Ракетні двигуни РД 180 де виробляють. Ракетні двигуни. США: промисловці спокійні, політики стривожені

Творець найкращих у світі рідинних ракетних двигунів академік Борис Каторгін пояснює, чому американці досі не можуть повторити наших досягнень у цій галузі та як зберегти радянську фору в майбутньому.

21 червня на Петербурзькому економічному форумі відбулося нагородження лауреатів премії "Глобальна енергія". Авторитетна комісія галузевих експертів із різних країн обрала три заявки з представлених 639 та назвала лауреатів премії 2012 року, яку вже звично називають «нобелівкою для енергетиків». У результаті 33 мільйони преміальних рублів цього року розділили відомий винахідник із Великобританії професор Рідней Джон Аллам та двоє наших видатних учених – академіки РАН Борис Каторгін та Валерій Костюк.

Всі троє стосуються створення кріогенної техніки, дослідження властивостей кріогенних продуктів та їх застосування в різних енергетичних установках. Академік Борис Каторгін був нагороджений «за розробки високоефективних рідинних ракетних двигунів на кріогенних паливах, які забезпечують при високих енергетичних параметрах надійну роботукосмічних систем з метою мирного використання космосу». За безпосередньою участю Каторгіна, що понад п'ятдесят років присвятив підприємству ОКБ-456, відомому зараз як НВО «Енергомаш», створювалися рідинні ракетні двигуни (ЖРД), робочі характеристики яких і тепер вважаються найкращими у світі. Сам Каторгін займався розробкою схем організації робочого процесу в двигунах, сумішоутворення компонентів пального та ліквідацією пульсації в камері згоряння. Відомі також його фундаментальні роботи з ядерних ракетних двигунів (ЯРД) з високим питомим імпульсом та напрацювання в галузі створення потужних безперервних хімічних лазерів.

У найважчі для російських наукомістких організацій часи, з 1991 по 2009 рік, Борис Каторгін очолював НВО «Енергомаш», поєднуючи посади генерального директора та генерального конструктора, і примудрився не тільки зберегти фірму, а й створити низку нових двигунів. Відсутність внутрішнього замовлення на двигуни змусила Каторгіна шукати замовника на зовнішньому ринку. Одним із нових двигунів став РД-180, розроблений у 1995 році спеціально для участі в тендері, організованому американською корпорацією Lockheed Martin, яка вибирала ЖРД для модернізованого тоді ракетоносія «Атлас». В результаті НВО «Енергомаш» підписало договір на постачання 101 двигуна і на початок 2012 року вже поставило до США понад 60 ЖРД, 35 з яких успішно відпрацювали на «Атласах» під час виведення супутників різного призначення.

Перед врученням премії «Експерт» поговорив з академіком Борисом Каторгіним про стан і перспективи розвитку рідинних ракетних двигунів і з'ясував, чому двигуни, які базуються на розробках сорокарічної давності, досі вважаються інноваційними, а РД-180 не вдалося відтворити на американських заводах.

Борисе Івановичу, в чому саме ваша заслуга у створенні вітчизняних рідинних реактивних двигунів, і тепер вважаються найкращими у світі?

Щоб пояснити це нефахівцеві, напевно, потрібне особливе вміння. Для ЗРД я розробляв камери згоряння, газогенератори; загалом керував створенням самих двигунів для мирного освоєння космічного простору. (У камерах згоряння відбувається змішання та горіння палива та окислювача та утворюється об'єм розпечених газів, які, викидаючись потім через сопла, створюють власне реактивну тягу; в газогенераторах також спалюється паливна суміш, але вже для роботи турбонасосів, які під величезним тиском нагнітають паливо та окислювач у ту саму камеру згоряння. - «Експерт».)

Ви говорите про мирне освоєння космосу, хоча очевидно, що всі двигуни тягою від кількох десятків до 800 тонн, які створювалися в НВО «Енергомаш», призначалися насамперед для військових потреб.

Нам не довелося скинути жодної атомної бомби, ми не доставили на наших ракетах жодного ядерного заряду до мети і слава богу. Усі військові напрацювання пішли у мирний космос. Ми можемо пишатися величезним внеском нашої ракетно-космічної техніки у розвиток людської цивілізації. Завдяки космонавтиці народилися цілі технологічні кластери: космічна навігація, телекомунікації, супутникове телебачення, системи зондування.

Двигун для міжконтинентальної балістичної ракети Р-9, над яким ви працювали, потім ліг в основу чи не всієї нашої пілотованої програми.

Ще наприкінці 1950-х я проводив розрахунково-експериментальні роботи для покращення сумішоутворення в камерах згоряння двигуна РД-111, який призначався для тієї самої ракети. Результати роботи досі застосовуються в модифікованих двигунах РД-107 та РД-108 для тієї ж ракети «Союз», на них було здійснено близько двох тисяч космічних польотів, включаючи всі пілотовані програми.

Два роки тому я брав інтерв'ю у вашого колеги, лауреата «Глобальної енергії» академіка Олександра Леонтьєва. У розмові про закритих для широкої публіки фахівців, яким Леонтьєв сам колись був, він згадав Віталія Євлєва, який теж багато зробив для нашої космічної галузі.

Багато академіків, які працювали на оборонку, були засекречені - це факт. Зараз багато розсекречено – це також факт. Олександра Івановича я знаю чудово: він працював над створенням методик розрахунку та способів охолодження камер згоряння різних ракетних двигунів. Вирішити це технологічне завдання було нелегко, особливо коли ми почали максимально вичавлювати хімічну енергію паливної сумішідля отримання максимального питомого імпульсу, підвищуючи тиск тиску в камерах згоряння до 250 атмосфер. Візьмемо найпотужніший наш двигун – РД-170. Витрата палива з окислювачем - гасом з рідким киснем, що йде через двигун - 2,5 тонни в секунду. Теплові потоки в ньому досягають 50 мегават на квадратний метр - це величезна енергія. Температура в камері згоряння – 3,5 тисячі градусів Цельсія. Треба було вигадати спеціальне охолодження для камери згоряння, щоб вона могла розрахунково працювати і витримувала тепловий напір. Олександр Іванович саме цим і займався, і, треба сказати, попрацював він на славу. Віталій Михайлович Євлєв – член-кореспондент РАН, доктор технічних наук, професор, на жаль, досить рано помер, – був ученим найширшого профілю, Мав енциклопедичну ерудицію. Як і Леонтьєв, він працював над методикою розрахунку високонапружених теплових конструкцій. Роботи їх десь перетиналися, десь інтегрувалися, і в результаті вийшла чудова методика, за якою можна розрахувати теплонапруженість будь-яких камер згоряння; зараз, мабуть, користуючись нею, може зробити будь-який студент. Окрім того, Віталій Михайлович брав активну участь у розробці ядерних, плазмових ракетних двигунів. Тут наші інтереси перетиналися в ті роки, коли «Енергомаш» займався тим самим.

У нашій розмові з Леонтьєвим ми торкнулися теми продажу енергомашівських двигунів РД-180 у США, і Олександр Іванович розповів, що багато в чому цей двигун - результат напрацювань, які були зроблені якраз при створенні РД-170, і в якомусь сенсі його половинка . Що це – справді результат зворотного масштабування?

Будь-який двигун у новій розмірності – це, звичайно, новий апарат. РД-180 з тягою 400 тонн дійсно вдвічі менше за РД-170 з тягою 800 тонн. У РД-191, призначеного для нашої нової ракети «Ангара», тяга 200 тонн. Що ж спільного у цих двигунів? Всі вони мають по одному турбонасосу, але камер згоряння у РД-170 чотири, у «американського» РД-180 – дві, у РД-191 – одна. Для кожного двигуна потрібен свій турбонасосний агрегат - адже якщо чотирикамерний РД-170 споживає приблизно 2,5 тонни палива в секунду, для чого був розроблений турбонасос потужністю 180 тисяч кіловат, що в два з лишком рази перевищує, наприклад, потужність реактора атомного криголама «Арктика» , то двокамерний РД-180 – лише половину, 1,2 тонни. У розробці турбонасосів для РД-180 і РД-191 я брав участь безпосередньо і водночас керував створенням цих двигунів загалом.

Камера згоряння, значить, на всіх цих двигунах одна й та сама, тільки кількість їх різна?

Так, це наше головне досягнення. В одній такій камері діаметром всього 380 міліметрів згоряє трохи більше 0,6 тонн палива на секунду. Без перебільшення, ця камера є унікальним високотеплонапруженим обладнанням зі спеціальними поясами захисту від потужних теплових потоків. Захист здійснюється не тільки за рахунок зовнішнього охолодження стін камери, але і завдяки хитромудрому способу «вистилання» на них плівки пального, яке, випаровуючись, охолоджує стінку. На базі цієї видатної камери, рівної якої у світі немає, ми виготовляємо найкращі свої двигуни: РД-170 та РД-171 для «Енергії» та «Зеніту», РД-180 для американського «Атласу» та РД-191 для нової російської ракети "Ангара".

- «Ангара» мала замінити «Протон-М» ще кілька років тому, але творці ракети зіткнулися з серйозними проблемами, перші льотні випробування неодноразово відкладалися, і проект начебто продовжує буксувати.

Проблеми справді були. Наразі прийнято рішення про запуск ракети у 2013 році. Особливість «Ангари» в тому, що на основі її універсальних ракетних модулів можна створити ціле сімейство ракетоносіїв вантажопідйомністю від 2,5 до 25 тонн для виведення вантажів на низьку навколоземну орбіту на базі універсального киснево-гасового двигуна РД-191. «Ангара-1» має один двигун, «Ангара-3» - три із загальною тягою 600 тонн, «Ангара-5» матиме 1000 тонн тяги, тобто вона зможе виводити на орбіту більше вантажів, ніж «Протон». До того ж замість дуже токсичного гептила, що спалюється на двигунах «Протона», ми використовуємо екологічно чисте паливо, після згоряння якого залишаються лише вода та вуглекислий газ.

Як вийшло, що той же РД-170, який створювався ще в середині 1970-х, досі залишається, по суті, інноваційним продуктом, а його технології використовуються як базові для нових ЗРД?

Схожа трапилася з літаком, створеним після Другої світової Володимиром Михайловичем Мясищевим (далекий стратегічний бомбардувальник серії М, розробка московського ОКБ-23 1950-х років. – «Експерт»). За багатьма параметрами літак випереджав свого часу років десь на тридцять, і елементи його конструкції потім запозичили інші авіабудівники. Так і тут: у РД-170 багато нових елементів, матеріалів, конструкторських рішень. За моїми оцінками вони не застаріють ще кілька десятиліть. У цьому заслуга насамперед засновника НВО «Енергомаш» та його генерального конструктора Валентина Петровича Глушка та членкора РАН Віталія Петровича Радовського, який очолив фірму після смерті Глушка. (Зазначимо, що найкращі у світі енергетичні та експлуатаційні характеристикиРД-170 багато в чому забезпечуються завдяки рішенню Каторгіним проблеми придушення високочастотної нестійкості горіння за рахунок розробки антипульсаційних перегородок у тій камері згоряння. - «Експерт».) А двигун РД-253 першого ступеня для ракетоносія «Протон»? Прийнятий на озброєння ще 1965 року, він настільки досконалий, що досі ніким не перевершили. Саме так навчав конструювати Глушка - на межі можливого і обов'язково вищий за середньосвітовий рівень. Важливо пам'ятати інше: країна інвестувала у своє технологічне майбутнє. Як було у Радянському Союзі? Міністерство загального машинобудування, у веденні якого, зокрема, знаходилися космос і ракети, лише на НДДКР витрачало 22 відсотки свого величезного бюджету - за всіма напрямами, включаючи рухове. Сьогодні обсяг фінансування досліджень набагато менший, і це говорить багато про що.

Чи не означає досягнення цими ЗРД якихось досконалих якостей, причому сталося це півстоліття тому, що ракетний двигун з хімічним джереломенергії в якомусь сенсі зживає себе: основні відкриття зроблені і в нових поколіннях ЖРД, зараз йдеться швидше про так звані інновації, що підтримують?

Безперечно ні. Рідкісні ракетні двигуни затребувані і будуть затребувані ще дуже довго, тому що жодна інша техніка не в змозі більш надійно та економічно підняти вантаж із Землі та вивести його на навколоземну орбіту. Вони безпечні з погляду екології, особливо ті, що працюють на рідкому кисні та гасі. Але для польотів до зірок та інших галактик ЖРД, звичайно, зовсім непридатні. Маса всієї метагалактики - 10 до 56 ступеня грамів. Для того щоб розігнатися на ЖРД хоча б до чверті швидкості світла, буде потрібно зовсім неймовірний обсяг палива - 10 в 3200 грамів, так що навіть думати про це безглуздо. ЖРД має свою нішу - маршеві двигуни. на рідинних двигунахможна розігнати носій до другої космічної швидкості, долетіти до Марса і все.

Наступний етап – ядерні ракетні двигуни?

Звичайно. Чи доживемо ми ще до якихось етапів – невідомо, а для розробки ЯРД багато було зроблено вже за радянських часів. Наразі під керівництвом Центру Келдиша на чолі з академіком Анатолієм Сазоновичем Коротєєвим розробляється так званий транспортно-енергетичний модуль. Конструктори дійшли висновку, що можна створити менш напружений, ніж був у СРСР, ядерний реактор з газовим охолодженням, який працюватиме як електростанція, і як джерело енергії для плазмових двигунів при пересуванні в космосі. Такий реактор проектується зараз у НІКІЕТ імені М. А. Доллежаля під керівництвом члена-кореспондента РАН Юрія Григоровича Драгунова. У проекті також бере участь калінінградське КБ «Смолоскип», де створюються електрореактивні двигуни. Як і за радянських часів, не обійдеться без воронезького КБ хімавтоматики, де виготовлятимуться газові турбіни, компресори, щоб замкнутим контуром ганяти теплоносій - газову суміш.

А поки що політаємо на ЖРД?

Звісно, і ми чітко бачимо перспективи подальшого розвитку цих двигунів. Є завдання тактичні, довгострокові, тут межі немає: використання нових, більш жаростійких покриттів, нових композитних матеріалів, зменшення маси двигунів, підвищення їх надійності, спрощення схеми управління. Можна впровадити ряд елементів для ретельнішого контролю за зносом деталей та інших процесів, що відбуваються в двигуні. Є завдання стратегічні: наприклад, освоєння як пальне зрідженого метану та ацетилену разом з аміаком або трикомпонентного палива. НВО "Енергомаш" займається розробкою трикомпонентного двигуна. Такий ЖРД міг би застосовуватися як двигун і першого, і другого ступеня. На першому ступені він використовує добре освоєні компоненти: кисень, рідкий гас, а якщо додати ще близько п'яти відсотків водню, то значно збільшиться питома імпульс - одна з головних енергетичних характеристик двигуна, а це означає, що можна відправити в космос більше корисного вантажу. На першому ступені виробляється вся гас з добавкою водню, а на другому той же двигун переходить від роботи на трикомпонентному паливі на двокомпонентне - водень і кисень.

Ми вже створили експериментальний двигун, щоправда, невеликої розмірності та тягою всього близько 7 тонн, провели 44 випробування, зробили натурні змішувальні елементи у форсунках, у газогенераторі, в камері згоряння та з'ясували, що можна спочатку працювати на трьох компонентах, а потім плавно переходити на два. Все виходить, досягається висока повнота згоряння, але щоб йти далі, потрібен більший зразок, потрібно доопрацьовувати стенди, щоб запускати в камеру згоряння компоненти, які ми збираємося застосовувати у цьому двигуні: рідкі водень і кисень, а також гас. Думаю, це дуже перспективний напрямок та великий крок уперед. І сподіваюся дещо встигнути зробити за життя.

Чому американці, здобувши право на відтворення РД-180, не можуть зробити його вже багато років?

Американці дуже прагматичні. У 1990-х, на початку роботи з нами, вони зрозуміли, що в енергетичній галузі ми набагато випередили їх і треба у нас ці технології переймати. Наприклад, наш двигун РД-170 за один запуск за рахунок більшого питомого імпульсу міг вивезти корисного вантажу на дві тонни більше, ніж найпотужніший F-1, що означало на ті часи 20 мільйонів доларів виграшу. Вони оголосили конкурс на двигун тягою 400 тонн для своїх Атласів, який виграв наш РД-180. Тоді американці думали, що вони почнуть з нами працювати, а роки через чотири візьмуть наші технології і самі їх відтворюватимуть. Я їм одразу сказав: ви витратите понад мільярд доларів і десять років. Чотири роки минуло, і вони кажуть: так, треба шість років. Минули ще роки, вони кажуть: ні, треба ще вісім років. Минуло вже сімнадцять років, і вони жодного двигуна не відтворили. Їм зараз лише на стендове обладнання для цього потрібні мільярди доларів. У нас на «Енергомаші» є стенди, де в барокамері можна випробовувати той же двигун РД-170, потужність струменя якого сягає 27 мільйонів кіловат.

- Я не дочув - 27 гігават? Це більше за встановлену потужність усіх АЕС «Росатому».

Двадцять сім гігават - це потужність струменя, яка розвивається відносно за короткий час. При випробуваннях на стенді енергія струменя спочатку гаситься у спеціальному басейні, потім у трубі розсіювання діаметром 16 метрів та висотою 100 метрів. Щоб побудувати подібний стенд, в якому міститься двигун, який створює таку потужність, треба вкласти величезні гроші. Американці зараз відмовилися від цього та беруть готовий виріб. У результаті ми продаємо не сировину, а продукт із величезною доданою вартістю, в яку вкладено високоінтелектуальну працю. На жаль, у Росії це рідкісний прикладхайтек-продажів за кордон у такому великому обсязі. Але це доводить, що при правильній постановці питання ми здатні багато на що.

- Борисе Івановичу, що треба зробити, щоб не розгубити фору, набрану радянським ракетним двигунобудуванням? Напевно, крім нестачі фінансування НДДКР дуже болісна та інша проблема – кадрова?

Щоб залишитись на світовому ринку, треба весь час йти вперед, створювати нову продукцію. Мабуть, поки нас до кінця не притиснуло і грім не пролунав. Але державі треба усвідомити, що без нових розробок вона опиниться на задвірках світового ринку, і сьогодні, у цей перехідний період, поки ми ще не доросли до нормального капіталізму, у нове має насамперед вкладати воно – держава. Потім можна передавати розробку для випуску серії приватної компанії на умовах, вигідних державі та бізнесу. Не вірю, що придумати розумні методи створення нового неможливо, без них про розвиток та інновації говорити марно.

Кадри є. Я керую кафедрою у Московському авіаційному інституті, де ми готуємо і двигуністів, і лазерників. Хлопці розумні, вони хочуть займатися справою, якій навчаються, але треба дати їм нормальний початковий імпульс, щоб вони не йшли, як зараз багато хто, писати програми для розподілу товарів у магазинах. Для цього треба створити відповідну лабораторну атмосферу, дати гідну зарплату. Вибудувати правильну структуру взаємодії науки та Міністерства освіти. Та сама Академія наук вирішує багато питань, пов'язаних із кадровою підготовкою. Адже серед чинних членів академії, членів-кореспондентів багато фахівців, які керують високотехнологічними підприємствами та науково-дослідними інститутами, потужними КБ. Вони прямо зацікавлені, щоб на приписаних до їхніх організацій кафедрах виховувалися необхідні фахівці у галузі техніки, фізики, хімії, щоб вони одразу отримували не просто профільного випускника вишу, а готового фахівця з деяким життєвим та науково-технічним досвідом. Так було завжди: самі найкращі фахівцінароджувалися в інститутах та на підприємствах, де існували освітні кафедри. У нас на «Енергомаші» та в НВО Лавочкіна працюють кафедри філії МАІ «Комета», якою я керую. Є старі кадри, які можуть передати досвід молодим. Але часу залишилося зовсім небагато, і втрати будуть безповоротні: для того, щоб просто повернутися на нині рівень, доведеться витратити набагато більше сил, ніж сьогодні треба для його підтримки.

Ctrl Enter

Помітили ош Ы бку Перейдіть до тексту та натисніть Ctrl+Enter

До початку робіт над двигунами 11Д520 і 11Д521 НВО "Енергомаш" (колишні назви ОКБ-456 і КБ ЕМ) володів досвідом створення двигунів з високим тиском в КС, побудованих за замкненою схемою і працювали на висококмпячих компонентах (AT і НДМГ).

Зокрема, для балістичних ракет були створені двигуни 15Д119 (РД-263/264) тягою P з =1040 кН (106 т) і тиском в КС 20.6 МПа, і 15Д168 (РД-268) тягою P з =1147 кН (117 т ) та з тиском у КС 22.6 МПа. У процесі роботи над цими двигунами на заводі при КБ удосконалили технологію сталевого лиття складних силових деталей (наприклад, корпусів насосів та агрегатів автоматики, які раніше виготовлялися з кольорових металів). Для унеможливлення виникнення нестійкості горіння в камері ЗРД були впроваджені пластмасові антипульсаційні перегородки, що встановлюються на змішувальну головку і сприяли загасанню пульсацій тиску.

Певний заділ був забезпечений розробкою двигуна 8Д420 (РД-270) тягою 640 т і тиском в КС 26.1 МПа, що працює за схемою "газ-газ". Серед іншого, для цього двигуна були розроблені спеціальні стоянкові ущільнення ТНА для забезпечення багаторазового запуску, а для зменшення маси та габаритів ТНА була розроблена конструкція бустерних насосів з розташуванням лопаток турбіни безпосередньо на робочому колесі-шнеку насоса.

Досвід проектування та експериментальних випробувань великомасштабних двигунів та агрегатів, що працюють при тисках до 60 МПа, а також освоєні технології виготовлення таких агрегатів були використані при роботі над двигунами 11Д520 та 11Д521.

Двигун виконаний за замкненою схемою з допалюванням окисного генераторного газу після турбіни.
Компоненти палива: окислювач – рідкий кисень, пальне – гас.

Двигун складається з чотирьох камер згоряння, турбонасосного агрегату (ТНА), бустерного насосного агрегату пального (БНАГ), бустерного насосного агрегату окислювача (БНАО), двох газогенераторів, блоку керування автоматикою, блоку балонів, системи приводів автоматики (СПА), системи рульових приводів ( УРП), регулятора витрати пального в газогенераторі, двох дроселів окислювача, дроселя пального, пуско-відсічних клапанів окислювача та пального, чотирьох ампул з пусковим паливом, пускового бачка, рами двигуна, донного екрану, датчиків системи аварійного захисту, двох теплообмінників. наддув бака окислювача.

Одна з основних конструктивних особливостей цього двигуна – наявність чотирьох камер, що гойдаються у двох площинах, та двох газогенераторів, що працюють на одну турбіну. Чотири камери згоряння дозволили мати параметри камери тяги, близькі до освоєного діапазону: 185 т тяги при досягнутих в інших розробках 150 т. Крім того, наявність чотирьох камер і двох ГГ дозволяє організувати автономну відпрацювання цих агрегатів.

Рис.1. Двигун РД-170 (без кермових приводів; зображення збільшується при натисканні)

Турбонасосний агрегат розташовується між камерами, і його вісь паралельна осі камер. Таке рішення дозволяє оптимально розмістити двигун у обмежених габаритах хвостового відсіку РН.

Для забезпечення ремонтопридатності конструкції широко використовуються рознімні фланцеві з'єднання. Для забезпечення герметичності напружених фланців великого діаметра використовуються двоубар'єрні ущільнення, що самоущільнюються, з металевими прокладками.

При розробці двигуна було передбачено забезпечення можливості не менш як двадцятикратного його використання у складі носія, включаючи міжпольотні вогневі перевірки у складі блоку. Гарантовані запаси працездатності двигунів за ресурсом та кількістю включень, понад необхідні в експлуатації (перед останнім використанням), повинні становити не менше 5 необхідних для одного польоту.

Наприкінці 80-х максимальна кількість одному екземплярі двигуна становило 21 випробування.

Таблиця 1. Технічні характеристикидвигуна

Параметр	Значення		Одиниці
Тяга
у Землі	740 000		кг
	7256		кН
у порожнечі	806 000		кг
	7904		кН
Межі дроселювання тяги	100-40		%
Питомий імпульс тяги
у вакуумі	337		з
на рівні моря	309		з
Тиск у камері згоряння	24.5	МПа
Витрата компонентів палива через двигун	2393		кг/с
Коефіцієнт співвідношення компонентів	2.63		m(ок)/m(г)
Регулювання співвідношення компонентів	±7		%
Час роботи	140-150		з
Маса двигуна
сухого	9755		кг
залитого	10750		кг
Габарити
висота	4015		мм
діаметр у площині зрізу сопел	3565		мм

Двигун містить містить камеру згоряння 1, турбонасосний агрегат 2, що складається з турбіни 3, двоступінчастого насоса пального 4 і одноступінчастого насоса окислювача 5, два газогенератора 6, бустерний насос пального 7, приводом якого є гідравлічна турбіна 8, і бустерний є газова турбіна 10

Бустерний насос окислювача (БНАО) через трубопровід 11 з'єднаний з входом насоса окислювача 5, вихід якого через пускоотсечной клапан 12 з'єднаний з колекторною порожниною 13 змішувальної головки 14 газогенератора 6. На вході БНАО встановлений фільтр окислювача.

Бустерний насос пального (БНАГ) 7 через трубопровід 15 з'єднаний з входом першого ступеня 16 насоса пального 4. Перший ступінь насоса пального 16 з'єднана з входом другого ступеня 17 насоса пального і через трубопровід 18, в якому встановлений дросель 19 з електроприводом 21 камери згоряння 1, з якого пальне розподіляється каналами 22 регенеративного охолодження камери згоряння 1. На вході БНАГ встановлений фільтр пального.

Канали 22 регенеративного охолодження сопла 23 через колектор 24 з'єднані з пусковідсічним клапаном 25. Вихід цього клапана з'єднаний з колектором 26, розміщеним на циліндричній частині камери згоряння. Вихід колектора через 26 регенеративні канали 27 охолодження циліндричної частини камери згоряння з'єднаний з порожниною пального 28 змішувальної головки 29 камери згоряння 1.

Другий ступінь 17 насоса пального 4 (через який проходить 20% від загальної витрати пального) через трубопровід 30 з'єднана з основним входом регулятора 31 тяги 32, керованого електроприводом 33 і мають на вході зворотний клапан 34. Вихід 35 регулятора тяги 32 2 шт.), заповненими пусковим пальним триетилалюмінієм Аl(З 2 Н 5) з. Виходи з цих ампул через пускоотсечные клапани 37 з'єднані з порожниною пального 38 головок змішувачів 39 газогенераторів 6. Вихід газогенераторів 40 з'єднаний з турбіною 3, вихід якої через трубопроводи 41 з'єднаний з порожниною 42 змішувальних головок 29 камер згоряння 1.

Крім того, вихід з турбіни через 3 трубопровід 43, в якому встановлений теплообмінник 44 і клапан тиску 45, з'єднаний з колектором турбіни 46 приводу бустерного насоса 9 окислювача.

Пневмогідравлічна схема ЖРД містить також систему запуску, яка включає пусковий бачок 47 з розділовою мембраною 48, патрубок 49 підведення газу високого тиску і вихідний патрубок 50. Вихідний патрубок 50 пускового бачка 47 через заправний клапан 51 з'єднаний з трубопроводом 15 Крім того, вихідний патрубок 50 з одного боку через трубопровід 52, в якому встановлений зворотний клапан 53, з'єднаний з другим входом 54 регулятора тяги 32, через який здійснюється запуск двигуна, а з іншого боку - через зворотний клапан 55 - з'єднаний з ампулою 56 , Заповненої пусковим пальним (гіперголем), вихід якої через клапан 57 з'єднаний з магістраллю 58 підведення пускового пального до форсунок запалювання камери 59 згоряння. У магістралі 58 встановлений жиклер 60, що забезпечує дозовану подачу пускового пального до запалювання форсунок.

Для зменшення імпульсу післядії пусковідсічні клапани пального встановлені між охолодними трактами сопла та камери згоряння (клапани 25), а також перед колектором другого та третього поясів завіс (показані на рис. 2.2).

Пневмоклапани наводяться в дію гелієм від блоку балонів високого тиску за допомогою електроклапанів.

Робота двигуна

Запуск двигуна відбувається за схемою "самозапуску". Попередньо приводи 20 і 33 встановлюються в положення, що забезпечують початкову установку регулятора тяги 32 і дроселя 19. Потім відкривають підбакові клапани ракети (на схемі не показані) і під впливом гідростатичного напору і тиску наддуву компоненти палива заповнюють порожнини насосів окислювача 1 і 25 та зворотного клапана 34 регулятора тяги 32 відповідно. Заповнення порожнин двигуна пальним проводиться до пускових ампул 36 і 56 через заправний клапан 51, зворотні клапани 53 і 55. Пусковий бачок 47 також заповнюється основним пальним. Такий стан вважається вихідним для запуску двигуна.

При запуску двигуна проводиться наддув бачка 47 і витіснення з нього пального, тиск якого прориває мембрани (не показані) пускових ампул 36 і 56. Одночасно проводиться відкриття клапанів пусковідсіків 12 і 37 і 25 відповідно. В результаті пускове пальне з ампул 36 і 56 під дією тиску, створюваного пусковим бачком, надходить у газогенератори (через відкриті клапани 37) та камери (через зворотні клапани 57). Пускове пальне, що надходить у газогенератори, займається з киснем, що також надходить у газогенератори за рахунок передпускового наддуву баків ракети та гідростатичного напору в них. Пальне, пройшовши по охолоджуваному тракту камер згоряння, через фіксований час надходить у змішувальні головки камер згоряння 1. Протягом цього часу затримки, в газогенераторах встигає початися процес горіння і виробляється генераторний газ розкручує турбіну 3 ТНА 2. газоводам 41 змішувальні головки 29 чотирьох камер згоряння, де займається з пусковим пальним, що надходить з форсунок запалювання 59 і згодом допалюється з надходить у камери пальним. Час надходження обох компонентів камери згоряння підібрано так, що ТНА 2 встигає вийти на робочий режим, поки в камерах 1 ще не встановилося протитиск.

У міру зростання тиску за насосом пального 17 пусковий бачок 47 автоматично вимикається з роботи за допомогою закриття зворотних клапанів 53 і 55, а живлення пальним газогенераторів 6 перемикається на насос 17 за рахунок програмного відкриття дроселя регулятора тяги 32.

Частина окисного газу з виходу турбіни відбирається на привід двоступінчастої газової турбіни 10 преднасоса бустерного 9. Цей газ, проходячи через теплообмінник 44, нагріває газ, що йде на наддув баків ракети. Після турбіни 10 газ скидається у вихідний колектор 11 де він змішується з основним потоком окислювача і конденсується. Використання газу, що відбирається з виходу турбіни ТНА, як робоче тіло приводу турбіни бустерного насоса окислювача дозволяє зменшити температуру в газогенераторі і знизити потужність турбіни ТНА.

Частина пального з виходу насоса 4 надходить на привід гідравлічної одноступінчастої турбіни 8 бустерного насоса пального 7.

Невелика частина рідкого кисню відбирається з колекторів газогенераторів і надходить в охолодний тракт корпусу турбіни та газоводів.

На всьому етапі запуску двигуна виробляється програмне управління відкриттям дроселя регулятора тяги 32 і дроселя пального 19 з положень початкової установки положення, відповідні номінальному режиму двигуна за допомогою відповідних приводів 33 і 20.

Таким чином, здійснюється плавний запуск двигуна з виходом на основний режим через 3 секунди.

Перед вимкненням двигуни переводяться на режим кінцевого ступеня, що становить 50% від номінального.

Таблиця 1а. Спрощена циклограма роботи двигуна 11Д521 у складі блоку "А" РН "Енергія"
(за програмою польоту 15 листопада 1988 року)

№	Час (с) від команди старт ("контакт підйому")	Опис (Умова)
1	-3.2	Запуск, програмний набір стартової тяги.
2	-0.2	Вихід на головний ступінь тяги.
3	38	Початок програмного дроселювання зменшення швидкісного напору.
4	74	Закінчення програмного дроселювання зменшення швидкісного напору.
5	108.5	Початок програмного дроселювання для обмеження поздовжнього навантаження до 2.95 од.
6	130	Переведення двигуна в режим кінцевого ступеня тяги 49.5%.
7	142	Вимкнення двигунів.

Камера являє собою паяно-зварний нероз'ємний вузол і складається із змішувальної головки, камери згоряння та сопла. Кріплення камери до газового тракту здійснюється за допомогою фланцевого з'єднання.

Таблиця 2. Технічні параметри камери

Параметр	Значення	Одиниці
Наведена довжина КС	1079.6	мм
Діаметр КС	380	мм
Діаметр мінімального перерізу сопла	235.5	мм
Ступінь звуження дозвукової частини сопла	2.6
Діаметр вихідного перерізу сопла	1430	мм
Ступінь розширення сверзвукової частини сопла	36.87
Довжина камери	2261	мм
Температура у КС	3676	K
Тиск у КС	24.5	МПа
Тиск у вихідному перерізі сопла	0.072	МПа
Коефіцієнт тяги
у вакуумі	1.86
на рівні моря	1.71
Кут відхилення камери	8	градуси

Рис.4. Схема підведення пального в охолодний тракт камери:

газовод
середнє днище змішувальної головки
переднє (вогневе) днище змішувальної головки
форсунки, що утворюють антипульсаційні перегородки (всього 54 шт.)
основні форсунки
підведення запалювальної суміші (4 форсунки, що живляться з окремого колектора)
колектор верхнього пояса завіси
колектор підведення пального для охолодження циліндричної частини КС
колектор середнього 26 та нижнього 27 поясів завіси
головний колектор підведення пального до КС
зовнішня силова стінка КС
колектор відведення пального з тракту охолодження сопла
внутрішня стінка КС
колектор підведення пального для охолодження вихідної частини сопла
сопло
пальне рухається до зрізу сопла по парних (умовно) і повертається непарними каналами
підведення пального для охолодження вихідної частини сопла
підведення пального від насоса
підведення пального до середнього та нижнього поясів завіси
перегородка у каналах
циліндрична частина КС
змішувальна головка
центральна форсунка
газова порожнина змішувальної головки
перфороване заднє днище змішувальної головки
середній пояс завіси
нижній пояс завіси

Корпус камери складається з камери згоряння та сопла. Корпус камери включає зовнішню силову оболонку 11 і внутрішню вогневу стінку 13 з фрезерованими каналами, що утворюють тракт зовнішнього регенеративного охолодження камери, що має три входи охолоджувача. Перший вхід повідомлено з трактом охолодження критичного перерізу сопла, другий вхід повідомлено з трактом охолодження вихідної частини сопла, а третій - з трактом охолодження камери згоряння. При цьому перший вихід повідомлений з третім входом, а перший вхід, другий вхід і підведення до двох нижніх поясів щілинних завіс об'єднані загальним патрубком, розгалуженим та розміщеним зовні камери.

Внутрішнє охолодження забезпечується трьома поясами щілинних завіс у докритичній частині камери згоряння. Через них на стінку подається близько 2% пального у вигляді плівок, що випаровуються та захищають її від теплових потоків, які в критичному перерізі сопла досягають величин близько 50 МВт/м 2 .

Засоби займання виконані з чотирьох рівнорозташованих по колу струменевих форсунок 6, встановлених за переднім (вогневим) днищем 3 у силовому корпусі камери 11. Осі витратних отворів струминних форсунок розташовані під гострим кутомдо виходу з силового корпусу і відхилені по колу в поперечній площині поздовжньої осі силового корпусу в однаковому напрямку, причому вісь витратного отвору кожної струминної форсунки є схрещується по відношенню до осей витратних отворів сусідніх з нею форсунок. Форсунки гідравлічно поєднані загальним колектором.

Всі форсунки - двокомпонентні з осьовим підведенням окисного газу та тангенціальним підведенням пального. Форсунки, розташовані біля вогневої (внутрішньої) стінки камери, виконані зі збільшеним гідроопір по лінії пального в порівнянні з іншими форсунками за рахунок зменшення діаметрів підводу отворів пального, тобто. що забезпечують зменшення витрат пального в порівнянні з іншими форсунками.

Для придушення пульсацій тиску початкова зона сумішоутворення і горіння, в якій, як правило, зароджуються високочастотні коливання, розділена на сім приблизно однакових обсягів за допомогою антипульсаційних перегородок, що складаються з форсунок, що виступають за вогневе днище, які нещільно прилягають один до одного за своїм циліндричним. Завдяки цьому різко підвищуються власні частоти коливань в обсягах між перегородками, зміщуючи далеко від резонансних частот конструкції камери згоряння. Крім того, форсунки, що виступають, розтягують зону горіння, що також зменшує можливість виникнення високочастотних явищ. Зазори між нещільно прилеглими один до одного форсунками, що виступають, надають додатковий демпфуючий вплив.

Частина форсунки, що виступає за вогневе днище, охолоджується пальним, що проходить по спіральних каналах (шнековому завихрювачу) 6 внутрішньої втулки.

Інші форсунки заглиблені у вогневе днище (їх вихідні порожнини 4 виходять у конічні розточки 5 в вогневому днищі 7) і виконані з різним гідроопір при підведенні пального з поділом по масовому витраті пального на три групи з можливістю забезпечення різниці витрат пального між груп до 10% на номінальному режимі. При цьому форсунки (крім розташованих біля вогневої стінки камери) закріплені в вогневому днищі та середньому днищі так, щоб між собою форсунки сусідили з різних груп шляхом циклічного послідовного спірального повторення розташування форсунок з першої до останньої групи.
Введення форсунок з різною витратоюнеобхідно для того, щоб знизити ефекти високочастотних коливань робочих режимах двигуна.

Рис.6.2 Розташування форсунок на змішувальній головці (зображення збільшуються) ,

Кожна з чотирьох камер має вузлом гойдання. Сила тяги передається від камери на силову раму через карданний підвіс. Підведення генераторного газу, що спрацював на турбіні, в КС здійснюється через 12-шаровий складовий сильфон, розміщений всередині карданного підвісу. Сильфон броньований спеціальними кільцями та охолоджується невеликою кількістюхолодного кисню, що протікає між внутрішньою поверхнею сильфона та тонкою внутрішньою стінкою.

Рис.8. Схема вузла хитання

Вузол гойдання складається з опорних кілець 9 і 10, які відповідно герметично з'єднані з камерою згоряння та газоводом (виходом з турбіни), в яких знаходяться витратні елементи зовнішнього проточного охолодження 11 та 12, показані також на вигляді А. Сильфон 13 розташований всередині карданного кільця 14. Кільце кардану 14 через шарніри 15, що утворюють дві поворотні осі, з'єднано силовими кронштейнами 16 і 17 з опорними кільцями 9 і 10.

Усередині сильфона 13 є дві оболонки 18 і 19, кожна з яких являє собою тіло обертання і прикріплена консольно відповідно до одного з згаданих опорних кілець, причому вільний кінець оболонки 18 виконаний у вигляді ніпеля зі сферичним кінцем 20 і встановлений з зазором ав оболонці 19. Центр сфери ніпеля зі сферичним кінцем 20 розташований на качання осі камери. Величина зазначеного зазору обрана такою, щоб забезпечити витрату робочого тіла охолоджуючого (окислювача), необхідний для надійного охолодження сильфона 13.

Сильфон 13 виконаний багатошаровим і забезпечений захисними кільцями 21, вставленими між гофрами 22 сильфона 13. Зовні захисних кілець 21 встановлений щільно прилеглий до них кожух 23, виконаний з шарів циліндричних спіралей 24, з'єднаних кінцями 9 з сильними опорами. Сумежні шари спіралей прилягають одна до одної, які витки навиті у протилежних напрямах.

Установка металевого силового кожуха у вигляді металевої циліндричної спіралі зовні захисних кілець 21 сильфона 13 підвищує його властивості міцності і в той же час обмежує мимовільний вигин сильфона 13 при повороті камери двигуна на порівняно великі кути (10-12°), тим самим підвищуючи.

Турбонасосний агрегат виконаний за одновальною схемою і складається з осьової одноступінчастої реактивної турбіни, одноступінчастого шнековідцентрового насоса окислювача і двоступінчастого шнековідцентрового насоса пального (другий ступінь використовується для подачі частини пального в газогенератори).

Таблиця 3. ТНА

Параметр	Значення		Одиниці
	окислювач	пальне
Тиск на виході з насосу	60.2	50.6	МПа
Витрата компонента через насос	1792	732	кг/с
Діаметр імпелера	409	405	мм
К.п.д. насосу	0.74	0.74
Потужність на валу	175 600	77 760	л.с.
	129.2	57.2	МВт
Швидкість обертання валу	13 850		хв -1
Потужність турбіни	257 360		л.с.
	189.3		МВт
Тиск на вході в турбіну	50.9		МПа
Кількість ступенів турбіни	1
Ступінь зниження тиску на турбіні	1.94
Температура на вході в турбіну	772		До
К.п.д. турбіни	0.79

На основному валу з турбіною знаходиться насос окислювача, співвісно з яким на іншому валу розташовані два ступені насоса пального. Вали насосів окислювача і пального з'єднані зубчастою ресорою для розвантаження валу від температурних деформацій, що виникають внаслідок великої різниці температур робочих тіл насосів, а також для запобігання замерзанню пального.

Рис.10. Вал з турбіною, шнековідцентровим колесом насоса окислювача,
підшипниками та імпелерними ущільненнями

Для захисту радіально-упорних підшипників валів від надмірних навантажень розроблені ефективні авторозвантажувальні пристрої.

У двигуні замкнутої окисної схеми особливе значеннямає захист агрегатів кисневих трактів ТНА від загоряння за впливу випадкових ініціаторів загоряння. Через виключно високий тиск у тракті двигунів 11Д520 і 11Д521, а також високі механічні навантаження, характерні для потужного двигуна, проблема захисту від займання при їх створенні була особливо гострою.

Для запобігання загоряння через поломки елементів конструкції або тертя обертових деталей про нерухомі (внаслідок вибірки зазорів від деформацій або наклепу на поверхнях, що сполучаються від вібрації) зазор між лопатками соплового апарату і ротора зроблений відносно великим, а крайок лопаток - відносно тол.

Щоб унеможливити загоряння та руйнування деталей газового тракту турбіни, у конструкції застосовані нікелеві сплави, включаючи жароміцні для гарячих газових магістралей. Статор та вихлопний тракт турбіни примусово охолоджуються холодним киснем. У місцях малих радіальних або торцевих зазорів використовуються різного роду теплозахисні покриття (нікелеві для лопаток ротора і статора, металокерамічного для ротора), а також срібні або бронзові елементи, що виключають спалах навіть при можливому торканні обертових і нерухомих деталей турбонасосного агрегату.

Для зменшення розмірів та маси сторонніх частинок, які можуть призвести до займання в газовому тракті турбіни, на вході в двигун був поставлений фільтр із коміркою 0.16х0.16 мм.

Високий тиск рідкого кисню і, як наслідок, підвищена орпсність спалаху зумовили конструктивні особливості окислювача насоса.

Так, замість плаваючих ущільнювальних кілець на буртах крильчатки (зазвичай використовуваних менш потужних ТНА) застосовані нерухомі щілинні ущільнення зі срібною накладкою, оскільки процес "випливання" кілець супроводжується тертям в місцях контакту крильчатки з корпусом і може призвести до займання насоса.

Шнек, крильчатка і торове відведення потребують особливо ретельного профілювання, а ротор загалом - особливих заходів щодо забезпечення динамічної збалансованості в процесі роботи. В іншому випадку внаслідок великих пульсацій та вібрацій відбуваються руйнування трубопроводів, загоряння в стиках внаслідок взаємного переміщення деталей, тертя та наклепу.

Для запобігання спалаху через поломки елементів конструкції (шнека, крильчатки та лопаток направляючого апарату) в умовах динамічного навантаження з подальшим займанням через затирання уламків використані такі засоби, як підвищення конструктивної досконалості та міцності за рахунок геометрії, матеріалів та чистоти відпрацювання, а також запровадження нових технологій: ізостатичне пресування литих заготовок, застосування гранульної технології та інші види.

Бустерний насос окислювача складається з високонапірного шнека і двоступінчастої газової турбіни, привод якої здійснюється окислювальним газом, що відбирається після основної турбіни з наступним перепуском його на вхід в основний насос.

Рис.11а. Спрощена схема бустерного насосного агрегату окислювача
(Зображення збільшується).

Складовий корпус, що складається з з'єднаних фланцевим з'єднанням корпусів 1 і 2, має закріплену на силових ребрах 3 втулку 4, внутрішня порожнина якої закрита обтічником 5. Усередині втулки 4 розміщений шарикопідшипник 6, посаджений на робочому колесі насоса, виконаним у вигляді 5. підібганий вкладиш 8, встановлений у втулці 4. У вкладиші 8 є отвори 9, які повідомляють порожнину вкладиша 8 з каналом 10 високого тиску.

Корпус містить 2 обтічник 11, закріплений в ньому за допомогою спрямляючих лопатей 12. У цьому обтічнику встановлений шарикопідшипник 13, закріплений за допомогою гайки 14 на шнеку 7. Шнек має лопаті 15. За цим лопатям шнек вставлений в робоче колесо з двох щаблів, а чи не з одного, як зображено на спрощеній схемі) і зварений із нею, тобто. робоче колесо турбіни закріплене на частині перефірій робочого колеса насоса.

Робоче колесо турбіни має профільовані лопатки 17, міжлопаткові простори яких повідомлені соплами в сопловому апараті з вхідним колектором. Підведення продуктів згоряння з надлишком кисню проводиться через вхідний патрубок 18. Вихідна порожнина турбіни, виконана в корпусі 2 у вигляді кільцевої циліндричної порожнини, повідомляється каналами 19 з конічним кільцевим патрубком 20, який отворами 21 повідомляється з циліндричним виходом 22.

Під час роботи БНАО на вхід насоса подається рідкий кисень (показано стрілкою), а продукти згоряння з надлишком кисню, що відбираються з газоводу після турбіни основного ТНА (див. ПГС на рис. 2), подаються на вхід турбіни (показано стрілкою). Продукти згоряння далі потрапляють на профільовані лопатки 17 турбіни, забезпечуючи подачу рідкого кисню шнеком 7. За турбіною продукти згоряння через отвори 19 потрапляють в порожнину патрубка 20, а потім через отвори 21 на вихід насоса, де відбувається їх . Для вирішення проблеми виникнення низькочастотної пульсації при конденсації газу застосовано дроблення потоку, що скидає газ.

Розвантаження шнека 7 від дій осьових сил забезпечується подачею рідкого кисню високого тиску (див. рис. 2.2) через канал високого тиску 10 порожнину високого тиску авторозвантажувального пристрою. У місці малого зазору між робочим колесом і корпусом у порожнині високого тиску авторозвантажувального пристрою використовується срібна накладка, що запобігає займанню при можливому торканні.

У магістралі підведення продуктів згоряння до турбіни БНАО встановлено вперше розроблений клапан "гарячого газу" (45 на рис.2.1), що працює в умовах кисневого генераторного газу з високою температурою та при високому тиску.

Бустерний насос пального складається з високонапірного шнека та одноступінчастої гідравлічної турбіни, що працює на гасі, що відбирається після основного насоса.

Конструктивно бустерний насос пального аналогічний бустерному насосу окислювача з наступними відмінностями:

одноступенева гідротурбіна працює на пальному, що відбирається з виходу насоса пального основного ТНА;
відведення пального високого тиску для розвантаження шнека від дій осьових проводиться з вхідного колектора гітротурбіни БНАГ.

Рис.12. Бустерний насосний агрегат пального

Рис.13. Газогенератор

Однозонний газогенератор, що виробляє газ з надлишком окислювача для приводу турбіни, складається з корпусу паяно-зварної конструкції зі сфероподібною зовнішньою оболонкою і жорстко пов'язаним з нею вихідним патрубоком, циліндричною вогневою камерою діаметром 300 мм і змішувальної головки, оснащеної двокомпонентними і двокаскадними яких виконана із зоною горіння та зоною баластування газу всередині форсунок. Фактично кожна форсунка утворює разом із каналом товстостінного вогневого днища, в якому вона розташована, індивідуальний двозонний газогенератор. В результаті забезпечується рівномірність температурного поля поперечного перерізу загального газового потоку, що формується такими форсунками, при високій витратонапруги.

Рис.14а. Схема газогенератора
1 - сфероподібна силова оболонка; 2 – вихідний патрубок; 3 – кришка; 4 – втулка; 5 – вогневе днище; 6 - наскрізні камери у вогневому днищі; 7 – порожнина окислювача; 8 – проставка (зовнішня стінка вогневої камери); 9 - кільцева порожнина; 10 – оболонка (внутрішня стінка) вогневої камери; 11 – вогнева камера; 12 - змішувальний модуль (форсунка); 13 - корпус змішувального модуля; 14 - канал пального; 15 - кільцевий канал окислювача; 16 - змішувальна камера; 17 - патрубок підведення пального; 18 - порожнина пального; 19 - патрубок підведення окислювача; 20 - вікна у втулці 4; 21 - тангенціальні отвори підведення окислювача; 22 – пази на зовнішній поверхні корпусу форсунки; 23 - калібровані канали підведення пального; 25 - тангенційні отвори підведення пального; 26 - конічні розточування; 27 - порожнина охолодження; 28 - канали, що утворюють порожнину охолодження; 29 - отвори підведення окислювача в порожнину охолодження; 30 - кільцева щілина виходу окислювача із порожнини охолодження.

При роботі газогенератора пальне з патрубка 17 заповнює порожнину 18 і подається через калібровані канали 23 і тангенціальні отвори 25 в канали 14 і далі в змішувальні камери 16. Окислювач через патрубок 19 підвається в кільцеву порожнину 7 через . тангенціальні отвертия 21 потрапляє в змішувальну камеру 16, де, змішуючись з пальним, викликає його загоряння. Через пази 22 окислювач також подається до камери 6, забезпечуючи змішування високотемпературних продуктів згоряння. Далі в вогневій камері 11 відбувається охолодження високотемпературних продуктів згоряння з одночасним випаром рідкого та нагріванням газоподібного окислювача. На виході з газогенератора до продуктів газогенерації підмішується окислювач, що подається через щілину кільцеву 30.

Рис.14б. ТНА із газогенераторами

Газогенератор забезпечує на виході окисний газ у широкому діапазоні температур (від 190 до 600°С), що дозволяє регулювати тягу двигуна від 30 до 105% номіналу.

З'єднання корпусу та змішувальної головки здійснюється за допомогою роз'ємного фланця. Для забезпечення герметичності використовують ущільнення з металевими прокладками.

Для забезпечення прийнятного рівня температурних напруг у несучих корпусних деталях газоводи між газогенераторами, турбіною і камерами охолоджуються киснем.

Для запобігання спалаху в газоводах, вузлах гойдання змішувальної головки камери, клапані окислювача встановлені підвищені (порівняно з менш потужними двигунами) вимоги чистоти газових трактів та недопущення наявності органічних речовин.

Ампула містить корпус 1 з вхідним 2 і вихідним патрубками 3 мембранних вузлів 4 і 5, встановлених всередині корпусу 1, і засіб для заправки корпусу пусковим пальним 6. Кожен мембранний вузол 4, 5 містить поршень 7, який може бути виконаний за одне ціле з мембраною 8 або в якому 8 мембрана герметично з'єднана з його зовнішньою поверхнею. Поршень 7 встановлений у напрямній 9 корпусу по ковзній посадці.

Периферійна ділянка мембрани 8 герметично заварений з корпусом 1 під напрямною 9. Поршень 7 приєднаний до хвостовика 10, який може бути виконаний циліндричним або будь-якої іншої форми і розміщений у втулці 11. Втулка 11 на кронштейнах 12 прикріплена до корпусу 1 ампу. Втулка 11 має пружинний фіксатор 13, наприклад виконаний у вигляді пружного кільця, а хвостовик 10 виконаний з кільцевою канавкою 14.

При спрацьовуванні мембранного вузла пружинний фіксатор 13 обмежує переміщення хвостовика 10. Хвостовик 10 виконаний з отворами 15 для стравлювання газу із застійної зони при заправці ампули. Мембрана 8 з боку входу 2 виконана тонкою у формі кільцевої перемички 16, що розривається при взаємодії з робочим середовищем на діаметрі D. Розмір D трохи менше діаметра поршня 7. У місці з'єднання мембрани 8 з поршнем 7 вона виконана з меншою товщиною для того, щоб виключити задираки при русі поршня 7 в напрямній 9 корпусу 1.

Рис.16. Схема ампули з пусковим пальним
(Зображення збільшується).

У конструкцію введено засіб для заправки корпусу пусковим пальним 6, яке встановлено в перегородці 17 корпусу 1 і складається з двох заглушок - заглушки заправки 18 і зливної заглушки 19, які встановлені відповідно в заправному 20 і зливному 21 каналах. Кожна із заглушок має різьбову пробку 22, герметизуючу пробку 23, прокладку ущільнювача 24 і гайку 25. Різьбова пробка 22 має витратний отвір 26.

Заправка ампули пусковим пальним здійснюється в такий спосіб. На зібраній ампулі до установки гайок 25 і герметизуючих пробок 23 не до кінця ввертають різьбові пробки 22, таким чином, щоб забезпечувалося відкриття прохідного перерізу заправного 20 і зливного каналів 21 через отвір 26. Заправку здійснюють пусковим паливом, подаючи його через 2 порожнину корпусу 1 між мембранними вузлами 4 та 5, а потім через зливний канал на злив. Після закінчення заправки ампули вкручують до упору різьбові пробки 22, після чого зливають пускове пальне перед різьбовою пробкою 22 заправної заглушки 18 і після різьбової пробки 22 зливної заглушки 19. Після цього встановлюють герметизуючі прокладки 2 5 ампула готова до встановлення на ракетний двигун. У внутрішній порожнині ампули в корпусі 1 між мембранами 8 утворюється газова подушка в результаті збирання та заправки ампули. Наявність газової подушки сприяє забезпеченню надійності ампули при зберіганні та ефективному руху з прискоренням поршня 8 при подачі тиску середовища на вхід ампули.

Пристрій працює наступним чином. При впливі компонента високого тиску з боку входу на мембранний вузол 4 відбувається деформація мембрани 8, а потім і руйнування по колу D. При нерівномірному руйнуванні мембрани 8, з появою негерметичності, тиск перед поршнем 7 не падає, завдяки роботі щілини, що дроселює, утвореної направляючої корпусу 9 і поршнем 7 поршень 7 продовжує рухатися, а після повного руйнування мембрани 8 він розганяється. Рух поршня 7 з прискоренням забезпечується у зв'язку з наявністю зусилля від перепаду тисків, що діють на площу поверхні, що визначається діаметром D.

Довжина "А", на якій поршень рухається з прискоренням і зазор між поршнем 7 і напрямної 9 обрані такими, щоб забезпечити гарантоване зрізання мембрани 8 по всьому периметру, необхідну затримку розкриття прохідного перерізу магістралі після зрізу мембрани 8, розгін поршня 7, необхідний для спрацьовування пружинного фіксатора 13. Розміри перемичок мембран 8 визначається виходу із заданого тиску, що забезпечує руйнування перемички.

Далі, хвостовик 10 вздовж по потоку фіксується за допомогою пружинного фіксатора 13, при цьому гідравлічні характеристики відкритого мембранного вузла 4 відтворюються з високою точністю, так як в потоці компонента відсутні елементи конструкції з невизначеним положенням.

Після відкриття мембранного вузла 4 за рахунок зростання тиску пускового пального аналогічним чином відкривається мембранний вузол 5.

У двигунах РД-170 та РД-171 застосовані різні варіанти гойдання камер та органів управління відхиленням ними.

Камери двигуна РД-170 у складі блоку А ракети "Енергія" хитаються у двох площинах: у радіальній площині, що проходить через поздовжню вісь двигуна та вісь камери, та в перпендикулярній до неї тангенціальної площини. Така схема управління більш ефективна в структурі пакета ракети "Енергія", але вимагає більш потужних рульових машин, які долають навантаження, що створюється аеродинамічним потоком, що набігає, на виступаючу частину сопла камери згоряння за параметр зовнішнього обведення блоку при її відхиленні в радіальному напрямку.

Камери згоряння двигуна РД-171 першого ступеня "Зеніту" відхиляються при керуванні тільки в тангенційній площині кочення. Сопла камер не виходять в обтічний ступінь аеродинамічний потік і не зазнають його навантаження. Рульові машини значно менш потужні. Ефективність управління такого варіанта є достатньою для ракети "Зеніт".

Інші системи двигунів уніфіковані.

На завершальному етапі відпрацювання двигунів В.П. Глушко ініціював розробку більш досконалої конструкції двигуна, яка порівняно з двигуном РД-170 (РД-171) забезпечувала більш високу тягу (форсування на 5%) і в якій мають бути реалізовані заходи щодо зниження динамічної напруженості роботи агрегатів подачі. Відповідна конструкторська документація була розроблена і двигун, зрештою, отримав назву РД-173.

До 1996 р. було виготовлено 28 двигунів, які пройшли різнопланове відпрацювання. У двигунах РД-173 використовується досконаліша конструкція агрегатів подачі, в першу чергу основного ТНА. Серйозної переробки зазнала система регулювання двигуна РД-170. У процесі відпрацювання РД-173 було підтверджено, що запуск двигуна, його робота на всіх передбачуваних режимах характеризується стійкою роботою всіх агрегатів та систем із забезпеченням необхідних характеру запуску та точності підтримки параметрів без залучення дроселів окислювача. Виняток із складу двигуна дроселів окислювача і відповідно двох приводів спростило його конструкцію, підвищило надійність та знизило масу двигуна. Було впроваджено конструкцію сильфонів вузла гойдання з нікелевого сплаву, що також підвищило надійність двигуна.

Накопичений досвід налаштування системи керування двигуном у процесі контрольно-технологічних випробувань з використанням зовнішніх зворотних зв'язківдозволив у процесі відпрацювання двигуна РД-173 перейти до суттєво більш простої системи управління, що складається з двох цифрових приводів, що керують безпосередньо регулятором тяги та дроселем СВБ. Спрощення системи регулювання збільшило надійність двигуна, зменшило його масу.

У двигуні РД-173 з урахуванням великої позитивної статистики роботи газогенераторів змішувальні головки виконані приварними на відміну фланцевого з'єднання в двигунах РД-170 (РД-171), де передбачалася можливість оперативної заміни головки після контрольно-технологічного випробування. Це, а також інші рішення, отримані під час відпрацювання двигуна РД-173, були використані при розробці двигуна РД-180.

Замовлення виготовлення двигунів РД-171 припинилися в 1995 р. Разом з тим НУО Енергомаш продовжувало виготовляти більш досконалу модифікацію двигунів РД-170 (РД-171) - двигун РД-173. З 1995 р. НВО Енергомаш постачало двигуни РД-171 для програми «Морський старт», які допрацьовувалися з двигунів РД-170, раніше виготовлених для перших щаблів РН «Енергія». Дані двигуни створили заділ для реалізації програми до 2004 р. Для подальшого розвитку програми необхідним стало відновлення виробництва двигунів у НУО Енергомаш. Враховуючи накопичений досвід відпрацювання двигунів РД-173 та РД-180, у яких впроваджено рішення, спрямовані на підвищення надійності та забезпечення форсування на 5%, НУО Енергомаш запропонувало виготовляти двигуни РД-173 для програми «Морський старт». Ця пропозиція була підтримана головним розробником РН «Зеніт» ДКБ «Південне» та схвалена замовником РН. Двигун отримав позначення РД-171М. Сертифікацію двигуна РД-171М завершено 5 липня 2004 р. На сертифікаційному двигуні проведено 8 випробувань тривалістю 1093,6 сек, причому останнє випробування (понад план) – на режимі 105%. Перший товарний двигун РД-171М поставлено в Україну 25 березня 2004 року після проведення КТІ тривалістю 140 сек.

У 2006 р. двигун РД-171М сертифікований для застосування у складі РН "Зеніт-М" при реалізації державних програмРФ.

Система технічної діагностикирозроблялася паралельно із створенням двигуна як засіб оцінки технічного станудвигуна та прогнозу його працездатності. Крім того, вона використовувалася для аналізу відмов та дефектів, оскільки давала можливість глибше дослідити взаємопов'язання параметрів, їх статистичні характеристики.

Система є сукупністю технічних засобів, методів діагностування та об'єкта діагностування, а також організаційно-технічних заходів для збору, перетворення, зберігання, аналізу інформації та прийняття рішення про стан двигуна. Система повинна забезпечувати встановлення місця та причини виникнення несправностей.

Система технічної діагностики має такі підсистеми:

інформаційно-вимірювальна;
фукційного діагностування;
тестового діагностування як неруйнівного методу контролю стану

У ході розробки системи діагностування створено:

методика контролю стабільності характеристик запуску, основного режиму та режиму кінцевого ступеня. Методика призначалася для оцінки значень параметрів, що повільно змінюються, та їх швидкостей, отриманих при вогневих випробуваннях з урахуванням поля допустимих кордонів;
методика допускового контролю параметрів на основному режимі та режимі кінцевого ступеня; призначалася вона для оцінки відповідності параметрів двигуна, виміряних при вогневих випробуваннях, розрахунковим значенням, отриманим з використанням математичних моделей модельних характеристикагрегатів щодо їх автономних випробувань, що визначається знаходженням параметрів у полі допусків;
методика контурної ув'язки параметрів, що повільно змінюються; призначалася з метою оцінки функціонування двигуна загалом та її контурів на стаціонарних режимах шляхом порівняння виміряних і розрахункових значень повільно мінливих параметрів у характерних точках;
методика оцінки стійкості та визначення віброакустичних характеристик; призначалася для контролю рівня пульсації та вібрацій на відповідність статистичним допускам та оцінки стійкості камери згоряння та газогенератора, з аналізом фізичної природи спектрів та визначенням декрементів згасання коливань;
методика оцінки величини виробленого ресурсу складальних одиниць; заснована вона на теорії багатоциклової втоми матеріалів та враховує динамічні навантаження, що викликаються пульсаціями та вібраціями; оцінювалося інтегральне значення втомної ушкоджуваності при контрольно-технологічних випробуваннях, прогнозувалося її значення при експлуатації та їх сума порівнювалася з граничним значенням, що визначається за результатами багаторесурсових випробувань;
методика параметричного контролю – використовувалася при діагностуванні на стаціонарних режимах з метою локалізації несправностей; аналіз ґрунтується на оцінках функціональних характеристик агрегатів;
комплекс неруйнівних методів контролю.

У серійному виробництві кожен двигун після виготовлення та повного циклу контролю проходить автономні контрольні технологічні випробування, що проводяться на вогневому стенді заводу-виробника із запуском двигуна за повною польотною програмою або дещо прискореною. Після вогневих стендових випробувань двигун може зазнавати переборки. Це означає, що для того, щоб переконатися в збереженні якості конструкції після вогневих випробувань, проводиться часткове розбирання окремих агрегатів.

Губанов Б.І. Тріумф та трагедія "Енергії"
George P. Sutton. Rocket Propulsion Elements, 7 th edition
Каторгін Б. І. Перспективи створення потужних рідинних ракетних двигунів
George P. Sutton "History of Liquid Propellant Rocket Engines"
Проспект НВО "Енергомаш"
Опис винаходу до патенту Російської Федерації UA 2159351. Газогенератор ( US Patent 6244040).
Опис винаходу до патенту Російської Федерації UA 2159349. Модуль-газогенератор ( US Patent 6212878).
Опис винаходу до патенту Російської Федерації RU 2158841. Камера ЖРД та її корпус ( US Patent 6244041).
Добровольський М.В. Рідкісні ракетні двигуни. – М.: МДТУ, 2005.
Опис винаходу до патенту Російської Федерації RU 2159352. Вузол гойдання Камери ЗРД з допалюванням.
Опис винаходу до патенту Російської Федерації RU 2158839. ЖРД з допалюванням турбогаза ( US Patent 6226980
НВО "Енергомаш" імені академіка В.П.Глушка. Шлях у ракетній техніці. За ред. Б.І.Каторгіна. М., Машинобудування-Політ, 2004.

У США йде бодалово щодо повернення собі статусу "великої космічної держави" відмови від російських ракетних двигунів РД-180.

Багатьох напружує, що виведення американських військових супутників залежить доброї волі росіян.

З цього приводу у штатах виник цікавий дуалізм:
ВПС США та ULA просять Конгрес дозволити постачання РД-180 до США, а сенатор Джон Маккейн категорично забороняє Конгресу дозволяти.
У результаті все-таки Конгрес зняв заборону- мабуть, поки ВПС США виявилися переконливішими за збитого американського льотчика, який загрожує проголосувати проти бюджету (через РД-180).
:)

При цьому до розпорядження американських ЗМІ потрапила доповідь спеціальної комісії Пентагону під керівництвом генерал-майора ВПС США у відставці Говарда Мітчелла (Howard Mitchell), в якій той зазначив, що без РД-180 космічні запуски військових супутників після 2016 року будуть зірвані. Перенесення запусків із ракет Atlas V, які використовують російські двигуни, на ракети Delta IV (на них встановлені рідинні ракетні двигуни RS-68) все одно призведе до значних затримок та можливих втрат, які можуть становити $5 мільярдів.

А про астронавтів, які можуть не отримати зворотного квитка з МКС, забули?
Адже теж літають радянськими російськими "Союзами".

Довідка:

РД-180 виробляється НУО Енергомаш імені академіка В.П. Глушко із 1999 року.

Чому американці не можуть зробити РД-180?

P.P.S.

United Launch Alliance закупить ще 20 двигунів РД-180

Спільне підприємство Lockheed Martin Corp та Boeing Co - United Launch Alliance замовило 20 додаткових російських ракетних двигунів РД-180.
Представник замовника Джессіка Рож уточнила, що поставки нової партії почнуться відразу ж після того, як буде виконано попереднє замовлення на 29 двигунів, – повідомляє Reuters.
Російські двигуни будуть використовуватися на американських ракетах "Атлас-5", поки США не розробить і не сертифікує власний новий двигун. РД-180 використовуються в першому ступені американських ракет.
Палата представників конгресу США в грудні 2014 року як антиросійський захід на події в Україні ухвалила поправку сенатора Джона Маккейна, яка передбачає повна відмова США від ракетних двигунів РД-180 до 2019 року. Виняток робиться для контракту, укладеного консорціумом Boeing та Lockheed Martin (ULA) з російським НВО "Енергомаш" до 2019 року. При цьому повідомлялося, що конгрес виділив 220 мільйонів доларів на створення нових американських двигунів.

220 млн. "різаних" - це явно недостатньо, як ми вже переконалися вище.

На початку 1996 р. проект двигуна РД-180 НВО Енергомаш був визнаний переможцем конкурсу на розробку та поставку двигуна першого ступеня для модернізованого РН "Атлас" американської компаніїЛокхід Мартін. Це двокамерний двигун з допалюванням окисного генераторного газу, з керуванням вектором тяги завдяки хитання кожної камери у двох площинах, з можливістю забезпечення глибокого дроселювання тяги двигуна в польоті. Дана конструкція базується на добре перевірених конструкціях вузлів та елементів двигунів РД-170/171. Створення потужного двигуна першого ступеня здійснено у стислий термін, а відпрацювання – на малій кількості матеріальної частини. Підписавши контракт на розробку двигуна влітку 1996 р., вже у листопаді 1996 р. було проведено перше вогневе випробування двигуна-прототипу, а у квітні 1997 р. – вогневе випробування штатного двигуна. У 1997-1998 рр. успішно проведено серію вогневих випробувань двигуна у складі ступеня РН у США. Навесні 1999 р. завершено сертифікацію двигуна для використання у складі РН "Атлас 3". Влітку 2001 року було завершено сертифікацію двигуна для використання у складі РН "Атлас 5".

Двигун складається з двох камер, турбонасосного агрегату (ТНА), бустерного насосного агрегату пального (БНАГ), бустерного насосного агрегату окислювача (БНАО), газогенератора, блоку управління автоматикою, блоку балонів, системи приводів автоматики (СПА), системи рульових приводів (УРП) , регулятора витрати пального в газогенераторі, дроселя окислювача, дроселя пального, пуско-відсічних клапанів окислювача та пального, двох ампул з пусковим пальним, пускового бачка, рами двигуна, донного екрану, датчиків системи аварійного захисту, теплообмінника для підігріву.

При створенні двигуна РД-180 у зв'язку із зменшенням удвічі витрати компонентів палива в порівнянні з прототипом РД-170 необхідно перепроектувати ТHA і ряд агрегатів автоматики. За початковою оцінкою уніфікація двигунів РД-180 та РД-170 становила 70...75%. Однак у процесі відпрацювання двигуна РД-180 за технічним завданням "Локхід Мартін" були знайдені більш досконалі, ніж застосовані в двигуні РД-170, конструкторські рішення по ряду агрегатів, у тому числі змінено конструкцію направляючого апарату насосів, покращено умови роботи підшипників ТНА, збільшено к.п.д. агрегатів подачі, розроблено новий підбаковий розділовий клапан. Крім того, фланцева конструкція газогенератора замінена зварною, а схема двигуна спрощена. У зв'язку з цими роботами ступінь уніфікації двигунів РД-180 та РД-170 істотно знизився. По суті, двигун РД-180 є новою розробкою з використанням як базовий варіант двигуна РД-170.

Таблиця 1. Технічні параметри двигуна

Параметр	Значення		Одиниці
Тяга
у Землі	390.2		т
	3828		кН
у порожнечі	423.4		т
	4152		кН
Межі дроселювання тяги	100-47		%
Питомий імпульс тяги
у вакуумі	337.8		з
на рівні моря	311.3		з
Тиск у камері згоряння	26.67	МПа
Коефіцієнт співвідношення компонентів	2.72		m(ок)/m(г)
Маса двигуна
сухого	5330		кг
залитого	5850		кг
Габарити
висота	3580		мм
діаметр у площині зрізу сопел	3200		мм

Рис.1. Двигун РД-180 (зображення збільшується)

Двигун містить дві камери згоряння 1, турбонасосний агрегат 2, що складається з турбіни 3, двоступінчастого насоса пального 4 і одноступінчастого насоса окислювача 5, газогенератор 6, бустерний насос пального 7, приводом якого є гідравлічна турбіна 8, і бустерний є газова турбіна 10

Друга ступінь 17 насоса пального 4 (через який проходить 20% від загальної витрати пального) через трубопровід 30 з'єднана з основним входом 31 регулятора тяги 32, керованого електроприводом 33 і мають на вході зворотний клапан 34. Вихід 35 регулятора тяги 32 пусковим пальним триетилалюмінієм Аl(З 2 Н 5) з. Виходи з цих ампул через пускоотсечные клапани 37 з'єднані з порожниною пального 38 головки змішувача 39 газогенератора 6. Вихід газогенераторів 40 з'єднаний з турбіною 3, вихід якої через трубопроводи 41 з'єднаний з порожниною 42 змішувальних головок 29 камер згоряння 1.

Пневмогідравлічна схема ЖРД містить також систему запуску, яка включає 47 з розділовою мембраною 48, патрубок 49 підведення газу високого тиску і вихідний патрубок 50. Вихідний патрубок 50 пускового бачка 47 через заправний клапан 51 з'єднаний з трубопроводом 15 підводу горю. того, вихідний патрубок 50 з одного боку через трубопровід 52, в якому встановлений зворотний клапан 53, з'єднаний з другим входом регулятора 54 тяги 32, через який здійснюється запуск двигуна, а з іншого боку - через зворотний клапан 55 - з'єднаний з 56, заповненою пусковим пальним триетилалюмінієм Аl(З 2 Н 5) з, вихід якої через клапан 57 з'єднаний з магістраллю 58 підведення пускового пального до форсунок запалювання камери 59 згоряння. У магістралі 58 встановлений жиклер 60, що забезпечує дозовану подачу пускового пального до запалювання форсунок.

Пневмоклапани наводяться в дію гелієм від блоку балонів високого тиску за допомогою електроклапанів.

Робота двигуна

Запуск двигуна відбувається за схемою "самозапуску". Попередньо приводи 20 і 33 встановлюються в положення, що забезпечують початкову установку регулятора тяги 32 і дроселя 19. Потім відкривають підбакові клапани ракети (на схемі не показані) і під впливом гідростатичного напору і тиску наддуву компоненти палива заповнюють порожнини насосів окислювача 1 і 25 та зворотного клапана 34 регулятора тяги 32 відповідно. Заповнення порожнин двигуна пальним проводиться до пускових ампул 36 і 56 через заправний клапан 51, зворотні клапани 53 і 55. 47 також заповнюється основним пальним. Такий стан вважається вихідним для запуску двигуна.

При запуску двигуна проводиться наддув 47 і витіснення з нього пального, тиск якого прориває мембрани (не показані) пускових ампул 36 і 56. Одночасно проводиться відкриття клапанів пусковідсіків 12 і 37 і 25 відповідно. В результаті пускове пальне з 36 і 56 під дією тиску, створюваного пусковим бачком, надходить у газогенератор (через відкритий клапан 37) та камери (через зворотні клапани 57). Пускове пальне, що надходить у газогенератор, займається з киснем, що також надходить у газогенератор за рахунок передпускового наддуву баків ракети та гідростатичного напору в них. Пальне, пройшовши по охолоджуваному тракту камер згоряння, через фіксований час надходить у змішувальні головки камер згоряння 1. Протягом цього часу затримки, в газогенераторі встигає початися процес горіння і виробляється генераторний газ розкручує турбіну 3 ТНА 2. Після турбіни окислювальний газ надходить газоводам 41 змішувальні головки 29 двох камер згоряння, де займається з пусковим пальним, що надходить з форсунок запалювання 59 і згодом допалюється з надходить у камери пальним. Час надходження обох компонентів камери згоряння підібрано так, що ТНА 2 встигає вийти на робочий режим, поки в камерах 1 ще не встановилося протитиск.

У міру зростання тиску за насосом пального 17 пусковий бачок 47 автоматично вимикається з роботи за допомогою зворотних клапанів 53 і 55, а живлення горючим газогенератора 6 перемикається на насос 17 за рахунок програмного відкриття дроселя регулятора тяги 32.

Таким чином, здійснюється плавний запуск двигуна з виходом на основний режим через 3 секунди.

Перед вимкненням двигуни переводяться на режим кінцевого ступеня, що становить 50% від номінального.

Рис.2.3. Спрощена циклограма роботи двигуна РД-180 у складі РН "Атлас 3" та "Атлас 5"
(див. також ; зображення збільшується)

Таблиця 2. Технічні параметри камери

Рис.4. Схема підведення пального в охолодний тракт камери:

газовод
середнє днище змішувальної головки
переднє (вогневе) днище змішувальної головки
форсунки, що утворюють антипульсаційні перегородки
основні форсунки
підведення запалювальної суміші (4 форсунки, що живляться з окремого колектора)
колектор верхнього пояса завіси
колектор підведення пального для охолодження циліндричної частини КС
колектор середнього 26 та нижнього 27 поясів завіси
головний колектор підведення пального до КС
зовнішня силова стінка КС
колектор відведення пального з тракту охолодження сопла
внутрішня стінка КС
колектор підведення пального для охолодження вихідної частини сопла
сопло
пальне рухається до зрізу сопла по парних (умовно) і повертається непарними каналами
підведення пального для охолодження вихідної частини сопла
підведення пального від насоса
підведення пального до середнього та нижнього поясів завіси
перегородка у каналах
циліндрична частина КС
змішувальна головка
центральна форсунка
газова порожнина змішувальної головки
перфороване заднє днище змішувальної головки
середній пояс завіси
нижній пояс завіси

Засоби займання виконані з чотирьох рівнорозташованих по колу струминних форсунок 6, встановлених за переднім (вогневим) днищем 3 в силовому корпусі камери 11. Осі витратних отворів струминних форсунок розташовані під гострим кутом до виходу з силового корпусу і відхилені силового корпусу в однаковому напрямку, причому вісь витратного отвору кожної струминної форсунки є схрещується по відношенню до осей витратних отворів сусідніх з нею форсунок. Форсунки гідравлічно поєднані загальним колектором.

Інші форсунки заглиблені у вогневе днище (їх вихідні порожнини 4 виходять у конічні розточки 5 в вогневому днищі 7) і виконані з різним гідроопір при підведенні пального з поділом по масовому витраті пального на три групи з можливістю забезпечення різниці витрат пального між груп до 10% на номінальному режимі. При цьому форсунки (крім розташованих біля вогневої стінки камери) закріплені в вогневому днищі та середньому днищі так, щоб між собою форсунки сусідили з різних груп шляхом циклічного послідовного спірального повторення розташування форсунок з першої до останньої групи.
Введення форсунок з різною витратою необхідно для того, щоб знизити ефекти високочастотних коливань робочих режимах двигуна.

Рис.6.2 Розташування форсунок на змішувальній головці (зображення збільшуються) ,

Кожна з двох камер має вузлом гойдання. Сила тяги передається від камери на силову раму через карданний підвіс. Підведення генераторного газу, що спрацював на турбіні, в КС здійснюється через 12-шаровий складовий сильфон, розміщений всередині карданного підвісу. Сильфон броньований спеціальними кільцями та охолоджується невеликою кількістю холодного кисню, що протікає між внутрішньою поверхнею сильфона та тонкою внутрішньою стінкою.

Рис.7. Зовнішній виглядвузла хитання

Рис.8. Схема вузла хитання

Рис.10.2. Конфігурація ротора ТНА

Рис.10.3. Схема ротора ТНА у розрізі

Для захисту радіально-упорних підшипників валів від надмірних навантажень застосовані ефективні авторозвантажувальні пристрої.

Турбіна - осьова одноступенева реактивна.

Для зменшення розмірів та маси сторонніх частинок, що можуть призвести до займання в газовому тракті турбіни, на вході в двигун встановлено фільтр із коміркою 0.16х0.16 мм.

Рис.11. Крильчатка насоса окислювача, виготовлена з гранул
нікелевого сплаву ЕП741НП з механічно необробленим
гідродинамічний тракт.

Рис.12. Спрощена схема бустерного насосного агрегату окислювача
(Зображення збільшується).

У магістралі підведення продуктів згоряння до турбіни БНАО встановлено клапан "гарячого газу" (45 на рис.2.1), що працює в умовах кисневого генераторного газу з високою температурою та при високому тиску.

одноступенева гідротурбіна працює на пальному, що відбирається з виходу насоса пального основного ТНА;
відведення пального високого тиску для розвантаження шнека від дій осьових проводиться з вхідного колектора гітротурбіни БНАГ.

Рис.13. Схема газогенератора, (зображення збільшується):
1 - сфероподібна силова оболонка; 2 – вихідний патрубок; 3 – кришка; 4 – втулка; 5 – вогневе днище; 6 - наскрізні камери у вогневому днищі; 7 – порожнина окислювача; 8 – проставка (зовнішня стінка вогневої камери); 9 - кільцева порожнина; 10 – оболонка (внутрішня стінка) вогневої камери; 11 – вогнева камера; 12 - змішувальний модуль (форсунка); 13 - корпус змішувального модуля; 14 - канал пального; 15 - кільцевий канал окислювача; 16 - змішувальна камера; 17 - патрубок підведення пального; 18 - порожнина пального; 19 - патрубок підведення окислювача; 20 - вікна у втулці 4; 21 - тангенціальні отвори підведення окислювача; 22 – пази на зовнішній поверхні корпусу форсунки; 23 - калібровані канали підведення пального; 25 - тангенційні отвори підведення пального; 26 - конічні розточування; 27 - порожнина охолодження; 28 - канали, що утворюють порожнину охолодження; 29 - отвори підведення окислювача в порожнину охолодження; 30 - кільцева щілина виходу окислювача із порожнини охолодження.

Газогенератор забезпечує на виході окисний газ у широкому діапазоні температур (від 190 до 600°С), що дозволяє регулювати тягу двигуна від 40 до 105% номіналу.

На відміну від прототипу (РД-170), в якому з'єднання корпусу та змішувальної головки здійснюється за допомогою роз'ємного фланця, в РД-180 застосовано зварне з'єднання корпусу та змішувальної головки. Однак на етапі відпрацювання широко застосовувалися серійні агрегати від РД-171, що можна побачити на деяких опублікованих фотографіях.

Для запобігання спалаху в газоводах, вузлах гойдання змішувальної головки камери, клапані окислювача встановлено підвищені (порівняно з менш потужними двигунами) вимоги чистоти газових трактів та недопущення наявності органічних речовин.

Рис.14. Схема ампули з пусковим пальним
(Зображення збільшується).

Пусковий бачок призначений для створення тиску, необхідного для прориву мембран ампул із пусковим пальним.

Рис.15. Схема пускового бачка

Пусковий бачок містить силову оболонку 1, виконану у формі напівсфери, і трубчастий фланець 2, сполучений на своєму торці з торцем силової оболонки 1. Трубчастий фланець 2 розташований уздовж поздовжньої осі згаданої півсфери силової оболонки 1 і на його внутрішній поверхні виконана кільцева канавка 3. 4 для заправки та видачі рідини встановлений у силовій оболонці 1. Притискне кільце 5 розташоване співвісно поздовжньої осі силової оболонки 1. Еластична діафрагма 6 закріплена між трубчастим фланцем 2 і притискним кільцем 5 і виконана у формі напівсфери, пов'язаної з циліндром якого виконаний кінцевий виступ 7, розміщений в кільцевій канавці 3 трубчастого фланця 2. Зовнішня поверхня притискного кільця 5 і внутрішня поверхня трубчастого фланця 2 в місці розміщення кінцевого виступу 7 в кільцевій канавці 3 виконані циліндричними. Пристрій має днище 8, виконане у формі частини сфери, з можливістю впливу його торця на торець притискного кільця 5 і герметичного з'єднання з трубчастим фланцем силової 2 оболонки 1. Штуцер 9 для підведення керуючого газу встановлений в днище 8. У конструкцію введено тонкостінне кільце 1 на якому виконаний бурт 11 і яке встановлено між притискним кільцем 5 та еластичною діафрагмою 6 у місці розташування її кільцевого виступу 7.

Розсікач 16 виконаний у вигляді пластини, перфорованої отворами 21, краї якої прикріплені до внутрішньої поверхні днища 8 порожнини 14, з'єднаної зі штуцером 9 для підведення керуючого газу. Розсікач 16 з отворами 21 служить для рівномірного впливу потоку газу на еластичну діафрагму 6.

Пристрій працює наступним чином (див. також розділ ). Через штуцер 4 відбувається заповнення бачка основним пальним, при цьому відбувається перекладка еластичної діафрагми 6 на днище 8. Потім подається газ керуючий через штуцер 9, під дією якого діафрагма 6 перекладається у вихідне положення, витісняючи основне пальне через штуцер 4.

Завдяки прийнятій конструкції вузла кріплення кінцевої ділянки еластичної діафрагми при високому тиску забезпечується герметичність при багаторазових перекладках (більше 450) і забезпечується можливість перегину еластичної оболонки практично без її розтягування.

		Контейнер призначений для транспортування двигуна, при цьому контейнер включає раму, закріплену на ній поперечну силову стійку і встановлені на ній вузли кріплення з ракетним двигуном, що транспортується, який у контейнері закріплений консольно на поперечній силовій стійці. Поперечна силова стійка виконана у вигляді кільця транспортування, причому контейнер забезпечений засобом установки і фіксації цього кільця на рамі у вертикальному або відхиленому від вертикалі на кут не більше 10° положенні, а закріплення цього кільця на рамі здійснено за допомогою талрепов, причому рама і кільце транспортування забезпечені елементами кріплення до кінцевих ділянок талрепів. габаритні розміриконтейнера 4.6 х 3.67 х 3.0 м, вага із двигуном близько 9 тонн.

Рис.16. Транспортувальний контейнер (зображення збільшується).

Каторгін Б. І. Перспективи створення потужних рідинних ракетних двигунів
George P. Sutton "History of Liquid Propellant Rocket Engines"
Проспект НВО "Енергомаш"
Опис винаходу до патенту Російської Федерації RU 2159351. Газогенератор (US Patent 6244040. Відеофільм (розмір 46 Мб, тривалість 6 хв. 52 с.)
Опис винаходу до патенту Російської Федерації RU 2106534. Бустерний турбонасосний агрегат.
Опис винаходу до патенту Російської Федерації UA 2159353. Ампула з пусковим пальним для запалювання компонентів палива ЗРД.
Опис винаходу до патенту Російської Федерації UA 2158699. Бак для зберігання та витіснення рідини.

Історія

У 1-му кварталі 2013 року «НВО Енергомаш» закінчило випробування двигуна РД-193 і розпочало підготовку документації щодо адаптації його до ракети-носія.

Конструкція

Двигун є спрощеною версією РД-191 . Відрізняється відсутністю вузла гойдання камери та пов'язаних з ним інших конструктивних елементів, що дозволило зменшити габарити та масу (на 300 кг), а також знизило його вартість.

Модифікації

РД-181

РД-181- Експортний варіант двигуна. Використовується вузол гойдання камери та сопла, на відміну від РД-193. Встановлюється на першому ступені РН "Антарес" компанії Orbital Sciences Corporation. Він належить сімейству рідинних ракетних двигунів РД-170 і є однокамерним ЖРД з вертикально розташованим турбонасосним агрегатом. Двигун дроселюється по тязі в діапазоні 47-100%, управління вектором тяги - 5 °.

У 2012 році було розпочато роботи між Orbital Sciences Corporation та НВО «Енергомаш» із заміни двигуна AJ-26 першого ступеня РН «Антарес». У 2013 році було розпочато конкурсні процедури серед АТ «НВО Енергомаш» та ПАТ «Кузнєцов».

У грудні 2014 року було укладено контракт між Orbital Sciences Corporation та НВО «Енергомаш» вартістю 224,5 млн. USD на постачання 20 РД-181 з опціоном на закупівлю додаткових двигунівдо 31 грудня 2021 року.

У 2014 році було випущено конструкторську документацію, на початку 2015 року проведено перше вогневе випробування двигуна РД-181, а в травні успішно завершено сертифікацію цього двигуна.

Влітку 2015 року перші товарні двигуни РД-181 були поставлені в США, всього в 2015 році було поставлено чотири двигуни.

Перший запуск РН «Антарес» з використанням двигунів РД-181 відбувся 17 жовтня 2016 року.

Примітки

У Росії створено новий ракетний двигун (неопр.) . ВПК (8 квітня 2013 року). Архівовано 6 червня 2013 року.
У розробці - надпотужні ракетні двигуни (неопр.) . РДРК «Голос Росії» (22 лютого 2012 року). Дата звернення 5 червня 2013 року. Архівовано 6 червня 2013 року.
Новий двигун для легкої ракети «Союз» підготують до серійного виробництва наприкінці року (неопр.) . Журнал «Новини космонавтики» (8 квітня 2013 року). Дата звернення 5 червня 2013 року. Архівовано 6 червня 2013 року.
Огнів Ст.. Універсальний ракетний двигун РД-193. Думка інженера-розробника, Журнал "Новини космонавтики". (2013).
Російський космос: нові двигуни, нові системи (неопр.) . Відлуння Москви (8 квітня 2013). Архівовано 10 квітня 2013 року.
Афанасьєв І.«Енергомаш» у новому тисячолітті // Новини космонавтики. - 2012. - Т. 22, №8.
СЕРГІЙ ГУСЄВ, НАЧАЛЬНИК ВІДДІЛУ ЖРД, ПРО ПРОГРАМУ РД-181 (рус.). "НВО Енергомаш" (квітень 2017). Архівовано 4 серпня 2017 року.
РІЧНИЙ ЗВІТ ВАТ «НВО «Енергомаш» за 2014 рік (неопр.) . НВО «Енергомаш» (2015).