Новости, статьи, видео - общественно-политический форум Политбюро.

Вернуться   Новости, статьи, видео - общественно-политический форум Политбюро. > Вооруженные силы России > Космос

Космос Звездные войны без Лукаса

Ответ
 
Опции темы
Старый 14.08.2011, 21:20   #1
skroznik
Кот, гуляющий сам по себе
 
Аватар для skroznik
 
Регистрация: 18.02.2010
Адрес: Родом из детства
Сообщений: 9,622
Сказал(а) Фууу!: 1
Сказали Фууу! 4 раз(а) в 4 сообщениях
Сказал(а) спасибо: 349
Поблагодарили 960 раз(а) в 816 сообщениях
skroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордится
Отправить сообщение для skroznik с помощью Skype™
По умолчанию Ракетный двигатель РД-170/171

РД-170/171


Разработка двигателей РД-170 и РД-171 для первых ступеней РН «Энергия» и РН «Зенит» соответственно началась в 1976 году. Их разработка стала качественно новым шагом в создании ЖРД. Самый мощный в мире четырехкамерный ЖРД обладает наивысшим уровнем параметров и характеристик для двигателей данного класса, работает на экологически чистых компонентах топлива: жидкий кислород и керосин. Двигатель для РН «Энергия» предназначен для многоразового использования и аттестован для 10-кратного использования. Один из экземпляров двигателя был испытан на огневом стенде до 20 раз. Двигатель характеризуется высокой надежностью функционирования, ремонто- и контролепригодностью и имеет большой запас по ресурсу (не менее 5). Управление вектором тяги двигателя осуществляется благодаря созданию уникального сильфонного узла качания камер, работающего в зоне высокотемпературного газового потока. Двигатели прошли около 900 огневых испытаний с общей наработкой свыше 100000 сек.

Первый запуск РН «Зенит» с двигателем РД-171 был осуществлен в апреле 1985 г. В 1987г и 1988г состоялись запуски РН «Энергия» с двигателями РД-170. С 1999 г. эксплуатация двигателей РД-171 продолжается и в составе РН «Зенит 3 SL » по программе «Морской старт».



Основные параметры семейства двигателей РД-170/171


Жидкостной ракетный двигатель с дожиганием окислительного газа
Топливо - кислород + керосин




Базовый двигатель РД-170/171 был разработан в 1976-1986гг. В 1992-1996 гг. велись работы над форсированным вариантом двигателя РД-171 (к 1996г были испытаны 28 двигателей). На 6 двигателях усовершенствованной конструкции было наработано 5500 сек, причем на одном двигателе наработка составила 1590 сек.

Работы по модернизации двигателя РД-171 для использования в программе «Морской старт» были продолжены в 2003-2004 гг. 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.

Серийное производство двигателя РД-171М осуществляется на заводе НПО ЭНЕРГОМАШ в Химках.

Эксплуатация двигателей РД-171М осуществляется в программах «Морской старт», «Наземный старт» и ФКП России.

Последний раз редактировалось skroznik; 15.08.2011 в 01:51.
skroznik вне форума   Ответить с цитированием
Старый 15.08.2011, 01:47   #2
skroznik
Кот, гуляющий сам по себе
 
Аватар для skroznik
 
Регистрация: 18.02.2010
Адрес: Родом из детства
Сообщений: 9,622
Сказал(а) Фууу!: 1
Сказали Фууу! 4 раз(а) в 4 сообщениях
Сказал(а) спасибо: 349
Поблагодарили 960 раз(а) в 816 сообщениях
skroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордится
Отправить сообщение для skroznik с помощью Skype™
По умолчанию Re: Ракетный двигатель РД-170/171

Самый мощный в мире ракетный двигатель РД-170 - работал на БУРАН-е, ЗЕНИТ-е...
Его модификация РД-180 активно используется на самых мощныхамериканских носителях.

skroznik вне форума   Ответить с цитированием
Старый 15.08.2011, 01:50   #3
skroznik
Кот, гуляющий сам по себе
 
Аватар для skroznik
 
Регистрация: 18.02.2010
Адрес: Родом из детства
Сообщений: 9,622
Сказал(а) Фууу!: 1
Сказали Фууу! 4 раз(а) в 4 сообщениях
Сказал(а) спасибо: 349
Поблагодарили 960 раз(а) в 816 сообщениях
skroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордится
Отправить сообщение для skroznik с помощью Skype™
По умолчанию Re: Ракетный двигатель РД-170/171

Информация НПО «Энергомаш» по результатам расследования причин отказа двигателя РД171М при огневом приемочном испытании.


25 декабря 2009 года при проведении огневого приемочного испытания двигателя РД171М на стенде ОАО «НПО Энергомаш» произошел отказ двигателя с разрушением материальной части двигателя и отдельных систем стенда. Комиссия, в состав которой вошли специалисты различных подразделений ОАО «НПО Энергомаш», рассмотрев результаты обработки телеметрических измерений и результаты анализа состояния материальной части, результаты проведенных расчетных оценок и результаты специально организованных и проведенных экспериментальных исследований заключила следующее.
  1. Отказ двигателя при его работе на номинальном режиме тяги произошел в результате возгорания на 17,6 сек в газовой полости за турбиной ТНА в месте соединения выхлопного коллектора турбины с газовым трактом одной из камер (камера №2). Развитие горения привело на 18,2 сек к разрушению газового тракта двигателя за турбиной, взрыву и пожару.
  2. Инициирование возгорания произошло в результате попадания внутрь газовой полости постороннего предмета (вещества) в процессе изготовления двигателя, который не мог быть обнаружен проведенными штатными процедурами осмотра и контроля.
  3. Признана наиболее вероятной органическая природа постороннего предмета (вещества) попавшего внутрь газового тракта в процессе работ с подсборкой «блок газоводов» двигателя.
  4. Выявленная причина отказа двигателя РД171М не требует принятия корректирующих мероприятий для двигателей РД171М, РД180 и РД191 прошедших огневые приемочные испытания.
  5. Комиссия разработала и рекомендовала комплекс корректирующих мероприятий как на предотвращение попадания посторонних предметов (веществ) во внутренние полости всех наименований двигателей, так и введение дополнительной процедуры осмотра газового тракта двигателей на завершающих стадиях сборки.
skroznik вне форума   Ответить с цитированием
Старый 15.08.2011, 01:55   #4
skroznik
Кот, гуляющий сам по себе
 
Аватар для skroznik
 
Регистрация: 18.02.2010
Адрес: Родом из детства
Сообщений: 9,622
Сказал(а) Фууу!: 1
Сказали Фууу! 4 раз(а) в 4 сообщениях
Сказал(а) спасибо: 349
Поблагодарили 960 раз(а) в 816 сообщениях
skroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордится
Отправить сообщение для skroznik с помощью Skype™
По умолчанию Re: Ракетный двигатель РД-170/171

ЖРД РД-170 (11Д521) и РД-171 (11Д520)


Предыстория

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 Pз=1040 кН (106 т) и давлением в КС 20.6 МПа, и 15Д168 (РД-268) тягой Pз=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.

Краткая хронология создания двигателя
  • 1973 г. - начало проектно-расчетных исследований и конструкторских проработок. Разработаны технические предложения по двигателям РД-123 с тягой 800 т и РД-150 с тягой до 1500 т.
  • 1974 г. - начало экспериментальных исследований по отработке химического зажигания, смесеобразования в камере сгорания и газогенераторе, высокочастотной устойчивости рабочего процесса в камере и газогенераторе, многоразовости запуска. Исследования проводились на двигателе-аналоге, созданном на базе серийного двигателя 15Д168. Двигатель был конвертирован для работы на жидком кислороде и керосине. На новых компонентах при давлении в КС 20 МПа двигатель развивал тягу 90 т. Всего было проведено более 300 испытаний на 200 экземплярах с суммарной наработкой по времени в 20 тыс.с. По результатам исследований были рекомендованы: пятикратный запас ресурса, запас по разгрузке осевой силы на валу ТНА не менее 20%, исключение возможности работы насосов в зоне частичной кавитации, а пульсация давления должна быть не более 1-2 % рабочего уровня. Предусматривалось особое внимание уделить стойкости материалов в среде окислительного газа. Было введено контрольно-технологическое испытание для каждого двигателя, без переборки.
  • Февраль-март 1976 г. - правительством принято решение о разработке ракетных систем "Энергия"-"Буран" и "Зенит".
  • Ноябрь 1976 г. - разработан эскизный проект двигателя РД-170 со следующими характеристиками: тяга на земле 740 т, в пустоте - 806,4 т; удельный импульс на земле 309,3 с, в пустоте - 337 с; давление в камере сгорания 250 атмосфер, в газогенераторе - до 583 атмосфер; мощность турбины до 297,260 л.с.
  • 25 августа 1980 г. - состоялось первое огневое испытание двигателя РД-171 (варианта двигателя РД-170 для РН "Зенит").
  • 9 июня 1981 г. - первое огневое испытание двигателя РД-171 № A15, успешно отработавшего заданные 150 с по намеченной программе испытаний.
  • 26 июня 1982 г. - первое огневое испытание двигателя РД-171 № A18 на стенде НИИХиммаш в составе первой ступени РН "Зенит". Пуск закончился аварией, разрушившей единственный в СССР стенд, пригодный для проведения испытаний ступени ракеты с двигателем такой мощности.
  • Май 1983 г. - первое успешное огневое испытание двигателя РД-171 на номинальном режиме.
  • 1 декабря 1984 г. - первое успешное огневое испытание двигателя РД-171 на стенде НИИХиммаш в составе первой ступени РН "Зенит".
  • 13 апреля 1985 г. - первый пуск РН "Зенит" с двигателем РД-171 в составе первой ступени, завершившийся аварией из-за отказа системы управления расходом топлива второй ступени.
  • Июнь 1985 г. - второй пуск РН "Зенит" с двигателем РД-171 в составе первой ступени, завершившийся аварией в результате отклонений в работе рулевых двигателей второй ступени и последовавшего взрыва в конце активного участка.
  • Октябрь 1985 г. - третий (первый успешный) пуск РН "Зенит" с двигателем РД-171 в составе первой ступени.
  • Ноябрь 1985 г. - первое стендовое испытание двигателя РД-170 в составе блока "А" РН "Энергия". Двигатель успешно отработал заданное время.
  • 15 мая 1987 г. - первый пуск РН "Энергия" с двигателями РД-170 в составе первой ступени.
  • Декабрь 1987 г. - завершение летных испытаний РН "Зенит" с двигателем РД-171 в составе первой ступени.
  • 15 ноября 1988 г. - второй пуск РН "Энергия" с двигателями РД-170 в составе первой ступени.
  • 4 октября 1990 г. - пятнадцатый пуск РН "Зенит", завершившийся аварией на третьей секунде полета в результате взрыва двигателя первой ступени. По заключению аварийной комиссии отказ двигателя произошел вследствие разрушения узла качания газового тракта второй камеры. Наиболее вероятной причиной возгорания явилось попадание во внутреннюю полость узла качания инициатора возгорания в виде вещества органического происхождения с концентрированным выделением тепла при сгорании более 30 килоджоулей.
  • 27 июля 1991 г. - шестнадцатый пуск РН "Зенит" не состоялся из-за незапуска двигателя первой ступени.
  • 20 мая 1997 г. - двадцать восьмой пуск РН "Зенит", завершившийся аварией на 49-й секунде полета в результате произошло аварийного выключения двигателя первой ступени. Ракета упала 28 километрах от стартового комплекса.
  • 9 сентября 1998 г. - пуск РН "Зенит", завершившийся аварией на 72-й секунде полета.
  • 25 марта 2004 г. - поставка первого товарного двигателя РД-171М для РН "Зенит-3SL" для программы "Морской старт".
  • 5 июля 2004 г. - двигатель РД-171М сертифицирован для использования в составе РН "Зенит-3SL" для программы "Морской старт".
  • 15 февраля 2006 г. - первый пуск РН "Зенит-3SL" с РД-171М.
  • 25 апреля 2006 г. - решением Минобороны РФ и Роскосмоса двигателям РД-171М присвоена литера "О1", которая разрешает применение двигателя в составе РН "Зенит-М" при реализации государственных программ.
  • 30 января 2007 г. - пуск РН "Зенит-3SL" с морской стартовой платформы Odyssey завершившился аварией. Ракета взорвалась на старте. Российско-украинская межведомственная комиссия по расследованию аварии установила, что причиной аварии явилось возгорание случайно привнесенной извне металлической частицы в насосе окислителя.
  • 29 июня 2007 г. - первый пуск РН "Зенит-М" с двигателем РД-171М, осуществленный с пусковой установки № 1 пл. № 45 Государственного испытательного космодрома Байконур.
  • 26 апреля 2008 г. - первый пуск РН "Зенит-3SLБ" с РД-171М по программе "Наземный старт", осуществленный с Государственного испытательного космодрома Байконур.
  • 25 декабря 2009 г. - при проведении огневого приемочного испытания двигателя РД-171М на стенде ОАО "НПО Энергомаш" произошел отказ двигателя с разрушением материальной части двигателя и отдельных систем стенда. Комиссия, рассмотрев результаты обработки телеметрических измерений и результаты анализа состояния материальной части, заключила следующее: отказ двигателя при его работе на номинальном режиме тяги произошел в результате возгорания на 17.6 сек в газовой полости за турбиной ТНА в месте соединения выхлопного коллектора турбины с газовым трактом одной из камер (камера №2). Развитие горения привело на 18.2 сек к разрушению газового тракта двигателя за турбиной, взрыву и пожару. Инициирование возгорания произошло в результате попадания внутрь газовой полости постороннего предмета (вещества) в процессе изготовления двигателя, который не мог быть обнаружен проведенными штатными процедурами осмотра и контроля. Признана наиболее вероятной органическая природа постороннего предмета (вещества) попавшего внутрь газового тракта в процессе работ с подсборкой «блок газоводов» двигателя.
skroznik вне форума   Ответить с цитированием
Старый 16.08.2011, 22:33   #5
skroznik
Кот, гуляющий сам по себе
 
Аватар для skroznik
 
Регистрация: 18.02.2010
Адрес: Родом из детства
Сообщений: 9,622
Сказал(а) Фууу!: 1
Сказали Фууу! 4 раз(а) в 4 сообщениях
Сказал(а) спасибо: 349
Поблагодарили 960 раз(а) в 816 сообщениях
skroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордится
Отправить сообщение для skroznik с помощью Skype™
По умолчанию Re: Ракетный двигатель РД-170/171

Описание конструкции




Пневмогидравлическая схема. Адаптировано; условно показаны 1 КС и 1 ГГ.



Пневмогидравлическая схема. Условно показаны 2 КС;



Пневмогидравлическая схема. Адаптировано; условно показаны 2 КС


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(С2Н5)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.

Пневмоклапаны приводятся в действие гелием от блока баллонов высокого давления с помощью электроклапанов.

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(С2Н5)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.

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.

skroznik вне форума   Ответить с цитированием
Старый 17.08.2011, 22:27   #6
skroznik
Кот, гуляющий сам по себе
 
Аватар для skroznik
 
Регистрация: 18.02.2010
Адрес: Родом из детства
Сообщений: 9,622
Сказал(а) Фууу!: 1
Сказали Фууу! 4 раз(а) в 4 сообщениях
Сказал(а) спасибо: 349
Поблагодарили 960 раз(а) в 816 сообщениях
skroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордится
Отправить сообщение для skroznik с помощью Skype™
По умолчанию Re: Ракетный двигатель РД-170/171

Модификации


Отличия между РД-170 и РД-171

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".



РД-170 Каждую камеру качают две рулевые машины (на фото - зеленого цвета)



РД-171М Каждую камеру качает одна рулевая машина (на фото - слева от ближней камеры)


Остальные системы двигателей унифицированы.
skroznik вне форума   Ответить с цитированием
Старый 17.08.2011, 22:28   #7
skroznik
Кот, гуляющий сам по себе
 
Аватар для skroznik
 
Регистрация: 18.02.2010
Адрес: Родом из детства
Сообщений: 9,622
Сказал(а) Фууу!: 1
Сказали Фууу! 4 раз(а) в 4 сообщениях
Сказал(а) спасибо: 349
Поблагодарили 960 раз(а) в 816 сообщениях
skroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордится
Отправить сообщение для skroznik с помощью Skype™
По умолчанию Re: Ракетный двигатель РД-170/171

РД-173 и РД-171М


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.
skroznik вне форума   Ответить с цитированием
Старый 17.08.2011, 22:30   #8
skroznik
Кот, гуляющий сам по себе
 
Аватар для skroznik
 
Регистрация: 18.02.2010
Адрес: Родом из детства
Сообщений: 9,622
Сказал(а) Фууу!: 1
Сказали Фууу! 4 раз(а) в 4 сообщениях
Сказал(а) спасибо: 349
Поблагодарили 960 раз(а) в 816 сообщениях
skroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордится
Отправить сообщение для skroznik с помощью Skype™
По умолчанию Re: Ракетный двигатель РД-170/171

Система технической диагностики


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.
skroznik вне форума   Ответить с цитированием
Старый 17.08.2011, 22:31   #9
skroznik
Кот, гуляющий сам по себе
 
Аватар для skroznik
 
Регистрация: 18.02.2010
Адрес: Родом из детства
Сообщений: 9,622
Сказал(а) Фууу!: 1
Сказали Фууу! 4 раз(а) в 4 сообщениях
Сказал(а) спасибо: 349
Поблагодарили 960 раз(а) в 816 сообщениях
skroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордитсяskroznik за этого человека можно гордится
Отправить сообщение для skroznik с помощью Skype™
По умолчанию Re: Ракетный двигатель РД-170/171

Использованные источники информации
  1. Губанов Б.И. Триумф и трагедия 'Энергии'
  2. George P. Sutton. Rocket Propulsion Elements, 7th edition
  3. Каторгин Б. И. Перспективы создания мощных жидкостных ракетных двигателей
  4. George P. Sutton "History of Liquid Propellant Rocket Engines"
  5. Проспект НПО "Энергомаш"
  6. Описание изобретения к патенту Российской Федерации RU 2159351. Газогенератор (US Patent 6244040).
  7. Описание изобретения к патенту Российской Федерации RU 2159349. Модуль-газогенератор (US Patent 6212878).
  8. Описание изобретения к патенту Российской Федерации RU 2158841. Камера ЖРД и ее корпус (US Patent 6244041).
  9. Добровольский М.В. Жидкостные ракетные двигатели. - М.: МГТУ, 2005.
  10. Описание изобретения к патенту Российской Федерации RU 2159352. Узел качания Камеры ЖРД с дожиганием.
  11. Описание изобретения к патенту Российской Федерации RU 2158839. ЖРД с дожиганием турбогаза (US Patent 6226980).
  12. Описание изобретения к патенту Российской Федерации RU 2158840. Корпус камеры ЖРД (US Patent 6442931).
  13. Рахманин В. Ф. К истории создания двигателя первой ступени ракеты-носителя "ЭНЕРГИЯ" (часть 2, часть 3).
  14. Рахманин В. Ф. Главный конструктор ракетных двигателей.
  15. Ракетный двигатель РД-170. Видеофильм (размер 46 Мб, длительность 6 мин. 52 с.)
  16. Описание изобретения к патенту Российской Федерации RU 2106534. Бустерный турбонасосный агрегат.
  17. Описание изобретения к патенту Российской Федерации RU 2159353. Ампула с пусковым горючим для зажигания компонентов топлива ЖРД.
  18. Трофимов В.Ф. Осуществление мечты.- М.: Машиностроение-Полет, 2001.
  19. НПО «Энергомаш» имени академика В.П.Глушко. Путь в ракетной технике. Под ред. Б.И.Каторгина. М., Машиностроение-Полет, 2004.
skroznik вне форума   Ответить с цитированием
Ответ

Опции темы

Ваши права в разделе
Вы не можете создавать новые темы
Вы не можете отвечать в темах
Вы не можете прикреплять вложения
Вы не можете редактировать свои сообщения

BB коды Вкл.
Смайлы Вкл.
[IMG] код Вкл.
HTML код Выкл.

Быстрый переход

Похожие темы
Тема Автор Раздел Ответов Последнее сообщение
Ядерный ракетный двигатель РД-0410 skroznik Космос 0 10.08.2011 21:58


Часовой пояс GMT +4, время: 07:00.


Powered by vBulletin® Version 3.8.4
Copyright ©2000 - 2018, Jelsoft Enterprises Ltd. Перевод: zCarot
Template-Modifications by TMS
Яндекс цитирования