Альбом авиационных двигателей. Россия, Украина, США, Канада (Энциклопедия по двигателям), страница 17

В качестве маршевого двигателя КВРБ используется модернизированный жидкостный ракетный двигатель КВД-1М с турбонасосной системой подачи топлива и дожиганием генераторного газа в камере сгорания.Для управления КВРБ на активных участках полета используются две рулевыекамеры, установленные в кардановыхподвесах, допускающих отклонение камер в двух плоскостях. Питание рулевых камер основными компонентамитоплива осуществляется от турбонасосного агрегата маршевого двигателя.На нижнем днище бака окислителя установлены два блока двигательной установки малой тяги для стабилизации иориентации кислородно-водородногоблока на пассивных участках полета, атакже осадки топлива перед запускамимаршевого двигателя.

В качестве компо-нентов топлива в двигательной установке малой тяги используются азотныйтетраоксид и несимметричный диметилгидразин.В составе двигательной установки имеется система регулирования соотношения расходуемых компонентов топлива,которая обеспечивает одновременное иполное расходование топлива из баков.Наддув бака окислителя и управлениепневмоклапанами осуществляется гелием, хранящимся в шаробаллонах, расположенных в баке окислителя.

Наддув бака горючего осуществляется газообразным водородом, отбираемым от маршевого двигателя.Конструкция и характеристики КВРБпозволяют использовать его совместноне только с РН "Протон-М", но и с целымрядом существующих и перспективныхРН среднего и тяжелого классов "Ангара", "Зенит", "Энергия-М", а такжеAriane-5.Начало летных испытаний КВРБ с модернизированной РН "Протон-М" планируется в 2003 г.Рп = 7,503 тс (73,58 кН)Iп = 461 сКоличество включений – до 5Впервые в мире в августе 1997 г. испытан ЖРД на основе КВД-1, в которомвместо жидкого водорода используетсясжиженный природный газ. В двигателе осуществляется дожигание газогенераторного газа (с избытком горючего)после турбины.

Он оснащен системойобеспечения многократного запуска.Специально разработана рулевая камера небольшой тяги, работающая наСПГ и ЖК.Второе испытание двигателя на СПГпроведено в мае 1998 г. Рулевая камерапрошла испытания на 5 включений общей продолжительностью 250 с.Рп = 5,500...6,800 тс (53,92...66,66 кН)Iп = 355 срк = 3,2...4,4...6,3 МПаKm = 2,0...2,2Для рулевой камеры:Рп = 200 кгс (1,96 кН)Km = 1,4...1,6ë5.51 (11Ñ68)жидкостный ракетный двигательРазработка 1964-72 гг. для лунного орбитального корабля "Союз-7К". Впервые применен в 1969 г.“ëÓ˛Á-7ä” [66]Компоненты топлива - азотныйтетраоксид и НДМГРп = 3,388 тс (33,2 кН)Iп = 314 сt = 700 сКоличество камер сгорания 2 + 1рк = 1,5 МПаГеометрическая степень расширениясопла 43Km = 1,76/1,85Мдв.

= 480 кгë5.51 [66]ÑÇàÉÄíÖãà 1944-2000: ÄÇàÄñàéççõÖ, êÄäÖíçõÖ, åéêëäàÖ, èêéåõòãÖççõÖ77“КБ ХИММАШ”äêÑ-61 (ë5.61)жидкостный ракетный двигательäêÑ-61 [63]Космический ракетный двигательКРД-61 создан в 1968-70 гг. для взлета с Луны возвращаемых КА "Луна-16”,“Луна-20”, “Луна-24".Представляет собой однокамерныйЖРД с насосной подачей самовоспламеняющегося топлива (компоненты топлива - тетраоксид азота иНДМГ).Снабжен неподвижными рулевымисоплами, работающими на генераторном газе.

Для наддува топливных баков и управления агрегатами автоматики ДУ используется гелий, хранящийся в сферических баллонах.Рп = 1,918 тс (18,8 кН)Iп = 3070 м/сt = 53 срк = 9,22 МПаKm = 1,84Мдв. = 42 кгDдв. = 500 ммLдв. = 700 мм“ãÛ̇-16” [69]äíÑì-417 (11Ñ417, äêÑ-417)жидкостный ракетный двигательäíÑì-417 [63]Корректирующая тормозная двигательная установка КТДУ-417 разработана в 1960-65 гг. для использованияна КА "Луна-15...24".Силовая установка КА состоит из двухавтономных блоков: основного КТДУ-417и малой тяги РДМТ КТДУ-417-Б(11Д417Б).КТДУ-417 обеспечивает коррекциютраектории КА, вывод его на орбитуИСЛ и маневрирование его на орбите(в некоторых КА серии “Луна” и посадки на Луну).Блок содержит однокамерный ЖРДмногократного включения с насоснойподачейсамовоспламеняющегосятоплива (компоненты топлива - азотная кислота и НДМГ).

ЖРД снабжен рулевыми соплами, работающими на генераторном газе.Рп = 1,929...0,75 тс (18,92...7,35 кН)Iп = 3080...3020 м/сt = 650 срк = 8,3 МПаKm = 1,8Число включений – свыше 11Мдв. = 81 кгDдв. = 700 ммLдв. = 800 ммБлок малой тяги КТДУ-417-Б обеспечивает мягкую посадку на Луну. Онсодержит двухкамерный ЖРД однократного включения с вытеснительной подачей топлива (компонентытоплива - азотная кислота и НДМГ).Рп = 0,350...0,210 тс (3,43...2,06 кН)Iп = 2490...2440 м/сt = 30 срк = 0,89 МПаKm = 2,4Основная камера используется каксиловой элемент, к которому крепятсяагрегаты обоих ЖРД. Для наддуватопливных баков и управления агрегатами автоматики ДУ используетсясжатый гелий, хранящийся в сферических баллонах.ë5.45жидкостный ракетный двигательКорректирующий ЖРД с ТНА для КА"Зонд-1", "Венера-2...8" и др.Компоненты топлива - азотныйтетраоксид и НДМГРп = 200,0 тс (1961 кН)Iп = 267 сt = 53 срк = 1,18 МПаГеометрическая степень расширениясопла 16,0Количество камер сгорания 1Km = 2,6Мдв.

= 52 кг“ÇÂÌÂ‡-8” [69]78ÑÇàÉÄíÖãà 1944-2000: ÄÇàÄñàéççõÖ, êÄäÖíçõÖ, åéêëäàÖ, èêéåõòãÖççõÖ“КБ ХИММАШ”äÑì-414 (11Ñ414, ë5.19)жидкостный ракетный двигатель“åÓÎÌËfl-1” [63]“å‡Ò-1” [63]КДУ-414 разрабатывался в 1960-65 гг.и устанавливался как корректирующийЖРД на спутниках "Молния-1", КА"Марс-1", "Венера-1", "Зонд-2/3" и некоторых КА серии “Космос”.КДУ-414 содержит однокамерный ЖРДс вытеснительной подачей самовоспламеняющегося топлива, компоненты которого (азотная кислота и НДМГ) размещены в половинах сферического бака,расположенного внутри коническогокорпуса. Бак наддувается поступающим из баллонов азотом, смешение которого с компонентами топлива предотвращено установкой эластичных разделителей. Азот используется также дляуправления агрегатами автоматики ДУ.ЖРД установлен в карданном подвесе,расположенном у форсуночной головкикамеры.Рп = 0,200 тс (1,96 кН)Iп = 2661 м/сt = 40 сКоличество камер сгорания 1рк = 1,18 МПаKm = 2,6Мдв.

= 61 кгDдв. = 700 ммLдв. = 1000 ммäÑì-414 [105]11Ñ49жидкостный ракетный двигательСоздан как развитие ЖРД 11Д47 в1960-64 гг. для второй ступени РН "Космос".Впервые применен в 1964 г. Совершено 800 пусков.Состоит из одного основного ЖРД ичетырех рулевых тягой 25 кН.Компоненты топлива - азотная кислота и НДМГРп = 16,06 тс (157,5 кН)Iп = 303 сt = 4305 сКоличество камер сгорания 1 + 4рк = 9,81 МПаГеометрическая степень расширениясопла 103,4Km = 2,65Мдв. = 185 кгDдв. = 1900 ммLдв. = 1800 ммêç “äÓÒÏÓÒ” [66]äíÑì-425 (11Ñ425)жидкостный ракетный двигатель“ÇÂÌÂ‡-9” [63]Корректирующая тормозная двигательная установка КТДУ-425 с ТНА разработана в 1970-73 гг. для КА "Марс-2/3".Компоненты топлива - тетраоксид азота и горючее на основе аминовРп = 1,922 тс (18,85 кН)Iп = 312 сt = 560 сКоличество камер сгорания 1рк = 13,32 МПаKm = 1,9Корректирующая тормозная ДУКТДУ-425А (11Д425А), разработанныйв 1973 г., предназначен для коррекцииäíÑì-425Ä [63]ÑÇàÉÄíÖãà 1944-2000: ÄÇàÄñàéççõÖ, êÄäÖíçõÖ, åéêëäàÖ, èêéåõòãÖççõÖ79“КБ ХИММАШ”траектории КА "Марс-4/5/6/7", "Венера-9/10/11/12/13/14", "Вега-1/2", "Фобос-1/2" и их торможения вблизи планеты для перевода на орбиту ИС.КТДУ-425А содержит однокамерныйЖРД многократного включения с насосной подачей самовоспламеняющегося топлива (компоненты топлива тетраоксид азота и горючее на основеаминов).

Камера ЖРД установлена вкарданном подвесе. Отработанный газтурбины ТНА истекает через неподвижные сопла. Для наддува топливных баков и управления агрегатами автоматики ДУ используется сжатый гелий, хранящийся в сферических баллонах.Рп = 1,005...1,928 тс (9,86...18,89 кН)Iп = 2870-3090 м/сt = 560 сКоличество камер сгорания 1рк = 14,9 МПаKm = 1,9Число включений – свыше 7Мдв. = 70 кгDдв. = 700 ммLдв. = 1900 ммäíÑì-5Ä (ë5.5Ä)жидкостный ракетный двигатель“ãÛ̇-9” [63]äíÑì-5Ä [69]Корректирующая тормозная двигательная установка КТДУ-5А создана в1960-65 гг.

Предназначена для использования на КА “Луна-4...14”.КТДУ-5А содержит однокамерныйЖРД с насосной подачей самовоспламеняющегося топлива (компонентытоплива - азотная кислота и горючеена 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 сферическиебаллоны с газообразным гелием, использующиеся для наддува баков и управления агрегатами автоматики ДУ.В полете ДУ включается дважды: длякоррекции траектории КА и для торможения его вблизи Луны с целью осуществления мягкой посадки или вывода искусственного спутника Луны.Начальное поступление топлива вЖРД без газовых включений обеспечивается установленными в баках металлическими сетчатыми разделителями, действие которых основано наэффекте поверхностного натяженияжидкости в мелких ячейках.

При запуске ЖРД камера сгорания наддуваетсягелием с целью создания в ней давления, необходимого для нормальноговоспламенения топлива.80“ãÛ̇-10” [63]ЖРД при посадке КА на Луну работаетвначале в номинальном режиме, затем на малой тяге (245 Н), обеспечиваемой рулевыми соплами при выключенной камерой.Рп = 4,643 тс (45,5 кН)Iп = 287 сIз = 117 сt = 43 сÑÇàÉÄíÖãà 1944-2000: ÄÇàÄñàéççõÖ, êÄäÖíçõÖ, åéêëäàÖ, èêéåõòãÖççõÖКоличество камер сгорания 1рк = 6,28 МПаГеометрическая степень расширениясопла 43,4Km = 3,6Мдв. = 48 кгDдв.

= 1700 ммLдв. = 1900 мм“КБ ХИММАШ”äêÑ-79 (ë5.79)жидкостный ракетный двигательëÎÛÊ·Ì˚È ÏÓ‰Ûθ “á‚ÂÁ‰‡” [66]Корректирующий ЖРД КРД-79 объединенной двигательной установки дляорбитальных станций "Салют-6", "Салют-7" и "Мир" создавался с использованием разработок, примененных вЖРД КДУ-426, в соответствие с техническим заданием РКК “Энергия”.КРД-79 - это однокамерный многоразовый однорежимный ЖРД с вытеснительной системой подачи топлива.