Когда оппонент «искренний», то его комментарий может появиться в любой момент, он обычно «одиночный», и в нем обычно сквозят какие-то оригинальные сентенции, пусть даже и почерпнутые им пару минут назад в википедии.
А вот когда в «рамках служебного задания», то картина будет иная. Такие комментарии никогда не появляются сразу. Ведь должно пройти какое-то время, прежде чем это «служебное задание» будет сформировано и по нему будут даны «методические указания». В этом случае «комментаторы» всегда появляются с задержкой от полу- до полутора суток, появляются они сразу толпой и каждый повторяет одни и те же «аргументы», полученные в ходе инструктажа. И все лайкают комментарии друг друга по кругу. Короче — картина очевидная и особого расследования не требует.
С оппонентами первого типа я обычно вступаю в диалог, ну если только они не норовят пересказать мне статью в википедии. Оппонентов второго типа я в силу вполне понятных причин, блокирую еще на подходе. После чего где-нибудь на сторонних ресурсах обязательно появляются темы о том, что Шипилов боится вступать в дискуссии и затыкает оппонентам рот. Но с этим уж ничего не поделаешь, это обычные издержки жизни человека с активной жизненной позицией.
К чему я это рассказываю.
Статьей о том, что знаменитые «российские двигатели РД-180» без которых «Америка не может обойтись», это на самом деле — американские двигатели, пусть и производящиеся в России и разработанные в России по заказу США , похоже, я наступил на чью-то очень больную мозоль. После того, как заболтать тему ни на фейсбуке, ни у меня на сайте — не получилось, на других сайтах и в социальных сетях было создано множество обсуждений, где многочисленные «эксперты» аргументировано со ссылками на созданные ими же «первоисточники» параллельной реальности, рассказывают широкой публике, что «Шипилов врет», «Шипилов безграмотен». И даже канал Лафньюс посвятил шельмованию «безграмотного Шипилова» несколько сюжетов.
Короче говоря, зацепило их сильно.
Я на такие вещи никогда не обращаю внимания. Но тут как раз тот случай, когда щельмование достигло цели. В последние дни несколько вроде бы разумных и адекватных друзей начали давать мне советы, что если уж я «соврал», то лучше мне самому покаяться и признать свои ошибки, так дескать моя репутация не пострадает.
И я подумал, раз уж такая мощная контрпропаганда начала замыливать даже мозги думающих и разумных людей, то что говорить обо всех остальных.
Короче, надо провести работу над ошибками. Не над моими ошибками, разумеется, которых попросту нет. А над ошибками кремлевских пропагандистов.
Ниже — аргументация, которую они используют и мои комментарии к этой аргументации.
«То, что все права на двигатель были оформлены на американскую фирму Pratt & Whitney и именно она является их официальным производителем, — это чисто юридическая уловка, чтобы обойти законы по экспортным ограничениям.»
Если я попрошу вас детально расписать, какие конкретно «экспортные ограничения» обходит эта «юридическая уловка», вы ведь не сможете этого сделать. Не так ли?
И при чем тут «экспортные ограничения», если двигатели импортируются — тоже ведь не сможете объяснить?
Тот факт, что производителем двигателей РД-180 является американская компания Pratt & Whitney — это именно факт. И уж какие вы там «обоснования» этого факта не сочините, они этого факта — никак не отменяют.
«Ну и что, что двигатель был заказан Шатами и делается специально для Штатов! Он был разработан в России, изготавливается в России, значит — это Российский, а не американский двигатель»
Если вы купили на рынке картошку, то это будет именно ваша картошка, а не того, кто ее вырастил и продал вам.
Что говорите? Картошка — это неудачный пример? Между картошкой и высокими технологиями большая разница? ОК! Вот вам другой пример, из области высоких технологий.
Вам нужен сайт, вы заказали его программисту и этого же программиста потом наняли для обслуживания и техподдержки сайта. Чей это будет сайт? Ваш или нанятого вами программиста?
«Двигатель не делался специально для Штатов с нуля, это был уже готовый, еще советский двигатель от „Энергии“, который просто переделали под требование америкосов. Значит — это не американский, а российский двигатель»
Угу, а если программист которого вы наняли, чтобы он вам сделал сайт, написал код не с нуля, а использовал свои более ранние заготовки, это как-то меняет ваши права на ваш собственный сайт?
«Компании Pratt & Whitney принадлежат права на двигатель только на территории США, а глобальные права сохраняются за Россией. Так что РД-180 — это российский двигатель»
А-а-а, вона чё!
Ну тогда назовите мне хоть одну российскую ракету, которой использовался бы этот российский двигатель.
Не можете? А знаете почему?
Да потому что сейчас все ключевые элементы РД-180 защищены патентами, принадлежащими США! Ну вот, навскидку, чтобы не быть голословным: US Patent 6244041, US Patent 6226980, USPatent 6442931. Более того, хотя «базовая основа» двигателя взята от советского РД-170, вся тонкая управляющая механика и автоматика: насосы, клапана, управляющие схемы — это все — американское, реальные американские разработки, принадлежащие Локхид и Мартин.
А потому, когда России для ракет Русь-М потребовался именно такой двигатель, как РД-180, то пришлось начать разработку полного российского аналога — РД-180В, в котором не использовались бы американские патенты и американские разработки. Задачу эту решить не удалось: к тому времени в России еще остались специалисты по производству двигателей, а вот специалистов по их разработке уже не осталось.
fishki.net
Российские ракетные двигатели РД-180 явились «яблоком раздора» между двумя американскими компаниями United Launch Alliance (ULA) и конкурирующей Orbital Sciences. Первая не дает возможности второй закупать двигатели для своих ракет Antares.
Всему виной стало участие Orbital Sciences в государственных тендерных закупках. ULA незаконно мешает конкурентам закупать двигатели РД-180 у двух компаний. Это подрядчик RD Amross - СПНПО «Энергомаш» - и американский посредник Pratt & Whitney Rocketdyne. Первый производит необходимый жидкостный ракетный двигатель РД-180. Другой же поставляет комплектующие на территорию США.
Единственный жидкостный двигатель РД-180 оптимально подходит под объявленные американским правительством тендерные закупки. По оценкам экспертов, характеристики этих комплектующих идеально подходят под тяжелые ракетоносители и потребности NASA.
РД-180 – двухкамерная производная от четырехкамерного РД-170, используемого на "Зените". Жидкостные ракетные двигатели РД-180 закрытого цикла с дожиганием заключили в себе высокую производительность, удобство и возможности повторного использования РД-170 в габаритах, чтобы соответствовать требованиям моторов для Atlas V Evolved Expendable Launch Vehicle.
РД-180 – гидравлический двигатель для приведения в действие регулирующего клапана и вектора тяги отклонения в карданном подвесе, с пневматикой для приведения в действие клапана и системы продувки: упорная рама для распределения нагрузки самодостаточна как часть двигателя. Мотор на старте использует LOX свинец, с дожиганием генераторного газа и LOX, богатых газотурбинным приводом. Таким образом, установил увеличение производительности на 10 процентов по сравнению с оперативным разгоном двигателей США и при условии чистой, многоразовой операции.Только в основной сборке турбо-насос и бустерный насос потребовали разработки к масштабу от РД-120 и РД-170. Все остальные компоненты были взяты непосредственно из РД-170.
РД-180 был разработан за 42 месяца за небольшую долю от стоимости типичного проектирования нового двигателя для США. Мотор работает на промежуточном Atlas III и стандартном ракетоносителе Atlas V.
РД-180 оснащен двумя парами камер сгорания и сопел. Движок разработан и производится российским научно-производственным объединением «Энергомаш». В качестве топлива используется керосин, окислителем является жидкий кислород. Стоимость ракетного двигателя РД-180 на 2010 год составляла 9 млн долларов.
В ноябре 1996 года в производственном объединении «Энергомаш» провели первое испытание РД-180. Двигатель был признан победителем в тендерах для установки его в РН «Атлас» американской Lockheed Martin Corporation. Нужно это было для вывода перспективных пилотируемых кораблей. Именно с этих пор двигатели РД-180 стали наиболее востребованными.
Двигатель имеет возможность многоразового использования. Продуманный менеджмент обеспечил НПО «Энергомаш» практически легендарными надежными сделками с США. В декабре 2012 года был поставлен контракт, обеспечивающий компанию гарантией на производство движков до 2019 года. Все производство сосредоточено в России.
Украинские события повлекли за собой санкции, ограничивающие возможность применять российские ракетные двигатели для США. РД-180 необходимо заменить аналогом американского производства. В декабре 2014 года палатой была принята поправка. Она запрещала использование русских РД-180. Двигатель продолжат закупать по уже имеющемуся договору поставок до 2019 года между «Энергомаш» и ULA.
Несмотря на продолжение сотрудничества и поставок РД-180 по имеющимся договорам, министр обороны США отдал приказ о прекращении сотрудничества с Россией и переходе на американские комплектующие. Америка обязана избавиться от российской зависимости в военно-политических сферах.
На это Фрэнк Кендалл (министр обороны по закупкам) ответил, что российские двигатели РД-180 Пентагону нечем заменить. Как альтернативу сложившейся ситуации, Америка объявила тендер на производство собственных аналогичных по характеристикам двигателей на своей территории.
Вице-премьер России Дмитрий Рогозин заявил, что готов остановить поставку ракетных двигателей РД-180 и К-33 в Америку.
Поговорим о ценах. SpaceNews сообщило, что необходимо заменить двигатель РД-180. США подобная прихоть обойдется в 1,5 миллиарда долларов. Немаленькая сумма.
Сколько стоит двигатель РД-180? Весь проект по внедрению прототипа будет продолжаться не менее шести лет. По мнению экспертов, у США нет возможности полностью отказаться от применения двигателей РД-180. В короткие сроки возникшую проблему решить невозможно, так как моторы будут готовы только в 2022 году.Несмотря на заверения американских ВВС о том, что РД-180 имеются на складах в необходимом количестве, нехватка все же присутствует. Поэтому многие запуски нужно будет отложить. Расходы в этой сфере могут увеличиться до 5 миллиардов долларов.Пока США конкурирует и применяет санкции, Китай уже занимает очередь на производство РД-180.
Пентагон выделил по меньшей мере $ 162 млн Aerojet Rocketdyne и United Launch Alliance для работы в области развития ракетных двигателей AR1 и BE-4, кандидатов для замены двигателя российского производства, на котором в настоящее время летает ракетоноситель Atlas V.
ВВС США завершают первоначальные инвестиции в новые ракетные двигатели, так как военные стремятся отойти от своей зависимости от российского двигателя РД-180, используемого на Atlas V, который запускает большинство спутников правительства США для защищенных систем связи, навигации и сбора разведывательной информации.ВВС входит в государственно-частное партнерство с Aerojet Rocketdyne и ULA, выделяя корпоративные средства на софинансирование разработки двигателя.
Президент и главный исполнительный директор ULA продолжают встречаться для достижения цели предоставления для США самых надежных пусковых систем по наиболее доступной цене, при разработке нового двигателя, который позволит внедрить совершенно новые возможности для использования космического пространства.
Соглашение с Aerojet Rocketdyne охватывает разработку и испытания ракетного двигателя AR1. Это силовой агрегат, который сжигает керосиновую смесь и жидкий кислород. Это те же компоненты ракетного топлива, что и в двигателе РД-180 для Atlas V.
Aerojet Rocketdyne стремится создать двигатель, получивший сертификат летной годности к 2019 году, но первый запуск ожидается только в 2020 году.ВВС выделяет как минимум $ 115,3 млн на программу развития AR1, в то время как Aerojet Rocketdyne и ULA совместно инвестируют средства в размере $ 57,7 миллионов долларов - говорится в заявлении Aerojet Rocketdyne.
До испытаний правительственное решение о продолжении поддержки программы создания двигателя AR1 имеет максимальное значение в размере $ 804 млн - с $ 536 миллионов от ВВС и $ 236 млн от Aerojet Rocketdyne и ULA.
«AR1 вернет США на первые позиции по производству керосиновых ядерных ракетных двигателей, - сказал Дрейк в пресс-релизе. - Мы внедряем последние достижения в области современного производства, в то время как, спекулируя на наших богатых знаниях по производству нового поколения ракетных двигателей, делается все для внедрения моторов, которые положат конец нашей зависимости от иностранного поставщика для запуска активов национальной безопасности нашей страны".
Двигатель AR1 будет включать в себя 3D-печатные части и работать с обогащенным кислородом с дожиганием генераторного газа. Это более эффективный цикл работы двигателя, чем в настоящее время на других жидких углеводородах в ракетных двигателях США.
Двигатель BE-4 находится в центре внимания ВВС. Для его внедрения выделяются денежные вливания. ВВС обязуется выплатить по меньшей мере 46,6 миллионов долларов United Launch Alliance для следующего поколения ракеты Vulcan. Компания ULA также согласилась добавить 40,8 миллионов долларов по условиям правительственной награды.
Львиная доля первоначального финансирования - $ 45800000 - пойдет на развитие проекта по созданию двигателя BE-4, который будет генерировать 550000 фунтов тяги и потреблять криогенное сочетание сжиженного природного газа и жидкого кислорода.
Два двигателя ВЕ-4 будут форсировать первый этап ракеты Vulcan. Чиновники говорят, что BE-4 полностью финансируется компанией с помощью United Launch Alliance. Финансирование военно-воздушных сил будет способствовать прогрессу компании интеграции двигателя BE-4 с ракето-носителем Vulcan.
Aerojet Rocketdyne рекламирует AR1 как наиболее простую замену для РД-180 из-за его пороховой смеси и размера. Два двигателя AR1 необходимы для удовлетворения производительности одного двойного сопла двигателя РД-180 на Atlas V.
Руководители ULA говорят, что двигатель BE-4 от Blue Origin, предпринимательской космической фирмы, основанной компанией Amazon.com, будет готов быстрее и будет в конечном итоге легче восстанавливаться для повторного использования.
В то время как двигатель РД-180 имел преимущество более чем в 60 успешных запусках, пришло время для американских инвестиций во внутреннее производство аналогичных моторов.
ВЕ-4 должен завершить свою аттестацию в 2017 году, а ULA нацелена на первый полет ракеты Vulcan до конца 2019 года.
Также ВВС финансирует строительство в космическом пространстве для обитания космонавтов при исследовании дальнего космоса и спутникового обслуживания.
ULA продолжает работать как с Blue Origin, так и с Aerojet Rocketdyne. Она сопровождает два варианта следующего поколения американских двигателей, именно поэтому компания объединяется с двумя ведущими мировыми фирмами по космическим достижениям.
ULA держит двигатель AR1 от Aerojet Rocketdyne в качестве резервного варианта. Окончательный выбор ожидается в конце 2016 года.
Финансовые обязательства ВВС к Aerojet Rocketdyne и ULA открыты после 29 февраля 2016 года после того, как пришли аналогичные соглашения с SpaceX и Orbital АТК.Новый проект твердотопливных ракетных ускорителей, сделанных Orbital ATK для ракеты ULA’s Vulcan и для собственной пусковой установки, также получит финансирование Orbital ATK.
Российские двигатели РД-180 в Штатах не имеют альтернативы. Вице-президент компании Aerojet Rocketdyne Джим Мейзер считает, что США уделяют недостаточно внимания развитию собственных кислородно-керосиновых прототипов.
Он сказал, что Америка определенно отстает от русских и китайцев в создании таких двигательных систем. Также он упомянул, что в США уже разработан кислородно-керосиновый двигатель, который находится в эксплуатации Merlin 1D. Его производит компания SpaceX. Только вот по своим характеристикам очень уж он не дотягивает до РД-180.
Разумеется, это полный нонсенс, ведь земные облака не могут отбрасывать в космос никакой тени. Но в политическом смысле – увы, отбрасывают.
Высокопоставленный чиновник американских воздушных сил заявил, что прекратит запуск национальных спутников безопасности на борту Atlas V ракеты United Launch Alliance, если Министерство финансов считает, что импорт российского двигателя не нарушает санкции США.
Ранее сенатор Джон Маккейн попросил ВВС доказать, что недавняя реорганизация в России ее ракетно-космической отрасли не ставит покупку двигателей РД-180 под нарушение санкций США, которые ввели против российских чиновников в 2014.
Государственные учреждения США, во главе с Министерством финансов, принимают свежий взгляд на поставки РД-180. И готовы не придерживаться санкций. Заземление Atlas V создаст более серьезное препятствие для Пентагона, чем ведение боевых действий.
Маккейн провел слушания военного космодрома, где он призвал ВВС получить свежее юридическое заключение о том, что импорт РД-18O нарушает санкции США, наложенные на российских чиновников вслед за аннексией Крымского полуострова Украины.
Маккейн выделил двух высокопоставленных российских чиновников: вице-премьера России Дмитрий Рогозина и Сергея Чемезова, советника президента России Владимира Путина. Они до недавнего времени были наблюдателями в космическом секторе. Хоть они не имеют финансовой выгоды от продаж РД-180, на них были возложены санкции.
28 декабря по приказу Путина реорганизуется космический сектор России. Эта перестройка вносит коррективы в российскую космическую промышленность и космическое агентство "Роскосмос" в рамках новой государственной корпорации, также под названием "Роскосмос".
Маккейн отметил, что эту организацию в настоящее время возглавляет Рогозин; Чемезов также имеет к этому отношение. Рогозин и Чемезов были в числе первых российских чиновников, получивших санкции во время украинского кризиса. Ни один, ни другой не могут въехать в США. Активы, которыми они владеют, были заморожены.
fb.ru
История созданияВ 1961 г. - начаты проектные работы по двигателю РД-253 на компонентах НДМГ—АТ для лунной ракеты Н1. Двигатели РД-253 после доработки решено применить в составе ДУ первой ступени ракеты УР-500.16 июня 1965 г. - первый пуск двухступенчатой УР-500 (8К82).1987 г. - начало разработки форсированного двигателя РД-275 для РН «Протон»В октябре 1995 г. - первый пуск РН «Протон» с двигателями РД-275 (14Д14)2001 г. - начало разработки форсированного на 5.2% по тяге двигателя РД-275М (14Д14М, в документах ОАО "Протон-ПМ" - РД-276).14 апреля - 15 июня 2005 г. - двигатель РД-275М (14Д14М) успешно прошел программу межведомственных испытаний. Началось серийное производство новой модификации двигателя.7 июля 2007 г. - первый пуск РН «Протон-М» с двигателями РД-275М (14Д14М)Общие сведенияДвигатель выполнен по замкнутой схеме с дожиганием окислительного генераторного газа после турбины.Компоненты топлива: окислитель - четырехокись азота (азотный тетраоксид, AT), горючее - несимметричный диметилгидразин (НДМГ).Двигатель содержит камеру сгорания, турбонасосный агрегат (ТНА) с турбиной и насосами окисоителя и горючего, газогенератор, струйный преднасос окислителя, генераторфы газа для наддува топливных баков, агрегаты автоматики и другие элементы.Управляющие моменты создаются качанием всего двигателя в шарнирном подвесе. Т.к. качание происходит в одной плоскости, в многодвигательной ДУ двигатели установлены с угловым смещением относительно друг друга.
Давайте теперь рассмотрим наши артефакты.Перед нами магистраль подвода окислителя М013-100В жидкостного ракетного двигателя РД-276. Изготовлена в 2012 г.Является цельносварным узлом, подающим тетраоксид азота из бака к насосу окислителя при запуске РД-276 ракеты-носителя «Протон».Использованные материалы: хромоникелевый сплав 09Х16Н4Б, нержавеющая сталь 12Х21Н5ТСпособ изготовления: ручная аргонодуговая сварка, автоматическая, дуговая сварка в среде защитных газов.
Что мне показалось любопытным в этом изделии? Во-превых поразила скорость истечения окислителя по этому трубопроводу. Что-то типа 200 литров в секунду, но я могу ошибаться. В результате такой скорости на трубопровод действуют колосальные нагрузки и чтобы бороться с ними нужны определенные прочностные характеристики изделия. Второй момент: при прохождении окислителя с такой скоростью по трубопроводу возникают всевозможные вибрации и кавитация. Чтобы избежать этого в окислитель уже на стадии прохождения трубопровода подается горючее (?).На нашем изделии разрез произведен по струйному преднасосу окислителя, а точнее по его сопловому аппаратуРис. 2. Струйный преднасос окислителя1 - сопловой аппарат2 - конфузор3 - смесительная камера4 - диффузор
Струйный преднасос создает дополнительный напор (0.17 МПа) на входе в насос окислителя, что обеспечивает бескавитационную работу насоса при достаточно низком давлении в баке. Представляет собой сварную конструкцию и состоит из соплового аппарата, конфузора 2, смесительной камеры 3 и диффузора 4. Окислитель под высоким давлением подводится в коллектор соплового аппарата. Из коллектора через отверстия в кольце активный поток направляется в конфузор и смесительную камеру 3, где, смешиваясь с основным потоком компонента, сообщает дополнительную скорость основному потоку. В диффузоре 4 скоростной напор потока преобразуется в статическое давление. Но эта часть у нас отрезана.
На этом фото можно хорошо разглядеть сопловый аппарат
В нижней части стоящей вверх ногами магистрали подвода окислителя расположен компенсатор для обеспечения гибкости соединения магистрали окислителя.Устройство компенсатора1 - кольцо2 - кольцо3 - сильфон4 - штуцер5 - фланец6 - кронштейн7 - кронштейнКомпенсатор обеспечивает возможность качания изделия на угол ±8. Гибкой частью компенсатора является сильфон 3, приваренный к кольцу 1 и фланцу 5. Между гофрами сильфона расположены резиновые кольца 2 для сохранения профиля гофра при наличии давления внутри сильфона и изгиба компенсатора при качании изделия.
Вид с другого ракурса
Камера сгорания РД-276Рис. 3. Камера сгорания1 - смесительная головка2 - кольцо соединительное3 - камера сгорания4 - кронштейн5, 6 - штуцера7 - кронштейн8 - реперная площадка9 - соплоКамера сгорания представляет собой паянно-сварную конструкцию, состоящую из смесительной головки, цилиндрической части камеры и профилированною сопла, закритическая часть которого выполнена с угловым входом. Соединение деталей и узлов КС осуществлено путем сварки и пайки твердым припоем.
Рис.4. Конструкция камеры сгорания1 - верхний пояс завесы2 - 2-я (нижняя) цилиндрическая секция камеры сгорания3 - 1-я (верхняя) цилиндрическая секция камеры сгорания4 - огневая стенка5 - внешняя оболочка камеры6 - бандаж с цапфами7 - коллектор8 - 1-я секция сопла9 - проставка гофрированная10 - 2-я секция сопла11 - штуцер12 - угольник13 - коллектор14 - трубопровод15 - перегородка16 - кронштейн17 - угольник18 - переходник19 - трубопровод20 - угольник21 - средняя часть камеры22 - нижний пояс завесы23 - штуцер
Камера сгорания (КС), включающая цилиндрический участок камеры, докритическую и закритическую части сопла, состоит из следующих основных узлов: двух секций цилиндра 3 и 2; двух поясов завесы 1 и 22; средней части 21; первой секции сопла 8; сопла-надставки 10.Каждый из основных узлов состоит из внутренней стенки и наружной рубашки. Внутренние стенки цилиндра, завесы, средней части и первой секции сопла соединяются между собой сваркой, а рубашки свариваются при помощи соединительных колец.Наружные рубашки с внутренними стенками секций цилиндра, поясов завесы, средней части и первой секции сопла спаяны по вершинам ребер, выфрезерованных на наружной поверхности стенок. Образованные ребрами каналы служат для протока охлаждающей жидкости.На внутренней стенке каждого пояса завесы имеется кольцевая канавка, сообщающаяся при помощи тангенциальных отверстий (сечение по АА) с зарубашечным пространством.К рубашке средней части 21 приварен бандаж с цапфами 6.На первой секции сопла 8 находится коллектор 7 с патрубком 17 (угольником) для ввода горючего. Для прохода "Г" из коллектора в зарубашечное пространство в рубашке просверлены отверстия. От штуцера 23 производится отбор горючего к газогенератору наддува.На перегородке 15, припаянной к рубашке, крепится защита двигателя. Для крепления ТНА приварен кронштейн 4.Стенка и рубашка сопла-надставки 10 соединены между собой пайкой через гофрированные проставки 9.Коллектор 13 с патрубками 12 (угольниками) служит для отвода охладителя из зарубашеченное пространства сопла-надставки. На коллекторе имеется штуцер 11 для слива горючего.Перепуск горючего из коллектора 13 в коллектор бандажа 6 производится по четырем трубопроводам 14, приваренным к угольникам 12 и 20. Температурная компенсация длины трубопроводов обеспечивается гибкими шлангами 19.Внутренние стенки цилиндра, завесы, средней части и первой секции сопла изготовлены из специальной бронзы. Наружная рубашка, коллекторы и бандаж с цапфами выполнены из нержавеющей стали повышенной прочности.На внутренние поверхности стенок, кроме щелей завесы и сопла-надставки, нанесено циркониевое покрытие.Окислитель поступает в форсуночную головку из ГГ в виде окислительного газа, горючее подводится к коллектору 7, откуда проходит по зарубашечному тракту КС и поступает в ФГ с некоторым запаздыванием относительно окислителя. Из полостей окислителя и горючего ФГ компоненты топлива через форсунки впрыскиваются в цилиндрическую часть камеры, где протекает процесс сгорания распыленного топлива. В сопле происходит расширение газа, сопровождающееся уменьшением его давления, температуры и увеличением скорости истечения.
Вот так выглядит фрагмент узела цилиндров камеры сгорания жидкосного ракетного двигателя РД-276. Изготовлен узел в 2007 г. и представляет собой паяно-сварную конструкцию корпуса камеры сгорания 1-ой ступени РД-276 ракеты-носителя «Протон».Использованные материалы: хромоникелевый сплав 09Х16Н4Б, бронза БрХ08Технология изготовления: высокотемпературная пайка под давлением в вакуумно-компрессионном агрегате, электронно-лучевая сварка в вакууме, автоматическая сварка в среде защитных газов.
На фото хорошо видна сотовая структура стенок КС, щели завесы и циркониевое порошкообразное покрытие внутренних стенок камеры. Узел на фото перевернут вверх ногами и мы видим камеру сгорания как будто бы засунув в нее голову снизу. При таком ракурсе хорошо видны щели завесы.
Схема охлаждения камеры сгоранияОхлаждение камеры сгорания комбинированное наружное и внутреннее. Наружное охлаждение обеспечивается протоком горючего по межрубашечному пространству камеры, а внутреннее организовано подачей части "Г" через отверстия в стенках поясов завесы на внутреннюю поверхность нижней части КС.Поступающее из коллектора (б) в межрубашечное пространство горючее разветвляется на два потока, один из которых направляется к критическому сечению, другой к срезу сопла. На срезе сопла последний собирается в коллекторе (а) и по перепускным трубопроводам поступает в коллектор (в) бандажа, здесь же оба потока соединяются. Далее, проходя по зарубашечному пространству цилиндра КС, горючее поступает в ФГ и через форсунки впрыскивается в камеру.Разделение "Г" на два потока позволило уменьшить высоту зарубашечной щели на большей части поверхности камеры сгорания, что существенно снизило вес камеры без ущерба для качества охлаждения.Горючее, которое отбирается из зарубашечного пространства подается в поясы завесы, закручивается наклонными каналами и в виде равномерной пелены ложится на огневую поверхность нижней части КС. Пелена прижимается к стенке КС набегающим потоком газов и испаряется под действием высокой температуры. Тем самым снижается соотношение компонентов в пристеночном слое газов, благодаря чему снижается температура стенки.
Сотовая труктура стенок КС. Кажется впервые такая конструкция с прокачкой горючего через стенки камеры сгорания для ее охлаждения была применена на немецкой ракете ФАУ-2. С тех пор ничего не поменялось, изменились только технологии.
Рис.5. Пояс завесы1 - кольцо соединительное2 - силовое кольцо3 - кольцо распорное4 - огневая стенкаНа цилиндрической части камеры сгорания установлены два пояса завес, организующие внутреннее завесное (пленочное) охлаждение огневой стенки камеры. Верхний пояс расположен в непрсредственной близости от смесительной головки. Нижний пояс расположен перед сужающейся средней части камеры.Отбор горючего для завес осуществляется непосредственно из охлаждающего тракта наружного регенеративного охлаждения камеры. Из тракта охлаждения жидкость поступает в каналы — круглые отверстия, тангенциально расположенные в стенке с малым шагом для обеспечения равномерности распределения расхода по периметру окружности. Кроме того, перед выходом на внутреннюю поверхность стенки жидкость перемешивается в специальной проточке, выполняющей роль выходного коллектора завесы.Для защиты огневого днища между основными форсунками установлены малорасходные форсунки горючего.Огневая стенка дополнительно защищена от прогара жаростойким керамическим покрытием.
Разрез стенки камеры сгорания
Газогенератор наддува бака горючего М332-00
1 - штуцер подвода горючего2 - стопорное кольцо3 - гайка накидная4 - корпус5 - форсунка горючего6 - форсунка окислителя7 - штуцер замера давления газа8 - смесительная головка9 - наружное днище10 - трубка11 - огневая стенка12 - наружняя стенка13 - огневая полость14 - форсунка подвода балластного горючего15 - фланец16 - кольцоГазогенератор наддува предназначен для создания рабочего тела - газа наддува бака горючего при полете ракеты.Газогенератор представляет собой неразъемную сварную конструкцию, состоящую из шатровой форсуночной головки 8 и охлаждаемой горючим нижней части 13 с форсункой - разбавителем 14.К выходному фланцу газогенератора присоединяется трубопровод наддува бака. Между газогенератором и трубопроводом установлен мембранный узел для разделения внутренних полостей двигателя и бака.Компоненты топлива подводятся в газогенератор через штуцер 1 (горючее) и штуцер корпуса 4 (окислитель). Номинальные расходы окислителя и горючего обеспечиваются проходными сечениями жиклеров, установленных на магистралях подвода компонентов топлива.Для обеспечения устойчивого режима работы газогенератор имеет двухзоное смешение компонентов. В зону сгорания через форсуночную головку подается весь расход окислителя и треть расхода горючего. Остальная часть горючего подается в зону разбавления через форсунку - разбавитель 14, благодаря чему происходит снижение температуры газа до заданного значения. Охлаждение газогенератора обеспечивается протоком горючего по межрубашечному пространству к форсунке-разбавителю.
Газогенератор наддува бака горючего М322-00 жидкостного ракетного двигателя РД-276. Изготовлен в 2012 г. Предназначен для создания заданного давления в газовой подушке бака горючего ракетного двигателя РД-276 ракеты-носителя «ПРОТОН».Материал: стали 12Х21Н5Т, 12Х18Н10Т, ХН60ВТ, 15Ч18Н12С4ТЮ, 09Х16Н4БТехнология изготовления: высокотемпературная пайка в вакуумной печи при Т = 1200 гр. С, автоматическая аргонодуговая сварка в непрерывном и импульсном режимах.
Корпус газогенератора 3Д81.05.380. 2012 год изготовления. Является частью блока розжига двигательной установки ракеты.Материал: медь М1; стали 12Х18Н10Т, ХН60ВТТехнология изготовления: высокотемпературная пайка в вакуумной печи при Т = 1200 гр. С, автоматическая импульсная аргонодуговая сварка, электронно-лучевая сварка в вакууме.
Использованы материалы статьи по РД-275Все детали на фото производства ОАО "Протон-ПМ"В пятницу будет интересное продолжение про космос. Всех причастных с праздником!
Если понравилось - ставим лайки, кидаем жетоны и тащим репртаж к себе в соцсети
starcom68.livejournal.com
РД-180
Описание
Задавая стандарты
Победитель конкурса на разработку и поставку двигателя первой ступени для РН «Атлас» американской компании «Локхид Мартин». Управляемый вектор тяги при помощи качания каждой камеры в 2-х плоскостях и возможность глубокого дросселирования тяги двигателя в полете.
РД-180
технические характеристики
Основные параметры двигателя РД-180
| Тяга, земная/пустотная, тс | 390,2 / 423,2 |
| Удельный импульс, земной/пустотный, с | 311,9 / 338,4 |
| Давление в камере сгорания, кгс/см2 | 261,7 |
| Масса, сухая/залитая, кг | 5480 / 5950 |
| Габариты, высота/диаметр, мм | 3600 / 3200 |
| Период разработки | 1994-1999 |
| Назначение | РН «Атлас 5» |
| Количество и период пусков | 69 пусков с 2000 (на 30.06.2016) |
Основные этапы программы РД-180
Победа в конкурсе на разработку двигателя для РН «Атлас» - январь 1996 г. Подписание контракта с Пратт-Уитни на разработку РД-180 – июнь 1996 г. Начало огневых испытаний двигателя РД-180 в НПО Энергомаш – ноябрь 1996 г.
Поставка первого серийного двигателя РД-180 в США – январь 1999 г. Сертификация двигателя РД-180 для РН «Атлас 3» - 31 марта 1999 г. Первый пуск РН «Атлас 3» с РД-180 – 24 мая 2000 г. Сертификация двигателя РД-180 для РН «Атлас 5» - 11 августа 2001 г. Первый пуск РН «Атлас 5» с РД-180 – 21 августа 2002 г.
За работы по программе РД-180 сотрудникам предприятия Б.И.Каторгину, В.К.Чванову, Ф.Ю.Челькису, С.С.Головченко, В.Н.Худякову, В.И.Семенову присуждена Государственная премия РФ по науке и технике – декабрь 2003 г.
Поставлено в США свыше 80 серийных двигателей РД-180 (на 15.05.2016 г.) Общее время наработки на стендах составляет 43734,2 сек при 236 огневых испытаниях (на 30.06.2016 г.)
engine.space
РД-276
Описание
Двигатели для первой ступени семейства РН «Протон»
Самый мощный однокамерный ЖРД, работающий на высококипящих компонентах топлива. Обеспечил полеты космических аппаратов «Луна», «Венера», «Марс» и орбитальных космических станций «Салют» и «Мир».
РД-276
технические характеристики
| Тяга, земная/пустотная, тс | 150 / 166 | 162 / 178 | 170,4 / 186,8 |
| Удельный импульс, земной/пустотный, с | 285 / 316 | 287 / 316 | 288 / 315,8 |
| Давление в камере сгорания, кгс/см2 | 150 | 160 | 168,5 |
| Масса, сухая/залитая, кг | 1080 / 1260 | 1070 / - | 1120 / 1360 |
| Габариты, высота/диаметр, мм | 3000 / 1500 | 3050 / 1500 | 3000 / 1500 |
| Период разработки | 1962-1966 | 1987-1993 | 2001-2005 |
| Назначение | РН «Протон» | РН «Протон-М» | РН «Протон-М» |
| Количество и период пусков | 250 пусков 1965-1997 | 95 пусков 1995-2012 | 67 пусков с 2007 (на 30.06.2016) |
Программа модернизации двигателей для РН «Протон-М»
Работы по модернизации двигателя РД-253 проводились в 1987-1993 гг. Новой модификации присвоен индекс РД-275 (14Д14). Эскизный проект выполнен в декабре 1987 г. Увеличена тяга на 7,7% (162 тс вместо 150 тс), что позволило увеличить массу полезного груза на 600 кг. Доводочные испытания завершены в марте 1990 г. Межведомственные испытания проведены в период с 27.06.1990 г. по 14.09.1990 г. Первый пуск РН «Протон-М» с двигателями РД-275 проведен 11 октября 1995 г. Двигатель серийно изготавливался с 1992 г. по 2008 г.
Камский филиал в 2001 году приступил к разработке и доводке двигателя РД-276 (14Д14М) – форсированной на 5,2% по тяге модификации серийного двигателя РД-275, что позволило увеличить массу полезной нагрузки на стационарную орбиту на 150 кг. Программа межведомственных испытаний 3 двигателей РД-276 успешно завершена летом 2005 г. Первый пуск РН «Протон-М» с двигателями РД-276 проведен 7 июля 2007 г.
engine.space
РД-193 — однокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием окислительного газа, созданный «НПО Энергомаш имени академика В. П. Глушко» на основе технологий и опыта разработки двигателя РД-191. Предназначен для ракет-носителей лёгкого класса (в частности, Союз-2.1в), которые будут выводить на орбиту грузы массой до 5 тонн[2].
В 1-м квартале 2013 года «НПО Энергомаш» закончило испытания двигателя РД-193 и приступило к подготовке документации по адаптации его к ракете-носителю[3].
Двигатель представляет собой упрощенную версию РД-191. Отличается отсутствием узла качания камеры и связанных с ним других конструктивных элементов, что позволило уменьшить габариты и массу (на 300 кг), а также снизило его стоимость[4].
РД-181 — экспортный вариант двигателя[5]. Устанавливается на первой ступени РН «Антарес» компании Orbital Sciences Corporation[6]. Он принадлежит семейству жидкостных ракетных двигателей РД-170 и представляет собой однокамерный ЖРД с вертикально расположенным турбонасосным агрегатом. Двигатель дросселируется по тяге в диапазоне 47—100 %, управление вектором тяги — 5°.
В 2012 году были начаты работы между Orbital Sciences Corporation и НПО «Энергомаш» по замене двигателя AJ-26 первой ступени РН «Антарес». В 2013 году были начаты конкурсные процедуры среди АО «НПО Энергомаш» и ПАО «Кузнецов».[7]
В декабре 2014 года был заключен контракт между Orbital Sciences Corporation и НПО «Энергомаш» стоимостью 224,5 млн USD на поставку 20 РД-181 с опционом на закупку дополнительных двигателей до 31 декабря 2021 года[8].
В 2014 году была выпущена конструкторская документация, в начале 2015 года проведено первое огневое испытание двигателя РД-181, а в мае успешно завершена сертификация этого двигателя[9].
Летом 2015 года первые товарные двигатели РД-181 были поставлены в США[9], всего в 2015 году было поставлено четыре двигателя[10].
В марте 2016 года Orbital ATK приняла решение о реализации опциона на поставку восьми двигателей в 2017—2018 годах[11][10]. Согласно контракту, в 2017—2018 годах НПО «Энергомаш» должен поставить 14 двигателей[12].
Первый запуск РН «Антарес» с использованием двигателей РД-181 состоялся 17 октября 2016 года[9].
06 июня 2018 года пресс служба НПО Энергомаш заявила, что стартовавшая 21 мая РК Антарес использовал двигатели РД-181 которые ранее уже использовались в огневом испытании в составе первой ступени РН. По словам главного конструктор НПО Энергомаш П.С. Левочкина, это доказывает возможность многократного использования этих двигателей. Так же было отмечено, что хотя у предприятия уже имеется опыт создания многоразовых двигателей, запуск впервые продемонстрировал это в составе ракеты-носителя.[13]
wikiredia.ru
Турбореактивный авиационный двигатель РД-33.
Разработчик: НПП «Завод им. В.Я.Климова» Страна: СССР Начало разработки: 1968 г. Начало испытаний: 1972 г. Серийное производство: 1981 г. Принятие на вооружение: 1985 г.
Двигатель РД-33 разработан в 1968-1985 годах в НПП «Завод им. В.Я.Климова» под руководством С.П.Изотова и В.В.Старовойтенкова. Двигатель предназначается для лёгкого фронтового истребителя МиГ-29 и других самолётов данного класса.
РД-33 представляет собой двухконтурный двухвальный турбореактивный двигатель модульной конструкции со смешением потоков в общей форсажной камере и регулируемым реактивным соплом. Двигатель двухконтурный с 4 ступенями КНД, 9 ступенями КВД, короткой кольцевой камерой сгорания с 24 форсунками, одноступенчатой ТВД и ТНД(монокристаллические), форсажной камерой. Система управления электро-гидромеханическая. Температура газов перед турбиной составляет 1680°К. Двигатель может работать при любом пространственном положении самолёта. Двигатель оборудован системами защиты и раннего обнаружения неисправностей.
Двигатель надёжно работает во всём диапазоне скоростей и высот полёта МиГ-29, в том числе при применении ракетного и пушечного вооружения. Он имеет малый удельный вес (0,127) и высокую температуру газа перед турбиной. На РД-33 применена «температурная раскрутка», составляющая по величине 140°. Двигатель даёт возможность полёта до числа М=2,35. Время приемистости двигателя при переходи с малого газа на полный форсированный режим составляет 4-5 с.
В настоящее время для повышения манёвренности для двигателя разработана система управления вектором тяги. Технология, по которой спроектировано сопло с отклоняемым вектором тяги, универсальна. Это позволяет устанавливать отклоняемое сопло на турбореактивные двигатели различных конструкций как российского, так и иностранного производства.
Конструкция сопла, выполненная по осесимметричной схеме с поворотом сверхзвуковой части, обеспечивает возможность всеракурсного изменения вектора тяги, наибольшую угловую скорость его отклонения и наименьшее увеличение массы двигателя. Вектор тяги отклоняется изменением положения створок многорежимного сопла на заданный угол. Максимальное отклонение сопла от продольной оси составляет 15° со скоростью поворота 60 град./с, что даёт значительное увеличение манёвренности и улучшает характеристики полёта на закритических углах атаки.
Всего изготовлено более 5000 двигателей РД-33. Ремонт осуществляется на авиаремонтных заводах № 121 (Кубинка), № 218 (Гатчина), № 570 (Ейск). Лицензию на производство двигателя приобрела Индия.
Модификации:ъРД-33 серии 1 (1984 г.) — первый крупносерийный вариант с ресурсом 300 ч. Применялся на первых серийных самолетах МиГ-29.РД-33 серии 2 (1987 г.) — модификация с увеличенным до 1400 часов назначенным ресурсом.РД-33 серии 3 (1995 г.) — модификация с увеличенным до 2000 часов назначенным ресурсом. Выпускается серийно с 1999 года.РД-33И («изделие 88И», 1982 г.) — модификация двигателя без форсажной камеры для опытного штурмовика Ил-102.РД-33К («изделие 21», 1985 г.) — модификация для палубного истребителя МиГ-29К и модернизированного МиГ-29М. Введён чрезвычайный взлётный режим тягой 8700 кгс, также произведены конструкционные изменения. Отличается дополнительной антикоррозионной защитой. На РД-33К применена цифровая электронно-гидромеханическая система автоматического управления, основными элементами которой являются гидромеханический насос-регулятор НР-85, регулятор сопла и форсажа РСФ-85 и электронная система управления ЭСУ-21РД-33АС — стартовый двигатель для анфибии А-42ПЭ.РД-33Б/НБ — двигатели без форсажной камеры для летательных аппаратов различного назначения.РД-33Н (СМР-95, 1995 г.) — модификация с нижним расположением коробки двигательных агрегатов для модернизации истребителей Super Mirage F-1 и Super Cheetah D-2 ВВС ЮАР. Первый российский проект создания турбореактивного двигателя для иностранного истребителя. Благодаря замене штатных двигателей на двигатели СМР-95 ЛТХ эффективность боевого применения самолётов выросли в 1,2 — 3 раза.РД-93 («изделие 93», 2002 г.) — модификация РД-33 тягой 8300 кгс с нижней коробкой агрегатов для однодвигательного истребителя FC-1 производства КНР. Первая партия поставлена заказчику в 2002-2003 годах заводом им. Климова. Серийное производство освоено на ММП им. Чернышева.РД-33-10М2 — опытный с отклоняемыми в двух плоскостях соплами.РД-133 — модернизированный с отклоняемым вектором тяги.РД-33МК «Морская Оса» (РД-33 серии 3М, РД-133, «изделие 42», 2002 г.) — глубокая модернизация ТРДДФ РД-33 серии 3 с новым КНД (как у РД-33К), доработанным КВД и турбиной с улучшенным охлаждением, новой бездымной КС, новой электронной САУ с полной ответственностью. Тяга повышена до 9000 кгс, ресурс — до 1000/4000 ч. Возможно оснащение всеракурсным поворотным соплом типа КЛИВТ. Проходит стендовые и летные испытания (на МиГ-29К № 312) с 2002 года, испытания в составе МиГ-29КУБ начались в 2006 году.
Все новые двигатели (РД-33 серии 3М, РД-133, РД-93 и др.) оснащаются новой цифровой системой автоматического управления и контроля БАРК-88. Наземные пульты обслуживания выполнены в виде единого информационно-диагностического комплекса ИДК-88.
ТТХ:
Длина, мм: 4230Диаметр, мм: 1040Масса сухая, кг: 1055Степень двухконтурности: 0,48Расход воздуха через компрессор, кг/с: 77Степень повышения давления в компрессоре: 21Температура газа перед турбиной, °C: 1407Тяга, кгс-на форсаже: 8300-на взлётном режиме: 5040Удельный расход топлива на макс. режиме, кг/кгс·ч: 0,77
Двигатель РД-33 в ангаре у истребителя МиГ-29.
Двигатель РД-33. Музей 218-го АРЗ в г. Гатчина Ленинградской области.
Двигатель РД-33. Музей 218-го АРЗ в г. Гатчина Ленинградской области.
Двигатель РД-33МК на МАКС-2009.
Двигатель РД-33 серии 1 в берлинском авиамузее.
Отклоняемые сопла двигателей РД-33МК2 на МиГ-29ОВТ.
.
.
Список источников:В.А.Зрелов. Отечественные газотурбинные двигатели. Основные параметры и конструктивные схемы.Крылья Родины. №5 за 1999 г. О.Третьяков. Эксплуатация РД-33 по техническому состоянию.Крылья Родины. №11 за 2000 г. В.Парамонов. Наши двигатели для «Миражей».
xn--80aafy5bs.xn--p1ai
