127,8
рейтинг
9 декабря 2014 в 09:42

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 в больших камерах 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.



Выражаю благодарность Департаменту информационной политики и СМИ Объединенной ракетно-космической корпорации и пресс-службе НПО "Энергомаш", за помощь в организации съемок.
Виталий Егоров @Zelenyikot
карма
1334,2
рейтинг 127,8
Zelenyikot
Реклама помогает поддерживать и развивать наши сервисы

Подробнее
Реклама

Самое читаемое

Комментарии (40)

  • 0
    Ах, если бы не Пенемюнде =))
    Спасибо за экскурсию. Вот бы ещё посмотреть на казанские сокровища. Лапки щешутся увидеть трофейные немецкие прецензионные станки, которые прекрасно работали ещё в 70-х. Но это уже совсем другая история.
    • +1
      Кстати, наши в 45-46 получили сами того не зная первое в мире звание «оверклокеров», форсировав тягу на А4 до 35 тонн при штатных 25. «Ну ви понили...»
      • +2
        А что тут такого? Разработчики пытаются форсировать характеристики любой техники. Потом упираются в какие-то проблемы. Исследуют их подробно и — подчас — решают. Это позволяет форсировать характеристики до столкновения со следующей проблемой. И так далее.
  • +7
    Проблемы с нестабильностью горения в больших камерах до конца решить так и не удалось, поэтому большинство двигателей конструкции КБ Глушко — многокамерные.


    Угу. Смотришь на «семерку» снизу, а там — сопла, сопла, сопла :)))
    Много небольших. Американцам удалось сделать одно, но большое :)
    • +2
      Нуу, для семерки когда выбирали схему двигателя выбрали четырехкамерную не потому, что думали, что не удастся разработать большую камеру в приемлемый срок, а потому что оказалось, что компоновочная схема двигателя получается гораздо меньше по длине при сохранении требуемой степени расширения сопла. Да, двигатель стал сложнее, потребовалось отказаться от управления вектором тяги и поставить рулевые камеры (сопла, сопла, сопла, хихихи), потому что сильфонов высокого давления тогда еще не было, но плюсы в компоновке самой ракеты перевесили, а в обеспечении надежности двигателя были уверены (и он, кстати, не подвел).
    • 0
      А работает ли оно?

      В статье А. Велюрова «Великий карбюратор» приведён детальный проверочный расчет регенеративного охлаждения КС двигателя F-1 в части возможности теплосъема охладителем (керосином) теплового потока от продуктов сгорания. Расчет основан на проверенных методиках, опубликованных, в частности, в учебниках по проектированию ЖРД В.Кудрявцева и М.Добровольского (профессора МВТУ). В качестве исходных данных для расчета использовались данные и параметры F-1, взятые из доступных американских источников. Расчет выполнен корректно и замечаний к нему нет.
      В результате расчета А.Велюровым сделан вывод о невозможности теплосъема теплового потока в 13 МВт/м^2 рубашкой охлаждения F-1 при заданных параметрах потока охладителя и геометрических характеристиках тракта охладителя (трубок, из которых выполнена камера сгорания (КС) и сопло).
      manonmoon.ru/articles/st65.pdf

      Если невозможно было охладить двигатель, значит он не рабочий, и не только не летал в космос, но и не летал на Луну… значит двигатель F-1 — фэйк…

      Можно ли полагаться на эту информацию? Если она верна, то выходит что США на луну таки не летали…
      • +5
        В части расчетов полагаться на эту информацию можно, с учетом того, что при проведении расчета не была учтена особенность конструкции F1: подвод части тепла к стенкам сопла блокировался путем создания газовой завесы с относительно небольшой температурой, создаваемой путем сброса в сопло низкотемпературного генераторного газа после турбины насосного агрегата. Если учесть блокированный температурный поток, то расчеты сходятся даже с небольшим запасом. Про это можно прямо в вики почитать про F1.

        Охладитель там, по современным меркам, совершенно допотопный, но все таки реальный.
      • 0
        Все пять раз не летали? И ещё около 10 испытательных полётов?
        • +1
          Ну, человек спросил, ему ответили. А вообще, столько лжи кругом, что печально.
          • +2
            Большинство теорий лунного заговора скромно умалчивают о количестве полётов по программе Апполон. В результате у незнакомого с темой человека создаётся впечатление, что США летали на луну один раз и без подготовки.
  • +3
    Спасибо за статью, очень интересно!
    — Такая смесь эффективнее, но намного токсичнее керосина
    Разве? Судя по википедии, у азотосодержащих УИ — порядка двухсот-трехсот, у RP-1 — 353.
    • +2
      Скорее, не эффективнее, а проще — НДМГ/АТ воспламеняется сама при контакте компонентов (проще зажигание), плюс они высококипящие — нет возни с криогенной техникой, которая тоже доставляет изрядно проблем.
      • +3
        А ещё, ещё азотный тетроксид гораздо плотнее жидкого кислорода, поэтому бак окислителя получается меньше по размеру и легче. Плюс для более плотной жидкости легче обеспечить бескавитационный режим работы насоса, т. есть можно не ставить бустерный насос (повышающий давление с 1,5 атм. на выходе из бака до 10 атм. на входе в основной насос).
  • 0
    Восторг! Спасибо, как побывал сам!
  • 0
    Здорово! Жаль только что все эти красивые и невероятно сложные конструкция в конечном итоге просто падают на землю или сгорают в атмосфере (
    • 0
      срок службы несколько минут, за исключением нескольких многоразовых двигателей.
      • +1
        У РД-171 — срок службы на 10 запусков.
        • 0
          Теоретический или реальный? Хоть раз повторно использовался движок?
          • +5
            10 полных циклов полетной работы без переборки, только замена однократно срабатывающих элементов запуска/остановки, таково было было требование ТЗ. Двигатель прошел государственные испытания по этому требованию ТЗ, т. есть реально отработал 10 раз на стенде без сборки/разборки между запусками.

            То, что это сейчас не используется — это вопрос уже к ракетчикам, не к двигателистам. :)
            • 0
              Ну так меня, как раз интересовало реальное применение. А то между стендовыми испытаниями и реальными есть такая маленькая штучка как посадка, и как обеспечивать сохранность двигателя.
              • +2
                Как обеспечить сохранность двигателя при посадке — это вопрос к ракетчикам. Двигателисты могут по этому поводу запросить в ТЗ предельные механические нагрузки при которых надо гарантировать возможность многократного использования и проектировать и испытывать двигатель с учетом этих требований. Так все делают и РД-171, естественно, имел такие требования в ТЗ и был на них испытан.

                Ну а с точки зрения ракетчика обеспечить сохранность двигателя(т. есть ими же заданные в ТЗ допуски по нагрузкам) при возвращении отработавшей ступени можно тремя способами. Это парашютный спуск, посадка ступени по самолетному и посадка ступени по ракетному.

                Парашют — самое простое и самое неудобное, потому что точность приземления небольшая, не говоря уже о том, чтобы приземлиться в точке старта, чтобы не возить потом ступень за тридевять земель.

                Посадка по ракетному тоже довольно проста в части требований к конструкции ступени, но требует двигатель многократного запуска в полете или глубоко дросселируемый, что хуже, если вообще реально задросселировать турбонасосный ЖРД до 5, хотя бы, процентов. Возвращение своим ходом в точку старта возможно, но требует либо чтобы ступень выдерживала высокие перегрузки при развороте по радиусу порядка 5-10 километров на скорости в 1500-2000 м/с, либо выдерживала скоростной напор при полете на больших(больше 45-60 градусов) углах атаки. Расход топлива и окислителя на возврат при этом также заметно больше чем на посадку в точке естественного окончания баллистической траектории выведения у поверхности Земли.

                Посадка по самолетному предъявляет к конструкции ступени наибольшие требования(как-то: раскладные крылья, турбореактивный двигатель, аэродинамические средства управления, шасси), но позволяет произвести возврат ступени в точку посадки с минимальными затратами топлива, используя только небольшой остаток топлива и воздух атмосферы для питания ТРД при посадке.

                • 0
                  Это всё понятно. Я только спрашивал был ли хоть один случай многоразового использования? А все эти рассуждения и стендовые испытания это из разряда теории. И не важно по чьей вине.
                  По факту, получается двигатели не летали многоразово?
                  При том, что насколько попадалась инфа серия РД-170/180/190, является очень дорогой (как раз из-за закрытого цикла), что 9 движков Мерлин стоит дешевле, чем один РД-191. И при этом SpaceX ведет активные испытания по спасению своих движков для многоразового использования. А в Роскосмос похоже об этом даже не задумываются.
                  Тем странней выглядит эта ситуация, ведь для обеспечения надежности движка достаточной для 10 полетов, нужно соответствующие запасы прочности всех деталей двигателя — что соответственно увеличивает стоимость и вес движка.
                  • +4
                    Ну стендовые испытания все-таки из разряда практики. :) Так что летал двигатель или не летал в составе многоразовой ступени совершенно не влияет на то многоразовый он или нет. Создан был многоразовым, испытания по всем параметрам техзадания прошел, значит многоразовый. Если этого недостаточно, то я уж и не знаю, что ответить.
                    Можно сказать так: Летные испытания не проводились ввиду отсутствия в мире подходящей многоразовой системы.
                    Коммерческую сторону вопроса я обсуждать, честно говоря, просто не хочу, неинтересно мне это.
                    Единственное, что могу сказать, что если на Сатурн-5 поставить РД-171, то его взлетный вес можно будет уменьшить примерно на 500 тонн именно за счет закрытого цикла. И это не стоимость 500 тонн керосина. В уменьшение цены войдет уменьшенная стоимость разработки и изготовления ракеты, стартового комплекса, перевозок, пусков и много чего еще. Для сравнения — 500 тонн это Сатурн 1Б, только затраты на пуск которого позволяют купить себе РД-171 столько, сколько захочется (образно говоря).

                    Многоразовость же, в общем, досталась практически бесплатно, как следствие повышенных требований к инженерному совершенству двигателей с закрытым циклом.

                    Что же касается Роскосмоса. Они там хорошие ребята, увлеченные. Много о чем задумываются, о чем ни я, ни вы не знаем. Пожелаем им чего-нибудь хорошего, чтобы «Ангара» нормально слетала, в частности.

                    • 0
                      Если этого недостаточно, то я уж и не знаю, что ответить.

                      Да вроде мой вопрос максимально прост. Летал хоть один двигатель многоразово? Ключевое слово летал. То что РД-170 проектировался под многоразовость я давно в курсе.

                      Что касается Сатурна-5, то как бы не совсем корректно сравнивать, между этими движками расстояние в 20 лет. И в то время, как появились РД-170, уже были шаттловские бустеры, которые почти в 2 раза мощнее, и если бы лунная программа была в то время, то явно использовали бы их.
                      • +3
                        Попробую в третий раз объяснить: Двигатель не только проектировался под многоразовость, но и получился в итоге многоразовым. Реальных прочностных и огневых стендовых испытаний достаточно, чтобы просто принять это как данность. И то, что не было еще проведено летных испытаний на многоразовость, ну никак не делает его одноразовым.

                        Может быть, вам будет проще понять на примере:
                        Вот представьте, приходите вы в магазин и просите продать вам диодный мост, например. Вам показывают диодный мост. Вы спрашиваете, а это точно диодный мост? Вам быстренько собирают схемку, полностью демонстрирующую что это именно диодный мост. Т. есть и напряжение выпрямляет и двухполупериодность обеспечивает, при условии что вы не превышаете предельных параметров. И тут вы говорите: Нет, ну а в мою схему вы же его не впаивали и неизвестно еще, покажет он двухполупериодность или нет.

                        Что же до корректности сравнений, то, если вы обратите внимание, я вообще-то сравнивал не F1 и РД-170, а две ракетные системы на их основе для иллюстрации преимуществ технических решений одного перед другим. Такое сравнение вполне корректно, ведь мы сравниваем две ракеты, а не ракету и самолет, например и для иллюстрации технических принципов, a не даты создания (тут нужно, конечно, отметить, что разработка F1 заняла на год меньше, чем РД-170, т. есть примерно 7 лет против примерно 8 лет, хотя РД-170 начали разрабатывать на 5 лет позже. Правда он и сложнее, но это оправдано, см. выше сравнение ракетных систем).

                        Теперь давайте сравним твердотопливные ускорители(далее ТТУ) и РД-170. У ТТУ удельный импульс порядка 267 при тяге 1200 тонн, у РД-170 УИ порядка 308 при тяге 745 тонн (у поверхности Земли). К сожалению, всю разницу по тяге реализовать не удается именно за счет разницы в удельном импульсе, потому что для достижения той же скорости в составе сравнимых по схеме, нагрузке и профилю полета системах для ТТУ приходится делать заметно больший запас топлива и значит он получается тяжелее, т.есть больше тяги уходит на разгон большей массы и на гравитационные потери, поскольку первая ступень работает весь вертикальный участок выведения.
                        Единственной причиной использования ТТУ на тяжелых ракетах является их сравнительная простота изготовления и отработанность технологии, а вовсе не высокая тяга на один двигатель или какие либо иные преимущества связанные с техническим совершенством. Высокая тяга на один двигатель это, несомненно, хорошо, но в сочетании с низким УИ приводит к повышению взлетного веса, что, в свою очередь, ведет к усложнению конструкции ступеней, их соединений, стартовых сооружений и т.д.
                        Т.есть совершенно неочевидно, что два ТТУ общей тягой 2400 тонн и общим весом 1200 тонн лучше чем четыре разгонных блока с ЖРД общей тягой 2980 тонн и общим весом 950 тонн(для наглядности масса пересчитана для профиля полета при старте на ту же орбиту из географической точки, сходной с мысом Канаверал. Если пересчитать общую массу ТТУ для старта с Байконура, то она достигнет почти 2000 тонн, т.есть потребуется третий ускоритель и полная перепроектировка всей системы).
                        • 0
                          Чего вы прицепились к слову проектировался? Я же сказал меня интересовал простой вопрос летал ли двигатель многоразово. Вам с вашей демагогией нужно в политики идти…
                          Да и пример у вас не в тему. У вас ответы в стиле, если бы я спросил выводила ли ракета Н-1 груз достаточный для полета на Луну, а Вы бы тут рассказывали, как она успешно прошла все стендовые испытания, и по всем расчетам могла бы выводить.
                          • +6
                            Есть ли многоразовые двигатели?
                            Есть.
                            Есть ли реальный опыт многоразовых полетов?
                            Нет.
                            • –1
                              Вот, коротко и по делу, спасибо.
                              • 0
                                Извините, если моя скромная попытка рассказать вам о некоторых проблемах rocket science показалась вам демагогией. Rocket science все-таки довольно сложная штука.
                                • 0
                                  если моя скромная попытка рассказать вам о некоторых проблемах

                                  просто я и так был в курсе, что их делали как многоразовые, интересовало дошло ли до реальных повторных полетов. Ну или хотя бы была какая-то имитация посадки ступени (как у SpaceX), после которого двигатели можно было запустить второй раз. Ведь насколько понимаю ресурс движка можно при желании сделать и на 100 циклов, основная проблема относительно безболезненно его посадить, и желательно не очень затратно как по деньгам, так и по весу.
                                  • +2
                                    Ну, стендовые прочностные динамические испытания у меня как-то даже язык не повернется назвать имитацией посадки. Они гораздо жестче. Практически это условия катастрофической посадки. Да, один двигатель прошел такие испытания и был запущен второй раз.
                          • –1
                            Да? А я решил что это риторический вопрос, т. есть такой вопрос, простой прямой ответ на который заведомо известен собеседнику и не требуется, а требуется привести соображения, которые собеседнику не известны и могут дать ему дополнительные знания для обсуждения темы в общем.
  • +1
    А почему разностная схема управления (как у ракеты немецкой группы, о которой писал Черток и Н-1) практический не применяется? Ведь, у многих ракет на первой ступени несколько двигателей.
    • +3
      Очень грамотный вопрос. Казалось бы, не нужен кардановый подвес, рулевые машины, гибкие газоводы или топливопроводы. Прибавил тяги с одной стороны, убавил с другой и все. Но есть два основных минуса, один очевидный, второй не очень.

      Первое и самое важное: для управления по крену все равно придется ставить рулевые камеры.

      Второе: ЖРД не очень точны по дросселированию и приемистость у них не высокая, что ведет к усложнению системы управления.

      На Н1 такая система еще оправдана, т. как там двигатели далеко разнесены от центра и управляющий момент сил легко получить небольшим изменением тяги.
      • 0
        — для управления по крену все равно придется ставить рулевые камеры
        Но проще и маломощнее, и без сложных подвесов, разве нет?
        — ЖРД не очень точны по дросселированию
        А как же сажали LM?
        • 0
          Цилиндр в сто тонн повернуть даже вокруг оси с самым маленьким моментом инерции (вокруг продольной), мощность все-таки нужна заметная. Этой мощности хватает, с учетом больших (до 40 градусов) пределов отклонения рулевых камер и угла атаки, где повороту помогает тяга основного двигателя, и на поворот вокруг других осей. С Н1 один были и другие соображения в пользу разностной системы, а именно: пришлось бы делать две модификации двигателей, с качанием сопла и без, потому что управлять вектором тяги 32 двигателей не нужно, да и усложнение системы управления неоправданно большое. А две такие достаточно разные модификации двигателя это почти удвоенные объемы разработки и испытаний.

          С LM все просто: там вытеснительная система подачи топлива и малая мощность. Никакого момента инерции массивного ротора турбонасоса, никакой инерции потоков жидкости по тонне в секунду. Приоткрыл краник наддува баков (условно говоря, потому что какие там краники на двухстах атмосферах гелия до редуктора, прямо скажем, не краники там вовсе) — ровно на столько же тут же возросла тяга, прикрыл — уменьшилась.
    • 0
      Вопрос только про наши ракеты? Маск использует.

      На РН Falcon 9 1.1 используются 9 таких двигателей общей тягой в 600тс. Двигатель не имеет собственной системы управления вектором тяги (УВТ), и управление ступенью ракеты осуществляется изменением тяги двигателей на противоположных осях, как и у РН Н 1 (дросселирование для снижения тяги и/или форсаж для увеличения тяги выше номинального).
      • 0
        А я не в курсе, всегда думал, что у мерлинов обычная подвеска. Спасибо.
  • +1
    Прошу прощения вторая часть материала немного задерживается — работы навалилось, оформить некогда.
  • +1
    Диск со сферой в центре — это не модель Солнечной системы, как я подумал, а макет электроракетного космического корабля. На диске предполагалось размещать солнечные батареи.

    Гелиоракетоплан — электрический ракетный двигатель, и не только он, описаны в книге Глушко «Путь к ракетной технике». Информация о ней на сайте НПО «Энергомаш». Саму книгу можно скачать например, тут. Интереснейшее описание электровзрывов.
    Небольшое описание гелиоракетоплана из книги. Обратите внимание на год и ссылку — она ведет на макет из статьи.
    image

Только зарегистрированные пользователи могут оставлять комментарии. Войдите, пожалуйста.