РД-58 (11Д58)

основная силовая установка

Силовая установка 17Д11 разработа- Состоит из двух 17Д12, тридцати на в 1976-88 гг. для установки на ор- восьми 17Д15 и восьми РДМТ-200К. битальный корабль "Буран".

Д12

жидкостный ракетный двигатель

Однокамерный 17Д12 создан в 1976­88 гг. для применения в составе СУ 17Д11 орбитального корабля "Буран". Представляет собой модификацию ЖРД РД-58.

Компоненты топлива - жидкий кислород и керосин (синтин)

Рп = 8,800 тс (86,3 кН)

1п = 362 с

t = 680 с

рк = 7,94 МПа

Мдв. = 230 с

Эдв. = 1200 мм

Ьдв. = 2300 мм

Геометрическая степень расширения сопла 189

РКК "ЭНЕРГИЯ"

Д15

жидкостный ракетный двигатель

Однокамерный 17Д15 разработан в 1976-88 г. для системы управления ор­битального корабля "Буран". Входит в состав силовой установки 17Д11. Компоненты топлива - газообразный кислород и синтин Рп = 0,408 тс (4 кН) 1п = 295 с t = 10800 c

МКТС "Буран"[60]

Геометрическая степень расширения сопла 50

ОАО „НПО Энергомаш имени академика В.П.Глушко"

ЕРГОМАШ"

141400 Россия, г. Химки-1 Московской обл. Факс (095) 251-7504 Телекс: 911649 ALMAZ SU E-mail: energomash@glasnet.ru

Генеральный директор и генеральный конструктор - Каторгин Борис Иванович

Первый заместитель генерального директора и генерального конструктора / Директор КБ - Чванов Владимир Константинович

Заместитель генерального директора / Исполнительный директор - Лизгунов Сергей Анатольевич Заместитель генерального директора / Директор завода - Головченко Сергей Сергеевич

Заместитель генерального директора / Директор по стратегическому развитию - Пирогов Николай Анатольевич Заместитель генерального директора / Руководитель администрации - Пахомов Дмитрий Вячеславович Начальник отдела научно-технической информации - Судаков Владимир Сергеевич, тел. (095) 572-7649 Пресс-секретарь - Коротков Юрий Георгиевич, тел. (095) 573-0201

Предприятие ведет свою историю с 15 мая 1929 г., когда в Газодинамической лаборатории в Ленинграде была организована группа по разработке ракетных двигателей под руководством Валентина Петровича Глушко. Вошедшая в 1934 г. в состав Реактивного научно-исследовательского института группа продолжила работу в Москве, а в годы Великой Отечественной войны она была реорганизована в опытно-конструкторское бюро. Основателем и бессменным руководителем предприятия до 1974 г. являлся академик В.П.Глушко, под руководством которого разработаны мощные ЖРД на низко- и высококипящих компонентах топлива. В 1974-91гг. предприятие возглавлял член-корреспондент АН России В.П.Радовский, а с 1991 г. генеральным директором и генеральным конструктором предприятия является член-корреспондент АН России Б.И.Каторгин. Предприятие создало более 70 ЖРД с индексами ОРМ (ОРМ-1...-70, -101, -102) в период 1930-38 гг. Первым отечественным ЖРД, пригодным для пилотируемого полета, был ОРМ-65 (1936 г.) для ракетопланера РП-318 и крылатой ракеты "212". После 1946 г. было разработано более 50 мощных ЖРД для баллистических и космических ракет. ЖРД разработки "НПО Энергомаш" установлены практически на всех первых ступенях и на большинстве вторых ступеней отечественных космических РН.

Направления работ в настоящее время:

• Теоретические исследования в области жидкостных ракетных двигателей;

• Разработка и серийное производство мощных ЖРД для первых и вторых ступеней ракет-носителей, использующих различные компоненты топлива;

• Разработка трехкомпонентных ЖРД;

• Экспериментальная отработка конструкций ЖРД и экспертиза результатов испытаний ЖРД, их узлов и агрегатов;

• Сопровождение летных испытаний ЖРД и эксплуатации в составе РН;

• Разработка новых технологий производства ЖРД;

• Разработка непрерывных химических лазеров различной мощности.

В состав НПО входят: КБ, Опытный завод (производственная площадь 205 тыс.м², парк оборудования и станков - 4400 ед.) и экспериментальная база (83 испытательных стенда, из них четыре стенда для огневых испытаний двигателей). Площадь территории - 136 га. Производственная мощность - до 20 двигателей типа РД-170 в год.

Филиалы: Приволжский в Самаре (авторское сопровождение производства двигателей в ОАО "Моторостроитель"), Камский в Перми (авторское сопровождение производства двигателей в ОАО "Пермские моторы"), Омский (испытательная база) и испытательный отдел в Санкт-Петербурге.

Заказчики: РКК "Энергия", ГКНПЦ им. М.В.Хруничева, ГКБ "Южное", Lockheed Martin.

Глава по НПО "Энергомаш" подготовлена редакцией с использованием энциклопедий "Космонавтика" и Encyclpoedia Astronautica, "Альбома конструкций ЖРД п/р В.П.Глушко", ч. I-IV (Воениздат, Москва, 1972 г.), открытых публикаций в журналах "Аэрокосмический курьер" и "Авиапанорама", рекламных проспектов предприятия. Материалы откорректированы разработчиком.

Ю "ЭНЕРГОМАШ"

РД-1

жидкостный ракетный двигатель

РД-1 и его модификация РД-1Х3 (ра­кетный двигатель с химическим зажи­ганием) разработаны в 1941-46 гг. Они предназначены для облегчения взлета самолетов и кратковременного улучшения их характеристик в поле­те. Топливо двухкомпонентное (окис­литель - азотная кислота, горючее - керосин)

РД- 1ХЗ содержит следующие основ­ные узлы, раздельно монтируемые на самолете: камеру с агрегатами авто­матического управления, насосный агрегат, блок дроссельных вентилей и релейную коробку. Камера - двустен­ная, с регенеративным охлаждением горючим (смесительная головка) и окислителем. Огневая стенка камеры - со спиральным оребрением для обра­зования охлаждающего тракта; при нагреве в процессе работы ЖРД она может перемещаться относительно внешней стенки с целью компенсации температурных напряжений. Давле­ние в камере сгорания 2,01 МПа. На­сосный агрегат состоит из шестерен­ных насосов окислителя и горючего, приводимых от авиационного двига­теля через гидромуфту. Насосы разви­вают напор, соответствующий давле­нию 3,5 МПа при расходе топлива 1,5 кг/с, частота вращения 33 об./с, потребляемая мощность 33 кВт. Блок дроссельных вентилей обеспечивает плавное регулирование тяги в диапа­зоне 2,94... 1,47 кН. Управление ЖРД ков ЖРД РД-1 и РД-1ХЗ (на земле и в воздухе) на поршневых самолетах кон­струкции В.М.Петлякова (Пе-2Р), С. А. Лавочкина (Ла-7Р, "120Р"), А.С.Яковлева (Як-3) и П.О.Сухого (Су-6, Су-7). ЖРД обеспечивали при­рост максимальной скорости самоле­тов до 30%.

В 1946 г. на авиационном празднике в Тушино состоялся первый публичный полет истребителя "120Р" с работаю­щим ЖРД РД-1Х3.

Компоненты топлива - азотная кисло­та и керосин Рз = 0,3 тс (2,94 кН) 1з = 200 с рк = 20,5 атм Мдв. = 56 кг

Камера ЖРД РД-1ХЗ, установленная на моторной раме вместе с агрегатами управления [63]

Ресурс до первой переборки 1 час

РД-2

жидкостный ракетный двигатель

Однокамерный двигатель РД-2 явля­ется дальнейшим развитием двигате­ля РД-1ХЗ и может развивать вдвое большую тягу. В 1946 г. он прошел официальные, а в 1947 г. государст­венные стендовые испытания. Предназначался в качестве вспомога­тельного двигателя для реактивных самолетов.

Пуск РД-2 был полностью автоматиче­ский. Число пусков не ограничивалось в пределах ресурса. Величина тяги ре­гулировалась путем изменения пода­чи компонентов топлива в камеру бло­ком дроссельных вентилей, связанных с сектором управления двигателем. Как и двигатель РД-1ХЗ, РД-2 состоит из отдельно монтируемых на самолете агрегатов: собственно двигателя (ка­мера сгорания с агрегатами пуска и управления), насосного агрегата, при­водимого от основного двигателя са­молета, блока дроссельных вентилей, ре­лейной коробки с электрическим реле. Компоненты топлива - азотная кисло­та и керосин Рз = 0,600 тс (5,89 кН) 1з = 200 с

Количество камер 1 рк = 20 атм Мдв. = 77 кг

РД-3

жидкостный ракетный двигатель

В семейство самолетных ЖРД, разра­ботанных предприятием, входил РД-3 с ТНА и тремя камерами от двигателя РД-1. РД-3 предназначался для основ­ной силовой установки самолетов типа истребителей-перехватчиков, мог быть использован и как вспомогательный двигатель для самолетов с винтомотор­ной или воздушно-реактивной уста­новкой.

Двигатель состоит из трех камер, ТНА, питающего эти камеры, газогенерато­ра, вырабатывающего парогаз для ра­боты турбины, и агрегатов пуска и уп­равления. На режимах форсажа рабо­тают все три камеры (диапазон тяг: 900...300 кгс), в других случаях может работать только одна камера (300...100 кгс). Управление двигателем полностью автоматизировано, введена автоблоки­ровка для устранения аварий вследст­вие неправильного запуска двигателя. РД-3 был разработан и проходил стен­довые испытания в 1944-45 гг. Компоненты топлива - азотная кисло­та и керосин Рз = 0,900 тс (8,83 кН) 1з = 190 с рк = 22,5 атм Мдв. = 190 кг

РД-100

жидкостный ракетный двигатель

РД-100 разработан в 1947-50 гг для баллистической ракеты Р-1 и ее моди­фикаций. Являлся советским вариан­том двигателя немецкой ракеты А-4 (Фау-2). Воспроизводство его происхо­дило при участии немецких инженеров. Представляет собой однокамерный ЖРД с ТНА, приводимым в действие продуктами каталитического разло­жения концентрированной перекиси водорода в газогенераторе. Компоненты топлива - жидкий кисло­род и 75%-ый раствор этилового спирта Рп = 31,3 тс (307 кН) Рз = 27,2 тс (267 кН) 1п = 237 с 1з = 203 с t = 65 c

РД-100 [78]

Р-1Д [60]

Количество камер 1 рк = 1,59 МПа Km = 1,28 Ntha = 400 кВт птна = 3900 об./мин. Мдв. = 885 кг Эдв. = 1650 мм Ьдв. = 3700 мм

РД-101

жидкостный ракетный двигатель

РД-101 - кислородно-спиртовой ЖРД, разработанный в 1947-51 гг. для бал­листической ракеты Р-2 и ее модифи­каций.

Представляет собой однокамерный ЖРД с ТНА, приводимым в действие продуктами каталитического разло­жения концентрированной перекиси водорода в газогенераторе. РД-101 создан в результате усовер­шенствования РД-100 (без участия немецких специалистов) путем при­менения горючего большей концент­рации (92%), форсирования рабочих параметров, улучшения охлаждения смесительных головок камеры и соп­ла, введения автоматики для регули­рования тяги в полете, модерниза­ции системы газогенерации (приме­нены твердый катализатор разложе­ния перекиси водорода, а затем и центробежный насос для подачи ее в газогенератор), введения сильфон- ных трубопроводов для окислителя и эластичных для горючего, улучше­ния компоновки и т. д.; изменения претерпели все системы и элементы ЖРД.

Рп = 41,2 тс (404 кН)

Рз = 37 тс (363 кН)

1п = 237 с

1з = 210 с

рк = 2,12 МПа

Km = 1,45

t = 85 с

Мдв. = 888 кг

Эдв. = 1650 мм

Р-2 [60]

Ьдв. = 3350 мм

РД-102

жидкостный ракетный двигатель

В 1951-53 гг. для ракеты Р-3А разра­ботан проект ЖРД РД-102, где ком­понентами топлива являлись жид­кий кислород и спирт.

Работы по проекту РД-102 были пре- 1з = 214 с

кращены в пользу РД-103. t = 83 с

Рп = 43,7 тс (428 кН) Мдв. = 885 кг

1п = 235 с Ьдв. = 3100 мм

Ю "ЭНЕРГОМАШ"

РД-103

жидкостный ракетный двигатель

РД-103 разработан в 1948-53 гг. для баллистических ракет Р-5, Р-5М, "Вер­тикаль" и др. В основном использова­лась модификация РД-103М. Представляет собой однокамерный ЖРД с ТНА, приводимым в действие продуктами каталитического разло­жения концентрированной перекиси водорода в газогенераторе. Создан в результате усовершенствова­ния РД-100 путем применения горю­чего большей концентрации, форси­рования рабочих параметров, улучше­ния охлаждения смесительных голо­вок камеры и сопла, введения автома­тики для регулирования тяги в полете, модернизации системы газогенерации (применены твердый катализатор раз­ложения перекиси водорода, а затем и центробежный насос для подачи ее в

газогенератор), введения сильфонных трубопроводов для окислителя и элас­тичных для горючего, улучшения ком­поновки и т. д.; изменения претерпели все системы и элементы ЖРД. Компоненты топлива - жидкий кисло­род и 92%-ый раствор этилового спирта Рп = 51 тс (500 кН) Рз = 44 тс (432 кН) 1п = 248 с 1з = 220 с t = 120 c рк = 2,39 МПа Мдв. = 870 кг Эдв. = 1620 мм Ьдв. = 3220 м

РД-103М [63]

В 1952-55 гг. создана модификация РД-103РД для использования при ис­пытаниях систем будущей МБР Р-7.

РД-105

жидкостный ракетный двигатель

РД-105 - экспериментальная разработ­ка 1952-54 гг. для первой ступени МБР типа Р-7. Предусматривалась ДУ пер­вой ступени из четырех ЖРД РД-105. Компоненты топлива - жидкий кисло­род и керосин

РД-106

жидкостный ракетный двигатель

Экспериментальная работа по РД-106, модификация РД-105 с большим соп­лом, проводилась в 1952-54 гг. для вто­рой ступени МБР. На второй ступени предполагалось установить один двига­тель РД-106 и включать его одновре­менно с двигателями РД-105 первой ступени.

Компоненты топлива - жидкий кисло -

род и керосин

Рп = 65,8 тс (645,3 кН)

1п = 310 с

t = 330 c

Количество камер 1 рк = 5,88 МПа

Геометрическая степень расширения

сопла 20,4

Km = 2,7

Мдв. = 802 кг

Эдв. = 1400 мм

Ьдв. = 4800 мм

РД-107

РД-107 разработан в 1954-57 гг. для первой ступени МБР Р-7. Модифика­ции РД-107 использовались на РН "Спутник", "Восток", "Восход", "Мол­ния", "Союз".

Производится в ОАО "Моторострои­тель" (г. Самара).

ЖРД содержит четыре основных и две рулевые камеры, питающий их ТНА, газогенератор, агрегаты управления, раму и др.

РД-107[105]

Основные камеры паяно-сварной кон­струкции с внутренним и регенера­тивным охлаждением создают 92% тя­ги ЖРД. Корпус камеры сгорания об­разован двумя оболочками - огневой бронзовой стенкой и стальной рубаш­кой, которые соединены через гофри­рованные проставки, а в области мак­симального теплового потока через ребра на огневой стенке. Окислитель подается непосредственно в смеси­тельную головку камеры через цент­ральный патрубок, горючее - в коль­цевой коллектор, расположенный у выхода из камеры, и распределяется по каналам охлаждающего тракта. За­тем, нагретый до 480 К, направляется в смесительную головку пакетной кон­струкции с плоскими днищами, скреп­
ленными 337 форсунками. Одна фор­сунка - в центре, остальные - в 10 кон­центрических рядах. Все форсунки, кроме периферийных, двухкомпо- нентные. На периферии установлены форсунки горючего, создающие у ог­невой стенки камеры защитную газо­жидкостную пленку завесного охлаж­дения. Ори сжигании топлива в каме­ре сгорания образуется газ с давлени­ем 5,85 МОа и температурой 3520 К. Ори этом газ разгоняется до скорости 2950 м/с, сообщая камере тягу 230 кН (в пустоте). Огневое днище смеситель­ной головки, форсунки, огневая стен­ка и гофрированные проставки изго­товлены из жаропрочных медных сплавов, остальные детали камеры - стальные.

РН "Восток" [105]

Турбонасосный агрегат РД-107 [63]

ТНА содержит два основных и два вспомогательных центробежных одно­ступенчатых насоса и активную двух­ступенчатую турбину мощностью 3820 кВт. Основные насосы - с осевой крыльчаткой горючего и шнеками окислителя перед центробежными ко­лёсами - установлены соосно с турби­ной и имеют одинаковую с ней часто­ту вращения 138 об./с. Насосы рас­считаны на подачу 226 кг/с жидкого кислорода под давлением 7,8 МОа и подачу 91 кг/с керосина под давлени­ем 9,3 МОа. Корпуса, колеса и шнеки насосов - из алюминиевых сплавов; валы, осевая крыльчатка и почти все детали турбины - стальные. Вспомо­гательные насосы приводятся во вра­щением (302 об./с) через шестерен­ный мультипликатор. Один из насосов подает жидкий азот в теплообменник, который встроен в выхлопной коллек­тор турбины. Испарившийся в тепло­обменнике азот используется для над­дува топливных баков РН. Другой вспомогательный насос питает 82%-ой перекисью водорода газогенератор, содержащий твердый катализатор, при прохождении через который пере­кись водорода разлагается на водяной пар и газообразный кислород. Смесь под давлением 5,4 МОа и с температу­рой 830 К поступает (8,8 кг/с) на ло­патки турбины и затем выбрасывает­ся через выхлопные патрубки со ско­ростью 450 м/с, создавая тягу 7 кН. Рулевые камеры по конструкции ана­логичны основным. Работая при дав­лении 5,4 МОа, каждая из них разви­вает тягу в 6 раз меньшую, чем основ­ная камера. Камеры снабжены полны­ми цапфами, через которые подводит­ся топливо; они же обеспечивают при помощи гидроприводов отклонение камер на угол 45°. Зажигание топлива в камерах при запуске осуществляется от пиротехнических устройств, уста­навливаемых через сопла. Регулирова­ние ЖРД по тяге достигается измене­нием расхода рабочего тела газогене­ратора. Соотношение компонентов топлива регулируется изменением расхода горючего.

Компоненты топлива - жидкий кисло­род и керосин Рз = 821 кН Рп = 1000 кН 1з = 2520 Н/(кг/с) 1п = 3080 Н/(кг/с) Km = 2,47

Ю "ЭНЕРГОМАШ"

t = 140 с рк = 5,85 МПа Мдв. = 1155 кг

РН "Космос" [98]

Ьдв. = 2860 мм (без рулевых камер) Эдв. = 2580 мм (без рулевых камер) За прошедшие годы были разработа­ны разнообразные модификации ЖРД РД-107, которые использовались для пусков семейства космических РН, со­зданных на базе МБР Р-7 ("Спутник", "Луна", "Восток", "Молния", "Восход", "Союз", "Союз-У", "Союз-У2"). Все они основывались на конструкции двига­теля РД-107 и не имели принципиаль­ных отличий по конструкции. Использующаяся в настоящее время модификация является одной из наи­более совершенных и надежных моди­фикаций двигателей типа РД-107. Она разработана в 1971-75 гг.

РД-108

жидкостный ракетный двигатель

Р-7 [60] РД-108 [78]

РД-108 разработан в 1954-57 гг. Производится в ОАО "Моторострои­тель" (г. Самара).

Аналогичен по конструкции РД-107. Отличается в основном числом руле­вых камер и конструкцией дросселя, предназначенного для изменения соот­ношения топливных компонентов (ус­тановлен в магистрали окислителя в отличие от РД-107). Двигатель РД-108 имеет четыре основные камеры и четыре рулевые камеры. Камеры, ТНА и газогенератор - те же, что и в РД-107. ЖРД включается одновременно с дви­гателями первой ступени. Компоненты топлива - жидкий кисло­род и керосин

Рз = 745 кН Рп = 941 кН 1з = 2430 Н/(кг/с) 1п = 3090 Н/(кг/с) рк = 5,1 МПа t = 310 с Km = 2,39

Ьдв. = 2860 мм (без рулевых камер) Эдв. = 1950 мм (без рулевых камер) Мдв. сухая = 1250 кг

За прошедшие годы были разработа­ны разнообразные модификации ЖРД РД-108, которые использовались для пусков семейства космических РН, со­зданных на базе МБР Р-7 ("Спутник", "Луна", "Восток", "Молния", "Восход", "Союз", "Союз-У", "Союз-У2"). Все они основывались на конструкции двига­теля РД-108 и не имели принципиаль­ных отличий по конструкции. Исполь­зуемая в настоящее время модифика­ция РД-108 является одной из наибо­лее совершенных и надежных моди­фикаций двигателей типа РД-108. Она разработана в 1971-75 гг. В одной из модификаций двигателя для РН «Союз-У2» керосин для повы­шения экономичности был заменен циклином, но сейчас эта модифика­ция не используется.

ступени РН, разрабатывавшийся в 1957-60 гг.

Представляет собой однокамерный ЖРД на кислороде и НДМГ. Рабочим телом турбины являются продукты термического разложения основного горючего в газогенераторе вместо па- схеме.

Работы по РД-109 прекращены в поль­зу РД-119.

Компоненты топлива - жидкий кисло­род и НДМГ Рп = 10,36 тс (101,6 кН) 1п = 334 с

Количество камер 1 рк = 7,75 МПа

Геометрическая степень расширения

сопла 58,5

Km = 1,49

Мдв.сухая = 210 Кг

Эдв. = 1000 мм

Ьдв. = 2300 мм

РД-110

жидкостный ракетный двигатель

1з = 244 с

Количество камер 1 рк = 5,88 МПа Km = 2,65 Эдв. = 1800 мм Ьдв. = 5200 мм

РД-111

жидкостный ракетный двигатель

РД-111 разработан в 1959-65 гг. для первой ступени МБР Р-9. Компоненты топлива - жидкий кисло­род и керосин

РД-111 [65]

РД-111 содержит 4 камеры, ТНА, газо­генератор, агрегаты автоматики, раму и др. элементы. Камера ЖРД - со свя­занными оболочками, с регенератив­ным и завесным (от форсуночной го­ловки) охлажденным горючим. Каме­ры установлены на двигательной раме в подшипниках, оси которых располо­жены горизонтально, в плоскостях курса и тангажа РН; путем поворота камер достигается полное управление полетом. Над камерами расположен горизонтально ТНА, связанный с ни­ми сильфонными металлическими шлангами. ТНА содержит центробеж­ные одноступенчатые насосы окисли­теля и горючего (со шнеками на входе) и двухступенчатую осевую активную турбину (мощность 8460 кВт). Насосы и турбины расположены соосно и вра-

Р-9А [60]

щаются с частотой 142 об./с. Газ для привода ТНА вырабатывается в газо­генераторе за счет сжигания неболь­шой части топлива с избытком горю­чего. Отработанный газ выбрасывает­ся через патрубок, снабженный рас­ширяющимся соплом. ЖРД регулиру-

Ю "ЭНЕРГОМАШ"

ется по тяге аналогично ЖРД РД-219 и по соотношению компонентов топли­ва - РД-107. Зажигание топлива в ка­мерах и газогенераторе при запуске осуществляется от пиротехнических устройств; раскрутка ТНА произво­дится пороховым стартером. Рп = 166 тс (1628 кН) Рз = 143,51 тс (1407 кН) 1п = 317 с 1з = 275 с t = 110 с рк = 7,85 МПа

Геометрическая степень расширения

сопла 18,0

Km = 2,39

Мдв. = 1480 кг

Эдв. = 2760 мм

Ьдв. = 2340 мм

Турбонасосный агрегат РД-111 [63]

1, 2 - главные пуско-отсечные клапаны; 3 - пороховой стартер; 4 - дроссель системы опорожнения баков; 5, 16 - электроприводы; 6, 7 - насосы; 8 - теплообменник; 9 - газогенератор; 10 - отсечный пироклапан; 11 - турбина; 12, 13, 15, 17 - редукторы давления; 14 - пуско-отсечный клапан; 18, 19 - управляющие электропневмоклапаны; 20 - выпускное сопло турбины; 21 - датчик давления системы регулирования тяги; 22 - камера; а - горючее; б - окислитель; в, г - газ для наддува баков; д - сжатый воздух от бортовых баллонов; е - сжатый воздух от наземной установки

Схема РД-111 [63]

РД-112

жидкостный ракетный двигатель

Проектные работы по РД-112 велись в 1960 г. для установки на первую сту­пень МБР.

Предложена схема с дожиганием окис­лительного генераторного газа в основ­ной камере сгорания. Для раскрутки турбины предполагалось использовать пусковую турбину, приводимую порохо­выми газами от стартера.

Компоненты топлива - жидкий кисло­род и НДМГ. Рп = 111 тс (1089 кН) Рз = 98 тс 1п = 344 с 1з = 304 с

Количество камер 1 рк = 14,7 МПа

Геометрическая степень расширения сопла 31,8 Km = 1,7

Мдв.сухая = 790 кг Эдв. = 1290 мм Ьдв. = 2600 мм

РД-113

жидкостный ракетный двигатель

Проектные работы велись в 1960 г. для установки на вторую ступень МБР. Развитие ЖРД РД-112 (отличался вы­сотным соплом).

Компоненты топлива - жидкий кисло­род и НДМГ

Рп = 116 тс (1138 кН) Km = 1,7

1п = 360 с Мдв. = 1100 кг

Количество камер 1 Эдв. = 2480 мм

рк = 14,7 МПа Ьдв. = 4200 мм

Геометрическая степень расширения сопла 119,8

РД-114

жидкостный ракетный двигатель

Проектные работы по РД-114 велись в переходом к разработке двигателей на Количество камер 1

1960-61 гг. для первой ступени МБР. По принципиальной схеме аналогичен двигателю РД-112, но форсирован по тяге. В камере введены два пояса ще­левой завесы и улучшена схема ох­лаждения сопла. Проводились модель­ные испытания отдельных агрегатов и

азотном тетраоксиде вместо кислорода. Компоненты топлива - жидкий кисло­род и НДМГ. Рп = 168,6 тс (1653 кН) Рз =152 тс 1п = 341 с 1з = 307 с рк = 14,7 МПа Геометрическая степень расширения сопла 26,4 Km = 1,77 Мдв. = 900 кг Эдв. = 1460 мм Цдв. = 2600 мм

узлов. Работы прекращены в связи с t = 120 с

РД-115

жидкостный ракетный двигатель

Высотная модификация двигателя РД-114.

Компоненты топлива - жидкий кисло­род и НДМГ Рп = 176 тс (1726 кН) 1п = 357 с

t = 130 с Km = 1,77

Количество камер 1 Мдв. = 1250 кг

рк = 14,7 МПа Эдв. = 3265 мм

Геометрическая степень расширения Lдв. = 5000 мм сопла 86,2

РД-119

жидкостный ракетный двигатель

РД-119 разработан в 1958-62 гг. и ис­пользовался на второй ступени РН "Космос". Изготавливался в Химках и Красноярске.

Содержит камеру, ТНА, газогенератор, рулевые сопла, агрегаты управления, раму и другие элементы. Камера ЖРД - со связанными оболочками, тракт регенеративного охлаждения образо­ван оребрением огневой стенки в об­ласти камеры сгорания и горловины сопла, а также гофрированными про- ставками между стенками сопловой части камеры. Внутреннее охлажде­ние камеры обеспечивается перифе­рийными форсунками смесительной

1 - камера; 2 - рулевые сопла; 3 - газораспределитель с электроприводом; 4 - отсечный пироклапан окислителя; 5 - смеситель; 6 - трубопровод го­рючего камеры; 7 - газогенератор; 8 - теплообменник-испаритель; 9 - турбина; 10, 16 - пуско-отсечные клапаны; 11 - насос горючего; 12 - насос окислителя; 13 - пусковой клапан окислителя; 14 - азотный редуктор с электроприводом; 15 - баллон со сжатым азотом; 17 - редуктор давления горючего; 18 - трубопровод горючего газогенератора; 19 - отсечный кла­пан горючего камеры; 20 - трубопровод горючего завесного охлаждения

РД-119 [105]

Схема РД-119 [63]

головки и питаемым автономно по­ясом завесы, установленным перед соплом. ТНА содержит два шнекоцент- робежных топливных насоса и осевую двухступенчатую активную турбину с частотой вращения 350 об./с и мощ­ностью 566 кВт, расположенные на двух соосных валах, которые связаны с помощью шлицевого соединения че­рез короткий гибкий вал. На одном ва­лу установлены насос горючего и (кон- сольно) турбина, на другом - насос окислителя. Турбина приводится во вращение газом с температурой 1030 К, который вырабатывается при терми­ческом разложении горючего в газоге-

нераторе. Начальный тепловой им­пульс создается сжиганием порохово­го заряда, расположенного в газогене­раторе. Этот же заряд используется для начальной раскрутки турбины при запуске ЖРД. Отработанный газ турбины истекает через три пары не­подвижных рулевых сопел, снабжен­ных газораспределителями с электро­приводами, обеспечивая управление полетом РН.

В РД-119 имеются агрегаты, выраба­тывающие газ для наддува топливных баков. Бак окислителя наддувается продуктами испарения окислителя в теплообменнике, который встроен в выхлопной патрубок турбины. Бак го­рючего наддувается газом, образую­щимся при смешении части генера­торного газа с горючим. Зажигание топлива в камере при включении ЖРД осуществляется от пиротехнического устройства, устанавливаемого через сопла. Тяга регулируется изменением расхода горючего тела газогенерато­ра. В конструкции камеры, газогене­ратора, газораспределителей, систе­мы газовых трубопроводов широко ис­пользованы титановые сплавы. При команде на включение РД-119 двига­тель первой ступени (РД-214) еще ра­ботает, и создаваемая им перегрузка

"НПО "ЭНЕРГОМАШ"

обеспечивает поступление начальной порции топлива в двигатель. Компоненты топлива - жидкий кисло­род и НДМГ Рп = 10,71 тс (105 кН) 1п = 352 с t = 260 с рк = 7,89 МПа

Геометрическая степень расширения сопла 102,0 Km = 1,5

Мдв. сухая = 168 кг Ьдв. = 2170 мм

Эдв. = 1020 мм (без рулевых сопел)

РД-120

жидкостный ракетный двигатель

ЖРД РД-120 разработан в 1976-85 гг. под общим руководством В.П.Радов- ского для второй ступени РН "Зенит". Имеет схему с дожиганием окисли­тельного газа. Он выполняет только маршевые функции (осуществляет ос­новной разгон ступени) и обеспечива­ет подогрев гелия для наддува бака окислителя.

Наземные огневые испытания ЖРД проходил в полностью укомплектован­ном составе с полноразмерным соп­лом на стенде с выхлопным диффузо­ром, позволяющим имитировать вы­сотные условия работы двигателя. Летные испытания РН "Зенит" нача­лись в 1985 г.

Двигатель допускает проведение мно­гократных огневых стендовых испы­таний автономно или в составе ступе­ни и дальнейшее использование на РН при минимальном объеме профилак­тических работ.

ЖРД РД-120 является однокамерным двигателем с насосной подачей. На ступени он установлен неподвижно внутри торового бака горючего. Каме­ра паяно-сварной конструкции с плос­кой многофорсуночной смесительной головкой. Ее наружное (регенератив­ное) и внутреннее (пленочное) охлаж­дение осуществляется горючим. ТНА расположен вертикально. Он выпол­нен двухблочным. Первый блок содер­жит осевую одноступенчатую газовую турбину и насос кислорода. Во втором блоке размещены насосы керосина первой и второй ступени. Безкавита- ционную работу ТНА обеспечивают бустерные насосные агрегаты (БНА). Газогенератор - окислительный, пая­но-сварной. Он работает на основных компонентах ракетного топлива и ох­лаждается кислородом. Теплообмен­ник подогрева гелия для наддува бака окислителя паяно-сварной. Управле­ние работой ЖРД обеспечивают авто­матические и пневмоуправляемые клапаны, регуляторы тяги и дроссель СОБ. Все агрегаты ЖРД с помощью трубопроводов объединены в единую пневмогидравлическую систему и функционируют по определенной цик­лограмме по командам от системы уп­равления РН.

РД-120 был первым российским се­рийным ЖРД, прошедшим стендовые огневые испытания в США в октябре 1995 г.

ЖРД серийно изготавливается на Юж­ном машиностроительном заводе (г. Дне­пропетровск, Украина). Его серийное производство в короткие сроки может быть также налажено в "НПО Энерго- маш" или на других заводах отрасли. Компоненты топлива - жидкий кисло­род и керосин.

Зажигание компонентов топлива осу­ществляется с помощью пускового го­рючего.

Рп = 85 тс (833 кН) 1п = 350 с t = до 360 с Количество камер 1 Рк = 16,2 МПа

РД-120К [98]

Геометрическая степень расширения сопла 106,1 Km = 2,6

Диапазон дросселирования 70...110% Мдв. = 1125 кг Эдв. = 1954 мм Ьдв. = 3872 мм

На базе РД-120 разработаны двигате­ли: РД-120К для первых ступеней пер­спективных РН и РД-120и для первой ступени РН ULV-22 ("Единство"). Двигатель РД-120К, являющийся мо­дификацией двигателя РД-120 с уко­роченным соплом, отличается от по­следнего перекомпонованной верхней частью. РД-120К, разработка которого велась в "НПО Энергомаш" в инициа­тивном порядке, предназначен для ис­пользования на первых ступенях пер­спективных РН легкого и среднего класса. Он имеет возможность регули­рования по тяге - 50...105%. РД-120К может устанавливаться как неподвижно (в этом случае управле­ние вектором тяги двигателя может осуществляться с помощью двух ру­левых камер), так и в шарнирном подвесе для управления вектором тя­ги (угол качания камеры в двух плос­костях ±6°.

Основная камера двигателя РД-120и установлена неподвижно, а управле­ние вектором тяги осуществляется с помощью двух рулевых камер. В 1999 г. были проведены два огневых стендо­вых испытания двигателя РД-120и в НИИХиммаш в Сергиевом Посаде. Компоненты топлива - жидкий кисло­род и керосин

Рз = 73...80 тс (716...785 кН)

1п = 337 с 1з = 305 с

Количество камер 1

рк = 16,6...17,5 МПа

Геометрическая степень расширения

сопла 106,7

Km = 2,6

Мдв. = 1080 кг

Эдв. = 1500 мм

Испытания РД-120 на стенде компании Pratt & Whitney [97]

Ьдв. = 2800 мм

РД-134

жидкостный ракетный двигатель

рк = 16,7 МПа Km = 2,6 Мдв. = 540 кг Эдв. = 2400 мм Ьдв. = 1600 мм

РД-146

жидкостный ракетный двигатель

РД-146 - проектная разработка 1992 г. Рп = 90 тс (883 кН) Кт = 2,6

для второй ступени РН. 1п = 350 с Количество камер 1

Компоненты топлива - жидкий кис- рк = 16,67 МПа лород и керосин

"НПО "ЭНЕРГОМАШ"

РД-161

РД-161 (проект 1990 г.) - высотный од­нокамерный ЖРД с турбонасосной си­стемой подачи топлива. Выполнен по схеме с дожиганием генераторного га­за. Имеет качающуюся в двух плос­костях камеру. Базовая версия. Назна­чение - верхняя ступень РН и разгон­ных блоков. Двигатель оснащен газо­генератором высокого давления для питания управляющих камер. Зажигание компонентов топлива в РД-161 осуществляется с помощью плазмы, возникающей при пропуска­нии тока высокого напряжения и час­тоты через газообразный кислород. РД-161-1 - вариант без неохлаждае- мого соплового насадка Компоненты топлива - жидкий кисло­род и керосин Рп = 2 тс (19,6 кН) 1п = 360 с t = 900 c

Количество камер 1 рк = 12,2 МПа

Геометрическая степень расширения сопла 18,75

Количество включений - до 17

Угол качания в шарнире ±6°

№гна = 444 л.с.

Km = 2,6

Мдв. = 119 кг

Бдв. = 780 мм

Ьдв. = 1700 мм

РД-161-2 - вариант с неохлаждаемым сопловым насадком. Компоненты топлива - жидкий кисло­род и керосин Рп = 2,03 тс (19,9 кН) 1п = 365 с t = 900 c

Количество камер 1 рк = 11,72 МПа

РН "Союз " [79]

Геометрическая степень расширения сопла 19,25 Km = 2,6 Мдв. = 141 кг

Бдв. = 1020 мм Ьдв. = 2205 мм

РД-161П - проект 1993 г. с двумя уров­нями тяги (1 - основной и 2 - проме­жуточный режим) и другим окислите­лем (высококонцентрированная пере­кись водорода). Схема двигателя - за­мкнутая с дожиганием. Назначение - третья ступень РН "Союз". Рп1 = 2,5 тс (24,5 кН) Рп2 = 1,4 тс (13,7 кн) 1п1 = 319 с 1п2 = 317 с рк = 12,23 МПа t = 900 c

Количество камер 1 Геометрическая степень расширения сопла 265,0 Km = 5,9

Количество включений - до 50

№гна = 500 л.с.

Мдв. = 105 кг

Бдв. = 540 мм

Ьдв. = 1450 мм

Двигатели РД-161 и РД-161П состоят из практически аналогичных камер сгорания с двухкомпонентными (газ - жидкость) форсунками, высотных со­пел и ТНА. Тракт газогенерации обоих ЖРД различен. Газогенератор двига­теля РД-161 - двухкомпонентный од- нофорсуночный (центробежная фор­сунка с осевым впрыском горючего и периферийным распылом окислите­ля), работает с избытком окислителя, образуя горячий газ с температурой около 550°С, состоящий в основном из кислорода и некоторой части паров воды и углекислого газа. Газогенера­тор двигателя РД-161П - однокомпо- нентный каталитический: при прохо­де перекиси водорода через каталити­ческий пакет происходит ее разложе­ние с образованием горячего парогаза с температурой порядка 850°С, состо­ящего из паров воды и кислорода. По-

РД-161П [78]

сле срабатывания на лопатках турби­ны ТНА парогаз поступает в камеру сгорания, где дожигается с помощью горючего.

"НПО "ЭНЕРГОМАШ"

Благодаря применению однокомпо- нентного газогенератора система по­дачи топлива и запуска двигателя бы­ла существенно упрощена. Этот дви­гатель имеет особенность: в случае, если горючее в камеру сгорания не по­дается, ЖРД работает в так называе­мом однокомпонентном режиме, со­здавая при этом достаточно высокую тягу. Наибольшая трудность в разра­ботке системы подачи топлива состоя­ла в выборе материалов для каталити­ческого пакета газогенератора. Применение насадка из углепластика длиной приблизительно 500 мм позво­

ляет увеличить удельный импульс тя­ги в вакууме примерно на 5 единиц. Двигатель РД-161 относится к разряду перспективных. Он обеспечивает по­лучение наиболее высокого удельного импульса тяги кислородно-керосино­вых ЖРД.

РД-167

жидкостный ракетный двигатель

Для верхних ступеней РН в 90-х гг. Рп = 35 тс (343 кН) Эдв. = 2370 мм

разработан проект ЖРД РД-167 (ва- 1п = 383 с Ьдв. = 1575 мм

риант РД-134). Количество камер 4

Компоненты топлива - жидкий кис- рк = 19,6 МПа

лород и жидкий метан Km = 3,6

РД-169

жидкостный ракетный двигатель

РД-169 предложен в начале 90-х гг. для первой ступени РН "Рикша-1". Связка из шести ЖРД РД-169 образует ДУ РД-190.

Проект выполнен с дожиганием окис­лительного генераторного газа. Управ­ление вектором тяги - качание в двух плоскостях ±8°.

Компоненты топлива - жидкий кисло­род и жидкий метан Рп = 17 тс (167 кН) Рз = 15 тс (147 кН) 1п = 351 с 1з = 309 с

Количество камер 1 рк = 14,7 МПа

Km = 3,4

Продолжительность одного использо­вания 200 с

Количество включений в полете 1 Мдв. сухая = 246 кг Эдв. = 530 мм Ьдв. = 2100 мм

РД-170

жидкостный ракетный двигатель

РД-170 [78]

РД-170 разработан в 1976-87 гг. для первой ступени РН "Энергия". Самый мощный в мире ЖРД имеет высочайший уровень параметров и характеристик для двигателей такого класса. Двигатель предназначен для многократного использования и сер­тифицирован на 10-кратное использо­вание. Первое огневое испытание РД-170 было проведено 25 августа 1980 г. На одном из двигателей было проведено 18 полноресурных огневых испытаний на стенде с общей нара­боткой 2520 секунд. Первый полет в составе РН "Энергия" был выполнен 15 мая 1987 г. Двигатель спроектирован по схеме с дожиганием окислительного газа. Он имеет четыре камеры сгорания и один ТНА, приводимый в действие двумя газогенераторами. Управление векто­ром тяги обеспечивается качанием каждой камеры на угол ±8° в двух пло­скостях благодаря разработке уни­кального сильфонного узла. (Подробное описание конструкции - см. РД-171)

Компоненты топлива - жидкий кисло­род и керосин. Рз = 740 тс (7255 кН) Рп = 806 тс (7903 кН) 1з = 309,2 с 1п = 337 с рк = 24,5 МПа Km = 2,6

Мдв.сухая = 9750 кг Эдв. = 4000 мм Ьдв. = 4000 мм

РН "Энергия" [60]

Количество использований - до 10

Ю "ЭНЕРГОМАШ"

Схема РД-170 [60]

РД-171

жидкостный ракетный двигатель

РД-171 [78]

ЖРД РД-171 создан в 1976-85 гг под об­щим руководством В.П.Радовского. ЖРД РД-171 выполнен по схеме дожига­ния в камерах окислительного генера­торного газа. Сегодня это самый мощ­ный ЖРД в мире. Он устанавливается на первых ступенях РН "Зенит" и "Zenit- 3SL".

Конструктивно аналогичен РД-170 (за исключением крепления к ракете) и об­ладает возможностью качания камер только в одной плоскости. ЖРД РД-171 допускает проведение огне­вых стендовых испытаний автономно или в составе ступени и дальнейшее ис­пользование на РН при минимальном объеме профилактических работ: Он выполняет маршево-рулевые функ­ции (осуществляет разгон и управление полетом РН), а также обеспечивает подо­грев гелия для наддува бака окислителя ступени и подачу керосина с высоким давлением на бортовой источник мощ­ности для рулевых гидроприводов РН. ЖРД РД-171 является четырехкамерным двигателем с насосной подачей компо­нентов ракетного топлива. Камеры уста­новлены в карданных узлах силовой ра­мы и могут отклоняться в тангенциаль­ной плоскости на угол до 8°. Камеры имеют паяно-сварную конструкцию с плоскими многофорсуночными смеси­тельными головками. Их наружное (ре­генеративное) и внутреннее (завесное) охлаждение производится горючим. Окислительный газ подводится по газо­водам, имеющим уникальные сильфон- ные узлы, обеспечивающие поворот ка­мер. ТНА расположен вертикально меж­ду камер. ТНА содержит осевую односту­пенчатую газовую турбину, шнекоцент- робежный насос окислителя и шнеко- центробежный двухступенчатый насос горючего (вторая ступень обеспечивает подачу части горючего в газогенерато­ры). Турбина и насос окислителя уста­новлены на одном валу. Две ступени на­соса горючего установлены на другом со- осно расположенном валу, крутящий мо­мент на который передается с помощью зубчатой рессоры. Безкавитационную работу ТНА обеспечивают бустерные на­сосные агрегаты. Оба газогенератора - окислительные, паяно-сварные. Они ра­ботают на основных КРТ и охлаждаются кислородом. Теплообменник подогрева гелия - многостенный, паяно-сварной. Управление работой ЖРД обеспечивают автоматические и пневмоуправляемые клапаны, регулятор тяги, дроссель СОБ и дроссели окислителя. Все агрегаты

РН "Zenit-3SL"на платформе стартового комплекса Sea Launch [84]

ЖРД с помощью трубопроводов объеди­нены в единую пневмогидравлическую систему и функционируют по опреде­ленной циклограмме по командам от си­стемы управления РН. ЖРД изготавливаются в "НПО Энерго- маш". В 80-х гг. велось параллельное из­готовление двигателя на Омском заводе ПО "Полет".

Компоненты топлива - жидкий кислород и керосин. Вспомогательным компонен­том является пусковое горючее ПГ-2. Рп = 806 тс (7903 кН) Рз = 740 тс (7254 кН) 1п = 337 с 1з = 309,2 с Количество камер 4 рк = 24,5 МПа t = 140 с Km = 2,63 Мдв. = 9500 кг Эдв. = 4150 мм Ьдв. = 3565 мм

"НПО "ЭНЕРГОМАШ"

РД-172

жидкостный ракетный двигатель

Проект РД-172 создан в90-х гг как мо­дификация РД-171 с повышенной тягой за счет увеличения давления в камерах сгорания.

Компоненты топлива - жидкий кисло­род и керосин

РД-180

жидкостный ракетный двигатель

Двухкамерный РД-180 разработан в 1994-98 гг для РН Atlas IIIA компании Lockheed Martin на основе ЖРД РД-170. Двигатель спроектирован по схеме с дожиганием окислительного газа. Двигатель РД-180 имеет две камеры сгорания в отличие от четырехкамер- ного РД-170 и новый ТНА меньшей мощности, приводимый в действие одним газогенератором, а также ряд агрегатов автоматики, спроектиро­ванных заново.

В начале 1996 г. "НПО Энергомаш" приступило к подготовке производст­ва РД-180, а огневые испытания дово­дочных двигателей прошли уже в ноя­бре того же года. Первое огневое ис­пытание на стенде в США было прове­дено 29 июля 1998 г. Первый товар­ный ЖРД РД-180 поставлен в США в январе 1999 г. Первый полет амери­канской РН Atlas IIIA с российским двигателем РД-180 успешно осуществ­лен 24 мая 2000 г.

РД-180 на РН Atlas IIIA [78]

РД-180 [78]

"НПО Энергомаш" имеет контракт на поставку в США 18 двигателей для за-

Ю "ЭНЕРГОМАШ"

пусков американских ракет. В июне 1997 г. Lockheed Martin объявил о наме­рении заказать 101 двигатель РД-180 производства "НПО Энергомаш" для коммерческих полетов РН Atlas IIIA. Планируется оснастить двигателями РД-180 и новое семейство РН Atlas V. Маркетингом и реализацией двигате­ля РД-180 в США занимается совмест­ное предприятие "РД АМРОС", создан­ное при равном участии "НПО Энерго­маш" и Pratt & Whitney. Компания Pratt & Whitney купила ли­цензию на производство девяти дви­гателей РД-180 для установки на вы­шеуказанную РН.

Компоненты топлива - жидкий кисло­род и керосин Рп = 423,4 тс (4152 кН) Рз = 390,2 тс (3828 кН) 1п = 337,8 с 1з = 311,3 с рк = 26,0 МПа Km = 2,72

20212223242526