НК-33 (11Д111)

жидкостный ракетный двигатель

Испытания НК-33 на стенде компании Aerojet (США) [100]

НК-33 [40]

НК-33 разработан в 1968-72 гг. на ба­зе ЖРД НК-15 для первой ступени РН Н1 и Н1Ф. Первая ступень РН Н1 должна была включать в себя 30 ЖРД НК-33.

Двигатель представляет собой однока­мерный ЖРД с турбонасосной систе­мой подачи экологически чистого не­самовоспламеняющегося топлива (го­рючее - керосин, окислитель - жидкий кислород). Он выполнен по замкнутой схеме с дожиганием генераторного га­за при умеренно высоком давлении в камере. Рабочее тело турбины ТНА - продукты сгорания основных компо­нентов топлива при большом избытке окислителя. Практически весь окисли­тель газифицируется в газогенераторе при небольшой добавке горючего. Камера сгорания двигателя с внутрен­ним диаметром 430 мм и сопло с диа­метром критического сечения 281 мм имеют бронзовую внутреннюю обо­лочку с фрезерованными ребрами, с внешней стороны которых пайкой крепится внешняя стальная силовая оболочка сопла. При работе ЖРД ка­мера и сопло охлаждаются керосином, протекающим между бронзовой и стальной оболочками. Камера сгорания имеет внутреннее теплозащитное керамическое покры­тие для защиты от больших тепловых потоков и два пояса отверстий внут­реннего завесного охлаждения. Кол­лектор подачи горючего распределяет его на два потока: один - в сторону форсуночной головки, второй - в сто­рону среза сопла. Затем горючее из коллектора на срезе сопла поступает с помощью трубок перелива в форсу­ночную головку.

Гладкая форсуночная головка камеры сгорания без гасителей колебаний включает центробежные форсунки го­рючего и струйные газовые форсунки окислителя. Форсуночная головка га­зогенератора имеет гасители колеба­ний (крылышки).

Турбонасосный агрегат НК-33 [100]

ТНА двигателя НК-33 включает встро­енные преднасосы, позволяющие ра­ботать при низких входных давлениях компонентов топлива. Преднасос го­рючего приводится через редуктор, преднасос окислителя - шнекоцентро- бежный, низкооборотный (ппно = 3600 об./мин.) с приводом от гидро­турбины, расположенной в простран­стве между шнеком и крыльчаткой ос­новного насоса окислителя.

Пуск двигателя осуществляется с по­мощью пусковой турбины, находя­щейся на противоположном от основ­ной турбины конце вала ТНА и рабо­тающей от специальной пирошашки. Выхлоп пусковой турбины отводится с помощью специального патрубка вниз, на срез сопла. Зажигание компонентов топлива в камере сгорания обеспечи­вается тремя пиросвечами. Выключе­ние двигателя проводится путем пере­крытия линии подачи горючего в газо­генератор с последующей продувкой ТНА и рубашки камеры сгорания. Ре­гулятор расхода с самонастройкой на­ходится на линии подачи горючего в газогенератор. Дифференциальные расходные клапаны срабатывают ав­томатически при заданном перепаде давлений компонентов топлива.

Двигатель НК-33 отличается от своего прототипа НК-15 упрощенной пнев- могидравлической схемой, усовершен­ствованными элементами автоматики и улучшенными агрегатами ТНА и ка­меры сгорания. Так, в частности, чис­ло элементов пироавтоматики в дви­гателе было уменьшено с 12 до 7. Разъемные соединения и взаимозаме­няемость узлов обеспечивают ремон­топригодность двигателя. Некоторые образцы двигателя НК-33 на стенде при интенсификации про­цесса сгорания в газогенераторе (по­вышении температуры) и некоторых незначительных модификациях насо­са горючего развивали тягу до 205­207 тс, т.е. попадали совсем в другой класс тяги двигателей. Диапазон регу­лирования тяги (от 50 до 105%) для НК-33 определялся прежде всего ре­сурсом двигателя. При незначитель­ном снижении ресурса этот диапазон мог быть повышен до 135%. Несмотря на наличие пусковой пиро- турбины, двигатель НК-33 имеет мень­шую массу, чем РД-253 из-за отсутст­вия на НК-33 шарнирного узла креп­ления, а также более высоких параме­тров ТНА: перепад давления на турби­не достигает 2,2, а максимальное дав- "С

ление за дополнительным насосом го­рючего (ДНГ) составляет 710 атм. Дата первого испытания - апрель 1970 г Дата Госиспытания - сентябрь 1972 г Для доказательства высокой надежнос­ти двигателей НК-33 в 1976 г по распо­ряжению Н.Д.Кузнецова было проведе­но длительное стендовое испытание. Вместо необходимых по техническому заданию 140 секунд двигатель непре­рывно отработал более 14000 секунд. Один из двигателей НК-33 №Ф115026М, изготовленный в 1972 г., испытывался по программе контроль­но-сдаточных испытаний 10 января 1973 г. и 10 января 1974 г. После дли­тельного хранения и проведения рег­ламентных работ этот двигатель 12 июля 1995 г. был доставлен в США, где с 17 октября по 15 ноября 1995 г. на стенде фирмы Aerojet прошел ком­плекс огневых испытаний. Суммарная наработка этого двигателя составила 492,5 секунд, из них 5 пусков в США - 411 секунд. Эти испытания проводи­лись с целью выяснения возможности использования двигателей НК-33 и НК-43 на американских ракетах Atlas и Delta, предназначенных для ком­мерческих запусков в мирных целях.

1 ИМЕНИ Н.Д.КУЗНЕЦОВА'

На хранении в СНТК находятся более 80 двигателей НК-33. Отклонение соотношения компонен­тов топлива - до 20% Используемый блок на ракете Н1- блок "А" (I ступень)

Схема двигателя - замкнутая, с дожи­ганием

Рп = 167 тс (1638 кН) Рз = 154 тс (1509,8 кН) 1з = 297 с 1п = 331 с

Суммарный расход компонентов топ­лива 517,3 кг/с Кт = 2,62 Рк = 14,83 МПа

Степень расширения сопла 27,0

Мдв. = 1222 кг

Dдв. = 1490,5 мм

Ьдв. = 3705 мм

Муд. = 8,1 кг/тс

Ntha = 46000 л.с.

птна = 18500 об./мин.

t = 600 с

Рассматривалась модификация НК-33, в которой в качестве компонентов топлива использовались жидкий кис­лород и жидкий метан Рп = 154 тс (1509,8 кН) 1п = 361 с t = 410 с