Где делают самые лучшие ракетные двигатели в мире

Представилась возможность оказаться на предприятии где создавались и создаются ракетные двигатели, которые вытягивали почти всю советскую космическую программу, а теперь тянут российскую, украинскую, южнокорейскую и, частично, даже американскую. Знакомьтесь: НПО «Энергомаш», недавно вошедшее в Объединенную ракетно-космическую корпорацию России, место где делают самые лучшие и мощные жидкостные ракетные двигатели в мире.

Эти слова не пафос. Судите сами: здесь, в подмосковных Химках, разработаны двигатели для советско-российских ракет «Союз» и «Протон»; для российской «Ангары»; для советско-украинских «Зенита» и «Днепра»; для южнокорейской KSLV-1 и для американской ракеты Atlas-5. Но обо всем по порядку…

После проверки паспорта и прибытия сопровождающего, с проходной выдвигаемся в музей завода, или как тут его называют «Демонстрационный зал».

Хранитель зала Владимир Судаков — начальник Отдела информации. Судя по всему, с обязанностями он справляется неплохо — он один из всех моих собеседников знал кто такой «Zelenyikot».

Владимир провел короткую, но емкую экскурсию в музее.

Видите на столе 7 сантиметровую пшикалку? Вот с нее вырос весь советский и российский космос.
НПО «Энергомаш» развился из небольшой группы энтузиастов ракетостроения, сформированной в 1921 году, а в 1929-м названной Газодинамическая лаборатория, руководителем там был Валентин Петрович Глушко, позже он же стал генеральным конструктором НПО «Энергомаш».
Диск со сферой в центре — это не модель Солнечной системы, как я подумал, а макет электроракетного космического корабля. На диске предполагалось размещать солнечные батареи. На дальнем плане — первые модели жидкостных ракетных двигателей разработки ГДЛ.

За первыми концептами 20-30-х гг. пошли реальные работы на госфинансировании. Тут ГДЛ работало уже вместе с Королевским ГИРД. В военное время в «шарашке» разрабатывали ракетные ускорители для серийных военных самолетов. Создали целую линейку двигателей, и полагали, что являются одними из мировых лидеров жидкостного двигателестроения.

Но всю погоду испортили немцы, которые создали первую баллистическую ракету А4, более известную в России под названием «Фау-2».

Ее двигатель более чем на порядок превосходил советские разработки (25 тонн против 900 кг), и после войны инженеры принялись наверстывать упущенное.

Сначала создали полную реплику А4 под названием Р-1, но с использованием полностью советских материалов. На этом периоде нашим инженерам еще помогали немецкие. Но к секретным разработкам их старались не подпускать, поэтому дальше наши работали сами.

Первым делом инженеры принялись форсировать и облегчать немецкую конструкцию, и добились в этом немалых успехов — тяга повысилась до 51 тс.

Но дальше возникли проблемы нестабильности горения топлива в большей сферической камере сгорания. Глушко понял, что это тупик и занялся разработкой двигателей с цилиндрической камерой.

На этом поприще он преуспел. В руках хранителя музея — первый рабочий прототип, подтвердивший верность выбранной схемы. Что самое удивительное — внутренняя часть камеры сгорания — медный сплав. Кажется, что элемент где давление превышает сотни атмосфер, а температура — тысячу градусов Цельсия, надо делать из какого-нибудь тугоплавкого титана или вольфрама. Но оказалось камеру проще охлаждать, а не добиваться неограниченной термостойкости. Камера охлаждалась жидкими компонентами топлива, а медь использовалась из-за своей высокой теплопроводности.

Первые разработки с новым типом камеры сгорания были военные. В демонстрационном зале они запрятаны в самый дальний и темный угол. А на свету — гордость — двигатели РД-107 и РД-108, которые обеспечили Советскому Союзу первенство в космосе, и позволяют России лидировать в пилотируемой космонавтике по сей день.

Владимир Судаков показывает рулевые камеры — дополнительные ракетные двигатели, которые позволяют управлять полетом.

В дальнейших разработках от подобной конструкции отказалось — решили просто отклонять маршевую камеру двигателя целиком.

Проблемы с нестабильностью горения до конца решить так и не удалось, поэтому большинство двигателей конструкции КБ Глушко — многокамерные.

В зале имеется только один однокамерный гигант, который разрабатывался для лунной программы, но в серию так и не пошел — победил конкурирующий вариант НК-33 для ракеты Н1.

Разница их в том, что Н1 запускали на смеси кислород-керосин, а Глушко был готов запускать людей на диметилгидразине-тетраоксиде азота. Такая смесь эффективнее, но намного токсичнее керосина. В России на ней летает только грузовой «Протон». Впрочем, это ни сколь не мешает Китаю сейчас запускать своих тайконавтов именно на такой смеси.

Можно взглянуть и на двигатель «Протона».

А двигатель для баллистической ракеты Р-36М, до сих пор стоит на боевом дежурстве в ракетах «Воевода», широко известных под натовским названием «Сатана».

Впрочем, сейчас их, под названием «Днепр» тоже запускают с мирными целями.

Наконец добираемся до жемчужины КБ Глушко и гордости НПО «Энергомаш» — двигателю РД-170/171.

На сегодняшний день — это самый мощный кислород-керосиновый двигатель в мире — тяга 800 тс. Превосходит американский лунный F-1 на 100 тс, но достигает этого за счет четырех камер сгорания, против одной у F-1.

РД-170 разрабатывался для проекта «Энергия-Буран», в качестве двигателей боковых ускорителей. По первоначальному проекту предполагалось многоразовость ускорителей, поэтому двигатели были разработаны и сертифицированы для десятикратного использования. К сожалению, возврат ускорителей так и не был реализован, но двигатели сохраняют свои возможности. После закрытия программы «Буран», РД-170 повезло больше чем лунному F-1 — ему нашли более утилитарное применение в ракете «Зенит». В советское время ее, так же как и «Воеводу» разрабатывало КБ «Южное», которое после развала СССР оказалось за границей. Но в 90-е политика не помешала российско-украинскому сотрудничеству, а к 1995 году, совместно с США и Норвегией начал реализовываться проект «Морской старт». Хотя он так и не вышел на прибыльность, прошел реорганизацию и сейчас решается его дальнейшая судьба, но ракеты летали и заказы на двигатели поддерживали «Энергомаш» в годы космического безденежья 90-х- начала 2000-х.

Владимир Судаков демонстрирует фантастическую разработку инженеров «Энергомаша» — составной сильфон узла качания двигателя.

Как добиться подвижности узла при высоких давлениях и экстремальных температурах? Да фигня вопрос: всего лишь 12 слоев металла и дополнительные кольца бронирования, зальем меж слоев жидким кислородом и нет проблем…

Такая конструкция позволяет жестко закрепить двигатель, но управлять полетом отклонением камеры сгорания и сопла, при помощи карданного подвеса. На двигателе он виден чуть ниже и правее центра, над панелью с красными заглушками.

Американцы про свой космос любят повторять «Мы стоим на плечах гигантов». Глядя на такие творения советских инженеров понимаешь, что эта фраза всецело относится и к российской космонавтике. Та же «Ангара» хоть и детище уже российских конструкторов, но ее двигатель — РД-191 эволюционно восходит к РД-171.

Точно так же «половинка» РД-171, под названием РД-180 внесла свой вклад, и в американскую космонавтику, когда «Энергомаш» в 1995 году победил в конкурсе Lockheed Martin. Я спрашивал, не было ли в этой победе пропагандистского элемента — могли ли американцы заключить контракт с русскими, для демонстрации завершения эры соперничества и начала сотрудничества в космосе. Мне не ответили, но рассказали про офигевшие глаза американских заказчиков, когда они увидели творения сумрачного химкинского гения. По слухам, характеристики РД-180 почти вдвое превышали характеристики конкурентов. Причина в том, что в США так и не освоили ракетные двигатели с закрытым циклом. В принципе, можно и без него, тот же F-1 был с открытым циклом или Merlin от SpaceX. Но в соотношении «мощность/масса» двигатели закрытого цикла выигрывают, хоть и проигрывают в цене.

Вот тут на видео испытаний двигателя Merlin-1D видно как из трубки рядом с соплом хлещет струя генераторного газа:

В замкнутом цикле этот газ возвращается в камеру сгорания, что позволяет более эффективно использовать топливо. В музее отдельно установлен ротор бустерного насосного агрегата окислителя. Подобные роторы еще не единожды будут нам встречаться на экскурсии по НПО «Энергомаш».

Наконец, завершение экспозиции — надежда предприятия — двигатель РД-191. Это пока самая младшая модель семейства. Он создавался для ракеты «Ангара», успел поработать в корейской KSLV-1, и его рассматривает в качестве одного из вариантов американская компания Orbital Scienses, которой понадобилась замена самарского НК-33 после аварии ракеты Antares в октябре.

На заводе эту троицу РД-170, РД-180, РД-191 в шутку называют «литр», «поллитра» и «четвертинка».

Ух, что-то объемная получилась экскурсия. Давайте осмотр завода отложим на следующий день. Там тоже много интересного, а главное получилось увидеть, как такое чудо инженерной мысли создается из кучи стальных и алюминиевых болванок.

Не пропустите.

zelenyikot.

Выражаю благодарность Департаменту информационной политики и СМИ Объединенной ракетно-космической корпорации и пресс-службе НПО «Энергомаш», за помощь в организации съемок.

Tags: Роскосмос, Энергомаш, ракеты, фоторепортаж

Прямоточные воздушно-реактивные двигатели.

 English

09 Января  2023

3Д80. СПВРД интегрального типа. Впервые в мире реализована схема размещения внутри камеры сгорания ПВРД корпуса твердотопливного стартового двигателя, который покидает камеры сгорания ПВРД после выработки топлива РДТТ. Указанные двигатели не имеют зарубежных аналогов. Установлен на крылатой ракете 3М80 ОКБМ «Радуга». 3Д81. СПВРД интегрального типа. Начало разработки – 1975 год. Обеспечивает маршевый полет ракеты со скоростью М=2,25 на высоте H=5…10м над уровнем моря. Оригинальными конструктивными особенностями являются раскладывающиеся стабилизаторы пламени V-образного сечения с топливными коллекторами и размещение внутри камеры сгорания ПВРД стартового твердотопливного двигателя, корпус которого под действием скоростного напора выбрасывается из камеры сгорания ПВРД после выработки стартового топлива. Техническая характеристика: Удельный импульс (маршевый режим), кгс,с/кг…1200 Серийное производство с 1983 года. Установлен на крылатой ракете «корабль-корабль» 3М80 ОКБ «Радуга». 3Д83. СПВРД интегрального типа. Двигатель представляет собой модификацию базового двигателя 3Д81. Конструктивные особенности: разработано и внедрено в конструкцию регулируемое двухпозиционное сопло, для привода которого используется энергия основного потока газа. Двигатель 3Д81 и 3Д83 не имеют зарубежных аналогов. 31ДПК. Двигательная установка, состоящая из РДТТ и СПВРД. Начало разработки – 1977 год. В состав ДУ входит стартовый РДТТ 31ДП и маршевый СПВРД 31ДП. Стартовый двигатель располагается внутри камеры сгорания СПВРД. После отработки стартового топлива корпус РДТТ покидает камеру сгорания СПВРД под действием скоростного напора набегающего потока воздуха. Маршевый двигатель 31ДП оснащен оригинальной автоматической системой многоразового розжига с оптическим сигнализатором горения. Эластичный разделитель топливного бака обеспечивает минимальный невырабатываемый остаток топлива и надежную подачу его в камеру сгорания при действии знакопеременных перегрузок. Фронтовое устройство выполнено в виде единого блока со стабилизаторами V-образного профиля, топливными коллекторами земного и высотного режимов и общим коллектором карбюрированного топлива. Двигатель 31ДП не имеет зарубежных аналогов. Серийное производство с 1986 года. Обеспечивает разгон ракеты и маршевый полет в диапазоне скоростей М=1,8…3,5 и высот Н=0…16,5км. При скорости полета М=2,5 и высоте Н=10 км двигатель 31ДП имеет максимальные значения коэффициента тяги 0,8 и удельного импульса 1300 кгс,с/кг. Устанавливается на крылатой ракете «воздух-земля» Х-31.

Ракетный двигатель

Тяга – это сила, которая перемещает любое самолетов по воздуху. Тяга создается за счет двигательная установка самолета. Различные двигательные установки развивают тягу в разными способами, но вся тяга создается за счет некоторых Применение третьего закона Ньютона движение. На каждое действие есть равное и противоположное противодействие. В любой силовой установке рабочая жидкость есть ускоряется системой и реакция на это ускорение создает силу в системе. А общий вывод уравнения тяги показывает, что величина создаваемой тяги зависит от массовый поток через двигатель и выходная скорость газа. Во время и после Второй мировой войны было выпущено несколько ракет- Самолет с двигателем, созданный для исследования полет на высокой скорости. X-1A, используемый для преодолевали «звуковой барьер», а Х-15 были реактивные самолеты. В ракетный двигатель , топливо и источник кислорода, называемый окислителем, смешиваются и взрываются в камере сгорания. горение производит горячий выхлоп, который проходит через сопло ускорить течение и производить тягу. Для ракеты ускоренный газ или рабочее тело, — горячий выхлоп, образующийся при сгорании. Это другая рабочая жидкость, чем вы найдете в турбинный двигатель или пропеллер самолет с двигателем. Турбинные двигатели и винты используют воздух из атмосферы в качестве рабочего тела, но ракеты используют горение выхлопных газов. В открытом космосе атмосферы нет, поэтому турбины и пропеллеры не может там работать. Это объясняет, почему ракета работает в космосе. а вот турбинный двигатель или пропеллер не работает. Есть две основные категории ракетных двигателей; жидкостные ракеты и твердотопливные ракеты . В жидкая ракета, топливо , горючее и окислитель, хранятся отдельно в виде жидкостей и перекачиваются в камера сгорания форсунки где происходит горение. В твердотопливная ракета, пропелленты смешаны вместе и упакован в прочный цилиндр. В нормальных температурных условиях, топливо не горит; но они сгорают при воздействии источник тепла, обеспечиваемый воспламенителем. Как только начнется горение, это продолжается до тех пор, пока все топливо не будет исчерпано. С жидкостной ракетой можно остановить тягу, отключив поток пропелленты; а вот с твердотопливной надо разрушить обшивку чтобы остановить двигатель. Жидкостные ракеты, как правило, тяжелее и больше сложный из-за насосов и накопительных баков. Пропелленты загружается в ракету непосредственно перед запуском. Твердотопливная ракета намного проще в обращении и может простоять годами перед стрельбой. На этом слайде мы показываем изображение ракетного двигателя Х-15. самолет в левом верхнем углу и фотография испытания ракетного двигателя в нижний правый. На картинке справа мы видим только вне сопла ракеты, при этом горячий газ выходит из низ. Х-15 оснащался жидкостным ракетным двигателем и нёс одну летчика на высоту более 60 миль над землей. Х-15 летал больше чем в шесть раз больше скорости звука почти 40 лет назад. рекорд скорости для пилотируемого самолета превышен только сегодня на космическом шаттле. Рекорд высоты побил только космический шаттл. и недавний космический корабль 1, который также использовал ракетный двигатель. Виды деятельности: Экскурсии с гидом Силовые установки: Ракеты: Навигация . . Домашняя страница руководства для начинающих

Ракета | Характеристики, двигатель, разработка и факты

ракета

Посмотреть все СМИ

Ключевые люди:

Теодор фон Карман
Вернер фон Браун
Роберт Годдард
Герман Оберт
Сергей Королев

Похожие темы:

ракета-носитель
Ариана
зондирующая ракета
ступенчатая ракета
управление вектором тяги

Просмотреть весь связанный контент →

Резюме

Прочтите краткий обзор этой темы

ракета , реактивный двигатель любого типа, несущий твердое или жидкое топливо, которое обеспечивает как топливо, так и окислитель, необходимые для сгорания. Этот термин обычно применяется к любому из различных транспортных средств, включая ракеты-фейерверки, управляемые ракеты и ракеты-носители, используемые в космических полетах, приводимые в движение любым двигательным устройством, не зависящим от атмосферы.

Ракета отличается от турбореактивных и других «воздушно-реактивных» двигателей тем, что вся выхлопная струя состоит из газообразных продуктов сгорания «топлива», перевозимого на борту. Подобно турбореактивному двигателю, ракета развивает тягу за счет выброса массы назад с очень большой скоростью.

Фундаментальный физический принцип ракетного движения был сформулирован сэром Исааком Ньютоном. Согласно его третьему закону движения, импульс ракеты увеличивается пропорционально импульсу, уносимому в выхлопе, где М — масса ракеты, Δ v _R — прирост скорости ракеты за короткий промежуток времени, Δ t , м ° — скорость сброса массы в выхлоп, v _e — эффективная скорость истечения (почти равна скорости струи и взята относительно ракеты), F — сила. Величина m ° v _e есть движущая сила, или тяга, создаваемая ракетой при исчерпании топлива,

Очевидно, что тягу можно увеличить, используя высокую массовую скорость выброса или высокую скорость истечения. Использование высоких м ° быстро расходует запас топлива (или требует большого запаса), поэтому предпочтительнее искать высокие значения v _e . Значение v _e ограничено практическими соображениями, определяемыми тем, как разгоняется выхлоп в сверхзвуковом сопле и какой запас энергии имеется для нагрева топлива.

Большинство ракет получают энергию в виде тепла за счет сгорания топлива в конденсированной фазе при повышенном давлении. Газообразные продукты сгорания выбрасываются через сопло, преобразующее большую часть тепловой энергии в кинетическую энергию. Максимальное количество доступной энергии ограничено энергией, обеспечиваемой сгоранием, или практическими соображениями, обусловленными высокой температурой. Более высокие энергии возможны, если другие источники энергии (например, электрический или микроволновый нагрев) используются в сочетании с химическим топливом на борту ракет, и чрезвычайно высокие энергии достижимы, когда выхлоп ускоряется электромагнитными средствами.

Эффективная скорость истечения — это показатель качества ракетного двигателя, поскольку он является мерой тяги на единицу массы израсходованного топлива, т. е.

Оформите подписку Britannica Premium и получите доступ к эксклюзивному контенту.
Подпишитесь сейчас

Значения v _e находятся в диапазоне 2 000–5 000 метров (6 500–16 400 футов) в секунду для химических ракетных топлив, в то время как значения в два или три раза выше заявленных для топлив с электрическим нагревом. Значения свыше 40 000 метров (131 000 футов) в секунду прогнозируются для систем, использующих электромагнитное ускорение. В инженерных кругах, особенно в Соединенных Штатах, эффективная скорость выхлопа широко выражается в секундах, что называется удельным импульсом. Значения в секундах получаются путем деления эффективной скорости выхлопа на постоянный коэффициент 9.0,81 метра в секунду в квадрате (32,2 фута в секунду в квадрате).

В типичном полете с химической ракетой от 50 до 95 или более процентов взлетной массы составляет топливо. Это можно представить в виде уравнения для скорости выгорания (при условии полета без силы тяжести и сопротивления):

массы двигательной установки и конструкции к массе топлива с типичным значением 0,09(символ ln представляет собой натуральный логарифм). M _p / M _o – отношение массы топлива к полной взлетной массе, типичное значение 0,90. Типичное значение для v _e для водородно-кислородной системы составляет 3536 метров (11 601 фут) в секунду. Из приведенного выше уравнения отношение массы полезной нагрузки к взлетной массе ( M _pay / M _o ) можно вычислить. Для низкой околоземной орбиты v _b составляет около 7 544 метров (24 751 фут) в секунду, что потребует M _оплаты / M _{9 o 3. Другими словами, потребуется взлетная система весом 1 337 000 кг (2 948 000 фунтов), чтобы вывести 50 000 кг (110 000 фунтов) на низкую орбиту вокруг Земли. Это оптимистичный расчет, поскольку уравнение (4) не учитывает влияние гравитации, сопротивления или поправок на направление во время набора высоты, которые заметно увеличили бы взлетную массу. Из уравнения (4) видно, что существует прямой компромисс между M s and M pay , so that every effort is made to design for low structural mass, and M s / M p is a second показатель качества двигательной установки. Хотя различные выбранные соотношения масс сильно зависят от миссии, полезная нагрузка ракеты обычно составляет небольшую часть взлетной массы.}

Во многих миссиях используется метод, называемый множественной стадией, чтобы минимизировать размер взлетной машины. Ракета-носитель несет вторую ракету в качестве полезной нагрузки, которая будет запущена после выгорания первой ступени (которая осталась позади). Таким образом, инертные компоненты первой ступени не разгоняются до конечной скорости, а тяга второй ступени более эффективно воздействует на полезную нагрузку. В большинстве космических полетов используется как минимум две ступени. Стратегия распространяется на большее количество этапов миссий, требующих очень высоких скоростей. Американские пилотируемые лунные миссии «Аполлон» использовали в общей сложности шесть ступеней.

Уникальные особенности ракет, делающие их полезными, включают следующее:

1. Ракеты могут работать как в космосе, так и в атмосфере Земли.

2. Они могут быть построены для обеспечения очень высокой тяги (взлетная тяга современного тяжелого космического ускорителя составляет 3800 кН (850 000 фунтов).

3. Двигательная установка может быть относительно простой.

4. Двигательная установка может храниться в боеготовом состоянии (важно в военных системах).

5. Небольшие ракеты можно запускать с различных пусковых платформ, начиная от упаковочных ящиков и заканчивая плечевыми пусковыми установками и самолетами (отдача отсутствует).

Эти особенности объясняют не только то, почему все рекорды скорости и дальности устанавливаются ракетными системами (воздух, земля, космос), но и то, почему ракеты являются исключительным выбором для космических полетов.