Рд 191 и 180 сравнение. © Государственная корпорация по космической деятельности «Роскосмос

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).

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

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»

2019-07-23. Новый участок пермского производства повысит эффективность выпуска ракетно-космической продукции.
В июле на загородной площадке ПАО «Протон-ПМ» (входит в интегрированную структуру АО «НПО “Энергомаш”») в рамках реконструкции и технического перевооружения предприятия организован участок листового раскроя и покраски. Сумма инвестиций в создание производства составила более 76 млн рублей.
На новом участке изготавливают продукцию наземной тематики: детали и сборочные единицы газотурбинных электростанций серии «Урал», а также оснастку. В ближайшем будущем участок будет задействован в производстве камер сгорания ракетных двигателей и другой номенклатуры космической тематики.
Ранее губернатор Прикамья Максим Решетников отмечал, что производство ракетных двигателей является верхом научно-технического прогресса и важным фактором развития края. По словам главы региона, пермские ракето- и двигателестроительные предприятия пользуются у руководства страны большим доверием, а качество продукции оценивается как очень высокое. Все понимают, что пермские предприятия – это гарант надёжности.
Исполнительный директор ПАО «Протон-ПМ» Дмитрий Щенятский отметил, что создание участка раскроя – очередной этап в организации современного заготовительного производства полного цикла на загородной площадке предприятия в Новых Лядах. «Это шаг вперёд, который позволит оптимизировать производственный процесс, использовать новые мощности при освоении перспективной ракетно-космической продукции и переходе на её серийный выпуск. В следующем году мы планируем обеспечить 100%-ную загрузку оборудования, введённого в эксплуатацию», – подчеркнул топ-менеджер.
На участке листового раскроя и покраски общей площадью более 2 тыс. кв. м разместилось четыре единицы современного технологического оборудования: установка лазерной резки и установка гидроабразивной резки для раскроя листового материала, камера дробеструйной обработки для подготовки металла к нанесению покрытия и окрасочно-сушильная камера. Кроме того, на территории участка установлены гильотинные ножницы для резки и рубки металла, здесь же разместился склад листового материала.
Технические характеристики лазерной установки позволяют всего за полторы минуты вырезать контурную деталь толщиной до 12 мм. В свою очередь, установка гидроабразивной резки способна разрезать струёй воды различные материалы толщиной до 300 мм, выполнять рез под наклоном, обеспечивая необходимую точность и чистоту обработанной поверхности. При этом не используются вредные масла, жидкости и газы, что повышает производительность и безопасность труда.
Новые заготовительные мощности создаются в рамках организации в Пермском крае производственного комплекса для серийного изготовления РД-191 и других перспективных жидкостных двигателей. Этот проект имеет статус приоритетного регионального инвестиционного проекта и включает в себя реконструкцию и оптимизацию производственных площадей ПАО «Протон-ПМ» с их концентрацией на территории Новых Лядов, освоение предприятием полного цикла производства агрегатов двигателя РД-191 в Пермском крае и другой новой техники, создание качественной социальной, образовательной и жилищной инфраструктуры. Общий объём инвестиций составит 10,8 млрд рублей, при этом будет создано порядка 250 рабочих мест. Проект стартовал в 2018 году и рассчитан до 2025 года.

ПЕРМЬ, 27 авг - РИА Новости. Глава госкорпорации "Роскосмос" Дмитрий Рогозин заявил о намерении открыть производство экологичных двигателей РД-191 для ракет "Ангара" в Пермском крае, сообщается на сайте губернатора и правительства региона.

Заявление Рогозина прозвучало во вторник в ходе рабочей встречи с губернатором Пермского края Максимом Решетниковым, проходившей в рамках авиакосмического салона МАКС-2019 в Жуковском. По данным регионального правительства, одной из основных тем встречи стало развитие технополиса "Новый Звездный" в Пермском крае и связанная с ним модернизация предприятия "Протон-ПМ" (входит в "Роскосмос"), на котором планируется запустить серийное производство ракетных двигателей РД-191 на экологически чистых компонентах топлива.

"Надеюсь, это благотворно скажется на регионе. Если и будут какие-то испытания производств в Пермском крае, то это РД-191 под "Ангару". А это кислородно-реактивный двигатель, чистые компоненты. Мы любим Пермский край, любим Каму, не хочется оставлять плохой след в таком красивом регионе", - цитирует Рогозина пресс-служба пермского губернатора.

Как говорится в сообщении, Рогозин уточнил, что производство двигателей РД-191 для ракет-носителей "Ангара" кратно возрастет с 2023 года с началом серийного изготовления ракет. В связи с этим Рогозин обратил внимание на развитие социальной инфраструктуры кластера "Новый Звездный". "Здесь я очень благодарен губернатору за все его усилия, которые связаны с развитием инфраструктуры. Раньше приезжали в Пермь – рабочий городок только развивался. Сейчас появятся новые рабочие места, специалисты, и надо, чтобы для них была не только дорога, но и хорошая школа", - сказал Рогозин.

Губернатор Решетников со своей стороны отметил, что ПАО "Протон-ПМ" создал мастер-план, согласно которому и ведется развитие инфраструктуры в микрорайоне Новые Ляды – территории перспективного развития технополиса.

По данным правительства Пермского края, к 2025 году в Новых Лядах планируется создать современную спортивную инфраструктуру, построить бассейн. Будут отремонтированы здания местной поликлиники на 150 посещений в сутки и техношколы им. В.П. Савиных на 1 тысячу мест. Кроме того, планируется провести реконструкцию очистных сооружений и местной фильтровальной станции.

"Ангара" - семейство экологически чистых ракет-носителей различных классов. В него входят легкие носители "Ангара-1.2", средние - "Ангара-А3", тяжелые - "Ангара-А5" и модернизированная "Ангара-А5М", повышенной грузоподъемности - "Ангара-А5В". Двигатель РД-191 используется в составе универсального ракетного модуля УРМ-1 ракет "Ангара". В ракете легкого класса "Ангара-1.2" используется один УРМ-1, среднего "Ангара-А3" - три, тяжелого "Ангара-А5" - пять.

МИА "Россия сегодня" выступает официальным информационным партнером авиационно-космического салона МАКС-2019.