JCSAT (Раздаточные материалы), страница 4

для первойступени межконтинентальной баллистической ракеты УР-500.ЖРД РД-253 имеет турбонасоснуюсистему подачи топлива, выполненпо схеме с дожиганием окислительного газа и состоит из камеры, турбонасосного агрегата (ТНА), газоДвигатели второй ступениНа вторую ступень ракеты-носителя«Протон» устанавливаются четыреоднотипных автономных маршевыхЖРД: три РД-0210 и один РД-0211.Двигатели разработаны в КБ химической автоматики (КБХА).Однокамерный ЖРД РД-0210 выполнен по замкнутой схеме с дожиганием окислительного генераторного газа, с одним турбонасоснымКосмодром Байконур, сентябрь 2007генератора, струйного преднасоса(эжектора), агрегатов автоматикии наддува баков, прочих агрегатов.С начала 90-х годов первая ступеньПараметрРД-253РД-275Тяга на Земле / в пустоте, кН1470 / 16351600 / 1750Удельный импульс тяги на Земле / в пустоте, Н•с/кг2796 / 31002890 / 316014,715,7Давление в камере, МПаСоотношение компонентов2,72,67Масса двигателя (сухая), кг10801070Диаметр двигателя, мм15001500Высота двигателя, мм27203050агрегатом.

В состав двигателя входятгазогенератор, турбонасосный агрегат, струйные преднасосы (эжекторы) обоих компонентов, агрегаты регулирования и управления.На двигателе РД-0211, в отличиеот РД-0210, установлены агрегатынаддува баков, аналогичные агрегатам двигателя первой ступениРД-253, – газогенератор наддувабака горючего и смеситель наддува бака окислителя.ПараметрРД-0210 (РД-0211)Тяга в пустоте, кН588Удельный импульс тяги в пустоте, Н•с/кг3210Давление в камере, МПа14,7Масса двигателя, кг1470Высота двигателя, мм2327На третью ступень РН «Протон» устанавливается двигательная установка РД-0212, состоящая из однокамерного маршевого ЖРД РД-0213и четырехкамерного рулевого ЖРДРД - 0214.

Двигательная установкаразработана в КБ химической автоматики. РД-0213 по устройству иработе аналогичен двигателю второй ступени РД-0211 и является егомодификацией.18566 (582)Диаметр двигателя, ммДвигательная установкатретьей ступениРН «Протон» стала комплектоваться модернизированным двигателемРД‑275, созданным в 1987 – 1993 гг.на основе РД-253.Четырехкамерный рулевой двигатель РД-0214 выполнен по открытойсхеме без дожигания генераторногогаза с турбонасосной системой по-Ракета-носитель «Протон-М»ПараметрРД-0210 – жидкостный реактивный двигательвторой ступениRD-0210 – liquid propellant jet engineof the second stageдачи топлива.

В состав двигателявходят один ТНА, газогенератор, агрегаты управления и пиросредствадля их срабатывания.РД-0213РД-0214Тяга в пустоте, кН58230,9Удельный импульс тяги в пустоте, Н•с/кг32002870Давление в камере, МПа14,75,3Масса двигателя (сухая), кг55090Диаметр двигателя, мм14703780Высота двигателя, мм2327524Federal Space AgencyBaikonur Cosmodrome, September 2007First Stage EnginesThe Proton first stage is equipped with6 similar single-chamber liquid propellantjet engines. Initially, the RD‑253 rocketengine, developed by NPO Energomashbetween 1961 and 1965, was used on theUR-500 ICBM first stage. The RD-253engine featuring a turbopump propellantfeed system and oxidizing gas afterburParameterProton-M – JCSat-11ning consists of a chamber, turbopumpunit, gas generator, automatic controlunits, tank pressurization system andother elements.Since the beginning of the 90-s theProton first stage has been fitted withthe RD-275 upgraded engine developedand manufactured based on the RD-253between 1987 and 1993.RD-253RD-275Ground Thrust / Vacuum Thrust, kN1,470 / 1,6351,600 / 1,750Ground / Vacuum Thrust Specific Impulse, N∙s/kg2,796 / 3,1002,890 / 3,160Chamber Pressure, MPa14.715.7Mixture Ratio2.72.67Engine Dry Mass, kg1,0801,070Engine Maximum Diameter, mm1,5001,500Engine Maximum Height, mm2,7203,050Second Stage EnginesThe Proton second stage hosts foursimilar sustainer liquid pro­pellantengines: three RD-0210 and oneRD- 0211.

These engines were developed by the Design Bureau forChemical Automation.The RD-0210 single-chamber liquidpropellant engine featuring oxidizinggas afterburning consists of a turbopump unit, gas generator, ejectors, andcontrol systems.Unlike the RD-0210, the RD‑0211 isequipped with tank pressurizationdevices similar to those of theThird Stage Propulsion SystemThe Proton third stage accommodatesthe RD-0212 propulsion system consisting of the RD-0213 sustainer liquidpropellant engine and the RD­ ‑0214four-chamber steering engine. Thepropulsion system was developedby the Design Bureau for ChemicalAutomation.In terms of design and operation, theRD-0213 is similar to the RD‑0211 second stage engine: in fact, the 0213 version is a modification of the RD-0211.The RD-0214 four-chamber steeringengine (designed with no gas generator afterburning function) consists of aturbopump unit, gas generator, controldevices and separation pyrotechnics.ParameterVacuum Thrust, kNParameterРД-253 – жидкостный реактивный двигательпервой ступениRD-253 – liquid propellant jet engineof the first stageRD- 253 – the fuel tank pressurizationgas generator and the oxidizer tankpressurization mixer.RD-0210 (RD-0211)Vacuum Thrust, kN588Vacuum Thrust Specific Impulse, N∙s/kg3,210Chamber Pressure, MPa14.7Engine Mass, kg566 (582)Engine Maximum Diameter, mm1,470Engine Maximum Height, mm2,327RD-0213RD-021458230.9Vacuum Thrust Specific Impulse, N∙s/kg3,2002,870Chamber Pressure, MPa14.75.3Engine Mass, kg55090Engine Maximum Diameter, mm1,4703,780Engine Maximum Height, mm2,327524РД-0212 – жидкостный реактивный двигательтретьей ступениRD-0212 – liquid propellant jet engineof the third stageProton-M Launch Vehicle19Федеральное космическое агентство«Протон-М» – JCSat-11Космодром Байконур, сентябрь 2007Из истории проектирования УР-500В.

Н. Кобелев, доктор технических наук, профессорВначале 1960-х годов были развер-разработке новой тяжелой ракеты УР-500нуты работы по созданию МБРбыли использованы новые, более совер-второго поколения с повышеннойшенные конструкторские решения ракетыбоеготовностью и улучшенными тактико-УР-200, что позволило существенно улуч-техническими характеристиками.шить массовые, энергетические, эксплуата-Для проектирования таких ракет былипривлечены как КБ, имеющие опыт созда-Проектирование ракеты УР-500 былония ракетной техники (Днепропетровскоеразвернуто после принятия СоветомОКБ-586 под руководством М. К. Янгеля,Министров СССР 24 апреля 1962 г.

соот-ракета Р-16; Подлипкинское ОКБ-1 подветствующего постановления, но предва-руководством С. П. Королева, ракета Р- 9),рительные проработки начались ещё вотак и новые КБ, имеющие большой опытвторой половине 1961 года. В этот периодработы в авиационной промышленностибыла начата проработка конструктивно-(Реутовское ОКБ-52 под руководствомкомпоновочной схемы (ККС). В ходе работВ. Н. Челомея, в состав которого былопо проектированию УР-500 предполагалосьвключено в качестве филиала № 1 оченьсоздать ракету, в пять раз более грузопо-квалифицированное ОКБ-23 под руко-дъемную, чем УР-200. К ракете предъяв-водством В. М. Мясищева, ракета УР- 200).лялись требования транспортировки поРаботы велись на конкурсной основе,железной дороге с завода-изготовителяракеты имели примерно близкие пара-или арсенала к месту старта, что при огра-метры. Благодаря опыту создания ракет,ниченных габаритах железнодорожногона проектирование, отработку и изготов-вагона предполагало поблочную транспор-ление ракет Р-16 и Р-9 было затраченотировку.

То есть поблочная схема транс-меньше времени, зато конструкция ракетыпортировки требовала и поблочной ККСУР-200 была более совершенна. Но отра-ракеты. Для обеспечения достаточно высо-ботка такой эксплуатационной характе-кой боеготовности требовалась ускорен-ристики, как продолжительность нахож-ная сборка в МИКе с полной проверкойдения ракеты на старте в заправленномвсех систем, транспортировка в собран-состоянии, потребовала при проектирова-ном состоянии на стартовую позицию,нии ракет УР-200 больше времени, и к мо-установка собранной ракеты на пусковоементу окончания проектных работ поустройство, проведение всех технологичес-ракете УР- 200 ракеты Р-16 и Р-9 уже быликих операций по подготовке ракеты к пускуприняты на вооружение. Поэтому хотяи автоматический пуск ракеты с безлюд-наземные и летные испытания прошлиного старта.успешно (было проведено 9 пусков),20ционные характеристики новых ракет.Первоначально, для ускорения процессапроизводство УР-200 было прекращено,проектирования, ККС ракеты УР-500 пред-однако результаты работ по ее проекти-полагалось создать в виде тандемнойрованию использовались в последующихсхемы путем параллельной сборки четырехразработках ОКБ-52.