РД-119 – советский ЖРД конструкции ГДЛ-ОКБ, разработан в 1958 – 62 годах для 2-й ступени РН «Космос». Топливо двухкомпонентное (окислитель – жидкий кислород, горючее – несимметричный диметилгидразин) с соотношением компонентов 1,5; тяга в вакууме 105 кН; удельный импульс в вакууме 3450 м/с; масса конструкции 168 кг; масса залитого ЖРД – 179 кг; высота 2,17 м; диаметр (без учета рулевых сопел) 1,02 м; время работы 260 с. РД-119 содержит камеру, ТНА, газогенератор, рулевые сопла, агрегаты управления, раму и другие элементы. Камера ЖРД – со связанными оболочками, тракт регенеративного охлаждения образован оребрением огневой стенки в области камеры сгорания и горловины сопла, а также гофрированными проставками между стенками. Внутреннее охлаждение камеры обеспечивается периферийными форсунками смесительной головки и питаемым автономно поясом завесы, установленным перед соплом. Давление в камере сгорания 7,89 МПа, на выходе из сопла 6,2 кПа. ТНА содержит два шнекоцентробежных топливных насоса и осевую двухступенчатую активную турбину мощностью 566 кВт, расположенные на двух соосных валах, которые связаны с помощью шлицевого соединения через короткий гибкий вал. На одном валу установлены насос горючего и (консольно) турбина, на другом – насос окислителя. Турбина приводится во вращение газом с температурой 1030 К, который вырабатывается при термическом разложении горючего в газогенераторе; температура, необходимая для начала разложения, обеспечивается сгоранием порохового заряда, размещенного в газогенераторе. Этот же заряд используется для начальной раскрутки турбины при запуске ЖРД.Отработанный газ турбины истекает через три пары неподвижных рулевых сопел, снабженных газораспределителями с электроприводами, обеспечивая управление полетом РН.В РД-119 имеются агрегаты, вырабатывающие газ для наддува топливных баков. Бак окислителя наддувается продуктами испарения окислителя в теплообменнике, который встроен в выхлопной патрубок турбины. Бак горючего надувается газом, образующимся при смешении части генераторного газа с горючим. Зажигание топлива в камере при включении ЖРД осуществляется от пиротехнического устройства, устанавливаемого через сопло. Тяга регулируется изменением расхода рабочего тела газогенератора. В конструкции камеры, газогенератора, газораспределителей, системы газовых трубопроводов широко использованы титановые сплавы. При команде на включение РД-119 двигатель 1-й ступени (РД-214) еще работает, и создаваемая им перегрузка обеспечивает поступление начальной порции топлива в двигатель.
www.space-ru.com
После окончания второй мировой войны СССР очень нуждался в мощных ракетах, которые могли бы покрывать тысячекилометровые расстояния, по пути поднимаясь в космос. Результаты ракетостроения 30-х годов были переосмыслены, а отрасль поднята на новую высоту. Появились новые мощные ракетные двигатели и технологии, позволявшие ракете нести большую полезную нагрузку — как военную, так и гражданскую. И вот в 1957 году мы вышли за пределы земной атмосферы, и слово «спутник» понимают на всех языках мира. Мы посылали в космос братьев наших меньших и они не только поднимались на орбиту, но и благополучно возвращались. Мы всего в шаге от главного свершения.
В 1957 г. французский винодел Анри Мэр после запуска первого искусственного спутника Земли заключил пари с советским консулом о том, что спутники летать будут и дальше, но никто никогда не сможет увидеть обратную сторону Луны.
И когда фотография, сделанная «Луной-3» 4 октября 1959 года, появилась в газетах всего мира, винодел признал себя побежденным и прислал тысячу бутылок шампанского на адрес Российской академии наук — в декабре, прямо под Новый год. Его раздали участникам проекта «Луна-3». Шампанское было выпито, бутылки выброшены, история забыта. И только в 1979 г., после того как информация попала в СМИ, Наталья Сергеевна Королева начала разыскивать эти бутылки. Оказалось, что у бывшей секретарши С.П. Королева случайно осталась одна — свидетельница триумфа советских технологий.
Из частной коллекции Н.С. Королевой
Первый двигатель в серии ОРМ, в которой менее чем за 10 лет в общей сложности вышло более 100 модификаций. Разработан в Газодинамической лаборатории В.П. Глушко. Наряду с двигателями Ф.А. Цандера (ОР-1 и ОР-2) ОРМ-1 был родоначальником советских жидкостных ракетных двигателей. Он работал на смеси бензина с жидким кислородом и развивал тягу до 20 кгс. Основные части двигателя выполнены из стали и плакированы медью. В двигателе применялась система статического водяного охлаждения, ряд функциональных модификаций (например, обратные клапаны), а также золочение с целью защиты от коррозии. В серии ОРМ наиболее успешным считался двигатель ОРМ-65, разработанный на 5 лет позже и прошедший летные испытания на ракетопланах и баллистических ракетах.
Из коллекции Политехнического музея
Этот жидкостный двигатель был разработан в 1933 году в Газодинамической лаборатории В.П. Глушко и стал одним из наиболее тяговитых двигателей в ранней серии ОРМ. Он работал на смеси керосина и азотной кислоты и развивал значительную для того времени тягу — 300 кгс. Благодаря этому двигатель ОРМ-52 вошел в конструкцию одной из первых экспериментальных жидкостных ракет — РЛА-2. По проекту она должна была подниматься вертикально на высоту до 4 километров, а затем выпускать парашют с метеоприборами, расположенный в ее головной части. Вследствие успеха ОРМ-52 вскоре после испытаний в серии появились и более мощные жидкостные двигатели: ОРМ-53 — ОРМ-70, достигавшие тяги в 600 кгс.
Из коллекции Политехнического музея
Двигатель РД-119 применялся во второй ступени одной из модификаций (63С1) ракет-носителей серии «Космос» с 1962 года. Они предназначались для вывода малых автоматических космических аппаратов на эллиптические и круговые околоземные орбиты. Однокамерный РД-119 работал на смеси жидкого кислорода и несимметричного диметилгидразина. Он развивал тягу до 11 000 кгс и очень высокий для такого топлива удельный импульс в 3450 м/c, уступавший только кислородно-водородным двигателям. Также в этом двигателе практически впервые использовались сплавы титана в качестве материала стенок камер сгорания. Это позволило снизить массу камеры, несмотря на существенное увеличение выходного диаметра сопла. Правда, это же вызвало ряд трудностей в производстве, что потребовало модернизации существующих технологий изготовления титановых конструкций.
Из коллекции Политехнического музея
РД-108 был разработан в 1954–1957 годах опытным конструкторским бюро. Фактически он является модификацией РД-107 с четырьмя добавленными рулевыми камерами. Двигатель работает на смеси керосина и жидкого кислорода и развивает тягу до 90 000 кгс. РД-107 и РД-108 создавались для межконтинентальной баллистической ракеты Р-7, которая стала первой успешно прошедшей испытания ракетой этого класса в мире. На основе Р-7 было создано целое семейство ракет-носителей, которые сыграли ключевую роль на ранних этапах освоения космоса. Именно они вывели на орбиту первый искусственный спутник Земли, первое животное и первого человека — Юрия Алексеевича Гагарина. До сих пор в эксплуатации остаются несколько ракет из семейства Р-7, оснащенных модификациями двигателей РД-107 (первая ступень) и РД-108 (вторая ступень). Рулевые двигатели заводом ОКБ В.П. Глушко не изготавливались, на макете не установлены.
Из собрания ОАО «НПО Энергомаш им. В.П. Глушко»
Эта батарея была одной из первых в истории освоения космоса, примененных на практике. В 1954 году инженеры компании Bell Laboratories создали самую первую полноценную солнечную батарею. Спустя всего 4 года СССР и США практически одновременно (17 марта и 15 мая соответственно) запустили искусственные спутники Земли, в конструкцию которых уже входили солнечные батареи. В нашем случае это был «Спутник-3». Он был снабжен небольшим радиомаяком, целью которого в том числе была проверка работоспособности солнечных батарей. Она оказалось успешной: даже после того как истощились основные, химические источники питания, радиомаяк продолжал исправно посылать сигнал. Этот факт экспериментально подтвердил целесообразность использования солнечных батарей в космических аппаратах. Кстати, в настоящий момент на Международной космической станции солнечные батареи являются основным и единственным источником питания.
Из коллекции Государственного музея истории космонавтики им. Циолковского, Калуга
cosmos.polymus.ru
| Двигатель РД-109 [И5.1] |
Ко второй половине 1950-х годов по специальному заданию руководителя ОКБ-456 В.П.Глушко Государственный институт прикладной химии (ГИПХ) разработал процесс промышленного синтеза несимметричного диметилгидразина (НДМГ), относящегося к группе гидразиновых горючих. Гидразин по своей природе ближе всего стоит к аммиаку, а его производные, такие, как гидразин-гидрат, широко применялись в ракетной технике еще со времен Второй мировой войны [5.1]. НДМГ имел определенные преимущества перед традиционными спиртами или природными углеводородами: он самовоспламенялся при контакте с азотнокислотными окислителями и перекисью водорода. Топливо на его основе имело несколько более высокий удельный импульс, чем керосин. Кроме того, в отдельных случаях при применении катализаторов НДМГ мог служить однокомпонентным топливом (монотопливом) наподобие перекиси водорода, превосходя при этом её по энергетическим характеристикам. В.П.Глушко предвидел, что благодаря своим положительным качествам НДМГ постепенно вытеснит остальные горючие во всех видах ракетной техники [5.2].
НДМГ представляет собой бесцветную гигроскопичную жидкость с аммиачным запахом. По плотности и температуре плавления примерно соответствует керосинам, при обычной температуре и в отсутствии воздуха стабилен, но при температурах выше 350°С разлагается с выделением теплоты и образованием горючих газообразных продуктов; при перегревах в замкнутом пространстве взрывается. Он более стабилен и менее взрывоопасен, чем остальные гидразиновые горючие, устойчив при хранении в герметично закрытых емкостях. Хорошо растворяется в воде, спиртах, углеводородах, аминах и эфирах. Коррозионно малоактивен по отношению ко многим конструкционным материалам.
Из отрицательных свойств НДМГ можно назвать, прежде всего, высокую стоимость получения, достаточно низкую температуру кипения (63°С) и чрезвычайно высокую токсичность [5.3].
Полагая начать разработку большого семейства ЖРД на новом горючем, В.П.Глушко понимал, что для широкомасштабного развертывания работ нужна солидная поддержка. Её он надеялся получить от С.П.Королёва, для которого предлагал создать двигатель на топливе «жидкий кислород - НДМГ» для третьей ступени РН, предназначенной для запуска космических аппаратов к Луне и для вывода на орбиту вокруг Земли тяжелого корабля-спутника (первые две ступени - модифицированная Р-7). В.П.Глушко ориентировал заказчика на неслыханно большую величину удельного импульса своего ЖРД - 350 единиц! Ракетчиков, оперирующих к тому времени гораздо меньшими величинами, не могло не вдохновить это число.
Согласно баллистическим расчетам, ракета с оптимальной ступенью с новым ЖРД, позволяла запустить к Луне аппарат массой в два с лишним раза больше, чем носитель с соответствующей кислородно-керосиновой ступенью [5.4]. (Первоначально С.П.Королёв предлагал создать кислородно-керосиновый ЖРД для третьей ступени носителя на базе рулевой камеры двигателей первых ступеней «семёрки».)
При сравнении с предлагаемым кислородно-керосиновым ЖРД расчетные преимущества двигателя на новом топливе выглядели весьма и весьма рельефно. С.П.Королёв поверил в новое горючее. Этот вариант становился основным, но не единственным: предпочитая свести к минимуму риск, связанный с созданием изделия на малоизученном компоненте топлива, Главный конструктор ОКБ-1 поручил сотрудникам своего двигательного отдела подготовить проект альтернативного кислородно-керосинового ЖРД. 10 февраля 1958 г. он встретился с руководителем воронежского ОКБ-254 (ныне КБ Химической автоматики) С.А.Косбергом и поручил ему создать резервный двигатель для своего носителя на основе этого проекта с использованием рулевой камеры сгорания «семёрки» конструкции М.В.Мельникова и нового ТНА, разработанного в Воронеже [5.5].
В начале 1958 г. в Подлипках началась разработка РН, которая должна была осенью-зимой того же года обеспечить пуски аппаратов к Луне [5.6]. Работа над проектом носителя была подкреплена соответствующим Постановлением ЦК и Совмина от 20 марта 1958 г. Эскизный проект подписан С.П.Королёвым 1 июля 1958 г. [5.7]
Рассматривая оба двигателя, проектанты ОКБ-1 поняли, что разрабатываемая ракета будет иметь большие перспективы как носитель. В частности, масса тяжелого спутника, который первоначально задумывался как фоторазведчик, становилась достаточной для проектирования на его базе пилотируемого космического корабля (КК). Исходя из планируемых характеристик ЖРД третьей ступени выбирались параметры КК и РН для выведения его на орбиту. По их расчетам получалось, что ЖРД на новом синтетическом горючем по сравнению с двигателем на керосине позволял на 23% увеличить массу корабля [5.8].
| РН «Восток» со спутником «Фотон», созданном на базе ИСЗ-фоторазведчика «Зенит-2» [И5.2] |
Двигатель В.П.Глушко, имевший «фирменное» обозначение РД-109, представлял собой однокамерный ЖРД для верхних ступеней космических ракет. Небывалого значения удельного импульса предполагалось достичь не только применив новое высокоэнергетическое горючее, но и благодаря большому давлению в камере сгорания (свыше 75 ата) и высотному соплу с большой степенью расширения (давление на срезе - 0,1 ата). Компоненты топлива подавались в камеру при помощи ТНА; после отработки на его турбине газ отводился в рулевые сопла, служащие для управления ракетой в полете.
ЖРД состоял из охлаждаемой горючим камеры сгорания с плоской форсуночной головкой и профилированным соплом, ТНА двухвальной схемы с газогенератором, агрегатов автоматики и узлов общей сборки [5.9]. Для привода турбины ТНА применили газогенератор (ГГ), работающий не на парогазе, как в двигателях прежних конструкций, а на продуктах сгорания основного топлива при большом избытке горючего («сладкий» газ). Однако при предварительных испытаниях из-за чрезмерно малого расхода окислителя выявились серьезные затруднения с надежным запуском, поэтому дальнейшие работы с двухкомпонентным ГГ прекратили. Началась ускоренная разработка и доводка однокомпонентного газогенератора, работающего на принципе термокаталитического разложения НДМГ [5.10].
| Схема двигателя РД-109 [И5.1] |
Камера сгорания с высотным соплом являлась первым изделием подобного типа разработки ОКБ-456. Одновременно проверялась возможность ее охлаждения диметилгидразином и исследовались его эксплуатационные свойства. Эти результаты предполагалось впоследствии использовать для разработки мощных двигателей на новом топливе.
Сгорание топлива в РД-109 происходило при более высоких температурах и давлениях, чем в прежних ЖРД, и его камера работала в более тяжелых термодинамических условиях. Положение усугублялось тем, что эффективность системы охлаждения камеры оказалась ниже расчетной.
Известие о трудностях, вставших перед создателями РД-109, С.П.Королёв встретил с пониманием. Он ясно представлял, что В.П.Глушко создает образец ЖРД совершенно нового типа [5.11].
В середине 1958 г. отношение В.П.Глушко к своему двигателю заметно изменилось. Из-за больших сложностей в отработке камеры сгорания и газогенератора Валентин Петрович предпочел отступить и переждать. К этому моменту ОКБ-456 начало создание ЖРД для новых ракет - Р-14 и Р-16, работающих на компонентах «азотная кислота - НДМГ». Это топливо оказалось гораздо проще в доводке - оно не содержало криогенных компонентов и сгорало при меньших температурах, чем кислород-НДМГ, благодаря чему камеры новых двигателей работали в менее напряженных условиях. Кроме того, компоненты топлива самовоспламенялись в контакте друг с другом, что значительно упрощало систему запуска.
Всё это приводило к тому, что, несмотря на большую размерность новых двигателей, прогресс с ними был гораздо более очевиден, чем с РД-109. Ссылаясь на большую занятость работами по новым ЖРД, В.П.Глушко не уделял должного внимания своему первенцу. Активная работа над ним замедлилась. Стало очевидно, что надежды на создание ЖРД к осени 1958 г. и его участие в первых пусках аппаратов к Луне беспочвенны... Оставалось уповать на то, что новый ЖРД будет готов к четвертому кварталу 1959 г. с тем, чтобы с его помощью начать пуски тяжелых кораблей-спутников.
Отработка элементов и систем РД-109 продолжалась, но уже совсем в другом темпе. Был проведен большой объем испытаний газогенератора, в ходе которых выявилось, что при температуре ниже 100°С процесс разложения НДМГ прекращается, а при нагреве стенки выше 250°С происходят взрывы в тракте охлаждения ГГ.
Стендовые огневые испытания РД-109 в полной комплектации начались только в январе 1959 г. Они подтвердили возможность создания ЖРД с высокой удельной тягой, работающих на НДМГ. Отработка запуска велась на стенде, оснащенном барокамерой объемом 90 куб. м, обеспечивающей работу двигателя при давлении окружающей среды около 1 мм рт. ст. При огневых испытаниях выбиралась последовательность подачи команд на запуск ЖРД, определялся расход топлива на предварительной ступени, отрабатывались режимы продувок, а также проверялась работоспособность пирозажигательного устройства.
В процессе испытаний было установлено, что зона устойчивой работы двигателя лежит выше предполагавшегося ранее значения, что дало возможность повысить номинальное давление в камере сгорания с 76 до 79 ата.
В результате упорной работы был создан высокооборотный работоспособный ТНА с охлаждаемым редуктором. Доводка агрегата проводилась в условиях, близких к реальным. При стендовых испытаниях первых экземпляров турбины оказалось, что развиваемая ею мощность несколько ниже потребной. Это потребовало проведения специальных мер по ее повышению.
В процессе доводочных испытаний в течение 1959 г. отработали запуск двигателя и проверили совместную работу всех его агрегатов и узлов, причем некоторые из них пришлось значительно доработать. Так, по заданию КБ - заказчика создали и отработали оригинальную конструкцию смесителя для наддува бака горючего. К сожалению, в процессе доводки так и не удалось избавиться от трещин в сварных соединениях лопаток с диском турбины. Был применен более сложный и тяжелый вариант крепления лопаток с помощью замка ёлочного типа. Тем не менее, ресурсные испытания показали, что двигатель РД-109 работоспособен в течение заданного времени [5.12].
Все бы хорошо, но главные результаты огневых испытаний РД-109 отнюдь не вдохновляли ракетчиков: удельный импульс оказался гораздо ниже заданного значения и едва доходил до 334 единиц. Между тем, даже первые образцы созданного в рекордно короткий срок - всего за девять месяцев! - резервного кислородно-керосинового двигателя РД-0105, получившего в Воронеже «фирменное» название РО-5, имели удельный импульс свыше 316 единиц. Его разработчики не видели особых сложностей на пути повышения в ближайшем будущем этого показателя еще на 10-15 единиц. Естественно, что столь малая разница в удельном импульсе двух конкурирующих двигателей сводила на нет преимущества РД-109 для трехступенчатого носителя: максимальная расчетная масса ПГ (автоматического лунного аппарата) «основного» варианта РН падала до 424 кг, а «дублирующего» варианта возрастала до 373 кг. Дублер становился номером первым - привлекательным и перспективным, а основной вариант рисковал совсем сойти со сцены [5.13].
| Турбонасосный агрегат двигателя РД-109 [И5.1] |
| Камера сгорания РД-119 [И5.1] |
Вообще-то достигнутый удельный импульс не был неожиданностью для сотрудников ОКБ-456. Дело в том, что влияние большого числа неизвестных факторов при проектировании понизило эффективность, надежность и работоспособность камеры сгорания и ТНА по сравнению с расчетными. Требовалось провести дополнительные работы по усовершенствованию уже созданного двигателя. В.П.Глушко стремился доказать всем, что путем незначительных изменений имеющейся конструкции, предварительные значения проектных параметров могут быть даже превзойдены. Взвесив все «за» и «против», С.П.Королёв отказался от использования ЖРД на кислороде-НДМГ для носителя пилотируемого космического корабля, однако обещал В.П.Глушко, что «после получения окончательных характеристик двигателя ОКБ-1 проработает вопрос об использовании этого двигателя на вновь разрабатываемых изделиях и результаты согласует с ОКБ-456 [5.11]».
| Двигатель РД-119 [И5.4] |
ЖРД на кислороде-НДМГ с оговоренными в проекте трехступенчатой ракеты параметрами не появился ни в 1958, ни в 1959 году. В начале 1960 г. работы по РД-109 прекратили в связи с началом разработки более совершенного двигателя РД-119 [5.14].
Новый ЖРД отличался от РД-109 существенно повышенной удельной тягой, (высотность сопла увеличена более чем в полтора раза, процесс смесеобразования в камере улучшен), а также значительно меньшей массой и большей надежностью. В конструкцию камеры РД-119 внесли ряд кардинальных изменений, направленных на улучшение ее энерго-массовых характеристик, улучшили охлаждение внутренней стенки камеры, создав двухщелевой пояс дополнительного завесного охлаждения; отработана новая форсуночная головка, повысившая устойчивость рабочего процесса и обеспечившая большую полноту сгорания компонентов топлива. Эти мероприятия позволили получить наивысший для своего времени удельный импульс тяги в пустоте (352 единицы). При этом вследствие выбора рационального профиля сверхзвуковой части сопла, а также благодаря широкому использованию в конструкции камеры титановых сплавов удалось, несмотря на значительное увеличение выходного диаметра сопла, несколько уменьшить массу камеры сгорания [5.15].
ТНА двигателя РД-119 был выполнен по одновальной схеме. Благодаря упрощению агрегата и улучшению его характеристик удалось существенно снизить расход газа на привод турбины и массу ТНА. Газогенератор двигателя имел неохлаждаемый корпус. Для повышения эффективности системы управления полетом в первые секунды работы РД-119, также, как и РД-109, предусматривался перепуск газа из газогенератора в рулевые сопла, минуя турбину. Значительное повышение надежности двигателя достигалось благодаря форсуночной головке, обеспечившей устойчивый рабочий процесс в камере сгорания, а также за счет введения сварных соединений в турбине и газогенераторе вместо фланцевых и отработкой технологического процесса изготовления узлов и агрегатов.
Для контроля качества каждый двигатель РД-119 испытывался на стенде по новой методике: путем контрольного прожига продолжительностью 150 сек и выборочного партионного испытания на ресурс продолжительностью 260 сек. Новый ЖРД разрабатывался в период 1960-1963 гг., в 1963 г. прошел чистовые доводочные испытания и был принят в серийное производство. Однако еще до этого момента, в 1962 г. началась его летная судьба [5.16].
Как можно понять, в этот момент начался новый этап в жизни «химкинского мотора». Однако, она уже не была связана с ОКБ С.П.Королёва. РД-119 только-только шел на стенд, а воронежский РО-5 уже успешно испытывался в полете на трехступенчатом варианте «семёрки» при запуске первых «лунников». Следующий шаг этого носителя - ракета для пилотируемого корабля-спутника.
| Кислородно-керосиновый двигатель РД-0109 (РО-7) [И5.3] |
Двигатель РД-119 уже соответствовал требованиям, поставленным в проекте носителя для корабля, однако все же оказался не у дел. Как ни доказывал В.П.Глушко его преимущества перед кислородно-керосиновым собратом, С.П.Королёв оставался непреклонен. Возможно, он думал: «Зачем нам новый, пусть перспективный двигатель? Это же кот в мешке. У нас уже есть надежный мотор, который хорошо проявил себя. Да к тому же еще не известно, как поведет себя новый компонент в эксплуатации. А с керосином у нас давняя дружба. Да и готовый стартовый комплекс модернизировать практически не надо...» Однако, главное, представляется, не в этом: двигатель РД-0109 (РО-7) разработки С.А.Косберга (усовершенствованный вариант РО-5) уже имел удельный импульс 326 единиц [5.17]. Преимущества же РД-119 были незначительными. А такие недостатки, как высокая токсичность НДМГ и его паров, большая стоимость горючего, а также низкая температура его кипения, перевешивали.
Так, должно быть, думал С.П.Королёв, принимая решение отказаться от НДМГ в пользу керосина на своей ракете для полета человека в космос. Правильный ли он сделал вывод? С высот сегодняшних совершенно очевидно, что да. За исключением возможности создания однокомпонентного газогенератора, ЖРД на топливе кислород-НДМГ практически не имеет преимуществ перед аналогичным по конструктивным параметрам (при одинаковых давлении в камере сгорания и степени расширения сопла) двигателем на кислороде-керосине. Недостатки же его очевидны [5.18].
После отказа С.П.Королёва от химкинского двигателя В.П.Глушко, конечно же, не пришел в отчаяние: не все разрабатываемые ЖРД шли в серийное производство. Однако, слишком много сил и времени ушло на его создание. На одном из совместных совещаний по отрасли Валентин Петрович предложил М.К.Янгелю РД-119. Михаил Кузьмич обещал подумать.
в начало назадepizodsspace.narod.ru
РД-264 (индекс ГУКОС — 11Д119) — четырёхкамерный жидкостный ракетный двигатель замкнутого цикла на высококипящих компонентах топлива, разработанный в КБЭМ (позднее КБ «Энергомаш») под руководством В. П. Глушко для первой ступени межконтинентальной баллистической ракеты Р-36М.
| РД-264 | |
| ЖРД | |
| НДМГ | |
| Тетраоксид диазота | |
| 4 | |
| СССР СССР | |
| 1973 год — настоящее время | |
| МБР Р-36М РН «Днепр» | |
| РД-268 | |
| КБ «Энергомаш» | |
| 1973 — 1986 | |
| Энергомаш | |
| 3600 кг | |
| 2,15 м | |
| 3,03 м | |
| Уровень моря: 4521 кН Вакуум: 4610 кН | |
| Уровень моря: 293 с Вакуум: 318 c | |
| 204 Атм (20,6 МПа) | |
| 2,67 | |
| 128,05 | |
Конструктивно РД-264 состоит из четырёх однокамерных двигателей 15Д117 (РД-263) питаемых общим турбонасосным агрегатом (ТНА). В качестве основных компонентов топлива используются горючее несимметричный диметилгидразин и окислитель азотный тетраоксид, ЖРД в пустоте развивает тягу 461 тонн (4521 кН).
Применяется в качестве маршевого двигателя первой ступени МБР Р-36М и на конверсионной ракете-носителе «Днепр». Двигатели в составе ступени закреплены шарнирно и их отклонение по командам системы управления обеспечивает управление полётом ракеты.
В 1961—1965 годах был создан РД-253 для первой ступени РН «Протон», что явилось большим достижением советского ракетного двигателестроения. Это самый мощный однокамерный ЖРД на высококипящих компонентах топлива, выполненный по схеме с дожиганием окислительного газа.
Главной трудностью в разработке жидкостной ракеты Р-36М было обеспечение её сохранности и запуска её маршевого двигателя после миномётного выброса МБР из шахты с помощью порохового аккумулятора давления. Эскизный проект такого двигателя - РД-264, был завершен в 1969 году, а в сентябре 1973 года начаты его стендовые испытания. Когда двигатель уже был готов к запуску в серийное производство, были выявлены высокочастотные колебания в его работе, влияющие на точность наведения ракеты и распространяющиеся не только на тяжёлую МБР Р-36М, но и на лёгкую МР-УР-100, двигательная установка (ДУ) которой, также основывалась на камерах ЖРД РД-263, но использовалось меньшее их количество (два против четырёх). После проведения необходимых изменений в конструкции ДУ и их проверки в стендовых условиях в апреле-ноябре 1977 года, Министерство обороны СССР утвердило их в декабре 1977 и в период 1979-1983 годов.
РД-268 (НПО Энергомаш)ru-wiki.org
