Пользователь

Не зарегистрирован

 

 НОВОСТИ

 

14.01.13 

14.01.13 

02.10.12 

Per aspera ad astra

Через терни к звездам!
 

Двигатель ГРД-1

 

Двигатель модификации ГРД-1 является первым в линейки двигателей, разработанных нашей командой.

Именно на этом двигателе отрабатываются все новые конструктивные решения, начиная с конца 2011 года. За 39 огневых испытаний на предельных режимах, не  было ни одного отказа системы зажигания или разрушения конструкции из-за тепловых нагрузок.

Двигатель скомпонован по "раздельной" схеме, т.е. камера сгорания и бак окислителя являются разъемными элементами.

В качестве бака окислителя применяются сертифицированные алюминиевые емкости объемом 266, 414, 591 см*3 с рабочим давлением 150 кг/см*2.

Заправка осуществляется через шаровый вентиль высокого давления.

Камера сгорания выполнена из дюралевой трубы 46х36х320мм. Крепление соплового блока, инжекторной головки - стопорными кольцами. Расчетный запас прочности крепления -1,7.

Для разных топливных пар применяются камеры сгорания разной длины.

Инжекторная головка имеет встроенный пироклапан. Опробованы два типа клапанов: 1) с прорывной мембраной, 2) с динамическим поршнем. Скорость выхода на режим с момента подачи напряжения на запал - 0,1-0,3 сек. в варианте прорывной мембраны и 0,5-1 сек с динамическим клапаном.

В результате сравнения указанных выше конструкций пироклапанов, мы пришли к выводу о целесообразности применения второго (с динамическим поршнем), как лучше масштабирующейся и более надежной конструкции.

В стартовая шашка двигателя интегрирована в конструкцию пироклапана, что обеспечивает высокую надежность запуска и пуск с "одной кнопки".

Работа системы зажигания не чувствительна к изменению состава стартовой шашки, что позволяет его варьировать в зависимости от наличия тех или иных компонентов.

Стартовая шашка изготавливается прессованием основного состава со связующим и имеет  высокие механические характеристики на осевое сжатие (до 350 кг/см*2), что в 17 раз превышает воспринимаемое рабочее усилие в пироклапане.  

В качестве компонентов топлива используются N2O и твердое горючее. В частности, проводились испытания на парафине с добавкой алюминия и уротропине с добавкой алюминия и некоторых активных добавок. Оба вида горючего позволяют достигать достаточно высоких значений удельного импульса при схеме подачи окислителя самовытеснением.

Рабочий процесс на паре парафин/N2O характеризуется большой скоростью уноса вещества шашки (1,75-2мм/сек) в зависимости от наполнителя и, как следствие, меньшими габаритами камеры сгорания. 

Существенным недостатком являются:

1) значительное увеличение габаритов камеры сгорания при длительном времени работы двигателя на парафине (вследствие высокой скорости сублимации последнего);

2) низкая механическая прочность шашки горючего из парафина, что вызывает сползание ее при старке к соплу с последующим нарушением рабочего процесса двигателя.

Вторую проблему можно решить (изготовлены образцы)  путем введения в конструкцию парафиновой шашки сотового каркаса из материала, имеющего более низкую скорость сублимации, например, бумаги, пропитанной эпоксидным составом. Этот каркас, выступающий в процессе работы над поверхностью парафинового слоя (вследствие более низкой скорости диструкции), будет создавать дополнительную тубрулентность в зоне основной реакции. Следствием этого становится более эффективное перемешивание компонетнов и более активный перенос горючего в зону реакции, ближе к оси канала шашки.

Исследования гибридных двигателей на парафине в течение 2009-2011 годов позволили полностью отработать указанную топливную пару, разработать конструктивные решения по двигателю в целом. На 2012 год, работы по указанной паре прекращены в связи с невозможностью применения парафина в качестве горючего для заданных габаритов ракеты.

В конце 2011 года начаты работы по паре гексаметилентетрамин (уротропин)/N2O.

Работа на паре уротропин (с наполнителем)/N2O устойчиво проходит в широком диапазоне давлений в камере сгорания (от 2 до 5 Мпа), при которых обеспечивается наиболее эффективная для данной размерности двигателя, скорость уноса вещества шашки (до от 0,5 до  0,9 мм/сек) и высокие показатели удельного импульса.  

Нами полностью отработана технология изготовления топливных шашек и исследованы разные виды связующих (каучук, эпоксидные связующие, битумные), достигнуты предельно малые показатели связующего для рассматриваемого горючего. Исследованы составы с содержанием алюминия от 2 до 15%. Исследовано влияние на характеристики активных добавок.

Отличием пары парафин/N2O от уротропин/N2O является более резкая зависимость характеристик двигателя на отклонение от оптимального соотношения O/F. Выявлено слабое влияние на процесс процентного состава металлического наполнителя.   

 

 

 

 гексаметилентетрамин/N2O (04.03.12)                                                                                      Парафин/N2O (октябрь 2011)

      

С конца 2011 года были проведены 39 огневых стендовых испытаний ГРД1 на паре уротропин/N2O. Получено достаточно данных для начала работ по двигателю ГРД3 для ракеты МРП2, разработаны и проверены конструктивные решения по двигателям на рассматриваемой топливной паре.  

Максимально достигнутый удельный импульс составляет 214 сек. при коротком времени работы двигателя. Дальнейшее его повышение будет достигнуто за счет увеличения времени работы двигателя ГРД3 (меньшего влияния переходных режимов) и сокращения времени работы двигателя на газовой фазе окислителя.

     

 

  Год 2013   

    

  

      

       На начало 2013 года были проведены более 80-ти огневых испытаний, нацеленных на отработку новой топливной пары для двигателя ГРД-3. Во всех испытаниях использовался ГРД-1 со штатной системой зажигания.

     На 11.01.13 максимальный достигнутый импульс новой пары (с бутилкаучуковой связкой) - 205 сек. без добавления металлических порошков. Пульсации отсутствуют. Давление в камере сгорания около 50 кг/см*2. Механические свойства шашки горючего полностью соответствуют заявленным требованиям.

       Основываясь на результатах годовой отработки двигателя, можно говорить о том, что он полностью изучен и готов к летным испытаниям в составе ракеты.

    

 

 
Многоцелевые Реактивные Платформы · Ракета МРП-1 · Ракета МРП-2 · Гибридные ракетные двигатели · Контакты · Карта сайта
Все права защищены © Ракетный магазин 2006
ВебСтолица.РУ: создай свой бесплатный сайт!  | Пожаловаться  
Движок: Amiro CMS