Альбом авиационных двигателей. Россия, Украина, США, Канада (1014197), страница 21
Текст из файла (страница 21)
Бериллиевый отражатель содержит органыуправления в виде поворотных барабанов с поглощающими элементамина основе карбида бора.Двигатель выполнен по замкнутойсхеме. Рабочее тело, водород и гексан, подаются в реактор центробежными насосами, привод которых осуществляется осевыми турбинами.Потребная мощность на привод обеспечивается при температуре водорода на входе в турбины, не превышающей допустимую для материала замедлителя.Состояние отработки - проведеныстендовые испытания на полигоне.Рабочее тело - водород с добавкойгексанаРп = 35,2 кН (3,59 тс)Iп = 8920 м/сТепловая мощность реактора 196 МВтt = 3600 сЧисло включений 10Мдв.
= 2000 кг (с радиационной тепловой защитой)Lдв. = 3500 ммDмакс. = 1600 ммГлавный конструктор - Чурсин Г. И.Ведущие конструкторы –Никитин Л.Н., Белогуров А.И.êÑ-0410 [74]êÑ-0600газодинамический лазерГазодинамический лазер (ГДЛ) РД-0600на газообразных компонентах топлива разработан на базе непрерывныхгазодинамических CO2-лазеров большой мощности, работающих по принципу преобразования тепловой энергии активной газовой среды, полученной при неравновесном расширении всверхзвуковой сопловой решетке, вэлектромагнитное излучение с длинойволны 10,6 мкм.Создано семейство стендовых образцов ГДЛ с мощностью излучения10...600 кВт при удельном энергосъеме 5...10 Дж/г.Изготовлены и поставлены товарныеобразцы.С целью создания лазерной установкис повышенными удельно-энергетическими характеристиками проведенкомплекс теоретических и экспериментальных исследований ГДЛ CO2лазеров на жидких компонентах (дицианацетилене и закиси азота).Компоненты топлива – окись углерода,воздух, азот, этиловый спиртМощность излучения 100 кВтТемпература газа в генераторе 1580КСуммарный расход топлива 12 кг/сМасса 750 кгДлина 1600 ммШирина 1600 ммВысота 900 ммВедущие конструкторы –Кошельников В.
П., Завизион Г. И.,Гутерман В. Ю.êÑ-0600 [74]ÑÇàÉÄíÖãà 1944-2000: ÄÇàÄñàéççõÖ, êÄäÖíçõÖ, åéêëäàÖ, èêéåõòãÖççõÖ97“КБ ХИМАВТОМАТИКИ”ÉËÔÂÁ‚ÛÍÓ‚ÓÈ ÔflÏÓÚÓ˜Ì˚È‚ÓÁ‰Û¯ÌÓ-‡ÍÚË‚Ì˚È ‰‚Ë„‡ÚÂθЭкспериментальный гиперзвуковойпрямоточный воздушно-реактивныйдвигатель (ГПВРД) предназначен дляисследования рабочего процесса двигателя при летных испытаниях и наназемных стендах в диапазоне изменения числа Маха набегающего потока от 3,0 до 6,5 и на высотах от 10 до35 км.Камера сгорания – кольцевая, представляет из себя блочную паяносварную конструкцию, имеющую трактохлаждения как наружного, так ивнутреннего корпуса, и три последовательные зоны форсунок.
Водород стемпературой около 30 К подается навход в тракт охлаждения, затем поступает в регулятор, определяющийрасход в зону горения в зависимостиот скорости полета и подающий водород в три зоны форсунок. В первойзоне горение происходит в дозвуковом потоке воздуха, поступившем извоздухозаборника, в двух других –сверхзвуковом. Зажигание компонентов топлива – электроискровое.Изготовлены экспериментальные образцы, проведены первые летные испытания, подтвердившие (впервые вмире) работоспособность ГПВРД.Накопленный опыт проектирования,изготовления и отработки экспериментального ГПВРД позволит осуществить создание двигателя для летательных аппаратов космическогоприменения с плоскими воздухозаборниками.Диапазон числа Маха при испытаниях 3,0...6,5Скоростной напор 0,05...0,07 МПаРасход топлива (максимальный) 0,15 кг/сДавление потока в камере сгорания0,5 МПаТемпература в камере сгорания2680КВремя работы в полете 120 сДлина:- двигателя 2307 мм,- камеры сгорания,с воздухозаборником 1707 ммМаксимальный диаметр камеры сгорания 402 ммМасса:камеры 45 кг,двигателя 180 кгВедущие конструкторы –Липлявый И.В., Мартыненко Ю.А.ÉèÇêÑ [74]êÑ-0126жидкостный ракетный двигательêÑ-0126 [74]98РД-0126 предназначен для использования в качестве маршевого двигателя разгонных блоков.
Двигатель многократного включения, он впервыеспроектирован с кольцевой камеройсгорания, с тарельчатым соплом инеохлаждаемым сопловым насадкомпо безгенераторной схеме с двумятурбонасосными агрегатами.Такая схема обеспечивает: более высокий уровень надежности, увеличение количества включений, уменьшение затрат материальной части наотработку.Кольцевая камера с тарельчатымсоплом в отличие от традиционныхкамер с соплом типа Лаваля обладаетболее высоким удельным импульсомтяги, обеспечивает существеннобольший подогрев охладителя, являющегося рабочим телом турбин ТНАÑÇàÉÄíÖãà 1944-2000: ÄÇàÄñàéççõÖ, êÄäÖíçõÖ, åéêëäàÖ, èêéåõòãÖççõÖв безгенераторной схеме, имеет меньшие габариты по высоте, не требуетспециальных стендовых устройствдля имитации высотных условий приогневых испытаниях на стенде.Рабочим телом турбин ТНА являетсяводород, подогретый в тракте охлаждения камеры.Проведены стендовые огневые испытания камеры, подтвердившие ее работоспособность.Компоненты топлива – жидкий водород и жидкий кислородРп = 39,24 кН (4,0 тс)Iп = 4670 м/срк = 7,16 МПаМдв.
= 300 кгhдв. = 4600 ммDдв. = 1580 ммВедущий конструктор – Липлявый И.В.“КБ ХИМАВТОМАТИКИ”êÑ-0134жидкостный ракетный двигательОднокамерный жидкостный ракетныйдвигатель РД-0134 на экологическичистых компонентах топлива сжиженном природном газе (СПГ) и жидкомкислороде предназначен для использования на первых ступенях ракет-носителей.Он спроектирован по схеме с дожиганием восстановительного генераторного газа.Стадия работ – проект и экспериментально-исследовательские работы.Рп = 1800 кН (183,5 тс)Iп = 3512 м/сМдв. = 1800 кгhдв.
= 3500 ммêÑ-0142жидкостный ракетный двигательОднокамерный жидкостный ракетныйдвигатель РД-0142 на экологическичистых компонентах топлива сжиженном природном газе (СПГ) и жидкомкислороде предназначен для использования на вторых ступенях ракет-носителей.Он спроектирован по схеме с дожиганием восстановительного генераторного газа.Стадия работ – проект и экспериментально-исследовательские работы.Рп = 2345 кН (239,0 тс)Iп = 3620 м/сМдв.
= 2060 кгhдв. = 4510 ммêÑ-0143жидкостный ракетный двигательЧетырехкамерный жидкостный ракетный двигатель РД-0143 на экологически чистых компонентах топлива сжиженном природном газе (СПГ) и жидком кислороде предназначен для использования на верхних ступенях ракет-носителей.Спроектирован по схеме с дожиганиемвосстановительного генераторного газа.Прототипом двигателя является ЖРДРД-0124.Однокамерная модификация - РД-0143А.Стадия работ – проект и экспериментально исследовательские работы.Рп = 343 кН (34,9 тс)Iп = 3650 м/сМдв.
= 530 кгhдв. = 1725 ммêÑ-0144жидкостный ракетный двигательОднокамерный жидкостный ракетныйдвигатель РД-0144 на экологическичистых компонентах топлива сжиженном природном газе (СПГ) и жидкомкислороде предназначен для использования на верхних ступенях ракет-носителей.Спроектирован по схеме с дожиганиемвосстановительного генераторного газа.Стадия работ – проект и экспериментально-исследовательские работы.Рп = 148 кН (15,1 тс)Iп = 3670 м/сМдв.
= 250 кгhдв. = 1445 ммêÑ-0148жидкостный ракетный двигательРД-0148 предназначен для использования в качестве маршевого двигателякислородно-водородного разгонногоблока и универсального кислородноводородного блока ракет-носителей"Протон-М" и "Ангара".Двигатель спроектирован по схеме сдожиганием восстановительного генераторного газа и насосами окислителяи горючего, размещенными на одномвалу ТНА.Стадия работ - проект и экспериментально-исследовательские работы.Рп = 122,5 кН (12,5 тс)Iп = 4550 м/сМдв. = 242 кгhдв.
= 2200 ммDдв. = 1256 ммВедущий конструктор – Липлявый И.В.ÑÇàÉÄíÖãà 1944-2000: ÄÇàÄñàéççõÖ, êÄäÖíçõÖ, åéêëäàÖ, èêéåõòãÖççõÖ99“КБ ХИМАВТОМАТИКИ”êÑ-0146жидкостный ракетный двигательПредназначен для кислородно-водородного разгонного блока ракет-носителей "Протон-М" и "Ангара".Двигатель спроектирован по безгенераторной схеме с раздельными ТНАокислителя и горючего. Камера – с неохлаждаемым сопловым насадком из углерод-углеродного композиционногоматериала.Стадия работ – проект и экспериментально-исследовательские работы.Рп = 98 кН (10,0 тс)Iп = 4500 м/с (с выдвижным сопловымнасадком - 4630 м/с)Мдв.
= 261 кгhдв. = 2200 ммDдв. = 1256 мм (с выдвижным сопловымнасадком - 1856 мм)Ведущий конструктор – Мартыненко Ю.А.êÑ-0146 [74]êÑ-0149жидкостный ракетный двигательОднокамерный жидкостный ракетныйдвигатель многократного включенияРД-0149 на экологически чистых компонентах топлива сжиженном природном газе (СПГ) и жидком кислороде дляиспользования в разгонных блоках.100Спроектирован по схеме с дожиганиемвосстановительного генераторного газа.Стадия работ - проект и экспериментально-исследовательские работы.ÑÇàÉÄíÖãà 1944-2000: ÄÇàÄñàéççõÖ, êÄäÖíçõÖ, åéêëäàÖ, èêéåõòãÖççõÖРп = 49,8 кН (5,1 тс)Iп = 3630 м/с (с выдвижным сопловымнасадком - 3700 м/с)Мдв.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
