Альбом авиационных двигателей. Россия, Украина, США, Канада (Энциклопедия по двигателям), страница 16

= 1000 ммМодификация С2.253А разработана в1953-59 гг. для ракеты Р-11ФМ.Рп = 9,5 тс (93,0 кН)Рз = 8,3 тс (81,37 кН)Iз = 218 сKm = 3,76t = 95 сDдв. = 1000 ммС2.253 был также предложен для первой ступени экспериментальной крылатой ракеты “ЭКР” КБ Королева.ìÒÚ‡Ìӂ͇ ‡ÍÂÚ˚ ê-11 ̇ ÔÛÒÍÓ‚ÓÈ ÒÚÓÎ [53]ëıÂχ ‡ÍÂÚ˚ê-11îå [53]Компоненты топлива - жидкий кислород и керосинРп = 10,945 тс (93,2 кН)Iп = 250 сIз = 217 сt = 127 cë09.29жидкостный ракетный двигательЧетырехкамерный ЖРД разработанв 1950-55 гг. для сухопутного стационарного зенитного ракетного комплекса "Беркут" С-25.Компоненты топлива - азотная кислота и аминРп = 9,0 тс (88 кН)ë-25 “ÅÂÍÛÚ” [53]72ÑÇàÉÄíÖãà 1944-2000: ÄÇàÄñàéççõÖ, êÄäÖíçõÖ, åéêëäàÖ, èêéåõòãÖççõÖ“КБ ХИММАШ”ë2.1100 / ë2.1150жидкостный ракетный двигательС2.1100 разработан в 1955-60 гг.

длямежконтинентальной крылатой ракеты "Буря" (первый вариант).Рз = 68,4 тс (670,6 кН) – 1-й режимРз = 48,6 тс (476,5 кН) – 2-й режимt = 80 cМдв. = 650 кгLдв. = 1870 ммDдв. = 1200 мВ дальнейшем С2.1100 сменилС2.1150. Он создан в 1953-59 гг. дляразгонной ступени МКР "Буря" (довключения ПВРД). Двигатель разработан на базе ЖРД С2.253 ракеты Р-11.Компоненты топлива - азотная кислота и аминРп = 68,44 тс (671,2 кН)Iп = 250 сIз = 218 ct = 70 срк = 5,3 МПаКоличество камер сгорания 4Мдв. = 650 кгDдв. = 1200 ммLдв. = 1900 ммåäê “ÅÛfl” [53]ë2.720жидкостный ракетный двигательОднокамерный ЖРД с ТНА создан дляустановки на сухопутный возимый одноканальный зенитный ракетныйкомплекс "Волхов" С-75М (маршевый).Компоненты топлива - азотная кислотаи аминРп = 3,498 тс (34,3 кН)Рз = 2,081 кгс (20,4 кН)Iз = 233 ct = 55 сМдв. = 48 кгDдв. = 500 ммLдв.

= 900 ммë-75 [2]ë5.1жидкостный ракетный двигательРазработка конца 50-х гг. для ракетыС-25М сухопутного зенитного ракетного комплекса.Компоненты топлива - азотная кислота и аминРп = 17 тс (167 кН)Количество камер сгорания 1Мдв. = 122 кгDдв. = 600 ммLдв. = 1000 ммÑÇàÉÄíÖãà 1944-2000: ÄÇàÄñàéççõÖ, êÄäÖíçõÖ, åéêëäàÖ, èêéåõòãÖççõÖ73“КБ ХИММАШ”ë2.711Ç / ë2.721 / ë2.722Çжидкостные ракетные двигателиРазработка 1956 г. для авиационныхкрылатых противокорабельных ракет.Компоненты топлива - азотная кислота и аминРз = 1200 кгс (11,8 кН)ЖРД С2.711В создан для крылатойракеты системы К-16 (высота пуска4000...10000 м, дальность стрельбы140...150 км, скорость полета 1250км/ч.)ЖРД С2.721 предназначен для крылатой противорадиолокационная ракеты системы К-11 (высота пуска4000...10000 м, дальность стрельбы200 км, скорость полета 1200 км/ч.) исамолета-снаряда КС системы "Комета" (высота пуска 10000 м, дальностьстрельбы 160 км, скорость полета1200 км/ч.)ЖРД С2.722В (маршевый) устанавливался на крылатых противокорабельных ракетах морского базирования(катера проектов “183” и “205”) системы П-15 (дальность стрельбы 8...40км; скорость полета 1100...1200 км/ч).è-15 [99]íÑì-1 (ë5.4)жидкостный ракетный двигательíÑì-1 [63]Тормозная двигательная установкаТДУ-1 разработана в 1959 г.

как управляющий двигатель КК "Восток","Восход", "Зенит" для обеспечениятормозного импульса при их спуске соколоземной орбиты.ТДУ-1 содержит однокамерный ЖРДс насосной подачей самовоспламеняющегося топлива (компонентытоплива - азотная кислота и горючеена основе аминов).Камера ЖРД установлена неподвижно вдоль оси торовых топливных баков. Отработанный газ турбины ТНАистекает через неподвижные рулевые сопла.

Для наддува баков и управления агрегатами автоматики ДУиспользуется сжатый азот, хранящийся в сферических баллонах.Начальное поступление топлива вЖРД без газовых включений обеспечивается установленными в бакахэластичными разделителями, работающими только при запуске ЖРД(в дальнейшем газ наддува воздействует на топливо непосредственно,минуя разделители). Нормальноевоспламенение топлива достигаетсясозданием в камере сгорания избыточного давления. С этой целью онаизолирована от окружающей среды74äÓÒÏ˘ÂÒÍËÈ ÍÓ‡·Î¸ “ÇÓÒıÓ‰” [60]тонкой металлической заглушкой спредохранительным клапаном, впаянной в сопла, и при запуске наддувается азотом. С началом работыЖРД заглушка выбрасывается продуктами сгорания топлива.

Пуск ДУможет осуществляться как автоматически (по команде с Земли), так ивручную.ÑÇàÉÄíÖãà 1944-2000: ÄÇàÄñàéççõÖ, êÄäÖíçõÖ, åéêëäàÖ, èêéåõòãÖççõÖäÓÒÏ˘ÂÒÍËÈ ÍÓ‡·Î¸ “áÂÌËÚ” [60]Рп = 1,614 тс (15,83 кН)Iп = 266 сt = 45 cрк = 5,59 МПаKm = 3,07Мдв. = 98 кгDдв. = 900 ммLдв. = 1100 мм“КБ ХИММАШ”äíÑì-35жидкостный ракетный двигательКорректирующая тормозная двигательная установка КТДУ-35 разработана в 1962-67 гг. для орбитальнойстанции "Салют-4" и КК "Союз".Модификации: КТДУ-53 и КТДУ-66 (см.соответствующие текстовые блоки).ДУ обеспечивает маневрирование ККна орбите ИСЗ (в том числе при сближении с другим КА) и торможении ККпри спуске на Землю.КТДУ-35 содержит два ЖРД – основной С5.60 0000-0 и резервный С5.352000-0 (работает при отказе основного или при недопустимых отклонениях в работе вспомогательных двигателей). Насосная подача самовоспламеняющегося топлива (компонентытоплива - азотная кислота и НДМГ),размещенного в четырех сферичес-ких баках.

Баки наддуваются азотом,смешение которого с компонентамитоплива предотвращено установкойэластичных разделителей. Азот используется также для управления агрегатами автоматики ДУ.Основной ЖРД – однокамерный.Рп = 0,417 тс (4,09 кН)Iп = 2725 м/срк = 3,92 МПаt = 500 сKm = 1,85Мдв. = 305 кгDдв. = 2500 ммLдв. = 1100 ммЧисло включений – до 25 (при длительности работы от долей секундыдо нескольких сотен секунд)äíÑì-35 [63]Резервный ЖРД – двухкамерный с рулевыми соплами, работающими нагенераторном газе.Рп = 0,416 тс (4,03 кН)Iп = 2650 м/сäíÑì-53 (ë5.53)жидкостный ракетный двигательСоздан в 1962-67 гг.

как корректирующий двигатель для КА "Зонд 4...7"и "Союз-7".Является развитием КТДУ-35 (безвспомогательного ЖРД).Компоненты топлива - азотная кислота и НДМГРп = 0,417 тс (4,09 кН)Iп = 280 сDдв. = 2500 ммLдв. = 1100 ммКоличество камер сгорания 1рк = 3,92 МПаKm = 1,85“áÓ̉-6” [63]äíÑì-66 (ë5.66)жидкостный ракетный двигательé·Ëڇθ̇fl Òڇ̈Ëfl “ë‡Î˛Ú-1” [113]Корректирующая тормозная ДУ КТДУ-66– разработка 1970-71 гг. для орбитальной станции "Салют-1".Представляет собой модификациюКТДУ-35 с удвоенным запасом топливаи газа, наддувом баков для t = 1000 с.Компоненты топлива - азотная кислота и НДМГРп = 0,417 тс (4,09 кН)Iп = 280 сКоличество камер 1 + 2 (однокамерный основной + двухкамерный вспомогательный тягой 4,03 кН)рк = 3,92 МПаKm = 1,85Мдв. = 305 сDдв.

= 2500 ммLдв. = 1100 ммäíÑì-426 (11Ñ426)жидкостный ракетный двигательСоздан в 1968-74 гг. как орбитальной корректирующий двигатель КК"Союз-Т".Компоненты топлива - тетраоксидазота и НДМГРп = 0,315 тс (3,09 кН)Iп = 292 сt = 570 сМдв. = 270 кгDдв. = 2100 ммLдв. = 1200 ммКоличество камер сгорания 1рк = 0,88 МПаKm = 1,85ÑÇàÉÄíÖãà 1944-2000: ÄÇàÄñàéççõÖ, êÄäÖíçõÖ, åéêëäàÖ, èêéåõòãÖççõÖ75“КБ ХИММАШ”äíÑì-80 (ë5.80)жидкостный ракетный двигательСоздан в 1977 г.

для КК "Союз-ТМ" и"Прогресс-М".Компоненты топлива - тетраоксидазота и НДМГРп = 0,300 тс (2,94 кН)Iп = 302 сt = 890 сКоличество камер сгорания 1Геометрическая степень расширения сопла 153,8Km = 1,85Мдв. = 310 кгDдв. = 2100 ммLдв. = 1200 ммäíÑì-80 [66]äÓÒÏ˘ÂÒÍËÈ ÍÓ‡·Î¸ “èÓ„ÂÒÒ” [70]äÇÑ-1жидкостный ракетный двигательäÇÑ-1 [67]КВД-1 создан в 1960-77 гг. для криогенных разгонных блоков (блок "Р" РН Н1).Он представляет собой однокамерныйдвигатель с турбонасосной системой подачи компонентов топлива, выполнен по76схеме с дожиганием восстановительногогенераторного газа. Поддержание и изменение режима работы двигателя потяге и соотношению массовых расходовкомпонентов топлива осуществляетсяпри помощи дросселей, установленныхна магистралях питания окислителемгенератора и камеры. Дросселирующиеэлементы дросселей перемещаются электрическими приводами по командам отсистемы управления разгонного блока.Запуск и останов двигателя осуществляется при помощи агрегатов автоматики,управляемых гелием, подаваемым черезфункционирующие по программе электропневмоклапаны пневмосистемы РБ.

Впроцессе запуска и останова двигателяпроизводится продувка полостей окислителя камеры и газогенератора гелием,подаваемым из пневмосистемы разгонного блока. Воспламенение компонентовтоплива в камере и газогенераторе осуществляется при помощи пиротехнических устройств.Двигатель может работать совместно сбустерными турбонасосными агрегатами окислителя и горючего, создающиминеобходимые давления компонентовтоплива для бескавитационной работынасосов его турбонасосного агрегата.Двигатель снабжен шар-баллоном, в который закачивается гелий высокого дав-ÑÇàÉÄíÖãà 1944-2000: ÄÇàÄñàéççõÖ, êÄäÖíçõÖ, åéêëäàÖ, èêéåõòãÖççõÖêç ç1 [100]“КБ ХИММАШ”ê‡Á„ÓÌÌ˚È ·ÎÓÍ äÇêÅ [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 кислороди жидкий водородУправляющий газ - гелийРп = 7,100 тс (69,6 кН)Iп = 462 сt = 800 c (одного включения - 600 с)рк = 57 кгс/см2ргг = 82,3 кгс/см2Km = 6,0nТНА = 42000 об./мин.Токисл. = 81 КТгор. = 21,9 КЧисло включений 3Мдв.

= 282 кгDдв. = 1580 ммLдв. = 2140 ммГосударственный космический научнопроизводственныйцентримениМ.В.Хруничева ведет разработку кислородно-водородного разгонного блока(КВРБ) для модернизированной ракетыносителя "Протон-М". Создание кислородно-водородного разгонного блока базируется на основе разработанного вКБХМ жидкостного ракетного двигателяКВД-1.Конструкция разгонного блока позволяетвыполнять длительный полет в условияхкосмического пространства (до 7, 5 часов) и осуществлять многократное (до 5раз) включение маршевого двигателя впроцессе полета.Маршевый двигатель устанавливаетсянеподвижно в конической нише, расположенной на нижнем днище бака окислителя.