КТДУ-5А (С5.5А)

жидкостный ракетный двигатель

"Луна-9" [63]

КТДУ-5А [69]

Корректирующая тормозная двига­тельная установка КТДУ-5А создана в 1960-65 гг. Предназначена для ис­пользования на КА "Луна-4...14". КТДУ-5А содержит однокамерный ЖРД с насосной подачей самовоспла­меняющегося топлива (компоненты топлива - азотная кислота и горючее на основе аминов).

Сферический бак окислителя являет­ся силовым элементом ДУ. К нему кре­пится торовый бак горючего. ЖРД снабжен неподвижными рулевы­ми соплами, работающими на генера­торном газе. Имеются сферические баллоны с газообразным гелием, ис­пользующиеся для наддува баков и уп­равления агрегатами автоматики ДУ. В полете ДУ включается дважды: для коррекции траектории КА и для тор­можения его вблизи Луны с целью осу­ществления мягкой посадки или выво­да искусственного спутника Луны. Начальное поступление топлива в ЖРД без газовых включений обеспе­чивается установленными в баках ме­таллическими сетчатыми разделите­лями, действие которых основано на эффекте поверхностного натяжения жидкости в мелких ячейках. При запу­ске ЖРД камера сгорания наддувается гелием с целью создания в ней давле­ния, необходимого для нормального воспламенения топлива.

ЖРД при посадке КА на Луну работает вначале в номинальном режиме, за­тем на малой тяге (245 Н), обеспечива­емой рулевыми соплами при выклю­ченной камерой. Рп = 4,643 тс (45,5 кН) 1п = 287 с 1з = 117 с t = 43 с

Количество камер сгорания 1 рк = 6,28 МПа

Геометрическая степень расширения

сопла 43,4

Km = 3,6

Мдв. = 48 кг

Эдв. = 1700 мм

"Луна-10" [63]

Ьдв. = 1900 мм

Служебный модуль "Звезда"[66]

Корректирующий ЖРД КРД-79 объе­диненной двигательной установки для орбитальных станций "Салют-6", "Са- лют-7" и "Мир" создавался с использо­ванием разработок, примененных в ЖРД КДУ-426, в соответствие с техни­ческим заданием РКК "Энергия". КРД-79 - это однокамерный многора­зовый однорежимный ЖРД с вытесни- тельной системой подачи топлива. Он состоит из камеры сгорания, кардан­ного подвеса, приводов для качания камеры, арматуры, элементов контро­ля работы и бортовой кабельной сети. Запуск двигателя осуществляется в две команды: в течение 0,8 с от команды "Пуск-1" двигатель работает на пони­женном режиме, по команде "Пуск-2" двигатель переходит на основной ре­жим работы.

Для уменьшения импульса последейст­вия на головке камеры установлены клапаны, закрывающие доступ компо­нентам из межрубашечных полостей в головку камеры после останова. Управление двигателем осуществляет­ся подачей напряжения на электро- пневмоклапаны, которые обеспечива­ют подачу и стравливание газа из уп­равляющих полостей агрегатов. Компоненты топлива - тетраоксид азо­та (АТИН) и НДМГ Управляющий газ - азот

Рп = 0,315 тс (3,09 кН) In = 293,7 с Km = 1,85 рк = 1,75 МПа рупр.газа = 2,00 МПа t = 2700 с

Число включений - до 70 Мдв. = 38,5 кг Эдв. = 840 м Ьдв. = 550 м

Орбитальная станция "Салют-7" и КК "Союз-Т" [60]

КРД-79 [1]

Орбитальная станция "Мир" (проект) [61]

КРД-79 установлен на служебном мо­дуле "Звезда" Международной косми­ческой станции.

Двигатель С5.92 построен по откры­той схеме. Это однокамерный ЖРД с турбонасосной подачей компонентов топлива. Турбина ТНА работает на ос­новных компонентах топлива. Выхлоп осуществляется через неподвижные рулевые сопла. Камеры двигателя ус­тановлены не в карданном подвесе, как обычно, а в шарнире, обеспечива­ющем плоскопараллельное движение ЖРД внутри двигательной установки. Этим достигается смещение вектора тяги двигателя по отношению к цент­ру масс, расположенному у данной двигательной установки очень близко к головке двигателя (карданный шар­нир не обеспечивал в данном случае необходимого плеча для создания мо­мента тяги).

Двигатель С5.92 способен работать в двух режимах: большой (БТ) и малой (МТ) тяги.

С5.92 жидкостный ракетный двигатель

С5.92 [66]

Разгонный блок "Фрегат-2" [1]

На первом режиме осуществляются маневры аппарата, связанные с боль­шим изменением скорости, на втором - маневры, требующие большой точ­ности "выборки" импульса скорости. Компактность ЖРД достигается преж­де всего за счет оптимального сочета­ния параметров турбонасосного агре­гата, давления в камере, степени рас­ширения сопла. Открытая схема поз­воляет создать ЖРД, вертикальные га­бариты которого не превышают раз­меров камеры сгорания. НПО им. С.А.Лавочкина предлагает установить С5.92 на универсальном ракетном блоке "Фрегат" для исполь­зования в составе существующих ("Протон", "Молния") и перспективных ("Русь", "Урал", "Ангара") ракет-носите­лей в качестве верхней ступени для выведения полезной нагрузки на раз­личные орбиты ИСЗ, в т.ч. солнечно- синхронные, высокоэллиптические (геопереходные), высокие, геостацио­нарные и на траектории полета к Солнцу, Луне, планетам, кометам и ас­тероидам. Разгонный блок "Фрегат" может выполнять функции маршевой двигательной установки космических аппаратов, межорбитальных букси­ров, орбитальных или орбитально-по- садочных модулей.

С5.92 использовался на марсианских КА "Фобос-1" и "Фобос-2". Аналог этого двигателя используется в разгонном блоке "Бриз-М" ракет "Рокот" и "Протон-М". Компоненты топлива - тетраоксид азота и НДМГ

Разгонный блок "Бриз-М" [97]

Возможное число включений 50 Пауза между включениями: минимальная 6 мин. максимальная 300 суток Мдв. = 75 кг Муд. = 37,5 кг/тс Габариты 677 х 838 х 1028 мм Экр. = 36,9 мм Эс = 457,6 мм

РЕЖИМ БОЛЬШОЙ ТЯГИ

Рп = 2,0 тс (19,6 кН)

Рвыхлопных сопел = 0,04 тс (0,4 кН)

1п = 327 с

Km = 1,95...2,05

От = 6,12 кг/с

рк = 98 атм.

ргг = 118 атм.

птна = 58000 об./мин.

t = 2000 с

РЕЖИМ МАЛОЙ ТЯГИ Рп = 1,4 тс (13,72 кН)

Рвыхлопных сопел = 0,019 тс (0,2 кН)

1п = 316 с

Km = 2,0.2,1

От = 4,43 кг/с

рк = 68,5 атм.

ргг = 61 атм.

птна = 43000 об./мин.

t = 2000 с

Д30

Разгонный блок "Бриз-М" [72]

жидкостный ракетный двигатель

	J я
	-
	я
	II
	| г?
г	tj ■ l 4 I
£ U j—
	»» WL ч
J j	1,щ|ttMl ^
■Г.1
' JTZl к *" j • • JJ? шЛЯг •
- ->„-—- - -

Старт РН "Союз"[32]

Создан на базе ЖРД С5.92 для исполь­зования в разгонных блоках "Бриз" РН "Рокот-3" и "Союз-2", а также "Бриз-М" РН "Протон" 9К82КМ и "Ангара". Впервые применен в 1990 г. Силовая установка РБ "Бриз" состоит из маршевого ЖРД 14Д30, четырех ЖРД 11Д58 и двенадцати РДМТ 11Д458.

Компоненты топлива - азотный тетра-

оксид + НДМГ

Рп = 2,0 тс (19,62 кН)

1п = 326 с

t = 3200 с

Разгонный блок "Бриз"[66]

Количество камер сгорания 1 Km = 2,0 Мдв. = 95 кг

17Д61 "Икар

двигательная установка

Универсальная многофункциональная двигательная установка 17Д61 созда­на по заказу ГНПРКЦ "ЦсКБ-Про- гресс".

ДУ оснащена двигателем коррекции тягой 0,3 тс и 24 ЖРДМТ (16 тягой 0,0006 тс, 4 тягой 0,0055 тс и 4 тягой 0,01 тс) и способна выполнять выдачу импульсов тяги: двигателем коррек­ции для изменения или поддержания орбиты КА, а также для его торможе­ния; ЖРДМТ для ориентации КА в пространстве при работе двигателей коррекции, программных разворотов и его стабилизации в ориентирован­ном полете.

Конструкция двигателя коррекции позволяет отклонять вектор тяги в двух взаимно перпендикулярных пло­скостях на угол 50°. Топливная система ДУ вмещает запас компонентов топлива, обеспечиваю­щий выдачу двигателем коррекции суммарного импульса до 270 тс. Срок активного существования ДУ - до двух лет.

Компоненты топлива - тетраоксид азо­та и НДМГ

//

17Д61 [97]

стве блока выведения в системе "Со- юз"-"Икар"-"1лобалстар".

тации с 1981 г. в качестве комплекс­ной ДУ орбитальных КА. С января 1999 г. ДУ используется еще и в каче-

17Д61 находится в штатной эксплуа-

ХИММА

КРД-442 [1]

Международная космическая станция: модули ФГБ "Заря"(Россия) и Unity (США) [71]

Однокамерный ЖРД 11Д442 много­кратного включения с турбонасосной подачей топлива разработан в 1972-77 гг. как орбитальный маршевый двига­тель. Использовался в КА "Алмаз" и орбитальных станциях "Салют". В на­стоящее время установлен в модулях орбитальной космической станции "Мир": "Квант", "Квант-2", "Кристалл", "Природа", "Спектр". На ФГБ "Заря" Международной космической станции используются два ЖРД такого типа. ЖРД 11Д442 создает импульсы тяги для сближения со станцией и для кор­рекции орбиты модулей. Двигатель имеет "открытую" схему по­дачи топлива в камеру и газогенератор и систему подачи перекачиваемых ком­понентов.

Компоненты топлива подаются в каме­ру и ГГ (на режиме тяги), перекачива­ются и подаются в газогенератор (на ре­жиме перекачки) турбонасосным агре­гатом. ТНА использует энергию газа, поступающего из газогенератора. В ГГ вырабатывается газ с избытком горючего при сгорании окислителя и горючего.

Двигатель создает силу тяги, направ­ленную вдоль оси объекта (на режиме тяги) и перекачивает компоненты топ­лива из баков НД в баки ВД (на режиме перекачки).

При пуске двигателя ротор ТНА раскру­чивается продуктами сгорания компо­нентов топлива, подаваемых в ГГ порш­невыми насосами.

Для управления клапанами двигателя и для привода насосов подачи топлива в ГГ при пуске используется газ из пнев- мосистемы двигательной установки. Двигатель управляется подачей элект­рических команд.

Режим работы двигателя поддержива­ется золотником, серводросселем и ста­билизатором.

Компоненты топлива - азотный тетра- оксид и НДМГ Управляющий газ - гелий Температура компонентов топлива и газа -5...+30°С

Давление компонентов на входе в двигатель: окислителя 3,5...8,0 кгс/см², горючего 3,5...6,0кгс/см² Рп = 0,447 тс (4,38 кН) на режиме тяги Рп = 0,017 тс (0,17 кН) на режиме перекачки рк = 3,92 МПа Km = 1,76 на режиме тяги Km = 1,58 на режиме перекачки Расход топлива через двигатель: на режиме тяги

окислителя 0,92 кг/с горючего 0,49 кг/с на режиме перекачки

окислителя 0,87 кг/с горючего 0,55 кг/с

Мдв. = 52 кг (залитого компонентами топлива) Эдв.макс. = 230 мм Ьдв. = 729 мм

ФГУП

„Конструкторское бюро химабтоматики"