Альбом авиационных двигателей. Россия, Украина, США, Канада (1014197), страница 57
Текст из файла (страница 57)
Рабочимтелом турбины являются продуктытермического разложения основногогорючего в газогенераторе вместо па-рогаза. ТНА выполнен по двухвальнойсхеме.Работы по РД-109 прекращены в пользу РД-119.Компоненты топлива – жидкий кислород и НДМГРп = 10,36 тс (101,6 кН)Iп = 334 сt = 330 сКоличество камер 1рк = 7,75 МПаГеометрическая степень расширениясопла 58,5Km = 1,49Мдв.сухая = 210 кгDдв. = 1000 ммLдв. = 2300 ммêÑ-110жидкостный ракетный двигательРазработка РД-110 велась в 1947-51 гг.для МБР Р-3. В основу положена конструкция двигателя РД-103.Прорабатывался вариант двигателя сохлаждением камеры водой.
Работазавершена на стадии макетного про-ектирования, изготовления и испытания отдельных узлов двигателя.Компоненты топлива – жидкий кислород и керосинРп = 140 тс (1374 кН)Iп = 285 сIз = 244 сКоличество камер 1рк = 5,88 МПаKm = 2,65Dдв. = 1800 ммLдв. = 5200 ммêÑ-111жидкостный ракетный двигательêÑ-111 [65]РД-111 разработан в 1959-65 гг. дляпервой ступени МБР Р-9.Компоненты топлива - жидкий кислород и керосинРД-111 содержит 4 камеры, ТНА, газогенератор, агрегаты автоматики, рамуи др. элементы.
Камера ЖРД - со связанными оболочками, с регенеративным и завесным (от форсуночной головки) охлажденным горючим. Камеры установлены на двигательной рамев подшипниках, оси которых располо-262жены горизонтально, в плоскостяхкурса и тангажа РН; путем поворотакамер достигается полное управлениеполетом. Над камерами расположенгоризонтально ТНА, связанный с ними сильфонными металлическимишлангами.
ТНА содержит центробежные одноступенчатые насосы окислителя и горючего (со шнеками на входе)и двухступенчатую осевую активнуютурбину (мощность 8460 кВт). Насосыи турбины расположены соосно и вра-ÑÇàÉÄíÖãà 1944-2000: ÄÇàÄñàéççõÖ, êÄäÖíçõÖ, åéêëäàÖ, èêéåõòãÖççõÖê-9Ä [60]щаются с частотой 142 об./с.
Газ дляпривода ТНА вырабатывается в газогенераторе за счет сжигания небольшой части топлива с избытком горючего. Отработанный газ выбрасывается через патрубок, снабженный расширяющимся соплом. ЖРД регулиру-“НПО “ЭНЕРГОМАШ”ется по тяге аналогично ЖРД РД-219 ипо соотношению компонентов топлива – РД-107.
Зажигание топлива в камерах и газогенераторе при запускеосуществляется от пиротехническихустройств; раскрутка ТНА производится пороховым стартером.Рп = 166 тс (1628 кН)Рз = 143,51 тс (1407 кН)Iп = 317 сIз = 275 сt = 110 срк = 7,85 МПаГеометрическая степень расширениясопла 18,0Km = 2,39Мдв. = 1480 кгDдв. = 2760 ммLдв. = 2340 ммíÛ·Ó̇ÒÓÒÌ˚È ‡„„‡Ú êÑ-111 [63]1, 2 – главные пуско-отсечные клапаны; 3 – пороховой стартер; 4 – дроссель системыопорожнения баков; 5, 16 – электроприводы; 6, 7 – насосы; 8 – теплообменник; 9 –газогенератор; 10 – отсечный пироклапан; 11 – турбина; 12, 13, 15, 17 – редукторыдавления; 14 – пуско-отсечный клапан; 18, 19 – управляющие электропневмоклапаны; 20– выпускное сопло турбины; 21 – датчик давления системы регулирования тяги; 22 –камера; а – горючее; б – окислитель; в, г – газ для наддува баков; д – сжатый воздух отбортовых баллонов; е – сжатый воздух от наземной установкиëıÂχ êÑ-111 [63]êÑ-112жидкостный ракетный двигательПроектные работы по РД-112 велись в1960 г.
для установки на первую ступень МБР.Предложена схема с дожиганием окислительного генераторного газа в основной камере сгорания. Для раскруткитурбины предполагалось использоватьпусковую турбину, приводимую пороховыми газами от стартера.Компоненты топлива – жидкий кислород и НДМГ.Рп = 111 тс (1089 кН)Рз = 98 тсIп = 344 сIз = 304 сКоличество камер 1рк = 14,7 МПаГеометрическая степень расширениясопла 31,8Km = 1,7Мдв.сухая = 790 кгDдв.
= 1290 ммLдв. = 2600 ммêÑ-113жидкостный ракетный двигательПроектные работы велись в 1960 г. дляустановки на вторую ступень МБР.Развитие ЖРД РД-112 (отличался высотным соплом).Компоненты топлива – жидкий кислород и НДМГРп = 116 тс (1138 кН)Iп = 360 сКоличество камер 1рк = 14,7 МПаГеометрическая степень расширениясопла 119,8Km = 1,7Мдв.
= 1100 кгDдв. = 2480 ммLдв. = 4200 ммÑÇàÉÄíÖãà 1944-2000: ÄÇàÄñàéççõÖ, êÄäÖíçõÖ, åéêëäàÖ, èêéåõòãÖççõÖ263“НПО “ЭНЕРГОМАШ”êÑ-114жидкостный ракетный двигательПроектные работы по РД-114 велись в1960-61 гг. для первой ступени МБР.По принципиальной схеме аналогичендвигателю РД-112, но форсирован потяге. В камере введены два пояса щелевой завесы и улучшена схема охлаждения сопла. Проводились модельные испытания отдельных агрегатов иузлов. Работы прекращены в связи спереходом к разработке двигателей наазотном тетраоксиде вместо кислорода.Компоненты топлива - жидкий кислород и НДМГ.Рп = 168,6 тс (1653 кН)Рз =152 тсIп = 341 сIз = 307 сt = 120 сКоличество камер 1рк = 14,7 МПаГеометрическая степень расширениясопла 26,4Km = 1,77Мдв.
= 900 кгDдв. = 1460 ммLдв. = 2600 ммêÑ-115жидкостный ракетный двигательВысотная модификация двигателяРД-114.Компоненты топлива – жидкий кислород и НДМГРп = 176 тс (1726 кН)Iп = 357 сt = 130 сКоличество камер 1рк = 14,7 МПаГеометрическая степень расширениясопла 86,2Km = 1,77Мдв. = 1250 кгDдв. = 3265 ммLдв. = 5000 ммêÑ-119жидкостный ракетный двигательРД-119 разработан в 1958-62 гг. и использовался на второй ступени РН"Космос". Изготавливался в Химках иКрасноярске.Содержит камеру, ТНА, газогенератор,рулевые сопла, агрегаты управления,раму и другие элементы.
Камера ЖРД– со связанными оболочками, трактрегенеративного охлаждения образован оребрением огневой стенки в области камеры сгорания и горловинысопла, а также гофрированными проставками между стенками сопловойчасти камеры. Внутреннее охлаждение камеры обеспечивается периферийными форсунками смесительнойêÑ-119 [105]1 – камера; 2 – рулевые сопла; 3 – газораспределитель с электроприводом;4 – отсечный пироклапан окислителя; 5 – смеситель; 6 – трубопровод горючего камеры; 7 – газогенератор; 8 – теплообменник-испаритель; 9 –турбина; 10, 16 – пуско-отсечные клапаны; 11 – насос горючего; 12 – насосокислителя; 13 – пусковой клапан окислителя; 14 – азотный редуктор сэлектроприводом; 15 – баллон со сжатым азотом; 17 – редуктор давлениягорючего; 18 – трубопровод горючего газогенератора; 19 – отсечный клапан горючего камеры; 20 – трубопровод горючего завесного охлажденияëıÂχ êÑ-119 [63]264ÑÇàÉÄíÖãà 1944-2000: ÄÇàÄñàéççõÖ, êÄäÖíçõÖ, åéêëäàÖ, èêéåõòãÖççõÖголовки и питаемым автономно поясом завесы, установленным передсоплом.
ТНА содержит два шнекоцентробежных топливных насоса и осевуюдвухступенчатую активную турбину счастотой вращения 350 об./с и мощностью 566 кВт, расположенные надвух соосных валах, которые связаныс помощью шлицевого соединения через короткий гибкий вал. На одном валу установлены насос горючего и (консольно) турбина, на другом - насосокислителя. Турбина приводится вовращение газом с температурой 1030 К,который вырабатывается при термическом разложении горючего в газоге-“НПО “ЭНЕРГОМАШ”нераторе. Начальный тепловой импульс создается сжиганием порохового заряда, расположенного в газогенераторе. Этот же заряд используетсядля начальной раскрутки турбиныпри запуске ЖРД. Отработанный газтурбины истекает через три пары неподвижных рулевых сопел, снабженных газораспределителями с электроприводами, обеспечивая управлениеполетом РН.В РД-119 имеются агрегаты, вырабатывающие газ для наддува топливныхбаков.
Бак окислителя наддуваетсяпродуктами испарения окислителя втеплообменнике, который встроен ввыхлопной патрубок турбины. Бак горючего наддувается газом, образующимся при смешении части генераторного газа с горючим. Зажиганиетоплива в камере при включении ЖРДосуществляется от пиротехническогоустройства, устанавливаемого черезсопла. Тяга регулируется изменениемрасхода горючего тела газогенератора.
В конструкции камеры, газогенератора, газораспределителей, системы газовых трубопроводов широко использованы титановые сплавы. Прикоманде на включение РД-119 двигатель первой ступени (РД-214) еще работает, и создаваемая им перегрузкаобеспечивает поступление начальнойпорции топлива в двигатель.Компоненты топлива – жидкий кислород и НДМГРп = 10,71 тс (105 кН)Iп = 352 сt = 260 срк = 7,89 МПаГеометрическая степень расширениясопла 102,0Km = 1,5Мдв. сухая = 168 кгLдв. = 2170 ммDдв. = 1020 мм (без рулевых сопел)êÑ-120жидкостный ракетный двигательêç “áÂÌËÚ” [64]ЖРД РД-120 разработан в 1976-85 гг.под общим руководством В.П.Радовского для второй ступени РН "Зенит".Имеет схему с дожиганием окислительного газа.
Он выполняет толькомаршевые функции (осуществляет основной разгон ступени) и обеспечивает подогрев гелия для наддува бакаокислителя.Наземные огневые испытания ЖРДпроходил в полностью укомплектованном составе с полноразмерным соплом на стенде с выхлопным диффузором, позволяющим имитировать высотные условия работы двигателя.Летные испытания РН "Зенит" начались в 1985 г.Двигатель допускает проведение многократных огневых стендовых испытаний автономно или в составе ступени и дальнейшее использование на РНпри минимальном объеме профилактических работ.ЖРД РД-120 является однокамернымдвигателем с насосной подачей.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
