Что такое удельный импульс для ракетного двигателя

Удельный импульс

Уде́льный и́мпульс, удельный импульс тяги [1] — показатель эффективности реактивного двигателя или ракетного топлива (топливной пары, рабочего тела). Иногда для реактивных двигателей используется синоним «удельная тяга» (термин имеет и другие значения), при этом удельная тяга применяется обычно во внутренней баллистике, в то время как удельный импульс — во внешней баллистике. Размерность удельного импульса, если известна масса (в кг), есть размерность скорости, в системе единиц СИ это метр в секунду. Если же вместо массы известен вес (в ньютонах) то размерностью удельного импульса является секунда. Удельный импульс топлива, выраженный в секундах, имеет физический смысл максимального времени, в течение которого данное топливо в невесомости может придавать постоянное ускорение в 1 «g» постоянной массе, равной начальной массе топлива, в предположении идеального теоретически возможного двигателя.

Содержание

  • 1 Определения
  • 2 Сравнение эффективности разных типов двигателей
  • 3 См. также
  • 4 Примечания
  • 5 Ссылки

Определения [ править | править код ]

Уде́льный и́мпульс — характеристика реактивного двигателя, равная отношению создаваемого им импульса (количества движения) к расходу топлива (обычно массовому, но может соотноситься и, например, с весом или объёмом топлива). Чем больше удельный импульс, тем меньше топлива надо потратить, чтобы получить определённое количество движения. Теоретически удельный импульс равен скорости истечения продуктов сгорания, фактически может от неё отличаться. Поэтому удельный импульс называют также эффективной (или эквивалентной) скоростью истечения продуктов сгорания.

Уде́льная тя́га — характеристика реактивного двигателя, равная отношению создаваемой им тяги к массовому расходу топлива. Измеряется в метрах в секунду (м/с = Н·с/кг = кгс·с/т.е.м.) и означает, в данной размерности, сколько секунд данный двигатель сможет создавать тягу в 1 Н, истратив при этом 1 кг топлива (или тягу в 1 кгс, истратив при этом 1 т.е.м. топлива). При другом толковании удельная тяга равна отношению тяги к весовому расходу топлива; в этом случае она измеряется в секундах (с = Н·с/Н = кгс·с/кгс) — это значение можно рассматривать как время, в течение которого двигатель может развивать тягу в 1 кгc, используя массу топлива в 1 кг (то есть весом 1 кгс). Для перевода весовой удельной тяги в массовую её надо умножить на ускорение свободного падения (принимаемое равным 9,80665 м/с² [2] ) [комм. 1] .

Формула приближённого расчёта удельного импульса (эффективной скорости истечения) для реактивных двигателей на химическом топливе выглядит так:

I y = 16 641 ⋅ T k u M ⋅ ( 1 − p a p k M ) , =>>>cdot left(1->>>>Mright)>>,>

где Tk — температура газа в камере сгорания (разложения); pk — давление газа в камере сгорания; pa — давление газа на выходе из сопла; М — молекулярная масса газа в камере сгорания (средняя молекулярная масса всех газообразных продуктов сгорания, с учётом концентрации каждого с размерностью гр/моль); u — коэффициент, характеризующий теплофизические свойства газа в камере (обычно u ≈ 15 ). Как видно из формулы в первом приближении, чем выше температура газа, чем меньше его молекулярная масса истекающих газов, чем выше давление в камере сгорания и чем ниже давление в окружающем пространстве, тем выше удельный импульс [3] . Текущую формулу можно брать за основу для расчёта импульса с фиксированной степенью расширения сопла при разных давлениях окружающей среды, то есть для атмосферных двигателей. В случае вакуумных двигателей применяется большая степень расширения сопла, которая позволяет получать увеличение эффективности на 10-20% при тех же внутренних параметрах и давлении на срезе сопла до 10-100 Па. Размерность в вышеприведённой формуле в скобках при отношении давлений не соответствует.

Удельный импульс двигателя имеет разные значения в вакууме и в среде (в частности, в воздухе). Он всегда меньше в среде, чем в пустоте. Удельный импульс равен [4] :

I sp = F thrust m ˙ ⋅ g 0 >=>><>cdot g_<0>>>>

  • F — тяга двигателя (в килограмм-силы);
  • g o >— ускорение свободного падения на уровне моря,
  • m ˙ = d m / d t >=dm/dt>— массовый расход топлива,

Если сила выражена в килограмм-силы то формула принимает вид [2] :

I y ( p ) = F m ˙ = v eff = v a + ( p a − p ) S / m ˙ , (p)=>>=v_>=v_+(p_-p)S/>,>

  • v eff >>— эффективная скорость истечения,
  • v a — действительная скорость истечения на выходном сечении сопла,
  • p a — давление на выходном сечении сопла,
  • p — давление невозмущенной окружающей среды,
  • S — площадь выходного сечения сопла [2] .

Иногда рассматривают также объёмный удельный импульс I y V = F / V ˙ , =F/>,> определяемый не по массовому, а по объёмному расходу топлива V ˙ = d V / d t . >=dV/dt.> Очевидно, что объёмный удельный импульс связан с массовым удельным импульсом следующим соотношением:

I y V = I y ρ , =I_rho ,>

где ρ — плотность топлива [2] .

Сравнение эффективности разных типов двигателей [ править | править код ]

Удельный импульс является важным параметром двигателя, характеризующим его эффективность. Эта величина не связана напрямую с энергетической эффективностью топлива и тягой двигателя, например, ионные двигатели имеют очень небольшую тягу, но благодаря высокому удельному импульсу находят применение в качестве маневровых двигателей в космической технике.

Для воздушно-реактивных двигателей (ВРД) величина удельного импульса на порядок выше, чем у химических ракетных двигателей за счёт того, что окислитель и рабочее тело поступают из окружающей среды и их расход не учитывается в формуле расчёта импульса, в которой фигурирует только массовый расход горючего. Однако использование окружающей среды при больших скоростях движения вызывает вырождение ВРД — их удельный импульс падает с ростом скорости. Приведённое в таблице значение соответствует дозвуковым скоростям.

Приведённое значение удельного импульса для жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) соответствует показателям эффективности современных кислородно-водородных ЖРД в вакууме. Наибольшее значение, когда-либо продемонстрированное на практике, было получено с использованием трёхкомпонентной схемы литий/водород/фтор и составляет 542 секунды (5320 м/с), но ей не было найдено практического применения по причине технологических трудностей [5] [6] .

Характерный удельный импульс для разных типов двигателей

Двигатель Удельный импульс Удельная тяга
м/с с
Газотурбинный реактивный двигатель 30 000 (окислитель берётся из окружающей среды) [ источник не указан 1434 дня ] 3 000 [ источник не указан 1434 дня ]
Твердотопливный ракетный двигатель 2650 270
Жидкостный ракетный двигатель 4600 470
Электрический ракетный двигатель 10 000—100 000 [7] 1000—10 000
Ионный двигатель 30 000 3000
Плазменный двигатель 290 000 [ источник не указан 1434 дня ] 30 000 [ источник не указан 1434 дня ]

См. также [ править | править код ]

  • Формула Циолковского
  • Значения удельного импульса при применении гидразина

Примечания [ править | править код ]

  1. ↑ На языке формул это можно записать следующим образом. Тягу двигателя F можно выразить так: F = v eff ⋅ m ˙ , >cdot >,>, где v eff >>— эффективная скорость истечения реактивной струи (м/с), m ˙ = d m / d t >=dm/dt>— скорость расхода массы топлива (кг/с). Таким образом, удельная тяга, как отношение тяги двигателя к массовому расходу топлива определяется как I m = F m ˙ = v eff =>>=v_>>и измеряется в м/c. Если брать отношение тяги к весовому расходу топлива, то I g = F g m ˙ = v eff g =>>>=>>>>, где g — ускорение свободного падения. Величина g m ˙ >>измеряется в величинах 9,81 кг·м/(с·с²) = кгс/с. Таким образом, если тяга выражена в килограмм-силах, удельная тяга получается в секундах.

I y = 16 641 ⋅ T k u M ⋅ ( 1 − p a p k M ) , =>>>cdot left(1->>>>Mright)>>,>

где: M — средняя молекулярная масса продуктов сгорания выраженная в гр/моль, такая формула не может быть верной.

Удельный импульс

Уде́льный и́мпульс или уде́льная тя́га (англ. specific impulse ) — показатель эффективности ракетного двигателя. Иногда оба термина используются как синонимы, имея в виду, что это, фактически, одна и та же характеристика. Удельная тяга применяется обычно во внутренней баллистике, в то время как удельный импульс — во внешней баллистике. Размерность удельного импульса есть размерность скорости, в системе единиц СИ это метр в секунду.

Содержание

Определения

Уде́льный и́мпульс — характеристика реактивного двигателя, равная отношению создаваемого им импульса (количества движения) к расходу (обычно массовому, но может соотноситься и, например, с весом или объёмом) топлива. Чем больше удельный импульс, тем меньше топлива надо потратить, чтобы получить определённое количество движения. Теоретически удельный импульс равен скорости истечения продуктов сгорания, фактически может от неё отличаться. Поэтому удельный импульс называют так же эффективной (или эквивалентной) скоростью истечения.

Уде́льная тя́га — характеристика реактивного двигателя, равная отношению создаваемой им тяги к массовому расходу топлива. Измеряется в метрах в секунду (м/с = Н·с/кг = кгс·с/т.е.м.) и означает, в данной размерности, сколько секунд данный двигатель сможет создавать тягу в 1 Н, истратив при этом 1 кг топлива (или тягу в 1 кгс, истратив при этом 1 т.е.м. топлива). При другом толковании удельная тяга равна отношению тяги к весовому расходу топлива; в этом случае она измеряется в секундах (с = Н·с/Н = кгс·с/кгс). Для перевода весовой удельной тяги в массовую её надо умножить на ускорение свободного падения (примерно равное 9,81 м/с²). [1]

Формула приближенного расчета удельного импульса (скорости истечения) для реактивных двигателей на химическом топливе выглядит, как:

где Tk — температура газа в камере сгорания (разложения); pk и pa — давление газа соответственно в камере сгорания и на выходе из сопла; y — молекулярный вес газа в камере сгорания; u — коэффициент, характеризующий теплофизические свойства газа в камере (обычно u ≈ 15 ). Как видно из формулы в первом приближении, чем выше температура газа, чем меньше его молекулярная масса и чем выше соотношение давлений в камере РД к окружающему пространству, тем выше удельный импульс [2] .

Сравнение эффективности разных типов двигателей

Удельный импульс является важным параметром двигателя, характеризующим его эффективность. Эта величина не связана напрямую с энергетической эффективностью топлива и тягой двигателя, например, ионные двигатели имеют очень небольшую тягу, но благодаря высокому удельному импульсу находят применение в качестве маневровых двигателей в космической технике.

Для воздушно-реактивных двигателей величина удельного импульса на порядок выше, чем у химических ракетных двигателей, за счёт того, что окислитель и рабочее тело поступают из окружающей среды и их расход не учитывается в формуле расчёта импульса, в которой фигурирует только массовый расход горючего. Однако, использование окружающей среды при больших скоростях движения вызывает вырождение ВРД — их удельный импульс падает с ростом скорости. Приведённое в таблице значение соответствует дозвуковым скоростям.

Приведенное значение удельного импульса для жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) соответствует показателям эффективности современных кислородно-водородных ЖРД в вакууме. Наибольшее значение, когда-либо продемонстрированное на практике, было получено с использованием трехкомпонентной схемы литий/водород/фтор и составляет 542 секунды (5 320 м/сек), но ей не было найдено практического применения по причине технологических трудностей [3] [4] .

Жидкостные ракетные двигатели

Двигательный блок для пилотируемого лунного модуля

Двигателистами КБ «Южное» была выполнена ответственная и сложная задача – разработка двигательного блока 11Д410 для лунного корабля.

Блок двигателей 11Д410 состоял из основного двигателя РД858 и резервного РД859 и решал следующие задачи: осуществление мягкой посадки на поверхность Луны, взлет с поверхности Луны и выведение лунного корабля на эллиптическую орбиту искусственного спутника Луны.

Так как предусматривался полет лунного корабля с экипажем на борту, то к надежности двигателей предъявлялись самые высокие требования. Надежность необходимо было подтвердить большим числом испытаний с имитацией натурных условий работы. Для обеспечения мягкой посадки на Луну и взлета с ее поверхности двигатель РД858 имеет два режима тяги: основной и режим глубокого дросселирования (РГД) и обеспечивает два включения. На основном режиме диапазон регулирования тяги составляет ±9,8%, на РГД – ±35%. Такое глубокое дросселирование требовало применения особых конструктивных мер для обеспечения устойчивости работы камеры двигателя при надежном охлаждении.

Резервный двигатель РД859 – однорежимный с регулированием тяги в диапазоне ±9,8%.

Высочайшие требования предъявлялись к надежности турбонасосных агрегатов двигателей: в частности к торцовым уплотнениям, разделяющим полости насоса окислителя и турбины. Потребовался значительный объем экспериментальных работ, в результате которых была подобрана наиболее надежная и работоспособная пара трения. Конструкция оказалась удачной – ТНА имели ресурс, оценивающийся тысячами секунд.

Для обеспечения надежного охлаждения корпус камеры в зоне высоких тепловых потоков имеет спиральные фрезерованные канавки переменного оптимального сечения на сложнопрофильных деталях.

Количество включений на одном двигателе достигало двенадцати вместо двух в полете. Резервный двигатель является уникальным по возможности запуска после трехсекундного перерыва между выключением и повторным запуском. Процессы выключения двигателя, опорожнения трактов камеры и повторного запуска после трехсекундной паузы тщательно исследовались для подтверждения сходимости характеристик. Параметры повторного запуска при испытаниях были идентичны первому. Ни один из существующих двигателей с турбонасосной системой подачи не обеспечивал такую возможность. Для двигателей с турбонасосной системой подачи, обеспечивающих широкий диапазон регулирования тяги, эти ЖРД имеют весьма высокие величины удельного импульса . Масса и габариты блока двигателей свидетельствуют о высокой степени совершенства конструкции, даже с учетом того, что в ее состав входили системы контроля работы двигателей и регулирования тяги. Общая масса двигателей составляет 110 кг при суммарной тяге 4100 кгс. Для сравнения: масса двигателя верхней ступени РН Ариан-5 при тяге 2700 кгс превышает 100 кг.

Очень большим был объем отработки: 181 двигатель РД858 при суммарной наработке 253281 с и 181 двигатель РД859 при суммарной наработке 209463 с. Испытано 11 блоков двигателей 11Д410 с имитацией аварийных ситуаций.

В целом блок ЖРД лунного посадочного модуля является одним из самых надежных среди своего класса двигателей. Три блока двигателей прошли успешные испытания на орбите вокруг Земли в составе специальных космических аппаратов Т-2К, запущенных ракетой-носителем Р-7.

Маршевые двигатели

Тяга в пустоте, кгс

Удельный импульс в пустоте, кгс?с/кг

азотная кислота + 27% N2O4

Предназначен для второй ступени ракеты 8К66 (SS-7).

Предназначен для торможения и управления орбитальным космическим аппаратом по всем каналам стабилизации (разгонная ступень 8K69) (SS-9-2).

Предназначен для второй ступени ракеты 8К99 (SS-15).

Предназначен для создания тяги управления третьей ступенью ракеты 11К68 («Циклон-3») на активном участке полета по всем каналам стабилизации.

Предназначен для вторых ступеней ракет 15А15 и 15А16 (SS-17-1) и (SS-17-2).

Предназначен для создания двух режимов тяги и управления по всем каналам стабилизации при полете ступени разведения ракеты 15А18 (SS-18-2).

Предназначен для установки в головном отсеке космического буксира и ступеней разведения 15Ж44, 15Ж60 (SS-24-1) и (SS-24-2).

Предназначен для использования в составе апогейной ступени РН «Зенит» и «Циклон-4».

Предназначен для управления полетом космического буксира второй ступени ракеты 15А18М (SS-18-3) по всем каналам стабилизации.

История жидкостных ракетных двигателей

Первым опытом самостоятельного создания в КБ «Южное» жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) стали начатые в 1958 г. работы по разработке рулевых двигателей для первой и второй ступеней МБР 8К64. Основной особенностью данной ракеты стало применение впервые в паре с окислителем АК-27 нового горючего – несимметричного диметилгидразина (НДМГ), которое стало основным для нескольких поколений ЖРД.

Успех, достигнутый в создании первых рулевых ЖРД, позволил начать в 1960 г. разработку нового более сложного и многофункционального двигателя РД853 для второй ступени ракеты 8К66.

В 1961 г. были начаты работы по созданию рулевых двигателей для первой и второй ступеней ракеты 8К67, работающих на новой паре компонентов топлива – тетраоксид диазота (АТ) и НДМГ.

В 1962 г. началось проектирование и отработка ЖРД РД854 на топливе АТ+НДМГ без дожигания генераторного газа для тормозной двигательной установки орбитальной головной части МБР 8К69. При проектировании двигателя впервые в практике отечественного двигателестроения было разработано и освоено в производстве трубчатое сопло камеры двигателя.

В 1964 г. были начаты работы по созданию маршевого двигателя РД857 второй ступени комбинированной ракеты 8К99, для которого впервые была разработана схема с дожиганием восстановительного генераторного газа в камере сгорания. На этом двигателе также впервые управление вектором тяги осуществлено с помощью вдува генераторного газа в сверхзвуковую часть сопла.

КБ «Южное» приняло участие и в советской лунной программе, в рамках которой в 1965 г. началась разработка ракетного блока (блока Е) лунного корабля комплекса 11А52. Созданный в КБ «Южное» блок двигателей лунного корабля состоял из основного двигателя РД858 и резервного РД859 и решал следующие задачи: осуществление мягкой посадки на поверхность Луны, взлет с поверхности Луны и выведение лунного корабля на эллиптическую орбиту искусственного спутника Луны. В целом блок ЖРД лунного посадочного модуля являлся одним из самых надежных среди своего класса двигателей. Три блока двигателей прошли успешные испытания на орбите вокруг Земли в составе специальных космических аппаратов Т-2К, запущенных с помощью РН «Союз».

Проектирование двигателя РД861 для третьей ступени РН «Циклон-3» было начато в 1966 г. Этот двигатель обладает весьма высокими энергомассовыми характеристиками.

В 1976 г., в ходе создания МБР 15А18, начались работы по разработке четырехкамерного двигателя РД864, работающего на АТ и НДМГ по схеме без дожигания генераторного газа. Двигатель обеспечил работу на двух режимах: основном и дросселированном с многократным (до 25 раз) переключением с одного режима на другой. Для этого двигателя были впервые разработаны и применены агрегаты регулирования на встречных струях высокого давления, отличающиеся высокой точностью и быстродействием.

Модификацией этого двигателя стал двигатель РД869 для МБР 15А18М, обладающий еще более высокими характеристиками.

Новым этапом для КБ «Южное» явилась разработка РН «Зенит-2», которая началась в 1977 г. Особенностью данной РН является использование на ней криогенных компонентов топлива: керосина и жидкого кислорода, при этом впервые в практике двигателестроения рулевой двигатель на указанных компонентах топлива было решено проектировать по схеме с дожиганием генераторного газа. Благодаря накопленному опыту конструирования ЖРД, внедрению передовых технических решений в ходе проектирования двигателя РД-8 удалось получить высокие энергомассовые характеристики, обеспечить высокую надежность и длительный ресурс работы.

Двигатель НК-33 готовят к серийному производству

Российские и американские конструкторы строят амбициозные планы использования советского двигателя НК-33 на современных ракетах. На заводе «Кузнецов» думают над восстановлением его серийного производства, говорится в публикации «Независимой газеты».

Исполнилось 45 лет с момента первого старта знаменитой советской ракеты Н-1. Ее собственная судьба оказалась печальной. А вот ее двигатели продолжают жить. Более того, шаг за шагом укрепляют успех отечественной космонавтики как на внутреннем, так и на внешнем рынке.

В 2013 году двигатели НК-33 трижды использовалась при запуске новых ракет – российской «Союз-2-1в» и американской Antares. Благодаря этим удачным стартам, у двигателей НК-33 появилась перспектива восстановления в серийном производстве. А ведь 40 лет назад их чуть было не уничтожили – из-за закрытия в СССР лунной программы.

В 60–70-х годах прошлого века у Сергея Королева и его коллектива возникла идея построить ракету для полета на Марс. Потом цели были пересмотрены, и конфигурацию ракеты изменили под задачи «лунного» проекта.

«Для полета в космос нужны были двигатели с высокой степенью эффективности, надежности, с большой отдачей каждого килограмма топлива в тягу, – говорит главный конструктор ракетных двигателей ОАО «Кузнецов» Валерий Данильченко. – Королев считал, что для этого требуется реализовать замкнутую схему двигателя, чтобы все топливные компоненты поступали через камеру сгорания, создавали повышенный удельный импульс».

Сергей Павлович начал искать конструктора, который бы смог приступить к подобной разработке. Общался он и к авиаконструктору Андрею Туполеву. Но в итоге работать над проектом было предложено конструктору авиационных двигателей – Николаю Кузнецову.

«Особенностью Николая Дмитриевича Кузнецова было то, что он, помимо конструкторского таланта, оставался и великолепным организатором – создал уникальный коллектив, который с полной отдачей работал над поставленной задачей, – вспоминает начальник отдела опытно-конструкторского бюро ОАО «Кузнецов» Александр Иванов. – Узлы двигателя создавались командой специалистов, которые работали до этого над авиационной газотурбинной техникой, именно это определило его особые свойства».

В конструкторском бюро на предприятии под названием «Почтовый ящик 276», которое специализировалось на разработке авиационных моторов, шло создание двигателей, которые затем серийно производились на заводе № 24 имени М.В. Фрунзе. Конструкция НК-33 проста, но обеспечивает высокую надежность. Минимальная стоимость подготовки производства и изготовления при высокой надежности и простоте конструкции – до сих пор один из главных секретов востребованности НК-33.

В 1974 году «лунная программа» была закрыта. Это чуть не привело к трагедии – созданную партию НК-33 было приказано уничтожить. Кузнецову еле удалось их спасти.

То, что произошло спустя 40 лет, символично, ведь фактически состоялся отложенный триумф уникального двигателя. В 90-е годы НК-33 был представлен на одной из выставок в Москве, где вызвал колоссальный интерес отечественных и зарубежных партнеров. И у двигателя началась новая жизнь.

В 1992 году российские специалисты совместно с американской двигателестроительной компанией Aerojet Rocketdyne подписали протокол о применении НК-33 на ракетах-носителях США. Причем подписывал соглашение еще сам Кузнецов.

Прошло 15 лет, прежде чем и отечественные заказчики обратились к разработке. Американский и российский проекты вышли на стартовую линию практически одновременно.

2013-й стал важнейшим с точки зрения реализации работы по НК-33. В апреле прошлого года в США два модернизированных двигателя НК-33 обеспечили первый успешный старт ракеты Antares. Второй ее запуск состоялся 18 сентября – на МКС был доставлен груз для экипажа станции. А 28 декабря 2013 года двигатели НК-33 обеспечили старт новейшей российской ракеты легкого класса «Союз-2-1в».

Американцы обратили внимание на НК-33 по нескольким причинам.

Во-первых, он сохранился в материальном заделе, вследствие чего не требовал большого срока воспроизводства. На отработку такого проекта с нуля ушло бы много времени. А ракета Antares, по сути, была создана за пять лет – фантастически короткий срок. «Работы по американской ракете-носителю начались в 2008 году, а в 2013-м мы уже осуществили старты, – отмечает исполнительный директор ОАО «Кузнецов» Николай Якушин. – НК-33 дождался своего космического полета».

Во-вторых, двигатель НК-33 имеет чрезвычайно высокую надежность – 999,4. «Николай Дмитриевич Кузнецов в свое время решил это доказать, – рассказывает Александр Иванов. – Были проведены длительные испытания до отказа. НК-33 отработал без съема со стенда 16 пусков, наработал 15 тысяч секунд».

В-третьих, особенности конструкции. Умеренное по сравнению с аналогами давление в камере сгорания двигателя НК-33 (150 атмосфер) позволяет с высокой степенью безопасности использовать его в пилотируемой космонавтике.


Фото Vitaly V Kuzmin

Разработчики НК-33 возлагают большие надежды на проект его возрождения. «Нашему коллективу крайне важно, чтобы НК-33 был востребован и в России, – делится Александр Иванов. – Я часто говорю нашей молодежи: когда мы уйдем, вы будете работать с этим изделием еще долго – это источник для многих технических решений. Существующие ракетные двигатели вышли на предел своих энергетических характеристик. У НК-33 огромное будущее, и работы по его модернизации и восстановлению в серийном производстве имеют огромное значение».

Мечта заводчан – добиться пуска НК-33 в серию. «Мы сохранили двигатель в чертежах и товарном заделе, – говорит конструктор Данильченко. – И сегодня наша цель – восстановить его серийное производство. Эта работа уже началась. Реализуется она руками молодых специалистов на современном оборудовании».

Поскольку на ракетные двигатели есть спрос, на ОАО «Кузнецов» уже сформирован график восстановления их производства. «В настоящий момент вопрос воспроизводства двигателя мы решаем совместно с Объединенной двигателестроительной корпорацией, куда входит предприятие. Мы говорим о начале поставок новых двигателей с 2017–2018 года, – отмечает Якушин. – С учетом прогноза востребованности изделий, к 2020 году мы должны выйти на уровень производства 15–20 двигателей в год».

Есть у завода и другой перспективный проект – НК-39, еще один «лунный» двигатель. Объект пристального внимания со стороны европейских заказчиков. Но об этом речь впереди.

ОАО «Кузнецов» – одно из крупнейших предприятий авиационного и космического двигателестроения. Входит в состав «Объединенной двигателестроительной корпорации».

«Объединенная двигателестроительная корпорация» – интегрированная структура, производящая двигатели для военной и гражданской авиации, космические программы, установки различной мощности для производства электрической и тепловой энергии, газоперекачивающие и корабельные газотурбинные агрегаты. Объединяет более 85% ведущих предприятий отрасли.

События, связанные с этим

Antares с российскими двигателями стартовал успешно

Читать еще:  Все виды тюнинга двигателя
Ссылка на основную публикацию
Adblock
detector