Двигатель РД-276 ракеты-носителя "Протон-М"

В экспозиции Музея изобретателя электросварки Н.Г.Славянова, в зале современные способы сварки, находятся четыре предмета имеющие отношение к ракетному двигателю РД-276 РН "Протон-М".

И сегодня у нас будет возможность не только хорошо рассмотреть их, но и покрутить в руках и разобраться что и как работает.


«Прото́н» (УР-500 — Универсальная ракета, «Протон-К», «Протон-М») — одноразовая ракета-носитель (РН) тяжёлого класса, предназначенная для выведения автоматических космических аппаратов на орбиту Земли и далее в космическое пространство. Cпособна выводить на геостационарную орбиту (ГСО) грузы до 3,3 т. Разработана в 1961—1967 годах в подразделении ОКБ-23 (ныне ГКНПЦ им. М. В. Хруничева).
РН «Протон» явилась средством выведения всех советских и российских орбитальных станций «Салют-ДОС» и «Алмаз», модулей станций «Мир» и МКС, планировавшихся пилотируемых космических кораблей ТКС и Л-1/«Зонд» (советской лунно-облётной программы), а также тяжёлых ИСЗ различного назначения и межпланетных станций.
С середины 2000-х годов основной модификацией ракеты-носителя «Протон» стала РН «Протон-М», используемая для запуска как федеральных российских, так и коммерческих иностранных космических аппаратов.

История создания
В 1961 г. - начаты проектные работы по двигателю РД-253 на компонентах НДМГ—АТ для лунной ракеты Н1. Двигатели РД-253 после доработки решено применить в составе ДУ первой ступени ракеты УР-500.
16 июня 1965 г. - первый пуск двухступенчатой УР-500 (8К82).
1987 г. - начало разработки форсированного двигателя РД-275 для РН «Протон»
В октябре 1995 г. - первый пуск РН «Протон» с двигателями РД-275 (14Д14)
2001 г. - начало разработки форсированного на 5.2% по тяге двигателя РД-275М (14Д14М, в документах ОАО "Протон-ПМ" - РД-276).
14 апреля - 15 июня 2005 г. - двигатель РД-275М (14Д14М) успешно прошел программу межведомственных испытаний. Началось серийное производство новой модификации двигателя.
7 июля 2007 г. - первый пуск РН «Протон-М» с двигателями РД-275М (14Д14М)

Общие сведения
Двигатель выполнен по замкнутой схеме с дожиганием окислительного генераторного газа после турбины.
Компоненты топлива: окислитель - четырехокись азота (азотный тетраоксид, AT), горючее - несимметричный диметилгидразин (НДМГ).
Двигатель содержит камеру сгорания, турбонасосный агрегат (ТНА) с турбиной и насосами окисоителя и горючего, газогенератор, струйный преднасос окислителя, генераторфы газа для наддува топливных баков, агрегаты автоматики и другие элементы.
Управляющие моменты создаются качанием всего двигателя в шарнирном подвесе. Т.к. качание происходит в одной плоскости, в многодвигательной ДУ двигатели установлены с угловым смещением относительно друг друга.

Давайте теперь рассмотрим наши артефакты.
Перед нами магистраль подвода окислителя М013-100В жидкостного ракетного двигателя РД-276. Изготовлена в 2012 г.
Является цельносварным узлом, подающим тетраоксид азота из бака к насосу окислителя при запуске РД-276 ракеты-носителя «Протон».
Использованные материалы: хромоникелевый сплав 09Х16Н4Б, нержавеющая сталь 12Х21Н5Т
Способ изготовления: ручная аргонодуговая сварка, автоматическая, дуговая сварка в среде защитных газов.

Что мне показалось любопытным в этом изделии? Во-превых поразила скорость истечения окислителя по этому трубопроводу. Что-то типа 200 литров в секунду, но я могу ошибаться. В результате такой скорости на трубопровод действуют колосальные нагрузки и чтобы бороться с ними нужны определенные прочностные характеристики изделия. Второй момент: при прохождении окислителя с такой скоростью по трубопроводу возникают всевозможные вибрации и кавитация. Чтобы избежать этого в окислитель уже на стадии прохождения трубопровода подается горючее (?).

Струйный преднасос создает дополнительный напор (0.17 МПа) на входе в насос окислителя, что обеспечивает бескавитационную работу насоса при достаточно низком давлении в баке. Представляет собой сварную конструкцию и состоит из соплового аппарата, конфузора 2, смесительной камеры 3 и диффузора 4. Окислитель под высоким давлением подводится в коллектор соплового аппарата. Из коллектора через отверстия в кольце активный поток направляется в конфузор и смесительную камеру 3, где, смешиваясь с основным потоком компонента, сообщает дополнительную скорость основному потоку. В диффузоре 4 скоростной напор потока преобразуется в статическое давление. Но эта часть у нас отрезана.

 На этом фото можно хорошо разглядеть сопловый аппарат
На этом фото можно хорошо разглядеть сопловый аппарат

В нижней части стоящей вверх ногами магистрали подвода окислителя расположен компенсатор для обеспечения гибкости соединения магистрали окислителя. Компенсатор обеспечивает возможность качания изделия на угол ±8. Гибкой частью компенсатора является сильфон 3, приваренный к кольцу 1 и фланцу 5. Между гофрами сильфона расположены резиновые кольца 2 для сохранения профиля гофра при наличии давления внутри сильфона и изгиба компенсатора при качании изделия

Камера сгорания РД-276

Камера сгорания представляет собой паянно-сварную конструкцию, состоящую из смесительной головки, цилиндрической части камеры и профилированною сопла, закритическая часть которого выполнена с угловым входом. Соединение деталей и узлов КС осуществлено путем сварки и пайки твердым припоем.

Стенка и рубашка сопла-надставки 10 соединены между собой пайкой через гофрированные проставки 9. На внутренние поверхности стенок, кроме щелей завесы и сопла-надставки, нанесено циркониевое покрытие.

Вот так выглядит фрагмент узела цилиндров камеры сгорания жидкосного ракетного двигателя РД-276. Изготовлен узел в 2007 г. и представляет собой паяно-сварную конструкцию корпуса камеры сгорания 1-ой ступени РД-276 ракеты-носителя «Протон».
Использованные материалы: хромоникелевый сплав 09Х16Н4Б, бронза БрХ08
Технология изготовления: высокотемпературная пайка под давлением в вакуумно-компрессионном агрегате, электронно-лучевая сварка в вакууме, автоматическая сварка в среде защитных газов.

 На фото хорошо видна сотовая структура стенок КС, щели завесы и циркониевое порошкообразное покрытие внутренних стенок камеры. Узел на фото перевернут вверх ногами и мы видим камеру сгорания как будто бы засунув в нее голову снизу. При таком ракурсе хорошо видны щели завесы.
На фото хорошо видна сотовая структура стенок КС, щели завесы и циркониевое порошкообразное покрытие внутренних стенок камеры. Узел на фото перевернут вверх ногами и мы видим камеру сгорания как будто бы засунув в нее голову снизу. При таком ракурсе хорошо видны щели завесы.
 Схема охлаждения камеры сгорания
Схема охлаждения камеры сгорания
 Сотовая труктура стенок КС. Кажется впервые такая конструкция с прокачкой горючего через стенки камеры сгорания для ее охлаждения была применена на немецкой ракете ФАУ-2. С тех пор ничего не поменялось, изменились только технологии.
Сотовая труктура стенок КС. Кажется впервые такая конструкция с прокачкой горючего через стенки камеры сгорания для ее охлаждения была применена на немецкой ракете ФАУ-2. С тех пор ничего не поменялось, изменились только технологии.
 Разрез стенки камеры сгорания
Разрез стенки камеры сгорания

Газогенератор наддува бака горючего М332-00

 Газогенератор наддува бака горючего М322-00 жидкостного ракетного двигателя РД-276. Изготовлен в  2012 г. Предназначен для создания заданного давления в газовой подушке бака горючего ракетного двигателя РД-276 ракеты-носителя «ПРОТОН».
Материал: стали 12Х21Н5Т, 12Х18Н10Т, ХН60ВТ, 15Ч18Н12С4ТЮ, 09Х16Н4Б
Технология изготовления:  высокотемпературная пайка в вакуумной печи при Т = 1200 гр. С, автоматическая аргонодуговая сварка в непрерывном и импульсном режимах.
Газогенератор наддува бака горючего М322-00 жидкостного ракетного двигателя РД-276. Изготовлен в  2012 г. Предназначен для создания заданного давления в газовой подушке бака горючего ракетного двигателя РД-276 ракеты-носителя «ПРОТОН». Материал: стали 12Х21Н5Т, 12Х18Н10Т, ХН60ВТ, 15Ч18Н12С4ТЮ, 09Х16Н4Б Технология изготовления:  высокотемпературная пайка в вакуумной печи при Т = 1200 гр. С, автоматическая аргонодуговая сварка в непрерывном и импульсном режимах.
 Корпус газогенератора 3Д81.05.380. 2012 год изготовления. Является частью блока розжига двигательной установки ракеты.
Материал: медь М1; стали 12Х18Н10Т, ХН60ВТ
Технология изготовления: высокотемпературная пайка в вакуумной печи при Т = 1200 гр. С, автоматическая импульсная аргонодуговая сварка, электронно-лучевая сварка в вакууме.
Корпус газогенератора 3Д81.05.380. 2012 год изготовления. Является частью блока розжига двигательной установки ракеты. Материал: медь М1; стали 12Х18Н10Т, ХН60ВТ Технология изготовления: высокотемпературная пайка в вакуумной печи при Т = 1200 гр. С, автоматическая импульсная аргонодуговая сварка, электронно-лучевая сварка в вакууме.

Полный репортаж с чертежами, описанием принципов работы и конструкции можно посмотреть в моем блоге starcom68

МЕТКИ: Космос, Музеи, Сварка, Техника