Запись огневых испытаний рд 191. © Государственная корпорация по космической деятельности «Роскосмос

–н. в.

Применение: семейство РН «Ангара» Создан на основе: РД-170 Развитие: РД-193 Производство: Конструктор: «НПО Энергомаш » Время создания: – Производитель: «НПО Энергомаш» Массогабаритные
характеристики Сухая масса: 2 200 кг Высота: 3 780 мм Диаметр: 2 100 мм Рабочие характеристики Тяга: Вакуум: 212,6 тс
Уровень моря: 196 тс Удельный импульс : Вакуум: 337,4
Уровень моря: 311,5 с Время работы: 270 c Давление в камере сгорания: 262,6 кгс /см 2 Тяговооружённость: 89

Известные модификации двигателя:

• РД-191 используется в первой ступени корейской РН «Наро-1 ».
• РД-193 предназначен для использования в первой ступени РН Союз-2.1в .
  • РД-181 экспортный вариант двигателя РД-193 , предполагается установить на американской РН «Антарес » компании Orbital Sciences Corporation в качестве замены двигателям НК-33 .

Основные характеристики РД-191:

Разработчик - акционерное общество «НПО Энергомаш им. академика В. П. Глушко » (АО «НПО Энергомаш»). Срок изготовления двигателя в настоящее время составляет от 18 до 24 месяцев; планируется снижение этого срока до 12 месяцев .

История создания

В июле 2010 года в ходе проведения плановых межведомственных испытаний, не выдержал многократных сверхнагрузок и прогорел ракетный двигатель РД-191, для первой ступени ракеты-носителя «Ангара».

«Двигатель и должен был сгореть. Это абсолютно нормальная штатная ситуация, специалисты должны были установить, какие нагрузки он был способен выдержать».

Пресс-центр - НПО Энергомаш.

25 августа 2015 года НПО «Энергомаш» приступило к созданию модернизированной версии двигателя РД-191 - РД-191М - который будет применяться на РКН Ангара-А5В и Ангара-А5П и будет на 10-15 % мощнее предшественника. Первый этап выпуска аванпроекта будет завершен в сентябре 2015 года. Опытно-конструкторские разработки планируется завершить к 2018 году.

В ноябре 2015 года ПАО «Протон-Пермские моторы» объявило тендер на реконструкцию цехов под производство двигателя РД-191 для ракет «Ангара» .

В сентябре 2016 года стало известно, что для РД-191 будет внедрено цифровое проектирование. Для этого сформирована проектная команда, управляющий комитет и определен бюджет. Реализация проекта рассчитана на три года .

См. также

Напишите отзыв о статье "РД-191"

Примечания

низковысотные ЖРД высотные ЖРД ЯРД

Отрывок, характеризующий РД-191

Князь Андрей сказал, что для этого нужно юридическое образование, которого он не имеет.
– Да его никто не имеет, так что же вы хотите? Это circulus viciosus, [заколдованный круг,] из которого надо выйти усилием.

Через неделю князь Андрей был членом комиссии составления воинского устава, и, чего он никак не ожидал, начальником отделения комиссии составления вагонов. По просьбе Сперанского он взял первую часть составляемого гражданского уложения и, с помощью Code Napoleon и Justiniani, [Кодекса Наполеона и Юстиниана,] работал над составлением отдела: Права лиц.

Года два тому назад, в 1808 году, вернувшись в Петербург из своей поездки по имениям, Пьер невольно стал во главе петербургского масонства. Он устроивал столовые и надгробные ложи, вербовал новых членов, заботился о соединении различных лож и о приобретении подлинных актов. Он давал свои деньги на устройство храмин и пополнял, на сколько мог, сборы милостыни, на которые большинство членов были скупы и неаккуратны. Он почти один на свои средства поддерживал дом бедных, устроенный орденом в Петербурге. Жизнь его между тем шла по прежнему, с теми же увлечениями и распущенностью. Он любил хорошо пообедать и выпить, и, хотя и считал это безнравственным и унизительным, не мог воздержаться от увеселений холостых обществ, в которых он участвовал.
В чаду своих занятий и увлечений Пьер однако, по прошествии года, начал чувствовать, как та почва масонства, на которой он стоял, тем более уходила из под его ног, чем тверже он старался стать на ней. Вместе с тем он чувствовал, что чем глубже уходила под его ногами почва, на которой он стоял, тем невольнее он был связан с ней. Когда он приступил к масонству, он испытывал чувство человека, доверчиво становящего ногу на ровную поверхность болота. Поставив ногу, он провалился. Чтобы вполне увериться в твердости почвы, на которой он стоял, он поставил другую ногу и провалился еще больше, завяз и уже невольно ходил по колено в болоте.
Иосифа Алексеевича не было в Петербурге. (Он в последнее время отстранился от дел петербургских лож и безвыездно жил в Москве.) Все братья, члены лож, были Пьеру знакомые в жизни люди и ему трудно было видеть в них только братьев по каменьщичеству, а не князя Б., не Ивана Васильевича Д., которых он знал в жизни большею частию как слабых и ничтожных людей. Из под масонских фартуков и знаков он видел на них мундиры и кресты, которых они добивались в жизни. Часто, собирая милостыню и сочтя 20–30 рублей, записанных на приход, и большею частию в долг с десяти членов, из которых половина были так же богаты, как и он, Пьер вспоминал масонскую клятву о том, что каждый брат обещает отдать всё свое имущество для ближнего; и в душе его поднимались сомнения, на которых он старался не останавливаться.
Всех братьев, которых он знал, он подразделял на четыре разряда. К первому разряду он причислял братьев, не принимающих деятельного участия ни в делах лож, ни в делах человеческих, но занятых исключительно таинствами науки ордена, занятых вопросами о тройственном наименовании Бога, или о трех началах вещей, сере, меркурии и соли, или о значении квадрата и всех фигур храма Соломонова. Пьер уважал этот разряд братьев масонов, к которому принадлежали преимущественно старые братья, и сам Иосиф Алексеевич, по мнению Пьера, но не разделял их интересов. Сердце его не лежало к мистической стороне масонства.
Ко второму разряду Пьер причислял себя и себе подобных братьев, ищущих, колеблющихся, не нашедших еще в масонстве прямого и понятного пути, но надеющихся найти его.
К третьему разряду он причислял братьев (их было самое большое число), не видящих в масонстве ничего, кроме внешней формы и обрядности и дорожащих строгим исполнением этой внешней формы, не заботясь о ее содержании и значении. Таковы были Виларский и даже великий мастер главной ложи.
К четвертому разряду, наконец, причислялось тоже большое количество братьев, в особенности в последнее время вступивших в братство. Это были люди, по наблюдениям Пьера, ни во что не верующие, ничего не желающие, и поступавшие в масонство только для сближения с молодыми богатыми и сильными по связям и знатности братьями, которых весьма много было в ложе.
Пьер начинал чувствовать себя неудовлетворенным своей деятельностью. Масонство, по крайней мере то масонство, которое он знал здесь, казалось ему иногда, основано было на одной внешности. Он и не думал сомневаться в самом масонстве, но подозревал, что русское масонство пошло по ложному пути и отклонилось от своего источника. И потому в конце года Пьер поехал за границу для посвящения себя в высшие тайны ордена.

Летом еще в 1809 году, Пьер вернулся в Петербург. По переписке наших масонов с заграничными было известно, что Безухий успел за границей получить доверие многих высокопоставленных лиц, проник многие тайны, был возведен в высшую степень и везет с собою многое для общего блага каменьщического дела в России. Петербургские масоны все приехали к нему, заискивая в нем, и всем показалось, что он что то скрывает и готовит.
Назначено было торжественное заседание ложи 2 го градуса, в которой Пьер обещал сообщить то, что он имеет передать петербургским братьям от высших руководителей ордена. Заседание было полно. После обыкновенных обрядов Пьер встал и начал свою речь.
– Любезные братья, – начал он, краснея и запинаясь и держа в руке написанную речь. – Недостаточно блюсти в тиши ложи наши таинства – нужно действовать… действовать. Мы находимся в усыплении, а нам нужно действовать. – Пьер взял свою тетрадь и начал читать.
«Для распространения чистой истины и доставления торжества добродетели, читал он, должны мы очистить людей от предрассудков, распространить правила, сообразные с духом времени, принять на себя воспитание юношества, соединиться неразрывными узами с умнейшими людьми, смело и вместе благоразумно преодолевать суеверие, неверие и глупость, образовать из преданных нам людей, связанных между собою единством цели и имеющих власть и силу.
«Для достижения сей цели должно доставить добродетели перевес над пороком, должно стараться, чтобы честный человек обретал еще в сем мире вечную награду за свои добродетели. Но в сих великих намерениях препятствуют нам весьма много – нынешние политические учреждения. Что же делать при таковом положении вещей? Благоприятствовать ли революциям, всё ниспровергнуть, изгнать силу силой?… Нет, мы весьма далеки от того. Всякая насильственная реформа достойна порицания, потому что ни мало не исправит зла, пока люди остаются таковы, каковы они есть, и потому что мудрость не имеет нужды в насилии.

ОАО «НПО Энергомаш»

141400, Россия, г. Химки, Московская область, ул.Бурденко, 1

Открытое акционерное общество «НПО Энергомаш имени академика В.П.Глушко» - ведущее предприятие в мире по разработке мощных жидкостных ракетных двигателей для космических ракет-носителей. Предприятие основано 15 мая 1929 года. В НПО Энергомаш было разработано около 60 ЖРД, которые изготавливались серийно и эксплуатировались и продолжают эксплуатироваться в составе космических и боевых ракет-носителей.

В настоящее время основными программами предприятия являются:

• Серийное изготовление модернизированных ЖРД РД-171М для первой ступени РН «Зенит» (программы «Морской старт», «Наземный старт», Федеральная космическая программа)
• Серийное изготовление ЖРД РД-180 для первых ступеней американской РН «Атлас 5»
• Разработка ЖРД РД-191 для первых ступеней семейства новых российских РН «Ангара»
• Модернизация и авторский надзор за серийным изготовлением семейства ЖРД РД-107 и РД-108 (14Д22 и 14Д21) для первой и второй ступеней РН «Союз» в Самаре
• Модернизация и авторский надзор за серийным изготовлением модернизированного ЖРД РД-253 (14Д14М) для первой ступени РН «Протон» в Перми
• Модернизация и авторский надзор за ЖРД РД-120 для второй ступени РН «Зенит» (программа «Морской старт», «Наземный старт», Федеральная космическая программа)

Кроме того, на предприятии ведутся работы над перспективными направлениями совершенствования ЖРД:

• Исследование концепции многоразовых ЖРД
• Исследование концепции ЖРД с замкнутым контуром привода турбины
• Проектные работы по двигателям для космического аппарата с использованием энергии Солнца
• Повышение надежности ЖРД
• Исследования в области использования сжиженного природного газа (метана) в качестве горючего в ЖРД
• Проект трехкомпонентного двухрежимного ЖРД (кислород-керосин-водород)
• Исследования напряженно-деформированных состояний узлов и агрегатов ЖРД

Накопленный НПО Энергомаш огромный опыт создания ЖРД, владение уникальными технологиями обеспечивает благоприятную основу для сотрудничества с различными аэрокосмическими организациями и компаниями всего мира.

НПО Энергомаш готово разработать жидкостный ракетный двигатель в соответствии с техническими требованиями заказчика в кратчайшие сроки и на высочайшем научно-техническом уровне.

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

Топливо - кислород + керосин

Модификации двигателя	РД -170	РД-171	РД-171М
Тяга, земная / пустотная, тс	740 / 806	740 / 806	740 / 806
Удельный импульс, земной / пустотный, сек	309 / 337	309 / 337	309 / 337
Давление в камере сгорания, кгс/см 2	250	250	250
Масса, сухая / залитая, кг	9750 / 10750	9500 / 10500	9300 / 10300
Габариты, высота / диаметр, мм	4000 / 3800	4150 / 3565	4150 / 3565
Период разработки	1976-1988	1976 – 1986	1992 – 1996 2003 - 2004
Назначение	РН "Энергия"	РН "Зенит"	РН "Зенит"

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.

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 1996г, уже в ноябре 1996г было проведено первое огневое испытание двигателя-прототипа, а в апреле 1997г – огневое испытание штатного двигателя. В 1997-1998 гг успешно проведена серия огневых испытаний двигателя в составе ступени РН в США. Весной 1999г завершена сертификация двигателя для использования в составе РН «Атлас 3». Первый запуск РН «Атлас 3» с двигателем РД-180 состоялся в мае 2000г. Летом 2001г была завершена сертификация двигателя для использования в составе РН «Атлас 5». Первый полет РН «Атлас 5» с двигателем РД-180 состоялся в августе 2002г.

Основные параметры двигателя РД-180

Жидкостной ракетный двигатель с дожиганием окислительного газа

Топливо кислород + керосин

Компания Локхид Мартин заявила о намерении заказать не менее 101 двигателя РД-180 для использования в составе РН «Атлас 3» и «Атлас 5». Маркетингом и реализацией данного двигателя заказчику – компании Локхид Мартин – занимается совместное предприятие РД АМРОСС, созданное НПО Энергомаш и Пратт-Уитни (США). В США уже поставлено свыше 30 товарных двигателей, выполнено 14 запусков РН «Атлас 3» и «Атлас 5» с двигателями РД-180 на первой ступени.

Разработка двигателя РД-191 началась в конце 1998 г. Этот двигатель с дожиганием окислительного газа предназначен для семейства отечественных РН «Ангара» и «Байкал». Конструкция этого двигателя также основана на конструкции двигателей РД-170/171. Двигатель РД-191 представляет собой однокамерный ЖРД с вертикально расположенным ТНА. В течение 1999 г. была выпущена конструкторская документация, в 2000 г. начата автономная отработка агрегатов двигателя РД-191, завершена подготовка производства. В мае 2001г собран первый доводочный двигатель РД-191. Первое огневое испытание двигателя РД-191 проведено в июле 2001г.

Основные параметры двигателя РД-191

Жидкостной ракетный двигатель с дожиганием окислительного газа

Топливо кислород + керосин

На 01.08.06г проведено свыше 35 огневых испытаний двигателя с общей наработкой 4500 сек. Максимальное время одного испытания составляет 400 сек. Результаты испытаний двигателя подтвердили основные параметры двигателя, заложенные в техническом задании. Отработка двигателя производится в соответствии с программой экспериментальной отработки, которая предусматривает ее завершение на 10 экземплярах двигателя с наработкой свыше 15000 сек в ходе проведения свыше 70 огневых испытаний. Основной принцип такой программы – малое число двигателей и большая наработка на каждом экземпляре с максимальным количеством измерений.

Вполне очевидно, что развитие маршевых двигательных установок для средств выведения неразрывно связано, и особенно в долгосрочной перспективе, с совершенствованием самих средств выведения. В общем, можно сказать, что все будет определяться целями мировой космической деятельности. По оценкам специалистов, в 2000-2010 гг. ожидается: - почти 1000 пусков ракет-носителей (РН) различных классов, в том числе около 20 % для вывода космических аппаратов (КА) на геостационарные орбиты (ГСО); - каждый второй из выводимых 2000 КА будет коммерческим; - стоимость КА, запускаемых ежегодно, составит около $4-5 млрд. Кроме того, будет продолжена реализация крупномасштабного международного проекта МКС "Альфа" стоимостью в десятки миллиардов долларов. Пилотируемая экспедиция на Марс, создание и эксплуатация базы на Луне, энергообеспечение Земли из космоса, борьба с метеоритной опасностью, удаление особо опасных отходов и космический туризм - проекты не столь уж отдаленного будущего. Примечательно, что число стран, впервые ставших владельцами КА, за последние 15 лет увеличилось вдвое (с 15 до 30).

Дальнейшее развитие мировой космической деятельности сдерживается высокой стоимостью выведения КА ($5000…10 000 за один килограмм при выводе на низкую круговую орбиту) и недостаточной надежностью средств выведения. Так, каждый 20…30-й полет является аварийным, при этом в 50 % случаев - по вине двигательных установок (ДУ). Стоимость одной аварии РН тяжелого класса, включая потерю КА, составляет $300…700 млн, что превышает стоимость разработки мощного ЖРД (тягой 200…250 тс). Экономические потери, например, в результате катастрофы "Спейс Шаттл", превысили $2 млрд. Помимо этого аварии приводят к задержке выполнения программ до полутора-двух лет и снижению конкурентоспособности.

Таким образом, приоритетными требованиями к перспективным средствам выведения (СВ) являются повышение их надежности и уменьшение стоимости выведения КА.

Как показали исследования, проведенные в российских НИИ и КБ, основным типом двигателя для перспективных СВ на ближайшие 20-25 лет останется ЖРД. Иные ДУ, например, гиперзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ГПВРД), использующие атмосферный воздух в качестве окислителя и обещающие значительное уменьшение стартовой массы, требуют решения ряда сложнейших проблем. Это проблемы, связанные в первую очередь с разработкой конструкций ДУ и летательного аппарата в целом, работающих в условиях высоких скоростных напоров и аэродинамического нагрева (1500 К и более). Эти проблемы отодвигают реализацию ГПВРД на более отдаленное будущее.

В настоящее время за рубежом ведется активная целенаправленная работа по созданию новых одноразовых систем выведения ("Ариан-5", семейства РН "Дельта-4", "Атлас-5" и Н-2А) на базе ЖРД. Характерными особенностями большинства из них являются:

• - создание ДУ центральных ступеней на новых ЖРД, использующих высокоэффективное кислородно-водородное топливо, при этом обращается особое внимание на снижение стоимости и повышение надежности ЖРД (программа IHPRT в США). В состав ДУ, как правило, включают один двигатель большой тяги (RS-68 тягой 294 тс; RS-76 тягой 373 тс; ЖРД для ВА-1 тягой 635 тс);
• - широкое использование дешевых и надежных бустерных ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ), число которых варьируется от 0 до 6, что позволяет при минимальных затратах получить семейство носителей различной грузоподъемности;
• - формирование тяжелых РН из двух или трех центральных блоков.

Во всем мире признан высочайший уровень российского ракетного двигателестроения. Подтверждением этому служит разработанный в НПО "Энергомаш" в 1975-1985 гг. двигатель РД-170, работающий на кислородно-керосиновом топливе и не имеющий себе равных в мире по уровню достигнутых параметров и энерго-массовым характеристикам. Недаром активизировалась деятельность зарубежных фирм по использованию российских двигателей на модификациях ракет-носителей США. Так, двигатель РД-180, разработанный в НПО "Энергомаш" и являющийся дальнейшим развитием РД-170, предназначается для использования на ракете-носителе "Атлас-2AR" фирмы "Локхид-Мартин". Применение РД-180 позволит значительно увеличить энергетические возможности носителя. В США предполагается использовать также двигатели НК-33 и НК-43, которые были разработаны в начале 1970-х гг. для советской лунной ракеты Н1. После заключения договора с корпорацией "Аэроджет" эти ЖРД проходят доработку для последующей установки на многоразовом носителе К-1 компании "Кистлер Аэроспейс". Широкое использование этих дешевых (по мировым ценам) и высокоэффективных ЖРД, созданных в России, позволит значительно снизить стоимость выведения КА.

Большое внимание уделяется снижению стоимости изготовления ступеней РН, затрат на подготовку и проведение пусков. В результате должно быть получено примерно 1,5…2-кратное снижение стоимости выведения и повышение надежности зарубежных РН до уровня таких российских ракет, как "Союз" и "Протон" (рис. 1).

В несколько более отдаленном будущем предусматривается замена бустерных РДТТ многоразовыми ускорителями на ЖРД, а также многоразовыми одно- и двухступенчатыми системами ("Венчур Стар" и др.). Их применение должно снизить стоимость выведения еще в 5…10 раз.

Характерной особенностью подобного пути развития одноразовых систем выведения является увеличение числа потребных зон для падения отработавших ступеней. Каждый из вариантов с дополнительными ускорителями приводит к двум дополнительным зонам увеличенного размера для падения бустерной и первой ступеней. В итоге для семейства РН на базе двухступенчатого носителя вместо одной зоны требуется от двух до шести зон в зависимости от числа бустерных ускорителей.

При береговом расположении стартового комплекса, что характерно для зарубежных космодромов, это не имеет значения; для внутриконтинентального расположения космодромов России это является практически неприемлемым, особенно если учитывать требования запусков РН под различными азимутами.

Что касается высокоширотного (62,8°) российского космодрома "Плесецк", то (при равных энергетических параметрах ЖРД, что становится характерным для современного этапа) для выведения на геостационарную орбиту (ГСО) космических аппаратов одинаковой массы требуется увеличение мощности ДУ отечественных СВ на 30...40 % по сравнению с зарубежными, находящимися в основном вблизи экватора. Ранее этот неблагоприятный фактор парировался существенно большей эффективностью отечественных ЖРД (РД-170 и др.) по сравнению с зарубежными двигателями (удельный импульс больше на 30…35 с). Однако широкое применение кислородно-водородного топлива в современных зарубежных РН ("Ариан-5", "Дельта-4", Н-2А) и отсутствие его в отечественных проектах существенно ухудшило сравнительную картину.

Таким образом, для перспективных отечественных СВ однократного использования, особенно среднего и тяжелого классов, при отказе от применения бустерных РДТТ и для парирования неблагоприятного географического фактора требуется разработка маршевых ДУ с существенно большей тягой или использование в ДУ нескольких двигателей, т.е. переход к использованию многодвигательных установок на базе модульных ЖРД.

Исходя из изложенного Центром Келдыша и ЦНИИМаш была предложена "Концепция развития системы средств выведения Российской Федерации на период после 2005 г."

В основу "Концепции" положены основные принципы:

• - безусловное обеспечение гарантированного и независимого доступа в космическое пространство с территории Российской Федерации;
• - обеспечение в долгосрочной перспективе высокой конкурентной способности отечественных СВ на мировом рынке космических услуг.

Определяющим шагом при этом является разработка и последующее широкое применение двухступенчатых носителей с первой многоразовой крылатой ступенью (рис. 2), что может обеспечить:

• - снижение затрат на выведение в ~2 раза;
• - практически полное решение проблем с выделением зон под падение отработавших ступеней и снятие жестких ограничений по трассам полетов, что позволит перенести пуски носителей с космодрома Плесецк в Капустин Яр и обеспечит при этом 15…20-процентное увеличение их энергетических возможностей.

Необходимо отметить, что создание многоразовых первых ступеней не требует решения новых научных и технических проблем и может быть успешно решено на современном уровне развития отечественной авиационной и ракетной техники.

Задел, накопленный при разработке орбитального корабля "Буран", проработки возвращаемых крылатых ступеней в авиационных КБ, системы ММКС в РКК "Энергия", где в качестве первой многоразовой ступени рассматривался модифицированный ОК "Буран", а также последние проработки ГКНПЦ им. М.В. Хруничева по РН "Ангара" легкого класса с многоразовой первой ступенью показали реальность решения поставленной задачи.

Определяющим звеном при этом будет создание многоразовой и надежной ДУ на базе ЖРД, и эта задача на сегодняшний момент еще не может считаться решенной. Единственный эксплуатируемый в мире многоразовый ЖРД SSME системы "Спейс Шаттл" далеко не выполняет требования ТЗ по ресурсу (почти в 10 раз) и стоимости межполетного обслуживания. Недаром в США по программе IHPRT предусматривается создание демонстрационного образца кислородно-водородного ЖРД с кратностью использования до 100 раз и снижением стоимости обслуживания в 10 раз при одновременном снижении стоимости разработки и изготовления (рис. 3).

Переход к многоразовой первой ступени приведет к увеличению стартовой массы РН на ~30 %, что потребует увеличения тяги ДУ этой ступени. Необходим переход к многодвигательной установке. Таким образом, важнейшей задачей отечественного ракетно-космического двигателестроения на современном этапе следует считать разработку резервированной многодвигательной установки с использованием ЖРД многоразового применения. К требованиям, которым должна удовлетворять такая ДУ, можно отнести следующие:

• - отказ одного двигателя не должен приводить к срыву программы полета;
• - кратность использования ДУ на первом этапе должна составлять 10-15, в последующем - 50-100;
• - стоимость межполетного обслуживания ДУ не должна превышать 3 % стоимости ДУ с последующим снижением до 0,5 % и менее.

Одним из возможных путей решения поставленной задачи является разработка ЖРД нового поколения по схеме с восстановительным газогенератором. Для данной схемы характерна достаточно высокая вероятность неинтенсивного развития аварийных процессов (период развития которых превышает 0,1…0,5 с). При таких авариях, как правило, не происходит внешнего разрушения газового тракта (табл. 1). Все это способно обеспечить эффективную работу систем аварийной защиты с одновременным повышением коэффициента охвата аварийных ситуаций до 0,9…0,95. Открывается путь к созданию и успешной эксплуатации резервируемых ДУ, что подтверждено, в частности, опытом эксплуатации РН "Сатурн-V".

Указанная особенность ЖРД с восстановительным газогенератором, особенно в сочетании с применением открытой схемы двигателя с выбросом газогенераторного газа или перепуском его в сопло, является особенно важной для разработки новых носителей, предназначенных для доставки экипажей на международную космическую станцию и выведения перспективных пилотируемых аппаратов различного назначения.

Аварийные процессы, развивающиеся с высокой интенсивностью и имеющие взрывной характер (t = 0,001…0,002 с), практически полностью исключают возможность спасения космонавтов, поскольку осуществить аварийное отделение отсека с экипажем в этих условиях нельзя.

В настоящее время в мире существуют только два носителя, которые обеспечивают выведение экипажей в космос: это отечественная РН "Союз" и американский "Спейс Шаттл". Вялое развитие аварийных процессов в двигателях РН "Союз", для которых характерны невысокая напряженность параметров, открытая схема двигателей и применение газогенератора с восстановительным генераторным газом, позволило реализовать эффективную систему аварийного спасения экипажа, что и было неоднократно подтверждено в процессе 30-летней эксплуатации этого носителя и его прототипов. Взрывной же характер аварии носителя "Спейс Шаттл" с кораблем "Челленджер" привел к гибели всего экипажа.

Применение ЖРД с восстановительной схемой газогенерации позволяет значительно снизить остроту проблемы возгорания конструкционных материалов в среде генераторного газа с высоким окислительным потенциалом. Это создает предпосылки для отказа от применения более дорогих конструкционных материалов и технологических процессов и открывает возможности уменьшения стоимости выведения на 10…15 %, несмотря на снижение энергетических параметров ЖРД и РН из-за перехода к менее энергетически эффективной схеме ЖРД.

Как показывают расчетно-теоретические, экспериментальные и проектные исследования, ресурс работы турбомашин в определяющей степени зависит от уровня их энергонапряженности. Поэтому высокая энергонапряженность агрегатов, в первую очередь ТНА современных наиболее энергетически эффективных ЖРД РД-170, РД-180, РД-191, ставит под сомнение возможность достижения высокой кратности (до 25-30) использования подобных двигателей и низкой стоимости (менее 1…2 % стоимости изготовления) межполетного обслуживания двигателя. Об этом свидетельствует опыт эксплуатации пока единственного в мире многоразового ЖРД SSME . Важнейшую роль в ограничении кратности использования ЖРД имеет циклическая усталость материала. Известно, что при многоцикловом нагружении предельное количество циклов (соответственно и время работы) элемента конструкции зависит, в частности, от уровня динамических напряжений в степенной зависимости (уравнения Веллера). Поэтому снижение энергонапряженности в 2 раза позволяет в принципе увеличить продолжительность работы ЖРД более чем на порядок (рис. 4).

В табл. 2 показано, что с переходом к открытой схеме ЖРД с уровнем давления в камере сгорания 140…150 кгс/см2 возникает возможность в 2…2,5 раза снизить давление за насосами и потребную мощность турбины по сравнению с параметрами двигателя РД-191 из семейства РД-170. т.е. создать ЖРД с очень высоким ресурсом работы и кратностью использования до 30…40. В сочетании с использованием криогенных компонентов топлива (жидкий кислород и жидкий метан), создающих условия для минимального межполетного обслуживания ЖРД, появляется возможность снижения затрат (по линии ДУ) на один полет в 20…30 раз (см. рис. 3).

Следует отметить, что при проработках двигателей для перспективных многоразовых средств выведения разработчики США идут практически по аналогичному пути (снижение уровня напряженности агрегатов и создание ЖРД многоразового использования с переборкой после 30-40 полетов).

Результаты расчетно-теоретических и экспериментальных исследований, выполненных Центром Келдыша с учетом опыта проектных разработок КБХА и НПО "Энергомаш", позволили сделать вывод о том, что поставленная задача с наибольшим эффектом может быть решена путем разработки ЖРД нового поколения, использующего топливную пару "кислород и сжиженный природный газ" (СПГ), причем в составе СПГ должно быть 98 % метана.

Применение данной топливной пары обеспечивает:

• - возможность разработки высокоэффективного ЖРД по схеме с восстановительным газогенератором;
• - создание двигателей многоразового использования с минимальным объемом межполетного обслуживания.

Пара "кислород и СПГ" имеет невысокую стоимость и широкие перспективы использования в других отраслях (авиация, железнодорожный и автомобильный транспорты). Хотя в России пока практически отсутствует инфраструктура использования сжиженного природного газа, однако имеющаяся практика эксплуатации криогенных компонентов (кислород, водород), а также богатый мировой опыт производства и транспортировки СПГ позволяют сделать вывод о возможности создания необходимой инфраструктуры при сравнительно небольших затратах.

Наиболее целесообразной схемой маршевого ЖРД для средств выведения нового поколения является открытая, незамкнутая схема с восстановительным генераторным газом (рис. 5). Для уменьшения потерь удельного импульса тяги целесообразно применить перепуск отработанного генераторного газа в сопло. В итоге выполнения научно-исследовательских, расчетно-теоретических и экспериментальных работ, в том числе и на специально разработанных модельных двигателях, получены рекомендации по организации рабочего процесса в газогенераторе и камере сгорания, подтверждена возможность достижения высокой степени совершенства процессов и эффективного охлаждения камеры сгорания, длительного ресурса работы и многократности использования. В целом показана полная реальность создания высокоэффективного ЖРД нового поколения и возможность перехода к полномасштабным конструкторским разработкам.

Создание резервируемой ДУ первой ступени на базе высоконадежных ЖРД обеспечит гарантированный и экономически эффективный запуск как пилотируемых объектов, так и уникальных дорогостоящих космических аппаратов большой массы.

В заключение необходимо отметить, что использование основных положений разработанной Центром Келдыша "Концепции" открывает перспективы создания нового поколения маршевых многоразовых двигателей, обеспечивающих:

• - высокую надежность;
• - простоту межполетного обслуживания и многократность использования;
• - формирование многодвигательных резервируемых ДУ.

На базе подобных ЖРД (табл. 3) могут быть разработаны новые, экологически безопасные, не требующие зон отчуждения, надежные и экономически эффективные РН с первой многоразовой ступенью, обеспечивающие снижение стоимости вывода КА почти вдвое.

Некоторые характеристики ЖРД
Характеристика	Замкнутая схема с окислительным ГГ		Замкнутая схема с восстановительным ГГ
Компоненты топлива	О2 +РГ-1		О2 +СН4
Состав генераторного газа	О2 - 91% Н2 О - 4% СО2 - 5%	О2 - 6% NO2 - 73% N2 - 6% H2 O - 4% N2 O4 - 2% CO2 - 6% HNO3 - 4%	O2 - 0% CH4 - 55% H2 O - 6% H2 - 24% CO2 - 3% CO - 12%
Окислительный потенциал	O2 - находится в свободном состоянии	О2 - находится в связанном состоянии	О2 - отсутствует
Требования по обеспечению чистоты баков	0,05...0,1 мг/м2	5,0...7,0 мг/м2	3,0...5,2 мг/м2
Тротиловый эквивалент
Время протекания аварии газового тракта до потери герметичности, с	<0,06 (~40% аварий)		0,1 (без вскрытия газового тракта)
Быстродействие САЗ по отсечке топливных магистралей	**0,8...0,1 с,	**0,8...0,1 с, в перспективе - 0,06...0,08 с	**0,8...0,1 с, позднее - 0,06...0,08 с
Коэффициент охвата САЗ
Последствия аварий (после отключения САЗ топливных магистралей)	САЗ не срабатывает, разрушение ДУ, отсека и блока (при наличии инициаторов)	Разрушение двигателя, обгар конструкции отсека и затухание процесса

ANALYSIS OF THE EFFECTIVENESS OF NOZZLE EXTENSION FOR ROCKET ENGINE РД-191

Marat Seydagaliev

Russia, Baikonur

Nikolay Ilyushenko

5th year student of the department “Design and testing of aircraft” branch “Voskhod” of MAI,

Russia , Baikonur

Olga Shestopalova

candidate of Science, assistant professor of branch “Voskhod”

of the Moscow aviation institute (national research university),

Russia, Baikonur

АННОТАЦИЯ

Современные ракетные двигатели практически достигли предела энергетических возможностей топлива, поэтому увеличение эффективности ракетного двигателя даже на небольшие значения представляет собой непростую задачу. В работе предлагается решение данной проблемы путем применения раздвижного соплового насадка. Для проведения расчетов в качестве примера был взят наиболее эффективный и перспективный для отечественной космонавтики однокамерный жидкостный ракетный двигатель РД-191.

ABSTRACT

Modern rocket engines almost reached the limit of energy fuel capabilities so increasing the efficiency of rocket engine even for small values is a big problem. There is a solution which suggests to use of nozzle extension. As an example for the calculations was taken RD-191 – the most effective and perspective liquid propellant rocket engine by now.

Ключевые слова: ракета-носитель (РН), двигательная установка (ДУ), сопловой насадок, жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), реактивная тяга, удельный импульс.

Keywords: launch vehicle, nozzle extension, liquid propellant rocket engine, jet thrust, specific impulse.

На сегодняшний день наиболее перспективным ракета-носителем отечественной космонавтики является семейство ракета-носителей Ангара, в основе которых лежит универсальный ракетный модуль – 1 (УРМ-1). Двигательной установкой УРМ-1 служит жидкостный ракетный двигатель РД-191. В данной работе приводится оценка эффективности применения соплового насадка для двигателя РД-191. Сопловой насадок – выдвигаемая часть сопла ракетного двигателя, установка в рабочее положение которого обеспечивает увеличение выходной площади сопла, как следствие увеличивает эффективность в разряженных слоях атмосферы или в вакууме.

При расчете сделаны следующие допущения:

• двигатель работает в нормальном режиме (с постоянным массовым расходом);
• ракета-носитель летит по прямой траектории, с постоянной скоростью;
• не учитываются потери из-за трения и рассеивания скорости на выходе сопла.

Необходимые для расчета технические характеристики ЖРД РД-191 представлены в таблице 1.

Таблица 1 .

Характеристики ЖРД РД-191

Характеристика	Обозначение	Значение
Тяга (Земля), тс
Тяга (пустота), тс
Удельный импульс (Земля), с
Удельный импульс (пустота), с
Давление в камере сгорания, кгс/см в кв.
Давление на срезе сопла, кгс/см в кв.
Температура в камере сгорания
Степень расширения сопла
Диаметр выходного сечения сопла, мм
Диаметр минимального сечения сопла, мм

Для расчетов предлагается использовать формулу тяги реактивного двигателя при допущении одномерности течения газа по соплу :

где: µ – секундный массовый расход; – давление, скорость и площадь сечения на срезе сопла соответственно; – давление окружающей среды, (зависит от высоты подъёма h).

Скорость потока на срезе сопла определяется известным из газовой динамики соотношением :

(2)

где: – газовая постоянная продуктов сгорания; – температура давление в камере сгорания соответственно; – показатель адиабаты.

Показатель адиабаты зависит от используемых компонентов топлива, для пары керосин-кислород; =1,11 .

Из выражений (1) и (2) получаем окончательное выражение для расчета тяги реактивного двигателя:

(3)

Очевидно, что тяга двигателя меняется по мере подъёма на высоту. Причина этого заключается в том, что давление окружающей среды является непрерывно изменяющейся величиной.

Уравнение (3) описывает тягу двигателя с постоянной степенью геометрического расширения. Рассмотрим случай, при котором в каждый момент времени реализуется расчетный режим работы двигателя (). Тогда уравнение (3) примет вид:

(4)

Для расчета средней тяги двигателя использующего раздвижной насадок необходимо определится с геометрическими характеристиками соплового насадка. Расчеты показали, что оптимальная радиус соплового насадка, при которой средняя тяга будет наибольшей на протяжении всего участка работы двигателя, превышает радиус УРМ-1 (1,45 м), исходя из этого принимаем радиус раздвижного насадка равный 1,20 м, это позволит использовать сопловой насадок в пакетной конструктивно-компоновочной схеме (Ангара-А3, Ангара-А5, Ангара-А5В). По радиусу насадка определяем давление на срезе сопла и вычисляем тягу двигателя согласно уравнению (1).

Ниже приводятся результаты расчетов (рис. 1) тяги двигателя согласно уравнениям (3), (4) для трех случаев:

• двигателя с нерегулируемым соплом;
• двигателя с идеально регулируемым по высоте соплом;
• двигателя с одноступенчатым регулируемым соплом.

Рисунок 1. Изменение тяги двигателя в зависимости от высоты полета: 1 – нерегулируемое сопло, 2 – одноступенчатое регулируемое сопло; 3 – идеально регулируемое по высоте сопло

Результаты расчета показали, что применение соплового насадка для РН семейства Ангара, выполненных в пакетной схеме, позволяет увеличить среднюю тягу каждого УРМ-1 на 9,28 тс, с учетом потерь из-за трения в сопле. При использовании раздвижного соплового насадка на ракета-носителях легкого класса выполненных в тандемной схеме (Ангара 1.1 и 1.2), прирост тяги составит 17,5 тс в виду отсутствия ограничения радиуса соплового насадка. При внесении конструктивных изменений в сопло РД-191 (с целью увеличения давления на срезе сопла), представляется возможным увеличить тягу на 24,4 тс для пакетной и 35,7 тс для тандемной схемы.

Регулирование высотности сопла путем применения соплового насадка не является принципиально новым инженерным решением, но практической реализации данное решение так и не нашло из-за сложности обеспечения охлаждения насадка. На сегодняшний день, эта проблема является устранимой в связи с появлением принципиально новых материалов, не доступных ранее, имеющих высокую температуру плавания, прочность, стойкость к изнашиванию и т. д. Именно поэтому представленная работа является актуальной, и практически реализуемой.

Список литературы:

1. Алемасов В.Е. Теория ракетных двигателей: учеб. для вузов. – М.: Машиностроение, 1980.

2. Гречух Л.И. Проектирование жидкостного ракетного двигателя: методические указания к курсовому и дипломному проектированию. – М.: Издательство ОмГТУ, 2011. – 69 с.

3. Добровольский М.В. Жидкостные ракетные двигатели: учеб. для вузов. –М.: МГТУ имени Н.Э. Баумана, 2006. – 269 с.

4. Двигательная установка. РД-191 – [Электронный ресурс]. – Режим доступа. – URL: http://ecoruspace.me/%D0%A0%D0%94-191.html (Дата обращения: 8.04.16).

LIQUID ROCKET ENGINE RD-191

14.06.2016

Российское НПО «Энергомаш» планирует в 2017 году удвоить объемы производства двигателей РД-191 для ракет-носителей «Ангара», сообщил гендиректор предприятия Игорь Арбузов.
«Начался этап испытаний ракеты-носителя «Ангара», количество заказов на РД-191 выросло. Следовательно, НПО «Энергомаш» должно удвоить объемы его производства (в 2016 году – 22 двигателя, в 2017 году – 40)», – приводит его слова корпоративное издание НПО «Энергомаш».
По его словам, чтобы выполнить заказ, предприятию придется увеличить численность рабочей силы на производстве на 250-300 человек.
ТАСС

16.04.2019
Проблемы с низкочастотными вибрациями двигателей РД191 для российской ракеты-носителя «Ангара» решены, заявил в интервью «Интерфаксу» главный конструктор «НПО Энергомаш» Петр Левочкин.
«Мы внедрили в конструкцию двигателя ряд решений по подавлению этих низкочастотных колебаний и добились с Центром Хруничева того, что эти мероприятия позволяют двигателю нормально работать и соответствовать техзаданию», – сказал П.Левочкин.
Так он прокомментировал появившиеся в январе этого года сообщения в СМИ о том, что возникающие при старте ракеты «Ангара» вибрации двигателя РД191 могут привести к ее разрушению.
Собеседник агентства пояснил, что низкочастотные вибрации возникали из-за крайне тяжелого для силовой установки ракеты режима, когда двигатель центрального блока первой ступени работает всего на 30% мощности для экономии топлива.
«РД191 уникален. На «Ангаре-А5″ двигатель центрального блока, пока работают боковушки, должен работать в щадящем режиме, экономя топливо. Для этой ракеты был выбран режим 30-процентного, глубокого дросселирования», – сказал П.Левочкин.
Интерфакс-АВН

ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ РД-191

Разработка двигателя РД-191 началась в конце 1998 г. Этот двигатель с дожиганием окислительного газа предназначен для семейства отечественных ракет-носителей «Ангара». Конструкция двигателя основана на конструкции двигателей РД-170/171.
РД-191 представляет собой однокамерный ЖРД с вертикально расположенным турбонасосным агрегатом. В течение 1999 г. была выпущена конструкторская документация, в 2000 г. начата автономная отработка агрегатов двигателя РД-191 и завершена подготовка производства. В мае 2001 г. был собран первый доводочный двигатель. Первое огневое испытание РД-191 проведено в июле 2001 г.
На июнь 2011 г. проведено 120 огневых испытаний двигателя с общей наработкой 26892,4 секунды, в том числе летом-осенью 2009 г. успешно проведено три огневых испытания РД-191 в составе УРМ-1 (модуля первой ступени ракеты-носителя «Ангара») в НИЦ РКП (г. Пересвет, Московская область).

ХАРАКТЕРИСТИКИ

Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием окислительного газа
Топливо – кислород+керосин
Тяга, земная/пустотная, тс 196/212,6
Удельный импульс, земной/пустотный, с 311,2/337,5
Давление в камере сгорания, кгс/см2 262,6
Масса, сухая/залитая, кг 2290/2520
Габариты, высота/диаметр, мм 3780/2100
Период разработки 1999–2011
Назначение Для первой ступени семейства РН «Ангара»