Двигательный блок для пилотируемого лунного модуля

Двигателистами КБ «Южное» была выполнена ответственная и сложная задача – разработка двигательного блока 11Д410 для лунного корабля.

Блок двигателей 11Д410 состоял из основного двигателя РД858 и резервного РД859 и решал следующие задачи: осуществление мягкой посадки на поверхность Луны, взлет с поверхности Луны и выведение лунного корабля на эллиптическую орбиту искусственного спутника Луны.

Так как предусматривался полет лунного корабля с экипажем на борту, то к надежности двигателей предъявлялись самые высокие требования. Надежность необходимо было подтвердить большим числом испытаний с имитацией натурных условий работы. Для обеспечения мягкой посадки на Луну и взлета с ее поверхности двигатель РД858 имеет два режима тяги: основной и режим глубокого дросселирования (РГД) и обеспечивает два включения. На основном режиме диапазон регулирования тяги составляет ±9,8%, на РГД – ±35%. Такое глубокое дросселирование требовало применения особых конструктивных мер для обеспечения устойчивости работы камеры двигателя при надежном охлаждении.

Резервный двигатель РД859 – однорежимный с регулированием тяги в диапазоне ±9,8%.

Высочайшие требования предъявлялись к надежности турбонасосных агрегатов двигателей: в частности к торцовым уплотнениям, разделяющим полости насоса окислителя и турбины. Потребовался значительный объем экспериментальных работ, в результате которых была подобрана наиболее надежная и работоспособная пара трения. Конструкция оказалась удачной – ТНА имели ресурс, оценивающийся тысячами секунд.

Для обеспечения надежного охлаждения корпус камеры в зоне высоких тепловых потоков имеет спиральные фрезерованные канавки переменного оптимального сечения на сложнопрофильных деталях.

Количество включений на одном двигателе достигало двенадцати вместо двух в полете. Резервный двигатель является уникальным по возможности запуска после трехсекундного перерыва между выключением и повторным запуском. Процессы выключения двигателя, опорожнения трактов камеры и повторного запуска после трехсекундной паузы тщательно исследовались для подтверждения сходимости характеристик. Параметры повторного запуска при испытаниях были идентичны первому. Ни один из существующих двигателей с турбонасосной системой подачи не обеспечивал такую возможность. Для двигателей с турбонасосной системой подачи, обеспечивающих широкий диапазон регулирования тяги, эти ЖРД имеют весьма высокие величины удельного импульса . Масса и габариты блока двигателей свидетельствуют о высокой степени совершенства конструкции, даже с учетом того, что в ее состав входили системы контроля работы двигателей и регулирования тяги. Общая масса двигателей составляет 110 кг при суммарной тяге 4100 кгс. Для сравнения: масса двигателя верхней ступени РН Ариан-5 при тяге 2700 кгс превышает 100 кг.

Очень большим был объем отработки: 181 двигатель РД858 при суммарной наработке 253281 с и 181 двигатель РД859 при суммарной наработке 209463 с. Испытано 11 блоков двигателей 11Д410 с имитацией аварийных ситуаций.

В целом блок ЖРД лунного посадочного модуля является одним из самых надежных среди своего класса двигателей. Три блока двигателей прошли успешные испытания на орбите вокруг Земли в составе специальных космических аппаратов Т-2К, запущенных ракетой-носителем Р-7.

Маршевые двигатели

Название

Тяга в пустоте, кгс

Компоненты топлива

Удельный импульс в пустоте, кгс?с/кг

Масса, кг

Ракета

РД853

47680

Окислитель –

азотная кислота + 27% N2O4

Горючее –

несимметричный диметилгидразин

300,7

485

Предназначен для второй ступени ракеты 8К66 (SS-7).

РД854

7700

Окислитель –

тетраоксид диазота

Горючее –

несимметричный диметилгидразин

312,2

100

Предназначен для торможения и управления орбитальным космическим аппаратом по всем каналам стабилизации (разгонная ступень 8K69)  (SS-9-2).

РД857

14000

Окислитель –

тетраоксид диазота

Горючее –

несимметричный диметилгидразин

329,5

190

Предназначен для второй ступени ракеты 8К99 (SS-15).

РД861

8026

Окислитель –

тетраоксид диазота

Горючее –

несимметричный диметилгидразин

317

123

Предназначен для создания тяги управления третьей ступенью ракеты 11К68 («Циклон-3») на активном участке полета по всем каналам стабилизации.

РД862

14544

Окислитель –

тетраоксид диазота

Горючее –

несимметричный диметилгидразин

331

192

Предназначен для вторых ступеней ракет 15А15 и 15А16 (SS-17-1) и (SS-17-2).

РД864

2060

Окислитель –

тетраоксид диазота

Горючее –

несимметричный диметилгидразин

309

199

Предназначен для создания двух режимов тяги и управления по всем каналам стабилизации при полете ступени разведения ракеты 15А18 (SS-18-2).

РД866

513,5

Окислитель –

тетраоксид диазота

Горючее –

несимметричный диметилгидразин

323,1

125,4

Предназначен для установки в головном отсеке космического буксира и ступеней разведения 15Ж44, 15Ж60 (SS-24-1) и (SS-24-2).

РД868

2371

Окислитель –

тетраоксид диазота

Горючее –

несимметричный диметилгидразин

325

125

Предназначен для использования в составе апогейной ступени РН «Зенит» и «Циклон-4».

РД869

2087

Окислитель –

азотная кислота +

Горючее –

несимметричный диметилгидразин

313

196

Предназначен для управления полетом космического буксира второй ступени ракеты 15А18М (SS-18-3) по всем каналам стабилизации.

История жидкостных ракетных двигателей

Первым опытом самостоятельного создания в КБ «Южное» жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) стали начатые в  1958 г. работы по разработке рулевых двигателей для первой и второй ступеней МБР 8К64. Основной особенностью данной ракеты стало применение впервые в паре с окислителем АК-27 нового горючего – несимметричного диметилгидразина (НДМГ), которое стало основным для нескольких поколений ЖРД.

Успех, достигнутый в создании первых рулевых ЖРД, позволил начать в 1960 г. разработку нового более сложного и многофункционального двигателя РД853 для второй ступени ракеты 8К66.

В 1961 г. были начаты работы по созданию рулевых двигателей для первой и второй ступеней ракеты 8К67, работающих на новой паре компонентов топлива – тетраоксид диазота (АТ) и НДМГ.

В 1962 г. началось проектирование и отработка ЖРД РД854 на топливе АТ+НДМГ без дожигания генераторного газа для тормозной двигательной установки орбитальной головной части МБР 8К69. При проектировании двигателя впервые в практике отечественного двигателестроения было разработано и освоено в производстве трубчатое сопло камеры двигателя.

В 1964 г. были начаты работы по созданию маршевого двигателя РД857 второй ступени комбинированной ракеты 8К99, для которого впервые была разработана схема с дожиганием восстановительного генераторного газа в камере сгорания. На этом двигателе также впервые управление вектором тяги осуществлено с помощью вдува генераторного газа в сверхзвуковую часть сопла.

КБ «Южное» приняло участие и в советской лунной программе, в рамках которой в  1965 г. началась разработка ракетного блока (блока Е) лунного корабля комплекса 11А52. Созданный в КБ «Южное» блок двигателей лунного корабля состоял из основного двигателя РД858 и резервного РД859 и решал следующие задачи: осуществление мягкой посадки на поверхность Луны, взлет с поверхности Луны и выведение лунного корабля на эллиптическую орбиту искусственного спутника Луны. В целом блок ЖРД лунного посадочного модуля являлся одним из самых надежных среди своего класса двигателей. Три блока двигателей прошли успешные испытания на орбите вокруг Земли в составе специальных космических аппаратов Т-2К, запущенных с помощью РН «Союз».

Проектирование двигателя РД861 для третьей ступени РН «Циклон-3» было начато в 1966 г. Этот двигатель обладает весьма высокими энергомассовыми характеристиками.

В 1976 г., в ходе создания МБР 15А18, начались работы по разработке четырехкамерного двигателя РД864, работающего на АТ и НДМГ по схеме без дожигания генераторного газа. Двигатель обеспечил работу на двух режимах: основном и дросселированном с многократным (до 25 раз) переключением с одного режима на другой. Для этого двигателя были впервые разработаны и применены агрегаты регулирования на встречных струях высокого давления, отличающиеся высокой точностью и быстродействием.

Модификацией этого двигателя стал двигатель РД869 для МБР 15А18М, обладающий еще более высокими характеристиками.

Новым этапом для КБ «Южное» явилась разработка РН «Зенит-2», которая началась в 1977 г. Особенностью данной РН является использование на ней криогенных компонентов топлива: керосина и жидкого кислорода, при этом впервые в практике двигателестроения рулевой двигатель на указанных компонентах топлива было решено проектировать по схеме с дожиганием генераторного газа. Благодаря накопленному опыту конструирования ЖРД, внедрению передовых технических решений в ходе проектирования двигателя РД-8 удалось получить высокие энергомассовые характеристики, обеспечить высокую надежность и длительный ресурс работы.

Рулевые двигатели

Название

Тяга у Земли, кгс

Компоненты топлива

Удельный импульс в пустоте, кгс?с/кг

Масса, кг

Ракета

РД851

28850

Окислитель –

азотная кислота + 27% N2O4

Горючее –

несимметричный диметилгидразин

279

403

Предназначен для управления первой ступенью ракеты 8К64 (SS-7) по всем каналам стабилизации.

РД852

4920 (в пустоте)

Окислитель –

азотная кислота + 27% N2O4

Горючее –

несимметричный диметилгидразин

255

133

Предназначен для управления второй ступенью ракеты 8К64 (SS-7) по всем каналам стабилизации.

РД855

29100

Окислитель –

тетраоксид диазота

Горючее –

несимметричный диметилгидразин

292

320

Предназначен для управления первой ступенью ракеты 8К67 (SS-9-1; SS-9-2) и ракет-носителей «Циклон» по всем каналам стабилизации.

РД856

5530 (в пустоте)

Окислитель –

тетраоксид диазота

Горючее –

несимметричный диметилгидразин

280,5

112,5

Предназначен для управления второй ступенью ракеты 8К67 (SS-9-1; SS-9-2) и ракет-носителей «Циклон» по всем каналам стабилизации.

РД863

28230

Окислитель –

тетраоксид диазота

Горючее –

несимметричный диметилгидразин

301

310

Предназначен для управления полетом первой ступени ракет 15А15 и 15А16 (SS-17-1) и (SS-17-2).

РД-8

8000 (в пустоте)

Окислитель –

жидкий кислород

Горючее –

керосин

342

380

Предназначен для управления полетом второй ступени ракет-носителей «Зенит» по всем каналам стабилизации.