КТДУ-426 (11Д426)

жидкостный ракетный двигатель

Создан в 1968-74 гг. как орбиталь­ной корректирующий двигатель КК "Союз-Т".

Компоненты топлива - тетраоксид азота и НДМГ

Рп = 0,315 тс (3,09 кН) 1п = 292 с t = 570 с Мдв. = 270 кг Эдв. = 2100 мм

Ьдв. = 1200 мм

Количество камер сгорания 1 рк = 0,88 МПа Km = 1,85

ХИММАШ"

КТДУ-80 (С5.80)

жидкостный ракетный двигатель

Создан в 1977 г. для КК "Союз-ТМ" и Геометрическая степень расшире-

"Прогресс-М". ния сопла 153,8

Компоненты топлива - тетраоксид Km = 1,85

азота и НДМГ Мдв. = 310 кг

Рп = 0,300 тс (2,94 кН) Эдв. = 2100 мм

1п = 302 с Ьдв. = 1200 мм

t = 890 с

КТДУ-80 [66]

Количество камер сгорания 1

Космический корабль "Прогресс" [70]

КВД-1

жидкостный ракетный двигатель

КВД-1 [67]

КВД-1 создан в 1960-77 гг для криоген­ных разгонных блоков (блок "Р" РН Н1). Он представляет собой однокамерный двигатель с турбонасосной системой по­дачи компонентов топлива, выполнен по схеме с дожиганием восстановительного генераторного газа. Поддержание и из­менение режима работы двигателя по тяге и соотношению массовых расходов компонентов топлива осуществляется при помощи дросселей, установленных на магистралях питания окислителем генератора и камеры. Дросселирующие элементы дросселей перемешаются эле­ктрическими приводами по командам от системы управления разгонного блока. Запуск и останов двигателя осуществля­ется при помощи агрегатов автоматики, управляемых гелием, подаваемым через функционирующие по программе элект- ропневмоклапаны пневмосистемы РБ. В процессе запуска и останова двигателя производится продувка полостей окис­лителя камеры и газогенератора гелием, подаваемым из пневмосистемы разгон­ного блока. Воспламенение компонентов топлива в камере и газогенераторе осу­ществляется при помощи пиротехничес­ких устройств.

РН Н1 [100]

Двигатель может работать совместно с бустерными турбонасосными агрегата­ми окислителя и горючего, создающими необходимые давления компонентов топлива для бескавитационной работы насосов его турбонасосного агрегата. Двигатель снабжен шар-баллоном, в ко­торый закачивается гелий высокого дав-

Разгонный блок КВРБ [72]

ления, необходимый для раскрутки ро­тора бустерного ТНА горючего при пер­вом запуске ЖРД. Для последующих за­пусков шар-баллон может быть запол­нен водородом высокого давления, отби­раемым из выходного коллектора каме­ры двигателя.

КВД-1 огневых испытаний на проходил. Документация продана Индии. Компоненты топлива - жидкий кислород и жидкий водород Управляющий газ - гелий Рп = 7,100 тс (69,6 кН) 1п = 462 с

t = 800 c (одного включения - 600 с)

рк = 57 кгс/см² ргг = 82,3 кгс/см² Km = 6,0

птна = 42000 об./мин. Токисл. = 81 К Тгор. = 21,9 К Число включений 3 Мдв. = 282 кг Эдв. = 1580 мм Ьдв. = 2140 мм

Государственный космический научно- производственный центр имени М.В.Хруничева ведет разработку кисло­родно-водородного разгонного блока (КВРБ) для модернизированной ракеты- носителя "Протон-М". Создание кисло­родно-водородного разгонного блока ба­зируется на основе разработанного в КБХМ жидкостного ракетного двигателя КВД-1.

Конструкция разгонного блока позволяет выполнять длительный полет в условиях космического пространства (до 7, 5 ча­сов) и осуществлять многократное (до 5 раз) включение маршевого двигателя в процессе полета.

Маршевый двигатель устанавливается неподвижно в конической нише, распо­ложенной на нижнем днище бака окис­лителя. В качестве маршевого двигате­ля КВРБ используется модернизиро­ванный жидкостный ракетный двига­тель КВД-1М с турбонасосной систе­мой подачи топлива и дожиганием ге­нераторного газа в камере сгорания. Для управления КВРБ на активных уча­стках полета используются две рулевые камеры, установленные в кардановых подвесах, допускающих отклонение ка­мер в двух плоскостях. Питание руле­вых камер основными компонентами топлива осуществляется от турбонасос- ного агрегата маршевого двигателя. На нижнем днище бака окислителя уста­новлены два блока двигательной уста­новки малой тяги для стабилизации и ориентации кислородно-водородного блока на пассивных участках полета, а также осадки топлива перед запусками маршевого двигателя. В качестве компо­нентов топлива в двигательной установ­ке малой тяги используются азотный тетраоксид и несимметричный диме- тилгидразин.

В составе двигательной установки име­ется система регулирования соотноше­ния расходуемых компонентов топлива, которая обеспечивает одновременное и полное расходование топлива из баков. Наддув бака окислителя и управление пневмоклапанами осуществляется гели­ем, хранящимся в шаробаллонах, распо­ложенных в баке окислителя. Наддув ба­ка горючего осуществляется газообраз­ным водородом, отбираемым от марше­вого двигателя.

Конструкция и характеристики КВРБ позволяют использовать его совместно не только с РН "Протон-М", но и с целым рядом существующих и перспективных РН среднего и тяжелого классов "Анга­ра", "Зенит", "Энергия-М", а также Ariane-5.

Начало летных испытаний КВРБ с мо­дернизированной РН "Протон-М" плани­руется в 2003 г. Рп = 7,503 тс (73,58 кН) 1п = 461 с

Количество включений - до 5 Впервые в мире в августе 1997 г. испы­тан ЖРД на основе КВД-1, в котором вместо жидкого водорода используется сжиженный природный газ. В двигате­ле осуществляется дожигание газогене­раторного газа (с избытком горючего) после турбины. Он оснащен системой обеспечения многократного запуска. Специально разработана рулевая каме­ра небольшой тяги, работающая на СПГ и ЖК.

Второе испытание двигателя на СПГ проведено в мае 1998 г Рулевая камера прошла испытания на 5 включений об­щей продолжительностью 250 с. Рп = 5,500...6,800 тс (53,92...66,66 кН) 1п = 355 с

рк = 3,2...4,4...6,3 МПа Km = 2,0...2,2 Для рулевой камеры: Рп = 200 кгс (1,96 кН) Km = 1,4...1,6

С5.51 (11Д68)

жидкостный ракетный двигатель

Разработка 1964-72 гг. для лунного ор­битального корабля "Союз-7К". Впер­вые применен в 1969 г.

"Союз-7К" [66]

Компоненты топлива - азотный тетраоксид и НДМГ Рп = 3,388 тс (33,2 кН) 1п = 314 с t = 700 с

Количество камер сгорания 2 + 1 рк = 1,5 МПа

С5.51 [66]

Геометрическая степень расширения сопла 43 Km = 1,76/1,85 Мдв. = 480 кг

ХИММАШ"

Космический ракетный двигатель КРД-61 создан в 1968-70 гг. для взле­та с Луны возвращаемых КА "Луна-16", "Луна-20", "Луна-24". Представляет собой однокамерный ЖРД с насосной подачей самовос­пламеняющегося топлива (компо­ненты топлива - тетраоксид азота и НДМГ).

КРД-61 [63]

"Луна-16" [69]

Снабжен неподвижными рулевыми соплами, работающими на генератор­ном газе. Для наддува топливных ба­ков и управления агрегатами автома­тики ДУ используется гелий, храня­щийся в сферических баллонах. Рп = 1,918 тс (18,8 кН) 1п = 3070 м/с t = 53 с рк = 9,22 МПа Km = 1,84 Мдв. = 42 кг Эдв. = 500 мм Ьдв. = 700 мм