Альбом авиационных двигателей. Россия, Украина, США, Канада (1014197), страница 73
Текст из файла (страница 73)
Днепропетровск, ул. Криворожская, 3Тел. (380-56) 7700447Факс (380-56) 7700125, (380-562) 925041Телекс: 143547 BRONE-mail: kbu@public.ua.nethttp: //www.yuzhnoye.dp.uaГенеральный директор/Генеральный конструктор – Конюхов Станислав НиколаевичПервый заместитель Генерального конструктора/Генерального директора – Мащенко Александр НиколаевичГлавный инженер/Первый заместитель Генерального директора – Василина Владимир ГригорьевичЗаместитель Генерального конструктора/Генерального директора по координации и управлению работ –Курячий Евгений ВитальевичЗаместитель Генерального конструктора/Генерального директора по внешнеэкономической деятельности –Дегтярев Александр ВикторовичГлавный конструктор ракетно-космического направления/Заместитель Генерального конструктора –Агарков Анатолий ВасильевичГлавный конструктор КБ жидкостных ракетных двигателей – Шнякин Владимир НиколаевичГлавный конструктор КБ твердотопливных двигателей – Голубенко Николай СтепановичОсновные направления работ ГКБ “Южное” в настоящее время:• Модернизация существующих и разработка новых транспортно-космических систем различного вида базирования;• Использование снимаемых с вооружения боевых ракет в качестве РН;• Создание ракетно-космических технологических комплексов для производства в условиях невесомости особо чистыхматериалов и биологически активных веществ;• Создание космических систем для обеспечения регулярного и всепогодного наблюдения Земли и Мирового океана;• Исследования солнечной активности, процессов в солнечной атмосфере, рентгеновского и гамма-излучений космических источников;• Обеспечения различных видов космической связи, экологического мониторинга природной среды и т.д;• РН “Циклон” для вывода на низкую круговую полярную орбиту полезного груза весом до 4 т (осуществлены запускиспутников серий “Метеор”, “Космос”, “Океан-01” и др.);• РН “Зенит” для вывода на низкую круговую полярную орбиту полезного груза весом до 12 т (2-ступенчатая “Зенит-2”и 3-ступенчатая “Зенит-3”;• Космические аппараты научно-исследовательского, народно-хозяйственного и специального назначения;• Разработка жидкостных и твердотопливных ракетных двигателей;• Проведение прочностных, транспортировочных, вибрационных, огневых электротехнических, аэродинамических,пневмогидравлических и других видов испытаний;• Ветроэнергетические установки мощностью 200 кВт;• Автоматизированные пароэнергетические установки и др.Коллективами ГКБ “Южное” и ПО “Южный машиностроительный завод” совместно с рядом ведущих НИИ и заводовстраны создано и внедрено в производство свыше 150 новых материалов, 250 новых технологий, более 30 видов и способов автоматической сварки металлов и сплавов и др.ГКБ “Южное” является головной проектно-конструкторской организацией по основным проектам, включенным в национально-космическую программу, реализация которой осуществляется под эгидой Национального космическогоагентства Украины.Материалы по ГКБ “Южное” получены непосредственно от разработчика.336ÑÇàÉÄíÖãà 1944-2000: ÄÇàÄñàéççõÖ, êÄäÖíçõÖ, åéêëäàÖ, èêéåõòãÖççõÖГКБ “ЮЖНОЕ”êÑ-851 (8Ñ63ì)жидкостный ракетный двигательРулевой четырехкамерный двигательоднократного включения 8Д63У предназначен для создания тяги и управления полетом первой ступени ракеты8К64/Р-16 (SS-7) по всем каналам стабилизации.Управление полетом ступени осуществляется качанием каждой камеры двигателя в одной плоскости на угол ±38°.Двигатель с турбонасосной системойподачи компонентов топлива, выполнен по схеме без дожигания генераторного газа.Рабочее тело турбины ТНА – газ, вырабатываемый в газогенераторе при сгорании компонентов топлива.Двигатель разработан в 1958-63 гг.Компоненты топлива – азотная кислота + 27% N2O4 (окислитель) и НДМГ (горючее)Рз = 28,85 тс (282,92 кН)Рп = 33,124 тс (324, 84 кН)Iз = 243 сIп = 279 срк = 6,62 МПара = 0,049 МПаКm = 2,45t = 115 cMдв.
= 403 кгDдв. = 3540 ммLдв. = 1700 ммêÑ-851 [64]êÑ-852 (8Ñ64ì)жидкостный ракетный двигательРулевой четырехкамерный двигательоднократного включения 8Д64У предназначен для создания тяги и управления полетом второй ступени ракеты8К64/Р-16 (SS-7) по всем каналам стабилизации.Управление полетом ступени осуществляется качанием каждой камеры двигателя в одной плоскости на угол ±31°.Двигатель с турбонасосной системойподачи компонентов топлива, выполнен по схеме без дожигания генераторного газа.Рабочее тело турбины ТНА – газ, вырабатываемый в газогенераторе при сгорании компонентов топлива.Двигатель разработан в 1958-63 гг.Компоненты топлива – азотная кислота + 27% N2O4 (окислитель) и НДМГ (горючее)Рп = 4,92 тс (48,25 кН)Iп = 255 срк = 6,62 МПара = 0,039 МПаКm = 2,1t = 143 cMдв. = 133 кгDдв.
= 2950 ммLдв. = 1470 ммêÑ-852 [64]êÑ-853 (8Ñ722)жидкостный ракетный двигательМаршевый двухрежимный однокамерный двигатель однократного включения 8Д722 предназначен для созданиятяги и управления полетом второй ступени ракеты 8К66 по всем каналамстабилизации.Управление полетом ступени осуществляется четырьмя рулевыми сопламипутем качания каждого сопла в однойплоскости на угол ±38°.Двигатель с турбонасосной системойподачи компонентов топлива, выполнен по схеме без дожигания генераторного газа.Рабочее тело турбины ТНА – газ, вырабатываемый в газогенераторе при сгорании компонентов топлива.Разработка начата в 1960 г.
Отработкадвигателя прекращена на этапе конструкторских испытаний в 1963 г.Компоненты топлива – азотная кислота + 27% N2O4 (окислитель) и НДМГ (горючее)Рп = 47,68 тс (476,58 кН)Рсум РС = 1,2 тс (11,77 кН)Iп = 300,7 срк = 8,09 МПара = 0,025 МПаКm = 2,41t = 164 cMдв. = 485 кгDсреза сопла КД = 1296 ммLдв. = 3277 ммêÑ-853 [64]ÑÇàÉÄíÖãà 1944-2000: ÄÇàÄñàéççõÖ, êÄäÖíçõÖ, åéêëäàÖ, èêéåõòãÖççõÖ337ГКБ “ЮЖНОЕ”êÑ-854 (8Ñ612)жидкостный ракетный двигательêÑ-854 [64]Однокамерный однократного включения двигатель 8Д612 предназначендля управляемого спуска с орбиты орбитальной ступени, выводимой на орбиту ракетой 11К67.Управление по каналам стабилизацииосуществляется перераспределениемвыхлопных газов турбины между стационарными рулевыми соплами с помощью газораспределителей.Двигатель с турбонасосной системойподачи самовоспламеняющихся компонентов топлива, выполнен по схемебез дожигания генераторного газа.Двигатель разрабатывался в 1962-67 гг.Компоненты топлива – тетраоксидазота (окислитель) и НДМГ (горючее)Рп =7,7 тс (75,5 кН)Iп = 312,2 срк = 8,63 МПара = 5,88 кПаКm = 2,02t = 70 cMдв.
= 100 кгDоси среза рул. сопла = 1530 ммLдв. = 1505 ммé·Ëڇθ̇fl ÒÚÛÔÂ̸ åÅê 11ä67 [65]êÑ-855 (8Ñ68å)жидкостный ракетный двигательêÑ-855 [64]338Рулевой четырехкамерный однократного включения двигатель 8Д68М предназначен для создания тяги и управления полетом первой ступени ракет8К67/Р-36 (SS-9), 11К69 ("Циклон-2") и11К68 ("Циклон-3") по всем каналамстабилизации.Управление полетом ступени осуществляется качанием каждой камеры двигателя в одной плоскости на угол ±41°.Двигатель с турбонасосной системойподачи компонентов топлива, выполнен по схеме без дожигания генераторного газа.Рабочее тело турбины ТНА – газ, вырабатываемый в газогенераторе при сгорании компонентов топлива.Двигатель обеспечивает работу горячих систем наддува баков окислителяи горючего.Двигатель разработан в 1962-65 гг.Компоненты топлива – тетраоксидазота (окислитель) и НДМГ (горючее)Рз = 29,1 тс (285,37 кН)Рп = 33,453 тс (328,07 кН)Iз = 254 сIп = 292 срк = 6,57 МПара = 0,059 МПаКm = 1,97t = 127 cMдв.
= 320 кгDдв. = 3800 ммLдв. = 1741 ммÑÇàÉÄíÖãà 1944-2000: ÄÇàÄñàéççõÖ, êÄäÖíçõÖ, åéêëäàÖ, èêéåõòãÖççõÖêç “ñËÍÎÓÌ-2” [52]ГКБ “ЮЖНОЕ”êÑ-856 (8Ñ69å)жидкостный ракетный двигательРулевой четырехкамерный однократноговключения двигатель 8Д69М предназначен для создания тяги и управления полетом второй ступени ракет 8К67/Р-36(SS-9), 11К69 ("Циклон-2") и 11К68 ("Циклон-3") по всем каналам стабилизации.Разработан в 1962-65 гг.Управление полетом ступени осуществляется качанием каждой камеры двигателя в одной плоскости на угол ±30°. Двигатель с турбонасосной системой подачикомпонентов топлива, выполнен по схеме без дожигания генераторного газа.Рабочее тело турбины ТНА - газ, вырабатываемый в газогенераторе при сгорании компонентов топлива.Двигатель обеспечивает работу горячих систем наддува баков окислителя и горючего.Компоненты топлива – тетраоксид азота(окислитель) и НДМГ (горючее)Рп = 5,53 тс (54,23 кН)Iп = 280,5 срк = 7,16 МПара = 0,025 МПаКm = 1,98t = 163 cMдв.
= 112.5 кгDдв. = 3654 ммLдв. = 1122 мм=êÑ-856 [64]êÑ-857 (15Ñ12)жидкостный ракетный двигатель8ä99 (êí-20è) [65]Однокамерный двухрежимный однократного включения двигатель 15Д12предназначен для создания тяги и управления полетом второй ступени ракеты 8К99.Двигатель с турбонасосной системойподачи самовоспламеняющихся компо-нентов топлива впервые в ракетостроении выполнен по схеме с дожиганиемвосстановительного генераторного газа.В двигателе применен газодинамический способ управления вектором тяги,основанный на вдуве восстановительного генераторного газа в сверхзвуковуючасть сопла камеры двигателя через нормально закрытые газораспределители.Этим способом создают управляющиеусилия по каналам тангажа и рыскания.Разработка двигателя начата в 1963 г.и прекращена в 1967 г.
на стадии ЛКИ.Компоненты топлива – тетраоксидазота (окислитель) и НДМГ (горючее)Рп ОР = 14000 кгс (137,29 кН)Рп РКС = 1300 кгс (12,75 кН)Iп ОР = 329,5 сIп РКС = 250 срк ОР = 12,75 МПарк РКС = 1,33 МПаРа ОР = 8,83 кПаКm ОР = 2,6Кm РКС = 1,1êÑ-857 [64]tОР = 210 ctРКС = 5 сMдв. = 190 кгDсреза сопла КС = 926 ммLдв. = 2100 ммêÑ-858 (11Ñ411)жидкостный ракетный двигательДвигатель 11Д411 входит как основной в состав блока двигателей 11Д410лунного корабля РКК Н1.Двигатель предназначен для осуществления мягкой посадки на поверхностьЛуны и выведения лунного корабля наорбиту искусственного спутника Луны.Однокамерный двухрежимный двигатель двукратного включения с глубоким дросселированием по тяге, с турбонасосной системой подачи самовоспламеняющихся компонентов топлива,выполнен по схеме без дожигания генераторного газа.При первом включении двигатель работает на основном режиме и режимеглубокого дросселирования, при втором включении – только на основномрежиме.
Двигатель имеет системы регулирования тяги и поддержания соотношения компонентов топлива.Разработка двигателя начата в 1965 г.и прекращена в 1972 г. на стадии ЛКИ.Компоненты топлива – тетраоксидазота (окислитель) и НДМГ (горючее)Рп ОР = 2050±200 кгс (20,1±1,96 кН)Рп ДР = 858±300 кгс (8,41±2,94 кН)Iп ОР = 315 сIп ДР = 285 срк ОР = 7,85 МПарк ДР = 3,31 МПара ОР = 6,86 кПара ДР = 2,06 кПаКm ОР = 2,03Кm ДР = 1,6tсум. = до 470 cêÑ-858 [64]tДР = до 100 сMдв. = 53 кгDдв. = 1102 ммLдв. = 1090 ммÑÇàÉÄíÖãà 1944-2000: ÄÇàÄñàéççõÖ, êÄäÖíçõÖ, åéêëäàÖ, èêéåõòãÖççõÖ339ГКБ “ЮЖНОЕ”êÑ-859 (11Ñ412)жидкостный ракетный двигательДвигатель 11Д412 входит как резервный в состав блока двигателей 11Д410лунного корабля РКК Н1.Двигатель предназначен для осуществления мягкой посадки на поверхностьЛуны, взлета с поверхности Луны и выведения лунного корабля на орбиту искусственного спутника Луны.Автономный двухкамерный однорежимный двигатель двукратного включения с регулированием по тяге, с турбонасосной системой подачи самовоспламеняющихся компонентов топлива,выполнен по схеме без дожигания генераторного газа.Разработка двигателя начата в 1965 г.и прекращена в 1972 г.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
