Новости Энергомаша

[Salo]

В метановом двигателе газификатор не нужен, поскольку метан газифицируется в рубашке КС.
Чтобы снизить потери его можно срабатывать на дополнительной турбине , расположенной на одном валу с основной, перед подачей в камеру.

[Salo]

http://www.findpatent.ru/patent/245/2459970.html

Жидкостный ракетный двигатель открытой схемы

Авторы патента:
Буканов Владислав Тимофеевич (RU)
Асташенков Николай Никитович (RU)
Аджян Алексей Погосович (RU)

Владельцы патента RU 2459970:
Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" (RU)

Изобретение относится к ракетной технике. Жидкостный ракетный двигатель содержит камеру, смесительную головку, включающую наружное, среднее и огневое днища, которые скреплены между собой форсунками окислителя и горючего, турбонасосный агрегат, состоящий из двух одноступенчатых шнекоцентробежных насосов, турбину, рабочим телом которой является генераторный газ, вырабатываемый в двухкомпонентном газогенераторе, питаемом от основных компонентов топлива - кислорода и керосина, при этом отвод отработанного генераторного газа после турбины соединен с выхлопной системой, в схему двигателя входят регулятор тяги и дроссель соотношения компонентов топлива, установленные на соответствующих магистралях, в магистрали окислителя - жидкого кислорода - между выходом из насоса окислителя и входом в смесительную головку камеры сгорания двигателя установлен газификатор, представляющий собой двухзонную конструкцию, при этом в первой зоне происходит горение при стехиометрическом соотношении небольших количеств окислителя и горючего, а во второй - испарение (газификация) основного потока окислителя при его смешении с вытекающими из первой зоны продуктами сгорания, а в смесительной головке камеры размещены струйные газовые форсунки окислителя, выходящие в полость головки, которая соединена с выходом газификатора. Изобретение обеспечивает устойчивость процесса горения в камере сгорания. 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Область техники

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к жидкостным ракетным двигателям открытой схемы.

Предшествующий уровень техники

В планах по созданию жидкостных ракетных двигателей для перспективных многоразовых ракетно-космических систем все чаще рассматриваются двигатели с умеренно напряженными параметрами, позволяющие решить актуальные задачи повышения надежности, ресурса работы, формирования и т.д. К таким двигателям можно отнести и проекты по двигателям, работающим по открытой схеме - без дожигания восстановительного генераторного газа, см., например, проект по ЖРД РД0163 (журнал «Авиационные и ракетные двигатели» №1, 2010 г., УДК 629.764.3).

В этом отношении можно сослаться на жидкостный ракетный двигатель открытой схемы РД-111 (см. Альбом конструкций ЖРД, часть 3, составленный под руководством В.П.Глушко, Военное издательство Минобороны СССР, М., 1969, с.155), содержащий четыре камеры, питаемые от одного турбонасосного агрегата. Этот агрегат состоит из двух одноступенчатых шнекоцентробежных насосов с двусторонним входом. Турбина двухступенчатая активная, работает на восстановительном генераторном газе, вырабатываемом в двухкомпонентном жидкостном газогенераторе путем сжигания основных компонентов топлива - кислорода и керосина с большим избытком последнего. Отвод отработанного генераторного газа производится через выхлопную систему, заканчивающуюся расширяющимся насадком. Кроме того, он содержит пуско-отсечные клапаны кислорода и керосина, при этом жидкий кислород направляется непосредственно в смесительную головку, а керосин - в охлаждающий тракт камеры, из которого затем поступает в полость головки (прототип предлагаемого изобретения).

Однако, как показывает многолетний опыт разработок жидкостных ракетных двигателей по открытой схеме, обеспечение устойчивого процесса горения жидких компонентов топлива в камерах сгорания представляет собой сложную и не всегда успешно решаемую задачу.

Поиск вариантов форсунок и схем смесеобразования, конструкции и параметров антипульсационных перегородок и т.д., обеспечивающих приемлемые параметры по устойчивости рабочего процесса, занимает основное время доводки и ведет к значительным финансовым затратам.

В то же самое время для всех современных двигателей, например двигателя РД-253 (см. кн. «Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей», под редакцией проф. Г.Г.Гахуна. Москва, Машиностроение, 1989, с.92) и ряда других работающих по схеме с дожиганием, задачи по обеспечению устойчивости процесса горения на компонентах газ-жидкость успешно решены, и при многолетней эксплуатации таких жидкостных ракетных двигателей проблем по устойчивости не возникало.

Раскрытие изобретения

Задачей предлагаемого изобретения является создание жидкостного ракетного двигателя, работающего по открытой схеме, обеспечивающего устойчивость процесса горения в камере сгорания.

Эта задача решена за счет того, что в жидкостном ракетном двигателе открытой схемы, содержащем камеру, смесительную головку, включающую наружное, среднее и огневое днища, которые скреплены между собой форсунками окислителя и горючего, турбонасосный агрегат, состоящий из двух одноступенчатых шнекоцентробежных насосов, турбину, рабочим телом которой является генераторный газ, вырабатываемый в двухкомпонентном газогенераторе, питаемом от основных компонентов топлива - жидкого окислителя и жидкого углеводородного горючего, при этом отвод отработанного генераторного газа после турбины соединен с выхлопной системой, заканчивающейся расширяющимся насадком, кроме того, в схему двигателя входят регулятор тяги и дроссель соотношения компонентов топлива, установленные на соответствующих магистралях, а также клапаны окислителя и горючего, при этом в магистрали жидкого окислителя - жидкого кислорода - между выходом из насоса окислителя и входом в смесительную головку камеры сгорания двигателя установлен газификатор, представляющий собой двухзонную конструкцию, при этом в первой зоне происходит горение при стехиометрическом соотношении небольших количеств окислителя и горючего, а во второй - испарение (газификация) основного потока окислителя при его смешении с вытекающими из первой зоны продуктами сгорания, а в смесительной головке камеры размещены струйные газовые форсунки окислителя, выходящие в полость головки, которая соединена с выходом газификатора.

Другими отличиями являются:

- газификатор имеет корпус с соосно расположенным в нем топливным каналом, кольцевым каналом окислителя и смесительной камеры, который закреплен со стороны топливного канала в крышке, а со стороны смесительной камеры в днище, при этом патрубок подвода топлива закреплен в крышке с образованием топливной полости, а патрубок подвода окислителя закреплен в средней части силовой оболочки и сообщен с ее кольцевой полостью, которая сообщена с кольцевым каналом окислителя через отверстия, выполненные в корпусе, и выходной полостью газификатора через пазы, расположенные на наружной поверхности части корпуса, закрепленной в днище на выходе из газификатора, причем топливный канал смесительного элемента подключен к топливной полости через тангенциальные отверстия, выполненные в корпусе:

- в качестве углеводородного горючего используется жидкий керосин;

- в качестве окислителя используется жидкий кислород;

- в качестве окислителя используется жидкий азотный тетраксид (N2O4);

- длина выходного патрубка газификатора равна его внутреннему диаметру.

Технический результат от использования изобретения состоит в обеспечении устойчивости процесса горения в жидкостных ракетных двигателях открытых схем путем газификации перед камерой сгорания одного из жидких компонентов топлива, например окислителя, тем самым обеспечивая процесс в камере сгорания на компонентах газ-жидкость.

Краткое описание чертежей

На фиг.1 представлена схема двигателя.

На фиг.2 приведен газификатор в разрезе вдоль продольной оси.

Пример реализации изобретения

Предлагаемый двигатель (фиг.1) состоит из камеры сгорания 1, снабженной трактом регенеративного охлаждения 2 и форсуночной головкой 3, турбонасосного агрегата 4, включающего турбину 5, насос горючего 6 и насос окислителя 7. Турбина 5 соединена своим входом с газогенератором 8, а выходом - с выхлопной трубой 9, снабженной соплом 10. Выход из насоса окислителя 7 через клапан 11 соединен с газификатором 12, выход из которого соединен с форсуночной головкой 3 камеры сгорания 1, кроме того, выход из насоса окислителя 7 через регулятор тяги 13 соединен с газогенератором 8. Выход из насоса горючего 6 через стабилизатор 14 и клапан 15 соединен со смесительной головкой газогенератора 8. Одновременно выход из насоса горючего 6 через клапан 16 соединен с входной полостью газификатора 12, а через дроссель 18 и клапан 19 соединен с трактом регенеративного охлаждения 2.

Газификатор 12 (фиг.2) имеет корпус 20 с соосно расположенным в нем топливным каналом 21, кольцевым каналом окислителя 22 и смесительной камерой 23 (I зона горения). Корпус 20 закреплен со стороны топливного канала 21 в крышке 24, а со стороны смесительной камеры 23 в днище 25, патрубок подвода топлива 26 закреплен в крышке 24 с образованием топливной полости 27, а патрубок подвода окислителя 28 закреплен в средней части силовой оболочки 29 и сообщен с ее кольцевой полостью 30. Эта полость сообщена с кольцевым каналом окислителя 22 через отверстия 31, выполненные в корпусе 20, и выходной полостью газификатора 32 через пазы между пилонами 33, расположенными на наружной поверхности части корпуса 20, закрепленной в днище 25 на выходе из газификатора 12 (II зона испарения). Топливный канал 21 смесительного элемента подключен к топливной полости 27 через тангенциальные отверстия 34, выполненные в корпусе 20.

Работа устройства

Жидкий окислитель из бака (не показано) поступает в насос окислителя 7 и далее самотеком поступает в газогенератор 8, где он вступает в реакцию горения с горючим, поступающим туда частичным расходом из насоса горючего 6, образовавшийся в газогенераторе 8 газ приводит в движение турбину 5 и, соответственно, насосы горючего 6 и окислителя 7, в результате этого окислитель и горючее поступают в газификатор 12, где жидкий окислитель переводится в газ высокой температуры, который поступает в форсуночную головку 3 камеры сгорания 1 и через струйные форсунки (не показаны) поступает в огневое пространство камеры сгорания 1. Жидкое горючее из бака (не показан) через дроссель 18 и клапан 19 поступает в тракт регенеративного охлаждения 2 камеры сгорания 1, а из него в форсуночную головку 3 камеры сгорания 1, в которой происходит полное сгорание в окислительном газе. Образовавшиеся продукты сгорания истекают из камеры сгорания 1 двигателя, создавая гагу.

При работе газификатора 12 топливо из патрубка 26 заполняет топливную полость 27 и подается через тангенциальные отверстия 34 в топливный канал 21 и далее в смесительную камеру 23. Жидкий окислитель через патрубок 28 подается в кольцевую полость 30, а из нее через отверстия 31 подается в смесительную камеру 23, где, смешиваясь с топливом, вызывает его горение при стехиометрическом соотношении небольших количеств окислителя и горючего (I зона). Через пазы между пилонами 33 окислитель также подается в камеру 23, обеспечивая смешение продуктов сгорания топлива с окислителем, превращая последний в газ высокой температуры (II зона).

Применение газификатора перед камерой сгорания одного из жидких компонентов топлива, например, окислителя, позволяет перевести работу жидкостного ракетного двигателя открытой схемы (жидкость-жидкость) в схему газ-жидкость и обеспечить устойчивый процесс горения в камере сгорания.

Промышленное применение

Наиболее успешно предлагаемое изобретение может найти применение в жидкостных ракетных двигателях открытой схемы, работающих на жидком кислороде и жидком горючем.

1. Жидкостный ракетный двигатель открытой схемы содержит камеру, смесительную головку, включающую наружное, среднее и огневое днища, которые скреплены между собой форсунками окислителя и горючего, турбонасосный агрегат, состоящий из двух одноступенчатых шнекоцентробежных насосов, турбину, рабочим телом которой является генераторный газ, вырабатываемый в двухкомплектном газогенераторе, питаемом от основных компонентов топлива - жидкого окислителя и жидкого углеводородного горючего, при этом отвод отработанного генераторного газа после турбины соединен с выхлопной системой, заканчивающейся расширяющимся насадком, кроме того, в схему двигателя входят регулятор тяги и дроссель соотношения компонентов топлива, установленные на соответствующих магистралях, а также клапаны окислителя и горючего, отличающийся тем, что в магистрали жидкого окислителя между выходом из насоса окислителя и входом в смесительную головку камеры сгорания двигателя установлен газификатор, представляющий собой двухзонную конструкцию, при этом в первой зоне происходит горение при стехиометрическом соотношении небольших количеств окислителя и горючего, а во второй - испарение (газификация) основного потока окислителя при его смешении с вытекающими из первой зоны продуктами сгорания, а в смесительной головке камеры размещены струйные газовые форсунки окислителя, выходящие в полость головки, которая соединена с выходом газификатора.

2. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что газификатор имеет корпус с соосно расположенным в нем топливным каналом, кольцевым каналом окислителя и смесительной камеры, который закреплен со стороны топливного канала в крышке, а со стороны смесительной камеры в днище, при этом патрубок подвода топлива закреплен в крышке с образованием топливной полости, а патрубок подвода окислителя закреплен в средней части силовой оболочки и сообщен с ее кольцевой полостью, которая сообщена с кольцевым каналом окислителя через отверстия, выполненные в корпусе, и выходной полостью газификатора через пазы, расположенные на наружной поверхности части корпуса, закрепленной в днище на выходе из газификатора, причем топливный канал смесительного элемента подключен к топливной полости через тангенциальные отверстия, выполненные в корпусе.

3. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что в качестве окислителя используется жидкий кислород.

4. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что в качестве окислителя используется жидкий азотный тетраксид (N2O4).

5. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что длина выходного патрубка газификатора равна его внутреннему диаметру.

6. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что в качестве углеводородного горючего используется жидкий керосин.

[Salo]

http://www.freepm.ru/Models/126376
Газификатор для жидкостного ракетного двигателя открытой схемы ( № 126376)

[Salo]

Энергомаш заинтересовался pintl-форсунками:
http://engine.space/docs/TRUDXXXII_rus.docx
 

УДК 621.45:622.612
 
Киселев Александр Сергеевич, канд. физ.-мат. наук.
 

Россия, Московская обл. г. Химки, НПО Энергомаш им. академика В.П. Глушко. Контактный телефон  − (495)286-92-54.

 
 

Оптимизация Штыревых Форсунок для камеры сгорания мощного ЖРД

 

Серией расчётов проведена оптимизация штыревых форсунок по полноте сгорания при использовании в камере сгорания ЖРД большой тяги. Показаны их характерные достоинства и недостатки. Расчёты стационарного трехмерного турбулентного смешения потока окислителя и струй горючего с горением проводились на основе осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса и флеймлет-модели.

Ключевые слова: ЖРД, штыревые форсунки, горение, турбулентность, уравнения Рейнольдса, флеймлет-модель.

 

Литература

 
 

1. Аджян А.П., Буканов В.Т., Лихванцев А.А. Совершенствование ЖРД, выполненных по схеме без дожигания генераторного газа после турбины // Труды НПО Энергомаш. М., 2014. № 31. С. 325-342.

2. Киселев А.С. О влиянии нестационарных процессов на эффективность сгорания в камере ЖРД // Труды НПО Энергомаш. М., 2013. № 30. С. 4-17.

3. Киселев А.С. Диффузионное турбулентное горение // Труды НПО Энергомаш. М., 2010. № 27. С. 4-64.

4. Peters N. Turbulent combustion. Cambridge University Press. 2000.

[Salo]

В 2014 году неожиданная вспышка интереса к двигателям без дожигания. Деньжонок на Каскад подкинули?
http://engine.space/docs/trud_xxxi.doc
 

УДК 621.45:043

Гребенюк Алексей Трофимович.
Казеннов Иван Сергеевич.
Каналин Юрий Иванович.
Ромасенко Евгений Николаевич, канд. техн. наук.
Сидоренко Александр Сергеевич.
Филиппов Борис Иванович.
Россия, Московская обл. г. Химки, НПО Энергомаш им. академика В.П. Глушко. Контактный телефон  − (495)286-92-54.

РАЗРАБОТКА СИСТЕМЫ ПОДАЧИ
 КОМПОНЕНТОВ ТОПЛИВА ДЛЯ ЖРД
 БЕЗ ДОЖИГАНИЯ ГЕНЕРАТОРНОГО ГАЗА

 
 

Часть I . Особенности конструкции двигателя.

Выбор конструкций насосов

 
 

В статье представлены результаты расчетных и проектно-конструкторских работ по выбору и разработке конструкций турбонасосных агрегатов для ЖРД без дожигания генераторного газа с использованием дополнительного компонента топлива для обеспечения работы турбин.

 

Ключевые слова: жидкостные ракетные двигатели, система подачи топлива, насосы, конструкция.

Литература

 

1.     Ившин Н.А., Каналин Ю.И., Королев И.М., Кузьмичев А.Ю., Ромасенко Е.Н., Сидоренко А.С., Чернышева И.А. Разработка системы подачи компонентов топлива для ЖРД без дожигания генераторного газа. Часть II. Выбор и оптимизация конструкций турбин. Конструкция ТНА // Труды НПО Энергомаш. М., № 31. 2014. С. 186 - 203.

2.     Альбом конструкций ЖРД. Под ред. В.П.Глушко. Ч. 3. М. Военное изд-во Министерства обороны СССР. 1969 г. 204 с.

 УДК 621.455
 
Ившин Николай Александрович.
Каналин Юрий Иванович.
Королев Илья Михайлович.
Кузьмичев Антон Юрьевич.
Ромасенко Евгений Николаевич, канд. техн. наук.
Сидоренко Александр Сергеевич.
Чернышева Ирина Алексеевна.
Россия, Московская обл. г. Химки, НПО Энергомаш им. академика В.П. Глушко. Контактный телефон  − (495)286-92-54.
 

 

 

РАЗРАБОТКА СИСТЕМЫ ПОДАЧИ
 КОМПОНЕНТОВ ТОПЛИВА ДЛЯ ЖРД
 БЕЗ ДОЖИГАНИЯ ГЕНЕРАТОРНОГО ГАЗА

 

Часть II . Выбор и оптимизация конструкций турбин.

Конструкция ТНА

 

В статье представлены результаты расчетных и проектно-конструкторских работ по поиску и оптимизации конструкций турбин для привода турбонасосных агрегатов ЖРД с использованием дополнительного компонента топлива для обеспечения работы турбин.

 

Ключевые слова: жидкостные ракетные двигатели, система подачи топлива, турбонасосный агрегат, турбина, конструкция.

 

Литература

1.     Гребенюк А.Т., Казеннов И.С., Каналин Ю.И., Ромасенко Е.Н., Сидоренко А.С., Филиппов Б.И. Разработка системы подачи компонентов топлива для ЖРД без дожигания генераторного газа. Часть I. Особенности конструкции двигателя. Выбор конструкций насосов // Труды НПО Энергомаш. М., № 31. 2014. С. 172 - 185.

2.     Альбом конструкций ЖРД. Под ред. В.П.Глушко. Ч. 3. М. Военное изд-во Министерства обороны СССР. 1969 г. 204 с.

3.     Турбины тепловых и атомных электрических станций. Под ред. Костюка А.Г. и Фролова В.В. 2-е изд. перераб. и доп. М. Изд. МЭИ. 2001 г. 488 с.

4.     Атлас конструкций и характеристик ТНА и БТНА современных ЖРД. ФКА. 2011 г. 128 с.

5.     Венедиктов В.Д., Крупа В.Г., Руденко С.В. и др. Опыт разработки высокоперепадной одноступенчатой турбины высокого давления для турбореактивного двухконтурного двигателя // Труды ЦИАМ. №1342. М. 2010. С. 57 – 64.

6.     Абианц В.Х., Венедиктов В.Д., Гольцев В.В. и др. Атлас экспериментальных характеристик плоских турбинных решеток. М. ЦИАМ. 1976 г. 189 с.

[Salo]

http://engine.space/press/pressnews/676/

21 Декабря 2016

В Научно-испытательном комплексе (НИК-751) НПО Энергомаш успешно завершилось испытание двигателя РД-180.
     «Двигатель отработал на стенде положенное время. После завершения всех необходимых процедур, он будет передан заказчику», - заявил начальник Научно-испытательного центра огневых испытаний Владимир Черных.
     РД-180 представляет собой двухкамерный кислородно-керосиновый двигатель  тягой 390 тс (у земли). Его конструкция базируется на узлах и элементах двигателей РД170/171 (РН «Энергия», «Зенит»). РД-180 используется в качестве двигателей первой ступени в американских ракетах-носителях Atlas. С 2000 года уже проведено более 70 успешных запусков этих ракет-носителей с российскими двигателями

[Salo]

ГАЗЕТА «ЗА РОДИНУ» АО «НПО ЭНЕРГОМАШ ИМЕНИ АКАДЕМИКА В.П.ГЛУШКО»
No12 ДЕКАБРЬ 2016
http://engine.space/upload/iblock/9fd/9fdfd25500f63bc68fc9e548946acbc9.pdf
 

[Salo]

http://engine.space/press/pressnews/680/

НТС обсудил создание нового топлива для двигателей космических аппаратов  
23 Декабря 2016   
        
     В НПО Энергомаш прошло заседание секции научно-технического совета, посвященное выполнению опытно-конструкторской работы «Зеленое топливо» по разработке технологии производства малотоксичного монотоплива и выбору материалов для термокаталитических двигателей малой тяги.
     «Зеленое топливо» - разновидность ракетного топлива, соединяющая в себе окислитель, растворитель и само горючее. Такие топлива состоят из следующих компонентов: в качестве окислителя выступают ионные жидкости (растворенные в кислотах соли с температурой плавления ниже 100° С). Например, нитрат гидроксиламония (НГА). В качестве горючего могут выступать спирты, глицин. В качестве растворителя может использоваться вода.
     По словам представителей ОКБ «Факел», головного исполнителя ОКР, предприятию совместно с предприятиями-соисполнителями удалось создать топливо на основе НГА, расчетный удельный импульс и плотность которого превосходят используемый в подобных двигателях гидразин, а класс опасности существенно ниже.
     «Однако при разработке такого топлива возникла необходимость создания камеры сгорания из специальных материалов, поскольку температура разложения и сгорания топлива около 1800° С. У нас стояли жесткие требования к материалу камеры сгорания двигателя, которая должна выдерживать такую температуру и окислительную среду»,  - заявил Валентин Каширский из ОАО «Композит», являющегося соисполнителем ОКР. По словам В.Каширского ОАО «Композит» удалось создать такую камеру из молибденового сплава.
     Тематика «зеленого» топлива крайне актуальная тема при обсуждениях на международных научно-практических форумах и семинарах. НТС отмечено, что, учитывая перспективность данной темы, требуется дальнейшее изучение «зеленого» топлива в т.ч. с практической точки зрения. ФГУП «ОКБ «Факел» планирует разработать линейку двигателей ЖРДМТ различной размерности, работающих на «зеленом» топливе, в целях замены аналогов на гидразине.
 

[zandr]

НПО "Энергомаш" испытало 152 ракетных двигателя в 2016 году

 27 дек — РИА Новости. Испытания 152 ракетных двигателей провело в 2016 году НПО "Энергомаш", говорится в сообщении предприятия.
"В 2016 году проведено 21 натурное испытание двигателей модельной линейки: восемь двигателей РД-180, пять двигателей РД-191 и восемь двигателей РД-181", — отмечается в сообщении.
В частности, в 2016 году НПО "Энергомаш" провело испытания форсированного двигателя РД-191М с выходом на режим по тяге в 110%. РД-191М планируется применять в перспективных ракетах-носителях "Ангара-А5В" и "Ангара-А5П".
...

[Salo]

http://engine.space/press/pressnews/684/

Предприятия ИСРД завершили программу испытаний двигателей         
27 Декабря 2016    
        
     АО «НПО Энергомаш им. академика В.П. Глушко» и входящие в состав интегрированной структуры ракетного двигателестроения АО «КБХА» и ПАО «Протон-ПМ»  завершили программу комплексных технических испытаний двигателей 2016 года.
     «В 2016 году мы провели 21 натурное испытание двигателей модельной линейки НПО: 8 двигателей РД-180, 5 двигателей РД-191 и 8 двигателей РД-181», - заявил начальник Научно-испытательного комплекса (НИК-751) АО «НПО Энергомаш» Игорь Зайнятулов.
 
     Он напомнил, что в 2016 году НПО Энергомаш провел испытания форсированного двигателя РД-191М  с выходом на режим по тяге в 110%. РД-191М планируется применять в перспективных ракетах-носителях «Ангара-А5В» и «Ангара-А5П».
 
     ПАО «Протон-ПМ» в 2016 году выполнило 59 натурных испытаний жидкостных ракетных двигателей. Специалисты Научно-исследовательского комплекса АО «КБХА» в 2016 году провели 72 испытания ракетных двигателей.

[zandr]

"Энергомаш" в 2016 году увеличил производство ракетных двигателей до 19

 РИА Новости. НПО "Энергомаш" в 2016 году изготовило 19 ракетных двигателей, что на три единицы больше, чем в прошлом году, заявил директор по производству предприятия Василий Чарыков в новогоднем поздравлении коллективу.
"Нашими рабочими, мастерами, технологами, конструкторами и испытателями уже изготовлено 17 двигателей и еще два будет произведены до конца года. Это на три двигателя больше, чем в 2015 году. Большим успехом всего коллектива нашего предприятия явился запуск ракеты-носителя Antares-230 с нашими двигателями РД-181 в составе первой ступени", — отметил Чарыков, слова которого приводит корпоративная газета "За Родину".
Предприятие серийно изготавливает двигатели РД-107/108, РД-253, РД-170/171, РД-120, РД-180, РД-191, РД-181.

[Salo]

http://engine.space/press/pressnews/686/

Предприятия ИСРД подвели итоги года        
28 Декабря 2016    
        
     АО «НПО Энергомаш им. академика В.П. Глушко», АО «КБХА» и ПАО «Протон-ПМ» (входят в интегрированную структуру ракетного двигателестроения) подвели итоги деятельности в 2016 году.
      В уходящем году большое внимание уделялось обновлению производственной базы НПО Энергомаш. По плану технического развития проведено 580 мероприятий, закуплено около 20 единиц нового оборудования, запущены в строй первые участки модернизированного гальванического цеха. В конце I квартала следующего года планируется ввод в строй нового механосборочного цеха, начнутся работы по запуску остальных линий гальванического цеха, которые автоматизируют большую часть процессов.
      В части научной деятельности, предприятие разработало технический проект двигателя РД-191М для перспективных ракет-носителей «Ангара-А5В» и «Ангара-А5П», провело успешные испытания лазерного зажигательного устройства для запуска жидкостных ракетных двигателей и детонационной модельной камеры.
      «Конструкторам и испытателям НПО удалось в кратчайшие сроки создать и провести испытания форсированного двигателя РД-191М с выходом на режим по тяге в 110%», - прокомментировал итоги года начальник Научно-испытательного комплекса (НИК-751) АО «НПО Энергомаш» Игорь Зайнятулов.
    НПО Энергомаш реализует программу по реконструкции энергетического хозяйства, в которой учтены все самые передовые и энергоэффективные мероприятия. Планируется переход на собственную генерацию тепла, что позволит уйти от дорогих тарифов и зависимости от химкинских теплосетей, прорабатываются вопросы оптимизации пароснабжения.
      ПАО «Протон-ПМ» продолжило строительство нового корпуса площадью 9 тыс кв. м в рамках проекта по реконструкции и технического перевооружения заготовительного производства. В этом году на объекте предстоит завершить работы по устройству фундаментов и наружных ограждающих конструкций, монтаж металлокаркаса и систем отопления, проведение внутренних инженерных сетей, частичную отделку помещений.
    Кроме того, в ноябре на базе пермской площадки открылся центр дуального образования.  Это часть проекта по созданию многофункционального центра прикладных квалификаций аэрокосмической промышленности», который предприятие реализует совместно с Пермским авиационным техникумом им. А.Д. Швецова.  В перспективе Многофункциональный центр прикладных квалификаций аэрокосмической промышленности должен стать современной обучающей площадкой для рабочих и специалистов предприятий, входящих в инновационный территориальный кластер «Технополис «Новый Звездный».
    «В числе ключевых направлений работы нашего предприятия хотел бы отметить и работу с рационализаторскими предложениями. В 2016 году внедрено 21 рацпредложение на сумму 9,36 млн рублей», - отметил исполнительный директор ПАО «Протон-ПМ» Дмитрий Щенятский.
    АО «КБХА» полностью выполнило годовой план изготовления и поставки товарных жидкостных ракетных двигателей 14Д23 головному заказчику – Ракетно-космическому центру «Прогресс» (г. Самара). 
    «Выполнение этой задачи важно по двум причинам, - рассказал исполнительный директор АО «КБХА» Алексей Камышев. - Производственный комплекс АО КБХА, несмотря на напряженный график, увеличил количество изготовленных и поставленных заказчику двигателей по сравнению с предыдущим 2015 годом, что является свидетельством повышения эффективности труда коллектива предприятия. Во-вторых, поставка товарных двигателей 14Д23 дает предприятию в современных условиях значительную долю финансовых поступлений и способствует его поступательному развитию».
    Кроме того, 22 декабря на стенде АО КБХА состоялись успешные испытания кислородно-метанового двигателя-демонстратора РД0162Д2А, в рамках составной части опытно-конструкторской работы «ДУ СВ» (РД НП). Было проведено 10 включений по программе первого пускового дня. 
    В 2017 году предприятия ИСРД продолжат выполнять задачи по повышения качества продукции и технической модернизации производств. НПО Энергомаш планирует выделить 866 млн, для закупки порядка 60 единиц нового оборудования. Объем затрат на капитальные вложения запланирован в объеме 1,2 млрд рублей.
    В ПАО «Протон-ПМ» запланированы работы по благоустройству, монтажу технологического оборудования и сдача в эксплуатацию нового корпуса заготовительного производства. Новый объект станет частью научно-производственного комплекса, который создается в рамках проекта «Технополис «Новый Звездный».
    «Подходит к концу 2016 год – год, который мы с вами прожили динамично и очень продуктивно. Вместе нам удалось очень многое, - заявил, подводя итоги года, генеральный директор АО «НПО Энергомаш им. академика В.П. Глушко» Игорь Арбузов. – В 2016 году состоялся успешный пуск ракеты-носителя «Антарес» с двигателями РД-181. Мы получили хорошие результаты, обеспечили задел на будущее, вновь получили высокую оценку своей деятельности от наших партнеров. Наступающий год будет не менее напряженным. Впереди у нас большая работа: 2017 год объявлен Годом качества».

[Salo]

https://youtu.be/vt1K3_G4y2Q
https://youtu.be/vt1K3_G4y2Q

[Max Andriyahov]

А для кого "серийно изготавливают" РД170/171?

[Александр Бойков]

Max Andriyahov пишет:
А для кого "серийно изготавливают" РД170/171?
            
         
      
      
         
            

Нет спроса,нет финансирования - скоро не будет "отдельных"специалистов.Со временем рухнет вся цепочка.

[Salo]

Гость 22 пишет:
ВОРОНКОВ А.Ф., ГРЕБЕНЮК Д.А., ИВАНОВ В.А., КЛЕПИКОВ И.А., ЛИХВАНЦЕВ А.А.
ДВИГАТЕЛЬ РД196 ДЛЯ СИСТЕМНОГО ДЕМОНСТРАТОРА МНОГОРАЗОВОЙ I СТУПЕНИ МРКС-1 НА ТОПЛИВЕ КИСЛОРОД И МЕТАН.
Труды НПО Энергомаш.

 http://lpre.de/resources/articles/66565530.pdf

[Борис Лучников]

Salo пишет:

С Новым годом Вас!

Вот у меня вопрос - когда то еще в СССР планировали создать водородный блок для Энергии. Кажется Смерч. И там должен был быть двигатель тягой на 10 т. А в проекте Вулкан на блоке Везувий (если не ошибаюсь) планировали поставить 4 таких двигателя. Вы в курсе что это был за проект и какова его судьба?

[Salo]

http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/forum13/topic8374/

[Борис Лучников]

Salo пишет:
http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/forum13/topic8374/

Спасибо!

[Дмитрий Инфан]

algol57 пишет:

Max Andriyahov пишет:
А для кого "серийно изготавливают" РД170/171?                    
            

Нет спроса,нет финансирования - скоро не будет "отдельных"специалистов.Со временем рухнет вся цепочка.

Зато теперь, когда "Сункар" сделают, двигателей к нему будет просто завались.