SlideShare a Scribd company logo
1 of 9
Download to read offline
188 Вестник СамГУ — Естественнонаучная серия. 2004. №2(32).
ТЕХНИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ
УДК 621.455: 629.7.036.5
СОВЕРШЕНСТВОВАНИЕ СИСТЕМЫ ЗАЖИГАНИЯ
КОМПОНЕНТОВ ТОПЛИВА ДВИГАТЕЛЕЙ
РД-107, РД-1081
c 2004 А.А. Ганин,2 Б.И. Каторгин, И.Ю. Фатуев, В.К. Чванов3
Применительно к маршевым двигателям рассмотрен вопрос заме-
ны пиротехнической системы зажигания компонентов топлива в ка-
мерах двигателей первой и второй ступени РН типа ”Союз” на хи-
мическую систему, что позволяет существенно улучшить эксплуатаци-
онные характеристики РН и повысить безопасность при подготовке
к пуску. Проведено 12 огневых испытаний 3 двигателей, оснащенных
системой химического зажигания, подтвердивших надежное воспламе-
нение компонентов топлива с плавным нарастанием давления. Прове-
денный объем теоретических и экспериментальных работ позволяет
внедрить двигатели РД-107, РД-108 с химической системой зажигания
в эксплуатацию в составе РН типа ”Союз”.
Базовым средством выведения, обеспечивающим выполнение Федераль-
ной космической программы России, включая доставку пилотируемых и
грузовых кораблей на Международную космическую станцию, является ра-
кета-носитель (РН) ”Союз” и ее модификации (рис. 1).
При этом первая и вторая ступени этой РН собраны по пакетной схеме,
т.е. двигатели первой и второй ступени запускаются одновременно на земле
и работают в процессе полета заданное время в соответствии с принятой
схемой полета. В качестве маршевых двигателей первой и второй ступеней
используются двигатели типа РД-107, РД-108.
Двигатели РД-107, РД-108 (рис. 2) представляют собой четырехкамер-
ную конструкцию с питанием от основного турбонасосного агрегата еще
двух (РД-107) или четырех (РД-108) рулевых камер.
Всего на РН используется 4 двигателя РД-107 и 1 двигатель РД-108.
Таким образом, при пуске РН ”Союз” обеспечивается зажигание ком-
понентов топлива одновременно в 32 камерах двигателей первой и второй
ступени.
1
Представлена доктором технических наук профессором Ю.Н. Гореловым.
2
Ганин А.А., Приволжский филиал ОАО ”НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко”.
3
Каторгин Б.И., Фатуев И.Ю., Чванов В.К., ОАО ”НПО Энергомаш им. акад.
В.П. Глушко”.
Совершенствование системы зажигания ЖРД РД-107, РД-108 . . . 189
Рис. 1. Ракета-носитель ”Союз”
Рис. 2. Двигатель РД-108
В данной конструкции используется пиротехническая система зажига-
ния, представляющая собой пирозаряд, устанавливаемый в огневую полость
камеры с помощью деревянного штатива вручную, при подготовке РН к
пуску.
Достаточно надежная сама по себе пиротехническая система зажигания
в данном конкретном применении (большое количество камер) зависима от
качества работ, проводимых боевым расчетом на стартовой позиции.
Возможны повреждения как самих штативов, так и элементов их креп-
ления к камерам в процессе установки, нарушения целостности подводящих
электрокабелей при отводе кабины обслуживания и т.п.
Любой из подобных дефектов, если он не будет своевременно обнару-
жен и устранен, может привести к нарушению условий воспламенения в
одной или нескольких камерах вплоть до задержки воспламенения от соб-
ственного пиропатрона и воспламенения от факела рядом стоящей камеры.
190 А.А. Ганин, Б.И. Каторгин, И.Ю. Фатуев, В.К. Чванов
Подобные явления недопустимы, т.к. могут привести к катастрофиче-
ским последствиям на старте.
С целью исключения возможности проявления подобных явлений пред-
ложено на этих двигателях заменить пиротехническую систему зажигания
на химическую, аналогичную применяемой в более современных двигате-
лях РД-170, РД-120, РД-180 и др.
Рис. 3. Упрощенная схема системы химического зажигания
Система химического зажигания (рис. 3) представляет собой герметич-
ный трубопровод, ограниченный мембранами свободного прорыва, между
которыми находится самовоспламеняющееся с кислородом пусковое горю-
чее, в пусковой бачок из которого азотом вытесняется основное горючее,
давлением которого, в свою очередь, прорываются мембраны и пусковое
горючее вытесняется в камеры, соответствующие агрегаты автоматики и
трубопроводы.
Проведенный анализ показал, что для данного типа двигателей может
быть использована система химического зажигания компонентов топлива
двигателя РД-120 (маршевый двигатель второй ступени РН ”Зенит”).
Подобное заимствование отработанных и серийно изготавливаемых агре-
гатов позволяет существенно снизить технический риск, стоимость и сроки
внедрения системы химического зажигания в двигатели РД-107/108.
Подача пускового горючего в основную камеру двигателей РД-107/108
осуществляется через четыре специальных штифта, впаянных вместо штат-
ных штифтов в силовое кольцо огневого днища на периферии смесительной
головки (рис. 4).
Штифты имеют сквозной канал с калиброванным отверстием, через ко-
торый пусковое горючее подается в камеру сгорания под углом 45◦ к плос-
кости огневого днища.
Над штифтами к силовому кольцу приварены четыре штуцера, к ко-
торым присоединяются магистрали пускового горючего для подачи его в
камеру сгорания.
Подвод пускового горючего в рулевую камеру (рис. 5) осуществлялся
через биметаллический штуцер, вваренный в стенку нижней части камеры
вблизи смесительной головки.
Совершенствование системы зажигания ЖРД РД-107, РД-108 . . . 191
Рис. 4. Штуцер подвода пускового горючего в основную камеру
Рис. 5. Общий вид рулевой камеры со штуцером подвода пускового горючего
Выходное калибровочное отверстие биметаллического штуцера направ-
лено в сторону критического сечения камеры под углом 20◦ к плоскости
огневого днища.
Учитывая необходимость обеспечения качания рулевых камер на угол
45◦ была разработана и в дальнейшем испытана в составе двигателя новая
конструкция узла подвода горючего в рулевую камеру (рис. 6).
Трубопровод магистрали пускового горючего размещен во внутренней
полости узла подвода основного горючего. Одним концом этот трубопровод
жестко закреплен на выходном патрубке цапфы узла подвода и соединен
с выходным штуцером, обеспечивающим подвод пускового горючего, а по
его окончании — подвод основного горючего.
Другой конец трубопровода пускового горючего свободно расположен
в направляющем отверстии фланца узла подвода и при качании рулевой
камеры совершает в этом отверстии перемещения на заданный угол.
192 А.А. Ганин, Б.И. Каторгин, И.Ю. Фатуев, В.К. Чванов
Рис. 6. Узел подвода горючего в рулевую камеру
Всего было проведено 9 испытаний двух двигателей РД-108 и 3 испы-
тания одного двигателя РД-107 совместно с рулевыми агрегатами.
Испытания проводились в широком диапазоне изменения внеш-
них условий на входе в двигатели, в частности по температу-
ре окислителя от −168, 3 до −179, 3 ◦C, температуре горючего от
−42 до +40 ◦C, по давлению окислителя от 3,61 до 5,2 кгс/см2, дав-
лению горючего от 2,99 до 3,7 кгс/см2.
Для оценки возможного влияния расхода основного горючего через ма-
гистраль подачи пускового горючего после его воспламенения с кислородом
на всех режимах работы двигателя в процессе испытаний варьировались
значения давления в камерах от 90 до 105% и массового соотношения ком-
понентов от 2,0 до 2,85.
Оценка характера воспламенения компонентов топлива производилась
по показаниям узкодиапазонных датчиков давления, которые устанавлива-
лись непосредственно перед форсунками основной и рулевой камеры.
На рис. 7 представлены графики типичного изменения параметров в
системе пускового горючего при запуске двигателя.
При этом использованы следующие обозначения:
ДПГК — давление горючего перед основными камерами;
ДПГР — давление горючего перед узлами подвода рулевых камер;
ДПГ — давление пускового горючего перед развилкой на камеры;
ДТЗ — давление горючего перед трубопроводом запуска.
Циклограмма подачи команд обозначена следующим образом:
0 — команда на открытие клапана окислителя;
1 — открытие клапана окислителя на предварительную ступень;
2 — наддув пускового бачка;
3 — открытие клапана горючего;
4–6 — начало поступления пускового горючего в отдельные камеры;
5 — размыкание контактов ПРМ КДПГ;
Совершенствование системы зажигания ЖРД РД-107, РД-108 . . . 193
Рис. 7. Узел подвода горючего в рулевую камеру
7–9 — воспламенение основного горючего в отдельных камерах;
8 — замыкание контактов реле КД1.
Через 0,8 с после команды ”Пуск” (открытие клапана окислителя) по-
давалась команда на наддув пускового бачка, при этом давление горючего
за бачком (параметр ДТЗ) достигало своего максимального значения в те-
чение 0,2–0,25 с. К этому времени прорывались мембраны трубопроводов
запуска (через 0,03–0,05 с после команды на наддув пускового бачка) и
пусковое горючее поступало к развилке на камеры сгорания. Момент по-
ступления пускового горючего в этот участок магистрали определялся по
началу роста параметра ДПГ, который происходил через 0,1 с после начала
интенсивного роста параметра ДТЗ.
Заполнение трубопроводов подачи пускового горючего к камерам двига-
теля сопровождалось снижением давления по параметрам ДПГК и ДПГР с
последующим его ростом при подходе пускового горючего к узлам с повы-
шенным гидравлическим сопротивлением (жиклеры на входах в камеры).
Оценка времен поступления пускового горючего в огневые полости ка-
мер производилась по показаниям термопар, установленных на штативах
на расстоянии 400 мм от днища форсуночной головки для основной камеры
и 165 мм для рулевой камеры.
Времена поступления пускового горючего в основные и рулевые камеры
двигателя РД-107 находились в диапазоне 2,96–4,0 с (от команды ”Пуск”)
и 2,98–3,3 с соответственно. Для двигателя РД-108 эти времена составили
3,59–3,96 с и 2,9–3,81 с соответственно.
194 А.А. Ганин, Б.И. Каторгин, И.Ю. Фатуев, В.К. Чванов
Комплексный анализ времен поступления и времен срабатывания пнев-
мореле КД1, контролирующего достижение давления 0,25 кгс/см2 в первой
камере, показал, что указанные времена не выходят из статистики испы-
таний двигателя с пиротехнической системой зажигания. Разброс времени
воспламенения компонентов в комплекте камер двигателя близок к стати-
стическому значению.
В целом характер изменения давления в камерах показывает, что про-
цесс воспламенения основных компонентов происходит плавно.
Процесс выхода двигателя РД-107 на режим промежуточной ступени
определяется, прежде всего, изменением баланса располагаемой и потреб-
ляемой мощностей турбонасосного агрегата по времени.
Применение системы химического зажигания практически не влияет на
качественные и количественные характеристики баланса мощностей, поэто-
му изменения основных параметров, характеризующих выход двигателя на
режим промежуточной ступени, подчиняются закономерностям, реализован-
ным в двигателях с пиротехнической системой зажигания.
Характер изменения давления в основных и рулевых камерах при вы-
ходе двигателей на режим главной ступени представлен на рис. 8 и 9 со-
ответственно.
Рис. 8. Изменение давления в основной
камере двигателя при выходе на глав-
ную ступень
Рис. 9. Изменение давления в рулевой
камере двигателя при выходе на глав-
ную ступень
На рис. 10 представлены основные времена, характеризующие динамику
выхода двигателя на режим главной ступени.
На данном рисунке использованы следующие обозначения (время от ко-
манды на перевод двигателя на главную ступень):
РБ — разрыв болта насоса окислителя;
КД5 — срабатывание реле КД5;
90 — достижение 90% тяги главной ступени;
КД5-90 — время перехода от момента разрыва болта до момента срабаты-
вания реле КД5.
Проведенный анализ показал, что каких-либо особенностей, связанных
с подачей керосина в камеры двигателя через систему химического зажи-
гания, не обнаружено.
Совершенствование системы зажигания ЖРД РД-107, РД-108 . . . 195
Рис. 10. Основные времена, характеризующие запуск двигателя на главную сту-
пень
Временные интервалы переходных процессов зависят от условий испыта-
ний и не имеют отличий от статистических данных, полученных в процессе
испытаний двигателей с пиротехнической системой зажигания.
Не отмечено каких-либо особенностей и в поведении быстроменяющихся
параметров на этом участке запуска.
При всех испытаниях двигателей РД-107, РД-108, собранных с систе-
мой химического зажигания, рабочий процесс в камерах двигателей был
устойчив.
Максимальные значения параметров вибропульсационного режима в
диапазоне частот 400–8000 Гц составили ∼ 30 g для виброускорений на ка-
мерах, ∼ 0, 4 кгс/см2 для пульсаций давления горючего перед форсунками,
0,15 кгс/см2 для пульсаций давления окислителя перед форсунками камер
двигателя, т.е. дополнительный подвод горючего в камеры двигателей че-
рез систему химического зажигания практически не повлиял на уровень
вибропульсационного режима камер сгорания.
Оценка удельных параметров на двигателях РД-107, РД-108 с системой
химического зажигания показала, что отклонение пустотного удельного им-
пульса тяги, определенного по результатам измерений, от ожидаемого ле-
жит в пределах отклонения, допускаемого для двигателей-прототипов.
Выводы
1. Разработанная система химического зажигания компонентов топлива
в камерах двигателей РД-107, РД-108 при всех испытаниях обеспечила
надежное воспламенение компонентов топлива с плавным нарастани-
ем давления в камере.
2. Запуск, работа двигателей на режимах предварительной, промежуточ-
ной и главной ступеней осуществлялись без замечаний с обеспечением
динамических характеристик, лежащих в статистических диапазонах
двигателей с пиротехнической системой зажигания.
196 А.А. Ганин, Б.И. Каторгин, И.Ю. Фатуев, В.К. Чванов
3. Дополнительная подача горючего через систему химического зажига-
ния в камеры двигателей не повлияла на удельные параметры, а так-
же на устойчивость рабочего процесса в камерах.
4. Проведенный объем теоретических и экспериментальных работ позво-
ляет внедрить двигатели РД-107, РД-108 с химической системой за-
жигания в эксплуатацию в составе РН типа ”Союз”, что позволит су-
щественно повысить ее эксплуатационные характеристики и безопас-
ность обслуживания на стартовой позиции при подготовке к пуску.
Поступила в редакцию 20/X/2003;
в окончательном варианте — 20/X/2003.
REFINEMENT OF THE IGNITION SYSTEM OF THE
ENGINES RD-107, RD-108 PROPELLANT COMPONENTS
c 2004 A.A. Ganin,4 B.I. Katorgin, I.Y. Fatuev, V.K. Chvanov5
The problem of replacement of pyrotechnic propellants ignition sys-
tem in chambers of first and second stages engines of ”Soyuz” type
carrier-rocket with chemical one that permits the carrier-rocket opera-
tional characteristics to be essentially refined and to enhance safety dur-
ing launch preparation. Twelve tests of three engines equipped with the
chemical ignition system to verify reliable ignition of the propellant com-
ponents with smooth pressure increase have been carried out. Theoretical
and experimental work provides exploiting the RD-107, RD-108 engines
with the chemical ignition system verification in ”Soyuz” type carrier-rock-
ets.
Paper received 20/X/2003.
Paper accepted 20/X/2003.
4
A.A. Ganin, OAO ”Acad. V.P. Glushko NPO Energomash”, Privolzhskii Regional
Branch.
5
B.I. Katorgin, I.Y. Fatuev, V.K. Chvanov, OAO ”Acad. V.P. Glushko NPO Energomash”.

More Related Content

What's hot

Газовый напольный котел Protherm Медведь 30 KLZ
Газовый напольный котел Protherm Медведь 30 KLZГазовый напольный котел Protherm Медведь 30 KLZ
Газовый напольный котел Protherm Медведь 30 KLZAl Maks
 
Напольный газовый котел Baxi Slim 1.230 iN
Напольный газовый котел Baxi Slim 1.230 iNНапольный газовый котел Baxi Slim 1.230 iN
Напольный газовый котел Baxi Slim 1.230 iNAl Maks
 
Газовый напольный котел Buderus Logano G124-32 WS "RU"
Газовый напольный котел Buderus Logano G124-32 WS "RU"Газовый напольный котел Buderus Logano G124-32 WS "RU"
Газовый напольный котел Buderus Logano G124-32 WS "RU"Al Maks
 
Газовый напольный котел Protherm Медведь
Газовый напольный котел Protherm МедведьГазовый напольный котел Protherm Медведь
Газовый напольный котел Protherm МедведьAl Maks
 
Испытание и обепечение надёжности авиационных ГТД и ЭУ
Испытание и обепечение надёжности авиационных ГТД и ЭУИспытание и обепечение надёжности авиационных ГТД и ЭУ
Испытание и обепечение надёжности авиационных ГТД и ЭУShuhrat Aslamshoev
 
Газовый настенный котел Protherm Гепард 23 MOV
Газовый настенный котел Protherm Гепард 23 MOVГазовый настенный котел Protherm Гепард 23 MOV
Газовый настенный котел Protherm Гепард 23 MOVAl Maks
 
Protherm Медведь 30 KLOM
Protherm Медведь 30 KLOMProtherm Медведь 30 KLOM
Protherm Медведь 30 KLOMAl Maks
 
Газовый напольный котел Protherm Медведь 30 PLO
Газовый напольный котел Protherm Медведь 30 PLOГазовый напольный котел Protherm Медведь 30 PLO
Газовый напольный котел Protherm Медведь 30 PLOAl Maks
 
Проект "Модернизация дизеля"
Проект "Модернизация дизеля"Проект "Модернизация дизеля"
Проект "Модернизация дизеля"kulibin
 
Инструкция напольные газовые котлы Protherm-Медведь
Инструкция напольные газовые котлы Protherm-МедведьИнструкция напольные газовые котлы Protherm-Медведь
Инструкция напольные газовые котлы Protherm-Медведьvitlenko
 

What's hot (12)

28510p
28510p28510p
28510p
 
Газовый напольный котел Protherm Медведь 30 KLZ
Газовый напольный котел Protherm Медведь 30 KLZГазовый напольный котел Protherm Медведь 30 KLZ
Газовый напольный котел Protherm Медведь 30 KLZ
 
Напольный газовый котел Baxi Slim 1.230 iN
Напольный газовый котел Baxi Slim 1.230 iNНапольный газовый котел Baxi Slim 1.230 iN
Напольный газовый котел Baxi Slim 1.230 iN
 
Газовый напольный котел Buderus Logano G124-32 WS "RU"
Газовый напольный котел Buderus Logano G124-32 WS "RU"Газовый напольный котел Buderus Logano G124-32 WS "RU"
Газовый напольный котел Buderus Logano G124-32 WS "RU"
 
Газовый напольный котел Protherm Медведь
Газовый напольный котел Protherm МедведьГазовый напольный котел Protherm Медведь
Газовый напольный котел Protherm Медведь
 
Испытание и обепечение надёжности авиационных ГТД и ЭУ
Испытание и обепечение надёжности авиационных ГТД и ЭУИспытание и обепечение надёжности авиационных ГТД и ЭУ
Испытание и обепечение надёжности авиационных ГТД и ЭУ
 
Газовый настенный котел Protherm Гепард 23 MOV
Газовый настенный котел Protherm Гепард 23 MOVГазовый настенный котел Protherm Гепард 23 MOV
Газовый настенный котел Protherm Гепард 23 MOV
 
Protherm Медведь 30 KLOM
Protherm Медведь 30 KLOMProtherm Медведь 30 KLOM
Protherm Медведь 30 KLOM
 
Rd 10-96-95
Rd 10-96-95Rd 10-96-95
Rd 10-96-95
 
Газовый напольный котел Protherm Медведь 30 PLO
Газовый напольный котел Protherm Медведь 30 PLOГазовый напольный котел Protherm Медведь 30 PLO
Газовый напольный котел Protherm Медведь 30 PLO
 
Проект "Модернизация дизеля"
Проект "Модернизация дизеля"Проект "Модернизация дизеля"
Проект "Модернизация дизеля"
 
Инструкция напольные газовые котлы Protherm-Медведь
Инструкция напольные газовые котлы Protherm-МедведьИнструкция напольные газовые котлы Protherm-Медведь
Инструкция напольные газовые котлы Protherm-Медведь
 

Similar to Химическое зажигание РН Союз _СГАУ_ 2004

(Eko gre rosyjska dtr)
(Eko gre rosyjska dtr)(Eko gre rosyjska dtr)
(Eko gre rosyjska dtr)defro1
 
лекция №12
лекция №12лекция №12
лекция №12student_kai
 
лекция №9
лекция №9лекция №9
лекция №9student_kai
 
Конструктивно-силовые схемы.pptx
Конструктивно-силовые схемы.pptxКонструктивно-силовые схемы.pptx
Конструктивно-силовые схемы.pptxssuser5cb52c
 
Lunjev innosalon 2013_05_23
Lunjev innosalon 2013_05_23Lunjev innosalon 2013_05_23
Lunjev innosalon 2013_05_23dataomsk
 
Геннадій Варламов. Високоефективна трубчаста технологія спалювання газів утил...
Геннадій Варламов. Високоефективна трубчаста технологія спалювання газів утил...Геннадій Варламов. Високоефективна трубчаста технологія спалювання газів утил...
Геннадій Варламов. Високоефективна трубчаста технологія спалювання газів утил...Прес-служба Київенерго
 
Сидоренко
СидоренкоСидоренко
СидоренкоIlona Zayets
 
презент Rsr Газотурбинный струйный двигатель
презент Rsr Газотурбинный струйный двигательпрезент Rsr Газотурбинный струйный двигатель
презент Rsr Газотурбинный струйный двигательАнатолий Локотко
 
презентация эксэрготрансформаторного авиационного двигателя.
презентация эксэрготрансформаторного авиационного двигателя.презентация эксэрготрансформаторного авиационного двигателя.
презентация эксэрготрансформаторного авиационного двигателя.mkril
 
Підвищення безпеки експлуатації РУ ВВЭР-440 з впровадженням паливадругого пок...
Підвищення безпеки експлуатації РУ ВВЭР-440 з впровадженням паливадругого пок...Підвищення безпеки експлуатації РУ ВВЭР-440 з впровадженням паливадругого пок...
Підвищення безпеки експлуатації РУ ВВЭР-440 з впровадженням паливадругого пок...НАЕК «Енергоатом»
 
2. tehnicheskaya-koncepciya-sozd
2. tehnicheskaya-koncepciya-sozd 2. tehnicheskaya-koncepciya-sozd
2. tehnicheskaya-koncepciya-sozd B2B GLOBAL
 

Similar to Химическое зажигание РН Союз _СГАУ_ 2004 (15)

(Eko gre rosyjska dtr)
(Eko gre rosyjska dtr)(Eko gre rosyjska dtr)
(Eko gre rosyjska dtr)
 
лекция №12
лекция №12лекция №12
лекция №12
 
28472ip
28472ip28472ip
28472ip
 
Х3/X4 - РУ
Х3/X4  - РУХ3/X4  - РУ
Х3/X4 - РУ
 
Троянов
ТрояновТроянов
Троянов
 
лекция №9
лекция №9лекция №9
лекция №9
 
Конструктивно-силовые схемы.pptx
Конструктивно-силовые схемы.pptxКонструктивно-силовые схемы.pptx
Конструктивно-силовые схемы.pptx
 
Lunjev innosalon 2013_05_23
Lunjev innosalon 2013_05_23Lunjev innosalon 2013_05_23
Lunjev innosalon 2013_05_23
 
Геннадій Варламов. Високоефективна трубчаста технологія спалювання газів утил...
Геннадій Варламов. Високоефективна трубчаста технологія спалювання газів утил...Геннадій Варламов. Високоефективна трубчаста технологія спалювання газів утил...
Геннадій Варламов. Високоефективна трубчаста технологія спалювання газів утил...
 
154
154154
154
 
Сидоренко
СидоренкоСидоренко
Сидоренко
 
презент Rsr Газотурбинный струйный двигатель
презент Rsr Газотурбинный струйный двигательпрезент Rsr Газотурбинный струйный двигатель
презент Rsr Газотурбинный струйный двигатель
 
презентация эксэрготрансформаторного авиационного двигателя.
презентация эксэрготрансформаторного авиационного двигателя.презентация эксэрготрансформаторного авиационного двигателя.
презентация эксэрготрансформаторного авиационного двигателя.
 
Підвищення безпеки експлуатації РУ ВВЭР-440 з впровадженням паливадругого пок...
Підвищення безпеки експлуатації РУ ВВЭР-440 з впровадженням паливадругого пок...Підвищення безпеки експлуатації РУ ВВЭР-440 з впровадженням паливадругого пок...
Підвищення безпеки експлуатації РУ ВВЭР-440 з впровадженням паливадругого пок...
 
2. tehnicheskaya-koncepciya-sozd
2. tehnicheskaya-koncepciya-sozd 2. tehnicheskaya-koncepciya-sozd
2. tehnicheskaya-koncepciya-sozd
 

More from Dmitry Tseitlin

Ton Tlegram Open Network
Ton Tlegram Open NetworkTon Tlegram Open Network
Ton Tlegram Open NetworkDmitry Tseitlin
 
State of innovation Thomson Reuters 2016
State of innovation Thomson Reuters 2016 State of innovation Thomson Reuters 2016
State of innovation Thomson Reuters 2016 Dmitry Tseitlin
 
Clarity from above PWC 2016
Clarity from above PWC 2016Clarity from above PWC 2016
Clarity from above PWC 2016Dmitry Tseitlin
 
Отчет Фонд Сколково 25 апреля 2011
Отчет Фонд Сколково 25 апреля 2011Отчет Фонд Сколково 25 апреля 2011
Отчет Фонд Сколково 25 апреля 2011Dmitry Tseitlin
 
Technology roadmap highlights_report 2015
Technology roadmap highlights_report 2015Technology roadmap highlights_report 2015
Technology roadmap highlights_report 2015Dmitry Tseitlin
 
IGS Low cost access to space April 2016
IGS Low cost access to space April 2016IGS Low cost access to space April 2016
IGS Low cost access to space April 2016Dmitry Tseitlin
 
Satellite technologies in UK agriculture 2015
Satellite technologies in UK agriculture 2015Satellite technologies in UK agriculture 2015
Satellite technologies in UK agriculture 2015Dmitry Tseitlin
 
A Roadmap to Interstellar Flight Philip Lubin Physics Dept, UC Santa Barbara ...
A Roadmap to Interstellar Flight Philip Lubin Physics Dept, UC Santa Barbara ...A Roadmap to Interstellar Flight Philip Lubin Physics Dept, UC Santa Barbara ...
A Roadmap to Interstellar Flight Philip Lubin Physics Dept, UC Santa Barbara ...Dmitry Tseitlin
 
Постановление Правительства "О реализации национальной технологической иниц...
Постановление Правительства "О реализации национальной технологической иниц...Постановление Правительства "О реализации национальной технологической иниц...
Постановление Правительства "О реализации национальной технологической иниц...Dmitry Tseitlin
 
ESA - 2013 space transportation
ESA - 2013 space transportation ESA - 2013 space transportation
ESA - 2013 space transportation Dmitry Tseitlin
 
Результаты РФФИ 2015
Результаты РФФИ 2015 Результаты РФФИ 2015
Результаты РФФИ 2015 Dmitry Tseitlin
 
Cоздание сверхтяжелых РН для исследования и освоения Луны и Марса - прошлое, ...
Cоздание сверхтяжелых РН для исследования и освоения Луны и Марса - прошлое, ...Cоздание сверхтяжелых РН для исследования и освоения Луны и Марса - прошлое, ...
Cоздание сверхтяжелых РН для исследования и освоения Луны и Марса - прошлое, ...Dmitry Tseitlin
 
Ракета космического назначения «Зенит 3SL» для программы «Морской Старт» В.М...
Ракета космического назначения «Зенит 3SL» для программы «Морской Старт» В.М...Ракета космического назначения «Зенит 3SL» для программы «Морской Старт» В.М...
Ракета космического назначения «Зенит 3SL» для программы «Морской Старт» В.М...Dmitry Tseitlin
 
Space Works Nano Microsatellite Market forecast 2016
Space Works Nano Microsatellite Market forecast 2016Space Works Nano Microsatellite Market forecast 2016
Space Works Nano Microsatellite Market forecast 2016Dmitry Tseitlin
 
WIPO Global Innovation Index 2015
WIPO Global Innovation Index 2015WIPO Global Innovation Index 2015
WIPO Global Innovation Index 2015Dmitry Tseitlin
 
Agritech Funder Investing report 2015
Agritech Funder Investing report 2015Agritech Funder Investing report 2015
Agritech Funder Investing report 2015Dmitry Tseitlin
 
High technology entrepreneurs and the patent system. 2008 Berkeley
High technology entrepreneurs and the patent system. 2008 BerkeleyHigh technology entrepreneurs and the patent system. 2008 Berkeley
High technology entrepreneurs and the patent system. 2008 BerkeleyDmitry Tseitlin
 
Start-up Space Tauri Group 2016 -
Start-up Space Tauri Group 2016 -Start-up Space Tauri Group 2016 -
Start-up Space Tauri Group 2016 -Dmitry Tseitlin
 
NASA_CCO_status-2013 update
NASA_CCO_status-2013 updateNASA_CCO_status-2013 update
NASA_CCO_status-2013 updateDmitry Tseitlin
 

More from Dmitry Tseitlin (20)

Ton Tlegram Open Network
Ton Tlegram Open NetworkTon Tlegram Open Network
Ton Tlegram Open Network
 
Marinet en 2017
Marinet en 2017Marinet en 2017
Marinet en 2017
 
State of innovation Thomson Reuters 2016
State of innovation Thomson Reuters 2016 State of innovation Thomson Reuters 2016
State of innovation Thomson Reuters 2016
 
Clarity from above PWC 2016
Clarity from above PWC 2016Clarity from above PWC 2016
Clarity from above PWC 2016
 
Отчет Фонд Сколково 25 апреля 2011
Отчет Фонд Сколково 25 апреля 2011Отчет Фонд Сколково 25 апреля 2011
Отчет Фонд Сколково 25 апреля 2011
 
Technology roadmap highlights_report 2015
Technology roadmap highlights_report 2015Technology roadmap highlights_report 2015
Technology roadmap highlights_report 2015
 
IGS Low cost access to space April 2016
IGS Low cost access to space April 2016IGS Low cost access to space April 2016
IGS Low cost access to space April 2016
 
Satellite technologies in UK agriculture 2015
Satellite technologies in UK agriculture 2015Satellite technologies in UK agriculture 2015
Satellite technologies in UK agriculture 2015
 
A Roadmap to Interstellar Flight Philip Lubin Physics Dept, UC Santa Barbara ...
A Roadmap to Interstellar Flight Philip Lubin Physics Dept, UC Santa Barbara ...A Roadmap to Interstellar Flight Philip Lubin Physics Dept, UC Santa Barbara ...
A Roadmap to Interstellar Flight Philip Lubin Physics Dept, UC Santa Barbara ...
 
Постановление Правительства "О реализации национальной технологической иниц...
Постановление Правительства "О реализации национальной технологической иниц...Постановление Правительства "О реализации национальной технологической иниц...
Постановление Правительства "О реализации национальной технологической иниц...
 
ESA - 2013 space transportation
ESA - 2013 space transportation ESA - 2013 space transportation
ESA - 2013 space transportation
 
Результаты РФФИ 2015
Результаты РФФИ 2015 Результаты РФФИ 2015
Результаты РФФИ 2015
 
Cоздание сверхтяжелых РН для исследования и освоения Луны и Марса - прошлое, ...
Cоздание сверхтяжелых РН для исследования и освоения Луны и Марса - прошлое, ...Cоздание сверхтяжелых РН для исследования и освоения Луны и Марса - прошлое, ...
Cоздание сверхтяжелых РН для исследования и освоения Луны и Марса - прошлое, ...
 
Ракета космического назначения «Зенит 3SL» для программы «Морской Старт» В.М...
Ракета космического назначения «Зенит 3SL» для программы «Морской Старт» В.М...Ракета космического назначения «Зенит 3SL» для программы «Морской Старт» В.М...
Ракета космического назначения «Зенит 3SL» для программы «Морской Старт» В.М...
 
Space Works Nano Microsatellite Market forecast 2016
Space Works Nano Microsatellite Market forecast 2016Space Works Nano Microsatellite Market forecast 2016
Space Works Nano Microsatellite Market forecast 2016
 
WIPO Global Innovation Index 2015
WIPO Global Innovation Index 2015WIPO Global Innovation Index 2015
WIPO Global Innovation Index 2015
 
Agritech Funder Investing report 2015
Agritech Funder Investing report 2015Agritech Funder Investing report 2015
Agritech Funder Investing report 2015
 
High technology entrepreneurs and the patent system. 2008 Berkeley
High technology entrepreneurs and the patent system. 2008 BerkeleyHigh technology entrepreneurs and the patent system. 2008 Berkeley
High technology entrepreneurs and the patent system. 2008 Berkeley
 
Start-up Space Tauri Group 2016 -
Start-up Space Tauri Group 2016 -Start-up Space Tauri Group 2016 -
Start-up Space Tauri Group 2016 -
 
NASA_CCO_status-2013 update
NASA_CCO_status-2013 updateNASA_CCO_status-2013 update
NASA_CCO_status-2013 update
 

Химическое зажигание РН Союз _СГАУ_ 2004

  • 1. 188 Вестник СамГУ — Естественнонаучная серия. 2004. №2(32). ТЕХНИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ УДК 621.455: 629.7.036.5 СОВЕРШЕНСТВОВАНИЕ СИСТЕМЫ ЗАЖИГАНИЯ КОМПОНЕНТОВ ТОПЛИВА ДВИГАТЕЛЕЙ РД-107, РД-1081 c 2004 А.А. Ганин,2 Б.И. Каторгин, И.Ю. Фатуев, В.К. Чванов3 Применительно к маршевым двигателям рассмотрен вопрос заме- ны пиротехнической системы зажигания компонентов топлива в ка- мерах двигателей первой и второй ступени РН типа ”Союз” на хи- мическую систему, что позволяет существенно улучшить эксплуатаци- онные характеристики РН и повысить безопасность при подготовке к пуску. Проведено 12 огневых испытаний 3 двигателей, оснащенных системой химического зажигания, подтвердивших надежное воспламе- нение компонентов топлива с плавным нарастанием давления. Прове- денный объем теоретических и экспериментальных работ позволяет внедрить двигатели РД-107, РД-108 с химической системой зажигания в эксплуатацию в составе РН типа ”Союз”. Базовым средством выведения, обеспечивающим выполнение Федераль- ной космической программы России, включая доставку пилотируемых и грузовых кораблей на Международную космическую станцию, является ра- кета-носитель (РН) ”Союз” и ее модификации (рис. 1). При этом первая и вторая ступени этой РН собраны по пакетной схеме, т.е. двигатели первой и второй ступени запускаются одновременно на земле и работают в процессе полета заданное время в соответствии с принятой схемой полета. В качестве маршевых двигателей первой и второй ступеней используются двигатели типа РД-107, РД-108. Двигатели РД-107, РД-108 (рис. 2) представляют собой четырехкамер- ную конструкцию с питанием от основного турбонасосного агрегата еще двух (РД-107) или четырех (РД-108) рулевых камер. Всего на РН используется 4 двигателя РД-107 и 1 двигатель РД-108. Таким образом, при пуске РН ”Союз” обеспечивается зажигание ком- понентов топлива одновременно в 32 камерах двигателей первой и второй ступени. 1 Представлена доктором технических наук профессором Ю.Н. Гореловым. 2 Ганин А.А., Приволжский филиал ОАО ”НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко”. 3 Каторгин Б.И., Фатуев И.Ю., Чванов В.К., ОАО ”НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко”.
  • 2. Совершенствование системы зажигания ЖРД РД-107, РД-108 . . . 189 Рис. 1. Ракета-носитель ”Союз” Рис. 2. Двигатель РД-108 В данной конструкции используется пиротехническая система зажига- ния, представляющая собой пирозаряд, устанавливаемый в огневую полость камеры с помощью деревянного штатива вручную, при подготовке РН к пуску. Достаточно надежная сама по себе пиротехническая система зажигания в данном конкретном применении (большое количество камер) зависима от качества работ, проводимых боевым расчетом на стартовой позиции. Возможны повреждения как самих штативов, так и элементов их креп- ления к камерам в процессе установки, нарушения целостности подводящих электрокабелей при отводе кабины обслуживания и т.п. Любой из подобных дефектов, если он не будет своевременно обнару- жен и устранен, может привести к нарушению условий воспламенения в одной или нескольких камерах вплоть до задержки воспламенения от соб- ственного пиропатрона и воспламенения от факела рядом стоящей камеры.
  • 3. 190 А.А. Ганин, Б.И. Каторгин, И.Ю. Фатуев, В.К. Чванов Подобные явления недопустимы, т.к. могут привести к катастрофиче- ским последствиям на старте. С целью исключения возможности проявления подобных явлений пред- ложено на этих двигателях заменить пиротехническую систему зажигания на химическую, аналогичную применяемой в более современных двигате- лях РД-170, РД-120, РД-180 и др. Рис. 3. Упрощенная схема системы химического зажигания Система химического зажигания (рис. 3) представляет собой герметич- ный трубопровод, ограниченный мембранами свободного прорыва, между которыми находится самовоспламеняющееся с кислородом пусковое горю- чее, в пусковой бачок из которого азотом вытесняется основное горючее, давлением которого, в свою очередь, прорываются мембраны и пусковое горючее вытесняется в камеры, соответствующие агрегаты автоматики и трубопроводы. Проведенный анализ показал, что для данного типа двигателей может быть использована система химического зажигания компонентов топлива двигателя РД-120 (маршевый двигатель второй ступени РН ”Зенит”). Подобное заимствование отработанных и серийно изготавливаемых агре- гатов позволяет существенно снизить технический риск, стоимость и сроки внедрения системы химического зажигания в двигатели РД-107/108. Подача пускового горючего в основную камеру двигателей РД-107/108 осуществляется через четыре специальных штифта, впаянных вместо штат- ных штифтов в силовое кольцо огневого днища на периферии смесительной головки (рис. 4). Штифты имеют сквозной канал с калиброванным отверстием, через ко- торый пусковое горючее подается в камеру сгорания под углом 45◦ к плос- кости огневого днища. Над штифтами к силовому кольцу приварены четыре штуцера, к ко- торым присоединяются магистрали пускового горючего для подачи его в камеру сгорания. Подвод пускового горючего в рулевую камеру (рис. 5) осуществлялся через биметаллический штуцер, вваренный в стенку нижней части камеры вблизи смесительной головки.
  • 4. Совершенствование системы зажигания ЖРД РД-107, РД-108 . . . 191 Рис. 4. Штуцер подвода пускового горючего в основную камеру Рис. 5. Общий вид рулевой камеры со штуцером подвода пускового горючего Выходное калибровочное отверстие биметаллического штуцера направ- лено в сторону критического сечения камеры под углом 20◦ к плоскости огневого днища. Учитывая необходимость обеспечения качания рулевых камер на угол 45◦ была разработана и в дальнейшем испытана в составе двигателя новая конструкция узла подвода горючего в рулевую камеру (рис. 6). Трубопровод магистрали пускового горючего размещен во внутренней полости узла подвода основного горючего. Одним концом этот трубопровод жестко закреплен на выходном патрубке цапфы узла подвода и соединен с выходным штуцером, обеспечивающим подвод пускового горючего, а по его окончании — подвод основного горючего. Другой конец трубопровода пускового горючего свободно расположен в направляющем отверстии фланца узла подвода и при качании рулевой камеры совершает в этом отверстии перемещения на заданный угол.
  • 5. 192 А.А. Ганин, Б.И. Каторгин, И.Ю. Фатуев, В.К. Чванов Рис. 6. Узел подвода горючего в рулевую камеру Всего было проведено 9 испытаний двух двигателей РД-108 и 3 испы- тания одного двигателя РД-107 совместно с рулевыми агрегатами. Испытания проводились в широком диапазоне изменения внеш- них условий на входе в двигатели, в частности по температу- ре окислителя от −168, 3 до −179, 3 ◦C, температуре горючего от −42 до +40 ◦C, по давлению окислителя от 3,61 до 5,2 кгс/см2, дав- лению горючего от 2,99 до 3,7 кгс/см2. Для оценки возможного влияния расхода основного горючего через ма- гистраль подачи пускового горючего после его воспламенения с кислородом на всех режимах работы двигателя в процессе испытаний варьировались значения давления в камерах от 90 до 105% и массового соотношения ком- понентов от 2,0 до 2,85. Оценка характера воспламенения компонентов топлива производилась по показаниям узкодиапазонных датчиков давления, которые устанавлива- лись непосредственно перед форсунками основной и рулевой камеры. На рис. 7 представлены графики типичного изменения параметров в системе пускового горючего при запуске двигателя. При этом использованы следующие обозначения: ДПГК — давление горючего перед основными камерами; ДПГР — давление горючего перед узлами подвода рулевых камер; ДПГ — давление пускового горючего перед развилкой на камеры; ДТЗ — давление горючего перед трубопроводом запуска. Циклограмма подачи команд обозначена следующим образом: 0 — команда на открытие клапана окислителя; 1 — открытие клапана окислителя на предварительную ступень; 2 — наддув пускового бачка; 3 — открытие клапана горючего; 4–6 — начало поступления пускового горючего в отдельные камеры; 5 — размыкание контактов ПРМ КДПГ;
  • 6. Совершенствование системы зажигания ЖРД РД-107, РД-108 . . . 193 Рис. 7. Узел подвода горючего в рулевую камеру 7–9 — воспламенение основного горючего в отдельных камерах; 8 — замыкание контактов реле КД1. Через 0,8 с после команды ”Пуск” (открытие клапана окислителя) по- давалась команда на наддув пускового бачка, при этом давление горючего за бачком (параметр ДТЗ) достигало своего максимального значения в те- чение 0,2–0,25 с. К этому времени прорывались мембраны трубопроводов запуска (через 0,03–0,05 с после команды на наддув пускового бачка) и пусковое горючее поступало к развилке на камеры сгорания. Момент по- ступления пускового горючего в этот участок магистрали определялся по началу роста параметра ДПГ, который происходил через 0,1 с после начала интенсивного роста параметра ДТЗ. Заполнение трубопроводов подачи пускового горючего к камерам двига- теля сопровождалось снижением давления по параметрам ДПГК и ДПГР с последующим его ростом при подходе пускового горючего к узлам с повы- шенным гидравлическим сопротивлением (жиклеры на входах в камеры). Оценка времен поступления пускового горючего в огневые полости ка- мер производилась по показаниям термопар, установленных на штативах на расстоянии 400 мм от днища форсуночной головки для основной камеры и 165 мм для рулевой камеры. Времена поступления пускового горючего в основные и рулевые камеры двигателя РД-107 находились в диапазоне 2,96–4,0 с (от команды ”Пуск”) и 2,98–3,3 с соответственно. Для двигателя РД-108 эти времена составили 3,59–3,96 с и 2,9–3,81 с соответственно.
  • 7. 194 А.А. Ганин, Б.И. Каторгин, И.Ю. Фатуев, В.К. Чванов Комплексный анализ времен поступления и времен срабатывания пнев- мореле КД1, контролирующего достижение давления 0,25 кгс/см2 в первой камере, показал, что указанные времена не выходят из статистики испы- таний двигателя с пиротехнической системой зажигания. Разброс времени воспламенения компонентов в комплекте камер двигателя близок к стати- стическому значению. В целом характер изменения давления в камерах показывает, что про- цесс воспламенения основных компонентов происходит плавно. Процесс выхода двигателя РД-107 на режим промежуточной ступени определяется, прежде всего, изменением баланса располагаемой и потреб- ляемой мощностей турбонасосного агрегата по времени. Применение системы химического зажигания практически не влияет на качественные и количественные характеристики баланса мощностей, поэто- му изменения основных параметров, характеризующих выход двигателя на режим промежуточной ступени, подчиняются закономерностям, реализован- ным в двигателях с пиротехнической системой зажигания. Характер изменения давления в основных и рулевых камерах при вы- ходе двигателей на режим главной ступени представлен на рис. 8 и 9 со- ответственно. Рис. 8. Изменение давления в основной камере двигателя при выходе на глав- ную ступень Рис. 9. Изменение давления в рулевой камере двигателя при выходе на глав- ную ступень На рис. 10 представлены основные времена, характеризующие динамику выхода двигателя на режим главной ступени. На данном рисунке использованы следующие обозначения (время от ко- манды на перевод двигателя на главную ступень): РБ — разрыв болта насоса окислителя; КД5 — срабатывание реле КД5; 90 — достижение 90% тяги главной ступени; КД5-90 — время перехода от момента разрыва болта до момента срабаты- вания реле КД5. Проведенный анализ показал, что каких-либо особенностей, связанных с подачей керосина в камеры двигателя через систему химического зажи- гания, не обнаружено.
  • 8. Совершенствование системы зажигания ЖРД РД-107, РД-108 . . . 195 Рис. 10. Основные времена, характеризующие запуск двигателя на главную сту- пень Временные интервалы переходных процессов зависят от условий испыта- ний и не имеют отличий от статистических данных, полученных в процессе испытаний двигателей с пиротехнической системой зажигания. Не отмечено каких-либо особенностей и в поведении быстроменяющихся параметров на этом участке запуска. При всех испытаниях двигателей РД-107, РД-108, собранных с систе- мой химического зажигания, рабочий процесс в камерах двигателей был устойчив. Максимальные значения параметров вибропульсационного режима в диапазоне частот 400–8000 Гц составили ∼ 30 g для виброускорений на ка- мерах, ∼ 0, 4 кгс/см2 для пульсаций давления горючего перед форсунками, 0,15 кгс/см2 для пульсаций давления окислителя перед форсунками камер двигателя, т.е. дополнительный подвод горючего в камеры двигателей че- рез систему химического зажигания практически не повлиял на уровень вибропульсационного режима камер сгорания. Оценка удельных параметров на двигателях РД-107, РД-108 с системой химического зажигания показала, что отклонение пустотного удельного им- пульса тяги, определенного по результатам измерений, от ожидаемого ле- жит в пределах отклонения, допускаемого для двигателей-прототипов. Выводы 1. Разработанная система химического зажигания компонентов топлива в камерах двигателей РД-107, РД-108 при всех испытаниях обеспечила надежное воспламенение компонентов топлива с плавным нарастани- ем давления в камере. 2. Запуск, работа двигателей на режимах предварительной, промежуточ- ной и главной ступеней осуществлялись без замечаний с обеспечением динамических характеристик, лежащих в статистических диапазонах двигателей с пиротехнической системой зажигания.
  • 9. 196 А.А. Ганин, Б.И. Каторгин, И.Ю. Фатуев, В.К. Чванов 3. Дополнительная подача горючего через систему химического зажига- ния в камеры двигателей не повлияла на удельные параметры, а так- же на устойчивость рабочего процесса в камерах. 4. Проведенный объем теоретических и экспериментальных работ позво- ляет внедрить двигатели РД-107, РД-108 с химической системой за- жигания в эксплуатацию в составе РН типа ”Союз”, что позволит су- щественно повысить ее эксплуатационные характеристики и безопас- ность обслуживания на стартовой позиции при подготовке к пуску. Поступила в редакцию 20/X/2003; в окончательном варианте — 20/X/2003. REFINEMENT OF THE IGNITION SYSTEM OF THE ENGINES RD-107, RD-108 PROPELLANT COMPONENTS c 2004 A.A. Ganin,4 B.I. Katorgin, I.Y. Fatuev, V.K. Chvanov5 The problem of replacement of pyrotechnic propellants ignition sys- tem in chambers of first and second stages engines of ”Soyuz” type carrier-rocket with chemical one that permits the carrier-rocket opera- tional characteristics to be essentially refined and to enhance safety dur- ing launch preparation. Twelve tests of three engines equipped with the chemical ignition system to verify reliable ignition of the propellant com- ponents with smooth pressure increase have been carried out. Theoretical and experimental work provides exploiting the RD-107, RD-108 engines with the chemical ignition system verification in ”Soyuz” type carrier-rock- ets. Paper received 20/X/2003. Paper accepted 20/X/2003. 4 A.A. Ganin, OAO ”Acad. V.P. Glushko NPO Energomash”, Privolzhskii Regional Branch. 5 B.I. Katorgin, I.Y. Fatuev, V.K. Chvanov, OAO ”Acad. V.P. Glushko NPO Energomash”.