автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Исследования проблем, связанных с модификацией двигателя РД-120 для первых ступеней ракет-носителей коммерческого назначения

Введение.

Глава 1. Основные проблемы, возникающие при модификании двигателя и пути их решения.

1.1. Обзор работ, посвященный модификациям двигателей:.

1.2. Основные задачи , решаемые в процессе модификации.

Глава 2. Параметрический анализ вариантов модификации.

2.1. Расчет энергетической увязки параметров вариантов модифицированного двигателя и сравнение с параметрами двигателя-прототипа.

2.1.1 .Двигатель-прототип.

2.1.2.Двигатель с качанием в карданном подвесе.

2.1.3.Двигатель с рулевыми камерами.

2.1.4.Сравнительный анализ основных характеристик модифицировав двигателя с параметрами двигателя-прототипа. сопла.

2.4.3.Сравнительный анализ вариантов конструкции сопла.

2.5. Изменение схемы крепления двигателя и управления вектором тяги.

2.5.1 .Сравнительный анализ вариантов схемы крепления двигателя.

2.5.2.Сравнительный анализ вариантов управления вектором тяги.

2.6.Вывод ы.

Глава 3. Экспериментальная проверка технических решений, принятых по результатам расчетно-параметрического анализа модифицированного двигателя.

3.1.Описание экспериментальных рулевых агрегатов, программа и методика экспериментов.

3.2.Результаты автономных испытаний рулевых агрегатов.

3.3.Описание экспериментального двигателя, программа и методика экспериментов, результаты испытаний.

3.4. Сравнение экспериментальных данных с результатами проведенных расчетов.

Глава 4. Оценка экономической эффективности вариантов модификации двигателя.

Глава 5.Внедрение модифицированного двигателя.

Важнейшей особенностью современного состояния рынка ракетной техники является заметное превышение предложения над спросом, что ужесточает конкурентную борьбу компаний, обуславливает большую подвижность рыночных отношений и изменение конъюктуры, требует поиска новых путей оперативного и недорогого создания образцов ракетной техники.

Анализ рынка средств выведения [1] показал устойчивый интерес к коммерческим ракетам-носителям (РН) легкого и среднего класса грузоподъемностью до 2 тонн и 5-7 тонн, соответственно, на низкой околоземной орбите, позволяющим существенно повысить эффективность решаемых в космическом пространстве задач, а также расширить их номенклатуру и спектр действия.

Среди общего многообразия отечественных и зарубежных проектов в рамках данной работы наиболее интересны предложения по созданию семейства РН типа «Квант», охватывающего диапазон легкого («Квант-1») и среднего («Квант») классов, поэтапная модернизация РН среднего класса «Союз» (РН «Союз-2», РН «Аврора», РН «Онега»), проекты перспективных РН легкого и среднего класса американской фирмы Рас Astro и австралийской фирмы ULSI («Единство»), соответственно.

Анализ состава и основных характеристик двигательных установок, используемых на всех упомянутых средствах выведения показывает, что на первых ступенях используются двигатели в широком диапазоне тяг на высокотоксичных и, в ряде случаев, экологически чистых компонентах топливах.

В плане выбора компонентов топлива для перспективных средств выведения очевидна тенденция ухода от использования высокотоксичных компонентов и переход к использованию экологически чистых, нетоксичных топливных пар - кислород и керосин, кислород и водород. Поэтому актуальным требованием к двигателям является использование именно этих компонентов топлива.

Учитывая насыщенность рынка пусковых услуг в данном секторе космического бизнеса и связанную с этим жесткую конкуренцию к двигателям предъявляются повышенные требования по обеспечению не только заданных технических характеристик, но и высокой подтвержденной надежности, хороших эксплуатационных качеств и невысокой стоимости в разработке, производстве и эксплуатации.

При этом следует учитывать нарастающий интерес к созданию средств выведения многоразового использования, что не только обостряет упомянутые требования, но и требует учета ряда новых важных обстоятельств, таких, как обеспечение большого ресурса по количеству включений и времени работы двигателя, надежной отработанной процедуры межпускового обслуживания, ремонотопригодности - и все это на общем фоне сохранения конкурентоспособных экономических и ценовых показателей.

Одним из самых эффективных путей реализации всего комплекса предъявляемых на современном этапе требований является создание двигателя

- 7для конкретного целевого применения с использованием наиболее современных, но в тоже время уже проверенных и подтвержденных технических, конструктивных и технологических решений, на базе действующего развитого производства с максимальным использованием элементов двигателя-прототипа.

Такой подход позволяет существенно снизить технический риск разработки, сроки и затраты на отработку двигателя при безусловном обеспечении всех предъявляемых технических требований.

Очевидно, что принципиально важным является выбор двигателя-прототипа, максимально удовлетворяющего всем предъявляемым требованиям.

Одной из самых совершенных ракет в мире, из числа созданных в последние годы, является РН «Зенит» [3], эксплуатирующаяся в настоящее время в составе комплекса «Морской старт».

В качестве маршевого двигателя второй ступени этой ракеты используется кислород-керосиновый жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) РД-120, разработанный в ЕЛО Энергомаш.

Этот двигатель наряду с двигателем РД-171, использующимся на этой же ракете на первой ступени, является одной из самых современных разработок, использующей все наиболее эффективные достижения в области теории и практики создания ЖРД данного класса, и может быть использован для создания ряда модификаций с обеспечением всех современных требований.

Целью настоящей работы является разработка оптимального, высоконадежного, экономичного алгоритма создания в короткие сроки модифицированного двигателя путем комплексного целенаправленного исследования основных проблем, связанных с процессом модификации основных агрегатов и двигателя в целом.

Для достижения поставленной цели необходимо решение ряда основных задач, включающих в себя выбор возможных вариантов модифицированного двигателя для проведения исследований, проведение сравнительного параметрического анализа вариантов модифицированного двигателя на стационарных режимах на базе расчетов энергетической увязки параметров по основным критическим параметрам, определяющим работоспособность двигателя, исследование особенностей запуска модифицированного двигателя на базе системы нелинейных дифференциальных и алгебраических уравнений с учетом влияния крайних неблагоприятных сочетаний разбросов параметров на динамику процесса, исследование основных проблем обеспечения глубокого дросселирования модифицированного двигателя с учетом анализа условий обеспечения статической устойчивости, проведение статистического анализа по наработке двигателя-прототипа на максимальных режимах модифицированного двигателя по основным критическим параметрам, исследование возможных 9 вариантов и выбор оптимального профиля сопла камеры сгорания с учетом современных требований, поиск оптимального решения по вариантам крепления модифицированного двигателя и агрегатам управления вектором тяги на базе сравнительного анализа, экспериментальное подтверждение технических решений, предложенных на основе расчетно-теоретического анализа, экономическая оценка эффективности предложенного варианта модифицированного двигателя, анализ возможных сфер применения и преимуществ использования модифицированного двигателя.

Научная новизна данной работы заключается в том, что впервые проведен обобщенный комплексный параметрический анализ возможных вариантов модифицированного двигателя, позволивший увязать его основные параметры на стационарных и переходных режимах работы и разработать предложения по обеспечению надежной работы всех агрегатов двигателя в новых условиях.

Разработаны предложения по обеспечению работоспособности модифицированного двигателя на режиме глубокого дросселирования с обеспечением условий статической устойчивости.

Выбран оптимальный с технической и экономической точек зрения вариант профиля и конструкции «земного» сопла.

Предложен вариант крепления двигателя через переходный силовой узел, универсальный для качающегося и неподвижно закрепленного модифицированного двигателя, предложена оптимальная схема крепления и управления вектором тяги.

Получены экспериментальные характеристики, характеризующие условия работы рулевых камер и основного двигательного блока на всех режимах работы.

Натурными испытаниями подтверждена правильность предложенных технических решений.

На базе проведенного технико-экономического анализа сформулированы основные рекомендации по снижению затрат на разработку и производство двигателя.

Определены основные направления внедрения модифицированного двигателя и двигательной установки на его основе в существующие модернизируемые и перспективные РН легкого и среднего класса коммерческого назначения.

Достоверность полученных результатов подтверждается согласованностью проектных, расчетных и экспериментальных данных, комплексом проведенных автономных и огневых испытаний агрегатов и систем двигателя, а также высокой степенью надежности системы измерений, сбора и обработки экспериментальной информации.

Практическая значимость работы: ¡.Сформулированы основные критерии и технические требования,к модификации двигателя РД-120 применительно к первым ступеням РН.

2.Определены основные параметры, технические, конструктивные и организационно-экономические решения, позволяющие разработать модифицированный двигатель РД-120и в сжатые сроки при минимальных затратах в соответствии с предъявляемыми требованиями.

3.Спроектирована, изготовлена и испытана с положительными результатами натурная экспериментальная двигательная установка, состоящая из двигателя и рулевых камер, питающихся от основного турбонасосного агрегата.

Личный вклад автора заключается в следующем:

- 9

Постановка задачи и определение основных критериев, которые должны быть положены в основу работ по модификации двигателя РД-120 для первых ступеней РН.

2.Разработка ПГС, схемы установки на РН и управления вектором тяги модифицированного двигателя РД-12(Щ, обеспечивающими выполнение технических требований.

3.Проведение параметрического анализа вариантов модификации на стационарном и переходном режимах работы, обоснование низкого технического риска программы, анализ путей дальнейшего совершенствования двигателя.

4.Расчетно аналитический и конструкторский анализ вариантов сопла, выбор конструктивной схемы крепления двигателя и системы управления вектором тяги.

5.Проведение технико-экономического анализа издержек на разработку и производство модифицированного двигателя, разработка предложений по их оптимизации.

6.Участие в экспериментальной отработке модифицированного двигателя и рулевых камер для него, анализ результатов проведенных испытаний и их обобщение в совокупности всех аспектов программы модификации двигателя.

7.Проведение анализа и разработка предложений по основным направлениям использования модифицированного двигателя и двигательных установок на его основе в модернизируемых и перспективных РН легкого и среднего класса коммерческого назначения.

Реализация работы.

Работа выполнялась на протяжении последних десяти лет по техническим заданиям и договорам с ведущими отечественными ракетными фирмами (ГНП РКЦ «ЦСКБ-Прогресс», РКК «Энергия»), а также ряда американских компаний и, главным образом в последние годы - по контракту с австралийской фирмой United Launch Systems International Pty Ltd (ULSI).

Принято решение об использовании модифицированного двигателя РД-120 на поэтапной основе в составе модернизированной РН «Союз» и создаваемой на ее основе РН «Онега».

Модифицированный двигатель РД-120и предполагается использовать в качестве маршевого двигателя первой ступени РН «Единство» компании ULSI.

-119-2.6.Выводы

1 .Рассмотрены результаты энергетической увязки параметров вариантов двигателя, представляющего собой «земную» модификацию двигателя РД-120 с качанием в одной или двух плоскостях и с использованием двух или четырех рулевых камер, проведен сравнительный анализ по критическим параметрам, определяющим работоспособность модифицированного двигателя, с характеристиками двигателя-прототипа.

2.Расчетами показано, что во всех рассмотренных вариантах модифицированного двигателя обеспечиваются требуемые выходные характеристики.

Практическим по всем параметрам, по которым велось сравнение, максимальный потребный для модифицированного двигателя уровень критических параметров соответствует условиям обеспечения работоспособности основных агрегатов двигателя с минимальными конструктивными изменениями.

3.Проведен расчетный анализ особенностей запуска вариантов модифицированного двигателя с учетом специфики его нового применения (введение промежуточной ступени тяги, возможность использования в составе многодвигательной установки, общее изменение объемов полостей двигателя ввиду использования модифицированного сопла и введения рулевых камер).

Показано, что при запуске модифицированного двигателя общий характер изменения основных параметров, а также характерные времена, определяющие динамику запуска, обеспечивают надежную работу всех агрегатов на переходных режимах в широком диапазоне влияющих факторов.

Кроме того, для варианта использования в составе многодвигательной установки с целью компенсации инерционных потерь давления на входах в двигатели при их одновременном запуске рассчитаны оптимальные характеристики демпфера, обеспечивающего требуемый уровень давления компонентов топлива во входных сечениях насосов.

4.Рассмотрены возможные циклограммы управления агрегатами автоматики двигателя-прототипа и вариантов модифицированного двигателя.

Предложены конкретные корректировки циклограммы с обеспечением минимальных отличий от двигателя-прототипа, позволяющие сохранить работоспособность двигателя в отработанных диапазонах на всех участках его работы.

5.Проведена расчетная оценка вариантов обеспечения глубокого дросселирования модифицированного двигателя исходя из возможностей двигателя-прототипа.

Определены пороговые значения давления в камере сгорания, при которых требуется принятие конструктивных мер по отдельным узлам и агрегатам двигателя.

- 120

Предложено использовать на выходе из насоса дроссель, плавно повышающий свое гидравлическое сопротивление в процессе дросселирования двигателя, что позволяет обеспечить потребный уровень давления в камере на режиме глубокого дросселирования, но с сохранением конструкции стояночного уплотнения.

Показана статическая устойчивость рабочих процессов в двигателе в процессе его глубокого дросселирования.

6. Проведенный статистический анализ по наработке двигателя-прототипа на максимальных режимах модифицированного двигателя по основным критическим параметрам, показал, что полученные в расчетах максимальные значения основных параметров модифицированного двигателя обеспечивают условия надежной работы таких основных агрегатов двигателя, как турбонасосный агрегат и газогенератор.

7.Проведены расчеты оптимального профиля «земного» сопла с учетом критериев оптимизации. Показаны преимущества вариантов усеченного сопла двигателя-прототипа и сопла, заимствованного с другого, близкого по своим характеристикам двигателя, позволяющие существенно сократить объем доводочных работ и стоимость модифицированного двигателя при обеспечении приемлемых энергетических характеристик.

8. Рассмотрены конструктивные особенности вариантов исполнения камеры сгорания. Показана возможность использования заимствованного сопла путем доработки камеры двигателя 15Д117 с заменой смесительной головки на головку двигателя-прототипа РД-120, что позволит использовать материальную часть, высвобождающуюся в процессе утилизации.

9.Проведен сравнительный анализ вариантов крепления модифицированного двигателя к хвостовому отсеку ракеты-носителя.

Предложен вариант использования промежуточного силового узла, обеспечивающего и неподвижное закрепление и установку узла качания двигателя в одной или двух плоскостях, обеспечивающего качание целиком двигателя.

10.Рассмотрены варианты обеспечения качания модифицированного двигателя и примеры конструктивного исполнения агрегатов управления вектором тяги.

Показано, что наиболее оптимальным вариантом является использование неподвижно установленного двигателя, питающего компонентами топлива рулевые камеры.

Предложены варианты использования рулевых камер, заимствованных с серийных двигателей ракеты-носителя «Союз», в одно и многодвигательных установках.

11. На базе проведенных исследований представлены примеры построения двигательной установки первой ступени ракеты-носителя на базе выбранного варианта модифицированного двигателя.

- 121

Глава З.Экспериментальная проверка технических решений, принятых по результатам расчетно-параметрнческого анализа модифицированного двигателя.

Основной задачей при проведении экспериментальных работ была проверка и подтверждение работоспособности модифицированного двигателя на наиболее «тяжелых» и ответственных режимах работы.

Из всех рассмотренных вариантов модифицированного двигателя в качестве объекта испытаний был выбран вариант двигательной установки, состоящей из одного основного двигательного блока и двух рулевых камер, питающихся компонентами топлива от основного ТНА, поскольку этот вариант характеризуется более напряженными условиями работы ТНА за счет дополнительной нагрузки для обеспечения питания рулевых камер, чем, например, варианты с качанием двигателя.

Кроме того, в данном варианте максимально использовался фактический задел имеющейся материальной части, что является решающем фактором при подготовке подобных экспериментальных работ.

В качестве основного двигательного блока использовался один из экспериментальных двигателей РД-120, в котором была произведена замена камеры на укороченную камеру (без третьей секции сопла), а в качестве рулевых камер использовались рулевые агрегаты Д064-000, серийно эксплуатирующиеся в составе двигателя 11Д511 РН «Союз», доработанные под возможность использования системы химического зажигания компонентов топлива вместо пиротехнического.

Общий объем экспериментальных работ был проведен в два этапа.

На первом этапе автономно отработан запуск рулевых агрегатов ДО 64000 с помощью системы химического зажигания, а на втором - проведены огневые испытания всей двигательной установки.

3.1.Описание экспериментальных рулевых агрегатов, программа и методика экспериментов.

Воспламенение компонентов топлива в штатных рулевых агрегатах Д064-000 [35] осуществляется с помощью пирозаряда, установленного непосредственно в газовой полости камеры вблизи огневого днища смесительной головки с помощью деревянного штатива, закрепленного в районе выходного сечения сопла (см. рис.95).

Учитывая, что воспламенение компонентов топлива в основной камере сгорания двигателя осуществляется с помощью системы химического зажигания, рулевые камеры также целесообразно перевести на этот способ зажигания с тем, чтобы реализовать единое хорошо отработанное решение для всех видов используемых камер и улучшить эксплуатационные качества рулевых камер.

Как видно из рассмотренных выше принципиальных схем модифицированного двигателя (см. рис. 17,18), пусковое горючее в огневую

- 123

Непосредственно перед огневыми испытаниями проведен ряд работ по отладке стендовых систем и уточнения настроечных параметров, в частности:

-обеспечены давление азота на входе в ЭПК по линии предпусковой и послепусковой продувок магистрали пускового горючего - 170 кгс/см2, давление воздуха для управления клапаном (рис. 97) слива горючего из магистрали пускового горючего - 10 кгс/см2, давление воздуха для вытеснения основного горючего из пускового бачка (для обеспечения расхода пускового горючего - 10 г/сек) - 100 кгс/см2;

-уточнены времена опорожнения трубопровода запуска (-300 мл горючего) при давлении вытеснения 100 кгс/см ~15 сек и пускового бачка (-3200 мл горючего) давлением наддува 120 и 160 кгс/см 155 сек и 145 сек, соответственно;

-уточнен расход окислителя на режиме предварительной ступени -0,33 кг/сек с последующим увеличением до 0,5 кг/сек для обеспечения соотношения расходов компонентов топлива в камере на начальном этапе запуска Кт~50.

Всего было испытано четыре рулевых агрегата Д064-000М №№ 7X3-01, 7X3-02, 7X3-03, 7X3-04.

Испытания всех рулевых агрегатов проводились по единой циклограмме, представленной на рис.98 .

На 10±2 сек до начала испытания включалась интенсивная продувка магистрали пускового горючего газообразным азотом через клапан поз 19, обеспечивая давление в магистрали между двумя жиклерами 00,5 мм -24 кгс/см2.

По истечении указанного времени подавалась команда «Пуск» с началом отсчета времени пуска.

Через 0,4 ±0,05 сек подавалась команда на открытие клапана окислителя предварительной ступени (ПСА) и кислород начинал поступать в рулевой агрегат. Через 2,0 ±0,1 сек от команды «Пуск» подавалась команда «Зажигание», по которой прекращалась продувка магистрали пускового горючего (участок от обратного клапана поз. 20 до входа в камеру РА) и подавалось давление для вытеснения горючего из пускового бачка (-100 кгс/см2).

Давлением горючего, вытесняемого из пускового бачка, прорывались мембраны трубопровода запуска и пусковое горючее через специальный штуцер поступало в камеру сгорания рулевого агрегата, где оно воспламенялось при контакте с газообразным кислородом.

После замыкания контактов реле контроля давления ПРМ поз. 18, настроенного на 37±0,3 кгс/см , подавалась команда на открытие стендового расходного клапана горючего предварительной ступени (ПСБ) и команда на прекращение продувки магистрали основного горючего РА.

- 124 о

Й и о си л о а о ч >. си >« к я

Й £ О

И о к Й

СО си (-1 о ч И к г со о к си

Основное горючее, поступившее через форсуночную головку в камеру сгорания, воспламенялось от факела пускового горючего и рулевой агрегат выходил на режим предварительной ступени.

- 125

На 14 сек от команды «Пуск» подавалась команда на открытие стендового клапана пероксида водорода. Пероксид водорода (под давлением 37-45 кгс/см ) через жидкостный редуктор подавался в стендовый реактор для начала раскрутки ТНА.

При достижении давления в магистрали горючего 25 кгс/см2 срабатывало стендовое реле ПРМ КД-2 и подавалась команда на открытие клапанов главной ступени окислителя и горючего (ГСА и ГСБ). После открытия клапанов РА выходил на режим главной ступени. На 80±0,5 сек подавалась команда «Выключение» (закрытие клапана пероксида водорода), а через 0,45+0,05 сек - закрывались клапаны окислителя главной ступени (ГСА) и клапаны клапаны окислителя и горючего предварительной ступени (ПСА и ПСБ).

Через 0,5±0,1 сек после команды «Выключение» прекращалась подача горючего по магистрали пускового горючего (выключение наддува пускового бачка) и закрывался клапан горючего главной ступени (ГСБ).

Через 4 сек после команды «Выключение», включалась продувка магистрали пускового горючего, а также основных магистралей окислителя и горючего.

В дополнение к штатным параметрам при испытаниях рулевых агрегатов проводилось измерение следующих параметров:

-давление газов в камере;

-давление горючего перед форсунками (датчиками ВТ-212, непосредственно ввернутыми в полость горючего форсуночной головки);-температуры горючего перед форсунками;

-температура окислителя в форсуночной головке;

-давление горючего перед трубопроводом запуска;

-расход пускового горючего в системе зажигания.

В процессе всех испытаний регистрировались времена подачи команд и срабатывания реле контроля.

Перечень дополнительных параметров представлен в таблице 13.

- 176-Заключение.

Автором исследован рад вариантов модификации высотного двигателя применительно к его использованию в «земных» условиях в составе первых ступеней ракет- носителей.

Определен перечень основных проблем, связанных с модификацией двигателя.

Рассмотрены основные конструктивные отличия (новое сопло, система крепления и управления вектором тяги) от двигателя-прототипа.

2.Проведен сравнительный параметрический анализ модификации двигателя по основным критическим параметрам на стационарном режиме и режиме запуска.

Расчетами показано, что во всех рассмотренных вариантах модифицированного двигателя обеспечиваются требуемые выходные статические и динамические характеристики, при этом максимальные значения критических параметров соответствуют условиям обеспечения работоспособности основных агрегатов в широком диапазоне влияющих факторов, что дополнительно подтверждено статистическим анализом наработки двигателя-прототипа на режимах модифицированного двигателя.

3.Изучены особенности запуска связки из трех модифицированных двигателей в вариантном исполнении.

Показано, что при одновременном запуске двигателей возможен провал давления окислителя в месте развилки и на входах в двигатели до давления насыщенного пара, что может привести к образованию газовых пузырей и кавитации в насосах.

При разновременном запуске длительность провалов давления существенно (в 2-3 раза) уменьшается, но колебательные процессы, хоть и менее интенсивные, остаются во всей магистрали.

Улучшение гидравлических характеристик расходных магистралей и использование демпфера позволяет обеспечить требуемые условия запуска двигателя.

4.Изучены основные проблемы обеспечения глубокого дросселирования модифицированного двигателя с учетом анализа условий обеспечения статической устойчивости.

Выявлены основные ограничения по давлению в камере, определяемые конструкцией агрегатов двигателя.

Показано, что без изменения конструкции возможно дросселирование двигателя лишь до 73% от номинального давления в камере.

Обеспечение уровня 40% потребует соответствующей доработки конструкции регулятора расхода горючего в газогенератор, стояночного уплотнения насоса окислителя, клапана продувки газогенератора.

Автором предложено использовать на выходе из насоса дроссель, плавно повышающий свое гидравлическое сопротивление в процессе дросселирования двигателя, что позволяет обеспечить потребный уровень

-177 давления в камере на режиме глубокого дросселирования, но с сохранением конструкции стояночного уплотнения.

Статическая устойчивость параметров двигателя обеспечивается на всех рассмотренных режимах.

5. Проведен сравнительный расчетный и конструктивный анализ вариантов сопла.

Показано, что сопло, спрофилированное с учетом критериев оптимизации, обеспечивает заданные характеристики, однако требует большого объема подготовки производства и соответствующей отработки.

Усеченное сопло работоспособно в земных условиях, но приводит к потере тяги из-за перерасширения газов и неоптимальности профиля по сравнению с расчетно спрофилированным соплом (~20%).

Вариант с заимствованным соплом обеспечивает требуемые характеристики и является наиболее привлекательным с точки зрения общих затрат на производство модифицированного двигателя и его отработку.

Предложены варианты конструктивного исполнения камер, обеспечивающие заданные требования.

6.Проведен сравнительный анализ вариантов крепления модифицированного двигателя к хвостовому отсеку ракеты-носителя.

Предложен вариант использования промежуточного силового узла, обеспечивающего и неподвижное закрепление и качание двигателя в узле качания в одной или двух плоскостях.

Показано, что наиболее оптимальным вариантом управления вектором тяги является использование неподвижно установленного двигателя, питающего компонентами топлива рулевые камеры.

Предложены варианты использования рулевых камер, заимствованных с серийных двигателей ракеты-носителя «Союз.

Представлены примеры построения двигательной установки первой ступени ракеты-носителя на базе выбранного варианта модифицированного двигателя.

7.Экспериментально исследованы работоспособность и определены основные характеристики модифицированного двигателя на всех режимах его работы.

Полученные экспериментально значения основных параметров двигателя на запуске и режиме главной ступени близки к ожидаемым расчетным оценкам.

8. Проведена оценка экономической эффективности использования модифицированного двигателя, показавшая, что вариант с заимствованным соплом обеспечивает минимальную стоимость двигателя и затраты на ОКР.

При этом годовой экономический эффект в рамках рассмотренной производственной программы при использовании двигателя с заимствованным соплом по сравнению с вариантом использования расчетно спрофилированного сопла может составить ~40 млн.$.

9.Рассмотрены варианты внедрения модифицированного двигателя в состав отечественных модифицируемых серийных ракет-носителей типа Р7

-178

Союз-2», «Ямал», «Аврора», «Онега») и перспективных зарубежных ракет коммерческого назначения легкого и среднего класса Рас Astro, Kistler Aerospace Corporations и т.п.

Показано, что использование модифицированного двигателя РД-120 позволяет существенно улучшить технические и эксплуатационные характеристики модифицируемых РН типа «Союз» (выигрыш в массе полезного груза 900 кг - 12,5%), а также обеспечить требуемые характеристики целого ряда перспективных ракет отечественного и зарубежного производства.

-179

1. Ю.П. Семенов, Б.И. Каторгин, В.К. Чванов, И.Ю, Фатуев и др. Ракета-носитель легкого класса Квант. Инженерная записка, 1995г.

2. Ю.П. Семенов, Д.И. Козлов, В.Ф. Уткин и др. Концепция российских средств выведения, 1997г.

3. В.П. Радовский, В.Ф. Трофимов, В.К. Чванов, И.Ю. Фатуев и др. Космический ракетный комплекс Зенит. Эскизный проект. Пояснительная записка. Часть 3.2. Маршевый двигатель второй ступени ракеты-носителя Зенит, 1990г.

4. Б.И. Каторгин, A.A. Ганин, И.Ю, Фатуев и др. Результаты завершающих доводочных испытаний двигателя 14Д21, Технический отчет №РЭ0099-1412, 1999г., Результаты завершающих доводочных испытаний двигателя. 14Д22, Технический отчет №РЭ0099-1414, 1999г.

5. В.Е. Нестеров, В.К. Чванов, И.Ю. Фатуев и др. Акт межведомственной комиссии о результатах работ по выяснению причин группового проявления высокочастотной неустойчивости рабочего процесса в камерах двигателей 11Д511, 11Д512приКТИв 1997г., 1997г.

6. Ю.П. Семенов, Б.А.Соколов и др. Разгонный блок ДМ-ЗБЬБ. Пояснительная записка. Часть I. Общие сведения, состав и основные харакиеристики.452ГК.Д0000-0 ПЗ, 2002г.

7. В.П, Радовский, Ю.А. Фатуев, A.B. Сафонов, Д.Е. Астахов Жидкостный ракетный двигатель 11Д520. Техническое описание.Часть первая 00.0520.ОООО.ОООО.ОО.ОТО, 1982г.

8. Б.И. Каторгин, Ф.Ю. Челькис, В.И. Семенов и др. Двигатель РД-180. Техническое описание 00.1964.0000.0000.00.0т0, 2001г.

9. Анализ состояния работ за рубежом по созданию и совершенствованию ракетных двигателей ракет-носителей тяжелого класса. Информационные материалы, 2002г.

10. Б.И. Каторгин, В.К. Чванов, И.Ю, Фатуев и др. Ракетно-космический комплекс Единство. Двигатель I ступени. Эскизный проект. КР-04.00.0000.П38, 1998г.

11. В.П. Радовский, В.Ф. Трофимов, В.К. Чванов и др. Жидкостный ракетный двигатель 11Д123. Пояснительная записка 001723.0000.0000.00.0ПЗ. Выбор параметров, конструкции двигателя и основных агрегатов. Г976Т.

12. В.Ф. Трофимов, В.К. Чванов, И.Ю. Фатуев и др. Комплекс ракеты-носителя К11К55. Техническое предложение. Пояснительная записка. Часть шестая. Двигатель I ступени. К11К55 П335, 1982г.

13. В.П. Радовский, В.Ф. Трофимов, В.К. Чванов, И.Ю. Фатуев и др. Комплекс ракеты-носителя К11К55. Жидкостный ракетный двигатель РД-120К. Эскизный проект. Пояснительная записка., 1983г.

14. В.К. Чванов, И.Ю. Фатуев и др. Таблица параметров двигателя, 1982г.

15. В.П. Радовский, В.Ф. Трофимов, В.К. Чванов, И.Ю. Фатуев и др., Оценка параметров двигателя 11Д123применительно к использованию его модификации на носителе типа 11А511 У, 1979г.

16. Б.И. Каторгин, В.К. Чванов, И.Ю, Фатуев и др. Техническое предложение по модификации двигателя 11Д123 применительно к использованию на I и II ступенях РН Союз-2., 1995г.

17. Б.И. Каторгин, В.К. Чванов, И.Ю, Фатуев и др. Технические предложения. Комплекс ракеты-носителя легкого класса Квант. Маршевые двигатели I ступени. 358.ГК.0000-0Ш-61, 1996г.

18. Б.И. Каторгин, Б.М. Громыко, И.Ю. Фатуев и др. Результаты экспериментальных работ по форсированию двигателя 11Д123 до номинального значения тяги 93 тс (итоговый отчет), Технический отчет №123.Т0.726-704-2002, 2002г.

19. Е.Н. Беляев, В.В. Черваков, В.К. Чванов, Математическое моделирование рабочего процесса жидкостных ракетных двигателей. Издательство МАИ, 1999г.

20. В.К. Чванов, И.Ю. Фатуев, Е.Н. Беляев, Двигатель 11Д123. Расчет динамический. Часть первая. Расчет параметров двигателя при запуске. 00.1723.0000.0000.06.0Р05, 2001г.

21. Б.И. Каторгин, В.К. Чванов, И.Ю, Фатуев и др. Ракета-носитель Ямал. Маршевый двигатель центрального блока. Эскизный проект. 60.KC.0000-ОПЗ-19, 1998г.

22. Б.И. Каторгин, В.К. Чванов, И.Ю, Фатуев и др. Обоснование возможности увеличения номинального значения тяги двигателя 11Д123 до .87 тс. Технический отчет №123.Т0.726-06-99, 1999г.

23. Б.И. Каторгин, В.К. Чванов, И.Ю. Фатуев и др. Обеспечение возможности форсирования двигателя 11Д123 до номинального значения тяги в пустоте 93 тс. Технический отчет 123.Т0.726-03-2000, 2000г.

24. В.П. Радовский, В.Ф. Трофимов, В.К. Чванов, И.Ю. Фатуев и др. Комплекс ракеты-носителя К11К55. Жидкостный ракетный двигатель РД-120К. Эскизный проект. Пояснительная записка. Том расчетов, 1983г.-181

25. B.K. Чванов, И.Ю. Фатуев, С.Г. Коновалов, И.А. Клепиков и др. Методика определения основных параметров двигателя ДП-120и по результатам измерений при огневых испытаниях, 1999г.

26. В.К. Чванов, И.Ю, Фатуев, С.Г. Коновалов и др. Результаты предврительного анализа возможности использования узлов и агрегатов двигателя 15Д117 для создания кислородно-керосинового двигателя применительно к ДУ I ступени РН Квант, 1999г.

27. И.Ю. Фатуев, С.Г. Коновалов, В.Ю. Богушев и др. Техническая справка 722К-1-2000 по анализу данных по работоспособности циркониевого покрытия в камерах двигателей 15Д117, 15Д168, 14Д14 и в установках 1УКС, 2УК, 2000г.

28. И.Ю. Фатуев, М. Крото (Пратт Уитни), The RD-120M Booster Engine Derivative for U.S. Launch Vehicles, 31st Joint Propulsion Conference, Сан-Диего, Калифорния, США, AIAA-95-3144, 10-12 июня 1995г.

29. И.Ю, Фатуев, С.Г. Коновалов, В.А. Иванов. Проработка использования в СРК по теме Единство жестко скрепленного блока рулевых камер. Технический отчет 120U726.TO-01-99, 1999г.

30. В.П. Глушко, В.П. Радовский, С.П. Агафонов и др. Альбом конструкций ЖРД, часть третья, 1969г.

31. Ю.Н. Ткаченко, A.A. Васин, В.В. Федоров и др. Технические указания 11Д123.1155 УТ-722, 1997г.

32. А.А. Ганин, И.С. Сауленко и др. Результаты стендовых испытаний рулевых агрегатов типа Д064 с использованием пускового горючего ПГ-2 для химического зажигания компонентов топлива. Отчет №РЭ099-1397, 1999г.

33. Б.И. Каторгин, В.К. Чванов, И.Ю, Фатуев и др. Технический отчет по холодным и огневым испытаниям двигателя ДП-120, №319В-99-ДП-120-19, 1999г.

34. В.К. Чванов, И.Ю. Фатуев, С.Г. Коновалов, И.А. Клепиков и др. Методика определения основных параметров двигателя ДП-120и по результатам измерений при огневых испытаниях, 1999г.

35. Ю.Н. Ткаченко, И.Ю. Фатуев, С.Г. Коновалов и др. Условия запуска двигателя ДП-120и и порядок подачи команд при запуске и останове двигателя. Техническая справка, 1999г.

36. В.К. Чванов, В.И. Гайдуков, И.Ю. Фатуев и др. Программа испытаний двигателя ДП-120и. №120.UITP726-003-98, 1999г.

37. И.Ю. Фатуев, Модификация двигателя РД-120 для первых ступеней ракет-носителей коммерческого назначения, 52nd International Astronautical Congress, Тулуза, Франция, IAF-01-S.1.05, 1-5 октября 2001г.

38. И.Ю. Фатуев, Особенности модификации ЖРД применительно к первой ступени ракеты-носителя, 6-я Международная конференция «Системный-182дизайн и управление аэрокосмическими комплексами», Евпатория, Крым, Украина, 2-8 июля 2001г.

39. Б.И. Каторгин, В.К. Чванов, И.Ю, Фатуев и др. Ракетно-космический комплекс Ямал. Двигатели РД-191, РД-120.04. Техническое предложение. 372.ГК.0000.0Г13, 1996г.

40. В.К. Чванов, И.Ю. Фатуев и др. Анализ эффективности использования модернизированных двигателей типа РД-120 в составе РКН Ямал. Технический отчет П34832-181, 2000г.

41. А.Г. Деречин, О.В. Гурко и др. Технико-экономическое обоснование преимуществ применения жидкостного ракетного двигателя РД-120 разработки ОАО НПО Энергомаш на ракете-носителе среднего класса Ямал, 1999г.

42. Ю.П. Семенов, В.М. Филин и др. Ракетно-космический комплекс Онега. Аванпроект. Пояснительная записка, часть I. 444ГК.ОООО-ОПЗ, 2002г.

43. А.Г. Деречин и др. Разработка предложений по повышению технико-экономической эффективности применения жидкостных ракетных двигателей РД-120 и РД-191 на ракете носителе среднего класса Онега. Технический отчет, 2002г.

44. И.Ю. Фатуев, М. Крото (Пратт Уитни), Evolution of the RD-120 to RD-120M for Commercial Space Launch Applications, 5Й Symposium International «Propulsion in Space transportation», Париж, Франция, 22-24 мая 1996г.

45. Б.И. Каторгин, В.Ф. Трофимов, В.К. Чванов, И.Ю. Фатуев и др. Космический ракетный комплекс К11К55. Жидкостный ракетный двигатель I ступени ракеты-носителя 11К55. 00.1945.0000.0000.00.0ПЗ, 1991г.

46. Б.И. Каторгин, В.К.Чванов, И.Ю, Фатуев и др. Жидкостный ракетный двигатель первой ступени ракеты-носителя. Техническое предложение, 1992г.

47. И.Ю. Фатуев, The First Stage Propulsion System for the Unity Commercial Launch Vehicle, 8th International Aerospace Congress, Аделаида, Австралия, 1998г.

48. И.Ю. Фатуев В.К. Чванов, LRE Development Expérience and Prospects of Evolution-International Cooperation Projects, 51st International Astronautical Congress, Рио-де-Жанейро, Бразилия, IAF-00-S.2.08, 2-6-октября 2000г.

49. С указанными материалами можно ознакомиться в ОАО НПО Энергомаш им. академика В.П. Глушко.