Совершенствование конструкции и характеристик маршевых двигателей ракеты «Протон» Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

Рис. 1. Схема охлаждения помещений с использованием Рис. 2. Схема охлаждения помещений с использованием

трубопровода или воздуховода: грунтовых зондов:

1 - трубопровод или воздуховод; 2 - воздухоохладитель; 1 - грунтовый зонд; 2 - воздухоохладитель; 3 - насос;

3 - насос; 4 - охлаждаемое помещение 4 - охлаждаемое помещение

Библиографическая ссылка

1. Кулаков Е. В., Измайлова Н. Г. Особенности схемы обеспечения жилых помещений теплом и холодом в холодный период года // Актуальные проблемы авиации и космонавтики. 2012.

Reference

1. Kulakov E. V., Izmajlova N. G. Osobennosti shemy obespechenija zhilyh pomeshhenij teplom i holodom v holodnyj period goda // Aktual'nye problemy aviacii i kosmonavtiki. 2012.

© Кулаков Е. В., Мелкозеров М. Г., 2013

УДК 629.76

СОВЕРШЕНСТВОВАНИЕ КОНСТРУКЦИИ И ХАРАКТЕРИСТИК МАРШЕВЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ РАКЕТЫ «ПРОТОН»

А. Ю. Леонгард, А. С. Торгашин, В. Е. Черепахин, А. Р. Ноздрин

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31

Рассмотрена эволюция маршевых двигателей ракеты-носителя тяжелого класса «Протон» - от РД-253 до РД-275. Особое внимание уделено характеристикам и сравнению представленных двигателей, показана динамика роста характеристик.

Ключевые слова: «Протон», маршевый двигатель, характеристики.

Решетневскуе чтения. 2013

THE CONSTRUCTION PERFECTION AND CHARACTERISTIC FEATURE IMPROVEMENT

OF MAIN SPACE ROCKET ENGINES

A. Y. Leongard, A. S. Torgashin, V. E. Cherepakhin, A. R. Nozdrin

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia

The evolution of main rocket carrier engines of heavy class «proton» has been monitored from the rocket engine-253 up to rocket engine-275. The special attention is paid to the characteristics and to the comparison of these engines and the investigation of the dynamic growth characteristics.

Keywords: Proton, main rocket engine, characteristics.

«Протон» - ракета-носитель (РН) тяжёлого класса, предназначенная для выведения автоматических космических аппаратов на орбиту Земли и далее в космическое пространство. Разработана в 1961-1967 годах в подразделении ОКБ-23 (ныне ГКНПЦ им. М. В. Хруничева), являвшемся частью ОКБ-52 В. Н. Челомея.

Разработка ракеты-носителя «Протон» явилась одной из основных программ в советской космонавтике. Несмотря на череду неудач в первые годы своего существования, наряду с «семеркой» (РН «Восток», РН «Союз» и др.), РН «Протон» стала одной из наиболее используемых ракет-носителей в советской и позже в российской космонавтике. Со временем первоначальные ошибки конструкции были отработаны, и в настоящее время «Протон» является одним из самых надёжных носителей из когда-либо созданных.

За последние почти полвека разные модификации РН «Протон» совершили 388 (341 успешных) стартов, и с ее помощью были запущены более 40 типов различных космических аппаратов (КА) народнохозяйственного, научного и оборонного назначения [1].

С 2013 года будет происходить постепенная замена РН «Протон-М» тяжелым вариантом РН «Ангара» («Ангара А5»). И когда жизненный цикл РН «Протон» подходит к концу, можно разобрать характеристики одной из самых важных частей любого космического аппарата - его маршевых двигателей.

С 1961 г. в ОКБ-456 начинаются проектные работы над двигателем РН-253 для будущей лунной программы ракеты Н-1, ракеты, разрабатываемой под руководством лично Королева. Но с ноября этого же года было решено после доработки применить в качестве состава двигательной установки первой ступени ракеты «Протон», и уже в 1965 г. были произведены первые запуски этого двигателя в составе двухступенчатой ракеты УР-500. Двигатель использовался вплоть до конца 1995 г., т. е. до введения в эксплуатация РН-275.

Двигатель выполнен по замкнутой схеме с дожиганием окислительного генераторного газа после турбины. Компоненты топлива: окислитель - четырех-окись азота (азотный тетраоксид, AT), горючее - несимметричный диметилгидразин (НДМГ). Двигатель содержит камеру сгорания, турбонасосный агрегат (ТНА) с турбиной и насосами окислителя и горючего, газогенератор, струйный преднасос окислителя, генераторы газа для наддува топливных баков, агрегаты

автоматики и другие элементы. Управляющие моменты создаются качанием всего двигателя в шарнирном подвесе. Так как качание происходит в одной плоскости, в многодвигательной установке двигатели установлены с угловым смещением относительно друг друга. Камера сгорания представляет собой паяно-сварную конструкцию, состоящую из смесительной головки, цилиндрической части камеры и профилированною сопла, закритическая часть которого выполнена с угловым входом.

Турбонасосный агрегат обеспечивает подачу компонентов топлива в камеру сгорания, газогенератор, смеситель и рулевую машинку. Турбонасосный агрегат включает в себя одноступенчатую газовую турбину реактивного типа, насосы окислителя и горючего центробежного типа. Насос горючего - двухступенчатый.

Конструктивно ТНА состоит из двух узлов: насоса окислителя с турбиной и насоса горючего. Корпусы насосов и турбины в сборе образуют общий жесткий корпус ТНА. В корпусах насосов установлены штуцеры, к которым подсоединяются магистрали слива и дренажа компонентов. На корпусе насоса горючего имеется проушина для размещения опоры.

ТНА имеет два вала: вал насоса окислителя и турбины и вал насоса горючего. Валы между собой соединены рессорой, обеспечивающей надежную передачу крутящего момента с вала насоса окислителя на вал насоса горючего при возможных взаимных смещениях и перекосах осей валов. Каждый вал установлен на двух шариковых подшипниках, один из которых имеет осевую фиксацию.

Охлаждение камеры сгорания комбинированное -наружное и внутреннее. Разделение «Г» на два потока позволяет уменьшить высоту зарубашечной щели на большей части поверхности камеры сгорания, что существенно снижает вес камеры без ущерба для качества охлаждения. На РД-253 установлен двухзон-ный газогенератор, представляющий собой неразъемную сварную конструкцию, состоящую из плоской форсуночной головки, пояса разбавления и наружной рубашки. Детали наружной рубашки образуют сферическую поверхность [2].

С целью увеличения массы полезного груза, выводимого на околоземную и геостационарную орбиту с одновременным снижением себестоимости выполнения этих работ, в 1987 г. было принято решение о повышении тяговооруженности РН «Протон». Была

увеличена тяга у земли на 7,7 % при сохранении таких же габаритов и массы конструкции. Увеличение обеспечивалось давлением в камере, удельный импульс у земли также возрос на 2 секунды. Помимо этого, был использован двухзонный газогенератор, вместо запланированного однозонного. Применение двигателей РД-275 позволило увеличить на 600 кг массу полезного груза, выводимого на околоземную орбиту, и уменьшить стоимость его выведения.

С целью повышения увеличения массы полезного груза, выводимой РН «Протон-М», Камский филиал в 2001 г. приступил к разработке двигателя РД-275М -форсированной модификации серийного двигателя РД-275. Форсирование двигателя на 5,3 % по тяге осуществляется за счет повышения давления газов в камере сгорания до 168,5 кг/см2. Такое повышение тяги двигателя позволяет увеличить на 150 кг массу полезной нагрузки, выводимой ракетой на стационарную орбиту [3].

Библиографические ссылки

1. Космонавтика : энцикл. М. : Сов. энцикл., 1985.

2. Гудилин В. Е Ракетно-космические системы. М., 1996.

3. Авиационные, ракетные, морские, промышленные двигатели. 1944-2000 : справочник. М. : Аэросфера, 2000.

References

1. Astronautics : encyclopedia. M. : Soviet encyclopedia.

2. Gudlin V. E. Rocket-Space systems. M., 1996.

3. Marine aircraft missile, industrial, engines. 19942000. М. : Aerosfera, 2000.

© Леонгард А. Ю., Торгашин А. С., Черепахин В. Е., Ноздрин А. Р., 2013

УДК 621.454.2

ГИДРОДИНАМИЧЕСКИЕ ИСПЫТАНИЯ БУСТЕРНОГО НАСОСНОГО АГРЕГАТА СОВМЕСТНО С ИСПЫТАНИЕМ ТУРБИНЫ НАСОСА

Е. Ю. Меньщиков, Р. В. Липатов

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. E-mail: [email protected]

Описывается назначение бустерного насосного агрегата. Описываются задачи испытания бустерного насосного агрегата. Описывается процесс гидродинамического испытания бустерного насосного агрегата. Приведена схема стенда для испытаний.

Ключевые слова: испытания, насос, БНА, стенд, бустерный, турбина.

THE FLUID TEST OF A BOOSTER PUMP UNIT TOGETHER WITH THE TEST

OF A PUMP TURBINE

E. J. Men'shchikov, R. V. Lipatov

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]

The purpose of the booster pump set is described. The tasks of the booster pump set test are considered. The process of a booster pump set hydrodynamic test is shown. A scheme of the test bench for testing is presented.

Keywords: testing, pump, BNA stand, booster, turbine.

Одной из важнейших задач ракетостроения и дви-гателестроения является создание высокопроизводительных агрегатов, машин, систем, обеспечивающих эффективную работу ракетного двигателя. Большая роль в решении этих вопросов принадлежит предприятиям, разрабатывающим, проектирующим, производящим и испытывающим современные бустерные насосные агрегаты (БНА) [1].

Бустерный насосный агрегат - устройство, которое относится к области насосостроения и может быть использовано преимущественно в жидкостных ракетных двигателях для обеспечения бескавитационной

работы насосов основного турбонасосного агрегата (ЖРД). Применение БНА позволяет обеспечить предварительное захолаживание конструкции ЖРД, работающего на криогенных компонентах.

Роль бустерных насосов выполняют либо струйные насосы (эжекторы), либо осевые лопаточные насосы [2].

Осевые лопаточные насосы по сравнению с эжекторами обладают более высокой напорной способностью и экономичностью.

Гидродинамические испытания проводят как при отработке конструкции, так и при серийном произ-