Перспективы использования ЖРД НК-33 в космических программах Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

Ракетно-космические двигатели, энергетические установки и системы терморегулирования летательныхаппаратов

References

1. Smolentsev A. A., Strizhenko P. P. Analysis of the experimental fire tests of the combustion chamber rocket engine for RB DM type with an oxygen-cooled // Samara State Aerospace University. 2011. № 3 (27).

2. Alemasov V. E., Dregalin A. F., Hush A. P. The theory of rocket engines // Publishing House of the «Engineering», 1989.

3. Gahun G. G., Baulin V. Volodin, V. A., Kurpatenkov V. D., Kraev M. V., Trofimov V. F. The construction and design of liquid rocket engines // Publishing House of the «Engineering», 1989.

© Самошкин В. М., Васянина П. Ю., 2013

УДК 629.76

ПЕРСПЕКТИВЫ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ ЖРД НК-33 В КОСМИЧЕСКИХ ПРОГРАММАХ

Д. Р. Тележенко, В. В. Рынков

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. Е-mail: dentimenis@mail.ru

Рассмотрены технические характеристики ЖРД НК-33, проведен анализ этапов модернизации двигателя с возможностью его использования в современных космических программах.

Ключевые слова: жидкостный ракетный двигатель, модернизация двигателя, технические параметры. PROSPECTS FOR THE LRE NK-33 USE IN SPACE PROGRAMS

D. R. Telezhenko, V. V. Rychkov

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. Е-mail: dentimenis@mail.ru

The technical characteristics of NK-33 rocket engine are studied, the analysis of modernization phases of the engine with the possibility of its use in modern space programs is done.

Keywords: liquid rocket engine, engine upgrade, the technical parameters.

С разработкой новых ракет-носителей появилась потребность в высокотехнологичных жидкостных ракетных двигателях [1]. Таким двигателем может стать двигатель НК-33, разрабатывавшийся в 1960-х гг. конструктором Н. Д. Кузнецовым для полетов на Марс и Луну.

В августе 2013 г. были проведены огневые испытания двигателя после долгих лет консервации. Общая наработка по итогам трех стендовых проверок составила 616 секунд. Двигатель отработал успешно, подтвердив все требуемые параметры [4].

НК-33 - однокамерный двигатель закрытого цикла, использует экологически чистое топливо - кислород и керосин. Открытие основных клапанов окислителя и горючего происходит автоматически под давлением компонентов, создаваемым насосами при работе пиротурбины [3].

Двигатель не имеет ни рулевых камер, ни поворотных сопел: при изначальном применении на «Н-1» для управления по каналам тангажа и рысканья использовалось рассогласование тяги противоположных двигателей [2].

Особенностью двигателя, направленной на обеспечение надежности и стабильности запуска, является применение минимального числа управляющих команд в процессе выхода двигателя на главную ступень тяги [3].

Тяга двигателя на земле составляет 1 510 кН, в пустоте 1 692 кН. Удельный импульс на земле 2 913 Н*с/кг, в пустоте 3 247 Н*с/кг. Расход топлива 523 кг/с. Масса двигателя сухого 1 240 кг, залитого 1 393 кг. Подтверждение надежности 0,996 [3].

На данный момент двигатель НК-33 претерпел несколько модификаций. Планируется применение модификации НК-33-1 на второй ступени ракеты-носителя «Союз-2-3». Эта модификация, в отличие от базового НК-33, имеет узел управления вектором и выдвигающийся насадок для оптимизации степени расширения сопла на высоте больше 10 км. Модификация НК-33 А развертывается на предприятии производства новых двигателей для российских космических программ, а также для потенциальных зарубежных заказчиков [2].

Жидкостный ракетный двигатель вобрал в себя все достижения советского двигателестроения того времени. Он и его модификации имеют большие перспективы в современной космической программе.

Библиографические ссылки

1. Работы по модернизации НК-33 [Электронный ресурс] // Лаборатория космических исследований. Ульяновск, 2006-2013. URL: http://www.spacephys.ru/ nk-33-vnov-vostrebovan (дата обращения: 11.10.2013).

Решетневскуе чтения. 2013

2. НК-33 [Электронный ресурс] // Википедия. 2011. URL: http://ru.wikipedia.org/wiki/HK-3 3 (дата обращения: 18.09.2013).

3. Борисов В. А., Жижикин А. М., Мелентьев В. С. Жидкостный ракетный двигатель НК-33 [Электронный ресурс] : лаб. раб. Самара, 2011. URL: http://tdla.ssau.ru/uop/kipdla/posob16.pdf (дата обращения: 18.09.2013).

4. На ОАО «Кузнецов» (Самара) завершился очередной цикл испытаний ракетного двигателя НК-33 [Электронный ресурс] // Сделано у нас : сетевой журн. 2013. URL: http://sdelanounas.ru/blogs/40033/ (дата обращения: 18.09.2013).

References

1. Work on upgrading the NK-33 (Raboty po modernizacii NK-33) Available at: http://www.

spacephys.ru/nk-33-vnov-vostrebovan (accessed 18 September 2013).

2. NK-33 (2011), Available at: http://ru.wikipedia. org/wiki/HK-33 (accessed 18 September 2013).

3. Borisov V. A., Zhizhikin A. M., Melent'ev V. S. Liquid rocket engine NK-33 (Zhidkostnyj raketnyj dvigatel' NK-33), Available at: http://tdla.ssau.ru/uop/ kipdla/posob16.pdf (accessed 18 September 2013).

4. At JSC «Kuznecov» (Samara) completed another test cycle rocket engine NK-33 (Na OAO «Kuznecov» (Samara) zavershilsja ocherednoj cikl ispytanij raketnogo dvigatelja NK-33), Available at: http://sdelanounas.ru/ blogs/40033/ (accessed 18 September 2013).

© Tejiexemo fl. P., PLHKOB B. B., 2013

УДК 629.7

ОСОБЕННОСТИ ОХЛАЖДЕНИЯ КАМЕРЫ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

ЖИДКИМ КИСЛОРОДОМ

А. И. Укачиков

ОАО «Красноярский машиностроительный завод» Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 29. E-mail: kras@krasmail.ru

Рассматриваются особенности охлаждения камеры сгорания ракетного двигателя жидким кислородом, перспективы применения камер ракетных двигателей, использующих жидкий кислород в качестве охладителя.

Ключевые слова: жидкий кислород, камера сгорания, наружное охлаждение. FEATURES OF COOLING THE LIQUID ROCKET ENGINE CHAMBER WITH LIQUID OXYGEN

A. I. Ukachikov

JSC «Krasnoyarsk Machine-Building Plant» 29, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: kras@krasmail.ru

The features of cooling the rocket engine combustion chamber with liquid oxygen and the prospects of rocket engine chambers using liquid oxygen as cooler are considered.

Keywords: liquid oxygen, the combustion chamber, external cooling.

В последнее время в проектировании перспективных ракет-носителей (РН) наряду с надежностью задается требование к экологичности РН, достигаемое использованием двигательных установок работающих на экологически чистых компонентах топлива - кислород-керосин, кислород-водород, кислород-метан и т. п.

В современных двигателях в качестве охладителя используются окислитель или горючее либо оба компонента. При использовании в качестве охлаждающего компонента жидкого кислорода для удобства компоновки, уменьшения длины подводящих охладитель трубопроводов, а также снижения гидравлического сопротивления, охлаждающий тракт охладителя разделяют на несколько расходов, каждый из которых охлаждает какую-либо часть камеры сгорания или сопла [1]. Эффективность в разделении расходов и подачи в отдельные части камеры охладителя заклю-

чается в том, что имеется возможность подачи охладителя в области с наибольшими тепловыми потоками (дозвуковая и критическая части сопла) с более низкой температурой.

Узлом, определяющим основные характеристики ЖРД, является камера сгорания. Сложность создания камеры сгорания с совершенными техническими характеристиками связана с исключительно напряженным рабочим процессом в камере. В современных камерах сгорания выделение тепла в единице объема в сотни раз больше, чем в любых других тепловых машинах. В этих условиях время пребывания топлива в камере сгорания составляет несколько тысячных секунды [2]. Одним из важнейших процессов, влияющих на эффективность работы камеры сгорания ЖРД, является процесс охлаждения камеры сгорания. От качества проводимого отбора тепла