Ракетни двигатели с течно гориво
Задвижваща установка за пилотиран лунен модул
Инженерите на конструкторското бюро "Южное" изпълниха отговорна и трудна задача - разработката на задвижващата установка 11D410 за лунния космически кораб.
Двигателният блок 11D410 се състои от основния двигател RD858 и резервния двигател RD859 и решава следните задачи: меко кацане на лунната повърхност, излитане от лунната повърхност и изстрелване на лунния космически кораб в елиптична орбита на изкуствен спътник на Луната.
Тъй като беше предвиден полет на лунен космически кораб с екипаж на борда, най-високи изисквания бяха поставени към надеждността на двигателите. Надеждността трябваше да бъде потвърдена от голям брой тестове със симулация на пълномащабни работни условия. За да се осигури меко кацане на Луната и излитане от нейната повърхност, двигателят RD858 има два режима на тяга: основен и режим на дълбоко дроселиране (RGD) и осигурява две включвания. В основния режим обхватът на управление на тягата е ± 9,8%, в RGD - ± 35%. Такова дълбоко дроселиране изискваше използването на специални конструктивни мерки, за да се осигури стабилност на камерата на двигателя с надеждно охлаждане.
Резервният двигател RD859 е еднорежимен с управление на тягата в диапазона ±9,8%.
Бяха поставени най-високи изисквания към надеждността на турбопомпените агрегати на двигателя: по-специално към механичните уплътнения, разделящи кухините на помпата на окислителя и турбината. Необходима е значителна експериментална работа, в резултат на която е избрана най-надеждната и ефективна двойка триене. Дизайнът се оказа успешен - TNA имаше ресурс, оценен в хиляди секунди.
За да се осигури надеждно охлаждане, корпусът на камерата в зоната на високи топлинни потоци има спирално фрезовани канали с променливо оптимално напречно сечение насложни детайли.
Броят на включванията на един двигател достигна дванадесет вместо две по време на полет. Двигателят в режим на готовност е уникален със способността си да стартира след три секунди закъснение между изключване и рестартиране. Процесите на изключване на двигателя, изпразване на каналите на камерата и рестартиране след пауза от три секунди бяха внимателно проучени, за да се потвърди сближаването на характеристиките. Параметрите за рестартиране по време на тестовете бяха идентични с първите. Нито един от съществуващите двигатели със система за захранване с турбопомпа не предоставяше такава възможност. За двигатели с турбопомпена система за захранване, осигуряваща широк диапазон на управление на тягата, тези ракетни двигатели имат много високи стойности на специфичния импулс. Масата и размерите на блока на двигателя показват висока степен на съвършенство на дизайна, дори като се вземе предвид фактът, че включва системи за управление на двигателя и контрол на тягата. Общото тегло на двигателите е 110 kg с обща тяга 4100 kgf. За сравнение: масата на двигателя на горната степен на ракетата-носител Ariane-5 с тяга 2700 kgf надвишава 100 kg.
Броят на тестовете беше много голям: 181 двигателя RD858 с общо време на работа 253281 s и 181 двигателя RD859 с общо време на работа 209463 s. Тествани са 11 двигателни блока 11D410 със симулация на аварийни ситуации.
Като цяло LRE блокът на лунния спускаем апарат е един от най-надеждните двигатели в своя клас. Три двигателни блока бяха успешно тествани в орбита около Земята като част от специален космически кораб Т-2К, изстрелян от ракетата носител Р-7.
Маршови двигатели
Тяга в празнотата, kgf
Специфичен импулс във вакуум, kgf?s/kg
азотна киселина + 27% N2O4
Предназначен за втората степен на ракетата 8K66 (SS-7).
Предназначен за забавяне и управление на орбиталния космически кораб във всички канали за стабилизация (горна степен 8K69) (SS-9-2).
Предназначен за втората степен на ракетата 8K99 (SS-15).
Предназначен за създаване на контролна тяга за третата степен на ракетата 11K68 ("Циклон-3") в активната фаза на полета през всички канали за стабилизиране.
Проектиран за вторите етапи на ракети 15A15 и 15A16 (SS-17-1) и (SS-17-2).
Проектиран да създава два режима на тяга и управление на всички канали за стабилизиране по време на полета на етапа на размножаване на ракетата 15A18 (SS-18-2).
Предназначен за монтаж в главата на космически влекач и етапи за размножаване 15Zh44, 15Zh60 (SS-24-1) и (SS-24-2).
Проектиран за използване като част от апогея на ракетите носители Зенит и Циклон-4.
Предназначен за управление на полета на космическия влекач на втората степен на ракетата 15A18M (SS-18-3) през всички канали за стабилизиране.
История на течните ракетни двигатели
Първият опит за самостоятелно създаване на ракетни двигатели с течно гориво (LRE) в конструкторското бюро "Южное" беше работата, започнала през 1958 г. по разработването на кормилни двигатели за първия и втория етап на 8K64 ICBM. Основната характеристика на тази ракета беше използването за първи път в тандем с окислителя AK-27 на ново гориво - асиметричен диметилхидразин (UDMH), което стана основното за няколко поколения ракетни двигатели.
Успехът, постигнат при създаването на първите кормилни ракетни двигатели, позволи през 1960 г. да започне разработването на нов, по-сложен и многофункционален двигател RD853 за втория етап на ракетата 8K66.
През 1961 г. започва работата по създаването на кормилни двигатели за първия и втория етап на ракетата 8K67, работещи върху нова двойка горивни компоненти - двуазотен тетроксид (AT) и UDMH.
През 1962 г. започвапроектиране и разработка на RD854 LPRE на гориво AT + UDMH без доизгаряне на генераторен газ за спирачната система за задвижване на орбиталната бойна глава 8K69 ICBM. При проектирането на двигателя за първи път в практиката на домашното двигателостроене беше разработена и усвоена в производството тръбна дюза на камерата на двигателя.
През 1964 г. започва работата по създаването на главния двигател RD857 на втория етап на комбинираната ракета 8K99, за който за първи път е разработена схема с доизгаряне на редуциращия генераторен газ в горивната камера. На този двигател управлението на вектора на тягата също беше извършено за първи път чрез вдухване на генераторен газ в свръхзвуковата част на дюзата.
Конструкторското бюро "Южное" също участва в съветската лунна програма, в рамките на която през 1965 г. започва разработката на ракетния блок (блок Е) на лунния кораб на комплекса 11A52. Двигателният блок на лунния космически кораб, създаден в конструкторското бюро "Южное", се състои от основен двигател RD858 и резервен двигател RD859 и решава следните задачи: меко кацане на лунната повърхност, излитане от лунната повърхност и изстрелване на лунния космически кораб в елиптична орбита на изкуствен спътник на Луната. Като цяло блокът LRE на лунния спускаем апарат беше един от най-надеждните двигатели в своя клас. Три двигателни блока бяха успешно тествани в орбита около Земята като част от специален космически кораб Т-2К, изстрелян с помощта на ракетата-носител Союз.
Проектирането на двигателя RD861 за третата степен на ракетата-носител Cyclone-3 започва през 1966 г. Този двигател има много високи енергийно-масови характеристики.
През 1976 г., по време на създаването на MBR 15A18, започна работата по разработването на четирикамерен двигател RD864, работещ на AT и UDMH по схема без допълнително изгаряне на генераторния газ. Двигателят осигури работа на двережими: основен и дроселиран с многократно (до 25 пъти) превключване от един режим в друг. За този двигател за първи път са разработени и приложени блокове за управление на насрещни струи под високо налягане, които се отличават с висока точност и скорост.
Модификация на този двигател беше двигателят RD869 за 15A18M ICBM, който има още по-висока производителност.
Нов етап за конструкторското бюро "Южное" беше разработването на ракетата-носител Zenit-2, която започна през 1977 г. Характеристика на тази ракета-носител е използването на криогенни горивни компоненти върху него: керосин и течен кислород и за първи път в практиката на двигателостроенето беше решено да се проектира кормилният двигател на тези горивни компоненти според схемата с доизгаряне на генераторен газ. Благодарение на натрупания опит в проектирането на ракетни двигатели с течно гориво, въвеждането на съвременни технически решения в процеса на проектиране на двигателя RD-8, беше възможно да се получат високи характеристики на енергийната маса, да се осигури висока надеждност и дълъг експлоатационен живот.