Альбом авиационных двигателей. Россия, Украина, США, Канада (1014197), страница 61
Текст из файла (страница 61)
Одновременно с выключениемкамер производится дренаж горючегоиз охлаждающих трактов с цельюуменьшения импульса последействиятяги.Компоненты топлива – АК-27И иНДМГРп = 89,95 тс (883 кН)Iп = 293 сt = 125 срк = 7,35 МПаКоличество камер 2Геометрическая степень расширениясопла 25,8Km = 2,5Мдв. сухая = 665 кгDдв. = 2200 ммLдв. = 2040 ммêÑ-220жидкостный ракетный двигательПроект РД-220 создан в 1960-61 гг. дляпервой ступени космической ракеты(начальная стадия разработки РН Н1).Схема с дожиганием.Компоненты топлива - азотная кислотаи НДМГ276Рп = 109,52 тс (1073 кН)Рз = 96,6 тс (947 кН)Iп = 306 сIз = 270 сКоличество камер 1рк = 14,7 МПаÑÇàÉÄíÖãà 1944-2000: ÄÇàÄñàéççõÖ, êÄäÖíçõÖ, åéêëäàÖ, èêéåõòãÖççõÖKm = 2,8Dдв. = 1300 ммLдв.
= 2600 мм“НПО “ЭНЕРГОМАШ”êÑ-221жидкостный ракетный двигательПроект РД-221 создан в 1960-61 гг. длявторой ступени космической ракеты(начальная стадия разработки РН Н1).Компоненты топлива - азотная кислотаи НДМГРп = 114 тс (1118 кН)Iп = 318 сКоличество камер 1рк = 14,7 МПаKm = 2,8Dдв. = 2400 ммLдв.
= 4200 ммêÑ-222жидкостный ракетный двигательПроект РД-222 создан в 1960-61 гг. дляпервой ступени космической ракеты(начальная стадия разработки РН Н1).Схема с дожиганием.Работы прекращены в связи с переходом на другой окислитель - азотныйтетраоксид.Компоненты топлива - азотная кислотаи НДМГРп = 166,6 тс (1634 кН)Рз = 150 тс (1470 кН)Iп = 302 сIз = 272 сКоличество камер 1рк = 14,7 МПаKm = 2,92Dдв. = 1460 ммLдв. = 3470 ммêÑ-223жидкостный ракетный двигательПроект РД-223 создан в 1960-61 гг. длявторой ступени космической ракеты(начальная стадия разработки РН Н1).Схема с дожиганием.
Разработка прекращена в связи с переходом на другойокислитель - азотный тетраоксид.Компоненты топлива - азотная кислотаи НДМГРп = 173 тс (1695 кН)Iп = 314 сКоличество камер 1рк = 14,7 МПаKm = 2,92Dдв. = 2600 ммLдв. = 5000 ммêÑ-224жидкостный ракетный двигательПроект РД-224 создан в 1960-62 гг. дляопытного ракетного комплекса с тяжелой межконтинентальной баллистической ракетой Р-26 (первая ступень).Связка двух ЖРД РД-225 образуют двигательную установку РД-224. Открытаясхема.По своей конструкции и параметрамдвигатель близок к двигателю РД-216.Двигатель прошел полный объем доводочных испытаний.
Разработка прекращена в связи с прекращением разработки ракеты.Компоненты топлива - азотная кислотаи НДМГРп = 181 тс (1774 кН)Рз = 155 тс (1517 кН)Iп = 294 сIз = 251 сt = 100 сКоличество камер 4рк = 8,33 МПаKm = 2,5Dдв. = 2300 ммLдв. = 2000 ммêÑ-225жидкостный ракетный двигательПроект РД-225 создан в 1960-62 гг. дляопытного ракетного комплекса с тяжелой межконтинентальной баллистической ракетой Р-26 (первая ступень).Связка двух ЖРД РД-225 образуют двигательную установку РД-224.Открытая схема.Компоненты топлива – азотная кислотаи НДМГРп = 90,5 тс (887 кН)Рз = 77,5 тс (759 кН)Iп = 294 сIз = 251 сt = 100 сКоличество камер 2рк = 8,33 МПаKm = 2,5ÑÇàÉÄíÖãà 1944-2000: ÄÇàÄñàéççõÖ, êÄäÖíçõÖ, åéêëäàÖ, èêéåõòãÖççõÖ277“НПО “ЭНЕРГОМАШ”êÑ-250жидкостный ракетный двигательДвигатель РД-250 разработан в1961-65 гг. для первой ступени МБРР-36.Связка трех РД-250 образуют ДУ РД-251.Открытая схема.
Двухкамерный двигатель с одним ТНА и газогенератором.Компоненты топлива - тетраоксидазота и НДМГРп = 89,9 тс (881 кН)Рз = 80,4 тс (788 кН)Iп = 301 сIз = 270 сt = 120 сКоличество камер 2рк = 8,83 МПаГеометрическая степень расширениясопла 14,7Km = 2,6Lдв. = 2600 ммêÑ-251жидкостный ракетный двигательРД-251 создан в 1961-65 гг. для первойступени МБР Р-36.Связка трех двухкамерных ЖРД РД-250.Открытая схема. Управление полетомракеты – рулевым блоком.Компоненты топлива - тетраоксид азота и НДМГРп = 270 тс (2634 кН)Рз = 241 тс (2364 кН)Iп = 301 сIз = 270 сt = 120 сКоличество камер 6рк = 8,33 МПаГеометрическая степень расширениясопла 14,7Km = 2,6Dдв. = 2520 ммLдв.
= 1762 ммêÑ-251 [65]êÑ-252жидкостный ракетный двигательДвухкамерный ЖРД РД-252, созданный в 1961-65 гг., предназначен длявторой ступени МБР Р-36.Открытая схема.РД-252 отличается от РД-250 наличиемвысотного сопла и повышенным давлением в камере. Управление полетом ракеты - за счет рулевого блока.Компоненты топлива - тетраоксид азота и НДМГêÑ-252 [65]278ÑÇàÉÄíÖãà 1944-2000: ÄÇàÄñàéççõÖ, êÄäÖíçõÖ, åéêëäàÖ, èêéåõòãÖççõÖРп = 95,9 тс (940,5 кН)Iп = 317 срк = 8,92 МПАГеометрическая степень расширениясопла 46,1Km = 2,6Мдв.
= 720 кгDдв. = 2590 ммLдв. = 2186 мм“НПО “ЭНЕРГОМАШ”êÑ-253жидкостный ракетный двигательêç “èÓÚÓÌ-ä” [78]РД-253 создан в 1961-65 гг. для первойступени МБР УР-500 (РН "Протон").ЖРД содержит камеру, ТНА, газогенератор, агрегаты автоматики и другиеэлементы. После насосов окислитель снебольшой частью горючего направляется в газогенератор, а остальнаячасть горючего – в тракт регенеративного охлаждения камеры. Окислительный генераторный газ после турбины поступает по газоводу в камерусгорания, где дожигается с горючим,прошедшим тракт охлаждения.
Камера ЖРД – со связанными оболочками,содержит форсуночную головку и корпус с оребренной внутренней стенкойи гофрированными проставками(в сопловой части). Имеет дополни-тельную защиту от прогара жаростойким керамическим покрытием и газожидкостной пленкой, создаваемой подачей горючего из охлаждающеготракта через два пояса внутреннегоохлаждения. Плотность теплового потока, поступающего в стенку камеры,достигает 120 МВт/м2.ТНА содержит два топливных шнекоцентробежных насоса с двухсторонними входами и осевую реактивную турбину, расположенные на двух валах:на одном – насос окислителя и турбина, на другом – насос горючего.
Крутящий момент между валами передаетсячерез промежуточный короткий гибкий вал. Насос горючего – двухступенчатый: первая ступень питает камеру,1 – газовод; 2 – газогенератор; 3, 4, 8, 10, 14 – пироклапаны; 5 – регулятор; 6 – турбина; 7– струйный преднасос; 9, 11, 12 – насосы; 13 – дроссель; 15 – камераëıÂχ êÑ-253 [63]êÑ-253 [78]вторая – газогенератор.
Во входноймагистрали окислителя установленэжектор. Мощность ТНА 18,74 МВт,частота вращения 231 об./с.Газогенератор - сферической формы,охлаждаемой окислителем. В газогенератор поступает около 70% всего топлива и вырабатывается газ с температурой 780 К и давлением 24 МПа.Конструктивная надежность ЖРД придавлении в его магистралях, достигающем 40 МПа, обеспечена широкимприменением сварки: в основных магистралях насчитывается всего 11разъемов.
Вспомогательные рабочиетела отсутствуют. Запуск происходитна самотеке топлива. Операции включения и выключения обеспечиваютсядевятью пироклапанами простой конструкции. С целью регулирования ЖРДпо тяге и соотношению компонентовтоплива в его магистралях установлены регулятор и дроссель, работающиеот электроприводов.
Имеются такженебольшие газогенераторы, в которыхвырабатывается газ для наддува топливных баков РН. Узлы крепления ЖРДк РН обеспечивают возможность поворота его в вертикальной плоскости сцелью управления вектором тяги. Длязащиты агрегатов ЖРД от воздействияреактивной струи предусмотрены теплоизоляционные экраны.Первый полет РН "Протон состоялся16 июля 1965 г.
Всего состоялось 247запусков РН "Протон" с использованием двигателей РД-253. В последние годы на первой ступени РН «Протон»стали использоваться модернизированные двигатели РД-275.Компоненты топлива – тетраоксидазота и НДМГÑÇàÉÄíÖãà 1944-2000: ÄÇàÄñàéççõÖ, êÄäÖíçõÖ, åéêëäàÖ, èêéåõòãÖççõÖ279“НПО “ЭНЕРГОМАШ”Рп = 167 тс (1635 кН)Рз = 150 тс (1470 кН)Iп = 316 сIз = 285 срк = 14,7 МПаКоличество камер 1Km = 2,67Мдв.сухая = 1080 кгDдв. = 1500 ммLдв.
= 2720 ммt = 130 сêÑ-254жидкостный ракетный двигательПроект РД-254 разрабатывался в 196166 гг. для третьей ступени ракетыУР-700. Высотная версия РД-253.Схема с дожиганием. Управление вектором тяги – качанием двигателя.Компоненты топлива - тетраоксид азота и НДМГРп = 175 тс (1714 кН)Iп = 328 срк = 14,7 МПаКоличество камер 1Кm = 2,67hдв. = 4000 ммDдв. = 2600 ммêÑ-261жидкостный ракетный двигательРД-261 – разработка 1968-70 гг.
дляпервой ступени РН «Циклон-2» и "Циклон-3" на основе РД-251.Двигатель состоит из трех двигательных блоков РД-250ПМ (двухкамерныеЖРД открытой схемы). Управление полетом ракеты – за счет качания рулевых камер.Компоненты топлива - тетраоксид азота и НДМГРп = 241 тс (2365 кН)Рз = 270 тс (2645 кН)Iп = 301 сIз = 270 сt = 120 cКоличество камер 6Геометрическая степень расширениясопла 14,7рк = 8,3 МПаKm = 2,6Мдв. = 1764 кгDдв. = 2520 ммLдв. = 1760 ммêÑ-262жидкостный ракетный двигательРД-262 – разработка 1968-70 гг. длявторой ступени РН «Циклон-2» и "Циклон-3" на основе РД-252.Открытая схема. Двухкамерный двигатель с одним ТНА и газогенератором. Управление полетом ракеты – засчет качания рулевых камер.Компоненты топлива - тетраоксидазота и НДМГРп = 96 тс (941 кН)Iп = 318 сt = 160 cКоличество камер 2рк = 8,92 МПаГеометрическая степень расширениясопла 46,1Km = 2,6Dдв.
= 2590 ммLдв. = 2190 ммêÑ-263жидкостный ракетный двигательРазработан в 1969-73 гг. для первойступени МБР Р-36М/36МУ.Четыре ЖРД РД-263 образуют ДУРД-264.ЖРД работает по схеме с дожиганиемокислительного генераторного газа.Для управления вектором тяги двигатель может отклоняться на угол ±7°.Компоненты топлива - тетраоксид азота и НДМГРз = 106 тс (1040 кН)Рп = 115 тс (1130 кН)Iп = 318 сIз = 293 сКоличество камер 1рк = 20,6 МПаГеометрическая степень расширениясопла 31,8Km = 2,67hдв. = 2150 ммDдв. = 1080 ммêÑ-264жидкостный ракетный двигательЖРД РД-264 разработан в 1969-73 гг.для первых ступеней ракет Р-36М/Р-36МУ.Состоит из четырех двигательныхблоков - однокамерных ЖРД РД-263.Схема с дожиганием.
Управление полетом ракеты за счет поворота каждогодвигательного блока в одной плоскости.280Компоненты топлива - тетраоксидазота и НДМГРп = 461 тс (4520 кН)Рз = 425 тс (4163 кН)Iп = 318 сIз = 293 сКоличество камер 4рк = 20,6 МПаÑÇàÉÄíÖãà 1944-2000: ÄÇàÄñàéççõÖ, êÄäÖíçõÖ, åéêëäàÖ, èêéåõòãÖççõÖГеометрическая степень расширениясопла 31,8Km = 2,67Мдв. = 3600 кгDдв.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
