Главная » ВНХ-Энерго — победитель второго конкурса на создание ракеты-носителя сверхлегкого класса и межорбитального малого разгонного блока

ВНХ-Энерго — победитель второго конкурса на создание ракеты-носителя сверхлегкого класса и межорбитального малого разгонного блока

Объявлены итоги второго этапа конкурса на создание ракеты — носителя сверхлегкого класса и межорбитального малого разгонного блока

Экспертное жюри, в состав которого входят представители Госкорпорации “Роскосмос”, ЦНИИмаш, Фонда перспективных исследований, НТИ, фонда Сколково, Российской венчурной компании и инвестиционного фонда VEB Ventures подвело итоги второго этапа конкурса АНО “Аэронет” (AeroNet) на создание ракеты — носителя сверхлегкого класса и малого разгонного блока.

По итогам “Аванпроекта” были отобраны по две команды в каждой номинации, которые перейдут в третий этап конкурса — “Эскизный проект”, в рамках которого им предстоит провести еще более детальную техническую проработку, создать макет будущих изделий и выпустить конструкторскую документацию.

В номинации ракета-носитель сверхлегкого класса победителями объявлены:

  1. Проект Paragon (ВНХ-Энерго — БГТУ ВОЕНМЕХ);
  2. Проект “Воронеж” (Центр Аддитивных Технологий).

 

В номинации малый разгонный блок победителями объявлены:

  1. Проект Aeris (ВНХ-Энерго — БГТУ ВОЕНМЕХ);
  2. Проект модульной платформы “БОТ” (МВТУ им. Баумана).

 

Заказчиком выступает АНО “Аналитический Центр “Аэронет”. Потенциальными потребителями услуги вывода малых космических аппаратов с помощью сверхлегкой ракеты и малого разгонного блока является Роскосмос, а также российские и зарубежные компании, желающие развернуть группировки спутников, выполняющие задачи ДЗЗ, связи, Интернета вещей и т.д.

ВНХ-Энерго — победитель премии НТИ «Технологический прорыв 2021»

7 декабря на форуме Nobel Vision Open Innovations 2.0 состоялась церемония награждения премией «Технологический прорыв» 2021 года. Было подано 124 заявки, эксперты отобрали наиболее прорывные проекты в 11 номинациях. В финал премии вышли 35 компаний и 9 вузов. Премия вручается лидерам проектов, ученым и разработчикам, продукты которых внесли существенный вклад в развитие отечественного технологического бизнеса нашей страны. В этом году фокусом премии стала реализация проектов-маяков технологических инициатив по созданию в России рынков высокотехнологической продукции.

Проект компании ООО «ВНХ-Энерго» — «Перспективные транспортные космические системы Paragon/Hybris/Aeris» стал победителем в премии Технологический прорыв 2021 (http://technoproryv.ru/), а также вошел в «Топ 25 команд по результатам экспертного голосования».

Компания «ВНХ-Энерго», при участии Балтийского государственного технического университета «ВОЕНМЕХ» им. Д. Ф. Устинова, разработала свою концепцию ракеты-носителя сверхлегкого класса (РН СЛК) с двумя вариантами системы подачи топлива, а также систему довыведения полезной нагрузки массой 150 кг с опорной круговой орбиты высотой 500 км на орбиты 800 или 1500 км.

Ранее проект занял первое место на конкурсе инженерных записок, проводившихся АЭРОНЕТ при участии экспертов ГК РОСКОСМОС, СОЛКОВО , VEB Ventures, РВК и др 

Транспортная система SpaceNet

(далее…)

«ВНХ-Энерго» представила свои разработки на МАКС-2021

Компания стала полноценным участником Международного авиационно-космического салона «МАКС-2021», проходящем на аэродроме Жуковский в период с 20 по 25 июля 2021 года. Разработки команды были представлены на стенде совместно с Инфраструктурным центром «АЭРОНЕТ».

В разделе, посвященном космосу на стенде группы Аэронет на Авиасалоне представлены модели малых разгонных блоков и сверхлегких ракет-носителей, разработанные по конкурсному заданию Аэронет специалистами компании «ВНХ-Энерго» и Университета ВОЕНМЕХ из Санкт-Петербурга.

 

ВНХ-Энерго — победитель первого конкурса концепций РНСЛК

Экспертное жюри, созданное АНО «Аналитический центр «Аэронет», в состав которого вошли эксперты от госкорпорации «Роскосмос», Фонда перспективных исследований, фонда «Сколково», Российской венчурной компании, инвестиционного фонда VEB Ventures, подвело итоги конкурса концепций ракеты-носителя сверхлегкого класса и межорбитального малого разгонного блока, проводившегося между частными компаниями в 2020 г.

На конкурс представлялись научно-технические отчеты в форме инженерных записок и презентации проектов. Основная цель конкурса — поиск путей создания эффективной экосистемы, в которой частные компании, коллективы вузов, институты развития, ФОИВы и венчурные фонды могли бы взаимодействовать друг с другом, развивать инновационные проекты в области частной космонавтики в России и уверенно выходить на международный уровень.

Конкурс проводился среди предприятий частного бизнеса по максимально прозрачным и демократичным правилам. В ряде проектов приняли участие коллективы ведущих аэрокосмических университетов. Исключение было сделано для МГТУ имени Баумана, команда которого создание частной компании отложила на следующий этап развития своего проекта.

В конкурсе инженерных записок по ракете-носителю сверхлегкого класса приняли участие:

— ВНХ-Энерго – БГТУ ВОЕНМЕХ (Санкт-Петербург) с проектом Paragon/Hybris

— ИнтерПолярис (Воронеж) с проектом BERIK

— МВТУ имени Баумана (Москва)

— ОКБ «Кулон» (Санкт-Петербург) с проектом ракеты предельных параметров «2B&P»

— РДС – Лаб – БГТУ ВОЕНМЕХ (Санкт-Петербург) с проектом Levatron

— Центр аддитивных технологий (Воронеж) с проектом «Сполох»

В номинации межорбитальных малых разгонных блоков приняли участие:

— ВНХ-Энерго – БГТУ ВОЕНМЕХ (Санкт-Петербург) с проектом Aeris

— ИнтерПолярис (Воронеж) с проектом БОРИС

— МВТУ имени Баумана (Москва) с проектом модульного семейства малых космических аппаратов

— Орбитальный экспресс (Москва) с проектом «Садко»

— Центр аддитивных технологий (Воронеж) с проектом «Анна»

Первое представление проектов ракет состоялось во время проведения конференции «Аэронет» в ноябре 2020.

В течение последующих четырех месяцев коллектив экспертов проводил оценку проектов по следующим критериям: техническая реализуемость проекта, конкурентоспособность предлагаемого решения, потенциал коммерциализации решения, инвестиционная привлекательность проекта, организационный потенциал команды проекта и представленной кооперации. 9 апреля экспертное жюри провело свое заключительное заседание, отобрав по три лучших проекта в каждой номинации.

В номинации ракета-носитель сверхлегкого класса победителями объявлены:

1. Проект Paragon/Hybris (ВНХ-Энерго – БГТУ ВОЕНМЕХ);

2. Проект BERIK (ИнтерПолярис);

3. Проект Сполох (Центр Аддитивных Технологий).

В номинации малый орбитальный буксир победителями объявлены:

1. Проект Aeris (ВНХ-Энерго – БГТУ ВОЕНМЕХ);

2. Проект модульной платформы (МВТУ им.Баумана);

3. Проект Садко (Орбитальный экспресс).

Благодаря работе экспертного жюри, рабочая группа НТИ «Аэронет» получила очень ценную обратную связь для более эффективной организации работы на следующем этапе.

Планируется, что конкурсы следующего этапа на аванпроекты будут также открытыми, но победители конкурса инженерных записок получат в них некоторые преференции.

Итогом поэтапного конкурсного отбора должно стать создание эффективной частно-государственной кооперации, которая сможет вывести на рынок, в том числе международный, изделия ракетно-космической техники, в которых будут реализованы самые эффективные технико-экономические решения.

Источник: ИЗВЕСТИЯ IZ

О разработке оригинальной системы охлаждения и потенциально многоразовой ракете

Испытания прототипа широкодиапазонного ракетного двигателя на стенде БГТУ «ВОЕНМЕХ» (фото: «ВНХ-Энерго»)

— Расскажите, пожалуйста, про планируемые характеристики вашей ракеты и почему они выбраны именно такими?

Наша ракета должна будет иметь массу 13,5 тонны и грузоподъемность до 250 кг на низкую орбиту. Выбор такой полезной нагрузки определяется массой наиболее востребованных в ближайшей перспективе спутников. Как показывает проведенный нами (и не нами: раз, два, три) анализ, в ближайшей перспективе стоит ожидать возникновения потребности выведения 15 000 – 25 000 космических аппаратов (КА) со сравнимой массой на орбиту порядка 500 км, не учитывая необходимость их постепенной замены на новые взамен отказавших. Большая их часть — это КА спутникового интернета аналогов Starlink от SpaceX. Также существуют миссии в интересах прикладной и фундаментальной науки, частные миссии на Венеру и Луну и др.

— Масса спутника OneWeb — 150 кг. Почему тогда не 300 кг на два спутника или 150 на один? Или какие-то еще спутники имеются в виду?

Существует проект «Сфера» от Роскосмоса, там, по разным сведениям, требуется примерно 250 кг на 500 км. Есть проекты от Blue Origin. Facebook, Китай и Европа также планируют что-то делать.

— А другие характеристики вашей ракеты: длина или диаметр?

Длину мы предполагаем в районе 15 м, диаметр — 1,5 метра. Для решения задачи вывода полезной нагрузки (ПН) в 250 кг на орбиту 500 км нами было обсчитано несколько тысяч вариантов ракет-носителей (РН) различных конфигураций, включая стоимость их разработки и единичного запуска. Оценка стоимости производились по методике Solstice. Она построена на базе методик Nafcom от NASA и Transcost, которые основаны на реальной статистике создания средств выведения, свидетельствующей о прямой зависимости между массой средства выведения и стоимостью его разработки и единичного запуска.

Иллюстрация с графиком расчетов по SOLSTICE: как видно, зависимость практически линейная

Сводка по ценам для РН с ЭНА и турбогенератором

— Какой вариант получился самым тяжелым? А какой — самым легким?

Наиболее тяжелой из доступных для нас получилась схема на керосине: жидкостной ракетный двигатель (ЖРД) открытой схемы, отсеки из алюминиево-магниевых сплавов. Наиболее легкой оказалась схема на углепластике с ЖРД закрытой схемы на метане / жидком кислороде. Однако у нее получился слишком большой технический риск и сложность по ЖРД и турбонасосному агрегату (ТНА).

Говоря простым языком, мы опасались, что неожиданные технические проблемы будут сдвигать сроки разработки и превышать бюджет. Поэтому выбрали вариант с электронасосным агрегатом (ЭНА), углепластиковые отсеки и ЖРД закрытой схемы (это получается автоматически из-за ЭНА), топливную пару метан/кислород. Стоит отметить, что широкодиапазонный двигатель позволяет уменьшить массу еще на 1–1,5 т, как и применение разрабатываемого совместно с БГТУ «ВОЕНМЕХ» турбогенератора.

Варианты компоновки ракеты-носителя

Как видно, углепластиковый корпус дает хорошую (в смысле небольшую) массу, сравнимую с РН Electron (компания Rocket Lab). Алюминиевый вариант из сплава АМг6 даже на метане / жидком кислороде весит не меньше 15 т. Самая тяжелая компоновка оказалась с адаптированным под наши условия 11Д55 (РД-0110, третья ступень «Союза») из-за его низкого удельного импульса.

С электронасосным агрегатом и двигателем на метане получилась хорошая масса, однако значительную долю общей массы занимает ЭНА — примерно 600–700 кг. С турбогенератором и широкодиапазонным двигателем получается наименьшая масса, потому что и удельный импульс выше, и сам турбогенератор весит порядка 200 кг, при этом удовлетворяя все потребности работы насосов горючего и окислителя.

После долгих размышлений в итоге выбрали вариант с ЭНА, который позволяет достичь наименьшей стоимости единичного запуска (около 3 млн долл.) при максимальном уровне надежности.

Это особенно важно, когда разработка ведется силами частной компании. В дальнейшем, в случае успеха, планируется переход на турбогенераторную систему подачи топлива (после отработки турбогенераторов).

Полный текст интервью доступен по ссылке

Детонационные двигатели. Конструктивные особенности

Благодаря тому, что в детонационном двигателе (ДД) сжигание топлива происходит в ударных волнах примерно в 100 раз быстрее, чем при обычном медленном горении (дефлаграции), этот тип двигателя теоретически отличается рекордной мощностью, снимаемой с единицы объема. У ДД имеются и иные преимущества. Например, в ходе цикла детонационного горения температура сгорания очень высокая. Но скорость сгорания также очень большая и окислы азота не успевают образоваться, поэтому детонационные двигатели потенциально являются экологически чистыми. Проще решается задача охлаждения стенок камеры сгорания.

Применение детонационного горения дает ощутимые преимущества и в жидкостном ракетном двигателе (ЖРД), типичное давление в камере сгорания, которого — более 200 атм. Чтобы обеспечить аналогичные условия сжигания топлива в ударных волнах, компоненты топлива нужно подавать под давлением не более 10 атм, что позволяет отказаться от использования турбонасосных агрегатов и усиленных трубопроводов.

В настоящее время «ВНХ-Энерго» ведет разработки алгоритмов, математических моделей, методик проектирования и расчета целого семейства технологий и узлов перспективных детонационных двигателей.

Для проведения испытаний и исследований экспериментальных образцов разрабатываются соответствующие методики и программы, ведутся разработки стендов – демонстраторов технологий.

Попытки перехода от термодинамического цикла Брайтона сжигания топлива при постоянном давлении к более эффективному циклу Хамфри сжигания при постоянном объеме предпринимаются уже более 100 лет. Примером устройства, реализующего преимущества цикла Хамфри, является пульсирующий воздушно- реактивный двигатель (ПуВРД). Сегодня ПуВРД применяются, главным образом, на дешевых беспилотных летательных аппаратах (БПЛА), что объясняется их простотой. Идея создания ПуВРД была запатентована в 1906 г. русским инженером В.В. Караводиным. В 1930 г. Паулем Шмидтом для ПуВРД была предложена одноклапанная камера сгорания резонансного типа. Впоследствии она была применена на беспилотных самолетах-снарядах «V-1». Значительный вклад в решение проблемы создания ПуВРД был внесен Б.С. Стечкиным.

Во время первого такта цикла работы камера двигателя заполняется топливо- воздушной смесью. На втором такте происходит её воспламенение. Во время третьего такта фронт горения пробегает по камере сгорания, поднимая давление в ней при постоянном объеме. На четвертом такте рабочая среда расширяется и совершает работу. На пятом и шестом такте камера продувается свежим воздухом.

Несмотря на высокий КПД собственно сжигания топлива общая полезная работа у ПуВРД обычно существенно ниже, чем у традиционных ГТД. Причина заключается в том, что сжатие топливно-воздушной смеси происходит в простых изоэнтропических волнах сжатия, имеющих достаточно большую протяженность. В результате, частота следования импульсов у ПуВРД низкая и общий механический КПД — невысокий. Детонационные двигатели реализуют термодинамический цикл, подобный циклу Хамфри. Ниже рассмотрены основные типы конструкций детонационных двигателей и тенденции их развития.

Импульсно-детонационные двигатели

Логическим развитием идей ПуВРД являются импульсно-детонационные двигатели, в которых волны сжатия заменены ударными волнами. Следует отметить, что классическим PDE, несмотря на высокую термодинамическую эффективность в единичной пульсации, присущи все недостатки, характерные для пульсирующих воздушно-реактивных двигателей: низкая частота следования ударных волн и, как следствие, низкая интегральная тяговая эффективность.

В простейшем случае PDE представляет собой трубу, заполненную смесью топлива и окислителя [1]. Детонация смеси инициируется в начале каждого цикла при помощи достаточно мощного источника энергии. Частота импульсов изменяется от 10 до 100 Гц. На закрытом конце устанавливаются инжекторы для подачи горючего и окислителя. После заполнения трубы смесью детонация инициируется на закрытом или открытом конце трубы. Давление продуктов детонации на закрытый конец трубы производит тягу. Сопло в ряде случае вообще не нужно. Скорость детонационного поршня на два порядка превышает скорость нормального горения. Частота циклов варьируется путем независимого инициировании детонации контролируемой системой зажигания.

После поджига смеси переход горения в детонацию происходит на значительном расстоянии от закрытого торца трубы, а скорость детонационной волны не сразу достигает значения, соответствующего скорости установившейся детонации Чепмена-Жуге [2, 3]. Смешение топлива и окислителя происходит не мгновенно, в связи с чем требуется принятие специальных мер для уменьшения пути смешения.

Отличие реального цикла PDE от идеального состоит в том, что труба не полностью заполняется горючей смесью, а инициирование детонации не является мгновенным и требует некоторого времени. Максимальный уровень давления и скорости детонации оказываются ниже, чем в идеальном цикле. Опустошение трубы от продуктов сгорания также требует некоторого времени, в связи с чем в начале следующего цикла часть продуктов сгорания остается в трубе и разбавляет горючую смесь, ослабляя интенсивность детонационной волны следующего цикла.

Кроме того, детонационным двигателям, созданным на основе традиционных детонационных труб, свойственны низкая частота пульсаций (до 100 Гц), в результате, время, в течение которого происходит сжигание топлива, по сравнению с характерным временем цикла, мало. Таким образом, несмотря на высокий КПД собственно детонационного сжигания топлива общий интегральный КПД PDE низкий.

Квазистационарная и двумерная нестационарная модели, предназначенные для изучения рабочего цикла пульсирующего детонационного двигателя, сформулированы в работе Митрофанова [4]. Получена формула для удельного импульса, и выполнен расчет тяговых характеристик двигателя. При полетных числах Маха до 3.6 и степенях сжатия до 80 тяговые характеристики двигателя оказываются выше, чем у прямоточного воздушно-реактивного двигателя с дозвуковым горением. При повышении степени сжатия преимущество пульсирующего детонационного двигателя постепенно уменьшается.

Подробные исследования инициирования и поддержания детонации в PDE, работающем на углеводородном топливе, выполнены в работах [5, 6, 7]. Создание самоподдерживающейся детонационной волны требует сокращения дистанции, на которой происходит переход от медленного горения к детонации (Deflagration to Detonation Transition, DDT). DDT в газовых смесях изучается во многих работах [8, 9, 10, 11]. Для ускорения перехода в трубе размещаются спирали и препятствия, приводящие к интенсификации процессов турбулентного переноса, а также делается перфорация стенок.

Размеры пульсационных двигателей изменяются в широких пределах, а их функционирование допускается как при малых, так и при высоких числах Маха. Сложность конструкции состоит в необходимости быстрого заполнения камеры сгорания смесью топлива и окислителя и быстрого освобождения трубы от продуктов сгорания. Потери на теплообмен и трение обычно учитываются при детонации в достаточно длинных трубах. В частности, при отношении длины к диаметру L/D=50 удельный импульс составляет около 90% от теоретического значения [12].

Основная задача на современном этапе — разработка двигателей с высокой частотой следования ударных волн в камере сгорания.

Одним из самых простых вариантов решения этой проблемы представляется переход от одной детонационной трубы к многотрубному блоку (рисунок 1).

Рисунок 1 — Модель многотрубного PDE

При такой схеме двигателя во всех детонационных камерах циклически повторяется одинаковая последовательность процессов. Фазовый сдвиг процессов в разных детонационных камерах позволяет снижать пульсации реактивной тяги и шумовые эффекты.

Альтернативным направлением являются резонаторные двигатели. В работе В.А.Левина [13] дается описание устройства, в котором отсутствуют механические клапаны и управляемая система зажигания. Пульсирующий процесс осуществляется за счет возбуждения резонансных высокочастотных колебаний в газодинамическом резонаторе (рисунок 2), периодически заполняемом топливовоздушной смесью, а выделение тепла происходит в пересжатых детонационных волнах, формируемых в резонаторе [14]. На основе модельных испытаний в Институте механики МГУ и НТЦ им. А. Люльки выполнена оптимизация геометрических размеров и параметров устройства.

Рисунок 2 — Тяговый модуль

Ротационно-детонационные двигатели

Двигатели с непрерывной периодической (волновой) детонацией (CDWE) или ротационные детонационные двигатели (RDE), работающие не в пульсирующем, а в непрерывном режиме, являются альтернативой PDE. Видимо, идея запустить детонационную волну по кругу первому пришла в голову Николсу [15]. Он предложил конструкцию реактивного двигателя, состоящего из двух коаксиальных цилиндров (рисунок 3). С торца в зазор между цилиндрами подается топливная смесь 1, продукты сгорания 2 удаляются с другого торца. В начальный момент времени инициируется детонационная волна 3, которая начинает движение по кругу (→D) между двумя цилиндрами. Волна поджигает свежую топливную смесь 4, которая детонирует и сгорает в коаксиальном зазоре 5. Свежая топливная смесь и образующиеся продукты сгорания отделены от инертной среды тангенциальным разрывом 6. Взаимодействие детонационной волны с тангенциальным разрывом приводит к образованию косой ударной волны 7, которая увлекает за собой продукты сгорания в стороны выхода из двигателя. Истечение продуктов сгорания приводит к образованию реактивной тяги.

Рисунок 3 — Схема RDE Николса

Для поддержания стационарной детонационной волны требуется формирование смеси топлива и окислителя до того, как детонационная волна совершит полный оборот. В отличие от PDE, отпадает необходимость инициирования детонации в начале каждого цикла.

В Институте гидродинамики СО РАН были проведены серийные эксперименты и Б.А.Войцеховским получена устойчивая ротационная детонации [16] (в качестве топлива использовался керосин). На основе результатов этих экспериментов предложена концепция ротационного двигателя Войцеховского [17], который представлял собой диск с цилиндрической канавкой, накрытый сверху прозрачным стеклом. Топливная смесь подавалась через центральный канал, а продукты сгорания удалялись с периферии (рисунок 4). В ходе экспериментов выяснилось, что схема ударно-волновой структуры, предложенная Николсом, неверна. Сгорание происходит не в прямой детонационной волне, а в последовательности двух тройных конфигураций ударных волн (рисунок 4).

Рисунок 4 — Реальная ударно-волновая структура в ротационном детонационном двигателе

Моделирование детонации в каналах с выпуклыми и вогнутыми стенками проводится в работах [18, 19], а экспериментальное исследование детонации в криволинейных каналах — в работе [20]. Наиболее детальные численные исследования качественной картины ротационной детонации выполнил Давиденко [21, 22]. Они выявили чрезвычайно сложную структуру течения (рисунок 5), напоминающую двухмерную схему Войцеховского (рисунок 4) и совершенно отличающуюся от схемы Николса (рисунок 3, 5a).

Рисунок 5 — Идеальная (a) и реальная (b) картина течения в RDE Николса

В идеальной схеме Николса (рисунок 5а) свежая топливная смесь 1 (голубой цвет) подается в кольцевой зазор через торец 2 и детонирует на прямой ударной волне 3, высота которой h в точности равняется толщине слоя свежей непрореагировавшей топливной смеси 4. Продукты детонации (красный цвет) увлекаются косой ударной волной 5 в сторону выхода из двигателя 6.

Реальная картина течения (рисунок 5b) существенно сложнее. Лидирующие ударные волны 3 на самом деле косые, в зависимости от соотношения внутреннего и внешнего диаметра они могут отражаться от внутренней поверхности регулярным образом или с образованием ножки Маха. Во втором случае быстрое горение происходит только на ножках Маха. В течении присутствуют также вторичные ударные волны, образующиеся в результате взаимодействия косых ударных волн с пограничными слоями на стенках.

В зависимости от длины камеры сгорания L, давления, массового расхода смеси и состава смеси наблюдаются различные режимы детонации [23]. Для устойчивости режима детонации требуется, чтобы смесь топлива и окислителя занимала некоторую длину l (или объем), большую критической длины l✱. В случае достаточно большой камеры сгорания и большого массового расхода смеси имеет место устойчивый режим детонации. Малые камеры сгорания и малые массовые расходы смеси приводят к флуктуациям детонации.

В идеальной схеме Николса (рисунок 5а) свежая топливная смесь 1 (голубой цвет) подается в кольцевой зазор через торец 2 и детонирует на прямой ударной волне 3, высота которой h в точности равняется толщине слоя свежей непрореагировавшей топливной смеси 4. Продукты детонации (красный цвет) увлекаются косой ударной волной 5 в сторону выхода из двигателя 6.

Реальная картина течения (рисунок 5b) существенно сложнее. Лидирующие ударные волны 3 на самом деле косые, в зависимости от соотношения внутреннего и внешнего диаметра они могут отражаться от внутренней поверхности регулярным образом или с образованием ножки Маха. Во втором случае быстрое горение происходит только на ножках Маха. В течении присутствуют также вторичные ударные волны, образующиеся в результате взаимодействия косых ударных волн с пограничными слоями на стенках.

Большой объем экспериментальных и расчетных исследований ротационной детонации выполнен последователями Войцеховского Быковским, Жданом и Ведерниковым [24, 25, 26]. Изучены самые разные топливные композиции, схемы подачи топлива, методы визуализации течения. Это позволило предложить концепцию ротационного детонационного двигателя — демонстратора [27].

На практике находят применение камеры сгорания не только цилиндрического типа, но и камеры сгорания в форме диска, двух конусов и более сложной формы. В работе М.Хишиды и П.Волански [28; 2009] предлагается компоновка ротационного двигателя с раздельной подачей подготовленного воздуха и водорода с образованием ротационной детонационной волны не на цилиндрической поверхности, а на конусе. Использование различных углеводородных топлив рассматривается в работе [29], а результаты численных расчетов сравниваются с данными, полученными для водорода [30].

Результаты численного моделирования детонационных процессов в камерах сгорания цилиндрической формы также приводятся в работах [31], [32], [33], [34], [35, 36, 37].

Численное моделирование проводится с использованием нестационарных уравнений Эйлера в двух- (зазор между цилиндрами много меньше их диаметров и длины камеры сгорания) или трехмерном приближении, пренебрегая эффектами вязкости. В расчетах находят применение как упрощенные, так и подробные модели химической кинетики. В некоторых работах используется достаточно подробная сетка (размер ячеек составляет 100-250 мкм), позволяющая разрешить структуру фронта детонационной волны.

Расчеты чаще всего проводятся для смеси кислорода и водорода, что обусловливается хорошо известным механизмом горения водорода.

Влияние геометрии камеры сгорания на распространение детонационной волны рассматривается в трехмерном приближении, что позволяет выявить структуру потока в радиальном направлении. В случае достаточно узкого зазора между цилиндрами течение в радиальном направлении является слабым.

При увеличении ширины зазора между цилиндрами удельный импульс остается практически постоянным, а реактивная сила возрастает по линейной зависимости.

Изменение длины камеры сгорания приводит к возникновению не только регулярного, но и маховского отражения ударной волны от поверхности внутреннего цилиндра, причем высота ножки Маха увеличивается при увеличении длины камеры сгорания. При этом удельный импульс и реактивная силы изменяются в довольно узком диапазоне. Увеличение длины камеры сгорания вызывает уменьшение осевой скорости продуктов сгорания и изменяет структуру ударно-волной конфигурации потока вблизи переднего торца камеры сгорания.

Тяга RDE сравнительно слабо зависит от формы сопла. Наибольшая тяга достигается естественно с соплом Лаваля.

Несмотря на более, чем 40-летнюю историю исследований CDE и RDE, результаты фактически остались на уровне 1964 г. Доля детонационного горения не превышает 15% от объема камеры сгорания. Остальное — медленное горение в условиях далеких от оптимальных. В результате, удельный расход топлива на единицу тяги оказывается на 30-40% выше, чем у двигателей традиционных схем. Выходом из данного положения является использование для организации непрерывной детонации оптимальных тройных ударно-волновых структур.

Двигатели со стационарной детонацией

Принципиальную схему двигателя со стационарной детонацией (Standing Detonation Wave Engine, SDWE) предложил Данлэп [38]. Топливо инжектируется в сверхзвуковой поток, а детонационная волна стабилизируется клином или каким-либо другим способом. Продукты горения расширяются в сопле и производят реактивную тягу. Схема двигателя с формированием косой ударной волны (detonation-driven ramjet, dramjet) показана на рисунке 6.

Рисунок 6 — Схема прямоточного воздушно-реактивного двигателя с косой детонационной волной

Результаты численного моделирования, полученные в работах [39], [40], показывают, что приведенные схемы двигателей с формированием стационарных детонационных волн оказываются работоспособными при числах Маха стационарного полета порядка 5-7. Диапазон возможных чисел Маха делает применение двигателей данного типа ограниченным.

Можно ли создать такие условия, чтобы горение за системой стационарных скачков уплотнения было также стационарным. Задача решается [41], например, тем, что в проточной части камеры сгорания (рисунок 7a) создают систему симметричных наклонных падающих ударных волн, при этом в центральной части поперечного сечения камеры сгорания в результате взаимодействия этих волн друг с другом формируется пересжатая детонационная волна — ножка Маха, регулируемая как по высоте, так и по месту положения ее в проточной части камеры сгорания. Во фронте сформированной детонационной волны происходит детонационное сжигание смеси.

1-фюзеляж, 2 и 3, клинья с изменяемым углом наклона, 4 — неподвижная стенка камеры сгорания, 5 подвижная стенка камеры сгорания, 6 сопло, Bθ — угод наклона поверхности клина 2, a — падающие косые скачки уплотнения, b — ножка Маха, с — тройная точка, d — исходящая из тройной точки с отраженная волна, е — контактный разрыв, разделяющий течение в проточной части камеры сгорания на две области, f — поток высокотемпературных продуктов детонации, идущей в ножке Маха b, g- поток непрореагировавшей «холодной» газовой смеси.

Рисунок 7 — Схема прямоточного воздушно-реактивного двигателя с прямой детонационной волной

На рисунке 7b показана структура течения в камере сгорания (представлена только верхняя ее часть) для модельного расчета течения стехиометрической водородно-кислородной смеси. Число Маха потока на входе в камеру сгорания составляло М =5.5, статическое давление в потоке равнялось 0.2 атм.

В зависимости от числа Маха полета расход топлива должен быть таким, чтобы для образовавшейся топливо-воздушной смеси число Маха детонационной волны Чепмена-Жуге (М=МCJ) было меньше, чем число Маха потока (М) этой смеси во входном сечении камеры сгорания. Результаты расчетов показали, что формирование стационарной ножки Маха возможно, начиная со значений М=3.15, и величины соотношения М/МCJ=1,04 и больше. Режимы работы двигателя SDWE в зависимости от числа Маха полета, угла клина θ и числа косых скачков уплотнения (Ν-1,2,3) перед волной «a» приведены на рисунке 8.

PDW — пульсирующая детонационная волна, PSW — пульсирующая ударная волна, SDW — стационарная детонационная волна, SSW — стационарная ударная волна

Рисунок 8 — Режимы работы SDWE

При небольшой интенсивности косых волн (небольшие числа Маха или небольшие углы клина) детонация не возникает. Граница детонационных режимов показана на рисунке 8 красной линией. Нестационарные режимы детонации (PDW) отделены от стационарных режимов (SDW) переходной зоной, обозначенной на рисунке 8 зелеными линиями. Для устойчивой работы параметры SDWE (угол клина и число Маха) должны соответствовать области правее и выше синей линии.

Работы над SDWE в России ведутся в ИТПМ и ЦИАМ. Математическая модель работы SDWE в пульсирующем режиме описана в работе [42].

Заключение

Рассмотрены термодинамические основы и особенности конструкции детонационных двигателей основных типов: импульсных, ротационных и прямоточных с неподвижными детонационными волнами. Анализ ранее выполненных научных работ позволяет сделать следующие выводы о текущем состоянии исследований:

  • в ротационных детонационных двигателях, построенных по схеме Николса или Войцеховского, доля детонационного горения не превышает 15%, от объема, а в остальной части камеры сгорания осуществляется медленное горение в присутствии ударных волн, что приводит к неприемлемым потерям полного давления. В результате удельные параметры оказываются существенно ниже, чем у традиционных двигателей, работающих по циклу Брайтона.
  • идеализация ударно-волновой структуры, в которой происходит горение в детонационной камере сгорания, когда считается, что детонация происходит во фронте прямой ударной волны, не соответствует реальности даже приблизительно. В ротационных двигателях ударно-волновая структура представляет собой две последовательно следующие друг за другом тройные конфигурации ударных волн. При распространении детонации в трубе фронт также не является плоским, а представляет собой нестационарную непрерывно трансформирующуюся совокупность тройных конфигураций ударных волн.
  • самоподдерживающаяся детонация характеризуется наименьшей степенью сжатия топливной смеси, а для построения эффективного теплового двигателя степень сжатия должна быть максимально возможной, следовательно, необходимо использовать пересжатую детонацию.
  • в PDE актуальной остается задача иницирования детонации и обеспечения следования ударных волн с заданной частотой.
  • прямой расчет нестационарных течений с ударными и детонационными волнами в распространенных коммерческих пакетах, построенных на стандартных разностных схемах, затруднен из — за сильного «размазывания» ударных волн в схемах первого порядка точности и нефизичных осцилляция на ударных волнах в схемах второго порядка точности. Кроме того, при построении моделей турбулентности используется осреднение по времени исходных уравнений Навье-Стокса, описывающих течение вязкого газа, что делает невозможным с методической точки зрения расчет нестационарных ударно-волновых процессов с относительно высокой частотой. Следовательно, необходимо разработать вычислительный пакет, основанный на разностных схемах высокого порядка, устойчивых на газодинамических разрывах.

Из сказанного выше следуют выводы, позволяющие сформулировать основные направления исследований:

Исследование детонационных процессов в ротационных двигателях с цилиндрической формой камеры сгорания:

  • распространение детонационной волны, случаи регулярного и нерегулярного отражения от стенки (в зависимости от геометрии);
    влияние геометрии камеры сгорания на картину детонации и удельный импульс (относительный зазор между цилиндрами, длина камеры, радиус внутреннего цилиндра);
  • газодинамическое инициирование процессов горения и детонации в каналах с различной геометрией. Взаимодействие ударной волны с вогнутой сферической полостью. Исследование воспламенения горючих смесей при ударно-волновом воздействии.

Инициирование детонации при помощи импульсного лазерного излучения в газовых и газодисперсных смесях. Исследование зависимости порога возбуждения детонации от состава смеси, давления, параметров лазерного импульса. Влияние характеристик дисперсной фазы на снижение порога пробоя по сравнению с чистым газом.

Отработка численного моделирования перехода горения в детонацию (Deflagration to Detonation Transition, DDT):

  • Применение средств численного моделирования, основанных на вихреразрешающих подходах к моделированию турбулентности (Large Eddy Simulation, LES),
  • Исследование DDT в конкретных геометрических конфигурациях.
  • Сравнение с данными, полученными на основе решения осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса, замкнутых при помощи дифференциальных моделей турбулентности.

Список литературы

  1. Nichols J.A., Wilkmson H.R., Morrison R. B., 1957. Intermittent detonation as a Trust-Producing Mechanism. Jet Propulsion, 21: 534–41.
  2. Levin V.A., Smekhov G.D., Tarasov A.I., Khmelevsky A. N., 1998. Calculated and experimental study of pulsing detonation in engine model. Moscow State University preprints, 42-98.
  3. Eidelman S., Grossman W., 1992. Pulsed detonation engine: experimental and theoretical review. Proceedings of 28th Joint Propulsion Conference and Exhibit (AIAA, Nashville), pp: 92–3168. http://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/6.1992-3168
  4. Mitrofanov V.V., Zhdan S. A., 2004. Thrust Performance of an Ideal Pulse Detonation Engine. Combustion, Explosion and Shock Waves, 40(4): 380–85. http://link.springer.com/article/10.1023%2FB%3ACESW.0000033559.75292.8e. DOI: 10.1023/B:CESW.0000033559.75292.8e
  5. Schauer F.R., Miser C.L., Tucker K.C., Bradley R.P., Hoke J. L., 2005. Detonation initiation of hydrocarbon-air mixtures in a pulsed detonation engine. Proceedings of 43rd AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit (Reno), pp: 2005–1343. http://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/6.2005-1343
  6. Schauer F., Stutrud J., Bradley R., 2001. Detonation initiation studies and performance results for pulsed detonation engine applications. Proceedings of 39th Aerospace Sciences Meeting and Exhibit (Reno), pp: 2001–1129. http://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/6.2001-1129
  7. Ting J.M., Bussing T.R.A., Hinkey J. B., 1995. Experimental characterization of the detonation properties of hydrocarbon fuels for the development of a Pulse Detonation Engine. Proceedings of 31st Joint Propulsion Conference and Exhibit (AIAA, San Diego), pp: 95–3154. http://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/6.1995-3154
  8. Helman D., Shreeve R.P., Eidelman S., 1986. Detonation pulse engine. AIAA Paper, 86–1683.
  9. Eidelman S., Grossman W., 1992. Pulsed detonation engine: experimental and theoretical review. Proceedings of 28th Joint Propulsion Conference and Exhibit (AIAA, Nashville), pp: 92–3168. http://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/6.1992-3168
  10. Yageta J., Shimada S., Matsuoka, 2011. Combustion wave propagation and detonation initiation in the vicinity of closed-tube end walls. Proceedings of the Combustion Institute, 33(2): 2303–10. http://www.sciencedirect.com/science/article/pii/S1540748910003147
  11. Zhukov V.P., Starikovskii A. Yu., 2005. Deflagration-to-detonation control by non-equilibrium gas discharges and its applications for pulsed detonation engine. Proceedings of 43rd AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit (Reno), pp: 11. http://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/6.2005-1196
  12. Kawane K., Shimada S., Kasahara J., Matsuo A., 2011. The influence of heat transfer and friction on the impulse of a detonation tube. Combustion and Flame, 158(10): 2023–36. http://www.sciencedirect.com/science/article/pii/S001021801100071X
  13. Levin V.A., Nechaev Yu.I., Tarasov A. I., 2001. A new approach to organization of pulse detonation engine working process. Russian Journal of Physical Chemistry B, 20(6): 90–98.
  14. Larionov S.Yu., Nechaev Yu.N., Mokhov A. A., 2007. Research and analysis of the “cold” purging of high frequency pulse detonation engine traction unit. Bulletin of the Moscow Aviation Institute, 14(4): 36–41. http://www.mai.ru/upload/iblock/713/7135f9136639bff22a244b30ab923235.pdf
  15. Nicholls J.A., Wilkmson H.R., Morrison R. В., 1957. Intermittent detonation as a thrust-producing mechanism. Jet Propulsion, 21: 534–41.
  16. Vojcehovskij B.V., 1959. Stationary detonation. USSR Academy of Science reports, 129(6): 1251–56.
  17. Vojcehovskij B.V., Mitrofanov V.V., Topchiyan M. E., 1963. The Structure of the Detonation Front in Gases.
  18. Lee S., Cho D.-R., Choi J. Y., 2008. Effect of curvature on the detonation wave propagation characteristics in annular channels. Proceedings of 46th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit (Reno), pp: 2008–2988. http://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/6.2008-988
  19. Pan Z., Fan B., Zhang X., Gui M., Dong G., 2011. Wavelet pattern and self-sustained mechanism of gaseous detonation rotating in a coaxial cylinder. Combustion and Flame, 158(11): 2220–28. http://www.sciencedirect.com/science/article/pii/S0010218011001027
  20. Nakayama H., Moriya T., Kasahara J., Matsuo A., 2012. Stable detonation wave propagation in rectangular-cross-section curved channels. Combustion and Flame, 159(2): 859–69. http://www.sciencedirect.com/science/article/pii/S0010218011002355
  21. Davidenko D., Gökalp I., Falempin F., 2011. Theoretical performance of rocket and turbojet engines operating in the continuous detonation mode. Proceedings of 4th European Conference for Aerospace Sciences (EUCASS) pp: 8. http://eucass2011.conferencecenter.ru/cs/upload/gF76bMq/papers/papers/1152-1801-1-RV.pdf
  22. Davidenko D., Gökalp I., Kudryavtsev A., 2008. Numerical study of the continuous detonation wave rocket engine. Proceedings of 15th AIAA international space planes and hypersonic systems and technologies conference (Dayton),. http://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/6.2008-2680
  23. Kindracki J., Wolański P., Gut Z., 2011. Experimental research on the rotating detonation in gaseous fuels–oxygen mixtures. Shock Waves, 21(2): 75–84. http://link.springer.com/article/10.1007%2Fs00193-011-0298-y. DOI: 10.1007/s00193-011-0298-y
  24. Bykovsky F.A., Zhdan S.A., Vedernikov E. F., 2010. Continuous spin detonation of hydrogen-air mixture with the addition of air in the mixing zone and products. Combustion, Explosion, and Shock Waves, 1: 60–68. http://sibran.ru/journals/issue.php?ID=120256
  25. Bykovsky F.A., Zhdan S.A., Vedernikov E. F., 2006. Continuous spin detonation of the fuel-air mixtures. Combustion, Explosion, and Shock Waves, 4: 107–15. http://sibran.ru/upload/iblock/115/115d3a1875f62d79fe04e221857ab46c.pdf
  26. Bykovsky F.A., Zhdan S.A., Vedernikov E. F., 2013. Reactive thrust during continuous detonation in the mode of air ejection. Combustion, Explosion, and Shock Waves, 2: 71–79. http://www.sibran.ru/journals/issue.php?ID=148380&ARTICLE_ID=148389
  27. Falempin F., Daniau E., Getin N., Bykovskii F., Zhdan S., 2006. Toward a continuous detonation wave rocket engine demonstrator. Proceedings of 4th AIAA/AHI Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference
  28. Hishida M., Fujiwara T., Wolanski P., 2009. Fundamentals of rotating detonations. Shock Waves, 19(1): 1–10. http://link.springer.com/article/10.1007%2Fs00193-008-0178-2
  29. Schwer D., Kailasanath K., 2013. Fluid dynamics of rotating detonation engines with hydrogen and hydrocarbon fuels. Proceedings of the Combustion Institute, 34(2): 1991–98. http://www.sciencedirect.com/science/article/pii/S1540748912000478
  30. Schwer D., Kailasanath K., 2011. Numerical investigation of the physics of rotating-detonation-engines. Proceedings of the Combustion Institute, 33(2): 2195–2202. http://www.sciencedirect.com/science/article/pii/S1540748910003159
  31. Schwer D., Kailasanath K., 2010. Numerical Investigation of Rotating Detonation Engines. Proceedings of 46th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference (Nashville), pp: 15. http://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/6.2010-6880
  32. Shaoa Y-T., Liua M., Wang J. P., 2010. Numerical investigation of rotating detonation engine propulsive performance. Combustion Science and Technology, 182(11-12): 1586–97. http://www.tandfonline.com/doi/abs/10.1080/00102202.2010.497316#.VRLHviluE1c
  33. Tsuboi N., Eto K., Hayashi A. K., 2007. Detailed structure of spinning detonation in a circular tube. Combustion and Flame, 149(1-2): 144–61. http://www.sciencedirect.com/science/article/pii/S0010218006002823
  34. Uemura Y., Hayashi A.K., Asahara M., 2013. Transverse wave generation mechanism in rotating detonation. Proceedings of the Combustion Institute, 34(2): 1981–89. http://www.sciencedirect.com/science/article/pii/S1540748912003094
  35. Zhou R., Wang J., 2012. Numerical investigation of flow particle paths and thermodynamic performance of continuously rotating detonation engines. Combustion and Flame, 159(12): 3632–45. http://www.sciencedirect.com/science/article/pii/S0010218012002088
  36. Zhou R., Wang J. P., 2013. Numerical investigation of shock wave reflections near the head ends of rotating detonation engines. Shock Waves, 23(5): 461–72. http://link.springer.com/article/10.1007%2Fs00193-013-0440-0
  37. Zhou R., Wang J., Wu D., 2012. Three-dimensional Phenomenon of Continuously Rotating Detonation Engines. Proceedings of 7th International Conference on Computational Fluid Dynamics (ICCFD7) (Hawaii), pp: 6. http://www.iccfd.org/iccfd7/assets/pdf/papers/ICCFD7-4004_paper.pdf
  38. Dunlap R., Brehm R.L., Nicholls J. A., 1958. A preliminary study of the application of steady-state detonative combustion to a reaction engine. Jet Propulsion, 28: 451–56.
  39. Cambier J.L., Adelman H., Menees G. P., 1990. Numerical simulations of an oblique detonation wave engine. Journal of Propulsion and Power, 6(3): 315–23. http://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/3.25436?journalCode=jpp. DOI: 10.2514/3.25436
  40. Jeung I.S., Choi J.Y., Yoon Y., 1998. Numerical study of scram accelerator starting characteristics. AIAA Journal, 36(6): 1029–38. http://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/2.476. DOI: 10.2514/2.476
  41. Ivanov M.S., Kudryavtsev A.N., Trocyk A.V., Fomin V.M. A way of detonation combustion regime organizing in the combustion chamber of a supersonic ramjet engine. ITPM. Russian Federation patent 2285143.
  42. Alexandrov V.G., Vedeshkin G.K., Kraiko A.N., et al. Supersonic pulse detonation ramjet engine and a method of its operating. Patent of the Russian Federation for the invention

Концепция ракеты-носителя сверхлегкого класса

В настоящее время отсутствуют ракеты-носители (РН) сверхлегкого класса, ориентированные на выведение малых космических аппаратов (МКА) классов микро- и наноспутник, за исключением РН “Электрон”(США), которая лишь недавно начала эксплуатироваться.

В связи с этим МКА, как правило, выводятся на орбиты ракетами-носителями среднего и тяжелого классов путем попутного запуска совместно с большими космическими аппаратами (КА). Данный способ имеет серьезные недостатки :

  • Сроки запуска МКА зависят от срока запуска основного (большого) КА, что приводит к их затягиванию;
  • МКА выводится на орбиту, необходимую основному КА, при этом потребности МКА в части параметров рабочей орбиты не учитываются.

В связи с этим наибольшую популярность приобретают сверхлегкие РН, ориентированные на выведение микро- и наноспутников.

В последние десятилетия наблюдается быстрый рост числа запусков малых космических аппаратов (МКА), особенно классов “микро” и “нано”. В ближайшие годы планируется развертывание в многоспутниковых орбитальных группировок (ОГ), в результате чего к 2025 году на околоземных орбитах будут функционировать несколько тысяч МКА. При этом подавляющее большинство МКА будет функционировать на низких околоземных орбитах с высотой в диапазоне от 500 до 1500 км.

В связи с этим обостряется известная проблема выведения на орбиты одиночных малых КА. Крупные ОГ МКА могут быть развернуты и развертываются на практике групповыми запусками с использованием больших ракет-носителей (РН). Однако после развертывания через то или иное время МКА неминуемо выходят из строя, в связи с чем, необходимо обеспечить восполнение ОГ. МКА выходят из строя по одному и в случайном порядке.

Следовательно, необходимо обеспечить возможность выведения на орбиту в заданную орбитальную позицию отдельного МКА. Большие РН неприемлемы для решения этой задачи по экономическим причинам. Необходима РН сверхлегкого класса (СЛРН). Таких РН на мировом рынке нет за исключением СЛРН “Электрон” (США).

Компания «ВНХ-Энерго» совместно с Балтийским государственным техническим университетом «ВОЕНМЕХ» им. Д. Ф. Устинова, разработала свою концепцию ракеты-носителя сверхлегкого класса с двумя вариантами системы подачи топлива.

Основными их особенностями являются:

  • Электронасосная система подачи компонент с приводами, питаемыми от батарей (Paragon) или от турбогенераторов (Hybris);
  • Компоненты топлива: метан / жидкий кислород – экологически чистые;
  • Возможность применения аддитивных технологий при создании ДУ первой и второй ступени;
  • Повышенная надежность за счет исключения таких критических и сложных в разработке элементов как турбина ТНА и газогенератор.

Цена запуска для заказчика может достигать величины 3 млн. долл. при планируемом количестве запусков в 800 единиц, что может быть достигнуто за счет формирования проекта «Сфера» и дальнейшего его сопровождения в части замещения вышедших из строя КА. Цена может быть уменьшена за счет иностранных заказчиков.

Соответствие программам развития

Данная концепция соответствует программам развития коммерческой космонавтики Роскосмоса и актуализированной Дорожной Карте «Аэронет» Национальной Технологической Инициативы в разделе Космос 2.0 (коммерческая космонавтика).

РН СЛК «Paragon»

РН СЛК «Hybris»

Деятельность «ВНХ-Энерго» за 2020 г

В 2020 году, рамках инновационной деятельности компании, разработаны два концепта сверхлёгкой ракеты-носителя (СЛРН): Парагон и Хибрис (Paragon и Hybris).

В рамках этого проекта выполнены проектно-баллистические расчеты: по концепции Парагон исследовано 117 вариантов компоновок камер сгорания ЖРД первой ступени, по концепции Хибрис – 94. Камеры сгорания СЛРН спроектирована с учетом изготовления методом 3D печати. Проект с вариативностью исполнения представлен на конкурс инженерных записок, проводимый АНО Аналитический центр АЭРОНЕТ.

Проект компании Двигатель широкого диапазона для ракет сверхлегкого класса вошел в ТОП-10 проектов номинации Технологический прорыв НТИ 2020.

Научной целью проекта является преодоление технологического барьера, связанного с созданием сверхлегкой ракеты-носителя массой в пределах 13 т по одноступенчатой или полутороступенчатой схеме с широкодиапазонными ракетными или комбинированными двигателями.

В основе проекта лежат технологии широкодиапазонных ракетных двигателей с более высоким удельным импульсом и системой охлаждения на основе термоэмиссии электронов. Работы ведутся в рамках комплексного интегрированного проекта (КИП) Комплексная услуга по выведению на орбиту малых космических аппаратов, предусмотренного актуализированной дорожной картой АэроСпейсНет 2020. Проект также предусмотрен разработанной в марте 2020 г. Дорожной картой по развитию перспективных средств выведения госкорпорации Роскосмос, переданной на согласование в Правительство. В соответствии c планом дорожной карты полноразмерный ШРД должен пройти испытания в 2025 г.

В 2020 году были разработаны и  зарегистрированы следующие программные продукты:

Программа для расчета и построения сопла ракетного двигателя — Свидетельство ЭВМ №2020618878

Программа для расчета камеры сгорания газотурбинного двигателя — Свидетельство ЭВМ №2020618949

Программа для выполнения расчета ударно-волновых структур — Свидетельство ЭВМ №2020618950

Программа для расчета траектории движения многоступенчатой ракеты-носителя — Свидетельство ЭВМ №2020619588 

Опубликованы результаты исследований плазменного зажигания сверхбедных и богатой топливных смесей в низко- и высокоскоростных потоках — Plasma-Assisted Ignition and Combustion of Lean and Rich Air/Fuel Mixtures in Low- and High-Speed Flows