Альбом авиационных двигателей. Россия, Украина, США, Канада (Энциклопедия по двигателям), страница 74

на стадии ЛКИ.Компоненты топлива – тетраоксидазота (окислитель) и НДМГ (горючее)Рп = 2045±200 кгс (20,05±1,96 кН)Iп = 312 срк = 7,85 МПара = 6,86 кПаКm = 2,0tсум. = до 400 cMдв. = 57 кгDдв. = 1102 ммLдв. = 1090 ммêÑ-859 [64]êÑ-861 (11Ñ25)жидкостный ракетный двигательОднокамерный однорежимный двигатель двукратного включения 11Д25предназначен для создания тяги и управления третьей ступенью по всемканалам стабилизации ракеты 11К68("Циклон-3").Управление полетом осуществляет система управления перераспределением выхлопных газов турбины междустационарными рулевыми соплами.Двигатель с турбонасосной системойподачи самовоспламеняющихся компонентов топлива, выполнен по схемебез дожигания генераторного газа.Двигатель разработан в 1968-72 гг.Компоненты топлива – тетраоксидазота (окислитель) и НДМГ (горючее)Рп = 8026 кгс (78,71 кН)Iп = 317 срк = 8,88 МПара = 5,2 кПаКm = 2,10t = 130 ctмакс.

пер. = 9000 сMдв. = 123 кгDкд = 808 ммLдв. = 1555 ммêÑ-861 [64]êÑ-862 (15Ñ169)жидкостный ракетный двигательêÑ-862 [64]Однокамерный однорежимный однократного включения двигатель 15Д169создан на базе двигателя 15Д12 и предназначен для создания тяги и управления полетом вторых ступеней ракет34015А15, 15А16 (МР-УР100, МР-УР100УТТХ/SS-17) по всем каналом стабилизации.Двигатель с турбонасосной системойподачи самовоспламеняющихся компонентов топлива, выполнен по схемес дожиганием восстановительного генераторного газа.Для управления вектором тяги по каналам тангажа и рыскания примененгазодинамический способ, основанныйна вдуве восстановительного генераторного газа в сверхзвуковую частьсопла камеры двигателя через нормально закрытые газораспределители.Двигатель имеет систему поддержания давления в камере сгорания и систему регулирования весового соотношения компонентов топлива.Двигатель разработан в 1969-72 гг.Компоненты топлива – тетраоксидазота (окислитель) и НДМГ (горючее)Рп = 14544 кгс (142,63 кН)Iп = 331 срк = 13,24 МПаРа = 8,83 кПаКm = 2,55ÑÇàÉÄíÖãà 1944-2000: ÄÇàÄñàéççõÖ, êÄäÖíçõÖ, åéêëäàÖ, èêéåõòãÖççõÖКm РКС = 1,1t = 195 cMдв.

= 192 кгDсреза сопла КС = 925 ммLдв. = 1675 ммèÛÒÍ åê-ìê100 [64]ГКБ “ЮЖНОЕ”êÑ-863 (15Ñ167)жидкостный ракетный двигательРулевой четырехкамерный однократного включения двигатель 15Д167предназначен для создания тяги и управления полетом первой ступени ракеты 15А15 (МР-УР100/SS17) по всемканалам стабилизации.Управление полетом ступени осуществляется качанием каждой камеры двигателя в одной плоскости на угол ±38°.Двигатель с турбонасосной системойподачи самовоспламеняющихся компонентов топлива, выполнен по схемебез дожигания генераторного газа.Рабочее тело турбины ТНА - газ, вырабатываемый в газогенераторе при сгорании компонентов топлива.Двигатель обеспечивает работу горячих систем наддува баков окислителяи горючего.Двигатель разработан в 1970-73 гг.Компоненты топлива – тетраоксидазота (окислитель) и НДМГ (горючее)Рз = 28230 кгс (276,84 кН)Рп= 32808 кгс (321,74 кН)Iз = 259 сIп = 301 срк = 8,88 МПара = 0,045 МПаКm = 2,15t = 130 cMдв.

= 310 кгDдв. = 2060 ммLдв. = 1880 ммêÑ-863 [64]êÑ-864 (15Ñ177)жидкостный ракетный двигательЧетырехкамерный двухрежимный однократного включения двигатель15Д177 предназначен для созданиядвух режимов тяги и управления полетом ступени разведения ракеты 15А18(Р-36М/SS-18) по всем каналам стабилизации.Управление осуществляется качаниемкаждой камеры двигателя в одной плоскости на угол ±55°.Двигатель с турбонасосной системойподачи самовоспламеняющихся компонентов топлива, выполнен по схемебез дожигания генераторного газа.Рабочее тело турбины ТНА – газ, вырабатываемый в газогенераторе при сгорании компонентов топлива.Одна из конструктивных особенностейдвигателя - при транспортировке и по-лете ракеты камеры двигателя расположены внутри отсека ступени разведения.

После отделения ступени разведения от ракеты специальные механизмы выводят камеры двигателя занаружный контур отсека. Положениекамер закрепляют фиксаторы.Двигатель разработан в 1976-1978 гг.Компоненты топлива – тетраоксидазота (окислитель) и НДМГ (горючее)Рп ОР = 2060 кгс (20,2 кН)Рп ДР = 862 кгс (8,45 кН)Iп ОР = 309 сIп ДР = 298 срк ОР = 4,1 МПаРк ДР = 1,7 МПаРа ОР = 2,26 кПаРа ДР = 0,88 кПаКm ОР и ДР = 1,8êÑ-864 [64]t = 600 cnперекл. = 25Mдв.

= 199 кгDдв. = 4020 ммLдв. = 1420 ммêÑ-866 (15Ñ264)жидкостный ракетный двигательêí-23 [65]Многофункциональныйдвигатель15Д264 установлен в головном отсекеракет 15Ж60, 15Ж61 (РТ-23/SS-24) ипредназначен для выполнения следующих задач: питания горючим рулевогоагрегата, используемого для управленияполетом ракеты в конце работы первой ипри полете второй и третьей ступеней;создания управляющих усилий по кренув полете третьей ступени; создания (научастке разведения блоков) тяги и управляющих усилий, различных по величинеи направлению, при многократныхвключениях жидкостного ракетного двигателя большой тяги и жидкостных ракетных двигателей малой тяги; питаниягорючим гидроприводов качания камеры двигателя большой тяги.êÑ-866 [64]ÑÇàÉÄíÖãà 1944-2000: ÄÇàÄñàéççõÖ, êÄäÖíçõÖ, åéêëäàÖ, èêéåõòãÖççõÖ341ГКБ “ЮЖНОЕ”Двигатель нерегулируемый, без дожигания генераторного газа, с многократным включением ЖРД БТ и ЖРД МТ.Работает по комбинированной схеме(вытеснительная и насосная подачакомпонентов топлива к потребителям)и содержит: централизованный источник питания, состоящий из двух турбонасосных агрегатов с генераторами идвух питателей; однокамерный ЖРДБТ; 16 ЖРД МТ.Двигатель разработан в 1980-83 гг.Компоненты топлива – тетраоксидазота (окислитель) и НДМГ (горючее)Рп = -94,4...513,5 кгс (-0,93...5,04) кНРп ЖРД БТ = 513,5 кгс (5,04 кН)Iп ЖРД БТ = 305,5 сIп КД ЖРД БТ = 323,1 сIп ЖРД МТ = 245 срк ЖРД БТ = 4,07 МПарк ЖРД МТ = 0,56 МПара ЖРД БТ = 2,35 кПаКm = 2,03Кm ЖРД МТ = 1,85tсум.

дв. = 1700 ctсум. ЖРД БТ = 330 ctсум. ЖРД МТ = 1200 cnвкл.ЖРД БТ = 14nвкл. ЖРД МТ = 10000Mдв. = 125,4 кгDдв. = 1980 ммLдв. = 1186 ммêÑ-868 (17Ñ40)жидкостный ракетный двигательêÑ-868 [64]Двигатель 17Д40 предназначен для использования в составе разгонной ступени РН "Зенит". Состоит из жидкостного ракетного двигателя большой тяги, автономного централизованногоисточника питания и системы малойтяги, включающей в себя 6 ЖРД МТ.Управление разгонной ступенью в по-лете по тангажу и рысканию при работе ЖРД БТ осуществляется качаниемкамеры в карданном подвесе на угол±5,5°.Система малой тяги управляет по всемканалам стабилизации при выключенном ЖРД БТ.Двигатель большой тяги – однокамерный, многократного включения, с турбонасосной системой подачи самовоспламеняющихся компонентов топлива,без дожигания генераторного газа.Централизованный источник питанияобеспечивает многократный запускдвигателя большой тяги и питание системы малой тяги из основных топливных баков.

Централизованный источник питания выполнен по турбонасосно-вытеснительной схеме.Разработка двигателя начата в 1983 г.и прекращена на стадии автономнойотработки агрегатов.Компоненты топлива – тетраоксидазота (окислитель) и НДМГ (горючее)Рп ЖРД БТ = 2371 кгс (23,25 кН)Рп ЖРД МТ = 3 кгс (0,029 кН)Iп ЖРД БТ = 325 сIп ЖРД МТ = 230 сРк ЖРД БТ = 9,15 МПаРк ЖРД МТ = 0,69 МПаРа ЖРД БТ = 2,75 кПаРа ЖРД МТ = 0,88 кПаКm ЖРД БТ = 2,2Кm ЖРД МТ = 1,6tсум.

ЖРД БТ = 1600 ctсум. ЖРД МТ = 7200 cMдв. = 203 кгDдв. = 2350 ммLдв. = 1240 ммêÑ-869 (15Ñ300)жидкостный ракетный двигательêÑ-869 [64]342Четырехкамерный двухрежимный однократного включения двигатель15Д300 предназначен для созданиядвух режимов тяги и управления полетом ступени разведения ракеты15А18М (Р-36М2/SS-18) по всем каналам стабилизации качанием каждойкамеры двигателя в одной плоскостина угол ±55°.Разработан на базе двигателя 15Д177(РД-864) ракеты 15А18 (Р-36М).Двигатель с турбонасосной системойподачи самовоспламеняющихся компонентов топлива, выполнен по схемебез дожигания генераторного газа.Одна из конструктивных особенностей двигателя – при транспортировкеи полете ракеты камеры двигателярасположены внутри отсека ступениразведения.

После отделения ступениразведения от ракеты специальныеÑÇàÉÄíÖãà 1944-2000: ÄÇàÄñàéççõÖ, êÄäÖíçõÖ, åéêëäàÖ, èêéåõòãÖççõÖмеханизмы выводят камеры двигателя за наружный контур отсека. Положение камер закрепляют фиксаторы.Двигатель разработан в 1983-85 гг.Компоненты топлива – тетраоксидазота (окислитель) и НДМГ (горючее)Рп ОР = 2087 кгс (20,47 кН)Рп ДР = 875 кгс (8,58 кН)Iп ОР = 313 сIп ДР = 302,3 сРк ОР = 4,1 МПаРк ДР = 1,7 МПаРа ОР = 2,26 кПаРа ДР = 0,88 кПаКm ОР и ДР = 1,8t = 700 cnперекл.

= 50Mдв. = 196 кгDдв. = 4020 ммLдв. = 1420 ммГКБ “ЮЖНОЕ”êÑ-8 (11Ñ513)жидкостный ракетный двигательРулевой четырехкамерный однократного включения двигатель 11Д513предназначен для создания тяги и управления полетом второй ступени ракеты 11К77 ("Зенит") по всем каналамстабилизации.Управление полетом ступени осуществляется качанием каждой камеры двигателя в одной плоскости на угол ±33°.Рулевой двигатель с турбонасоснойсистемой подачи компонентов топлива, впервые в истории ракетостроениявыполнен по схеме с дожиганием генераторного газа.Рабочее тело турбины ТНА – окислительный газ, вырабатываемый в газогенераторе при сгорании компонентовтоплива.При запуске пневмостартер раскручивает ротор ТНА.Компоненты топлива в камерах сгорания и в газогенераторе воспламеняются с помощью пускового горючего.Двигатель обеспечивает поддержаниезаданной тяги и регулирование соотношения компонентов топлива.На сборку ракеты каждый двигательпоступает после проведения огневогоконтрольно-технологического испытания без последующей переборки.Двигатель разработан в 1976-85 гг.Компоненты топлива – жидкий кислород (окислитель) и керосин (горючее)Рп = 8000 кгс (78,45 кН)Iп = 342 срк = 7,65 МПара = 4,9 кПаКm = 2,4t = 1100 cMдв.

= 380 кгêÑ-8 [64]Dдв. = 4000 ммLдв. = 1500 ммäÛÔÌÓ„‡·‡ËÚÌ˚ χ¯Â‚˚ êÑííГКБ “Южное” разработало значительное количество крупногабаритных ракетных двигателей на твердом топливе (РДТТ), используемых в качествемаршевых двигателей твердотопливных баллистических ракет наземного(стационарного и подвижного – грунтового и железнодорожного) и морского способов базирования. В процессеразработки указанной гаммы двигателей было создано более 20 разнообразных модельных и опытных РДТТдля отработки основных решений помаршевым двигателям и подтверждения правильности принятых конструктивно-схемных и технологическихрешений. КБ “Южное” впервые в мировой практике твердотопливногодвигателестроения для межконтинентальных баллистических ракет началоразрабатывать твердотопливные маршевые двигательные установки (комплект из РДТТ и вспомогательных эле-ментов и устройств как двигателя, таки ракеты), т.