Альбом авиационных двигателей. Россия, Украина, США, Канада (1014197), страница 46
Текст из файла (страница 46)
= 1,42 кг/кН (13,85 кг/тс)t = 155 сВ начале 60-х гг. на базе НК-9 созданыоднокамерные высотные ЖРД НК-19 иНК-21 для третьей (4 двигателя) и четвертой (1 двигатель) ступеней РН Н1.НК-19 (11Д53)Дата первого испытания - июль 1964 г.Дата Госиспытания - октябрь 1967 г.Рвзл. = 46 тс (450,9 кН)НК-21 (11Д59)Дата первого испытания - сентябрь1965 г.Дата Госиспытания - декабрь 1967 г.Рвзл. = 40 тс (392 кН)“СНТК ИМЕНИ Н.Д.КУЗНЕЦОВА”çä-15 (11Ñ51)жидкостный ракетный двигательêç ç1 [60]Однокамерный НК-15 разработан в1962-67 гг.
для первой ступени РН Н1(30 двигателей) с использованиемопыта по ЖРД 8Д717 (связка из четырех НК-9) и 8Д517 (одиночный НК-9).Дата первого испытания - декабрь1963 г.Дата Госиспытания - октябрь 1967 г.Первый запуск в составе РН Н1 выполнен в 1969 г., последний - в 1972 г.Компоненты топлива - жидкий кислород и керосинРз = 154,0 тс (1509 кН)Рп = 157,4 тс (1544 кН)Iз = 297 сIп = 331 срк = 148,3 кгс/см2Km = 2,52Lдв. = 3705 ммDдв. = 1490 ммМдв. = 1247 кгНК-15Ф – форсированная модификация с Рз = 185...190 тс (1815...1864 кН).НК-15В (11Д52) – двигатель с большой степенью расширения сопла создан в то же время для второй ступениРН Н1 (8 двигателей).Рп = 179,2 тс (1758 кН)Iп = 346 срк = 148,3 кгс/см2Мдв.
= 1396 кгDдв. = 2522 кгLдв. = 4981 ммÅÎÓÍ “Ä” êç ç1 Ò 30 ÜêÑ çä-15 [100]çä-15 [66]çä-31 (11Ñ114)жидкостный ракетный двигательНК-31 создан для использования вблоке "Г" ракеты-носителя H1-Л3 (третья ступень) и четвертой ступени РНН1Ф, однако реального применения вэксплуатируемых РН пока не получил.НК-31 представляет собой однокамерный двигатель замкнутой схемы с дожиганием генераторного газа в основной камере сгорания при высокомдавлении с турбонасосной системойподачи несамовоспламеняющегосятоплива (горючее - керосин, окислитель - жидкий кислород).НК-31 имеет выносной бустерныйТНА с низкооборотными преднасосами окислителя и горючего, приводимыми во вращение общей гидротурбиной, работающей на керосине.
Преднасосы позволяют работать с низкимидавлениями на входе в двигатель.Двигатель НК-31 имеет два небольших выхлопных сопла управления покрену и теплообменник для системынаддува топливных баков. ЖРД можетповорачиваться в карданном подвесепо двум осям.НК-31 отличается от своего прототипаНК-9 упрощенной пневмогидравлической схемой, усовершенствованнымиэлементами автоматики и улучшен-ными агрегатами ТНА и камеры сгорания.
Разъемные соединения и взаимозаменяемость узлов обеспечивают ремонтопригодность двигателя.Двигатель НК-31 отработан на технологию “горячего” запуска без предварительного захолаживания. Процессызапуска и останова в основном аналогичны НК-33 и НК-43.Надежность двигателя НК-31 проверена при повышенных характеристиках:тяги (до 45,5 тс), ресурса (до 4000 с),числа включений (до 12), отклонениясоотношения компонентов топлива(до 18%).На хранении в СНТК находятся 10двигателей НК-31.Закрепление двигателя - шарнирноеРп = 41,5 тс (407 кН)Iп = 353 сСуммарный расход компонентов топлива 116,1 кг/срк = 9,38 МПаKm = 2,6Геом. степень расширения сопла 124,0Мдв.
= 722 кгМуд. = 1,79 кг/кН (17,6 кг/тс)Dс = 1400 ммt = 1200 сnТНА = 22000 об./мин.çä-31 [1]ÑÇàÉÄíÖãà 1944-2000: ÄÇàÄñàéççõÖ, êÄäÖíçõÖ, åéêëäàÖ, èêéåõòãÖççõÖ211“СНТК ИМЕНИ Н.Д.КУЗНЕЦОВА”çä-33 (11Ñ111)жидкостный ракетный двигательçä-33 [40]НК-33 разработан в 1968-72 гг. на базе ЖРД НК-15 для первой ступени РНН1 и Н1Ф.
Первая ступень РН Н1должна была включать в себя 30 ЖРДНК-33.Двигатель представляет собой однокамерный ЖРД с турбонасосной системой подачи экологически чистого несамовоспламеняющегося топлива (горючее - керосин, окислитель - жидкийкислород). Он выполнен по замкнутойсхеме с дожиганием генераторного газа при умеренно высоком давлении вкамере. Рабочее тело турбины ТНА –продукты сгорания основных компонентов топлива при большом избыткеокислителя.
Практически весь окислитель газифицируется в газогенераторепри небольшой добавке горючего.Камера сгорания двигателя с внутренним диаметром 430 мм и сопло с диаметром критического сечения 281 ммимеют бронзовую внутреннюю оболочку с фрезерованными ребрами, свнешней стороны которых пайкойкрепится внешняя стальная силоваяоболочка сопла. При работе ЖРД камера и сопло охлаждаются керосином,протекающим между бронзовой истальной оболочками.Камера сгорания имеет внутреннеетеплозащитное керамическое покрытие для защиты от больших тепловыхпотоков и два пояса отверстий внутреннего завесного охлаждения.
Коллектор подачи горючего распределяетего на два потока: один – в сторонуфорсуночной головки, второй – в сторону среза сопла. Затем горючее изколлектора на срезе сопла поступает с212àÒÔ˚Ú‡ÌËfl çä-33 ̇ ÒÚẨ ÍÓÏÔ‡ÌËË Aerojet (ëòÄ) [100]íÛ·Ó̇ÒÓÒÌ˚È ‡„„‡Ú çä-33 [100]помощью трубок перелива в форсуночную головку.Гладкая форсуночная головка камерысгорания без гасителей колебанийвключает центробежные форсунки горючего и струйные газовые форсункиокислителя. Форсуночная головка газогенератора имеет гасители колебаний (крылышки).ТНА двигателя НК-33 включает встроенные преднасосы, позволяющие работать при низких входных давленияхкомпонентов топлива.
Преднасос горючего приводится через редуктор,преднасос окислителя – шнекоцентробежный, низкооборотный (nПНО =3600 об./мин.) с приводом от гидротурбины, расположенной в пространстве между шнеком и крыльчаткой основного насоса окислителя.ÑÇàÉÄíÖãà 1944-2000: ÄÇàÄñàéççõÖ, êÄäÖíçõÖ, åéêëäàÖ, èêéåõòãÖççõÖПуск двигателя осуществляется с помощью пусковой турбины, находящейся на противоположном от основной турбины конце вала ТНА и работающей от специальной пирошашки.Выхлоп пусковой турбины отводится спомощью специального патрубка вниз,на срез сопла.
Зажигание компонентовтоплива в камере сгорания обеспечивается тремя пиросвечами. Выключение двигателя проводится путем перекрытия линии подачи горючего в газогенератор с последующей продувкойТНА и рубашки камеры сгорания. Регулятор расхода с самонастройкой находится на линии подачи горючего вгазогенератор. Дифференциальныерасходные клапаны срабатывают автоматически при заданном перепадедавлений компонентов топлива.“СНТК ИМЕНИ Н.Д.КУЗНЕЦОВА”Двигатель НК-33 отличается от своегопрототипа НК-15 упрощенной пневмогидравлической схемой, усовершенствованными элементами автоматикии улучшенными агрегатами ТНА и камеры сгорания. Так, в частности, число элементов пироавтоматики в двигателе было уменьшено с 12 до 7.Разъемные соединения и взаимозаменяемость узлов обеспечивают ремонтопригодность двигателя.Некоторые образцы двигателя НК-33на стенде при интенсификации процесса сгорания в газогенераторе (повышении температуры) и некоторыхнезначительных модификациях насоса горючего развивали тягу до 205207 тс, т.е.
попадали совсем в другойкласс тяги двигателей. Диапазон регулирования тяги (от 50 до 105%) дляНК-33 определялся прежде всего ресурсом двигателя. При незначительном снижении ресурса этот диапазонмог быть повышен до 135%.Несмотря на наличие пусковой пиротурбины, двигатель НК-33 имеет меньшую массу, чем РД-253 из-за отсутствия на НК-33 шарнирного узла крепления, а также более высоких параметров ТНА: перепад давления на турбине достигает 2,2, а максимальное дав-ление за дополнительным насосом горючего (ДНГ) составляет 710 атм.Дата первого испытания - апрель 1970 г.Дата Госиспытания - сентябрь 1972 г.Для доказательства высокой надежности двигателей НК-33 в 1976 г.
по распоряжению Н.Д.Кузнецова было проведено длительное стендовое испытание.Вместо необходимых по техническомузаданию 140 секунд двигатель непрерывно отработал более 14000 секунд.ОдиниздвигателейНК-33№Ф115026М, изготовленный в 1972 г.,испытывался по программе контрольно-сдаточных испытаний 10 января1973 г. и 10 января 1974 г. После длительного хранения и проведения регламентных работ этот двигатель 12июля 1995 г.
был доставлен в США, гдес 17 октября по 15 ноября 1995 г. настенде фирмы Aerojet прошел комплекс огневых испытаний. Суммарнаянаработка этого двигателя составила492,5 секунд, из них 5 пусков в США 411 секунд. Эти испытания проводились с целью выяснения возможностииспользования двигателей НК-33 иНК-43 на американских ракетах Atlasи Delta, предназначенных для коммерческих запусков в мирных целях.На хранении в СНТК находятся более80 двигателей НК-33.Отклонение соотношения компонентов топлива - до 20%Используемый блок на ракете Н1–блок "А" (I ступень)Схема двигателя - замкнутая, с дожиганиемРп = 167 тс (1638 кН)Рз = 154 тс (1509,8 кН)Iз = 297 сIп = 331 сСуммарный расход компонентов топлива 517,3 кг/сКm = 2,62Рк = 14,83 МПаСтепень расширения сопла 27,0Мдв.
= 1222 кгDдв. = 1490,5 ммLдв. = 3705 ммМуд. = 8,1 кг/тсNТНА = 46000 л.с.nТНА = 18500 об./мин.t = 600 сРассматривалась модификация НК-33,в которой в качестве компонентовтоплива использовались жидкий кислород и жидкий метанРп = 154 тс (1509,8 кН)Iп = 361 сt = 410 сçä-39 (11Ñ113)жидкостный ракетный двигательНК-39 разработан для использованияв блоке "В" ракеты-носителя H1-Л3(III ступень). Дата первого испытания- октябрь 1970 г. Дата Госиспытания ноябрь 1973 г.Двигатель имеет выносные лопаточные преднасосы с питанием от гидротурбины, позволяющие работать принизких входных давлениях компонентов топлива. Они обеспечивают уменьшение веса и количества внешних трубопроводов.
Процессы запуска и останова аналогичны НК-33 и НК-43.НК-39 отличается от своего прототипаНК-9 упрощенной пневмогидравлической схемой, усовершенствованнымиэлементами автоматики и улучшенными агрегатами ТНА и камеры сгорания.Надежность НК-39 проверена при повышенных характеристиках: тяги(до 45,5 тс), ресурса (до 4000 с), числавключений (до 12), отклонения соотношения компонентов топлива (до 18%).Ни прототип, ни двигатели НК-39 реального применения в эксплуатируемых РН пока не получили.На хранении в СНТК находятся 10двигателей НК-39.Схема двигателя - замкнутая, с дожиганиемКомпоненты топлива - жидкий кислород и керосинРп = 41,5 тс (407 кН)Iп = 352 сСуммарный расход компонентов топлива 116,1 кг/срк = 9,38 МПаKm = 2,6nТНА = 22000 об./мин.t = 1200 сГеометрическая степень расширениясопла 114,0Мдв. = 584 кгМуд. = 14,2Dдв.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
