Avtoargon.ru

АвтоАргон
1 просмотров
Рейтинг статьи
1 звезда2 звезды3 звезды4 звезды5 звезд
Загрузка...

Основные конструктивные элементы камер ЖРД

Основные конструктивные элементы камер ЖРД. Топливные баки 1 page

6.1. Особенности условий работы и конструкции камеры ЖРД

Камера ЖРД—важнейший агрегат ЖРД, работающий в весьма труд­ных условиях. Сгорание топлива происходит в малом объеме при высоких зна-

чениях температуры и давления. С целью повышения скорости сгорания по­ступающие жидкие компоненты должны быть очень мелко распылены и рав­номерно перемешаны. Распыление осуществляется форсуночной головкой (ФГ), от хорошей работы которой зависит эффективность работы камеры ЖРД. Смешивание газообразных компонентов осуществляется смесительной голов­кой.

Внутренние стенки камеры сгорания омываются газами, температура которых значительно превышает температуру плавления материала стенки. Поэтому стенки должны интенсивно охлаждаться. Кроме того, стенки камеры ЖРД испытывают высокое давление газов. Так как вес камеры сгорания дол­жен быть минимальным, ее выполняют из высокопрочных тонколистовых ма­териалов.

Камера ЖРД, рис.28, состоит из следующих основных, технологиче­ских узлов: форсуночной или смесительной головки (СГ); камеры сгорания или средней части; охлаждаемой сопловой части; неохлаждаемой сопловой части — насадка.

Рис.28

Разбивка камеры ЖРД на технологические узлы

Эти узлы камеры ЖРД соединяются сваркой или с помощью болтов. Средняя часть и сопловая охлаждаемая часть часто выполняются за одно целое. Форсуночная головка схематически изображена на рис.2. Она состоит из огне­вого днища 1, среднего днища 2, верхнего днища 3, шаровой опоры 4, патруб­ков подвода окислителя 5, коллектора подвода горючего 6. форсунок окислите-

ля 8. форсунок горючего 7. Количество форсунок определяется размером каме­ры ЖРД и требованиями к распылу компонентов.

Схема форсуночной головки:

А — полость окислителя; Б— полость горючего; 1—огневое днище; 2—среднее днище; 3—верхнее днище; 4— шаровая опора; 5—патрубок; 6—коллек­тор; 7— форсунка горючего; 8—форсунка окислителя

Некоторые камеры ЖРД вместо центральной шаровой опоры 4 имеют специальные цапфы, приваренные к рубашке средней части камеры примерно в центре тяжести (например, камеры ЖРД «Гамма» для ракеты «Блек Найт»).

Узел — камеры сгорания и охлаждаемая часть сопла — схематически изображен на рис.3. Он состоит из внутренней (огневой) оболочки или стенки 1, внешней оболочки или рубашки 2, цапф 3, коллектора 4, патрубков с флан­цами 5.

Стенка 1 соприкасается с газами при высокой температуре и должна нтенсивно охлаждаться. С этой целью по каналам межрубашечного простран­ства протекает охлаждающая жидкость — один из компонентов топлива, чаще всего горючее.

Каналы для жидкости могут быть образованы несколькими способами: а) установкой гофрированных проставок между рубашкой и стенкой (рис.30, а); 6) соединением пайкой П-образных профилей с последующей проточкой по поверхности прилегания рубашки (рис.30,6);

в) соединением пайкой профилированных трубок (рис.30, в);

г) фрезерованием, травлением или выдавливанием продольных каналов в
стенке (рис.30,г).

Рис30

Конструкция средней части камеры ЖРД:

1 и 2 — внутренняя и внешняя стенки камеры ЖРД, соответственно;

3— цапфа; 4— коллектор; 5—патрубок с фланцем

Наибольшее распространение в практике фирм США, Англии и Фран­ции получил метод изготовления стенок из профилированных стальных или алюминиевых трубок (см. рис.30, в), хотя применяется и метод, указанный на рис.30, б.

Рубашка 2 изготовляется из высокопрочных материалов — стали, ти­тана. Она может быть выполнена сплошной по всему контуру стенки или в ви­де отдельных колец, что определяется расчетом на прочность камеры ЖРД при условии минимального веса конструкции. В некоторых конструкциях рубашка изготовляется намоткой стальной ленты или приволоки с последующей пай­кой. Применяются также рубашки из стекловолокна, пропитанного пласт­массой.

Цапфы 3 воспринимают силу тяги камеры и привариваются к усилен­ной части рубашки камеры ЖРД. Чтобы избежать больших деформаций гибких трубопроводов при поворотах качающихся камер, горючее и окислитель можно подводить через осевые сверления в цапфах.

Коллектор 4 служит для равномерного распределения охлаждающей жидкости по каналам стенки камеры. Он выполняется из листового металла и приваривается или припаивается к рубашке. Жидкость подводится через один, два или более патрубков с приваренными фланцами 5 для соединения с трубо­проводами, идущими от ТНА.

Неохлаждаемая часть сопла испытывает сравнительно небольшое внутреннее давление и изготовляется из тонколистового материала (стали, тагана). Для защиты от высокой температуры применяются различные по-крытия, наносимые электроосаждением, плазменным распылением, диффу­зионным и другими способами.

6.2. Особенности проведения прочностного расчёта камер ЖРД

1) Камера двигателя является, как правило, двустенной, скрепленной
связями, оболочкой, находящейся под силовым и температурным воздействи­
ем.

При работе ЖРД температуры наружной и внутренней оболочек раз­личны и переменны как вдоль оболочки, так и по ее толщине. В наиболее тяже­лых температурных условиях работает внутренняя оболочка. Средняя темпера­тура ее много выше, чем у наружной оболочки и, кроме того, значительно из­меняется температура по толщине ее (тем больше, чем больше тепловой поток через стенку и чем меньше теплопроводность стенки). При таких температур­ных условиях работы в стенках возникают большие температурные на-пряжения и ухудшаются механические свойства материала. Ввиду этого при прочностных расчетах камеры ЖРД необходимо учитывать температуру и не­равномерность ее по толщине внутренней оболочки, а также изменение меха­нических свойств материала при повышении температуры.

2) Разность между давлением в охлаждающем тракте и статистическим
давлением в камере, а также температура внутренней стенки переменны по
длине камеры двигателя.

Вследствие этого прочностные расчеты внутренней оболочки необхо­димо проводить минимум для двух сечений: сечения наибольшей разности давлений и сечения наибольшей температуры внутренней оболочки.

3) Проведение расчетов камеры двигателя на прочность по допускае­
мым напряжениям не всегда приемлемо. Дело в том, что одни только темпера­
турные напряжения в стенках камеры могут значительно превосходить предел
упругости, так что материал камеры двигателя работает в области пластиче­
ских деформаций при одновременном силовом и температурном воздействии.

Поэтому основным критерием пригодности камеры ЖРД целесообраз­но считать не значения возникающих напряжений, а величину деформаций как оболочки в целом, так и ее элементов.

4) Прочностные расчеты камеры ЖРД имеют характер проверочного
расчета.

Все основные размеры оболочек, способы скреплений, а также нагруз­ки на оболочку и температуры ее определяются в первую очередь условиями жности системы охлаждения и обеспечения заданной тяги двигателя и лишь затем — условиями прочности.

Если какие-либо элементы камеры не удовлетворяют условиям проч­ности, мы не можем изменять их размеры без введения существенных поправок в расчет охлаждения или тепловой расчет камеры. Так, например, мы не можем

увеличить толщину стенки внутренней оболочки, так как при этом резко изме­нятся условия охлаждения.

6.3. Требования, предъявляемые к камерам ЖРД

Камера ЖРД любого типа и конструкции должна удовлетворять опре­деленным требованиям, обусловленным особенностями ее работы и эксплуата­ции.

Основными особенностями камеры ЖРД отличающими ее от камер сгорания других тепловых двигателей, являются:

1) высокая теплонапряженность ее рабочего объема, что предъявляет особые требования к конструкции камеры сгорания;

2) большие давления и температуры газов в ней (около 20-80 ата и 2800-3600 К), что предъявляет особые требования к материалам и к системе охлаждения;

3) малое время, отводимое для сгорания в ней топлива (не больше 0,005 сек.), что требует очень хорошего распыла компонентов топли­ва при подаче в камеру сгорания для более полного их сгорания;

4) большие секундные расходы компонентов топлива, в силу чего тре­буется надежное зажигание его при запуске двигателя;

5) резкое ухудшение экономичности работы камеры двигателя и усло­вий ее охлаждения при изменении режима работы относительно рас­четного;

6) жёсткое ограничение по весу, вследствие специфики использования ЖРД на летательных аппаратах, что требует применения для изго­товления камеры легких и прочных материалов при условии их ра­боты с весьма малыми запасами прочности.

Главной задачей при проектировании и конструировании камеры дви­гателя является обеспечение возможно большего удельного импульса при ми­нимальном весе и максимальной надежности конструкции. В ряде случаев, когда это компенсируется соответствующим уменьшением веса, вполне допус­тимо некоторое снижение удельного импульса. Хотя такое мероприятие дает косвенный эффект и связано иногда со значительным изменением конструкции двигателя, но тем не менее им не следует пренебрегать.

Конструктивные и эксплуатационные особенности ЖРД во многом зависят от вида применяемых компонентов топлива.

При проектировании камеры двигателя необходимо стремиться обес­печить:

1) надежное воспламенение топлива при запуске в любых атмосферных условиях;

2) устойчивое горение топлива (без пульсаций давления) в диапазоне уста­новленных режимов работы двигателя;

3) малые потери энергии топлива при сгорании в минимальном объеме и заданном режиме работы двигателя;

4) надежность охлаждения (если двигатель охлаждаемый) и работы в пре­делах установленных режимов и ресурса;

5) небольшой перепад давления жидкости в охлаждающем тракте;

6) простоту конструкции камеры, минимальные удельный вес и стоимость.

Камеры ЖРД существующих двигателей, созданные на основании экс­периментальных исследований, большинству этих требований в значительной мере удовлетворяют.

Совершенство камеры ЖРД в основном определяется величиной раз­виваемого удельного импульса при простой, легкой и надежной конструкции. Величина удельного импульса двигателя является наиболее существенным па­раметром, определяющим дальность полета боевого аппарата при заданном совершенстве его конструктивного выполнения.

Основным фактором, влияющим на величину удельного импульса ка­меры двигателя, является качество организации и осуществления в ней рабоче­го процесса. Изучение процессов сгорания топлива в камерах ЖРД с целью дальнейшего их улучшения и совершенствования представляет весьма обшир­ную область экспериментальных и теоретических исследований.

Для совершенствования конструкции камеры двигателя необходимы дальнейшие исследования процессов сгорания в ней заданных топлив при раз­личных соотношениях компонентов и давлениях горения в зависимости от кон­струкций распыляющего устройства, скоростей впрыска компонентов топлива, конфигурации камеры сгорания и сопла, а также других факторов и условий работы двигателя.

6.4. Выбор материала для камеры ЖРД

Материал камеры двигателя должен быть по возможности более проч­ным, легким и обладать хорошими пластическими свойствами. Для материала внутренней оболочки желательно сочетание высокой теплопроводности и удовлетворительных прочностных свойств при высоких температурах, однако, как правило, жаропрочные сплавы имеют плохую теплопроводность. Для внешней оболочки теплопроводность большого значения не имеет и поэтому МПЧ главным требованием к материалу является его высокая прочность и воз­можно меньшая плотность. В некоторых случаях, при высокотеплопроводных скреплениях, температура наружной оболочки может достигать 300-400°С и тогда материал должен обладать достаточно хорошей жаропрочностью.

Кроме того, в зависимости от типа конструкции и применяемых ком-понентов, материал должен удовлетворять условиям свариваемости, кислото-стойкости и не являться катализатором.

Основные рекомендации по выбору конструкционных материалов при производстве камер ЖРД представлены ниже:

1. Сталь 12Х18НЮТ применяется для внутренних оболочек цилинд­рической и сужающейся части камер при температуре газа менее 3000 К, а также для внутренней оболочки расширяющихся частей сопел.

2. Сталь 12Х18Н9Т в настоящее время не рекомендуется для внутрен­них оболочек камер из-за склонности к межкристаллической коррозии.

3. Сталь 1X21Н5Т целесообразно применять для выполнения силовых колец камер, т.к. она не требует термообработки после сварки.

Кроме того, сталь 1X21Н5Т хорошо сваривается с бронзой, и поэтому может использоваться в качестве промежуточного кольца при сварке внутрен­них оболочек из стали 12Х18Н1ОТ и бронзы типа БрХ-08. Сталь 1Х21Н5Т ре­комендуется также для изготовления наружных оболочек расширяющихся час­тей сопел. Эта сталь при температуре пайки обладает высокой пластичностью, что обеспечивает хороший контакт со связями и высокое качество пайки узлов сложной формы.

4. Сталь Х16Н4БА используется для изготовления наружной оболочки цилиндрической и сужающейся частей камеры двигателя, т.к. при температуре более 500 К она обладает высокими механическими характеристиками.

5. Титановые сплавы применяются для изготовления наружной и внут­ренней оболочек расширяющейся части сопел, работающих в восстановитель­ной среде. Для окислительной среды титановые сплавы применять не рекомен­дуется, т.к. они могут возгораться из-за растрескивания окисной плёнки.

6. Медные сплавы используются для изготовления внутреннего днища и внутренних оболочек цилиндрической части камеры и суживающейся части сопла в двигателях с высоким давлением в камере (более 10 Мпа).

6.5. Формы камер ЖРД

Читать еще:  Что такое шаговый двигатель в вариаторе

Камера двигателя является главным агрегатом ракетной двигательной установки.

Различают изобарические и скоростные камеры сгорания. Камеры сго­рания с приблизительно постоянным по длине давлением иногда называются изобарическими камерами. К ним следует относить камеры, у которых FK/F*>3

Отношение FK/F*, называют обычно безразмерной площадью камеры сгорания. Если значение FK/F*

«Потому что Маск — гений»: Как основатель SpaceX учился у русских и обошёл всех

Человек, который вывел космонавтику на новый уровень, никогда не скрывал своего интереса к советским и российским разработкам.

Фото © Getty Images

— Мы зависаем в этой отдельной беседке в Hard Rock Cafe, а Илон там читает какой-то таинственный советский учебник, который весь покрыт плесенью и выглядит так, как будто его купили на eBay. Он изучал его и открыто рассуждал о космических полётах и о том, как изменить мир, — вспоминал давний знакомый Илона Маска Кевин Харц, один из первых, кто вложил деньги в PayPal.

Ужасно любопытно, что это была за книжка. Но на этот вопрос, видимо, сможет ответить только сам Маск.

— Я учился по Феодосьеву, — говорит руководитель Института космической политики Иван Моисеев. — «Жидкостные ракетные двигатели». Но их было много, для каждого института были свои учебники.

Если, к примеру, полистать «Введение в ракетную технику» (Феодосьев В.И., Синярев Г.Б.), становится очевидным, что деньги — это ещё не всё. Здесь можно прочитать, как устроен двигатель «Фау-2», какое бывает ракетное топливо, как и с какой эффективностью оно вырабатывает энергию. Чтобы по-настоящему понимать, как всё это работает, нужна внушительная база знаний по физике, химии.

В таком учебнике обязательно есть подробное описание схемы жидкостных двигателей двух типов — открытого и закрытого. Вкратце в тех и в других происходит следующее: некая небольшая часть горючего направляется на то, чтобы приводить в движение турбонасосы, которые закачивают основной объём топлива в камеру сгорания. Но в двигателе открытого типа эта небольшая часть после использования просто сбрасывается наружу, в окружающую среду. А в закрытом она идёт в камеру сгорания вместе со всем остальным.

ЖРД открытого цикла. Фото © Wikipedia

В основном считается, что закрытая схема лучше, потому что мы не теряем топливо. А с другой стороны, чтобы ту малую порцию подать в камеру, насосу приходится тратить дополнительные усилия. Без них он бы работал бодрее и создавал большее давление в камере сгорания, а чем сильнее там давление — тем эффективнее сам двигатель.

Что умели русские

Если человек рассуждает о космических полётах с горящими глазами и при этом со знанием дела, то он обязан знать о полёте, который открыл космическую эру, а конкретно — о ракете «Спутник» — именно на ней запустили в 1957 году первый искусственный спутник Земли. Эту ракету построили на базе баллистической Р-7 — знаменитой «семёрки» — и оснастили тем же самым двигателем — РД-107. Так вот, это двигатель открытого типа, разработка ОКБ-456, впоследствии НПО «Энергомаш» имени Валентина Петровича Глушко. Работает на керосине и жидком кислороде.

Двигатель РД-107. Фото © Wikipedia

Да, кстати, на всякий случай для тех, у кого с физикой не очень, и поэтому давно назрел вопрос, а зачем же в ракетном топливе окислитель. Затем, что горение с точки зрения физики — это окисление с выделением тепла. На Земле оно происходит потому, что в воздухе есть кислород. А в космосе кислорода нет. Значит, без окислителя ничего гореть не будет. В самых первых ракетных двигателях его с топливом заранее смешивали, но потом стали подавать отдельно — так безопаснее.

Так вот, он же — РД-107 — стоял на первой ступени ракеты «Восток-1» (полёт Юрия Гагарина). Он же был в ракете «Восход» (полёт Алексея Леонова и Павла Беляева, первый в истории выход в открытый космос). И он до сих пор летает: РД-107 установлены на боковых блоках «Союзов-ФГ» и «Союзов-2».

Схему закрытого типа в Советском Союзе реализовали в 1969 году, и это был двигатель РД-270 того же конструкторского бюро Глушко. До недавних пор, то есть больше сорока лет, он держал статус мощнейшего за всю историю СССР и России. Его делали для советской лунной ракеты УР-700 и бросили доделывать, когда лунную программу в СССР свернули.

Двигатель РД-270. Фото © lpre.de

И в нём схема примерно такая: есть две турбины, у каждой — своя камера предварительного сгорания. В одну подаётся почти всё топливо (на этот раз гептил) и немного окислителя (тетраоксид азота), в другую — наоборот, много окислителя с добавкой горючего. И всё это полностью превращается в газ. Он крутит турбины и идёт в главную камеру сгорания — для дожигания.

Вот теперь мы уже начинаем хоть как-то приближаться к пониманию языка, на котором разговаривает основатель SpaceX. Недавно он водил известного блогера Тима Додда по своей Starbase и в очередной раз выразил уважение «русскому» ракетостроению. В слово russian, очевидно, вкладывается и значение «советское», и «российское». Как лучше перевести, сложно сказать.

— Есть несколько потрясающих российских ракетных двигателей. Они давно реализуют схему закрытого типа, они сделали, не знаю, сотни различных двигателей буквально. Наш вклад в большем давлении, чем раньше, и в том, что это полнопоточная схема поэтапного горения. Но это достаточно небольшая прибавка к тому, что русские уже сделали, — сказал Маск.

То есть со схемой закрытого типа разобрались, с преимуществами большого давления в камере сгорания тоже, а полнопоточная схема поэтапного горения — это как раз то, что у РД-270: полная газификация топлива в камерах предварительного сгорания, а потом его дожигание в основной камере.

Ракетные двигатели SpaceX

Их два. Конечно, имеем в виду две разновидности, а не две штуки или две модели. Итак, первый — Merlin, созданный для «Фальконов». Он открытого типа. Керосин-кислород. Видите поток чёрной сажи справа рядом с соплом? Это выбрасывается часть горючего, использованная для вращения турбины и перекачки остального топлива и окислителя. Такую схему, как мы уже упоминали, считают убыточной, и всё же это именно тот двигатель, на котором впервые в истории удалось вернуть на Землю первую ступень запущенной ракеты для её повторного использования.

Двигатель Merlin компании SpaceX. Фото © Википедия

Среди его особенностей можно назвать, например, то, что у него топливо и окислитель не по разным «трубам» идут в камеру сгорания, а по одной, но, так скажем, многослойной, по внутреннему тоннелю бежит керосин, по внешним полостям — кислород. Она называется pintle injector — игольчатый инжектор. Красное — это где идёт горючее, синее — окислитель.

Схема устройства для подачи топлива в двигателе Merlin. Штифтовая форсунка. Фото © Википедия

И, наконец, второй новейший двигатель SpaceX — Raptor, создателям которого удалось кое в чём превзойти все двигатели в мире. У «Раптора» рекордное давление в камере сгорания — 330 бар, это 325 атмосфер. У РД-270 — 264,5 атмосферы. У РД-701 (тоже разработка «Энергомаша» конца 80-х) — 296 атмосфер. Плюс у него передовое топливо — метан. Но по самой схеме работы — всё в лучших традициях советского РД-270: в одну сторону идёт почти весь метан, приправленный кислородом, в другую — кислород, приправленный метаном, всё превращается в газ в отдельных генераторах и подаётся в главную камеру сгорания.

Двигатель Raptor компании SpaceX. Raptor (ракетный двигатель). Фото © Википедия

«Делать не так, как русские»

Несмотря на сходства с советскими разработками в схемах работы, в SpaceX сумели сделать нечто совершенно новое, подчеркнули в Институте космической политики.

Эти двигатели сильно отличаются от тех, которые у нас. Основное достижение двигателя Merlin в том, что он очень дешёвый. А второй двигатель — Raptor — у нас вообще таких нет, только в проекте, в разработке

Руководитель Института космической политики

Популяризатор космонавтики, основатель проекта «Открытый космос» Виталий Егоров убеждён, что речь вообще не может идти о заимствовании Маском советских или российских ракетных технологий.

Он, безусловно, изучал историю советской космонавтики и перенимал опыт, интересовался, как работают производства, как налаживаются вообще работы в космической отрасли. Но нельзя считать, что Маск берёт какие-то технологии в России, ему в этом не было никакой необходимости. Он не брал ничего со словами: «Вот я срисую у русских вот так»

Популяризатор космонавтики, основатель проекта «Открытый космос»

По версии эксперта, всё было наоборот: человек, который вернёт Америке свою пилотируемую космонавтику, изучал советские технологии с намерением строить ракеты по-другому, и именно это он хотел сказать в беседе с блогером.

Он скорее имел в виду, что русские сделали сотню двигателей, но какой в них толк, когда они все в производстве неэффективны, поэтому мы пошли другим путём и сделали ставку на технологичность производства, это позволило снизить стоимость. Он русские двигатели приводил в пример, как не надо делать. Благодаря тому, что сделали русские, он понял, как делать правильно

Популяризатор космонавтики, основатель проекта «Открытый космос»

Разработка ракетных двигателей в СССР шла по пути достижения максимальной эффективности, и при этом совершенно не учитывались цена вопроса и технологичность производства, объясняет Виталий Егоров.

Маск пошёл с другой стороны. Он в своих формулах кроме эффективности ракетного двигателя добавил его цену и технологичность производства. Это позволило ему на порядки ускорить производство ракетных двигателей по сравнению не только с советскими и российскими конструкторами, но и вообще со всеми в мире

Популяризатор космонавтики, основатель проекта «Открытый космос»

Но почему он, а не мы?

Дело в особенностях работы российской космической отрасли, уверен руководитель Института космической политики. Он отметил, что во многих зарубежных странах государственное агентство лишь ставит задачу, а выполняют её в основном частные компании.

А у нас государство совместило в большом предприятии и функции государственного управления, и функции исполнения. А это такая затухающая система, потому что нет смысла ставить большие задачи — их трудно выполнять. Поэтому госкорпорация берёт бюджетные деньги и выдаёт отчёты. То есть это чисто такая затратная организация. А затратные организации с трудом развиваются, тем более такие большие и массивные

Руководитель Института космической политики

Со своей стороны основатель проекта «Открытый космос» выразил мнение, что отчасти проблема в том, что бюджетные деньги невелики.

В процентном соотношении «Роскосмос» получает раза в два или в три больше, чем NASA. Поэтому Россия изо всех сил участвует в космической деятельности, даже больше, чем Америка или Китай. Но просто самих сил суммарных, то есть ВВП, меньше, чем у Америки и Китая, поэтому наш вклад меньше, чем у них

Популяризатор космонавтики, основатель проекта «Открытый космос»

И всё же, как полагает популяризатор космонавтики, это не главное объяснение феномена Илона Маска — главное заключается в нём самом.

Таких достижений не совершает сейчас ни одна страна в мире. И объяснение этому очевидно: потому что Маск — гений. Такие личности рождаются раз в столетие. В прошлом столетии Королёв был, в этом — Маск. Всё, лимит исчерпан

Популяризатор космонавтики, основатель проекта «Открытый космос»

Жидкостный ракетный двигатель закрытого цикла

ЖРД замкнутой схемы (ЖРД закрытого цикла) — жидкостный ракетный двигатель, выполненный по схеме с дожиганием генераторного газа. В ракетном двигателе замкнутой схемы один из компонентов газифицируется в газогенераторе за счёт сжигания при относительно невысокой температуре с небольшой частью другого компонента, и получаемый горячий газ используется в качестве рабочего тела турбины турбонасосного агрегата (ТНА). Сработавший на турбине генераторный газ затем подаётся в камеру сгорания двигателя, куда также подаётся оставшаяся часть неиспользованного компонента топлива. В камере сгорания завершается сжигание компонентов с созданием реактивной тяги.

Читать еще:  Starline a93 как посмотреть температуру двигателя

В зависимости от того, какой именно компонент газифицируется полностью, различают двигатели закрытой схемы с окислительным генераторным газом (примеры: РД-253, РД-170/171, РД-180, РД-120, НК-33), с восстановительным генераторным газом (примеры: РД-0120, SSME, РД-857, LE-7/LE-7A) и с полной газификацией компонентов (РД-270, ЖРД Раптор компании SpaceX).

Содержание

  • 1 История
  • 2 Сравнение с другими схемами
  • 3 Замкнутая схема с полной газификацией компонентов
    • 3.1 Проекты двигателей с полной газификацией
  • 4 Примечания
  • 5 Ссылки

История

Замкнутая схема ЖРД была впервые предложена А. М. Исаевым в 1949 году. Первый двигатель, созданный по этой схеме, был ЖРД 11Д33 (S1.5400), разработанный бывшим помощником Исаева Мельниковым, который использовался в создаваемых советских ракетах-носителях (РН). [1] [2] Примерно в то же время, в 1959 году, Н. Д. Кузнецов начал работу над ЖРД с замкнутой схемой НК-9 для баллистической ракеты ГР-1 конструкции С. П. Королёва. Кузнецов позже развил эту схему в двигателях НК-15 и НК-33 для неудачной лунной РН Н1 и Н1Ф. Модификацию двигателя НК-33, ЖРД НК-33-1, планируется использовать на центральной ступени РН «Союз-2-3». Первый некриогенный ЖРД закрытой схемы РД-253 на компонентах гептил/N2O4 был разработан В. П. Глушко для РН «Протон» в 1963 году.

После неудачи программы разработки РН Н1 и Н1Ф, Кузнецову было приказано уничтожить технологию разработки ЖРД НК-33, но вместо этого десятки двигателей были законсервированы и помещены на склад. В 1990-х, специалисты Аэроджет посетили это предприятие, в ходе которого была достигнута договорённость о демонстрационных испытаниях двигателя в США для подтверждения параметров удельного импульса и других спецификаций. [3] Российский двигатель РД-180, получаемый Локхид Мартин и позже ULA (англ. United Launch Alliance — Объединённый альянс запусков) для РН Атлас III и Атлас-5, также использует замкнутую схему с дожиганием генераторного газа, который перенасыщен окислителем.

Первым ЖРД замкнутой схемы на Западе был лабораторный двигатель, созданный в 1963 году немецким инженером Людвигом Бёльковым (англ. Ludwig Bölkow ).

Маршевый двигатель космического челнока RS-25 (SSME) является ещё одним примером ЖРД замкнутой схемы и является первым двигателем данного типа, которые использовали компоненты кислород/водород. Его российским аналогом является РД-0120, использовавшийся в центральном блоке системы РН «Энергия».

Сравнение с другими схемами

В отличие от двигателей открытой схемы, в двигателе замкнутой схемы генераторный газ после срабатывания на турбине не выбрасывается в окружающую среду, а подаётся в камеру сгорания, участвуя таким образом в создании тяги и повышая эффективность двигателя (удельный импульс).

В двигателе закрытой схемы расход рабочего тела через турбину ТНА существенно выше, чем в двигателе открытой схемы, что делает возможным достижение более высоких давлений в камере сгорания. При этом размеры камеры сгорания уменьшаются, а степень расширения сопла увеличивается, что делает его более эффективным при работе в атмосфере.

Недостатком этой схемы являются тяжёлые условия работы турбины, более сложная система трубопроводов из-за необходимости транспортировки горячего генераторного газа к основной камере сгорания, что имеет большое влияние на общую конструкцию двигателя и усложняет управление его работой.

Замкнутая схема с полной газификацией компонентов

Замкнутая схема с полной газификацией компонентов топлива (англ. full flow staged combustion , FFSCC — «полнопоточный ступенчатый цикл сгорания») представляет из себя разновидность замкнутой схемы, в которой осуществляется газификация всего топлива в двух газогенераторах: в одном небольшая часть горючего сжигается с почти полным расходом окислителя, а в другом — почти полный расход горючего сжигается с оставшейся частью окислителя. Получившиеся генераторные газы используются для привода турбонасосных агрегатов (ТНА).

Большой расход рабочего тела через турбины позволяет получать очень высокие давления в камере сгорания двигателя. При использовании данной схемы турбины имеют ме́ньшую температуру, так как через них проходит бо́льшая масса, что должно привести к более продолжительному функционированию двигателя и его бо́льшей надёжности. Наличие двух газогенераторов позволяет устанавливать топливные и окислительные насосы отдельно друг от друга, что снижает пожароопасность.

Полная газификация компонентов приводит также к более быстрым химическим реакциям сгорания в основной камере, что увеличивает удельный импульс ЖРД данной схемы на 10-20 сек — по сравнению с двигателями других схем. Например, двигатели РД-270 и РД-0244 (маршевый двигатель ДУ 3Д37 ru en БРПЛ Р-29РМ) имеют близкое давление в камере сгорания (26,1/27,5 МПа), но за счет газификации компонентов топлива достигается увеличение эффективности до 7-8% (302/325 сек).

Сдерживающими факторами развития двигателей этого типа является их бо́льшая стоимость по сравнению с ЖРД других схем, а также допустимые температуры, при которых могут находиться химические компоненты до их сжигания в камере сгорания.

Проекты двигателей с полной газификацией

В России (СССР) данная схема работы двигателя с полной газификацией компонентов была реализована в ЖРД РД-270 для окислительного и топливного независимых контуров в 1969 году.

Компания SpaceX разрабатывает и проводит испытания двигателя Раптор ru en , который использует метан и кислород.

Напишите отзыв о статье «Жидкостный ракетный двигатель закрытого цикла»

Примечания

  1. George Sutton. История ЖРД. 2006
  2. [www.energia.ru/energia/launchers/engines.html РКК «Энергия»: ЖРД 11Д33]
  3. Cosmodrome. History Channel, interviews with Aerojet and Kuznetsov engineers about the history of staged combustion
  4. [www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/252/22.shtml Стендовые испытания ЖРД нового поколения] Новости космонавтики, январь 2004

Ссылки

  • [www.aero.org/publications/crosslink/winter2004/03_sidebar3.html Rocket power cycles]
  • [science.nasa.gov/headlines/y2005/14oct_betterrocket.htm?list804693 Nasa’s full flow stages combustion cycle demonstrator]
  • [www.lpre.de/resources/software/RPA.htm Design Tool for Liquid Rocket Engine Thermodynamic Analysis]

Отрывок, характеризующий Жидкостный ракетный двигатель закрытого цикла

– Это то и было бы прекрасно, – сказал Пьер.
Князь Андрей усмехнулся.
– Очень может быть, что это было бы прекрасно, но этого никогда не будет…
– Ну, для чего вы идете на войну? – спросил Пьер.
– Для чего? я не знаю. Так надо. Кроме того я иду… – Oн остановился. – Я иду потому, что эта жизнь, которую я веду здесь, эта жизнь – не по мне!

В соседней комнате зашумело женское платье. Как будто очнувшись, князь Андрей встряхнулся, и лицо его приняло то же выражение, какое оно имело в гостиной Анны Павловны. Пьер спустил ноги с дивана. Вошла княгиня. Она была уже в другом, домашнем, но столь же элегантном и свежем платье. Князь Андрей встал, учтиво подвигая ей кресло.
– Отчего, я часто думаю, – заговорила она, как всегда, по французски, поспешно и хлопотливо усаживаясь в кресло, – отчего Анет не вышла замуж? Как вы все глупы, messurs, что на ней не женились. Вы меня извините, но вы ничего не понимаете в женщинах толку. Какой вы спорщик, мсье Пьер.
– Я и с мужем вашим всё спорю; не понимаю, зачем он хочет итти на войну, – сказал Пьер, без всякого стеснения (столь обыкновенного в отношениях молодого мужчины к молодой женщине) обращаясь к княгине.
Княгиня встрепенулась. Видимо, слова Пьера затронули ее за живое.
– Ах, вот я то же говорю! – сказала она. – Я не понимаю, решительно не понимаю, отчего мужчины не могут жить без войны? Отчего мы, женщины, ничего не хотим, ничего нам не нужно? Ну, вот вы будьте судьею. Я ему всё говорю: здесь он адъютант у дяди, самое блестящее положение. Все его так знают, так ценят. На днях у Апраксиных я слышала, как одна дама спрашивает: «c’est ca le fameux prince Andre?» Ma parole d’honneur! [Это знаменитый князь Андрей? Честное слово!] – Она засмеялась. – Он так везде принят. Он очень легко может быть и флигель адъютантом. Вы знаете, государь очень милостиво говорил с ним. Мы с Анет говорили, это очень легко было бы устроить. Как вы думаете?
Пьер посмотрел на князя Андрея и, заметив, что разговор этот не нравился его другу, ничего не отвечал.
– Когда вы едете? – спросил он.
– Ah! ne me parlez pas de ce depart, ne m’en parlez pas. Je ne veux pas en entendre parler, [Ах, не говорите мне про этот отъезд! Я не хочу про него слышать,] – заговорила княгиня таким капризно игривым тоном, каким она говорила с Ипполитом в гостиной, и который так, очевидно, не шел к семейному кружку, где Пьер был как бы членом. – Сегодня, когда я подумала, что надо прервать все эти дорогие отношения… И потом, ты знаешь, Andre? – Она значительно мигнула мужу. – J’ai peur, j’ai peur! [Мне страшно, мне страшно!] – прошептала она, содрогаясь спиною.
Муж посмотрел на нее с таким видом, как будто он был удивлен, заметив, что кто то еще, кроме его и Пьера, находился в комнате; и он с холодною учтивостью вопросительно обратился к жене:
– Чего ты боишься, Лиза? Я не могу понять, – сказал он.
– Вот как все мужчины эгоисты; все, все эгоисты! Сам из за своих прихотей, Бог знает зачем, бросает меня, запирает в деревню одну.
– С отцом и сестрой, не забудь, – тихо сказал князь Андрей.
– Всё равно одна, без моих друзей… И хочет, чтобы я не боялась.
Тон ее уже был ворчливый, губка поднялась, придавая лицу не радостное, а зверское, беличье выраженье. Она замолчала, как будто находя неприличным говорить при Пьере про свою беременность, тогда как в этом и состояла сущность дела.
– Всё таки я не понял, de quoi vous avez peur, [Чего ты боишься,] – медлительно проговорил князь Андрей, не спуская глаз с жены.
Княгиня покраснела и отчаянно взмахнула руками.
– Non, Andre, je dis que vous avez tellement, tellement change… [Нет, Андрей, я говорю: ты так, так переменился…]
– Твой доктор велит тебе раньше ложиться, – сказал князь Андрей. – Ты бы шла спать.
Княгиня ничего не сказала, и вдруг короткая с усиками губка задрожала; князь Андрей, встав и пожав плечами, прошел по комнате.
Пьер удивленно и наивно смотрел через очки то на него, то на княгиню и зашевелился, как будто он тоже хотел встать, но опять раздумывал.
– Что мне за дело, что тут мсье Пьер, – вдруг сказала маленькая княгиня, и хорошенькое лицо ее вдруг распустилось в слезливую гримасу. – Я тебе давно хотела сказать, Andre: за что ты ко мне так переменился? Что я тебе сделала? Ты едешь в армию, ты меня не жалеешь. За что?
– Lise! – только сказал князь Андрей; но в этом слове были и просьба, и угроза, и, главное, уверение в том, что она сама раскается в своих словах; но она торопливо продолжала:
– Ты обращаешься со мной, как с больною или с ребенком. Я всё вижу. Разве ты такой был полгода назад?
– Lise, я прошу вас перестать, – сказал князь Андрей еще выразительнее.
Пьер, всё более и более приходивший в волнение во время этого разговора, встал и подошел к княгине. Он, казалось, не мог переносить вида слез и сам готов был заплакать.
– Успокойтесь, княгиня. Вам это так кажется, потому что я вас уверяю, я сам испытал… отчего… потому что… Нет, извините, чужой тут лишний… Нет, успокойтесь… Прощайте…
Князь Андрей остановил его за руку.
– Нет, постой, Пьер. Княгиня так добра, что не захочет лишить меня удовольствия провести с тобою вечер.
– Нет, он только о себе думает, – проговорила княгиня, не удерживая сердитых слез.
– Lise, – сказал сухо князь Андрей, поднимая тон на ту степень, которая показывает, что терпение истощено.
Вдруг сердитое беличье выражение красивого личика княгини заменилось привлекательным и возбуждающим сострадание выражением страха; она исподлобья взглянула своими прекрасными глазками на мужа, и на лице ее показалось то робкое и признающееся выражение, какое бывает у собаки, быстро, но слабо помахивающей опущенным хвостом.
– Mon Dieu, mon Dieu! [Боже мой, Боже мой!] – проговорила княгиня и, подобрав одною рукой складку платья, подошла к мужу и поцеловала его в лоб.
– Bonsoir, Lise, [Доброй ночи, Лиза,] – сказал князь Андрей, вставая и учтиво, как у посторонней, целуя руку.

Читать еще:  Двигатель 245 евро 3 датчик температуры

Друзья молчали. Ни тот, ни другой не начинал говорить. Пьер поглядывал на князя Андрея, князь Андрей потирал себе лоб своею маленькою рукой.
– Пойдем ужинать, – сказал он со вздохом, вставая и направляясь к двери.
Они вошли в изящно, заново, богато отделанную столовую. Всё, от салфеток до серебра, фаянса и хрусталя, носило на себе тот особенный отпечаток новизны, который бывает в хозяйстве молодых супругов. В середине ужина князь Андрей облокотился и, как человек, давно имеющий что нибудь на сердце и вдруг решающийся высказаться, с выражением нервного раздражения, в каком Пьер никогда еще не видал своего приятеля, начал говорить:
– Никогда, никогда не женись, мой друг; вот тебе мой совет: не женись до тех пор, пока ты не скажешь себе, что ты сделал всё, что мог, и до тех пор, пока ты не перестанешь любить ту женщину, какую ты выбрал, пока ты не увидишь ее ясно; а то ты ошибешься жестоко и непоправимо. Женись стариком, никуда негодным… А то пропадет всё, что в тебе есть хорошего и высокого. Всё истратится по мелочам. Да, да, да! Не смотри на меня с таким удивлением. Ежели ты ждешь от себя чего нибудь впереди, то на каждом шагу ты будешь чувствовать, что для тебя всё кончено, всё закрыто, кроме гостиной, где ты будешь стоять на одной доске с придворным лакеем и идиотом… Да что!…

В ракетном горниле

Температура реактивной струи ракеты, выводящей на околоземную орбиту космический спутник, составляет тысячи градусов. Материал сопла двигателя должен иметь высокую теплопроводность для эффективного отвода тепла и одновременно быть тугоплавким, чтобы выдерживать мощный огневой напор. Одним из технических решений этой проблемы является использование керамического покрытия, наносимого на металлический корпус. Но его термостабильность при многократных термических нагрузках до эры нанотехнологий была невелика

Единственный реализованный на сегодня способ преодолеть земное притяжение и вывести космический аппарат на околоземную орбиту – использование реактивной тяги. Необ­ходимая мощность достигается сжиганием высокоэнергетического вещества в жидкотопливном реактивном двигателе, причем продукты сгорания разогреваются до многих тысяч градусов. Однако в природе не существует материалов, способных выдержать такие тепловые нагрузки.

Чтобы работающий двигатель мог противостоять термическому воздействию, используется сложная инженерная конструкция сопла. Она включает в себя систему быстрого отвода тепла от стенок камеры сгорания и устройство для создания газовой завесы между стенками и центральной высокотемпературной областью плазменной струи. Кроме того, на внутреннюю поверхность стенок наносится защитное покрытие из жаропрочных материалов с низкой теплопроводностью, обычно керамическое.

Тепловая нагрузка на корпус двигателя столь высока, что термозащитная система сохраняет устойчивость в течение лишь нескольких секунд. Суть проблемы в том, что из-за большого различия в коэффициентах термического расширения керамики и металла покрытие растрескивается и затем отслаивается.

Задержать процесс разрушения покрытия – непростая задача. Чтобы ее решить, необходимо рассчитать распределение температур в двигателе, динамику полей термических напряжений на границе раздела «металл – керамика», что позволит смоделировать поведение создаваемого композиционного материала в экстремальных тепловых условиях. Наконец, требуется создать комплекс технологического оборудования для нанесения покрытий, которые будут адекватно реагировать на воздействия высокотемпературных плазменных потоков. Таким образом, даже простое перечисление требующих решения задач позволяет сделать вывод о сложнейшем, междисциплинарном характере проблемы.

Создать «умные» наноструктурные теплозащитные покрытия для сопла ракетного двигателя, которые позволят увеличить температуру плазменного потока, тягу ракеты и полезный вес выводимого на орбиту груза, запланировано в рамках Федеральной космиче­ской программы России на 2006—2015 гг. Решение этой задачи позволит многократно увеличить ресурс работы ракетных двигателей, упростить их конструкцию и резко снизить себестоимость производства. В конечном счете речь идет о создании двигателей многоразового использования.

Исполнителями этого раздела программы стали Институт физики прочности и материаловедения СО РАН (Томск) и ГНЦ ФГУП «Исследовательский центр имени М. В. Келдыша» (Москва).

Наношахматы выигрывают

Фундаментальные исследования томских ученых в области математического моделирования структурно-неоднородных сред при различных силовых и энергетических воздействиях выявили присущий сложным композиционным покрытиям эффект «шахматной доски» – чередования на границах раздела сред участков растягивающих и сжимающих нормальных и касательных напряжений *. Теоретический анализ показал, что в условиях циклического термического воздействия на материал с керамическим покрытием именно растягивающие нормальные напряжения обуслов­ливают отслаивание покрытия от подложки.

Электронные микрофотографии наглядно­ демонстрируют, как на границе (интерфейсе) «металл – керамическое покрытие» в строго периодическом «шахматном» порядке из металлической подложки экструдируются шаровидные выступы микронного размера. Они-то и оказывают на покрытие локальное давление, которое вызывает растрескивание керамики, не обладающей необходимой пластичностью в отличие от металла. Вдоль линии непрерывно растущих выступов формируются крупные магистральные разломы, что быстро приводит к нарушению целостности структуры всего покрытия.

Численные расчеты температурных полей и связанного с ними распределения термических напряжений на границе раздела разнородных сред показали, что размер клеток «шахматной доски» и амплитуда растягивающих нормальных напряжений линейно снижаются с уменьшением толщины слоев. Максимально же уменьшить опасные растягивающие напряжения в нормальном направлении можно, если использовать тонкие наноструктурированные покрытия.

Моделирование также показало, что искусственно сформированная неоднородность в виде «шахматного» распределения наноклеток интерфейса с растягивающими нормальными и касательными напряжениями позволяет релаксировать опасные концентраторы напряжений в материале с покрытием за счет обратимых локальных структурно-фазовых превращений. Иными словами, при переменном высокотемпературном воздействии там происходит естественная структурная перестройка, которая приводит к наиболее эффективной адаптации распределения напряжений, способствующей сохранению целостности покрытия.

Таким образом, мультидисциплинарный подход к решению задачи позволил на основе физической мезомеханики, неравновесной термодинамики и физического материаловедения разработать научные основы создания «самоорганизующихся» наноструктурных теплозащитных материалов – «умных» покрытий для сопел реактивных двигателей космических систем нового поколения.

Следующий этап – разработка конкретных композиций теплозащитных покрытий и технологических основ их нанесения, а также тестирование экспериментальных образцов при облучении высокоэнергетическими плазменными потоками.

Нано- и микро- вместо макро-

Для нанесения покрытий на опытные образцы в ИФПМ разработали и изготовили пилотный образец уникального вакуумного импульсного ионно-магнетронного комплекса, который не имеет зарубежных аналогов.

Исследования показали, что при воздействии плазменных потоков наиболее высокой термоциклической стойкостью обладает многоуровневое покрытие, которое состоит из нескольких функциональных слоев: прилегающего к металлической подложке нижнего пограничного слоя; внешнего слоя, контактирующего с плазмой, а также связующих промежуточных слоев.

Поверхность металлической подложки должна отвечать нескольким требованиям. Во-первых, она обязана обеспечивать хорошее сцепление с пограничным керамическим слоем. Во-вторых, в поверхностном слое подложки должно образовываться «шахматное» распределение растягивающих и сжимающих деформаций, которое при нанесении покрытия будет управлять формированием его структуры. При этом необходимо добиться максимально однородного распределения мелких концентраторов напряжений на границе «подложка – покрытие», чтобы свести на нет вероятность образования крупных концентраторов.

Последнее требование крайне важно – в условиях циклических термических нагрузок это качественно изменит характер процесса растрескивания покрытия. В керамическом слое над каждым концентратором напряжения будет образовываться «паутина» мелких кольцевых нано- и микротрещин, а не крупные магистральные трещины, нарушающие целостность покрытия. Благодаря механизму «множественного нано- и микрорастрескивания, а также эффекту их залечивания и оплавления, покрытие будет намного дольше сохранять свои эксплуатационные характеристики.

В качестве эффективного инструмента подготовки металлической подложки был выбран поток тяжелых ионов. При таком «ионном легировании» происходит наноструктурирование поверхности подложки на глубину, сравнимую с толщиной самого покрытия. Следствием станет сближение значений коэффициентов линейного термического расширения подложки и покрытия, что снижает вероятность деформации последнего при термоциклировании.

Керамическая броня

Верхний функциональный слой покрытия призван обеспечить защиту и безопасный режим эксплуатации нижележащих слоев при воздействии высокотемпературной плазмы. Для этого он должен обладать низкой теплопроводностью и иметь достаточную толщину, чтобы обеспечить эффективное снижение температуры по мере приближения к внутренним слоям покрытия.

Кроме того, этот слой должен иметь высокую химическую стойкость, чтобы не допустить окисления внутренних слоев. И наконец, последнее требование – высокая адгезия верхнего слоя к промежуточному и способность противостоять разрушительному трещинообразованию, чтобы предотвратить оголение внутренних слоев покрытия.

Согласно результатам исследований, всем этим требованиям наиболее полно отвечает наноструктурированная жаростойкая оксидная керамика. Наиболее же подходящим материалом для промежуточных слоев, несущих в основном механическую нагрузку, оказалась наноструктурная керамика с глобулярной структурой на основе оксинитридов металлов.

Такая керамика прочна, достаточно устойчива к термическому окислению и имеет самую низкую среди керамических материалов теплопроводность. И наконец, она обладает довольно высокой способностью противостоять процессу образования трещин при термоциклировании за счет обратимых структурно-фазовых превращений.

Благодаря использованию таких промежуточных слоев в системе «покрытие – подложка» удается не только понизить амплитуду термических деформирующих напряжений в верхнем функциональном слое покрытия, но и, что более важно для эксплуатации, «поменять» их знак. То есть на стадии нагрева растягивающие дефор­мации будут заменяться сжимающими, что ведет к «залечиванию» образовавшихся трещин и способствует повышению срока службы покрытия в целом.

Полученная в результате композиционная «броня» характеризуется высокими прочностными и релаксационными характеристиками, прежде всего за счет гибкой и «умной» связи между промежуточными слоями керамического покрытия и металлической подложкой. Приемлемыми оказались и эксплуатационные свойства покрытия, в том числе термическая и механическая стойкость при экстремальных нагрузках, усталостная долговечность, устойчивость к коррозии и т. д.

Качество многоуровневого теплозащитного покрытия, нанесенного на экспериментальные образцы с помощью вакуумной ионно-магнетронной установки, было испытано в циклах с быстрым нагревом до 1000 °C и последующим быстрым охлаждением до 20 °C. При этом термоциклическая стойкость новых покрытий оказалась почти на порядок выше, чем у лучших традиционных материалов.

Проверка работоспособности опытных образцов покрытий прошла успешно и при более жестких воздействиях на плазмотроне мегаваттного класса, где создавались условия, приближенные к реальным эксплуатационным.

В ближайших планах ученых – разработка технологии нанесения «умного» теплозащитного покрытия на реальные конструкции сопел. Перед ними стоит очень непростая технологическая задача – обеспечить однородность структурно-фазового состава покрытия на поверхности сложного профиля. Решение этой проблемы – еще один шаг к созданию космических систем будущего.

Панин В. Е., Егорушкин В. Е. Наноструктурные состояния в твердых телах // Физика металлов и металловедение, 2010. Т. 110. № 5. С. 486—496.

Панин В. Е., Сергеев В. П., Панин А. В. Наноструктурирование поверхностных слоев и нанесение наноструктурных покрытий. Томск: Изд-во ТПУ, 2010. 286 с.

* Панин В. Е. Путь в глубины твeрдого тела // НАУКА из первых рук, 2010. № 33. с. 42—49.

голоса
Рейтинг статьи
Ссылка на основную публикацию
ВсеИнструменты
Adblock
detector