Альбом авиационных двигателей. Россия, Украина, США, Канада (1014197), страница 59
Текст из файла (страница 59)
Сегодня это самый мощный ЖРД в мире. Он устанавливается напервых ступенях РН "Зенит" и "Zenit3SL".Конструктивно аналогичен РД-170 (заисключением крепления к ракете) и обладает возможностью качания камертолько в одной плоскости.ЖРД РД-171 допускает проведение огневых стендовых испытаний автономноили в составе ступени и дальнейшее использование на РН при минимальномобъеме профилактических работ.Он выполняет маршево-рулевые функции (осуществляет разгон и управлениеполетом РН), а также обеспечивает подогрев гелия для наддува бака окислителяступени и подачу керосина с высокимдавлением на бортовой источник мощности для рулевых гидроприводов РН.ЖРД РД-171 является четырехкамернымдвигателем с насосной подачей компонентов ракетного топлива.
Камеры установлены в карданных узлах силовой рамы и могут отклоняться в тангенциальной плоскости на угол до 8°. Камерыимеют паяно-сварную конструкцию сплоскими многофорсуночными смесительными головками. Их наружное (регенеративное) и внутреннее (завесное)охлаждение производится горючим.Окислительный газ подводится по газоводам, имеющим уникальные сильфонные узлы, обеспечивающие поворот камер. ТНА расположен вертикально между камер. ТНА содержит осевую одноступенчатую газовую турбину, шнекоцентробежный насос окислителя и шнекоцентробежный двухступенчатый насосгорючего (вторая ступень обеспечиваетподачу части горючего в газогенераторы).
Турбина и насос окислителя установлены на одном валу. Две ступени насоса горючего установлены на другом соосно расположенном валу, крутящий момент на который передается с помощьюзубчатой рессоры. Безкавитационнуюработу ТНА обеспечивают бустерные насосные агрегаты. Оба газогенератора –окислительные, паяно-сварные. Они работают на основных КРТ и охлаждаютсякислородом.
Теплообменник подогревагелия – многостенный, паяно-сварной.Управление работой ЖРД обеспечиваютавтоматические и пневмоуправляемыеклапаны, регулятор тяги, дроссель СОБи дроссели окислителя. Все агрегатыêç “Zenit-3SL” ̇ Ô·ÚÙÓÏ ÒÚ‡ÚÓ‚Ó„ÓÍÓÏÔÎÂÍÒ‡ Sea Launch [84]ЖРД с помощью трубопроводов объединены в единую пневмогидравлическуюсистему и функционируют по определенной циклограмме по командам от системы управления РН.ЖРД изготавливаются в “НПО Энергомаш”. В 80-х гг.
велось параллельное изготовление двигателя на Омском заводеПО "Полет".Компоненты топлива – жидкий кислороди керосин. Вспомогательным компонентом является пусковое горючее ПГ-2.Рп = 806 тс (7903 кН)Рз = 740 тс (7254 кН)Iп = 337 сIз = 309,2 сКоличество камер 4рк = 24,5 МПаt = 140 сKm = 2,63Мдв. = 9500 кгDдв. = 4150 ммLдв. = 3565 ммÑÇàÉÄíÖãà 1944-2000: ÄÇàÄñàéççõÖ, êÄäÖíçõÖ, åéêëäàÖ, èêéåõòãÖççõÖ269“НПО “ЭНЕРГОМАШ”êÑ-172жидкостный ракетный двигательПроект РД-172 создан в90-х гг. как модификация РД-171 с повышенной тягойза счет увеличения давления в камерахсгорания.Компоненты топлива – жидкий кислород и керосинРп = 848 тс (8310 кН)Рз = 784 тс (7680 кН)Iп = 337 сIз = 311 сКоличество камер 4рк = 25,7 МПаKm = 2,6Dдв.
= 4150 ммLдв. = 3565 ммêÑ-180жидкостный ракетный двигательêÑ-180 [78]Двухкамерный РД-180 разработан в1994-98 гг. для РН Atlas IIIA компанииLockheed Martin на основе ЖРД РД-170.Двигатель спроектирован по схеме сдожиганием окислительного газа.Двигатель РД-180 имеет две камерысгорания в отличие от четырехкамерного РД-170 и новый ТНА меньшеймощности, приводимый в действиеодним газогенератором, а также рядагрегатов автоматики, спроектированных заново.В начале 1996 г. “НПО Энергомаш”приступило к подготовке производства РД-180, а огневые испытания доводочных двигателей прошли уже в ноябре того же года. Первое огневое испытание на стенде в США было проведено 29 июля 1998 г. Первый товарный ЖРД РД-180 поставлен в США вянваре 1999 г.
Первый полет американской РН Atlas IIIA с российскимдвигателем РД-180 успешно осуществлен 24 мая 2000 г.“НПО Энергомаш” имеет контракт напоставку в США 18 двигателей для заêÑ-180 ̇ êç Atlas IIIA [78]ëıÂχ êÑ-180 [78]270ÑÇàÉÄíÖãà 1944-2000: ÄÇàÄñàéççõÖ, êÄäÖíçõÖ, åéêëäàÖ, èêéåõòãÖççõÖ“НПО “ЭНЕРГОМАШ”пусков американских ракет. В июне1997 г. Lockheed Martin объявил о намерении заказать 101 двигатель РД-180производства “НПО Энергомаш” длякоммерческих полетов РН Atlas IIIA.Планируется оснастить двигателямиРД-180 и новое семейство РН Atlas V.Маркетингом и реализацией двигателя РД-180 в США занимается совместное предприятие "РД АМРОС", созданное при равном участии “НПО Энергомаш” и Pratt & Whitney.Компания Pratt & Whitney купила лицензию на производство девяти двигателей РД-180 для установки на вышеуказанную РН.Компоненты топлива – жидкий кислород и керосинРп = 423,4 тс (4152 кН)Рз = 390,2 тс (3828 кН)Iп = 337,8 сIз = 311,3 срк = 26,0 МПаKm = 2,72Угол качания камер ±8°Мдв.сухая = 5330 кгDдв.
= 3200 ммLдв. = 3580 ммêç Atlas IIIÄ [78]êÑ-182жидкостный ракетный двигательРД-182 – проект 1994 г. для первой ступени РН "Рикша-1/2".Вариант РД-120К, использующий жидкий метан в качестве горючего. Проектвыполнен с дожиганием окислительного генераторного газа.Компоненты топлива – жидкий кислород и жидкий метанРп = 83...92 тс (814...902 кН)Рз = 74...81 тс (725...794 кН)Iп = 351...353 сIз = 311...316 сКоличество камер 1рк = 16,6...17,5 МПаУправление вектором тяги – угол качания ±6° в двух плоскостяхKm = 3,4Продолжительность одного использования 200 cМдв.
= 1500 кгDдв. = 1500 ммLдв. = 2800 ммêç “êËͯ‡” [52]êÑ-182 [78]êÑ-185жидкостный ракетный двигательРД-185 – высотная модификация двигательного модуля РД-169 для второй ступени РН "Рикша".Компоненты топлива – жидкий кислород и жидкий метанРп = 18,3 тс (180 кН)Iп = 375,6 сКоличество камер 1Управление вектором тяги - качание камер ±8° в двух плоскостяхрк = 14,7 МПаKm = 3,4Продолжительность одного использования 350 сКоличество включений в полете 2Мдв. сухая = 353 кгDдв.
= 1500 кгLдв. = 3300 ммÑÇàÉÄíÖãà 1944-2000: ÄÇàÄñàéççõÖ, êÄäÖíçõÖ, åéêëäàÖ, èêéåõòãÖççõÖ271“НПО “ЭНЕРГОМАШ”êÑ-190жидкостный ракетный двигательПроект РД-190 предложен в 1991 г. дляпервой ступени РН "Рикша-1".Двигательная установка РД-190 состоитиз шести РД-169.Компоненты топлива - жидкий кислород и жидкий метанУправление вектором тяги - качание камер ±8° в двух плоскостяхРп = 102 тс (1000 кН)Рз = 90 тс (883 кН)Iп = 351 сIз = 309 сКоличество камер 6рк = 14,7 МПаKm = 3,4Количество включений в полете 1Продолжительность одного использования 220 сМдв. = 1530 кгDдв.
= 2200 ммLдв. = 2100 ммêÑ-191жидкостный ракетный двигательêÑ-191 [1]ЖРД РД-191 разрабатывается дляпервой ступени нового семейства российских РН "Ангара".Двигатель спроектирован по схеме сдожиганием окислительного газа наоснове двигателей РД-170 и РД-171,используемых на РН "Энергия" и"Зенит".Двигатель РД-191 имеет одну камерусгорания в отличие от четырехкамерных РД-170 и РД-171 и новый ТНАменьшей мощности, приводимый одним газогенератором.
Управление вектором тяги обеспечивается за счет качания камеры в двух плоскостях. Вмарте 1999 г. макет двигателя был поставлен в ГКНПЦ имени М.В.Хруничева для интеграции интерфейса РН идвигателя.Компоненты топлива - жидкий кислород и керосин.Рп = 212,6 тс (2080 кН)Рз = 196 тс (1922 кН)Iп = 337 сIз = 310,7 сКоличество камер 1рк = 26,2 МПаKm = 2,63Управление вектором тяги – качание вдвух плоскостях ±8°Мдв.сухая = 2200 кгDдв. = 1450 ммLдв. = 4000 ммëıÂχ êÑ-191 [78]272ÑÇàÉÄíÖãà 1944-2000: ÄÇàÄñàéççõÖ, êÄäÖíçõÖ, åéêëäàÖ, èêéåõòãÖççõÖêç “ÄÌ„‡‡” [98]“НПО “ЭНЕРГОМАШ”êÑ-192жидкостный ракетный двигательРД-192 (1996 г.) – проектный вариантдвигателя РД-191 с дожиганием окислительного генераторного газа с заменой керосина на метан для первойступени РН.Компоненты топлива – жидкий кислород и жидкий метанРп = 207,8 тс (2038 кН)Рз = 191 тс (1876 кН)Iп = 356 сIз = 327,8 сКоличество камер 1рк = 24,5 МПаKm = 3,5Управление вектором тяги - качаниекамеры ±8° в двух плоскостяхПродолжительность одного использования 200 сМдв.
= 2640 кгDдв. = 1445 ммLдв. = 3622 ммРД-192С – проектный вариант РД-191с дожиганием окислительного генераторного газа с заменой керосина наметан, предназначенный для второйступени.Компоненты топлива – жидкий кислород и жидкий метанРп = 217 тс (2128 кН)Iп = 371,5 сКоличество камер 1рк = 24,5 МПаKm = 3,5Управление вектором тяги – качаниекамеры ±8° в двух плоскостяхПродолжительность одного использования 200 сМдв. сухая = 2930 кгDдв. = 2400 ммLдв. = 4820 ммêÑ-192 [78]êÑ-200жидкостный ракетный двигательРД-200 – проектная разработка 195153 гг. для зенитной ракеты. Предполагалось использовать вытеснительнуюсистему подачи.Компоненты топлива - азотная кислота и углеводородное горючееРп = 10 тс (98,4 кН)Рз = 9,0 тс (88,2 кН)Iп = 234 сIз = 210 сt = 60 срк = 2,35 МПаKm = 3,76Dдв.
= 530 ммLдв. = 1500 ммêÑ-210жидкостный ракетный двигательРД-210 – проектная разработка 1954 г.для зенитной ракеты. Предполагалосьиспользовать вытеснительную систему подачи.Компоненты топлива - азотная кислота и углеводородное горючееРп = 3 тс (29,85 кН)Рз = 2,7 тс (26,5 кН)Iп = 241 сIз = 214 сt = 60 срк = 2,35 МПаKm = 4,12Dдв. = 400 ммLдв. = 1400 ммêÑ-211жидкостный ракетный двигательПроект двигателя РД-211 разрабатывался в 1952-55 гг. для боевой ракеты.Компоненты топлива - азотная кислота и углеводородное горючееРп = 65,5 тс (642 кН)Рз = 56 тс (549 кН)Iп = 262 сIз = 224 сt = 122 cКоличество камер 4рк = 3,92 МПаKm = 4,05Dдв. = 1650 ммLдв.
= 2700 ммÑÇàÉÄíÖãà 1944-2000: ÄÇàÄñàéççõÖ, êÄäÖíçõÖ, åéêëäàÖ, èêéåõòãÖççõÖ273“НПО “ЭНЕРГОМАШ”êÑ-212жидкостный ракетный двигательПроект двигателя РД-212 разработанв 1954-56 гг. для использования в качестве стартового ускорителя опытной крылатой ракеты "Буран".Компоненты топлива - азотная кислота и углеводородное горючееРп = 63,5 тс (623 кН)Iп = 253 сIз = 227 сt = 100 сКоличество камер 4рк = 3,92 МПаKm = 3,97Dдв. = 1480 ммLдв. = 2500 ммêÑ-213жидкостный ракетный двигательЖРД РД-213 разработан в 1956-57 гг.как стартовый ускоритель опытнойкрылатой ракеты "Буран".
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
