Рушійний блок для пілотованого місячного модуля

Двигунобудівниками КБ «Південне» було виконано відповідальне і складне завдання – розроблення рушійного блока 11Д410 для місячного корабля.

Блок двигунів 11Д410 складався з основного двигуна РД858 та резервного РД859 і вирішував такі завдання: здійснення м'якої посадки на поверхню Місяця, зліт з поверхні Місяця й виведення місячного корабля на еліптичну орбіту штучного супутника Місяця.

Через те що передбачався політ місячного корабля з екіпажем на борту, то до надійності двигунів ставилися найвищі вимоги. Надійність необхідно було підтвердити більшою кількістю випробувань із імітацією натурних умов роботи. Для забезпечення м'якої посадки на Місяць і зльоту з її поверхні двигун РД858 має два режими тяги: основний і режим глибокого дроселювання (РГД) і забезпечує два увімкнення. На основному режимі діапазон регулювання тяги становить ±9,8%, на РГД – ±35%. Таке глибоке дроселювання вимагало застосування особливих конструктивних заходів для забезпечення стійкості роботи камери двигуна при надійному охолодженні.

Резервний двигун РД859 – однорежимний з регулюванням тяги в діапазоні ±9,8%.

Найвищі вимоги ставилися до надійності турбонасосних агрегатів двигунів: зокрема до торцевих ущільнень, що розділяють порожнини насоса окиснювача й турбіни. Потрібен був значний обсяг експериментальних робіт, у результаті яких було підібрано найбільш надійну і працездатну пару тертя. Конструкція виявилася вдалою – ТНА мали ресурс, що оцінюється тисячами секунд.

Для забезпечення надійного охолодження корпус камери в зоні високих теплових потоків має спіральні фрезеровані канавки змінного оптимального перерізу на складнопрофільних деталях.

Кількість увімкнень на одному двигуні досягала дванадцяти замість двох у польоті. Резервний двигун є унікальним за можливістю запуску після трисекундної перерви між вимиканням і повторним запуском. Процеси вимикання двигуна, спорожнювання трактів камери й повторного запуску після трисекундної паузи ретельно досліджувалися для підтвердження збіжності характеристик. Параметри повторного запуску під час випробувань були ідентичні першому. Жоден з існуючих двигунів з турбонасосною системою подачі не забезпечував таку можливість. Для двигунів з турбонасосною системою подачі, що забезпечують широкий діапазон регулювання тяги, ці РРД мають досить високі величини питомого імпульсу. Маса і габарити блока двигунів свідчать про високий ступінь досконалості конструкції, навіть із урахуванням того, що до її складу входили системи контролю роботи двигунів і регулювання тяги. Загальна маса двигунів становить 110 кг при сумарній тязі 4100 кгс. Для порівняння: маса двигуна верхнього ступеня РН «Аріан-5» при тязі 2700 кгс перевищує 100 кг.

Дуже великим був обсяг відпрацювання: 181 двигун РД858 при сумарному напрацюванні 253281 с і 181 двигун РД859 при сумарному напрацюванні 209463 с. Випробувано 11 блоків двигунів 11Д410 з імітацією аварійних ситуацій.

У цілому блок РРД місячного посадкового модуля є одним із найнадійніших серед свого класу двигунів. Три блоки двигунів пройшли успішні випробування на орбіті навколо Землі в складі спеціальних космічних апаратів Т-2К, запущених ракетою-носієм Р-7.

Маршові двигуни

Назва

Тяга в пустоті, кгс

Компоненти палива

Питомий імпульс у пустоті, кгс·с/кг

Маса, кг

Ракета

РД853

47680

Окиснювач –

азотна кислота + 27% N2O4

Пальне –

несиметричний диметилгідразин

300,7

485

Призначено для другого ступеня ракети 8К66 (SS-7)

РД854

7700

Окиснювач –

тетраоксид діазоту

Пальне –

несиметричний диметилгідразин

312,2

100

Призначено для гальмування і керування орбітальним космічним апаратом усіма каналами стабілізації (розгінний ступінь 8K69)  (SS-9-2)

РД857

14000

Окиснювач –

тетраоксид діазоту

Пальне –

несиметричний диметилгідразин

329,5

190

Призначено для другого ступеня ракети 8К99 (SS-15)

РД861

8026

Окиснювач –

тетраоксид діазоту

Пальне –

несиметричний диметилгідразин

317

123

Призначено для створення тяги керування третім ступенем ракети 11К68 («Циклон-3») на активному відрізку польоту всіма каналами стабілізації

РД862

14544

Окиснювач –

тетраоксид діазоту

Пальне –

несиметричний диметилгідразин

331

192

Призначено для других ступенів ракет 15А15 і 15А16 (SS-17-1) і (SS-17-2).

РД864

2060

Окиснювач –

тетраоксид діазоту

Пальне –

несиметричний диметилгідразин

309

199

Призначено для створення двох режимів тяги і керування всіма каналами стабілізації під час польоту ступеня розведення ракети 15А18 (SS-18-2).

РД866

513,5

Окиснювач –

тетраоксид діазоту

Пальне –

несиметричний диметилгідразин

323,1

125,4

Призначено для установлення в головному відсіку космічного буксира і ступенів розведення 15Ж44, 15Ж60 (SS-24-1) і (SS-24-2)

РД868

2371

Окиснювач –

тетраоксид діазоту

Пальне –

несиметричний диметилгідразин

325

125

Призначено для використання в складі апогейного ступеня РН «Зеніт» і «Циклон-4»

РД869

2087

Окиснювач –

азотна кислота +

Пальне –

несиметричний диметилгідразин

313

196

Призначено для керування польотом космічного буксира другого ступеня ракети 15А18М (SS-18-3) всіма каналами стабілізації

Історія рідинних ракетних двигунів

Першим досвідом самостійного створення в КБ «Південне» рідинних ракетних двигунів (РРД) стали розпочаті в 1958 р. роботи з розроблення рульових двигунів для першого й другого ступенів МБР 8К64. Головною особливістю цієї ракети стало застосування вперше в парі з окиснювачем АК-27 нового пального – несиметричного диметилгідразину (НДМГ), яке стало основним для декількох поколінь РРД.

Успіх, досягнутий у створенні перших рульових РРД, дозволив розпочати в 1960 р. розроблення нового, більш складного і багатофункціонального двигуна РД853 для другого ступеня ракети 8К66.

У 1961 р. було розпочато роботи зі створення рульових двигунів для першого й другого ступенів ракети 8К67, що працюють на новій парі компонентів палива – тетраоксиді діазоту (АТ) і НДМГ.

У 1962 р. розпочалося проектування і відпрацювання РРД РД854 на паливі АТ+НДМГ без допалювання генераторного газу для гальмової рушійної установки орбітальної головної частини МБР 8К69. Під час проектування двигуна вперше в практиці вітчизняного двигунобудування було розроблено й освоєно у виробництві трубчасте сопло камери двигуна.

У 1964 р. було розпочато роботи зі створення маршового двигуна РД857 другого ступеня комбінованої ракети 8К99, для якого вперше було розроблено схему з допалюванням відновлювального генераторного газу в камері згоряння. На цьому двигуні також уперше керування вектором тяги здійснено за допомогою вдування генераторного газу в надзвукову частину сопла.

 

КБ «Південне» взяло участь і в радянській місячній програмі, у рамках якої в 1965 р. розпочалося розроблення ракетного блока (блока Е) місячного корабля комплексу 11А52. Створений у КБ «Південне» блок двигунів місячного корабля складався з основного двигуна РД858 і резервного РД859 і вирішував такі завдання: здійснення м'якої посадки на поверхню Місяця, зліт з поверхні Місяця й виведення місячного корабля на еліптичну орбіту штучного супутника Місяця. У цілому блок РРД місячного посадкового модуля був одним із найнадійніших серед свого класу двигунів. Три блоки двигунів пройшли успішні випробування на орбіті навколо Землі в складі спеціальних космічних апаратів Т-2К, запущених за допомогою РН «Союз».

Проектування двигуна РД861 для третього ступеня РН «Циклон-3» було розпочато в 1966 р. Цей двигун має досить високі енергомасові характеристики.

У 1976 р. у ході створення МБР 15А18 розпочалися роботи з розроблення чотирикамерного двигуна РД864, що працює на АТ і НДМГ за схемою без допалювання генераторного газу. Двигун забезпечив роботу на двох режимах: основному й дросельованому з багаторазовим (до 25 разів) перемиканням з одного режиму на інший. Для цього двигуна були вперше розроблені і застосовані агрегати регулювання на зустрічних струменях високого тиску, що відрізняються високою точністю і швидкодією.

Модифікацією цього двигуна став двигун РД869 для МБР 15А18М, що має ще вищі характеристики.

Новим етапом для КБ «Південне» стало розроблення РН «Зеніт-2», яке розпочалася в 1977 р. Особливістю цієї РН є використання на ній кріогенних компонентів палива: гасу й рідкого кисню, при цьому вперше в практиці двигунобудування рульовий двигун на зазначених компонентах палива було вирішено проектувати за схемою з допалюванням генераторного газу. Завдяки накопиченому досвіду конструювання РРД, впровадженню передових технічних рішень у ході проектування двигуна РД-8 вдалося одержати високі енергомасові характеристики, забезпечити високу надійність і тривалий ресурс роботи.

Рульові двигуни

Назва

Тяга біля Землі, кгс

Компоненти палива

Питомий імпульс у пустоті, кгс·с/кг

Маса, кг

Ракета

РД851

28850

Окиснювач –

азотна кислота + 27% N2O4

Пальне –

несиметричний диметилгідразин

279

403

Призначено для керування першим ступенем ракети 8К64 (SS-7) усіма каналами стабілізації

РД852

4920 (у пустоті)

Окиснювач –

азотна кислота + 27% N2O4

Пальне –

несиметричний диметилгідразин

255

133

Призначено для керування другим ступенем ракети 8К64 (SS-7) усіма каналами стабілізації

РД855

29100

Окиснювач –

тетраоксид діазоту

Пальне –

несиметричний диметилгідразин

292

320

Призначено для керування першим ступенем ракети 8К67 (SS-9-1; SS-9-2) і ракет-носіїв «Циклон» усіма каналами стабілізації

РД856

5530 (у пустоті)

Окиснювач –

тетраоксид діазоту

Пальне –

несиметричний диметилгідразин

280,5

112,5

Призначено для керування другим ступенем ракети 8К67 (SS-9-1; SS-9-2) і ракет-носіїв «Циклон» усіма каналами стабілізації

РД863

28230

Окиснювач –

тетраоксид діазоту

Пальне –

несиметричний диметилгідразин

301

310

Призначено для керування польотом першого ступеня ракет 15А15 і 15А16 (SS-17-1) і (SS-17-2).

РД-8

8000 (у пустоті)

Окиснювач –

рідкий кисень

Пальне –

гас

342

380

Призначено для керування польотом другого ступеня ракет-носіїв «Зеніт» усіма каналами стабілізації

 

 

ВГОРУ