для каждого двигателя нужен свой турбонасосный агрегат - ведь если четырёхкамерный РД-170 потребляет примерно 2,5 тонны топлива в секунду, для чего был разработан турбонасос мощностью 180 тысяч киловатт, в два с лишним раза превосходящий, например, мощность реактора атомного ледокола «Арктика», то двухкамерный РД-180 - лишь половину, 1,2 тонны. В разработке турбонасосов для РД-180 и РД-191 я участвовал напрямую и в то же время руководил созданием этих двигателей в целом.
Камера сгорания, значит, на всех этих двигателях одна и та же, только количество их разное?
Да, и это наше главное достижение. В одной такой камере диаметром всего 380 миллиметров сгорает чуть больше 0,6 тонны топлива в секунду. Без преувеличения, эта камера - уникальное высокотеплонапряженное оборудование со специальными поясами защиты от мощных тепловых потоков. Защита осуществляется не только за счет внешнего охлаждения стенок камеры, но и благодаря хитроумному способу «выстилания» на них пленки горючего, которое, испаряясь, охлаждает стенку. На базе этой выдающейся камеры, равной которой в мире нет, мы изготавливаем лучшие свои двигатели: РД-170 и РД-171 для «Энергии» и «Зенита», РД-180 для американского «Атласа» и РД-191 для новой российской ракеты «Ангара».
- «Ангара» должна была заменить «Протон-М» еще несколько лет назад, но создатели ракеты столкнулись с серьезными проблемами, первые летные испытания неоднократно откладывались, и проект вроде бы продолжает буксовать.
Проблемы действительно были. Сейчас принято решение о запуске ракеты в 2013 году. Особенность «Ангары» в том, что на основе ее универсальных ракетных модулей можно создать целое семейство ракетоносителей грузоподъемностью от 2,5 до 25 тонн для вывода грузов на низкую околоземную орбиту на базе универсального же кислородно-керосинового двигателя РД-191. «Ангара-1» имеет один двигатель, «Ангара-3» - три с общей тягой 600 тонн, у «Ангары-5» будет 1000 тонн тяги, то есть она сможет выводить на орбиту больше грузов, чем «Протон». К тому же вместо очень токсичного гептила, который сжигается в двигателях «Протона», мы используем экологически чистое топливо, после сгорания которого остаются лишь вода да углекислый газ.
Как получилось, что тот же РД-170, который создавался еще в середине 1970-х, до сих пор остается, по сути, инновационным продуктом, а его технологии используются в качестве базовых для новых ЖРД?
Похожая случилась с самолетом, созданным после Второй мировой Владимиром Михайловичем Мясищевым (дальний стратегический бомбардировщик серии М, разработка московского ОКБ-23 1950-х годов. - «Эксперт»). По многим параметрам самолет опережал свое время лет эдак на тридцать, и элементы его конструкции потом заимствовали другие авиастроители. Так и здесь: в РД-170 очень много новых элементов, материалов, конструкторских решений. По моим оценкам, они не устареют еще несколько десятилетий. В этом заслуга прежде всего основателя НПО «Энергомаш» и его генерального конструктора Валентина Петровича Глушко и членкора РАН Виталия Петровича Радовского, возглавившего фирму после смерти Глушко. (Отметим, что лучшие в мире энергетические и эксплуатационные характеристики РД-170 во многом обеспечиваются благодаря решению Каторгиным проблемы подавления высокочастотной неустойчивости горения за счет разработки антипульсационных перегородок в той же камере сгорания. - «Эксперт».) А двигатель РД-253 первой ступени для ракетоносителя «Протон»? Принятый на вооружение еще в 1965 году, он настолько совершенен, что до сих пор никем не превзойден. Именно так учил конструировать Глушко - на пределе возможного и обязательно выше среднемирового уровня. Важно помнить и другое: страна инвестировала в свое технологическое будущее. Как было в Советском Союзе? Министерство общего машиностроения, в ведении которого, в частности, находились космос и ракеты, только на НИОКР тратило 22 процента своего огромного бюджета - по всем направлениям, включая двигательное. Сегодня объем финансирования исследований намного меньше, и это говорит о многом.
Не означает ли достижение этими ЖРД неких совершенных качеств, причем случилось это полвека назад, что ракетный двигатель с химическим источником энергии в каком-то смысле изживает себя: основные открытия сделаны и в новых поколениях ЖРД, сейчас речь идет скорее о так называемых поддерживающих инновациях?
Безусловно нет. Жидкостные ракетные двигатели востребованы и будут востребованы еще очень долго, потому что никакая другая техника не в состоянии более надежно и экономично поднять груз с Земли и вывести его на околоземную орбиту. Они безопасны с точки зрения экологии, особенно те, что работают на жидком кислороде и керосине. Но для полетов к звездам и другим галактикам ЖРД, конечно, совсем непригодны. Масса всей метагалактики - 10 в 56 степени граммов. Для того чтобы разогнаться на ЖРД хотя бы до четверти скорости света, потребуется совершенно невероятный объем топлива - 10 в 3200 степени граммов, так что даже думать об этом глупо. У ЖРД есть своя ниша - маршевые двигатели. На жидкостных двигателях можно разогнать носитель до второй космической скорости, долететь до Марса, и все.
Следующий этап - ядерные ракетные двигатели?
Конечно. Доживем ли мы еще до каких-то этапов - неизвестно, а для разработки ЯРД многое было сделано уже в советское время. Сейчас под руководством Центра Келдыша во главе с академиком Анатолием Сазоновичем Коротеевым разрабатывается так называемый транспортно-энергетический модуль. Конструкторы пришли к выводу, что можно создать менее напряженный, чем был в СССР, ядерный реактор с газовым охлаждением, который будет работать и как электростанция, и как источник энергии для плазменных двигателей при передвижении в космосе. Такой реактор проектируется сейчас в НИКИЭТ имени Н. А. Доллежаля под руководством члена-корреспондента РАН Юрия Григорьевича Драгунова. В проекте также участвует калининградское КБ «Факел», где создаются электрореактивные двигатели. Как и в советское время, не обойдется без воронежского КБ химавтоматики, где будут изготавливаться газовые турбины, компрессоры, чтобы по замкнутому контуру гонять теплоноситель - газовую смесь.
А пока полетаем на ЖРД?
Конечно, и мы четко видим перспективы дальнейшего развития этих двигателей. Есть задачи тактические, долгосрочные, тут предела нет: внедрение новых, более жаростойких покрытий, новых композитных материалов, уменьшение массы двигателей, повышение их надежности, упрощение схемы управления. Можно внедрить ряд элементов для более тщательного контроля за износом деталей и других процессов, происходящих в двигателе. Есть задачи стратегические: к примеру, освоение в качестве горючего сжиженного метана и ацетилена вместе с аммиаком или трехкомпонентного топлива. НПО «Энергомаш» занимается разработкой трехкомпонентного двигателя. Такой ЖРД мог бы применяться в качестве двигателя и первой, и второй ступени. На первой ступени он использует хорошо освоенные компоненты: кислород, жидкий керосин, а если добавить еще около пяти процентов водорода, то значительно увеличится удельный импульс - одна из главных энергетических характеристик двигателя, а это значит, что можно отправить в космос больше полезного груза. На первой ступени вырабатывается весь керосин с добавкой водорода, а на второй тот же самый двигатель переходит от работы на трехкомпонентном топливе на двухкомпонентное - водород и кислород.
Мы уже создали экспериментальный двигатель, правда, небольшой размерности и тягой всего около 7 тонн, провели 44 испытания, сделали натурные смесительные элементы в форсунки, в газогенераторе, в камере сгорания и выяснили, что можно сначала работать на трех компонентах, а потом плавно переходить на два. Все получается, достигается высокая полнота сгорания, но чтобы идти дальше, нужен более крупный образец, нужно дорабатывать стенды, чтобы запускать в камеру сгорания компоненты, которые мы собираемся применять в настоящем двигателе: жидкие водород и кислород, а также керосин. Думаю, это очень перспективное направление и большой шаг вперед. И надеюсь кое-что успеть сделать при жизни.
Почему американцы, получив право на воспроизведение РД-180, не могут сделать его уже много лет?
Американцы очень прагматичны. В 1990-х, в самом начале работы с нами, они поняли, что в энергетической области мы намного опередили их и надо у нас эти технологии перенимать. К примеру, наш двигатель РД-170 за один запуск за счет большего удельного импульса мог вывезти полезного груза на две тонны больше, чем их самый мощный F-1, что означало по тем временам 20 миллионов долларов выигрыша. Они объявили конкурс на двигатель тягой 400 тонн для своих «Атласов», который выиграл наш РД-180. Тогда американцы думали, что они начнут с нами работать, а года через четыре возьмут наши технологии и будут сами их воспроизводить. Я им сразу сказал: вы затратите больше миллиарда долларов и десять лет. Четыре года прошло, и они говорят: да, надо шесть лет. Прошли еще годы, они говорят: нет, надо еще восемь лет. Прошло уже семнадцать лет, и они ни один двигатель не воспроизвели. Им сейчас только на стендовое оборудование для этого нужны миллиарды долларов. У нас на «Энергомаше» есть стенды, где в барокамере можно испытывать тот же двигатель РД-170, мощность струи которого достигает 27 миллионов киловатт.
- Я не ослышался - 27 гигаватт? Это больше установленной мощности всех АЭС «Росатома».
Двадцать семь гигаватт - это мощность струи, которая развивается относительно за короткое время. При испытаниях на стенде энергия струи сначала гасится в специальном бассейне, затем в трубе рассеивания диаметром 16 метров и высотой 100 метров. Чтобы построить подобный стенд, в котором помещается двигатель, создающий такую мощность, надо вложить огромные деньги. Американцы сейчас отказались от этого и берут готовое изделие. В результате мы продаем не сырье, а продукт с огромной добавленной стоимостью, в который вложен высокоинтеллектуальный труд. К сожалению, в России это редкий пример хайтек-продаж за границу в таком большом объеме. Но это доказывает, что при правильной постановке вопроса мы способны на многое.
- Борис Иванович, что надо сделать, чтобы не растерять фору, набранную советским ракетным двигателестроением? Наверное, кроме недостатка финансирования НИОКР очень болезненна и другая проблема - кадровая?
Чтобы остаться на мировом рынке, надо все время идти вперед, создавать новую продукцию. Видимо, пока нас до конца не прижало и гром не грянул. Но государству надо осознать, что без новых разработок оно окажется на задворках мирового рынка, и сегодня, в этот переходный период, пока мы еще не доросли до нормального капитализма, в новое должно прежде всего вкладывать оно - государство. Затем можно передавать разработку для выпуска серии частной компании на условиях, выгодных и государству, и бизнесу. Не верю, что придумать разумные методы созидания нового невозможно, без них о развитии и инновациях говорить бесполезно.
Кадры есть. Я руковожу кафедрой в Московском авиационном институте, где мы готовим и двигателистов, и лазерщиков. Ребята умнющие, они хотят заниматься делом, которому учатся, но надо дать им нормальный начальный импульс, чтобы они не уходили, как сейчас многие, писать программы для распределения товаров в магазинах. Для этого надо создать соответствующую лабораторную обстановку, дать достойную зарплату. Выстроить правильную структуру взаимодействия науки и Министерства образования. Та же Академия наук решает много вопросов, связанных с кадровой подготовкой. Ведь среди действующих членов академии, членов-корреспондентов много специалистов, которые руководят высокотехнологическими предприятиями и научно-исследовательскими институтами, мощными КБ. Они прямо заинтересованы, чтобы на приписанных к их организациям кафедрах воспитывались необходимые специалисты в области техники, физики, химии, чтобы они сразу получали не просто профильного выпускника вуза, а готового специалиста с некоторым жизненным и научно-техническим опытом. Так было всегда: самые лучшие специалисты рождались в институтах и на предприятиях, где существовали образовательные кафедры. У нас на «Энергомаше» и в НПО Лавочкина работают кафедры филиала МАИ «Комета», которой я руковожу. Есть старые кадры, которые могут передать опыт молодым. Но времени осталось совсем немного, и потери будут безвозвратные: для того, чтобы просто вернуться на существующий сейчас уровень, придется затратить гораздо больше сил, чем сегодня надо для его поддержания.
Ctrl Enter
Заметили ошЫ бку Выделите текст и нажмите Ctrl+Enter
В начале 1996г проект двигателя РД-180 НПО Энергомаш был признан победителем конкурса на разработку и поставку двигателя первой ступени для модернизированной РН "Атлас" американской компании Локхид Мартин. Это двухкамерный двигатель с дожиганием окислительного генераторного газа, с управлением вектором тяги благодаря качания каждой камеры в двух плоскостях, с возможностью обеспечения глубокого дросселирования тяги двигателя в полете. Данная конструкция базируется на хорошо проверенных конструкциях узлов и элементов двигателей РД-170/171 . Создание мощного двигателя первой ступени осуществлено в сжатые сроки, а отработка – на малом количестве материальной части. Подписав контракт на разработку двигателя летом 1996 г., уже в ноябре 1996 г. было проведено первое огневое испытание двигателя-прототипа, а в апреле 1997 г. – огневое испытание штатного двигателя. В 1997-1998 гг успешно проведена серия огневых испытаний двигателя в составе ступени РН в США. Весной 1999 г. завершена сертификация двигателя для использования в составе РН "Атлас 3". Летом 2001г была завершена сертификация двигателя для использования в составе РН "Атлас 5".
Двигатель выполнен по замкнутой схеме с дожиганием окислительного генераторного газа после турбины.
Компоненты топлива: окислитель - жидкий кислород, горючее - керосин.
Двигатель состоит из двух камер, турбонасосного агрегата (ТНА), бустерного насосного агрегата горючего (БНАГ), бустерного насосного агрегата окислителя (БНАО), газогенератора, блока управления автоматикой, блока баллонов, системы приводов автоматики (СПА), системы рулевых приводов (СРП), регулятора расхода горючего в газогенераторе, дросселя окислителя, дросселя горючего, пуско-отсечных клапанов окислителя и горючего, двух ампул с пусковым горючим, пускового бачка, рамы двигателя, донного экрана, датчиков системы аварийной защиты, теплообменника для подогрева гелия на наддув бака окислителя.
При создании двигателя РД-180 в связи с уменьшением вдвое расхода компонентов топлива по сравнению с прототипом РД-170 необходимо было перепроектировать ТHA и ряд агрегатов автоматики. По первоначальной оценке унификация двигателей РД-180 и РД-170 составляла 70…75 %. Однако в процессе отработки двигателя РД-180 по техническому заданию "Локхид Мартин" были найдены более совершенные, нежели примененные в двигателе РД-170 , конструкторские решения по ряду агрегатов, в том числе изменена конструкция направляющего аппарата насосов, улучшены условия работы подшипников ТНА, увеличен к.п.д. агрегатов подачи, разработан новый подбаковый разделительный клапан. Кроме того, фланцевая конструкция газогенератора заменена сварной, а схема двигателя упрощена. В связи с этими работами степень унификации двигателей РД-180 и РД-170 существенно снизилась. По существу, двигатель РД-180 является новой разработкой с использованием в качестве базового варианта двигателя РД-170 .
|
Таблица 1. Технические параметры двигателя
|
Рис.1. Двигатель РД-180 (изображение увеличивается) |
||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
Двигатель содержит содержит две камеры сгорания 1, турбонасосный агрегат 2, состоящий из турбины 3, двухступенчатого насоса горючего 4 и одноступенчатого насоса окислителя 5, газогенератор 6, бустерный насос горючего 7, приводом которого является гидравлическая турбина 8, и бустерный насос окислителя 9, приводом которого является газовая турбина 10.
Бустерный насос окислителя (БНАО) 9 через трубопровод 11 соединен со входом насоса окислителя 5, выход которого через пускоотсечной клапан 12 соединен с коллекторной полостью 13 смесительной головки 14 газогенератора 6. На входе БНАО установлен фильтр окислителя.
Бустерный насос горючего (БНАГ) 7 через трубопровод 15 соединен со входом первой ступени 16 насоса горючего 4. Первая ступень насоса горючего 16 соединена со входом второй ступени 17 насоса горючего и через трубопровод 18, в котором установлен дроссель 19 с электроприводом 20, соединена с коллектором 21 камеры сгорания 1, из которого горючее распределяется по каналам 22 регенеративного охлаждения камеры сгорания 1. На входе БНАГ установлен фильтр горючего.
Каналы 22 регенеративного охлаждения сопла 23 через коллектор 24 соединены с пускоотсечным клапаном 25. Выход этого клапана соединен с коллектором 26, размещенным на цилиндрической части камеры сгорания. Выход коллектора 26 через регенеративные каналы 27 охлаждения цилиндрической части камеры сгорания соединен с полостью горючего 28 смесительной головки 29 камеры сгорания 1.
Вторая ступень 17 насоса горючего 4 (через который проходит 20% от общего расхода горючего) через трубопровод 30 соединена с основным входом 31 регулятора тяги 32, управляемого электроприводом 33 и имеющим на входе обратный клапан 34. Выход 35 регулятора тяги 32 соединен с 36, заполненной пусковым горючим триэтилалюминием Аl(С 2 Н 5) з. Выходы из этих ампул через пускоотсечные клапаны 37 соединены с полостью горючего 38 смесительной головки 39 газогенератора 6. Выход газогенераторов 40 соединен с турбиной 3, выход которой через трубопроводы 41 соединен с полостью 42 смесительных головок 29 камер сгорания 1.
Кроме того, выход из турбины 3 через трубопровод 43, в котором установлен теплообменник 44 и клапан давления 45, соединен с коллектором турбины 46 привода бустерного насоса 9 окислителя.
Пневмогидравлическая схема ЖРД содержит также систему запуска, которая включает 47 с разделительной мембраной 48, патрубок 49 подвода газа высокого давления и выходной патрубок 50. Выходной патрубок 50 пускового бачка 47 через заправочный клапан 51 соединен с трубопроводом 15 подвода горючего от бустерного насоса горючего 7. Кроме того, выходной патрубок 50 с одной стороны через трубопровод 52, в котором установлен обратный клапан 53, соединен со вторым входом 54 регулятора тяги 32, через который осуществляется запуск двигателя, а с другой стороны - через обратный клапан 55 - соединен с 56, заполненной пусковым горючим триэтилалюминием Аl(С 2 Н 5) з, выход которой через клапан 57 соединен с магистралью 58 подвода пускового горючего к форсункам зажигания 59 камеры сгорания. В магистрали 58 установлен жиклер 60, обеспечивающий дозированную подачу пускового горючего к форсункам зажигания.
Для уменьшения импульса последействия пускоотсечные клапаны горючего установлены между охлаждающими трактами сопла и камеры сгорания (клапаны 25), а также перед коллектором второго и третьего поясов завес.
Пневмоклапаны приводятся в действие гелием от блока баллонов высокого давления с помощью электроклапанов.
Работа двигателя
Запуск двигателя происходит по схеме "самозапуска". Предварительно приводы 20 и 33 устанавливаются в положения, обеспечивающие начальную установку
регулятора тяги 32 и дросселя 19. Затем открывают подбаковые клапаны ракеты (на схеме не показаны) и под воздействием гидростатического напора и давления
наддува компоненты топлива заполняют полости насосов окислителя и горючего до пускоотсечных клапанов 12 и 25 и обратного клапана 34 регулятора тяги 32
соответственно. Заполнение полостей двигателя горючим производится до пусковых ампул 36 и 56 через заправочной клапан 51, обратные клапаны 53 и 55.
47 также заполняется основным горючим. Такое состояние считается исходным для запуска двигателя.
При запуске двигателя производится наддув 47 и вытеснение из него горючего, давление которого прорывает мембраны (не показаны) пусковых ампул 36 и 56. Одновременно производится открытие пускоотсечных клапанов 12 и 37 и 25 соответственно. В результате пусковое горючее из 36 и 56 под действием давления, создаваемого пусковым бачком, поступает в газогенератор (через открытый клапан 37) и камеры (через обратные клапаны 57). Пусковое горючее, поступающее в газогенератор, воспламеняется с кислородом, также поступающим в газогенератор за счет предпускового наддува баков ракеты и гидростатического напора в них. Горючее, пройдя по охлаждаемому тракту камер сгорания, через фиксированное время поступает в смесительные головки камер сгорания 1. В течение этого времени задержки, в газогенераторе успевает начаться процесс горения и вырабатываемый генераторный газ раскручивает турбину 3 ТНА 2. После турбины окислительный газ поступает по двум охлаждаемым газоводам 41 в смесительные головки 29 двух камер сгорания, где воспламеняется с пусковым горючим, поступающим из форсунок зажигания 59 и впоследствии дожигается с поступающим в камеры горючим. Время поступления обоих компонентов в камеры сгорания подобрано так, что ТНА 2 успевает выйти на рабочий режим, пока в камерах 1 еще не установилось противодавление.
По мере роста давления за насосом горючего 17 пусковой бачок 47 автоматически выключается из работы посредством закрытия обратных клапанов 53 и 55, а питание горючим газогенератора 6 переключается на насос 17 за счет программного открытия дросселя регулятора тяги 32.
Часть окислительного газа с выхода турбины отбирается на привод двухступенчатой газовой турбины 10 бустерного преднасоса 9. Этот газ, проходя через теплообменник 44, нагревает газ, идущий на наддув баков ракеты. После турбины 10 газ сбрасывается в выходной коллектор 11, где он смешивается с основным потоком окислителя и конденсируется. Использование газа, отбираемого с выхода турбины ТНА, в качестве рабочего тела привода турбины бустерного насоса окислителя позволяет уменьшить температуру в газогенераторе и соответственно снизить мощность турбины ТНА.
Часть горючего с выхода насоса 4 поступает на привод одноступенчатой гидравлической турбины 8 бустерного насоса горючего 7.
Небольшая часть жидкого кислорода отбирается из коллекторов газогенераторов и поступает в охлаждающий тракт корпуса турбины и газоводов.
На всем этапе запуска двигателя производится программное управление открытием дросселя регулятора тяги 32 и дросселя горючего 19 из положений начальной установки в положения, соответствующие номинальному режиму двигателя с помощью соответствующих приводов 33 и 20.
Таким образом осуществляется плавный запуск двигателя с выходом на основной режим через 3 секунды.
Перед выключением двигатели переводятся на режим конечной ступени, составляющий 50% от номинального.
Рис.2.3. Упрощенная циклограмма работы двигателя РД-180 в составе РН "Атлас 3" и "Атлас 5"
(см. также ; изображение увеличивается)
Камера представляет собой паяно-сварной неразъемный узел и состоит из смесительной головки, камеры сгорания и сопла. Крепление камеры к газовому тракту осуществляется при помощи фланцевого соединения.
Таблица 2. Технические параметры камеры
 |
Рис.4. Схема подвода горючего в охлаждающий тракт камеры :
|
Корпус камеры состоит из камеры сгорания и сопла. Корпус камеры включает в себя наружнюю силовую оболочку 11 и внутреннюю огневую стенку 13 с фрезерованными каналами, образующими тракт наружного регенеративного охлаждения камеры, имеющий три входа охладителя. Первый вход сообщен с трактом охлаждения критического сечения сопла, второй вход сообщен с трактом охлаждения выходной части сопла, а третий - с трактом охлаждения камеры сгорания. При этом первый выход сообщен с третьим входом, а первый вход, второй вход и подвод к двум нижним поясам щелевых завес объединены общим патрубком, разветвленным и размещенным снаружи камеры.
Внутреннее охлаждение обеспечивается тремя поясами щелевых завес в докритической части камеры сгорания. Через них на стенку подается около 2% горючего в виде пленок, испаряющихся и защищающих ее от тепловых потоков, которые в критическом сечении сопла достигают величин порядка 50 МВт/м 2 .
Cредства воспламенения выполнены из четырех равнорасположенных по окружности струйных форсунок 6, установленных за передним (огневым) днищем 3 в силовом корпусе камеры 11. Оси расходных отверстий струйных форсунок расположены под острым углом к выходу из силового корпуса и отклонены по кругу в поперечной плоскости от продольной оси силового корпуса в одинаковом направлении, причем ось расходного отверстия каждой струйной форсунки является скрещивающейся по отношению к осям расходных отверстий соседних с ней форсунок. Форсунки гидравлически объединены общим коллектором.
Все форсунки - двухкомпонентные с осевым подводом окислительного газа и тангенциальным подводом горючего. Форсунки, расположенные около огневой (внутренней) стенки камеры, выполнены с увеличенным гидросопротивлением по линии горючего по сравнению с другими форсунками за счет уменьшения диаметров отверстий подвода горючего, т.е. обеспечивающими уменьшенный расход горючего по сравнению с другими форсунками.
Для подавления пульсаций давления начальная зона смесеобразования и горения, в которой, как правило, зарождаются высокочастотные колебания, разделена на семь примерно одинаковых объемов с помощью антипульсационных перегородок, состоящих из выступающих за огневое днище форсунок, которые неплотно прилегают друг к другу по своим цилиндрическим образующим. Благодаря этому резко повышаются собственные частоты колебаний в объемах между перегородками, смещаясь далеко от резонансных частот конструкции камеры сгорания. Кроме того, выступающие форсунки растягивают зону горения, что также уменьшает возможность возникновения высокочастотных явлений. Зазоры между неплотно прилегающими друг к другу выступающими форсунками оказывают дополнительное демпфирующее влияние.
Выступающая за огневое днище часть форсунки охлаждается горючим, проходящим по спиральным каналам (шнековому завихрителю) 6 внутренней втулки.
Остальные форсунки заглублены в огневое днище (их выходные полости 4 выходят в конические расточки 5 в огневом днище 7) и выполнены с
различным гидросопротивлением при подводе горючего с разделением по массовому расходу горючего на три группы с возможностью обеспечения
разницы расходов горючего между каждой группой от 3% до 10% на номинальном режиме. При этом форсунки (кроме расположенных около огневой
стенки камеры) закреплены в огневом днище и среднем днище так, чтобы между собой соседствовали форсунки из различных групп
путем циклического последовательного спирального повторения расположения форсунок с первой до последней группы.
Введение форсунок с разным расходом необходимо для того, чтобы снизить эффекты высокочастотных колебаний на рабочих режимах двигателя.
Рис.6.2 Расположение форсунок на смесительной головке (изображения увеличиваются) ,
Каждая из двух камер снабжена узлом качания. Сила тяги передается от камеры на силовую раму через карданный подвес. Подвод сработавшего на турбине генераторного газа в КС осуществляется через 12-слойный составной сильфон, размещенный внутри карданного подвеса. Сильфон бронирован специальными кольцами и охлаждается небольшим количеством холодного кислорода, протекающего между внутренней поверхностью сильфона и тонкой внутренней стенкой.
Рис.7. Внешний вид узла качания
 Рис.8. Схема узла качания |
Узел качания состоит из опорных колец 9 и 10, которые соответственно герметично соединены с камерой сгорания и газоводом (выходом из турбины),
в которых находятся расходные элементы наружного проточного охлаждения 11 и 12, показанные также на виде А
.
Сильфон 13 расположен внутри карданного кольца 14. Карданное кольцо 14 через шарниры 15, образующие две поворотные оси,
соединено силовыми кронштейнами 16 и 17 с опорными кольцами 9 и 10.
Внутри сильфона 13 имеются две оболочки 18 и 19, каждая из которых представляет собой тело вращения и консольно прикреплена соответственно к одному из упомянутых опорных колец, причем свободный конец оболочки 18 выполнен в виде ниппеля со сферическим концом 20 и установлен с зазором а в оболочке 19. Центр сферы ниппеля со сферическим концом 20 расположен на оси качания камеры. Величина указанного зазора выбрана такой, чтобы обеспечить расход охлаждающего рабочего тела (окислителя), необходимый для надежного охлаждения сильфона 13. |
Сильфон 13 выполнен многослойным и снабжен защитными кольцами 21, вставленными между гофрами 22 сильфона 13. Снаружи защитных колец 21 установлен плотно прилегающий к ним кожух 23, выполненный из слоев цилиндрических спиралей 24, соединенных концами с опорными кольцами 9 и 10 сильфонного узла. Смежные слои спиралей прилегают друг к другу, а их витки навиты в противоположных направлениях.
Установка металлического силового кожуха в виде металлической цилиндрической спирали снаружи защитных колец 21 сильфона 13 повышает его прочностные свойства и в то же время ограничивает самопроизвольный изгиб сильфона 13 при повороте камеры двигателя на сравнительно большие углы (10-12°), тем самым повышая его устойчивость.
Турбонасосный агрегат выполнен по одновальной схеме и состоит из осевой одноступенчатой реактивной турбины, одноступенчатого шнекоцентробежного насоса окислителя и двухступенчатого шнекоцентробежного насоса горючего (вторая ступень используется для подачи части горючего в газогенераторы).
 |
| Рис.10.2. Конфигурация ротора ТНА |
 |
| Рис.10.3. Схема ротора ТНА в разрезе |
На основном валу с турбиной находится насос окислителя, соосно с которым на другом валу расположены две ступени насоса горючего. Валы насосов окислителя и горючего соединены зубчатой рессорой для разгрузки вала от температурных деформаций, возникающих вследствии большой разницы температур рабрчих тел насосов, а также для предотвращения замерзания горючго.
Для защиты радиально-упорных подшипников валов от чрезмерных нагрузок применены эффективные авторазгрузочные устройства.
Турбина - осевая одноступенчатая реактивная.
Для предотвращения возгорания из-за поломок элементов конструкции или трения вращающихся деталей о неподвижные (вследствие выборки зазоров от деформаций или наклепа на сопрягаемых поверхностях от вибрации) зазор между лопатками соплового аппарата и ротора сделан относительно большим, а кромок лопаток - относительно толстыми.
Чтобы исключить возгорание и разрушение деталей газового тракта турбины, в конструкции применены никелевые сплавы, включая жаропрочные для горячих газовых магистралей. Статор и выхлопной тракт турбины принудительно охлаждаются холодным кислородом. В местах малых радиальных или торцевых зазоров используются разного рода теплозащитные покрытия (никелевые для лопаток ротора и статора, металлокерамического для ротора), а также серебряные или бронзовые элементы, исключающие возгорание даже при возможном касании вращающихся и неподвижных деталей турбонасосного агрегата.
Для уменьшения размеров и массы посторонних частиц, могущих привести к возгоранию в газовом тракте турбины, на входе в двигатель установлен фильтр с ячейкой 0.16х0.16 мм.
Высокое давление жидкого кислорода и, как следствие, повышенная орпсность возгорания обусловили конструктивные особенности насоса окислителя.
Так, вместо плавающих уплотнительных колец на буртах крыльчатки (обычно используемых на менее мощных ТНА) применены неподвижные щелевые уплотнения с серебряной накладкой, поскольку процесс "всплывания" колец сопровождается трением в местах контакта крыльчатки с корпусом и может привести к возгоранию насоса.
Шнек, крыльчатка и торовый отвод нуждаются в особенно тщательном профилировании, а ротор в целом - в особых мерах по обеспечению динамической сбалансированности в процессе работы. В противонм случае вследствие больших пульсаций и вибраций происходят разрушения трубопроводов, возгорания в стыках вследствие взаимного перемещения деталей, трения и наклепа.
Для предотвращения возгорания из-за поломок элементов конструкции (шнека, крыльчатки и лопаток направляющего аппарата) в условиях динамического нагружения с последующим возгоранием из-за затирания обломков использованы такие средства, как повышение конструктивного совершенства и прочности за счет геометрии, материалов и чистоты отработки, а также введение новых технологий: изостатическое прессирования литых заготовок, применение гранульной технологии и другие виды.
Рис.11. Крыльчатка насоса окислителя, выполненная из гранул
никелевого сплава ЭП741НП с механически необрабатываемым
гидродинамическим трактом.
Бустерный насос окислителя состоит из высоконапорного шнека и двухступенчатой газовой турбины, привод которой осуществляется окислительным газом, отбираемом после основной турбины с последующим перепуском его на вход в основной насос.
 Рис.12. Упрощенная схема бустерного насосного агрегата окислителя (изображение увеличивается). |
Составной корпус, состоящий из соединенных фланцевым соединением корпусов 1 и 2, имеет закрепленную на силовых ребрах 3 втулку 4, внутренняя полость которой закрыта обтекателем 5. Внутри втулки 4 размещен шарикоподшипник 6, посаженный на рабочем колесе насоса, выполненным в виде шнека 7. Обтекателем 5 поджат вкладыш 8, установленный во втулке 4. Во вкладыше 8 имеются отверстия 9, сообщающие полость вкладыша 8 с каналом 10 высокого давления.
Корпус 2 содержит обтекатель 11, закрепленный в нем с помощью спрямляющих лопастей 12. В этом обтекателе установлен шарикоподшипник 13, закрепленный с помощью гайки 14 на шнеке 7. Шнек имеет лопасти 15. По этим лопастям шнек вставлен в рабочее колесо турбины 16 (которая фактически состоит из двух ступеней, а не из одной, как изображено на упрощенной схеме) и сварен с ним, т.е. рабочее колесо турбины закреплено на перефирийной части рабочего колеса насоса. Рабочее колесо турбины имеет профилированные лопатки 17, межлопаточный пространства которых сообщены соплами в сопловом аппарате с входным коллектором. Подвод продуктов сгорания с избытком кислорода производится через входной патрубок 18. Выходная полость турбины, выполненная в корпусе 2 в виде кольцевой цилиндрической полости, сообщается каналами 19 с коническим кольцевым патрубком 20, который отверстиями 21 сообщается с цилиндрическим выходом 22. |
При работе БНАО на вход насоса подается жидкий кислород (показано стрелкой), а продукты сгорания с избытком кислорода, отбираемые из газовода после турбины основного ТНА (см. ПГС на рис. 2), подаются на вход турбины (показано стрелкой). Продукты сгорания далее попадают на профилированные лопатки 17 турбины, обеспечивая подачу жидкого кислорода шнеком 7. За турбиной продукты сгорания через отверстия 19 попадают в полость патрубка 20, а затем через отверстия 21 на выход насоса, где происходит их смешивание с жидким кислородом и конденсация. Для решения проблемы возникновения низкочастотных пульсации при конденсации газа применено дроблении потока, сбрасывающего газ.
Разгрузка шнека 7 от действий осевых сил обеспечивается подачей жидкого кислорода высокого давления (см. рис. 2.2) через канал высокого давления 10 в полость высокого давления авторазгрузочного устройства. В месте малого зазора между рабочим колесом и корпусом в полости высокого давления авторазгрузочного устройства используется серебряная накладка, предтаращающая возгорание при возможном касании.
В магистрали подвода продуктов сгорания к турбине БНАО установлен клапан "горячего газа" (45 на рис.2.1), работающий в условиях кислородного генераторного газа с высокой температурой и при высоком давлении.
Бустерный насос горючего состоит из высоконапорного шнека и одноступенчатой гидравлической турбины, работающей на керосине, отбираемом после основного насоса.
Конструктивно бустерный насос горючего аналогичен бустерному насосу окислителя со следующими отличиями:
- одноступенчатая гидротурбина работает на горючем, отбираемым с выхода насоса горючего основного ТНА;
- отвод горючего высокого давления для разгрузки шнека от действий осевых производится из входного коллектора гитротурбины БНАГ.
Однозонный газогенератор, вырабатывающий газ с избытком окислителя для привода турбины, состоит из корпуса паяно-сварной конструкции со сферообразной внешней оболочкой и жестко связанным с ней выходным патрубоком, цилиндрической огневой камерой диаметром 300 мм и смесительной головки, оснащеной двухкомпонентными и двухкаскадными по окислителю форсунками, конструкция которых выполнена с зоной горения и зоной балластировки газа внутри форсунок. Фактически каждая форсунка образует вместе с каналом толстостенного огневого днища, в котором она расположена, индивидуальный двухзонный газогенератор. В результате обеспечивается равномерность температурного поля по поперечному сечению общего газового потока, формируемого такими форсунками, при высокой расходонапряженности.
Рис.13. Схема газогенератора , (изображение увеличивается):
1 - сферообразная силовая оболочка; 2 - выходной патрубок; 3 - крышка; 4 - втулка; 5 - огневое днище; 6 - сквозные камеры в огневом днище;
7 - полость окислителя; 8 - проставка (внешняя стенка огневой камеры); 9 - кольцевая полость; 10 - оболочка (внутренняя стенка) огневой камеры;
11 - огневая камера; 12 - смесительный модуль (форсунка); 13 - корпус смесительного модуля; 14 - канал горючего; 15 - кольцевой канал
окислителя; 16 - смесительная камера; 17 - патрубок подвода горючего; 18 - полость горючего; 19 - патрубок подвода окислителя;
20 - окна во втулке 4; 21 - тангенциальные отверстия подвода окислителя; 22 - пазы на наружной поверхности корпуса форсунки;
23 - калиброванные каналы подвода горючего; 25 - тангенциальные отверстия подвода горючего; 26 - конические расточки;
27 - полость охлаждения; 28 - каналы, образующие полость охлаждения; 29 - отверстия подвода окислителя в полость охлаждения;
30 - кольцевая щель выхода окислителя из полости охлаждения.
При работе газогенератора горючее из патрубка 17 заполняет полость 18 и подается через калиброванные каналы 23 и тангенциальные отверстия 25 в каналы 14 и далее в смесительные камеры 16. Окислитель через патрубок 19 подвается в кольцевую полость 9, через окна 20 заполняет полость 7. Часть окислителя через тангенциальные отвертия 21 попадает в смесительную камеру 16, где, смешиваясь с горючим, вызывает его возгорание. Через пазы 22 окислитель также подается в камеру 6, обеспечивая смешивание высокотемпературных продуктов сгорания. Далее в огневой камере 11 происходит охлаждение высокотемпературных продуктов сгорания с одновременным испарением жидкого и нагревом газообразного окислителя. На выходе из газогенератора к продуктам газогенерации подмешивается окислитель, подаваемый через кольцевую щель 30.
Газогенератор обеспечивает на выходе окислительный газ в широком диапазоне температур (от 190 до 600°С), что позволяет регулировать тягу двигателя от 40 до 105% номинала.
В отличие от прототипа (РД-170), в котором соединение корпуса и смесительной головки осуществляется при помощи разъемного фланца, в РД-180 применено сварное соединения корпуса и смесительной головки. Однако на этапе отработки широко применялись серийные агрегаты от РД-171, что можно увидеть на некоторых опубликованных фотографиях .
Для обеспечения приемлемого уровеня температурных напряжений в несущих корпусных деталях, газоводы между газогенераторами, турбиной и камерами охлаждаются кислородом.
Для предотвращения возгорания в газоводах, узлах качания смесительной головки камеры, клапане окислителя установлены повышенные (по сравнению с менее мощными двигателями) требования чистоты газовых трактов и недопущение наличия органических веществ.
 |
 |
Ампула содержит корпус 1 с входным 2 и выходным 3 патрубками мембранных узлов 4 и 5, установленных внутри корпуса 1, и средство для заправки корпуса пусковым горючим 6. Каждый мембранный узел 4, 5 содержит поршень 7, который может быть выполнен за одно целое с мембраной 8 или в котором мембрана 8 герметично соединена с его наружной поверхностью. Поршень 7 установлен в направляющей 9 корпуса по скользящей посадке.
Периферийный участок мембраны 8 герметично заварен с корпусом 1 под направляющей 9. Поршень 7 подсоединен к хвостовику 10, который может быть выполнен цилиндрическим или какой-либо иной формы и размещен во втулке 11. Втулка 11 на кронштейнах 12 прикреплена к корпусу 1 ампулы. Втулка 11 имеет пружинный фиксатор 13, например выполненный в виде пружинящего кольца, а хвостовик 10 выполнен с кольцевой канавкой 14. При срабатывании мембранного узла пружинный фиксатор 13 ограничивает перемещение хвостовика 10. Хвостовик 10 выполнен с отверстиями 15 для стравливания газа из застойной зоны при заправке ампулы. Мембрана 8 со стороны входа 2 выполнена тонкой в форме кольцевой перемычки 16, разрываемой при взаимодействии с рабочей средой на диаметре D. Размер D несколько меньше диаметра поршня 7. В месте соединения мембраны 8 с поршнем 7 она выполнена с меньшей толщиной для того, чтобы исключить задиры при движении поршня 7 в направляющей 9 корпуса 1. |
|
Рис.14. Схема ампулы с пусковым горючим
(изображение увеличивается). |
||
В конструкцию введено средство для заправки корпуса пусковым горючим 6, которое установлено в перегородке 17 корпуса 1 и состоит из двух заглушек - заправочной заглушки 18 и сливной заглушки 19, которые установлены соответственно в заправочном 20 и сливном 21 каналах. Каждая из заглушек имеет резьбовую пробку 22, герметизирующую пробку 23, уплотнительную прокладку 24 и гайку 25. Резьбовая пробка 22 имеет расходное отверстие 26.
Заправка ампулы пусковым горючим осуществляется следующим образом. На собранной ампуле до установки гаек 25 и герметизирующих пробок 23 не до конца ввертывают резьбовые пробки 22, таким образом, чтобы обеспечивалось открытие проходного сечения заправочного 20 и сливного 21 каналов через отверстие 26. Производят заправку пусковым топливом, подавая его через заправочный канал 20 во внутреннюю полость корпуса 1 между мембранными узлами 4 и 5, а затем через сливной канал на слив. После окончания заправки ампулы ввертывают до упора резьбовые пробки 22, после чего сливают пусковое горючее перед резьбовой пробкой 22 заправочной заглушки 18 и после резьбовой пробки 22 сливной заглушки 19. После этого устанавливают герметизирующие пробки 23, уплотнительные прокладки 24 и гайки 25. После этого ампула готова к установке на ракетный двигатель. Во внутренней полости ампулы в корпусе 1 между мембранами 8 образуется газовая подушка в результате сборки и заправки ампулы. Наличие газовой подушки способствует обеспечению надежности ампулы при хранении и эффективному движению с ускорением поршня 8 при подаче давления среды на вход ампулы.
Устройство работает следующим образом. При воздействии компонента высокого давления со стороны входа на мембранный узел 4 происходит деформация мембраны 8, а потом и разрушение по окружности D. При неравномерном разрушении мембраны 8, с появлением негерметичности, давление перед поршнем 7 не падает, благодаря работе дросселирующей щели, образованной направляющей корпуса 9 и поршнем 7, поршень 7 продолжает двигаться, а после полного разрушения мембраны 8 он разгоняется. Движение поршня 7 с ускорением обеспечивается в связи с наличием усилия от перепада давлений, действующих на площадь поверхности, определяемую диаметром D.
Длина "А", на которой поршень двигается с ускорением и зазор между поршнем 7 и направляющей 9 выбраны такими, чтобы обеспечить гарантированное срезание мембраны 8 по всему периметру, требуемую задержку раскрытия проходного сечения магистрали после среза мембраны 8, разгон поршня 7, необходимый для срабатывания пружинного фиксатора 13. Размеры перемычек мембран 8 определяется исхода из заданного давления, обеспечивающего разрушение перемычки.
Далее, перемещающийся хвостовик 10 вдоль по потоку фиксируется с помощью пружинного фиксатора 13, при этом гидравлические характеристики открытого мембранного узла 4 воспроизводятся с высокой точностью, так как в потоке компонента отсутствуют элементы конструкции с неопределенным положением.
После открытия мембранного узла 4 за счет возросшего давления пускового горючего аналогичным образом открывается мембранный узел 5.
Пусковой бачок предназначен для создания давления, требуемого для прорыва мембран ампул с пусковым горючим.
Рис.15. Схема пускового бачка
Пусковой бачок содержит силовую оболочку 1, выполненную в форме полусферы, и трубчатый фланец 2, сопряженный на своем торце с торцом силовой оболочки 1. Трубчатый фланец 2 расположен вдоль продольной оси упомянутой полусферы силовой оболочки 1 и на его внутренней поверхности выполнена кольцевая канавка 3. Штуцер 4 для заправки и выдачи жидкости установлен в силовой оболочке 1. Прижимное кольцо 5 расположено соосно продольной оси силовой оболочки 1. Эластичная диафрагма 6 закреплена между трубчатым фланцем 2 и прижимным кольцом 5 и выполнена в форме полусферы, сопряженной с цилиндром, на наружной поверхности в основании которого выполнен концевой выступ 7, размещенный в кольцевой канавке 3 трубчатого фланца 2. Наружная поверхность прижимного кольца 5 и внутренняя поверхность трубчатого фланца 2 в месте размещения концевого выступа 7 в кольцевой канавке 3 выполнены цилиндрическими. Устройство имеет днище 8, выполненное в форме части сферы, с возможностью воздействия его торца на торец прижимного кольца 5 и герметичного соединения с трубчатым фланцем 2 силовой оболочки 1. Штуцер 9 для подвода управляющего газа установлен в днище 8. В конструкцию введено тонкостенное кольцо 10, на котором выполнен бурт 11 и которое установлено между прижимным кольцом 5 и эластичной диафрагмой 6 в месте расположения ее кольцевого выступа 7.
Рассекатель 16 выполнен в виде пластины, перфорированной отверстиями 21, края которой прикреплены к внутренней поверхности днища 8 в полости 14, соединенной со штуцером 9 для подвода управляющего газа. Рассекатель 16 с отверстиями 21 служит для равномерного воздействия потока газа на эластичную диафрагму 6.
Работает устройство следующим образом (см. также раздел ). Через штуцер 4 происходит заполнение бачка основным горючим, при этом происходит перекладка эластичной диафрагмы 6 на днище 8. Затем подается управляющий газ через штуцер 9, под действием которого диафрагма 6 перекладывается в исходное положение, вытесняя основное горючее через штуцер 4.
Благодаря принятой конструкции узла крепления концевого участка эластичной диафрагмы при высоком давлении обеспечивается герметичность при многоразовых перекладках (более 450), и обеспечивается возможность перегиба эластичной оболочки практически без ее растяжения.
 |
 |
Контейнер предназначен для транспортирования двигателя, при этом контейнер включает раму, закрепленную на ней поперечную силовую стойку и установленные на ней узлы крепления с транспортируемым ракетным двигателем, который в контейнере закреплен консольно на поперечной силовой стойке. Поперечная силовая стойка выполнена в виде транспортировочного кольца, причем контейнер снабжен средством установки и фиксации этого кольца на раме в вертикальном или отклоненном от вертикали на угол не более 10° положении, а закрепление этого кольца на раме осуществлено с помощью талрепов, причем рама и транспортировочное кольцо снабжены элементами крепления к концевым участкам талрепов.
Габаритные размеры контейнера 4.6 х 3.67 х 3.0 м, вес с двигателем около 9 тонн. |
 |
||
| Рис.16. Транспортировочный контейнер (изображение увеличивается). | ||
- Каторгин Б. И. Перспективы создания мощных жидкостных ракетных двигателей
- George P. Sutton "History of Liquid Propellant Rocket Engines"
- Проспект НПО "Энергомаш"
- Описание изобретения к патенту Российской Федерации RU 2159351. Газогенератор (US Patent 6244040 . Видеофильм (размер 46 Мб, длительность 6 мин. 52 с.)
- Описание изобретения к патенту Российской Федерации RU 2106534. Бустерный турбонасосный агрегат.
- Описание изобретения к патенту Российской Федерации RU 2159353. Ампула с пусковым горючим для зажигания компонентов топлива ЖРД.
- Описание изобретения к патенту Российской Федерации RU 2158699. Бак для хранения и вытеснения жидкости.
Одна из самых важных частей двигателя - турбонасосный агрегат для подачи в камеру сгорания кислорода и керосина.
Вал с турбиной, шнекоцентробежным колесом насоса окислителя, подшипниками и импеллерными уплотнениями.
Подробнее http://www.lpre.de/energomash/RD-170/index.htm
В 50-х годах советские и американские специалисты практически независимо друг от друга нашли выход из тупика. (Кстати, именно после этого наступила эра космических ракет.) Оболочку сопла изготовили из двух слоев, между которыми протекала охлаждающая жидкость: внутренняя тонкая стенка хорошо передавала ей тепло раскаленных газов, внешняя толстая - воспринимала силовые нагрузки. За кажущейся простотой стояла титаническая работа технологов, не так-то просто соединить три компонента в единое целое...
РД-170 на стенде.
К нашему времени изготовление двухслойных корпусов было доведено до совершенства, и чтобы увеличить мощность двигателя, требовалось принципиально новое. Оно-то и воплотилось в РД-170. В нем искусственно создаются условия, при которых область максимальных температур находится по оси камеры сгорания, а на ее периферии - гораздо «прохладней». Достигается же последнее за счет изменения оптимального соотношения горючего (керосина) и окислителя (кислорода).
Избыточный керосин впрыскивают в периферийную область через дополнительные форсунки. Кроме того, часть керосина, который играл роль охлаждающей жидкости, просачивается по капиллярным отверстиям на внутренней стороне сопла. То есть пожар, бушующий вблизи стенок, частично тушится... горючим! Это и позволило повысить температуру в сердцевине камеры, а следовательно, и мощность двигателя.
Наращивается она благодаря и еще одной особенности. Дело в том, что не так-то просто добиться полного сгорания всей топливной смеси внутри камеры; часть ее, хоть и небольшая, обычно выносится из сопла. Потому «коктейль» из горючего и окислителя надо готовить очень быстро и качественно. Конструкторы перепробовали всевозможные типы смесителей и форсунок: струйные, щелевые, решетчатые, вихревые, центробежные... А в 60-х годах в РД-253 (он выводит в космос «Протоны») применили такое, от чего вздрогнул бы любой специалист по пожарной безопасности: самовоспламеняющиеся компоненты смешивались прямо в трубопроводе, до камеры сгорания! Конечно, пришлось учесть массу тонкостей, но главное - двигатель успешно работал. Впрочем, на протяжении почти 30 лет повторять подобную схему никто не решался. До появления РД-170.
На рисунке видно - уже в турбонасосном агрегате смешиваются весь поступающий в него кислород и часть керосина. Конструкторы сделали пожар в трубопроводе расчетным режимом двигателя - за счет переизбытка кислорода температура смеси (и здесь ее состав не оптимален для горения) поднимается всего до 400° С. Однако что такое горячая смесь с переизбытком кислорода? Очень агрессивная среда, гибельная для любого металла. Стенки трубопровода, конечно, можно изготовить весьма толстыми, но на пути разъедающего потока - тонкий и гибкий сильфонный патрубок. Другим его не сделаешь - при управлении ракетой двигатель должен поворачиваться в двух плоскостях на 6 - 8 градусов. Тут уже постарались химики и создали для патрубка уникальный никелевый сплав (состав которого, естественно, засекречен), способный выдерживать агрессивную смесь с давлением в 270 - 300 атм.
В камере сгорания она соединяется с разогретым, прошедшим рубашку охлаждения керосином, и теперь уж пламя бушует вовсю: давление хоть и падает до 250 атм, но температура достигает 3500°С! При этом на стенках (мы уже знаем почему) она примерно на 2800°С ниже. Газ вырывается из сопла с удельным импульсом 330 с и создает тягу 800 т/с (при массе двигателя - около 11 т).
Многое в РД-170 вызвало восхищение у американских специалистов Но для НПО «Энергомаш» это уже пройденный этап. На столе генерального директора, доктора технических наук Бориса Каторгина уже лежат чертежи первого в мире трехкомпонентного (кислород, водород, керосин) ЖРД. Пока его назвали РД-701. Масса двигателя составит 1,8 т, а максимальную тягу он разовьет 200 т/с. Работать будет в двух режимах, потребляя после старта 6% водорода, 12,6% керосина и 81,4% кислорода, а при дальнейшем разгоне - вообще без керосина. Определено уже и применение нового двигателя - космические челноки, взлетающие с самолетов типа «Мрии».
http://epizodsspace.no-ip.org/bibl/tm/1993/6/rd-170.html
Ключевым моментом в международной деятельности НПО Энергомаш следует считать 1992 г., когда 26 октября было подписано «Соглашение по совместному маркетингу и лицензированию технологий» с компанией Пратт энд Уитни корпорации Юнайтед Текнолоджис Корпорейшен, в котором НПО Энергомаш назначил Юнайтед Текнолоджис Корпорейшен своим исключительным представителем по маркетингу в отношении производства, использования или продажи двигательных установок и лицензируемых технологий в США.
В соответствии с подписанным соглашением НПО Энергомаш и Пратт энд Уитни проводили активную и успешную маркетинговую деятельность. В январе 1994 г. в опубликованном отчете штаб-квартиры НАСА «Доступ в космос» впервые было официально упомянуто о возможности использования двигателей разработки НПО Энергомаш в качестве основных маршевых двигателей американских космических ракет-носителей. Таким двигателем мог стать двигатель РД-180, двухкамерная производная двигателя РД-170, используемого на первых ступенях ракет-носителей «Зенит» и «Энергия».
Кроме того, в рамках одного из контрактов 11-25 октября 1995 г. в Вест-Палм-Бич, штат Флорида на огневом стенде компании Пратт энд Уитни были успешно проведены три стендовых запуска ракетного двигателя РД-120 разработки НПО Энергомаш. В короткие сроки в США был выполнен большой комплекс работ по подготовке американской испытательной базы к огневым испытаниям российского серийного ЖРД. Успех этой программы послужил весомым доказательством реальной осуществимости плодотворного сотрудничества российских и американских специалистов.
В том же 1995 г. фирма Локхид Мартин объявила конкурс на двигатель для своей новой ракеты-носителя «Атлас IIAR». За право представлять новый двигатель РД-180 разработки НПО Энергомаш для «Атлас IIAR» на первом этапе конкурировали две американские фирмы - Пратт энд Уитни и Рокетдайн. В августе 1995 г. был сделан выбор в пользу Пратт энд Уитни. Непосредственно в конкурсе помимо проекта двигателя РД-180 участвовали двигатель НК-33 российского предприятия «Труд» им. Н.Д. Кузнецова из Самары и вариант двигателя МА-5 фирмы Рокетдайн. 12 января 1996 г. в Денвере, штат Колорадо, фирма Локхид Мартин объявила о выборе жидкостного ракетного двигателя РД-180 в качестве двигателя первой ступени РН «Атлас IIAR».
В очень короткие сроки в НПО Энергомаш был проведен большой объем работ по разработке двигателя, включая огневые испытания на стенде НПО Энергомаш. В 1998 г. в США были проведены четыре успешных демонстрационных огневых испытания двигателя РД-180 № 4А. В результате был разработан новый ракетный двигатель РД-180, который в марте 1999 г. был сертифицирован для использования в РН «Атлас III».
Большая работа была проделана службой ВЭД для получения государственной поддержки российско-американского проекта по разработке и продаже двигателя РД-180. Большую помощь в этом оказывало Министерство обороны РФ и Российское космическое агентство. При тесном взаимодействии с этими организациями в 1997 г. был подготовлен и подписан указ Президента РФ, разрешающий НПО Энергомаш продажу двигателя РД-180 на американском рынке и организацию параллельного производства этого двигателя в США в рамках совместного американо-российского предприятия.
27 января 1997 г. НПО Энергомаш и Пратт энд Уитни подписали Договор о создании общества с ограниченной ответственностью РД AM РОСС, ЛЛС. Совместное предприятие было создано для маркетинга, реализации и организации производственной базы в США для параллельного выпуска двигателей РД-180 и их модификаций.
16 мая 1997 г. было подписано пятистороннее Соглашение об использовании двигателей РД-180 производства НПО Энергомаш и о поддержке параллельного производства РД-180 в США, в котором Российское космическое агентство, НПО Энергомаш, Локхид Мартин, РД АМРОСС и Пратт энд Уитни оговорили взаимные обязательства в случае, если Локхид Мартин Астронаутикс победит на окончательном этапе конкурса EELV. В этом документе Локхид Мартин гарантировала закупку 101 коммерческого двигателя РД-180.
Особенность российско-американского проекта, в котором участвует НПО Энергомаш, состоит в том, что головной подрядчик - американская компания Локхид Мартин практически одновременно разработала две новых ракеты-носителя, одна из которых («Атлас III») предназначалась прежде всего для выведения на орбиту коммерческих полезных нагрузок, а другая («Атлас V») разрабатывалась по программе EELV (усовершенствованная одноразовая ракета-носитель) и должна стать основой целого семейства ракет-носителей среднего и тяжелого класса, используемых в космических запусках в интересах как правительства США, так и коммерческих заказчиков.
В настоящее время двигатель РД-180 сертифицирован и для использования в ракетах-носителях «Атлас V» (EELV) как среднего, так и тяжелого класса.
28 марта 1997 г. был подписан контракт на поставку ракетных двигателей РД-180 в США между НПО Энергомаш и РД АМРОСС, ЛЛС.
Первый товарный двигатель РД-180 был поставлен в США 2 января 1999 г. На начало сентября 2011 г. в США поставлено уже 55 товарных двигателя. Проведено шесть пусков РН «Атлас III» с двигателями РД-180 (первый - 24 мая 2000 г.). Все пуски прошли без замечаний к работе двигателей.
Среди основных полетов, осуществленных по заказу НАСА – запуски орбитального аппарата для исследования лунной поверхности и аппарата для исследования лунных кратеров (LRO/LCROSS), космического аппарата для исследования поверхности Марса, космического аппарата для разведки Плутона и его спутника Харона в рамках программы «Полет к Плутону – новые горизонты», «Обсерватории солнечной динамики» для получения качественно новых научных данных по исследованию Солнца. До конца 2011 года на РН «Атлас 5» планируется запуск «Марсианской научной лаборатории».
Все основные изобретения, используемые при разработке и производстве двигателя РД-180, защищены международными патентами. Получено 20 патентов США и 13 патентов Европейского патентного ведомства.
К началу работ над двигателями 11Д520 и 11Д521 НПО "Энергомаш" (прежние названия ОКБ-456 и КБ ЭМ) обладал опытом создания двигателей с высоким давлением в КС, построенных по замкнутой схеме и работавших на высококмпящих компонентах (AT и НДМГ).
В частности, для баллистических ракет были созданы двигатели 15Д119 (РД-263/264) тягой P з =1040 кН (106 т) и давлением в КС 20.6 МПа, и 15Д168 (РД-268) тягой P з =1147 кН (117 т) и с давлением в КС 22.6 МПа. В процессе работы над этими двигателями на заводе при КБ усовершенствовали технологию стального литья сложных силовых деталей (например, корпусов насосов и агрегатов автоматики, которые ранее изготавливаться из цветных металлов). Для исключения возникновения неустойчивости горения в камере ЖРД были внедрены пластмассовые антипульсационные перегородки, устанавливаемые на смесительную головку и способствовавшие затуханию пульсаций давления.
Определенный задел был обеспечен также разработкой двигателя 8Д420 (РД-270) тягой 640 т и давлением в КС 26.1 МПа, работающего по схеме "газ-газ". Среди прочего, для этого двигателя были разработаны специальные стояночные уплотнения ТНА для обеспечения многократности запуска, а для уменьшения массы и габаритов ТНА была разработана конструкция бустерных насосов с расположением лопаток турбины непосредственно на рабочем колесе-шнеке насосна.
Опыт проектирования и экспериментальных испытаний крупномасштабных двигателей и агрегатов, работающих при давлениях до 60 МПа, а также освоенные технологии изготовления таких агрегатов были использованы при работе над двигателями 11Д520 и 11Д521.
|
Двигатель выполнен по замкнутой схеме с дожиганием окислительного генераторного газа после турбины.
Двигатель состоит из четырех камер сгорания, турбонасосного агрегата (ТНА), бустерного насосного агрегата горючего (БНАГ), бустерного насосного агрегата окислителя (БНАО), двух газогенераторов, блока управления автоматикой, блока баллонов, системы приводов автоматики (СПА), системы рулевых приводов (СРП), регулятора расхода горючего в газогенераторе, двух дросселей окислителя, дросселя горючего, пуско-отсечных клапанов окислителя и горючего, четырех ампул с пусковым горючим, пускового бачка, рамы двигателя, донного экрана, датчиков системы аварийной защиты, двух теплообменников для подогрева гелия на наддув бака окислителя. Одна из основных конструктивных особенностей этого двигателя - наличие четырех камер, качающихся в двух плоскостях, и двух газогенераторов, работающих на одну турбину. Четыре камеры сгорания позволили иметь параметры камеры по тяге, близкие к освоенному диапазону: 185 т тяги при достигнутых в других разработках 150 т. Кроме того, наличие четырех камер и двух ГГ позволяет организлвать автономную отработку этих агрегатов. |
Рис.1. Двигатель РД-170 (без рулевых приводов; изображение увеличивается при нажатии) |
Турбонасосный агрегат располагается между камерами, и его ось параллельна оси камер. Такое решение позволяет оптимально разместить двигатель в ограниченных габаритах хвостового отсека РН.
Для обеспечения ремонтопригодности конструкции широко используются разъемные фланцевые соединения. Для обеспечения герметичности напряженных фланцев большого диаметра используются самоуплотняющиеся двухбарьерные уплотнения с металлическими прокладками.
При разработке двигателя было предусмотрено обеспечение возможности не менее двадцатикратного его использования в составе носителя, включая межполетные огневые проверки в составе блока. Гарантированные запасы работоспособности двигателей по ресурсу и количеству включений, сверх потребных в эксплуатации (перед последним использованием), должны составлять не менее 5, необходимых для одного полета.
В конце 80-х годов максимальное количество на одном экземпляре двигателя составило 21 испытание.
Таблица 1. Технические параметры двигателя
| Параметр | Значение | Единицы | |
| Тяга | |||
| у Земли | 740 000 | кг | |
| 7256 | кН | ||
| в пустоте | 806 000 | кг | |
| 7904 | кН | ||
| Пределы дросселирования тяги | 100-40 | % | |
| Удельный импульс тяги | |||
| в вакууме | 337 | с | |
| на уровне моря | 309 | с | |
| Давление в камере сгорания | 24.5 | МПа | |
| Расход компонентов топлива через двигатель | 2393 | кг/с | |
| Коэффициент соотношение компонентов | 2.63 | m(ок)/m(г) | |
| Регулирование соотношения компонентов | ±7 | % | |
| Время работы | 140-150 | с | |
| Масса двигателя | |||
| сухого | 9755 | кг | |
| залитого | 10750 | кг | |
| Габариты | |||
| высота | 4015 | мм | |
| диаметр в плоскости среза сопел | 3565 | мм | |
Двигатель содержит содержит камеру сгорания 1, турбонасосный агрегат 2, состоящий из турбины 3, двухступенчатого насоса горючего 4 и одноступенчатого насоса окислителя 5, два газогенератора 6, бустерный насос горючего 7, приводом которого является гидравлическая турбина 8, и бустерный насос окислителя 9, приводом которого является газовая турбина 10.
Бустерный насос окислителя (БНАО) 9 через трубопровод 11 соединен со входом насоса окислителя 5, выход которого через пускоотсечной клапан 12 соединен с коллекторной полостью 13 смесительной головки 14 газогенератора 6. На входе БНАО установлен фильтр окислителя.
Бустерный насос горючего (БНАГ) 7 через трубопровод 15 соединен со входом первой ступени 16 насоса горючего 4. Первая ступень насоса горючего 16 соединена со входом второй ступени 17 насоса горючего и через трубопровод 18, в котором установлен дроссель 19 с электроприводом 20, соединена с коллектором 21 камеры сгорания 1, из которого горючее распределяется по каналам 22 регенеративного охлаждения камеры сгорания 1. На входе БНАГ установлен фильтр горючего.
Каналы 22 регенеративного охлаждения сопла 23 через коллектор 24 соединены с пускоотсечным клапаном 25. Выход этого клапана соединен с коллектором 26, размещенным на цилиндрической части камеры сгорания. Выход коллектора 26 через регенеративные каналы 27 охлаждения цилиндрической части камеры сгорания соединен с полостью горючего 28 смесительной головки 29 камеры сгорания 1.
Вторая ступень 17 насоса горючего 4 (через который проходит 20% от общего расхода горючего) через трубопровод 30 соединена с основным входом 31 регулятора тяги 32, управляемого электроприводом 33 и имеющим на входе обратный клапан 34. Выход 35 регулятора тяги 32 соединен с ампулами 36 (2 шт.), заполненными пусковым горючим триэтилалюминием Аl(С 2 Н 5) з. Выходы из этих ампул через пускоотсечные клапаны 37 соединены с полостью горючего 38 смесительных головок 39 газогенераторов 6. Выход газогенераторов 40 соединен с турбиной 3, выход которой через трубопроводы 41 соединен с полостью 42 смесительных головок 29 камер сгорания 1.
Кроме того, выход из турбины 3 через трубопровод 43, в котором установлен теплообменник 44 и клапан давления 45, соединен с коллектором турбины 46 привода бустерного насоса 9 окислителя.
Пневмогидравлическая схема ЖРД содержит также систему запуска, которая включает пусковой бачок 47 с разделительной мембраной 48, патрубок 49 подвода газа высокого давления и выходной патрубок 50. Выходной патрубок 50 пускового бачка 47 через заправочный клапан 51 соединен с трубопроводом 15 подвода горючего от бустерного насоса горючего 7. Кроме того, выходной патрубок 50 с одной стороны через трубопровод 52, в котором установлен обратный клапан 53, соединен со вторым входом 54 регулятора тяги 32, через который осуществляется запуск двигателя, а с другой стороны - через обратный клапан 55 - соединен с ампулой 56, заполненной пусковым горючим (гиперголем), выход которой через клапан 57 соединен с магистралью 58 подвода пускового горючего к форсункам зажигания 59 камеры сгорания. В магистрали 58 установлен жиклер 60, обеспечивающий дозированную подачу пускового горючего к форсункам зажигания.
Для уменьшения импульса последействия пускоотсечные клапаны горючего установлены между охлаждающими трактами сопла и камеры сгорания (клапаны 25), а также перед коллектором второго и третьего поясов завес (показаны на рис. 2.2).
Пневмоклапаны приводятся в действие гелием от блока баллонов высокого давления с помощью электроклапанов.
Работа двигателя
Запуск двигателя происходит по схеме "самозапуска". Предварительно приводы 20 и 33 устанавливаются в положения, обеспечивающие начальную установку
регулятора тяги 32 и дросселя 19. Затем открывают подбаковые клапаны ракеты (на схеме не показаны) и под воздействием гидростатического напора и давления
наддува компоненты топлива заполняют полости насосов окислителя и горючего до пускоотсечных клапанов 12 и 25 и обратного клапана 34 регулятора тяги 32
соответственно. Заполнение полостей двигателя горючим производится до пусковых ампул 36 и 56 через заправочной клапан 51, обратные клапаны 53 и 55.
Пусковой бачок 47 также заполняется основным горючим. Такое состояние считается исходным для запуска двигателя.
При запуске двигателя производится наддув бачка 47 и вытеснение из него горючего, давление которого прорывает мембраны (не показаны) пусковых ампул 36 и 56. Одновременно производится открытие пускоотсечных клапанов 12 и 37 и 25 соответственно. В результате пусковое горючее из ампул 36 и 56 под действием давления, создаваемого пусковым бачком, поступает в газогенераторы (через открытые клапаны 37) и камеры (через обратные клапаны 57). Пусковое горючее, поступающее в газогенераторы, воспламеняется с кислородом, также поступающим в газогенераторы за счет предпускового наддува баков ракеты и гидростатического напора в них. Горючее, пройдя по охлаждаемому тракту камер сгорания, через фиксированное время поступает в смесительные головки камер сгорания 1. В течение этого времени задержки, в газогенераторах успевает начаться процесс горения и вырабатываемый генераторный газ раскручивает турбину 3 ТНА 2. После турбины окислительный газ поступает по четырем охлаждаемым газоводам 41 в смесительные головки 29 четырех камер сгорания, где воспламеняется с пусковым горючим, поступающим из форсунок зажигания 59 и впоследствии дожигается с поступающим в камеры горючим. Время поступления обоих компонентов в камеры сгорания подобрано так, что ТНА 2 успевает выйти на рабочий режим, пока в камерах 1 еще не установилось противодавление.
По мере роста давления за насосом горючего 17 пусковой бачок 47 автоматически выключается из работы посредством закрытия обратных клапанов 53 и 55, а питание горючим газогенераторов 6 переключается на насос 17 за счет программного открытия дросселя регулятора тяги 32.
Часть окислительного газа с выхода турбины отбирается на привод двухступенчатой газовой турбины 10 бустерного преднасоса 9. Этот газ, проходя через теплообменник 44, нагревает газ, идущий на наддув баков ракеты. После турбины 10 газ сбрасывается в выходной коллектор 11, где он смешивается с основным потоком окислителя и конденсируется. Использование газа, отбираемого с выхода турбины ТНА, в качестве рабочего тела привода турбины бустерного насоса окислителя позволяет уменьшить температуру в газогенераторе и соответственно снизить мощность турбины ТНА.
Часть горючего с выхода насоса 4 поступает на привод одноступенчатой гидравлической турбины 8 бустерного насоса горючего 7.
Небольшая часть жидкого кислорода отбирается из коллекторов газогенераторов и поступает в охлаждающий тракт корпуса турбины и газоводов.
На всем этапе запуска двигателя производится программное управление открытием дросселя регулятора тяги 32 и дросселя горючего 19 из положений начальной установки в положения, соответствующие номинальному режиму двигателя с помощью соответствующих приводов 33 и 20.
Таким образом осуществляется плавный запуск двигателя с выходом на основной режим через 3 секунды.
Перед выключением двигатели переводятся на режим конечной ступени, составляющий 50% от номинального.
Таблица 1а. Упрощенная циклограмма работы двигателя 11Д521 в составе блока "А" РН "Энергия"
(по программе полета 15 ноября 1988 года)
| № | Время (с) от команды старт ("контакт подъема") | Описание (Условие) |
| 1 | -3.2 | Запуск, программный набор стартовой тяги. |
| 2 | -0.2 | Выход на главную ступень тяги. |
| 3 | 38 | Начало программного дросселирования для уменьшения скоростного напора. |
| 4 | 74 | Окончание программного дросселирования для уменьшения скоростного напора. |
| 5 | 108.5 | Начало программного дросселирования для ограничения продольной перегрузки до 2.95 ед. |
| 6 | 130 | Перевод двигателя в режим конечной ступени тяги 49.5%. |
| 7 | 142 | Выключение двигателей. |
Камера представляет собой паяно-сварной неразъемный узел и состоит из смесительной головки, камеры сгорания и сопла. Крепление камеры к газовому тракту осуществляется при помощи фланцевого соединения.
Таблица 2. Технические параметры камеры
| Параметр | Значение | Единицы | |
| Приведенная длина КС | 1079.6 | мм | |
| Диаметр КС | 380 | мм | |
| Диаметр минимального сечения сопла | 235.5 | мм | |
| Степень сужения дозвуковой части сопла |
2.6 | ||
| Диаметр выходного сечения сопла | 1430 | мм | |
| Степень расширения сверзвуковой части сопла |
36.87 | ||
| Длина камеры | 2261 | мм | |
| Температура в КС | 3676 | K | |
| Давление в КС | 24.5 | МПа | |
| Давление в выходном сечении сопла | 0.072 | МПа | |
| Коэффициент тяги | |||
| в вакууме | 1.86 | ||
| на уровне моря | 1.71 | ||
| Угол отклонения камеры | 8 | градусы | |
|
|
Рис.4. Схема подвода горючего в охлаждающий тракт камеры :
|
Корпус камеры состоит из камеры сгорания и сопла. Корпус камеры включает в себя наружнюю силовую оболочку 11 и внутреннюю огневую стенку 13 с фрезерованными каналами, образующими тракт наружного регенеративного охлаждения камеры, имеющий три входа охладителя. Первый вход сообщен с трактом охлаждения критического сечения сопла, второй вход сообщен с трактом охлаждения выходной части сопла, а третий - с трактом охлаждения камеры сгорания. При этом первый выход сообщен с третьим входом, а первый вход, второй вход и подвод к двум нижним поясам щелевых завес объединены общим патрубком, разветвленным и размещенным снаружи камеры.
Внутреннее охлаждение обеспечивается тремя поясами щелевых завес в докритической части камеры сгорания. Через них на стенку подается около 2% горючего в виде пленок, испаряющихся и защищающих ее от тепловых потоков, которые в критическом сечении сопла достигают величин порядка 50 МВт/м 2 .
Cредства воспламенения выполнены из четырех равнорасположенных по окружности струйных форсунок 6, установленных за передним (огневым) днищем 3 в силовом корпусе камеры 11. Оси расходных отверстий струйных форсунок расположены под острым углом к выходу из силового корпуса и отклонены по кругу в поперечной плоскости от продольной оси силового корпуса в одинаковом направлении, причем ось расходного отверстия каждой струйной форсунки является скрещивающейся по отношению к осям расходных отверстий соседних с ней форсунок. Форсунки гидравлически объединены общим коллектором.
Все форсунки - двухкомпонентные с осевым подводом окислительного газа и тангенциальным подводом горючего. Форсунки, расположенные около огневой (внутренней) стенки камеры, выполнены с увеличенным гидросопротивлением по линии горючего по сравнению с другими форсунками за счет уменьшения диаметров отверстий подвода горючего, т.е. обеспечивающими уменьшенный расход горючего по сравнению с другими форсунками.
Для подавления пульсаций давления начальная зона смесеобразования и горения, в которой, как правило, зарождаются высокочастотные колебания, разделена на семь примерно одинаковых объемов с помощью антипульсационных перегородок, состоящих из выступающих за огневое днище форсунок, которые неплотно прилегают друг к другу по своим цилиндрическим образующим. Благодаря этому резко повышаются собственные частоты колебаний в объемах между перегородками, смещаясь далеко от резонансных частот конструкции камеры сгорания. Кроме того, выступающие форсунки растягивают зону горения, что также уменьшает возможность возникновения высокочастотных явлений. Зазоры между неплотно прилегающими друг к другу выступающими форсунками оказывают дополнительное демпфирующее влияние.
Выступающая за огневое днище часть форсунки охлаждается горючим, проходящим по спиральным каналам (шнековому завихрителю) 6 внутренней втулки.
Остальные форсунки заглублены в огневое днище (их выходные полости 4 выходят в конические расточки 5 в огневом днище 7) и выполнены с
различным гидросопротивлением при подводе горючего с разделением по массовому расходу горючего на три группы с возможностью обеспечения
разницы расходов горючего между каждой группой от 3% до 10% на номинальном режиме. При этом форсунки (кроме расположенных около огневой
стенки камеры) закреплены в огневом днище и среднем днище так, чтобы между собой соседствовали форсунки из различных групп
путем циклического последовательного спирального повторения расположения форсунок с первой до последней группы.
Введение форсунок с разным расходом необходимо для того, чтобы снизить эффекты высокочастотных колебаний на рабочих режимах двигателя.
Рис.6.2 Расположение форсунок на смесительной головке (изображения увеличиваются) ,
Каждая из четырех камер снабжена узлом качания. Сила тяги передается от камеры на силовую раму через карданный подвес. Подвод сработавшего на турбине генераторного газа в КС осуществляется через 12-слойный составной сильфон, размещенный внутри карданного подвеса. Сильфон бронирован специальными кольцами и охлаждается небольшим количеством холодного кислорода, протекающего между внутренней поверхностью сильфона и тонкой внутренней стенкой.
|
Рис.8. Схема узла качания |
Узел качания состоит из опорных колец 9 и 10, которые соответственно герметично соединены с камерой сгорания и газоводом (выходом из турбины),
в которых находятся расходные элементы наружного проточного охлаждения 11 и 12, показанные также на виде А
.
Сильфон 13 расположен внутри карданного кольца 14. Карданное кольцо 14 через шарниры 15, образующие две поворотные оси,
соединено силовыми кронштейнами 16 и 17 с опорными кольцами 9 и 10.
Внутри сильфона 13 имеются две оболочки 18 и 19, каждая из которых представляет собой тело вращения и консольно прикреплена соответственно к одному из упомянутых опорных колец, причем свободный конец оболочки 18 выполнен в виде ниппеля со сферическим концом 20 и установлен с зазором а в оболочке 19. Центр сферы ниппеля со сферическим концом 20 расположен на оси качания камеры. Величина указанного зазора выбрана такой, чтобы обеспечить расход охлаждающего рабочего тела (окислителя), необходимый для надежного охлаждения сильфона 13. |
Сильфон 13 выполнен многослойным и снабжен защитными кольцами 21, вставленными между гофрами 22 сильфона 13. Снаружи защитных колец 21 установлен плотно прилегающий к ним кожух 23, выполненный из слоев цилиндрических спиралей 24, соединенных концами с опорными кольцами 9 и 10 сильфонного узла. Смежные слои спиралей прилегают друг к другу, а их витки навиты в противоположных направлениях.
Установка металлического силового кожуха в виде металлической цилиндрической спирали снаружи защитных колец 21 сильфона 13 повышает его прочностные свойства и в то же время ограничивает самопроизвольный изгиб сильфона 13 при повороте камеры двигателя на сравнительно большие углы (10-12°), тем самым повышая его устойчивость.
Турбонасосный агрегат выполнен по одновальной схеме и состоит из осевой одноступенчатой реактивной турбины, одноступенчатого шнекоцентробежного насоса окислителя и двухступенчатого шнекоцентробежного насоса горючего (вторая ступень используется для подачи части горючего в газогенераторы).
Таблица 3. ТНА
| ||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
На основном валу с турбиной находится насос окислителя, соосно с которым на другом валу расположены две ступени насоса горючего. Валы насосов окислителя и горючего соединены зубчатой рессорой для разгрузки вала от температурных деформаций, возникающих вследствии большой разницы температур рабрчих тел насосов, а также для предотвращения замерзания горючго.
Рис.10. Вал с турбиной, шнекоцентробежным колесом насоса окислителя,
подшипниками и импеллерными уплотнениями
Для защиты радиально-упорных подшипников валов от чрезмерных нагрузок разработаны эффективные авторазгрузочные устройства.
В двигателе замкнутой окислительной схемы особое значение имеет защита агрегатов кислородных трактов ТНА от возгорания при воздействии случайных инициаторов возгорания. Из-за исключительно высокого давления в тракте двигателей 11Д520 и 11Д521, а также высоких механических нагрузок, характерных для мощного двигателя, проблема защиты от вогорания при их создании была особенно острой.
Для предотвращения возгорания из-за поломок элементов конструкции или трения вращающихся деталей о неподвижные (вследствие выборки зазоров от деформаций или наклепа на сопрягаемых поверхностях от вибрации) зазор между лопатками соплового аппарата и ротора сделан относительно большим, а кромок лопаток - относительно толстыми.
Чтобы исключить возгорание и разрушение деталей газового тракта турбины, в конструкции применены никелевые сплавы, включая жаропрочные для горячих газовых магистралей. Статор и выхлопной тракт турбины принудительно охлаждаются холодным кислородом. В местах малых радиальных или торцевых зазоров используются разного рода теплозащитные покрытия (никелевые для лопаток ротора и статора, металлокерамического для ротора), а также серебряные или бронзовые элементы, исключающие возгорание даже при возможном касании вращающихся и неподвижных деталей турбонасосного агрегата.
Для уменьшения размеров и массы посторонних частиц, могущих привести к возгоранию в газовом тракте турбины, на входе в двигатель был поставлен фильтр с ячейкой 0.16х0.16 мм.
Высокое давление жидкого кислорода и, как следствие, повышенная орпсность возгорания обусловили конструктивные особенности насоса окислителя.
Так, вместо плавающих уплотнительных колец на буртах крыльчатки (обычно используемых на менее мощных ТНА) применены неподвижные щелевые уплотнения с серебряной накладкой, поскольку процесс "всплывания" колец сопровождается трением в местах контакта крыльчатки с корпусом и может привести к возгоранию насоса.
Шнек, крыльчатка и торовый отвод нуждаются в особенно тщательном профилировании, а ротор в целом - в особых мерах по обеспечению динамической сбалансированности в процессе работы. В противонм случае вследствие больших пульсаций и вибраций происходят разрушения трубопроводов, возгорания в стыках вследствие взаимного перемещения деталей, трения и наклепа.
Для предотвращения возгорания из-за поломок элементов конструкции (шнека, крыльчатки и лопаток направляющего аппарата) в условиях динамического нагружения с последующим возгоранием из-за затирания обломков использованы такие средства, как повышение конструктивного совершенства и прочности за счет геометрии, материалов и чистоты отработки, а также введение новых технологий: изостатическое прессирования литых заготовок, применение гранульной технологии и другие виды.
Бустерный насос окислителя состоит из высоконапорного шнека и двухступенчатой газовой турбины, привод которой осуществляется окислительным газом, отбираемом после основной турбины с последующим перепуском его на вход в основной насос.
|
Рис.11а. Упрощенная схема бустерного насосного агрегата окислителя (изображение увеличивается). |
Составной корпус, состоящий из соединенных фланцевым соединением корпусов 1 и 2, имеет закрепленную на силовых ребрах 3 втулку 4, внутренняя полость которой закрыта обтекателем 5. Внутри втулки 4 размещен шарикоподшипник 6, посаженный на рабочем колесе насоса, выполненным в виде шнека 7. Обтекателем 5 поджат вкладыш 8, установленный во втулке 4. Во вкладыше 8 имеются отверстия 9, сообщающие полость вкладыша 8 с каналом 10 высокого давления.
Корпус 2 содержит обтекатель 11, закрепленный в нем с помощью спрямляющих лопастей 12. В этом обтекателе установлен шарикоподшипник 13, закрепленный с помощью гайки 14 на шнеке 7. Шнек имеет лопасти 15. По этим лопастям шнек вставлен в рабочее колесо турбины 16 (которая фактически состоит из двух ступеней, а не из одной, как изображено на упрощенной схеме) и сварен с ним, т.е. рабочее колесо турбины закреплено на перефирийной части рабочего колеса насоса. Рабочее колесо турбины имеет профилированные лопатки 17, межлопаточный пространства которых сообщены соплами в сопловом аппарате с входным коллектором. Подвод продуктов сгорания с избытком кислорода производится через входной патрубок 18. Выходная полость турбины, выполненная в корпусе 2 в виде кольцевой цилиндрической полости, сообщается каналами 19 с коническим кольцевым патрубком 20, который отверстиями 21 сообщается с цилиндрическим выходом 22. |
При работе БНАО на вход насоса подается жидкий кислород (показано стрелкой), а продукты сгорания с избытком кислорода, отбираемые из газовода после турбины основного ТНА (см. ПГС на рис. 2), подаются на вход турбины (показано стрелкой). Продукты сгорания далее попадают на профилированные лопатки 17 турбины, обеспечивая подачу жидкого кислорода шнеком 7. За турбиной продукты сгорания через отверстия 19 попадают в полость патрубка 20, а затем через отверстия 21 на выход насоса, где происходит их смешивание с жидким кислородом и конденсация. Для решения проблемы возникновения низкочастотных пульсации при конденсации газа применено дроблении потока, сбрасывающего газ.
Разгрузка шнека 7 от действий осевых сил обеспечивается подачей жидкого кислорода высокого давления (см. рис. 2.2) через канал высокого давления 10 в полость высокого давления авторазгрузочного устройства. В месте малого зазора между рабочим колесом и корпусом в полости высокого давления авторазгрузочного устройства используется серебряная накладка, предтаращающая возгорание при возможном касании.
В магистрали подвода продуктов сгорания к турбине БНАО установлен впервые разработанный клапан "горячего газа" (45 на рис.2.1), работающий в условиях кислородного генераторного газа с высокой температурой и при высоком давлении.
Бустерный насос горючего состоит из высоконапорного шнека и одноступенчатой гидравлической турбины, работающей на керосине, отбираемом после основного насоса.
Конструктивно бустерный насос горючего аналогичен бустерному насосу окислителя со следующими отличиями:
- одноступенчатая гидротурбина работает на горючем, отбираемым с выхода насоса горючего основного ТНА;
- отвод горючего высокого давления для разгрузки шнека от действий осевых производится из входного коллектора гитротурбины БНАГ.
Рис.12. Бустерный насосный агрегат горючего
 |
| Рис.13. Газогенератор |
Однозонный газогенератор, вырабатывающий газ с избытком окислителя для привода турбины, состоит из корпуса паяно-сварной конструкции со сферообразной внешней оболочкой и жестко связанным с ней выходным патрубоком, цилиндрической огневой камерой диаметром 300 мм и смесительной головки, оснащеной двухкомпонентными и двухкаскадными по окислителю форсунками, конструкция которых выполнена с зоной горения и зоной балластировки газа внутри форсунок. Фактически каждая форсунка образует вместе с каналом толстостенного огневого днища, в котором она расположена, индивидуальный двухзонный газогенератор. В результате обеспечивается равномерность температурного поля по поперечному сечению общего газового потока, формируемого такими форсунками, при высокой расходонапряженности.
Рис.14а. Схема газогенератора ,:
1 - сферообразная силовая оболочка; 2 - выходной патрубок; 3 - крышка; 4 - втулка; 5 - огневое днище; 6 - сквозные камеры в огневом днище;
7 - полость окислителя; 8 - проставка (внешняя стенка огневой камеры); 9 - кольцевая полость; 10 - оболочка (внутренняя стенка) огневой камеры;
11 - огневая камера; 12 - смесительный модуль (форсунка); 13 - корпус смесительного модуля; 14 - канал горючего; 15 - кольцевой канал
окислителя; 16 - смесительная камера; 17 - патрубок подвода горючего; 18 - полость горючего; 19 - патрубок подвода окислителя;
20 - окна во втулке 4; 21 - тангенциальные отверстия подвода окислителя; 22 - пазы на наружной поверхности корпуса форсунки;
23 - калиброванные каналы подвода горючего; 25 - тангенциальные отверстия подвода горючего; 26 - конические расточки;
27 - полость охлаждения; 28 - каналы, образующие полость охлаждения; 29 - отверстия подвода окислителя в полость охлаждения;
30 - кольцевая щель выхода окислителя из полости охлаждения.
При работе газогенератора горючее из патрубка 17 заполняет полость 18 и подается через калиброванные каналы 23 и тангенциальные отверстия 25 в каналы 14 и далее в смесительные камеры 16. Окислитель через патрубок 19 подвается в кольцевую полость 9, через окна 20 заполняет полость 7. Часть окислителя через тангенциальные отвертия 21 попадает в смесительную камеру 16, где, смешиваясь с горючим, вызывает его возгорание. Через пазы 22 окислитель также подается в камеру 6, обеспечивая смешивание высокотемпературных продуктов сгорания. Далее в огневой камере 11 происходит охлаждение высокотемпературных продуктов сгорания с одновременным испарением жидкого и нагревом газообразного окислителя. На выходе из газогенератора к продуктам газогенерации подмешивается окислитель, подаваемый через кольцевую щель 30.
Рис.14б. ТНА с газогенераторами
Газогенератор обеспечивает на выходе окислительный газ в широком диапазоне температур (от 190 до 600°С), что позволяет регулировать тягу двигателя от 30 до 105% номинала.
Соединение корпуса и смесительной головки осуществляется при помощи разъемного фланца. Для обеспечения герметичности используется уплотнение с металлическими прокладками.
Для обеспечения приемлемого уровеня температурных напряжений в несущих корпусных деталях, газоводы между газогенераторами, турбиной и камерами охлаждаются кислородом.
Для предотвращения возгорания в газоводах, узлах качания смесительной головки камеры, клапане окислителя установлены повышенные (по сравнению с менее мощными двигателями) требования чистоты газовых трактов и недопущение наличия органических веществ.
|
|
|
Ампула содержит корпус 1 с входным 2 и выходным 3 патрубками мембранных узлов 4 и 5, установленных внутри корпуса 1, и средство для заправки корпуса пусковым горючим 6. Каждый мембранный узел 4, 5 содержит поршень 7, который может быть выполнен за одно целое с мембраной 8 или в котором мембрана 8 герметично соединена с его наружной поверхностью. Поршень 7 установлен в направляющей 9 корпуса по скользящей посадке.
Периферийный участок мембраны 8 герметично заварен с корпусом 1 под направляющей 9. Поршень 7 подсоединен к хвостовику 10, который может быть выполнен цилиндрическим или какой-либо иной формы и размещен во втулке 11. Втулка 11 на кронштейнах 12 прикреплена к корпусу 1 ампулы. Втулка 11 имеет пружинный фиксатор 13, например выполненный в виде пружинящего кольца, а хвостовик 10 выполнен с кольцевой канавкой 14. При срабатывании мембранного узла пружинный фиксатор 13 ограничивает перемещение хвостовика 10. Хвостовик 10 выполнен с отверстиями 15 для стравливания газа из застойной зоны при заправке ампулы. Мембрана 8 со стороны входа 2 выполнена тонкой в форме кольцевой перемычки 16, разрываемой при взаимодействии с рабочей средой на диаметре D. Размер D несколько меньше диаметра поршня 7. В месте соединения мембраны 8 с поршнем 7 она выполнена с меньшей толщиной для того, чтобы исключить задиры при движении поршня 7 в направляющей 9 корпуса 1. |
|
Рис.16. Схема ампулы с пусковым горючим
(изображение увеличивается). |
||
В конструкцию введено средство для заправки корпуса пусковым горючим 6, которое установлено в перегородке 17 корпуса 1 и состоит из двух заглушек - заправочной заглушки 18 и сливной заглушки 19, которые установлены соответственно в заправочном 20 и сливном 21 каналах. Каждая из заглушек имеет резьбовую пробку 22, герметизирующую пробку 23, уплотнительную прокладку 24 и гайку 25. Резьбовая пробка 22 имеет расходное отверстие 26.
Заправка ампулы пусковым горючим осуществляется следующим образом. На собранной ампуле до установки гаек 25 и герметизирующих пробок 23 не до конца ввертывают резьбовые пробки 22, таким образом, чтобы обеспечивалось открытие проходного сечения заправочного 20 и сливного 21 каналов через отверстие 26. Производят заправку пусковым топливом, подавая его через заправочный канал 20 во внутреннюю полость корпуса 1 между мембранными узлами 4 и 5, а затем через сливной канал на слив. После окончания заправки ампулы ввертывают до упора резьбовые пробки 22, после чего сливают пусковое горючее перед резьбовой пробкой 22 заправочной заглушки 18 и после резьбовой пробки 22 сливной заглушки 19. После этого устанавливают герметизирующие пробки 23, уплотнительные прокладки 24 и гайки 25. После этого ампула готова к установке на ракетный двигатель. Во внутренней полости ампулы в корпусе 1 между мембранами 8 образуется газовая подушка в результате сборки и заправки ампулы. Наличие газовой подушки способствует обеспечению надежности ампулы при хранении и эффективному движению с ускорением поршня 8 при подаче давления среды на вход ампулы.
Устройство работает следующим образом. При воздействии компонента высокого давления со стороны входа на мембранный узел 4 происходит деформация мембраны 8, а потом и разрушение по окружности D. При неравномерном разрушении мембраны 8, с появлением негерметичности, давление перед поршнем 7 не падает, благодаря работе дросселирующей щели, образованной направляющей корпуса 9 и поршнем 7, поршень 7 продолжает двигаться, а после полного разрушения мембраны 8 он разгоняется. Движение поршня 7 с ускорением обеспечивается в связи с наличием усилия от перепада давлений, действующих на площадь поверхности, определяемую диаметром D.
Длина "А", на которой поршень двигается с ускорением и зазор между поршнем 7 и направляющей 9 выбраны такими, чтобы обеспечить гарантированное срезание мембраны 8 по всему периметру, требуемую задержку раскрытия проходного сечения магистрали после среза мембраны 8, разгон поршня 7, необходимый для срабатывания пружинного фиксатора 13. Размеры перемычек мембран 8 определяется исхода из заданного давления, обеспечивающего разрушение перемычки.
Далее, перемещающийся хвостовик 10 вдоль по потоку фиксируется с помощью пружинного фиксатора 13, при этом гидравлические характеристики открытого мембранного узла 4 воспроизводятся с высокой точностью, так как в потоке компонента отсутствуют элементы конструкции с неопределенным положением.
После открытия мембранного узла 4 за счет возросшего давления пускового горючего аналогичным образом открывается мембранный узел 5.
В двигателях РД-170 и РД-171 применены разные варианты качания камер и органов управления отклонением ими.
Камеры двигателя РД-170 в составе блока А ракеты "Энергия" качаются в двух плоскостях: в радиальной плоскости, проходящей через продольную ось двигателя и ось камеры, и в перпендикулярной к ней тангенциальной плоскости. Такая схема управления более эффективна в структуре пакета ракеты "Энергия", но требует более мощных рулевых машин, которые преодолевают нагрузку, создаваемую набегающим аэродинамическим потоком на выступающую часть сопла камеры сгорания за параметр внешнего обвода блока при ее отклонении в радиальном направлении.
Камеры сгорания двигателя РД-171 первой ступени "Зенита" отклоняются при управлении только в тангенциальной плоскости качения. Сопла камер не выходят в обтекающий ступень аэродинамический поток и не испытывают его нагрузки. Рулевые машины существенно менее мощны. Эффективность управления такого варианта достаточна для ракеты "Зенит".
Остальные системы двигателей унифицированы.
На завершающем этапе отработки двигателей В.П. Глушко инициировал разработку более совершенной конструкции двигателя, которая по сравнению с двигателем РД-170 (РД-171) обеспечивала более высокую тягу (форсирование на 5 %) и в которой должны быть реализованы мероприятия по снижению динамической напряженности работы агрегатов подачи. Соответствующая конструкторская документация была разработана и двигатель, в конечном итоге, получил название РД-173.
До 1996 г. было изготовлено 28 двигателей, которые прошли разноплановую отработку. В двигателях РД-173 используется более совершенная конструкция агрегатов подачи, в первую очередь основного ТНА. Серьезной переделке подверглась система регулирования двигателя РД-170. В процессе отработки РД-173 было подтверждено, что запуск двигателя, его работа на всех предусматриваемых режимах характеризуется устойчивой работой всех агрегатов и систем с обеспечением требуемых характера запуска и точности поддержания параметров без задействования дросселей окислителя. Исключение из состава двигателя дросселей окислителя и соответственно двух приводов упростило его конструкцию, повысило надежность и снизило массу двигателя. Была внедрена конструкция сильфонов узла качания из никелевого сплава, что также повысило надежность двигателя.
Накопленный опыт настройки системы управления двигателем в процессе контрольно-технологических испытаний с использованием внешних обратных связей позволил в процессе отработки двигателя РД-173 перейти к существенно более простой системе управления, состоящей из двух цифровых приводов, управляющих непосредственно регулятором тяги и дросселем СОБ. Упрощение системы регулирования увеличило надежность двигателя, снизило его массу.
В двигателе РД-173 с учетом большой положительной статистики работы газогенераторов смесительные головки выполнены приварными в отличие от фланцевого соединения в двигателях РД-170 (РД-171), где предусматривалась возможность оперативной замены головки после контрольно-технологического испытания. Это, а также другие решения, полученные при отработке двигателя РД-173, были использованы при разработке двигателя РД-180.
Заказы на изготовление двигателей РД-171 прекратились в 1995 г. Вместе с тем НПО Энергомаш продолжало изготавливать более совершенную модификацию двигателей РД-170 (РД-171) - двигатель РД-173. С 1995 г. НПО Энергомаш поставляло двигатели РД-171 для программы «Морской старт», которые дорабатывались из двигателей РД-170, ранее изготовленных для первых ступеней РН «Энергия». Данные двигатели создали задел для реализации программы до 2004 г. Для дальнейшего развития программы необходимым стало возобновление производства двигателей в НПО Энергомаш. Учитывая накопленный опыт отработки двигателей РД-173 и РД-180, в которых внедрены решения, направленные на повышение надежности и обеспечение форсирования на 5%, НПО Энергомаш предложило изготавливать двигатели РД-173 для программы «Морской старт». Данное предложение было поддержано головным разработчиком РН «Зенит» ГКБ «Южное» и одобрено заказчиком РН. Двигатель получил обозначение РД-171М. Сертификация двигателя РД-171М завершена 5 июля 2004 г. На сертификационном двигателе проведено 8 испытаний продолжительностью 1093,6 сек, причем последнее испытание (сверх плана) – на режиме 105%. Первый товарный двигатель РД-171М поставлен в Украину 25 марта 2004г после проведения КТИ продолжительностью 140 сек.
В 2006 г. двигатель РД-171М сертифицирован для применения в составе РН "Зенит-М" при реализации государственных программ РФ.
Система технической диагностики разрабатывалась параллельно с созданием двигателя как средство оценки техническою состояния двигателя и прогноза его работоспособности. Кроме того, она использовалась для анализа отказов и дефектов, поскольку давала возможность более глубоко исследовать взаимоувязку параметров, их статистические характеристики.
Система представляет собой совокупность технических средств, методов диагностирования и объекта диагностирования, а также организационно-технических мероприятий для сбора, преобразования, хранения, анализа информации и принятия решения о состоянии двигателя. Система должна обеспечивать установление места и причин возникновения неисправностей.
Система технической диагностики имеет следующие подсистемы:
- информационно-измерительная;
- фукционного диагностирования;
- тестового диагностирования как неразрушающего метода контроля состояния.
В ходе разработки системы диагностирования созданы:
- методика контроля стабильности характеристик запуска, основного режима и режима конечной ступени. Методика предназначалась для оценки значений медленно меняющихся параметров и их скоростей, полученных при огневых испытаниях с учетом поля допустимых границ;
- методика допускового контроля параметров на основном режиме и режиме конечной ступени; предназначалась она для оценки соответствия параметров двигателя, измеренных при огневых испытаниях, расчетным значениям, полученным с использованием математических моделей и модельных характеристик агрегатов по их автономным испытаниям, что определяется нахождением параметров в поле допусков;
- методика контурной увязки медленно меняющихся параметров; предназначалась для оценки функционирования двигателя в целом и его контуров на стационарных режимах путем сравнения измеренных и расчетных значений медленно меняющихся параметров в характерных точках;
- методика оценки устойчивости и определения виброакустических характеристик; предназначалась для контроля уровня пульсации и вибраций на соответствие статистическим допускам и оценки устойчивости камеры сгорания и газогенератора, с анализом физической природы спектров и определением декрементов затухания колебаний;
- методика оценки величины выработанного ресурса сборочных единиц; основана она на теории многоцикловой усталости материалов и учитывает динамические нагрузки, вызываемые пульсациями и вибрациями; оценивалось интегральное значение усталостной повреждаемости при контрольно-технологических испытаниях, прогнозировалось ее значение при эксплуатации и их сумма сравнивалась с предельным значением, определяемым по результатам многоресурсовых испытаний;
- методика параметрического контроля - использовалась при диагностировании на стационарных режимах в целях локализации неисправностей; анализ основан на оценках функциональных характеристик агрегатов;
- комплекс неразрушающих методов контроля.
В серийном производстве каждый двигатель после изготовления и полного цикла контроля проходит автономные контрольные технологические испытания, которые проводятся на огневом стенде завода-изготовителя с запуском двигателя по полной полетной программе или несколько ускоренной. После огневых стендовых испытаний двигатель может претерпевать переборку. Это значит, что для того, чтобы убедиться в сохранении качества конструкции после огневых испытаний, производится частичная разборка отдельных агрегатов.
- Губанов Б.И. Триумф и трагедия "Энергии"
- George P. Sutton. Rocket Propulsion Elements, 7 th edition
- Каторгин Б. И. Перспективы создания мощных жидкостных ракетных двигателей
- George P. Sutton "History of Liquid Propellant Rocket Engines"
- Проспект НПО "Энергомаш"
- Описание изобретения к патенту Российской Федерации RU 2159351. Газогенератор (US Patent 6244040).
- Описание изобретения к патенту Российской Федерации RU 2159349. Модуль-газогенератор (US Patent 6212878).
- Описание изобретения к патенту Российской Федерации RU 2158841. Камера ЖРД и ее корпус (US Patent 6244041).
- Добровольский М.В. Жидкостные ракетные двигатели. - М.: МГТУ, 2005.
- Описание изобретения к патенту Российской Федерации RU 2159352. Узел качания Камеры ЖРД с дожиганием.
- Описание изобретения к патенту Российской Федерации RU 2158839. ЖРД с дожиганием турбогаза (US Patent 6226980
- НПО «Энергомаш» имени академика В.П.Глушко. Путь в ракетной технике. Под ред. Б.И.Каторгина. М., Машиностроение-Полет, 2004.
Похожие статьи
