Анотація: Сформульовано науково-методичні положення щодо проектування одноступеневих керованих ракет з маршовими ракетними двигунами на твердому паливі для перспективних ракетних систем залпового вогню, призначених для доставляння бойового оснащення в задану точку простору з потрібними значеннями кінематичних параметрів руху в кінці польоту. Мета статті – аналіз тенденцій розвитку таких ракет, виявлення особливостей і вимог, що ставлять до їхніх траєкторій польоту, проектних параметрів, програм керування, габаритно-масових характеристик, конструктивно-компонувальних і аеродинамічних схем. Наведено формалізацію комплексного завдання оптимізації проектних параметрів, параметрів траєкторії і програм керування рухом ракет, які можуть здійснювати політ балістичною, аеробалістичною або комбінованою траєкторіями. Комплексне завдання належить до класу задач теорії оптимального керування з обмеженнями у вигляді рівностей, нерівностей і диференційних зв’язків. Для спрощення задачі використано підхід до формування програм керування рухом у вигляді поліномів, який дав змогу звести задачу теорії оптимального керування до простішої задачі нелінійного математичного програмування. Розраховуючи параметри траєкторії, ракету розглядали як матеріальну точку змінної маси і використовували систему рівнянь руху центру мас у проекціях на осі земної системи координат. Наведено структуру математичної моделі, послідовність розрахунку цільової функції, які можуть бути застосовані для визначення оптимальних параметрів, програм і характеристик. Математична модель ракети дає змогу залежно від основних проектних параметрів з допустимою для проектних досліджень точністю визначати: габаритно-масові характеристики ракети в цілому та підсистем і елементів, що входять до її складу; енергетичні, тягові та витратні характеристики маршового двигуна; аеродинамічні та балістичні характеристики. Апробовано методичне забезпечення на прикладі визначення проектних параметрів, параметрів траєкторії, габаритно-масових, енергетичних і балістичних характеристик для двох варіантів ракет з крилатою аеродинамічною схемою перспективних ракетних систем залпового вогню виробництва Китайської Народної Республіки з використанням обмеженого обсягу інформації рекламних проектів про їхні основні характеристики.

Анотація: Високі вимоги до рівня витратно-тягових характеристик, що ставлять до сучасних твердопаливних двигунів в умовах жорстких масово-габаритних обмежень, потребують високого рівня заповнення камери згоряння твердим паливом. При цьому в процесі горіння заряду часто реалізується режим «ерозійного» горіння (збільшення швидкості горіння зі зростанням швидкості потоку продуктів згоряння твердого палива в каналі заряду). Зазначений режим може відігравати як негативну (нерозрахункове підвищення тиску в камері), так і позитивну роль (наприклад, збільшення тягоозброєності під час старту ракети). Це явище характерне для маршових двигунів ракет різного призначення (ракетні системи залпового вогню, зенітні керовані ракети, тактичні й авіаційні, стартово-розгінні ступені). Запропоновано методику розрахунку внутрішньобалістичних характеристик твердопаливного двигуна за наявності ерозійного горіння, яка потребує відносно незначних затрат часу та ресурсів. Методика базується на еквідистантній моделі горіння заряду з розбиванням його по довжині на ряд ділянок. Для кожного моменту часу роботи двигуна проводять розрахунок поверхні горіння та площі прохідного перерізу каналу кожної окремої ділянки з урахуванням впливу ерозійного ефекту, загальну поверхню горіння обчислюють як суму поверхонь горіння всіх ділянок. Швидкість газового потоку в каналі заряду на кожній ділянці визначають за допомогою газодинамічних функцій. Масова витрата двигуна є сумою масоприходів від усіх ділянок, при цьому швидкість горіння на кожній ділянці обчислюють з відповідним коефіцієнтом ерозії. Проведено розрахунки тиску в камері згоряння з використанням чотирьох варіантів моделей ерозійного горіння, запропонованих різними авторами. Усі моделі показали достатню для проєктної оцінки збіжність з результатами випробувань експериментального РДТП (зокрема, за рівнем максимального тиску та часу роботи). Обрана за результатами модель ерозійного горіння може бути використана під час проєктування нових двигунів на подібному за хімічним складом твердому паливі з подальшим уточненням параметрів цієї моделі на тестових зразках.

Анотація: Старт ракет-носіїв − один з найвідповідальніших етапів пуску, що вимагають прийняття особливих технічних рішень щодо забезпечення його безаварійності і надійності. Джерелом підвищеного ризику є інтенсивний тепловий і силовий вплив струменя рушійної установки ракети на елементи стартового комплексу та ракети. Найбільш точні параметри впливу можуть бути отримані під час стендових випробувань, які необхідні для підтвердження працездатності конструкції, а також уточнення параметрів і конфігурації устаткування та систем комплексу. Проте проведення випробувань у повному обсязі є дорогим та істотно збільшує час розроблення комплексу. Тому здійснення чисельного аналізу процесів старту є актуальним у процесі проектування стартових комплексів. У поданій роботі проведено моделювання витікання струменя продуктів згоряння рідинного ракетного двигуна в газохід під час старту ракети з урахуванням параметрів рушійної установки, геометричних параметрів елементів стартового комплексу, сопел рушійних установок і газоходу. Побудовано тривимірну геометричну модель стартового комплексу, що містить ракету і газохід. Термодинамічні параметри газу в соплі двигуна було верифіковано за допомогою коду NASA CEA і ANSYS Fluent. Під час моделювання багатокомпонентного струменя були розв’язані рівняння збереження маси, енергії і руху, враховуючи хімічну кінетику. Тривимірну задачу було розв’язано в ANSYS Fluent у стаціонарній постановці за допомогою розв’язувача Pressure-based і моделі турбулентності RANS типу k-omega SST. Результатами розрахунку є газодинамічні й термодинамічні параметри струменя, а також розподіл його газодинамічних параметрів на зрізі сопла, у потоці та у примежовому шарі біля поверхні газоходу. Методика, яку використали в цій роботі, дозволяє якісно оцінити газодинамічний вплив струменя продуктів згоряння на газохід для подальшого проектування й оптимізації його конструкції.

Анотація: Сформульовано основні науково-методичні положення щодо проектування одноступеневих керованих ракетних об’єктів з маршовими ракетними двигунами на твердому паливі, призначених для доставляння корисного навантаження в задану точку простору з необхідними значеннями кінематичних параметрів руху. Мета статті – розроблення методичного забезпечення для оптимізації на початковому етапі проектування основних характеристик керованого ракетного об’єкта, до складу якого входить формалізація комплексного завдання оптимізації проектних параметрів, параметрів траєкторії та програм керування рухом керованого ракетного об’єкта, який може здійснювати політ балістичною, аеробалістичною або комбінованою траєкторіями. Задачу сформульовано як задачу теорії оптимального керування з обмеженнями у вигляді рівностей, нерівностей і диференційних зв’язків. Запропоновано підхід до формування програм керування рухом у вигляді поліномів, який дав змогу звести задачу теорії оптимального керування до простішої задачі нелінійного математичного програмування. Під час розрахунків параметрів траєкторій керований ракетний об’єкт розглядали як матеріальну точку змінної маси, при цьому використовували систему рівнянь руху центру мас керованого ракетного об’єкта у проекціях на осі земної системи координат. Наведено структуру математичної моделі та послідовність розрахунку цільового функціонала, які застосовували для оптимізації проектних параметрів, програм керування й основних характеристик керованого ракетного об’єкта. Математична модель керованого ракетного об’єкта дає змогу з допустимою для проектних досліджень точністю визначати: габаритно-масові характеристики керованого ракетного об’єкта в цілому та підсистем і елементів, що входять до його складу; енергетичні, тягові та витратні характеристики маршового двигуна; аеродинамічні та балістичні характеристики керованого ракетного об’єкта. Апробовано розроблене методичне забезпечення на прикладах розв’язання проектних задач. Розглянуто програмні додатки для подання у зручній для користувача формі результатів досліджень.

Анотація: У пневмогідравлічних системах рідинних ракетних двигунів і енергетичних установок широко застосовують електромагнітні клапани, які дозволяють спростити пневмогідравлічні системи та забезпечити багаторазове увімкнення рідинних ракетних двигунів. Конструкції електромагнітних клапанів розроблення ДП «КБ «Південне» виконано за двома основними схемами – прямої і непрямої дії. В електромагнітних клапанах прямої дії запірний орган відкриває (закриває) прохідний переріз зусиллям, що розвиває електромагніт. Вони набули поширення в пневмогідравлічних системах з тиском робочого тіла ~8,5 МПа, конструктивно прості та мають високу швидкодію (0,001…0,05 с). В електромагнітних клапанах з підсиленням якір електромагніта зв’язаний з керуючим клапаном, а переміщення основного запірного органа відбувається за рахунок зусилля від перепаду тиску робочого тіла на ньому. Їх застосовують у діапазоні робочих тисків 0,5…56 МПа, при цьому час спрацьовування становить 0,025…0,15 с. Для блока маршового двигуна IV ступеня європейської ракети-носія Vega, що має витіснювальну систему подачі компонентів палива, розроблено електрогідроклапан з підсиленням і дренажем. Залежність швидкодії цього електрогідроклапана від довжини магістралі на виході максимально знижено за рахунок установлення у вихідному штуцері сопла Вентурі. Цей електрогідроклапан працездатний до тиску 8 МПа, час спрацьовування – 0,08…0,12 с. Сучасні газореактивні системи орієнтації і стабілізації космічних апаратів використовують як рушії електромагнітні клапани із соплами, тяга яких, як правило, не більше 30 Н і тиск робочого тіла до 24 МПа. На ДП «КБ «Південне» для газореактивних систем 15Б36 розроблено електропневмоклапан з підсиленням і соплом, який працездатний до тиску 45 МПа, забезпечує частоту спрацьовування до 10 Гц і здатний створити тягу 100 Н на газоподібному аргоні. Для вирішення завдання зниження залежності працездатності та швидкодії електромагнітних клапанів із дренажем і підсиленням від геометрії магістралей, у яких його установлено, розроблено електропневмоклапан, що має золотникові елементи, які забезпечують надійне та швидке спрацьовування з довгими вхідними магістралями діаметром 0,004 м. Маса його у 2…2,5 рази менша маси аналогів. На цей час на ДП «КБ «Південне» розробляють апогейний рідинний ракетний двигун РД840 з тягою 400 Н, для умов якого розроблено і пройшов відпрацювання електрогідроклапан прямої дії з характеристиками: тиск – до 2,15 МПа, споживана потужність на режимі – менше 7,1 Вт, час спрацьовування – не більше 0,02 с, маса – 0,19 кг. Наведені електромагнітні клапани за своїми технічними й експлуатаційними характеристиками відповідають найвищим світовим вимогам і їх широко застосовують у рідинних ракетних двигунах та енергетичних установках.

Анотація: Описано досвід створення турбонасосних агрегатів РРД конструкторського бюро ракетних двигунів (КБ-4) ДП «КБ «Південне». Розглянуто найвідоміші конструкції турбонасосних агрегатів, які розроблено в КБ. Проведено аналіз як ранніх розробок КБ, так і турбонасосного агрегату, який на цей час проходить завершальний етап відпрацювання. Показано еволюцію конструкції як окремих вузлів, так і всього агрегату в цілому, що дозволила підвищити його ресурс в десятки разів. Наприклад, ресурс перших турбонасосних агрегатів, які розроблено в КБ, у середньому не перевищував 150 с. На сьогодні КБ має в запасі двигуни з ресурсом ≈19 000 с. Наведено інформацію про проблеми, з якими стикалися конструктори під час відпрацювання турбонасосного агрегату, і способи їх вирішення. Описано унікальні досягнення. Аналогів деяких агрегатів до цього часу у світі немає. Надано інформацію про останні досягнення КБ, такі як торцеве ущільнення по дисках крильчатки насоса, застосування якого повністю унеможливлює паразитні витоки. Проаналізувавши наведені дані, можна зробити висновок, що в КБ ракетних двигунів і КБ «Південне» в цілому нагромаджено достатній обсяг знань та досвіду, що дозволяє вирішувати будь-які завдання, які можуть виникнути в процесі створення нового турбонасосного агрегату РРД, а РРД з турбонасосними агрегатами, що успішно працюють, у тому числі у двигунах з допалюванням генераторного газу, створених в останні роки, свідчать про цінність нагромадженого досвіду.

Анотація: Українські підприємства ДП «КБ «Південне» та ДП ВО ПМЗ забезпечують постачання блока маршового двигуна VG143 для верхнього ступеня AVUM РН Vega, який являє собою однокамерний РРД з тягою ~250 кгс і забезпечує п’ятиразове увімкнення в польоті. На цей час проведено 11 вдалих пусків РН Vega. У процесі льотної експлуатації зауважень щодо роботи двигунів не було. Цей РРД поєднує у собі привабливі характеристики, такі як високе значення питомого імпульсу, мала маса, можливість багаторазового увімкнення у польоті, висока надійність, підтверджена непоганими результатами льотних випробувань двигунів-прототипів. Резерв цього двигуна з погляду подальшої модернізації ще не вичерпано. Розширення можливостей для виведення ракетаминосіями корисного навантаження на різні орбіти штучних супутників Землі є основним завданням як розробників РКП у цілому, так і для розробників окремих вузлів та агрегатів, таких як РРД, що входять до їх складу. З урахуванням досвіду відпрацювання двигунів-прототипів слід зазначити такі шляхи модернізації блоків маршового двигуна: – підвищення питомого імпульсу за рахунок збільшення ступеня розширення сопла; – зменшення об’ємів внутрішніх порожнин та маси камери; – збільшення часу роботи; – збільшення кількості увімкнень; – збільшення тривалості пауз між увімкненнями та часу функціонування на орбіті. Збільшення тяги і питомого імпульсу блока маршового двигуна VG143 та ступеня AVUM РН Vega відбувається за рахунок використання пневмонасосної системи подачі палива замість штатної витіснювальної. Також наведено інформацію про двигуни-прототипи РД859, РД864, РД866 та РД869 і дані про їх основні характеристики, відпрацювання та експлуатацію, які будуть цікаві для фахівців з розроблення РРД та РН.

Анотація: Одним з важливих напрямків розроблення рідинних ракетних двигунів ДП «КБ «Південне» є створення двигунів для верхніх ступенів ракет-носіїв, розгінних блоків, космічних буксирів і злітнопосадочних апаратів. Подано огляд рідинних ракетних двигунів розроблення ДП «КБ «Південне», їх основних характеристик, характерних особливостей, а також розглянуто поточний статус розроблення й експлуатації. Наведено інформацію про такі двигуни: – РД858 і РД859 на компонентах палива тривалого зберігання місячного злітно-посадочного модуля блока Е; – РД809М і РД809К на компонентах палива рідкий кисень + гас, що розробляють на базі серійного рульового РД8 другого ступеня ракети-носія «Зеніт». При цьому РД809М є варіантом двигуна РД8 з щільним компонуванням, а РД809К – його однокамерним варіантом; – РД805 на компонентах палива рідкий кисень + гас, що розробляють на базі камери серійного рульового двигуна РД8 другого ступеня ракети-носія «Зеніт»; – РД835 на компонентах палива рідкий кисень + гас, що розробляють для других ступенів ракетносіїв типу «Маяк»; – двигуни та рушійні установки на компонентах палива тривалого зберігання, такі як РД861К (маршовий двигун третього ступеня ракети-носія «Циклон-4» і другого ступеня ракети-носія «Циклон-4М», ДУ802 (рідинна рушійна установка автономного буксира «Кречет» конверсійної ракети-носія «Днепр»), РД840 (апогейний рідинний ракетний двигун рідинної рушійної установки платформи геостаціонарного супутника зв’язку), VG143 (блок маршового двигуна четвертого ступеня європейської ракети-носія «Вега»), РД864 та РД869 (маршові двигуни розгінних ступенів ракети-носія «Днепр»). Наведена у статті інформація буде цікавою для фахівців з розроблення рідинних ракетних двигунів і ракет-носіїв.

Анотація: За 60 років існування у складі конструкторського бюро «Південне» спеціалізованого конструкторського бюро рідинних ракетних двигунів – КБ-4 набуто великого досвіду розроблення рідинних ракетних двигунів різноманітного призначення як на довгозбережуваних, так і на кріогенних компонентах палива. Створено необхідні стендова та виробнича бази. Під час розробляння двигунів фахівці КБ-4 широко використовують досвід, набутий під час виготовляння та відпрацювання двигунів інших КБ для РН ДП «КБ «Південне», які виготовляли на ДП «ПО «Південний машинобудівний завод» і випробовували на стендах ДП «КБ «Південне» та заводу. Разом з традиційними розробляли нові оригінальні конструкції двигунів для досягнення високих енергомасових характеристик, надійності та якості. Серед них варто відзначити двигуни РД858 і РД859 радянського місячного злітнопосадочного модуля блока Е, унікальні двигуни РД857 і РД862 з допалюванням відновлювального генераторного газу та газодинамічним способом керування вектором тяги, багатофункціональний двигун РД866 космічного буксира, що забезпечує багаторазовий запуск у польоті, та багато інших. У цей час разом з ДП «ПО «Південний машинобудівний завод» ДП «КБ «Південне» постачає двигун для рушійної установки четвертого ступеня європейської РН «Вега» за контрактом з фірмою «Авіо» (Італія). На базі створених на ДП «КБ «Південне» унікальних за характеристиками та колом вирішуваних завдань двигунів, рушійних установок для балістичних і космічних ракет можуть розроблятися в стислі терміни та за мінімальних витрат двигуни, рушійні установки для космічних апаратів, верхніх ступенів і розгінних блоків.