/
Текст
СРЕДСТВА ВЫВЕДЕНИЯ
КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
629.192
А 656
46 2 77 У
В. В. АНДРЕЕВ,
В. А. МАЗАРЧЕНКОВ
М ИНИСТЕРСТВО ОБОРОНЫ РФ -
1997
629.192
А 655
46 277у
СРЕДСТВА ВЫВЕДЕНИЯ
КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
ЗАРУБЕЖНЫЕ
РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
Учебное пособие
МИ Н И С Т Е Р С Т В О ОБОРОНЫ
1996
РФ
УДК 629.764 (075.8)
Настоящее пособие, являясь очередным выпуском
в серии книг о средствах выведения космических ап
паратов, посвящено анализу уровня развития за рубе
жом их важнейшей составляющей — ракетных двига
телей на жидком и твердом топливе (Ж РД и РДТТ).
В нем рассмотрена история создания практически
всех зарубежных Ж РД и РДТТ космического назна
чения, проанализирован их технический уровень, при
ведены основные параметры рабочих процессрв и ха
рактеристики, а также дано краткое описание кон
струкции, технологии производства и особенностей
функционирования при эксплуатации.
Пособие предназначено для курсантов и слушате
лей, изучающих устройство и эксплуатацию ракет-но
сителей и их двигателей. Оно обеспечивает проведение
различных видов учебных занятий и самостоятельной
работы обучаемых, а также выполнение курсовых и
дипломных проектов. За исключением ряда технических
подробностей данное пособие будет весьма полезно
всем интерес} ющимся историей и достижениями миро
вого ракетного двигателестроения — основы создания
как боевых ракет различного назначения, так и суще
ствующих средств выведения космических аппаратов.
Специальное
машиностроение
@thisislpre
ОТКРОИТЕ КАМЕРОЙ
ѵк
© Министерство обороны РФ, 1996
Подписано к печати 24.09.96
Зак. 6611
Печ. л. 7,5
Уч.-изд, л. 7,25
Бесплатно
СОДЕРЖАНИЕ
ВВЕДЕНИЕ..........................................
стр.
4
1. АНАЛИЗ СОСТОЯНИЯ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЕСТРОЕНИЯ
ЗА РУБЕЖОМ.....................................
5
1.1. Развитие ЖРД для боевых ракет.................
5
1.2. Развитие ЖРД космического назначения
12
1.3. Развитие "боевых" и "космических" РДТТ
22
2. ЖРД АЭРОКОСМИЧЕСКИХ ФИРМ
США
2.1. Кислород-керосиновые ЖРД фирмы "Rocketdyne"
2.2. Американские кислород-водородные ЖРД
2.3. Американские азотнокислотные ЖРД
.33
.33
.47
.62
3. ЖРД АЭРОКОСМИЧЕСКИХ ФИРМ ЗАПАДНОЙ ЕВРОПЫ
3.1. Западноевропейские азотнокислотные ЖРД
3.2. Западноевропейские кислород-водородные ЖРД
.74
.74
.80
4. ЖРД АЭРОКОСМИЧЕСКИХ ФИРМ
ЯПОНИИ И КИТАЯ
4.1. Японские ЖРД космического назначения
4.2. Китайские ЖРД для боевых ракет и PH
.88
.88
.98
5. РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА
.101
5.1. Стартовый РДТТ большой тяги фирмы "Thiokol"
.101
5.2. РДТТ фирмы "United Technology" для
межорбитального транспортного аппарата
.106
5.3. РДТТ с высокими удельными параметрами
фирмы "Hercules"............................. .110
5.4. РДТТ западноевропейских и японских фирм
.114
ЛИТЕРАТУРА
.119
ВВЕДЕНИЕ
Создание надежных и эффективных средств выведения косми
ческих аппаратов (КА) невозможно без соответствующей двигате
лестроительной базы. Используемые сегодня в ракетах-носителях
(PH) и КА ракетные двигатели (РД) на жидком и твердом топливе
(ЖРД и РДТТ) являются их основными элементами и во многом опре
деляют облик, характеристики и возможности.
Любой РД - сложное техническое устройство, создание кото
рого требует наличия развитого научного и промышленного потен
циала. Сегодня создавать РД различного назначения могут лишь
восемь стран мира - Россия, Украина, США, Франция. Германия,
Англия, Япония и Китай. Но мировыми лидерами в данной области,
конечно, являются Россия, вносившая ранее более 95% в ракет
но-двигательный потенциал СССР, и США.
Характерной особенностью отечественного двигателестроения
является стремление к максимально высоким энергетическим пара
метрам и экономичности ЖРД, но часто за это приходится платить
значительным усложнением их конструкции и схем. За рубежом
конструкторы, наоборот, ориентируясь на экономию затрат и вре
мени отработки, часто идут на преднамеренное снижение парамет
ров рабочих процессов и экономичности, максимально упрощая
конструкцию своих ЖРД и РДТТ.
К сожалению, до настоящего времени уровень и успехи зару
бежного ракетного двигателестроения в отечественной литературе
подробно не освещались и глубоко не анализировались. Настоящее
пособие представляет собой попытку восполнить этот пробел и
дать общую картину состояния ракетного двигателестроения за ру
бежом. Оно является одной из первых работ в данном направлении,
поэтому авторы с благодарностью примут любые замечания и поже
лания по его совершенствованию.
Введение, разделы 2,3 и 4 подготовлены к.т.н., доцентом
АНДРЕЕВЫМ В.В., раздел 5 - к.т.н. МАЗАРЧЕНКОВЫ В.А., раздел 1
написан авторами совместно. В подготовке рисунков раздела 1
участвовал к.т.н. ТРОФИМОВ В.А.
Авторы выражают благодарность инженеру ЛЕВОДЯНСКОЙ В.М за
подготовку рукописи к изданию, а т.т. АНИСИМОВУ В.К., БЕЛОУСОВУ
И.И.,СОКОЛОВСКОМУ С.Е. за помощь информацией.
1. АНАЛИЗ СОСТОЯНИЯ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЕСТРОЕНИЯ В МИРЕ
1.1. Развитие ЯРД для боевых ракет
Впервые идея ЖРД была предложена К. Э.Циолковским в 1883
году, а первые практические работы над ее воплощением в жизнь
начались в 20-х годах нашего века.
Пионерами работ в этой области были [1]: Роберт Годдард,
создавший в 1921 году первый в мире ЖРД, и Теодор фон Карман в
США; Фридрих Цандер, Валентин Глушко, Лев Душкин и Алексей Иса
ев в СССР; Иоганн Винклер, Макс Валье и Герман Оберт в Герма
нии; Луиджи Крокко в Италии и Робер Эно-Пельтри во Франции.
К середине 40-х годов бесспорными лидерами в создании ЖРД
становятся СССР и Германия. Они успешно завершают этапы экспе
риментальных и опытно-конструкторских работ и переходят к их
серийному производству и широкому использованию. А в остальных
странах данные работы еще находятся на уровне экспериментов
(Франция, Италия, Англия) или опытно-конструкторских разработок
(США). В нашей стране к данному моменту разработано уже более
10 типов ЖРД. Среди них двигатели 12К с тягой в 2,7 кН на кис
лороде и спирте для метеорологической ракеты "Авианито" и
Д1-А-1Ю0, РД-1, РД-2, РД-3 с тягой от 3 до 12 кН на азотной
кислоте и керосине для самолетов, ракетопланов и крылатых ракет
[2]. Еще более внушительными являются успехи Германии, где соз
даны перекисно-спиртовый ЖРД ХВК-109 с тягой 16,4 кН для само
летов. ЖРД С-2 с тягой 80 кН на азотной кислоте и ксилидине для
зенитной ракеты "Вассерфаль" и самый мощный для середины 40-х
годов ЖРД А-4 на жидком кислороде, спирте и перекиси водорода
для первой в мире оперативно-тактической ракеты "Ѵ-2" ("ФАУ-2")
[1...3]. Последний для данного периода является самым мощным из
всех ЖРД и имеет тягу около 245 кН.
Применение новых двигателей в военных целях, особенно в
ракетах, сразу же демонстрирует их высокую эффективность и
большое будущее. Начинается бурное развитие нового вида воору
жений - ракетного. В этих условиях США начинают предпринимать
лихорадочные усилия по развитию своего ракетно-двигательного
потенциала. Для этого с помощью ЦРУ и армии в Европе они прово
дят широкомасштабную секретную операцию "Paperclip" ("Пейперклип" - канцелярская скрепка), направленную на единоличное овла
дение всеми достижениями поверженной Германии. В ходе этой опе
рации в 1944-45 годах в США тайно вывозится более 100 готовых
ракет "Вассерфаль" и "ФАУ-2", около 600 ведущих немецких ученых
во главе с "ракетным бароном", будущим Главным конструктором PH
"Saturn" ("Сатурн") и руководителем программы "Аполлон" Верне
ром фйн Брауном и свыше 2500 вагонов различной документации и
оборудования [4]. А все, что нельзя вывезти, безжалостно унич
тожается, чтобы не досталось "конкурентам" - СССР, Англии или
Франции.
"Мы были жалкими приготовишками, когда привезли из Герма
нии эти ракеты" - вспоминает руководитель операции "Paperclip"
и будущий начальник главного ракетного арсенала США генерал
Холгер Тофтой - "Немецкие ФАУ сэкономили для американских воен
ных десятки миллионов долларов и более пяти лет времени" [4].
Б США начинается быстрое освоение немецкого опыта и ин
тенсивное развитие работ над различными ЖРД. Для этого в боль
шинстве ведущих корпораций США создаются новые двигателестрои
тельные отделения - "Pratt-Whltney" ("Пратт-Уитни"), "Bell Ae
rospace" ("Белл Аэроспейс"), "Reaction Motors" ("Риэкшн Мо
торе") и другие. Существенно расширяются уже существующие дви
гателестроительные фирмы - "Rocketdyne" ("Рокетдайн") и "Aero
jet" ("Эроджет"). Все работы по ЖРД получают статус срочных и
приоритетных, проводятся только на конкурсной основе и щедро
финансируются.
Конечно, определенные данные о немецких разработках попа
дают и в СССР й также активно используются, но они не могут
оказать решающего влияния на развитие нашего двигателестроения.
Они лишь подтверждают правильность большинства проводимых исс
ледований и показывают главное - эти работы крайне важны, их
надо всемерно расширять и ускорять [2].
Начинается заочное противоборство ученых и конструкторов
нашей страны с их заокеанскими коллегами, усиленными немецким
"десантом". К началу 50-х годов они приходят почти с одинаковы
ми результатами - в обеих странах осмыслен немецкий опыт, а по
типу двигателя А-4 созданы национальные ЖРД для первых оперативно-тактических ракет [1,5]. Это ЖРД РД 100, РД 101 и РД 103
для ракет Р-1, Р-2 и Р-5М в СССР и ЖРД Rocketdyne А-7 для ракет
"Redstone" ("Редстоун") и "Juno" ("Юнона") в США . Эти ЖРД име
ют (см. табл.1.1) очень близкие характеристики и превосходят
дпигатель А-4 по тяге в 1,5. ..2 раза.
Но глубокий анализ немецкого опыта также показывает, что
создать межконтинентальные баллистические ракеты (МБР) и даже
ракеты средней дальности (РСД) на базе ЖРД.типа А-4 невозможно
для этого нужны двигатели со значительно большей тягой, лучг
Таблица 1.1
Характеристики ЖРД А-4, РД 103 и Rocketdyne А-7
на жидком кислороде, спирте (с концентрацией 75, 92
и 87% соответственно) и перекиси водорода
ЖРД
страна
год
А-4
Германия
Рз>
кН
Іуз » Рк»
МПа
Н *С /К Г
NTHa» Мдв.
кВт кг/кН
245
2000
1 ,4 5
412
3 ,3 1
3 ,7 /
1 ,8 4
432
2160
2 ,3 9
1100
2 ,0 1
3 ,1 /
1 ,6 5
335
2080
2 ,0 4
648
1 ,9 7
3 ,3 /
1 ,7 8
1944
РД 103
СССР
1953
А-7
США
1954
ПАРАМЕТРЫ: -
H/D,
м
Р3,
рк NTHaМдВ H/D -
Іуз - тяга и удельный импульс у Земли;
давление в камере;
мощность ТНА;
удельная масса;
высота/диаметр.
піим удельным импульсом и меньшей массой. Кроме того, в этих ЖРД
1'сть существенный конструктивный недостаток, ограничивающий
позможности их дальнейшего совершенствования. Этот недостаток
заключается в выполнении внутренней стенки камеры в виде толе-
той стальной ("силовой") оболочки сферической формы. Ее трудно
изготавливать и сложно охлаждать (особенно при повышении внутрикамерного давления), она быстро теряет свои "несущие" свойс
тва при увеличении размеров, связанных с повышением тяги. Тре
буются другие подходы к создания ЖРД и, прежде всего, новые
принципы конструирования их камер. И эти принципы наши и амери
канские конструкторы успешно разрабатывают и реализуют, но раз
ными путями и в разное время.
В отечественной практике утверждается блочный принцип на
ращивания тяги ЖРД. Наши конструкторы для экономии времени от
работки начинают создавать многокамерные двигатели. Их основу
составляют небольшие по размерам и тяге камеры, питаемые от од
ного или нескольких ТНА. Эти камеры имеют тягу не более
250...350 кН и выполнены по оригинальной конструктивной схеме,
реализованной в ЖРД В.П.Глушко и А.М.Исаева [2]. В ней. во-первых. цилиндрическая камера сгорания сочетается с плоской смеси
тельной головкой, а, во-вторых, в качестве внутренней применя
ется не толстая, а, наоборот, тонкая ("не силовая") стенка из
стали или бронзы. Последняя соединяется пайкой через частые
связи (ребра или гофры) с толстой наружной оболочкой из стали,
которая обеспечивает прочность всей конструкции. Принцип многокамерности в сочетании с небольшими по тяге двухстенными каме
рами оказывается очень удачным и надолго становится основным в
отечественном двигателестроении, давая СССР возможность на
год-два опережать США.
Американские конструкторы идут по другому пути. Они оста
ются верны однокамерному принципу, но максимально увеличивают
тягу и размеры единичных камер, переходя от их двухстенного
оболочечного вида к новым "трубчатым" конструкциям. Корпуса та
ких камер, предложенных [1] Лабораторией реактивного движения
Калифорнийского технологического института, собираются из боль
шого числа тонкостенных (с толщиной 0,2...0,4 мм) алюминиевых,
никелевых или стальных трубок. Их располагают по окружности
друг около друга, специально профилируют и соединяют между со
бой пайкой, подкрепляя снаружи бандажами. В сочетании с литыми
головками, содержащими большое число тонких отверстий для рас
пыла компонентов, камеры такой конструкции позволяют при уме
ренных давлениях (в 5...6 МПа) получать значительные тяги при
надежной работе. Но отработка таких больших камер требует и
больше времени из-за их склонности к возникновению неустойчи
вости рабочих процессов.
В целом об уровне развития ракетного двигателестроения в
СССР и США к началу 60-х годов можно судить по представленным в
табл.1.2 характеристикам типовых ЖРД без дожигания (БДГ) для
боевых ракет первого поколения. Их анализ показывает, что, не
смотря на различия в принципах и сроках создания, технический
уровень данных ЖРД примерно одинаков и по мощности (тяге), и по
экономичности (удельному импульсу), и по конструктивному совер
шенству (удельной массе).
Однако, к середине 60-х годов взгляды США на развитие бое
вых ракет на жидком топливе существенно изменяются. Американс
кие конструкторы добиваются к этому времени значительных успе
хов в области РДТТ. Это позволяет им полностью переключить свое
"боевое" двигателестроение на твердотопливную основу, а весь
опыт создания ЖРД сосредоточить лишь в области "космических"
двигателей.
Отечественные конструкторы, наоборот, продолжают интенсив
ное и опережающее развитие ЖРД для боевых ракет, особенно шахт
ного базирования, и добиваются всемерного повышения экономич
ности и уменьшения габаритов азотнокислотных двигателей для
них. Здесь они уже никому не уступают своего мирового лидерс
тва, последовательно осваивая (рис.1.1) новые схемы с дожигани
ем окислительного (1963 г., РД 0216), а затем и восстановитель
ного газа (1975 г., РД 269), а также единичные камеры с тягой в
1500 кН (1965 г., РД 253) и более при давлениях до 23...25 МПа
(1974 г., РД 268; 1978 г., РД 264).
На этом фоне успехи западноевропейских стран в области
"боевого" ракетного двигателестроения очень скромны. Они огра
ничиваются созданием к началу 60-х годов небольших перекисно-керосиновых (в Англии) или азотокислотно-углеводородных (во
Франции) ЖРД для самолетов и авиационных, зенитных или метеоро
логических ракет [5]. Технический уровень этих двигателей не
превосходит уровня аналогичных по назначению ЖРД СССР и Герма
нии, созданных еще в середине 40-х годов. В качестве "самолет
ных" укажем [5] английские ЖРД "СПЕКТР" с тягой 30 кН фирмы "Де
Хэвиленд" (1959 г.) и
BS.605 с тягой 40 кН фирмы "Брис-
Таблица 1.2
Характеристики ЖРД первых боевых ракет СССР и США
Страна
год
ракета
KPT
РД 107
КБЭМ
СССР
1957
Р-7А
02 +
керосин
+ Н202
LR 79
"RD"
США
1958
Thor
02 +
керосин
РД 216
КБЭМ
СССР
1960
Р-14
АК+
НДМГ
LR 87
"AJ"
США
1963
Titan
АТ+
аэрозин-50
ЖРД
фирма
Рз*
Іуз '
Рк*
N
1Чтна
Мдв,
кН
Н*с/кг
МПа
кВт
кг/кИ
БДГ,
6к. +
1ТНА
821
2520
5,85
3820
1,41
БДГ,
1к. +
1ТНА
667
2473
4,15
1840
1,35
БДГ,
4к. + 1469
2ТНА
2460
7,5 . 3240
х2
0,92
БДГ,
1к.+
1ТНА
2533
5,4
0,91
Схема
ЖРД
956
6к. + 1ТНА
- число камер и ТНА в двигателе.
Ф И Р М Ы :
- "RD" - "Rocketdyne";
- "AJ" - "Aerojet";
3360
- КБЭМ - КБ Энергетического Машиностроения
(г.Химки), ныне НПО ЭНЕРГОМАШ имени В.П.Глушко
ПАРАМЕТРЫ : - Рэ, Іуз - тяга и удельный импульс у Земли;
- рк - давление в камере;
- NTHа ~ МОЩНОСТЬ ТНА;
- Мдв- удельная масса.
К Р Т
- 02 - жидкий кислород;
- Н202 - перекись водорода;
- АК - азотная кислота;
- АТ - азотный тетроксид;
- НДМГ - несимметричный диметилгидразин.
1940
1950
1960
1970
1980
УДЕЛЬНЫЙ ИМПУЛЬС, Н*с/кг
ГОДЫ СОЗДАНИЯ
1990
2000
толь-Сиддли" (1961 год), а также французские ЖРД серий "81" и
”84" с тягой от 5 до 35 кН концерна "Societe Europeenne de Pro
pulsion" ("SEP"). Из "ракетных" отметим [5] английские ЖРД
"СТЕНТОР" с тягой 80 кН фирмы "Бристоль-Сиддли" (1962 г.) для
авиационной ракеты "Blue Steel" ("Блю Стил") и "ГАММА" с тягой
74 кН фирм "Бристоль-Сиддли" и "Роллс-Ройс" (1961 г.) для зе
нитной ракеты "Black Night" ("Блэк Найт"), а также французский
ЖРД "VEXIN" ("ВЕКСЕН") с тягой около 250 кН концерна "SEP"
(1965 г.) для ракет серии "Dlamant" ("Диаман").
В дальнейшем обе страны, как и США, прекращают свои работы
в области "боевых" ЖРД и переключаются на создание собственных
(Франция) или закупку американских твердотопливных МБР и РСД
(Англия).
Наконец, еще одной страной, приступившей к созданию в кон
це 60-х годов боевых ракет с ЖРД, является Китай. Однако, ее
"боевые" двигатели, такие как YF-2, YF-20, YF-22 и другие на АТ
и НДМГ, по своему облику и характеристикам во многом похожи на
первые отечественные ЖРД и не отличаются передовым техническим
уровнем [1].
1.2 Развитие ЯРД космического назначения
Первые "космические" ЖРД начинают разрабатываться в СССР и
США практически одновременно в конце 50-х - начале 60-х годов.
Это двигатели для верхних ступеней (разгонных блоков) первых
PH, созданных на базе боевых ракет. Как правило, все они явля
ются однокамерными ЖРД небольших тяг (от 35 до 305 кН), имеют
насосную (реже вытеснительную) подачу топлива и выполнены по
схеме без дожигания генераторного газа. Характерно, что по ос
новным параметрам (тяге, удельному импульсу и массе) техничес
кий уровень однотипных двигателей этого периода в обоих странах
примерно одинаков.
Отличительными особенностями данных ЖРД в сравнении с их
"боевыми собратьями" являются, во-первых, многократность запус
ка или наличие нескольких режимов работы (уровней создаваемой
тяги) и, во-вторых, применение более широкого спектра компонен
тов топлива, особенно криогенных.
Например, отечественные конструкторы к середине 60-х годов
создают (рис. 1.1, 1.2): ЖРД РД 219 (19G2 г.) и Д 49 (1964 Г.)
на азотнокислотных окислителях и НДМГ для вторых ступеней
PH "Циклон" и "Космос";
кислород-керосиновые ЖРД РД 0109
(1959 Г.), РД О Н О (1961 Г.) И С1.5400 (1965 Г.) ДЛЯ блоков
"Е", "И" и "Л" PH "Восток" и "Молния"; ЖРД РД 119 (1962 г.) на
кислороде и НДМГ для второй ступени начального варианта PH
"Космос". Причем, двигатель С1.5400 уже выполнен по схеме с до
жиганием окислительного газа. В это же время конструкторы США
создают [5]: ЖРД LR-81-BA (1958 г.) и AJ-10-110 (1961 г.) на
азотной кислоте и НДМГ для ступеней "Agena" ("Аджена") и "Del
ta" ("Дельта"); ЖРД AJ-10-138 (1964 г.) на АТ и аэрозине-50 для
ступени "Transtage" ("Транстейдж"); кислород-водородный ЖРД
RL-10-A1 (1961 г.) для ступени "Centaur-A" ("Центавр-А"). Отме
тим, что последний двигатель (рис.1.3) выполнен по безгазогенераторной схеме с газификацией водорода в тракте охлаждения ка
меры, обладает значительным ресурсом и является первым в мире
кислород-водородным ЖРД.
Следующий этап развития ЖРД космического назначения связан
с разработкой в 60-х годах тяжелых и сверхтяжелых PH - "Saturn-lB" и "Saturn-5" в США, "Протон" и "Н-1" в СССР. Это этап
существенного увеличения тяги "космических" ЖРД, особенно пред
назначенных для первых ступеней данных PH. И опять к решению
этой трудной задачи отечественные и американские конструкторы
подходят по разному.
В СССР побеждает стремление одновременно увеличить не
только тягу, но и экономичность новых "космических" двигателей.
Для этого в них по аналогии с "боевыми" ЖРД форсируют до
12...15 МПа внутрикамерное давление и внедряют схемы с дожига
нием окислительного газа. Однако, для создания условий, обеспе
чивающих надежную и устойчивую работу данных ЖРД, конструкторы
вынуждены перейти к их однокамерной структуре и ограничить уро
вень тяги величиной порядка 1500 кН. Именно такую тягу имеют
однокамерные ЖРД РД 253 (1965 г.) на АТ и НДМГ для первой сту
пени PH "Протон" и НК 15 (1968 г.) на жидком кислороде и керо
сине для первой и второй ступеней PH "Н-1". Оба этих ЖРД имеют
высокое внутрикамерное давление в 15 МПа и выполнены по схеме с
дожиганием окислительного газа. В них достигнуты наивысшие в
мире для данного периода показатели конструктивного совершен
ства и экономичности - их удельные массы соответственно равны
0,72 й 0,81 кг на кН тяги, а удельные импульсы у Земли состав
ляют 2795 и 2970 Н*с/кг [2]. Это несомненный успех отечествен
ного двигателестр эения.
Однако, 1500 кН тяги одного ЖРД, как показывает практика,
не всегда достаточно для создания надежной ДУ большой мощности.
Если для тяжелой PH "Протон" со стартовой массой около 690 тонн
РД 253 является почти оптимальным по тяге (на ее первой ступени
установлено лишь шесть таких ЖРД), то этого же уровня тяги у
НК 15 явно недостаточно для сверхтяжелой PH "Н-1" со стартовой
массой более 2900 тонн. На ее первой ступени конструкторы вы
нуждены для получения требуемой мощности ДУ объединить уже
30 (!) НК 15. Естественно, при отсутствии опыта создания таких
уникальных ДУ, даже отличные показатели самого ЖРД не обеспечи
вают ее требуемой надежности. Это является одной из причин
преследующих "Н-1" аварий и прекращения ее разработки. А за
этим следует необоснованное забвение всех ЖРД серии "НК", соз
данных в Самаре под руководством одного из талантливейших оте
чественных двигателистов Н. Д. Кузнецова и имеющих конструкцию,
поражающую всех своей оригинальностью и совершенством до сих
пор.
Американские специалисты в этот период оказываются более
последовательными и удачливыми. Они сосредотачивают все свои
усилия только на наращивании тяги единичных ЖРД, практически
сохраняя неизменным их остальные технические характеристики.
Это позволяет им очень быстро (к 1966 году) создать самые мощ
ные для данного времени однокамерные криогенные двигатели для
PH "Saturn-5" - кислород-керосиновый ЖРД F-1 с тягой в 6770 кН
и кислород-водородный ЖРД J-2 с тягой в 1023 кН.
Оба этих двигателя выполнены [5] по простой и хорошо осво
енной схеме без дожигания, максимально конструктивно упрощены и
имеют в сравнении с РД 253 и НК 15 низкие параметры рабочих
процессов и экономичность. Так у двигателя F-1 удельный импульс
составляет лишь 2603 Н*с/кг против 2970 Н*с/кг НК 15. Уступают
американские F-1 и J-2 отечественным двигателям и по конструк
тивному совершенству, они имеют удельную массу соответственно
равную 1,16 и 1,53 кг/к'. "то значительно больше, чем у оте
чественных двигателей. Однако, именно F-1 и J-2 обеспечивают
успешное создание сверхтяжелой PH "Saturn-5" и полеты амери
канских астронавтов на Луну.
1940
1950
1960
1970
1980
1990
2000
1990
2000
УДЕЛЬНЫЙ ИМПУЛЬС, Н*с/кг
1940
1950
1960
1970
ГОДЫ СОЗДАНИЯ
1980
Решив успешно задачу создания "космических" ЖРД больших
тяг, американские конструкторы в начале 70-х годов начинают ра
боты и над повышением экономичности и конструктивного совер
шенства своих двигателей. Они затрачивают на разработку очеред
ного ЖРД рекордный по продолжительности срок в 10 лет и к 1981
году создают первый в мире многоразовый кислородно-водородный
двигатель SSME для космической системы "Space Shuttle" ("Спейс
Шаттл") [1]. Этот двигатель первым из американских серийных ЖРД
имеет высокое внутрикамерное давление (см. рис.1.3) и выполнен
по схеме с дожиганием восстановительного газа. Он обладает пол
ностью разборной конструкцией с оболочечно-трубчатой камерой,
оригинальной смесительной головкой, двумя газогенераторами,
раздельными ТНА кислорода и водорода, шаровыми клапан-регуляторами и развитой системой контроля и диагностики.
Однако, в последующие годы конструкторы США не создают ни
одного нового мощного ЖРД, направляя все свои усилия только на
модернизацию уже существующих двигателей, а также совершенство
вание технологии их производства,. снижение стоимости и повыше
ние надежности.
Продолжают планомерное
совершенствование
"космических"
двигателей
и
отечественные конструкторы. В частности, к
1987...1988 гг. они создают (рис.1.2, 1.3) самые мощные в мире
четырехкамерные кислород-керосиновые ЖРД РД 171 и РД 170 для
первых ступеней PH "Зенит", "Энергия" и "Ангара", а также мощ
ный однокамерный кислородно-водородный ЖРД РД-0120 для вторых
ступеней двух последних PH [8]. Первый из этих двигателей пре
восходит американский F-1 как по тяге на Земле (7400 кН), так и
по удельному импульсу (3040 Н*с/кг), а второй, являясь практи
чески одноразовым аналогом SSME, обладает (см. табл.1.3) лучшей
экономичностью и имеет хорошие шансы быть модернизированным в
трехкомпонентный двигатель РД 0120Т.
Таким образом, сегодняшний уровень развития "космических"
ЖРД как в России, основной приемнице СССР, так и в США значи
тельно обгоняет уровень двигателей остальных стран. При этом
Россия несомненно является лидером в области кислород-керосиновых и азотнокислотных ЖРД.
В конце 60-х - начале 70-х годов свои силы в создании
"космических" ЖРД пробуют и страны Западной Европы.
1940
1950
1960
1970
1980
1990
2000
1990
2000
УДЕЛЬНЫЙ ИМПУЛЬС, Н*с/кг
1940
1950
1960
1970
ГОДЫ СОЗДАНИЯ
1980
К 1970
году
английские
фирмы
"Бристоль-Сиддли"
и
"Роллс-Ройс" заканчивают разработку двух ЖРД для PH "Black Ar
row" ("Блэк Эрроу" - "Черная стрела"). Это [1] использующие пе
рекись водорода и керосин восьмикамерный ЖРД "ГАММА-8" с тягой
у Земли в 222 кН для 1 ступени данной PH и двухкамерный ЖРД
"ГАММА-2", с тягой в пустоте около 70 кН для ее второй ступени.
В конструктивном плане оба этих ЖРД ориентированы на опыт и ли
цензии США (трубчатые камеры, отверстия вместо форсунок, редукторные ТНА и т.д.), а их технический уровень соответствует аме
риканским ЖРД середины 50-х годов. У первого двигателя на Земле
удельная тяга составляет всего 2132 Н*с/кг при удельной массе в
2,35 кг/кН, у второго в пустоте достигает 2600 Н*с/кг при массе
в 2,13 кг/кН. В 1971 году, после аварии данной PH в первом и
единственном полете, Англия все работы над собственными "косми
ческими" ЖРД практически прекращает, кроме производства на за
водах фирмы "Роллс-Ройс" кислород-керосинового ЖРД RZ-2 (ЭрЗет-2), который является лицензионным вариантом американского
LR-79. Он применяется на первых ступенях PH серии "Europa"
("Европа"), создание которых западноевропейские страны проводят
совместно в 1964 ...1974 годах. Затем Англия прекращает и эти
работы.
Франция успешно разрабатывает серию собственных PH "Diaraant". На первой (жидкостной) ступени PH "Diamant-A" с 1965 го
да используется уже существующий ЖРД "VEXIN" концерна "SEP " на
азотной кислоте и скипидаре. Затем, с 1967 года, на других ва
риантах данной PH осуществляется переход к модифицированному
ЖРД "VALOIS" ("ВАЛУА") на АТ и НДМГ [1]. Он представляет собой
однокамерный ЖРД с вытеснительной подачей обоих КРТ, имеет ка
меру, охлаждаемую только с помощью внутренней жидкостной заве
сы, прост по конструкции и обеспечивает у Земли тягу в 348 кН
при удельном импульсе 2143 Н*с/кг.
В Германии "космическими" ЖРД с 1966 года занимается кон
церн "Мессершмитт-Бельков-Блом" ("МББ"). К 1971 году он создает
небольшой однокамерный ЖРД L-5 с тягой около 23 кН для третьей
ступени PH "Europa" [5]. Данный двигатель имеет вытеснительную
подачу КРТ, используе'г АТ и аэрозин-50, предельно прост по
конструкции и надежен. В настоящее время именно этот ЖРД дора
батывается для верхней ступени (разгонного блока) западноевро-
пойской PH "Ariane-5" ("Ариан-5"), где он должен обеспечить до
.’О включений в одном полете [7].
Как видно, к середине 70-х годов успехи всех стран Запад
ной Европы в "космическом" двигателестроении достаточно скром
ны. Чтобы догнать мировых лидеров в этой области, они в 1975
!'оду объединяются в Европейское Космическое Агенство (ESA) и,
учитывая неудачный опыт создания PH типа "Europa", начинают но
вый этап широкой специализации и кооперации в работах над PH
:і;рии "Ariane". При этом, на ведущие позиции в области создания
ЖРД для них выходят Франция и Германия, которым в конкретных
вопросах помогают все члены ESA.
В начале восьмидесятых годов концерн "SEP" в кооперации с
"МББ" создает серию достаточно мощных (с тягой около 650 кН) и
экономичных (с удельным импульсом порядка 2500 Н*с/кг) однока
мерных ЖРД "VIKING" ("ВИКИНГ") на АТ, НДМГ и воде в качестве
вспомогательного компонента [1]. Эти ЖРД устанавливаются на
жидкостных стартовых ускорителях и нижних.ступенях PH серии
"Ariane". Их конструкция, имеющая камеры со сферическими смеси
тельными головками, одновальные ТНА и охлаждаемые водой газоге
нераторы, проста и унифицирована. Но по удельной массе (около
1,5 кг/кН) "ВИКИНГИ", конечно, отстают от лучших мировых образ
цов.
Для третьих ступеней PH "Ariane" концерны "SEP" и "МББ" к
1979 году создают первый небольшой западноевропейский кислород-водородный ЖРД НМ-7 (Аш-эМ-7) [1]. Его выполняют по схеме
без дожигания при низком внутрикамерном давлении (табл.1.3). В
1985 года эти же фирмы начинают разработку мощного маршевого
кислород-водородного ЖРД НМ-60 "VULCAIN" ("ВУЛКАН") для первой
ступени перспективной PH "Агіапе-5". Этот однокамерный ЖРД, яв
ляясь аналогом американского двигателя J-2, разрабатывается по
схеме без дожигания, имеет высокое внутрикамерное давление и
использует многие достижения мирового двигателестроения - кар
данный подвес, оболочечно-трубчатую камеру, раздельные блоки
подачи обоих КРТ и перепуск газа для создания двух уровней тя
ги. В дальнейшем (после 2000 года) есть планы его замены еще
более совершенным ЖРД НМ-100, имеющим схему с дожиганием восс
тановительного водородного газа и по своим характеристикам
близким к американскому SSME и отечественному РД 0120.
Таблица 1.3
ХАРАКТЕРИСТИКИ КИСЛ0Р0Д-В0Д0Р0ДНЫХ ЖРД
а) для последних ступеней PH и разгонных блоков (РБ)
ЖРД
Фирма
Год
Страна
Тип PH
или РБ
Схема
ЖРД
RL-10-A1
"P-W"
1960
США
CENTAUR
БГГ,
1к. +
1ТНА
РД-56
КБХМ
1974
Россия
ШТОРМ,
КВРБ
НМ-7В
SEP, МББ
1988
Km
Мдв.
Іуп»
Ре .
Н*с/кг
МПа
66,7
4227
2, 07
5,0
1,99
ДВГ,
1к. +
1ТНА
74
4306
5,9
6,2
2,01
Франция*
Германия
ARIANE
БДГ,
ІК.+
1ТНА
63
4442
3,5
4,5
2,38
LE-5A
"МС"
1986
Япония
Н-1.Н-2
БДГ,
ІК.+
2ТНА
120
4430
3,6
5,0
2,42
YF-73
1984
Китай
CZ-3
БДГ,
4к. +
1ТНА
44
4169
3,0
5,0
2,54
ФИРМЫ: -
Рп »
кН
"P-W" - "Pratt-Whitney";
МББ - "Мессершмитт-Бельков-Блом";
"МС" - "Митцубиси";
"RD" - "Rocketdyne";
КБХМ - КБ Химического Машиностроения
(г.Калининград);
- КБХА - КБ Химавтоматики (г.Воронеж).
кг/кН
Продолжение табл.1.3
ХАРАКТЕРИСТИКИ КИСЛОРОД-ВОДОРОДНЫХ ЖРД
б) для первых и вторых ступеней PH
ЖРД
Фирма
Год
Страна
Тип PH
или РБ
Схема
ЖРД
J-2
"RD"
1966
США
SATURN-5
БДГ,
ІК.+
2ТНА
SSME
"RD"
1981
США
SPACE
SHUTTLE
Рп .
Мдв »
Іу П ** - •Рк . Кш
Н*с/кг
МПа
1023
4168
5,4
5,5
1,53
ДВГ,
ІК.+
2ТНА
2090
4464
20,7
6,0
1,52
Россия
ЭНЕРГИЯ
АНГАРА
ДВГ,
1к. +
1ТНА
1900
4550
21,5
6,0
1,58
НМ-60 Франция*
SEP,МББ Германия
ARIANE
1995
БДГ.
ІК.+
2ТНА
1070
4240
10,0
5,1
1,66
ДВГ,
1к. +
2ТНА
1180
4405
14,5
5,5
РД0120
КБХА
1988
LE-7
"МС"
1994
СХЕМЫ:
Япония
Н-2
ПАРАМЕТРЫ: -
кН
кг/кН
.
1,53
БГГ - безгазогенераторная;
БДГ - без дожигания;
ДВГ - с дожиганием восстановительного газа.
Рп. Іуп - тяга и удельный импульс в пустоте;
рк- давление в камере;
Кщ- соотношение КРТ;
Мдв- удельная масса.
Наконец, последнее время в области создания "космических"
ЖРД начинают стремительно прогрессировать Япония и Китай, бурно
развивающие свои космические программы [7].
Первая, начав в 1970 году с небольших твердотопливных PH
серий "L" ("Лямбда") и "М" ("Мю"). к 1975 году переходит на
эксплуатацию американской лицензионной PH "Thorad-Delta", полу
чившей национальный индекс "N" ("Эн") [1]. Для нее в 1976 году
японские специалисты разрабатывают модернизированную вторую
ступень на АТ и аэрозине-50 с небольшим однокамерным ЖРД LE-3
(ЛЕ-3) с вытеснительной подачей и однократным запуском, а к
1986 году создают новую кислородно-водородную ступень. На ней
устанавливают первый японский кислород-водородный ЖРД LE-5
(ЛЕ-5), а PH присваивают индекс "Н-1" ("Эйч-1)п. Данный ЖРД вы
полнен по схеме без дожигания, допускает многократный запуск и
обеспечивает высокие энергетические характеристики , особенно в
форсированной модификации LE-5A. Для следующего шага в развитии
средств выведения, связанного с созданием новой PH "Н-2", Япо
ния разрабатывает (см. табл.1.3)•еще один кислород-водородный
ЖРД LE-7 с дожиганием восстановительного газа, автономными бло
ками подачи обоих КРТ и тягой в пустоте около 1180 кН [8]. Его
первый удачный пуск состоялся в 1995 году.
Что касается Китая, то на его PH используются как ЖРД бое
вых ракет (YF-2, YF-20, YF-22 на АТ и НДМГ), так и созданный в
1984 году небольшой четырехкамерный кислород-водородный двига
тель YF-73 с тягой в пустоте 44 кН (табл.1.3). И хотя по основ
ным параметрам этот двигатель далек от совершенства, зарубежные
специалисты достаточно высоко оценивают его конструкцию и на
дежность [6].
Заканчивая данный анализ, можно сделать вывод о том, что:
сегодня в области создания кислород-керосиновых, азотнокислот
ных и трехкомпонентных ЖРД для PH Россия значительно обгоняет
все остальные страны мира, а в области кислород-водородных дви
гателей позиции всех стран, кроме Китая, достаточно близки.
1.3 Развитие "боевых" и "космических" РДТТ
вых
Ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ) в виде порохо
ракет известны миру с ХШ века. Однако, действительно и>
бурное развитие и применение сначала в боевых ракетах, а затем
и 11 PH, начинается с конца 30-х годов нашего столетия.
Принципиально ЖРД и РДТТ различаются тем, что весь запас
тимлива в последних в виде твердого заряда размещается прямо в
ісрпусе камеры сгорания двигателя. Поэтому, 'естественным явля'•II я то, что процесс развития РДТТ определяется успехами в соз
дании их корпусов, сопловых блоков и зарядов, а также достиже
ниями в области химии и физики топлив. Известно, что твердотоп
ливные заряды РДТТ могут быть баллиститными или смесевыми [1].
р. первом случае топливо представляет собой труднолетучий раст
в о р нитроцеллюлозы в нитроглицерине,
которые содержат в своем
■иг.тнве как горючие, так и окислительные элементы. Во втором
<пучае топливо является механической смесью мелкодисперсного
нристаллического окислителя и вязкого горючего-связующего, спо"оиого к полимеризации и затвердеванию. Первое топливо имеет
пгцысокую энергетическую эффективность, взрывоопасно и не позіпишет создавать заряды больших размеров. Второе топливо облацн'т большей энергетикой (особенно при специальных добавках,
к.«пример, порошкового алюминия), а также более безопасно и техII''логично, но изобретено было позже первого.
Твердотопливные заряды из стабильного баллиститного топлиім н виде бездымного шашечного пороха впервые были созданы в
іт в середине 20-х годов талантливыми инженерами Н.И.Тихомир"Ш.ім и В. А. Артемьевым [1]. Результатом этих работ явилась
і'іч і.-іботка в нашей стране к 1941 году целой серии небольших бо•імх твердотопливных ракет - реактивных снарядов для самолетов
и ■ммоходных установок ("Катюш").
к середине 40-х годов технологией баллиститных топлив на
чинают овладевать и США. Так фирма "Hercules" ("Геркулес") к
и палу 50-х годов уже серийно производит РДТТ М31А-1 на баллисінгном топливе для оперативно-тактической ракеты (OTP) "Honest
" і і п " ("Онест Джон") с диаметром 0,76 м и массой
заряда около
кг [5].
Новый импульс развитие РДТТ получает в 1948 году, когда
грудники Лаборатории реактивного движения Калифорнийского
■тиюгического института в США изобретают смесевое топливо и
і ісрабатывают "заливную" технологию снаряжения им корпусов РДТТ
іI Первоначально приготовленная вязкая механическая смесь
твердого кристаллического окислителя (например, перхлората ам
мония) и полимерного горючего (например, полисульфидной смолы)
с рядом технологических добавок заливается внутрь корпуса, пок
рытого специальным теплоизоляционным слоем, имеющим хорошие
скрепляющие (адгезионные) свойства и повышающим прочность сое
динения заряда с корпусом. Затем залитый заряд при определенных
условиях полимеризуется и затвердевает, плотно скрепляясь с
корпусом и обеспечивая его защиту от продуктов сгорания.
Данная технология оказывается очень удачной. Она сразу
позволяет конструкторам США занять лидирующие позиции в мире,
обеспечивая возможности создания РДТТ самого’различного назна
чения,
форм, размеров и тяги, а также значительной (до
100...120 с) продолжительности работы.
Преимущества РДТТ - готовность к применению, компактность,
простоту и надежность - первыми оценивают американские военные.
В начале 50-х годов Главное артиллерийское управление ар
мии США заказывает Лаборатории реактивного движения под руко
водством Уильяма Пикеринга разработку твердотопливной OTP "Ser
geant” ("Сержант") вместо жидкостной ракеты "Corporal" ("Кап
рал"), а Редстоуновскому арсеналу с Вернером фон Брауном в роли
главного конструктора - аналогичной OTP "Pershing" ("Першинг")
на замену ракеты "Redstone" ("Редстоун”). Изготовление РДТТ для
этих боевых ракет на основе полисульфидного горючего и перхло
рата аммония поручается фирме "Thlokol" ("Тиокол") [7].
Затем, в 1954 году Морское артиллерийское управление США
начинает финансировать работы фирмы "Lockheed" ("Локхид") над
твердотопливной боевой ракетой "Polaris" ("Поларис") для под
водных лодок (БРПЛ). Ее РДТТ на основе полиуретанового горючего
и перхлората аммония разрабатывает новое твердотопливное отде
ление известной двигателестроительной фирмы "Aerojet" ("Эроджет") [7].
Наконец, в 1957 году командование ВВС США заказывает фирме
"Boeing" ("Боинг") первую твердотопливную МБР "Minuteman" ("Минитмен"). Разработчиками ее РДТТ выступают фирмы "Thlokol" (1
ступень), "Aerojet" (2 ступень) и "Hercules" (3 ступень)
[1,7]. Последняя дольше всех сохраняет верность баллиститным
топливам на небольших РДТТ, умело улучшая их характеристики до
бавлением перхлората аммония и порошкового алюминия. Полностью
и I омесевые топлива она переходит лишь к середине 60-х годов
:іри создании РДТТ для новой БРПЛ "Poseidon" ("Посейдон"). С
■т.и о же времени в РДТТ США широко начинает применяться горючее
п ' основе полибутадиена с карбоксильными или гидроксильными
і1ііщѳвыми группами, а в окислители- добавляться высокоэффективII"'! взрывчатое вещество октоген.
В целом, успехи американских конструкторов в области РДТТ
позволяют им в "боевом" двигателестроении к середине 60-х годов
модностью отказаться от ІРД и сконцентрировать все силы на еще
1"ілее быстром развитии твердотопливных двигателей для военной
"іиіасти.
При этом, создание и применение РДТТ в США не ограничива
ется только боевыми ракетами различного назначения. С 60-х го
дин начинается их успешное применение и в космических целях,
(изданное в 1958 году Национальное управление по аэронавтике и
in следованию космического пространства (NASA) на основе глубо
ких исследований определяет три рациональные области применения
ГДТТ в космонавтике США. Это, во-первых, создание "чисто" твер
дотопливных PH легкого и сверхлегкого класса, во-вторых, модер
низация и повышение грузоподъемности жидкостных PH с помощью
твердотопливных ускорителей на первых ступенях и, в третьих,
расширение возможностей PH по выведению КА на различные по выоте и наклонению орбиты с помощью надежных твердотопливных
разгонных блоков. Традиционным также является применение в PH
малых РДТТ для различных вспомогательных целей - торможения и
уиода ступеней, усадки КРТ в баках и т.д. При этом NASA прек
расно понимает, что источником конструктивного и технологичес
кого развития РДТТ будет являться "боевое" двигателестроение, а
■адача космических отраслей США будет сводиться к своевременно
му и полному использованию этих достижений.
Работы в области использования РДТТ NASA начинает с заказа
н 1959 году фирме "Vought" ("Воут") проекта легкой полностью
тердотопливной PH "Scout" ("Скаут"). РДТТ для нее начинают
производить [5] такие известные фирмы, как "Aerojet" (1 сту
пень), "Thiokol" (2 ступень) и "Hercules" (3 и 4 ступени, см.
табл.1.4). После первого же успешного полета в июле 1960 года
данная PH занимает прочное место в ряду средств выведения КА. В
последующем она выдерживает более 15 модернизаций и замен фирм
кН
Удельный
импульс,
Н*с/кг
Масса
топлива,
т
Altair .
17
2510
0,23
1,5 /0,46
Antares-2B
129
25Т0
1,16
2,89 / 0,76
Длина
.м
диаметр
Время
работы,
с
Где
используется
Начало
эксплуа
тации
стеклоплас
тиковый
38
4 ступень
PH "Scout"
1960
стеклоплас
тиковый
25
Корпус
1960
3 ступень
PH "Scout"
1981
72
1 ступень
PH "Pegasus"
1990
углеплас
тиковый
71
2 ступень
PH "Pegasus"
1990
углеплас
тиковый
65
3 ступень
PH "Pegasus"
1990
Antares-3
75
2700
1,28
1,9 /0 ,8
органоплас
тиковый
47
-
508
2897
12,15
9,4 /1,27
углеплас
тиковый
-
126
2899
3,02
2,3 /1,27
-
41
2856
0,78
1,2 /0,97
‘93-
Тяга,
Название
разработчиков и изготовителей ее РДТТ. Успешная эксплуатация
данной PH продолжается до настоящего времени.
Параллельно NASA, реализуя известное т к -ание Президента
пііл к Конгрессу от 25 мая 1961 года,
в кощ
достижение Луны
<>т.является приоритетной национальной задачей, предлагает всем
диигателестроительным фирмам активизировать работы по созданию
І’ДТТ больших и сверхбольших тяг для ступеней и ускорителей PH.
И это направление развития РДТТ получает самую интенсивную
реализацию. В 1967 году фирма "Aerojet" испытывает уникальный
ГДТТ SL с диаметром 6,6 м и длиной 24,6 м [5]. Этот самый мощ
ный в мире РДТТ имеет стальной корпус (изготовитель - судостро
ительная фирма "Сан Шипбилдинг энд Драйдок") и сопловой блок с
многослойной абляционной теплозащитой и диаметром критическо
го сечения 2,26 м (изготовитель - фирма "Томпсон", известная в
дальнейшем как "TRW"). Данный РДТТ предлагается [7] в качестве
первой ступени PH "Saturn-ІВ", но из-за низкой экономичности
проигрывает жидкостному варианту этой ступени с ЖРД Н-1 фирмы
"Rocketdyne". Аналогичную неудачу терпит и другой мощный РДТТ
(Фирмы "Thlokol") с диаметром 4 м, предназначенный для первых
ступеней перспективных PH [5].
Среди мощных РДТТ успех сопутствует [1] пятисекционному
ГДТТ UA-1205 фирмы "United Technology" ("Юнайтед Технолоджи").
созданному в 1965 году (табл.1.6). Он имеет диаметр 3,05 м,
ранный диаметру жидкостных ступеней МБР "Тіtan-2" ("Титан-2"),
стальной корпус и неподвижный сопловой блок с графитовым вкла
дышем в критическом сечении фирмы "Томпсон". Для управления
іюктором тяги использован впрыск азотного тетроксида в закритичі’скую часть сопла. Данный РДТТ применяется в качестве стартопого ускорителя PH "Tltan-ЗС" и ее последующих модификаций. Ус
тановка двух таких ускорителей параллельно с первой жидкостной
тупенью на данной PH увеличивает ее грузоподъемность более чем
м ;і раза - с 3600 до 11400 килограммов [6].
В области твердотопливных разгонных блоков и их двигателей
nasa также в начале 60-х годов выдает [7] ряд заданий фирмам
"Tlnokol" и "United Technology" на создание серий апогейных и
перигейных РДТТ. Среди этих двигателей отметим РДТТ серии ТЕ-М
первой фирмы со сферическими-титановыми корпусами (см. табл.
15) и РДТТ FW-4 второй фирмы со стеклопластиковым цилиндричес-
Таблица 1.5
Масса
топлива,
т
диаметр
Castor-2A
286
2450
4,0
Castor-4
415
2470
ТЕ-М-375
3,5
ТЕ-М-364-3
ТЕ-М-364-4
(Star-37)
Длина
Корпус
Время
работы,
с
Где
используется
Начало
эксплуа
тации
6,2 / 0,79
стальной
36
2 ст.PH "Scout"
1960
9,4
11,2/1,02
стальной
56
Ускоритель
1
ст. PH "Delta"
1968
2400
0,035
0,57/0,34
титановый
сферический
22
Апогейный
двигатель КА
1963
45
2804
0,65
1,32/ 0,96
стальной
сферический
42
Разгонный блок
"Bumer-2"
1966
50
2781
1,0
1,84/0,94
титановый
55
Разгонный блок
на PH "Delta”
1973
11600
2480
502
38,2 / 3,71
122
2600
1 ступень
МТКК "Space
Shuttle”
1981
14000
стальной
четырех
секционный
Star-48
67
2873
2,0
1,82 /1,22
титановый
85
Разгонный блок
"PAM-D"
1982
Star-62GDS
68
2924
2,7
1,88 /1,57
стальной
115
Разгонный блок
1984
Star-63D
78
2810
3,4
1 ,9 /1 ,6
органоплас
тиковый
121
Разгонный блок
"PAM-D2”
1989
SRM
-28-
кН
Удельный
импульс,
Н*с/кг
Тяга,
Название
Таблица 1.6
Тяга,
Масса
топлива,
т
FW-4
28
2640
0,25
1,5 /0 ,5
UA-1205
5340
2610
193
Algol-3A
590
2600
SRM-1
190
SRM-2
78
Длина
Время
работы,
с
Где
используется
Начало
эксплуа
тации
стеклоплас
тиковый
30.
Верхняя ст.РНперигейный
двигатель
1964
2 6,0/3,05
• стальной
5-секционный
120
Нижняя ст. PH
"Titan-ЗС"
1965
12,7
9 ,07/1,14
стальной
56
1 ступень PH
"Scout”
1971
2890
9,7
3 ,0 /2 ,3
органоплас
тиковый
153
1 ступень РБ
"IUS"
1982
2850
2,7
1 .9 /1 ,6
органоплас
тиковый
104
2 ступень РБ
’’IUS"
1982
,м
диаметр
Корпус
-29-
кН
Удельный
импульс,
Н*с/кг
Название
ким корпусом (см. табл.1.6).
Дальнейшее развитие "космических" РДТТ связано с использо
ванием в них передовых конструктивных решений "боевых" двигате
лей. Например, начиная с БРПЛ "Poseidon", где установлены РДТТ
фирм "Hercules" и "Thlokol" (1966 г.), на всех "боевых", а за
тем и "космических" РДТТ, начинают использоваться "качающиеся"
сопла с многослойными упругими уплотнениями. Таким соплом, в
частности, оснащен РДТТ SRM фирмы "Thlokol" (1979 г.) для стар
тового ускорителя МКС "Space Shuttle" [1]. Или, например, ис
пользование неметаллических цельнокомпозитных корпусов, изго
товленных намоткой на специальную оправку стекловолокна (60-е
годы), органоволокна "Кевлар" (70-е годы) или углеволокна (80-0
годы), пропитанного различными эпоксидными смолами [7]. Появив
шись сначала на боевых ракетах "Poseidon", "Trident" ("Трай
дент"), "Pershlng-2" ("Першинг-2") и "М-Х" ("Эм-Икс"), эти кор
пуса постепенно внедряются и в "космические" РДТТ (см. табл.
1.4...1.6), например, в полностью твердотопливной сверхлегко!
PH "Pegasus" ("Пегас") фирмы "Hercules" [7].
Еще одной особенностью американского двигателестроения яв
ляется острая конкуренция между фирмами. Стоит какой-либо и;
них ослабить научные исследования или допустить производствен
ный брак, выгодные заказы сразу же перехватывают конкуренты.
Например, стоило фирме "Hercules" добиться лидирующего положе
ния в производстве легких высокопрочных углепластиковых корпу
сов для боевых ракет, ей сразу же поручают создание новых стартовых ускорителей с углепластиковыми корпусами для PH. Эті
стартовый РДТТ для PH "Delta-2-7925", созданный в 1990 г. вза
мен устаревшего двигателя Castor-4 фирмы "Thlokol", и стартовы
РДТТ SRMV для новой PH "Тіtan-4", созданный в конце 80-х годоі
и победивший по экономичности двигатель фирмы "United Technolo
gy" [7]. Или, как только фирма "Thlokol" выпустила нескольк
серийных перигейных РДТТ Star-63D с дефектами их органопласти
ковых корпусов, большой заказ ВВС США и NASA на РДТТ SRM-1
SRM-2 для разгонного блока "IUS"("ИЮС") был передан фирме "Uni
ted Technology" [7]. Последняя к этому моменту уже имела н
только большой опыт создания неметаллических корпусов, но
разработала легкий и надежный узел поворота сопла в виде жид
костного подшипника "Techroll" ("Техрол"), а также нескольк
и чin.нітов выдвижных сопловых насадков, существенно повышающих
Н'ппомичность РДТТ ограниченных осевых размеров.
Являясь мировыми лидерами в области РДТТ, американские
ѵпрми активно сотрудничают и с фирмами других стран. В этом
и.. . показательны совместные работы фирмы "United Technology"
и лидера западноевропейского ракетного двигателестроения франI. и кого концерна "SEP". Вместе они создают перспективный апоі'ііпый РДТТ. использующий все последние достижения американской
и европейской школ двигателестроения [7].
Фирма "SEP", являясь головным разработчиком ЖРД и РДТТ в
і инорциуме "Arianspace" ("Арианспейс"), разработкой последних
ишмается с 60-х годов (см. табл.1.7). Это РДТТ SER-902,
тк ')04, Rita-1, Rita-2 для боевых французских ракет "SSBS" и
м..ц:'>". а также РДТТ для PH "Diamant", "Titus", "Crapel" ("Диам h i ".
"Титьюс". "Крапель") [5]. Причем, заказы на последние
1'іірма "SEP" получила в острой конкурентной борьбе с другими
Французскими фирмами, чему в немалой степени способствовал ее
1"ііи.шой опыт в разработке "боевых" РДТТ. В последнее время в
і'імках консорциума "Arianspace" она укрепляет и расширяет коо■рацию с итальянской фирмой "SNIA Viscosa" ("СНИА Вискоза"),
ультатом которой является создание стартовых РДТТ Р-7,35 и
і , для PH серии "Ariane" и апогейных РДТТ Mage-І и Mage-2
м іж 1 и Маж-2) для одноименного разгонного блока [7].
Японские фирмы занимаются разработкой и производством РДТТ
и ню с 60-х годов. Ведущей среди них является фирма "Nissan
" іогу " ("Ниссан Моторе"). Она производит лицензионные РДТТ
і і.ог-2 для PH "N-1", "N-2" и "Н-1", а также разрабатывает
’"твенный
РДТТ SRB для стартовых ускорителей PH "Н-2"
м табл. 1.7).
Что касается достижений отечественного двигателестроения в
и.1юти РДТТ, то они относятся, в основном, к "боевой" тематике
ц "космической" области значительно скромнее американских
іовнно в части мощных стартовых РДТТ). Их рассмотрению будет
пщцена четвертая книга данной серии.
Таблица 1.7
Тяга,
Масса
топлива,
т
Р-4 (Rita-1)
Франция
205
2730
4
2 ,2 8 /1 ,5
Маде-1
Франция
18
2890
0,3
' Р-7,35
Италия
Франция
700
2180
Р-9,5
Италия
Франция
650
SRB
Япония
1570
Длина
Время
работы,
с
Где
используется
Начало
эксплуа
тации
стеклоплас
тиковый
62
2 ступень PH
"Diamant"
1975
1,12/0,77
органоплас
тиковый
46
апогейный
двигатель КА
1981
7,35
9 ,0 /1 ,0 7
стальной
30
стартовый
ускоритель
PH "Агіапе-З"
1984
2190
9,5
11,5/1,07
стальной
42
стартовый
ускоритель
PH "Агіапе-4"
1988
2658
59
2 8 ,0 /1 ,8
стальной
56
стартовый
ускоритель
PH "Н - 2"
1994
,м
диаметр
Корпус
-32-
кН
Удельный
импульс,
Н*с/кг
Название,
страна
2. ЖРД АЭРОКОСМИЧЕСКИХ ФИРМ США
2. 1 Кислород-керосиновые ЖРД фирмы "Rocketdyne"
''Rocketdyne division of North American Rocwell" - отделе•
"Гокетдайн" многопрофильной транснациональной корпорации
іі' ііі- Америкэн Роквелл", а затем "Роквелл Интернешнл", является
■■ нущгй фирмой США в области ракетного двигателестроения. Она
I'анализируется, прежде всего, на создании мощных маршевых ЗКРД
"і криогенных компонентах для боевых ракет и PH [1].
Первыми серийными маршевыми ЖРД (по-американски "ЖРД" со>11 иці-нио "L.R" от Liguid Rocket) на жидком кислороде и керосине
имилиеі. двигатели LR-79-NA, LR-89-NA и LR-105-NA серии "NA"
"Noi-i,h American"), представленные на рис.2.1. Они совместно с
і'Ѵін ним ЖРД LR-101-NA обеспечили создание ДУ "МА" и "MB" для
11.1 ина:-: американских жидкостных боевых ракет "Atlas" и "Thor"
■"опи'тственно. В дальнейшем неоднократно модернизировались и
чирики использовались на различных PH в США, а также по лиценіым і. западной Европе и Японии [6].
Конструктивно все маршевые ЖРД серии "NA" и их последующие
м'1/імФикации - это однотипные однокамерные двигатели с насосной
і‘"ы'іі'й КРТ, выполненные по схеме без дожигания генераторного
in I1.5.8]. Наиболее типичным и широко используемым среди них
іі мнется ЖРД LR-79-NA, созданный на базе основных, агрегатов паі ішіе.мі,но разрабатывавшегося двигателя LR-89-NA путем переком'нмии'.ки последнего.
ЖРД LR-79-NA состоит из двух частей - верхней неподвижной,
■I" на прочной раме из стальных сварных труб смонтированы все
ч-регаты, и нижней - подвижной [1]. Последняя представляет сон шарнирно установленную камеру, имеющую возможность отклои.'и.ел от продольной оси на углы до 7 градусов в двух взаимно
■■рііеіідикулярных плоскостях для управления полетом ракеты по
иігажу и рысканию.
Камера имеет цилиндрическую камеру сгорания и профилиро.ос сопло с геометрической степенью расширения 8. Конструк'иі ію она состоит из смесительной головки и корпуса. Смесительы го.монка - сборная. В нее входят толстая плоская литая фор
суночная плита и покрывающее ее штампованное наружное коничес
кое днище (крышка), выполненные из высокопрочной стали. В плите
путем отливки, механической обработки и сверления более 3000
отверстий образованы герметичные полости, подводящие компоненты
к форсункам в виде однокомпонентных многоструйных смесительных
элементов со столкновением одноименных струй. Элементы окисли
теля и горючего чередуются между собой и расположены по кон
центрическим окружностям. На наружном днище размещен патрубок
подвода окислителя и узел качания камеры. Плита, днище и корпус
скреплены фланцевым болтовым соединением.
Корпус изготовлен из 292 тонкостенных (с толщиной 0,3 мм)
никелевых трубок, расположенных продольно, спрофилированных и
спаянных между собой серебряным припоем. Площадь прямоугольного
поперечного сечения трубок переменна по длине - она минимальна
в районе критического сечения, увеличена и постоянна на цилинд
рической части и максимальна на срезе сопла. Диаметр сопла око
ло 1,2 м , оно обеспечивает давление на срезе 0,055 МПа. Снару
жи к трубкам приварены поперечные бандажные кольца из стальных
полос, которые практически примыкают друг к другу на цилиндри
ческой части и в районе критики и значительно разнесены между
собой на сопле. Корпус охлаждается горючим по комбинированной
схеме. Для наружного охлаждения весь поступающий в камеру керо
син из коллектора подвода около головки по одним трубкам нап
равляется к срезу сопла, разворачивается и по соседним трубкам
возвращается к головке для впрыска в камеру. Для внутреннего
(завесного) охлаждения используется около 4.5% горючего, посту
пающего в камеру из переферийного ряда форсунок керосина. Наи
большая температура трубок в районе критического сечения не
превышает 740 К. После изготовления корпус подвергается рентге
новскому контролю на качество пайки и отсутствие замятия тру
бок, а также гидравлическим испытаниям на прочность (при давле
нии в трубках около 7 МПа) и герметичность (при внутреннем из
быточном давлении 0,2 МПа).
Турбонасосный агрегат (ТНА) состоит из двух одноступенча
тых шнекоцентробежных насосов и консольно расположенной однос
тупенчатой активной осевой газовой турбины. Насты и турбина
размещены на одном валу, рядом с турбиной установлен насос го
рючего. Угловая скорость вращения ТНА около 90 радиан в секун-
ИСХОДНЫЕ ЖРД СЕРИИ nNA"
1958 г.
LR-89-NA
\
LB:.101:NA
LR-105-NA
I
БЛОЧНАЯ ЖРДУ "МАИ
/
1 ступень
ГII ІЧ КОМПОНОВКА,
РАСШИРЕНИЕ
' остава
МБР и PH
"АТЛАС"
ЛІ
ГАТОВ
И С И С ТЕМ
2 LR-89 + 1 LR-105 + 2 LR-101
V
РАЗВИТИЕ ЖРД LR-79-NA
I
1 сгупѳнь
/1 и PH "ТОР”
LR-79-NA
1958 г.
RS-2701
1974 г.
Ж Р Д У "МВИ
Ж Р Д У "RS-27"
Н-1
1965 г.
1 ступень N
PH "ДЕЛЬТА"
1 ст. PH " С А Т У Р Н -Г и "САТУРН-1 В"
Рис.2.1 Кислород-керосиновые ЖРД фирмы "Rocketdyne"
ду. Крыльчатки и корпуса насосов изготовлены из алюминиевого
сплава, корпус турбины и вал - стальные, диск и лопатки выпол
нены из жаропрочного хромониобиевого сплава и соединяются между
собой "Т"- образными замками. Оба подшипника охлаждаются и сма
зываются керосином. В выхлопном патрубке турбины установлен
теплообменник подогрева газообразного азота для наддува баков
ракеты.
Газогенератор - восстановительный, двухкомпонентный, ох
лаждаемый горючим. Давление в нем около 3 МПа, температура газа
на выходе 920 К. Питание газогенератора и камеры при запуске
осуществляется из стальных цилиндрических пусковых бачков кис
лорода и керосина. Они выполняют роль гидравлических аккумуля
торов давления и обеспечивают быстрый (близкий к пушечному) за
пуск двигателя за счет вытеснения пусковых порций обоих КРТ
сжатым азотом высокого давления. Эти же бачки обеспечивают (до
выхода ТНА на режим) питания двух рулевых ЖРД LR-101-NA, входя
щих в состав ДУ "MB". В ходе полета бачки заполняются повторно
и после выключения маршевого ЖРД обеспечивают продолжение рабо
ты рулевых двигателей для точного достижения конечной скорости
ракеты.
Захолаживание магистралей жидкого кислорода производится
перед запуском путем их прямой проливки из бака со сбросом па
ров в дренаж через камеру. Зажигание КРТ в газогенераторе и ка
мере осуществляется от встроенных пиротехнических воспламените
лей (пирозапалов). В полете тяга ЖРД с помощью стабилизатора
расхода кислорода в линии питания газогенератора поддерживается
постоянной. Соотношение компонентов топлива в двигателе не ре
гулируется и изменяется от начального значения 2,16 до значения
порядка 2.35 в конце работы. Запуск и двухступенчатое для пре
дотвращения гидроударов выключение (сначала газогенератора, за
тем камеры) обеспечивают соответствующие пуско-отсечные пневмоуправляемые азотом клапана.
Данное описание соответствует первоначальному серийному
варианту LR-79, имевшему индекс "NA-3". Он устанавливался с
1958 года на РСД "Thor". В последующих модификациях (NA-5,
NA-9, NA-11) и модернизированных вариантах (Н-1, Rb-2701, RZ-2)
для различных PH (табл.2.1) конструкция и параметры LR-79 со
вершенствовались .
Характеристики ЖРД LR-79 и его модификаций
Тип ЖРД
(вариант)
LR-79
(NA-3)
LR-79
(NA-5)
LR-79
(NA-9)
H- 1
RS-2701
R2-2
лицензионный
LR-79
Год создания
1953
1960
1963
1965
1972
1964
Тип PH
РОД
Thor
Thor-Agena
Thor-Delta
Thor-Star
Thor-Altair
Saturn-1
Saturn-18
Deita
Europa
Тяга у Земли, кН
667
756
770
912
960
610
Уд.импульс, Н*с/кг
2473
2493
2520
2550
2583
2450
Давление в камере, МПа
4,15
4,2
4,25
4,8
5,1
3,8
Сухая масса, кг
912
876
905
920
1029
695
Время работы, с
156
180
210
160
220
160
Мощность ТНА, кВт
1840
2200
2340
2510
2540
1720
Высота/диаметр, м
3,6/1,9
3,6/1,9
3,6/1,85
2,6/1,85
3,6/1,85
3,2/1,9
Так, начиная с варианта "NA-5" (1960 г.. PH "Thor-Agena",
а затем "Thor-Delta"), стальные бандажные кольца на камере за
менили на более легкие стекловолоконные, пропитанные эпоксидной
смолой (экономия массы составила около 25 кг). К форсуночной
плите со стороны камеры приварит антипульсационные перегород
ки, которые выполнили из жаростойкой стали в виде неохлаждаемых
ребер - шести р е ал ьн ых и одного кольцевого. Из системы запус
ка исключили малонадежные и тяжелые пусковые бачки, ввели поро
ховой пиростартер раскрутки ТНА и задержку в запуске основного
газогенератора, а также обеспечили возможность питания рулевых
ЖРД непосредственно из основных баков, увеличив давление надду
ва в них. Для этого по линии окислителя от газобаллонной переш-:
ли к испарительной системе наддува, установив за турбиной вто
рой теплообменник - испаритель кислорода.
В варианте "NA-9" (1963 г., PH "Thor-Star") основной мо
дернизации подвергся ТНА. Вместо одновального был применен бо
лее экономичный и компактный редукторный ТНА с двумя параллель
ными валами, обеспечившими оптимальные скорости вращения насо
сов и турбины - 104 и 509 радиан в секунду соответственно.
Турбина в этом ТНА - осевая, активная, парциальная (сс
степенью парциальности 0,75), двухступенчатая. Она расположен
консольно на одном валу с понижающим редуктором. Диски турбині
- штампованные, ферритовые с 12%-ным содержанием хромониобиевого сплава. Ее корпус - литой, стальной, а рабочие лопатки - ко
ваные, из жаропрочного сплава, с "елочным" замковым крепление)
их к дискам. Редуктор - двухступенчатый, с цилиндрическим!
стальными зубчатыми колесами и алюминиевым корпусом. Ведомо»
колесо редуктора установлено в центре второго вала между двум]
консольными насосами, имеющими осевые входы с разных стороі
ТНА. Насосы - одноступенчатые, шнекоцентробежные с крыльчаткам]
закрытого типа. Их корпуса, шнеки и крыльчатки изготовлен
литьем из алюминиевых сплавов. Подшипники на каждом валу одно
типные - один шариковый и один более нагруженный роликовый,
Последние установлены около турбины и насоса окислителя. Уплот
нения на валах комбинированные - лабиринтные, гидродинамически
и радиальные контактные с разрезными графитовыми кольцами. Дав
ление на выходе из насоса окислителя около 5,5 МПа, его КПД
0,68. Давление на выходе из насоса горючего - 5,2 МПа. е щ
■ іі: 0,65. Работу THA обеспечивает специальная система охлажі'мин и смазки подшипников и зубчатых колес.
В ней применена
м' і. керосина и машинного масла в соотношении 1:1. Масло раз
ни те в сварном стальном шаровом баке емкостью 45 литров и вы
кинется азотом с давлением 5 МПа. Расход масла составляет
і
0.15 л/с, сброс отработанной смеси производится в дренаж.
На варианте "NA-9" большое внимание уделено повышению
ііценности и надежности запуска камеры. Для этого ее трубки пе,' п пуском PH заполняются водой для снижения скорости нарастани.і ннутрикамерного давления, а вместо пиротехнического исполь'ілио химическое зажигание с помощью пускового горючего - три• іп м.ишминия. Его размещают в разрушаемой давлением герметичной
г пк'у.пе, которая установлена в магистрали подачи основного гоI 'in'll Т О .
На последнем варианте данного ЖРД "NA-11" (1964 г), предсі иишющем собой модифицированный вариант "NA-9", систему смазки
/(правлением и сбросом масла за борт ликвидировали, обеспечив
ѵімждение и смазку подшипников и редуктора ТНА только керосим :іатем провели обширную технологическую модернизацию, в хо’ кіггорой почти на 40% сократили число деталей и основных узч
иыполнили обширную стандартизацию и унификацию, изменили
і ijiui- и внедрили многие новые технологические процессы, а в
■ ѵлі.тате на 25. ..30% сократили стоимость всего ЖРД.
Параллельно с совершенствованием конструкции и технологии
"ичподства ЖРД LR-79-NA специалисты фирмы "Rocketdyne" посто
ит
(юролись за увеличение его тяги. В 1965 году эти работы
ии іниились созданием форсированного варианта данного двигатеi предназначенного для PH "Saturn-1" и "Saturn-ІВ" и получивii индекс Н-1 (Эйч-1). На нем было существенно улучшено ка
ти процесса смесеобразования в камере, увеличены внутрика" .... давление, КПД и мощность ТНА, повышены прочность и проI і"Щітельность газогенератора. При этом никелевые трубки в
' і'11V'■і1 камеры заменили на более прочные нержавеющие, вместо
"і/пжных колец на цилиндре применили сплошную стальную рубаші на смесительной головке половину струйных форсунок заме" и на новые струйно-центробежные ("вихревые"). В редукторном
і .'.ццііртенствовали конструкцию уплотнений и подшипниковых
і интенсифицировали их охлаждение и смазку, а также ужес
точили статическую и динамическую балансировку обоих роторов. В
газогенераторе применили новую оболочечиую паяно-сварную конс
трукцию со сферической наружной и цилиндрической внутренней
стенками, а сброс газа после турбины организовали в зазор между
соплом и дополнительной наружной оболочкой на его конечном
участке. Наконец, полностью перекомпоновали сам ЖРД (рис.2.1),
перейдя от качания камер к качанию в шарнирных ^подвесах всего
двигателя. При этом, в ДУ из 8 двигателей четыре центральных
установили неподвижно, а четырем внешним обеспечили возможность
отклонения в одной плоскости на углы до 8 градусов.
В последующем все лучшее из LR-79 и Н-1'обобщили и приме
нили в самой совершенной модификации данных ЖРД - RS-2701. В
ней использовали камеру и газогенератор от Н-1, ТНА
от
LR-79-NA-11, плавный запуск и химическое зажигание в камере, а
также облегченные стеклопластиковые пусковые бачки. По своей
компоновке RS-2701 подобен LR-79-NA, а по своим параметрам превосходит все предшествующие ЖРД этой серии. С начала 70-х
годов данный двигатель успешно, эксплуатируется в составе ДУ
"RS-27" на PH типа "Delta" [1,6].
Вторую группу двигателей серии "NA" составляют (рис 2.1)
маршевые ЖРД LR-89-NA и LR-105-NA, входящие в ДУ "МА" ракет
"Atlas". В данной ДУ два ЖРД LR-89-NA объединены одной ПГС в
единый блочный двигатель. Он имеет общий газогенератор, единую
систему запуска от пусковых бачков ЖРД LR-105-NA и один трубоп
ровод отвода отработавших в обоих ТНА газов. В этом трубопрово
де установлен теплообменник подогрева газообразного гелия для
наддува баков ракеты. Поскольку блочный ЖРД участвует только в
первоначальном ее разгоне и сбрасывается на 120...140 с полета,
двигатели LR-89-NA стали называть стартовыми.
По конструкции стартовые ЖРД ДУ "МА" практически аналогич
ны двигателям LR-79-NA, от которых отличаются только общей ком
поновкой и рядом несущественных особенностей (например, типом
используемого для наддува и управления клапанами газа - азота
на LR-79-NA и гелия на LR-89-NA или углами отклонения их камер
- 7 и 5 градусов соответственно). При этом. LR-89 имеет анало
гичные LR-79 варианты исполнения: "NA-3" (1958 г., МБР "At
las"). "NA-5" (1961 г., PH "Atlas-Agena"), "NA-9" (1963 г.. PH
"Atlas-Centaur") и "NA-11" (1964 г.. PH "Atlas-2").
Характеристики кислород-кѳросиновых ЖРД фирмы "Rocketdyne"
Тип ЖРД
(вариант)
LR-79
(NA-11)
LR-89
(NA-3)
LR-89
(NA-11)
LR-105
(NA-3)
LR-105
(NA-11)
F -1
Год создания
1964
1958
1964
1958
1964
1966
Тип PH
Thor-Delta
МБР
Atlas
Atlas-Centaur
Atlas-2
МБР
Atlas
Atlas-Centaur
Atlas-2
Saturn-5
Тяга у Земли, кН
823
1330
1640
375
(в пустоте)
420
(в пустоте)
6770
Уд.импульс, Н*с/кг
2530
2473
2530
3025
(в пустоте)
3040
(8 пустоте)
2630
Давление в камере, МПа
4,45
4,15
4,45
5,1
5,35
7,78
Сухая масса, кг
876
1482
1372
465
446
8400 (сТЗП)
Время работы, с
до 220
до 120
до 1*0
до 270
до 290
168
Мощность ТНА, кВт
2340
1840x2
2340x2
130
145
41000
Высота/диаметр, м
3,6/1,9
2,4/1,5
2,4/1,5
2,5/1,2
2,5/1,2
5,6/3,8
Маршевый ЖРД LR-105-NA данной ДУ по своей конструкции и
параметрам (табл.2.2) отличается от рассмотренных двигателей
более существенно. Его камера имеет иные размеры, большее дав
ление и большую степень расширения сопла, равную 25. В ней от
сутствуют антипульсационные перегородки, использовано меньше
трубок, а для их подкрепления применена многослойная обмотка
стеклотканью, пропитанной эпоксидной смолой. ТНА данного ЖРД одновальный с центрально-расположенной двухступенчатой активной
турбиной и консольными центробежными насосами, имеющими осевые
входы с разных сторон. Он вращается с частотой 175 радиан в се
кунду. На двигателе производится как регулирование тяги (с по
мощью регулятора расхода окислителя в магистрали газогенерато
ра), так и управление расходованием топлива. Последнее для
синхронизации опорожнения баков выполняют регулируемые дроссели
на входе в двигатель. Его запуск и выключение производятся в
одну ступень. Все агрегаты автоматики (клапаны, регулятор,
дроссели), а также рулевые машинки качания камеры в карданном
подвесе (на углы до 3 градусов в двух плоскостях), имеют гид
равлические приводы и управляются специальной системой на керо
сине. Зажигание КРТ в огневых агрегатах организовано аналогично
двигателям типа LR-79-NA. С 1964 года оно осуществляется пиро
техническим воспламенителем в газогенераторе и с помощью триэтилалюминия - в камере. На всех вариантах LR-105 присутствуют
пусковые бачки. Они обеспечивают запуск всех пяти ЖРД в ДУ
"МА". а также питание (после повторной заправки) обоих рулевых
двигателей. Последние осуществляют при отключении маршевого ЖРД
на 270...290 секунде полета довыведение - точное достижение ко
нечной скорости движения ракеты.
Наконец, последний в серии "NA" - рулевой ЖРД LR-101 представляет собой камеру с двумя пуско-отсечными клапанами.
Камера создает тягу около 4 кН и с помощью специального узла
качания имеет возможность отклоняться на углы до 70 градусов в
двух взаимно перпендикулярных плоскостях. Подача КРТ при этом
осуществляется через полые валы данного узла и гибкие трубопро
воды. Конструктивно камера состоит из смесительной головки и
корпуса, состыкованных' с помощью фланцевого прочно-плотного со
единения. Смесительная головка - плоская, литая. Она выполнена
из алюминиевого сплава и имеет сотовое размещение тонких от-
перстей для впрыска обоих компонентов. Корпус - двухстенный,
стальной, с цилиндрической камерой сгорания и коническим соп
лом. имеющим степенью расширения 2. Его наружное охлаждение
осуществляется горючим, которое из коллектора на срезе сопла по
тракту, созданному витками намотанной по спирали и припаянной к
обеим стенкам медной проволоки, движется к смесительной голов
ке. ЖРД LR-101-NA используется на ДУ "МА", "MB". "RS-27" и за
исе время эксплуатации с 1958 года практически не модернизиро
вался.
Рассмотренные ЖРД серии "NA" послужили фирме "Rocketdyne"
прочной основой для создания в 1966 году самого мощного для то
го момента однокамерного кислород-керосинового ЖРД F-1 для PH
"Saturn-5" [1]. Этот ЖРД (рис.2.2а) также имеет насосную систе
му подачи КРТ и выполнен по схеме без дожигания генераторного
газа (рис.2.26). В нем. как и в ЖРД серии "NA", применены:
- восстановительный двухкомпонентный газогенератор на ос
новных компонентах - жидком кислороде и керосине;
- захолаживание по кислороду со сбросом паров в дренаж че
рез специальный клапан КДр;
- пиротехническое зажигание в газогенераторе от встроенно
го пирозапала ПЗг;
- химическое зажигание в камере с помощью смеси триэтилалюминия и триэтилбора. размещенной в герметичном участке тру
бопровода ПТ и вытесняемой при запуске через специальный клапан
КЗап основным горючим;
- испарение и подогрев жидкого кислорода в теплообменнике-испарителе ТОК для наддува бака окислителя;
- подогрев гелия в теплообменнике ТОГ для наддува бака го
рючего;
- гидравлическое управление всеми агрегатами автоматики с
помощью блока управляющих клапанов (БУК), входящего в состав
специальной гидросистемы на керосине;
- стабилизацию тяги по контролю внутрикамерного давления с
помощью регулятора расхода РУК в магистрали горючего газогене
ратора;
- отсутствие уирашіения расходованием топлива;
- двухступенчатое для предотвращения гидроударов выключе
ние сначала газогенератора (одновременным закрытием клапанов
ког и
КГТ).
а
затем камеры (закрытием главных клапанов ГКО и
ГКГ);
качание четырех ЖРД в карданном подвесе в двух взаимна
перпендикулярных плоскостях на углы до 6 градусов с помощьк
гидравлических приводов при неподвижной установке 5-го цент
рального ЖРД.
В качестве нового отметим использование в ЖРД F-1 принципе
"самозапуска". обеспечивающего его плавное включение в работ}
без дополнительных средств раскрутки ТНА при опережении в зажи
гании газогенератора относительно камеры.
Очень похож F-1 на двигатели серии "NA" и в конструкций
основных агрегатов и узлов.
Его камера имеет ци ли нд ри че ск ую камеру сгорания и профилированое сопло со степенью расширения 16. Давление на его срезе
0,052 МПа. Камера состоит из смесительной головки, трубчатого
охлаждаемого горючим корпуса (до степени расширения 10) и ох
лаждаемого отработанными газами ТНА съемного соплового насадка.
Все части камеры крепятся межДУ собой с помощью фланцевых проч
но-плотных соединений. Насадок транспортируется отдельно и ус
танавливается на двигатель перед пуском PH на стартовом комп
лексе.
Смесительная головка - плоская, литая, с толстой медной
форсуночной плитой и наружным днищем из жаропрочного никелевого
сплава. По конструкции она аналогична головке ЖРД LR-79--NA-5.
но имеет значительно большее число отверстий для впрыска КР1
(3700 - по горючему и 2600 - по окислителю) и иные геометричес
кие размеры.
Корпус - трубчатый. Он выполнен из двух рядов сгальныл
нержавеющих прямоугольных трубок переменного сечения, спрофили
рованных, спаянных между собой твердым марганцево-никелевым
припоем и подкрепленных на цилиндрической части камеры и в рай
оне критики сплошной стальной рубашкой, а на сопле - стальными
бандажными кольцами. Охлаждение корпуса комбинированное. Наруж
ное охлаждение обеспечивают 70% горючего, которые из коллектора
подвода около головки по внутреннему ряду трубок направляются к
срезу сопла, разворачиваются и по внешнему ряду трубок возвра
щаются к смесительной головке, смешиваются с оставшимися 30% и
впрыскиваются в камеру, завесное охлаждение обеспечивает пери-
1-узел карданного подвеса;
2-главный кл. окислителя;
3-главный кл. горючего;
4-тяга крепления привода;
5-наружная рубашка камеры;
6-трубчатый корпус камеры;
7-коллектор газа на сопле;
8-съемный сопловой насадок;
9-насос окислителя ТНА;
10-насос горючего ТНА;
11-газогенератор;
12-турбина ТНА;
13-теплообменник кислорода;
14-теплообменник гелия.
РКО-кл.входа ок.;
РКГ-кл.входа гор.;
НО -насос ок. ТНА;
НГ -насос гор.ТНА;
Т -турбина ТНА;
ГГ -газогенератор;
ПЗ -пирозапал ГГ;
ПТ -пуск.трубоп-д;
ТОК-теплообменник;
ТОГ-теплообменник;
БУК-бл. упр. клап-В;
ГКО-гл.клап.ок.;
ГКГ-гл. клап.гор.;
КДр-кл.дренажа;
КО -кл. ок. ГГ;
КГ -кл. гор. ГГ;
КЗап-кл.запуска;
РУК-рег.расхода;
ДД -датчик давл.;
ОК -обратные кл.
Рис.2.2 Внешний вид (а) и ПГС(б) ЖРД F-1
ферийный ряд форсунок, подающих около 4% горючего. Максимальная
температура трубок в районе критического сечения - около 850 К.
Съемный сопловой насадок имеет двухстенную оболочечную
конструкцию и выполнен из жаропрочного никелевого сплава. Отра
ботавшие на турбине газы из коллектора подвода в начале насадка
направляются между его стенками и через шесть кольцевых рядов
щелей в его внутренней оболочке вводятся внутрь сопла, образуя
пристеночную газовую завесу.
ТНА - одновальный, состоящий из одноступенчатых центробеж
ных насосов окислителя и горючего и осевой двухступенчатой ак
тивной газовой турбины, расположенной консо'льно около насоса
горючего. Угловая скорость вращения ТНА 92 радиана в секунду,
диаметр 1,22 м, длина более 1,5 м, а вес около 1300 кг. Оба на
соса имеют для выравнивания радиальных нагрузок на ротор по два
диаметрально противоположных тангенциальных выхода. В насосе
окислителя один осевой, а в насосе горючего - два радиальных
входа. Конструкция корпусов, крыльчаток, подшипниковых узлов и
уплотнений аналогична LR-79-NA-3,. в насосах применены алюминие
вые. а в турбине - жаропрочные никелевые сплавы.
Газогенератор - двухстенный, оболочечный,
паяно-сварной
конструкции, со сферической наружной и цилиндрической внутрен
ней стенками, охлаждаемый горючим. Его смесительная головка литая, с отверстиями для впрыска обоих компонентов, расположен
ными по концентрическим окружностям. На периферийной окружности
имеются только отверстия горючего, которые обеспечивают созда
ние в газогенераторе внутренней пленочной завесы. Давление в
газогенераторе - 5,5 МПа, температура на его выходе - около
950 К. В конструкции газогенератора применены, в основном, жа
ропрочные никелевые сплавы.
ЖРД F-1 успешно эксплуатировался на PH "Saturn-5" с 1967
по 1975 год при практически 100% надежности. За это время он
существенно не модернизировался и до сих пор может служить об
разцом возможностей фирмы "Rocketdyne" в создании мощных марше
вых кислород-керосиновых ЖРД, оставаясь и сегодня самым большим
однокамерным двигателем в мире.
г. г. Американские кислород-водородные ЖРД
Первыми к разработке небольшого кислород-водородного ЖРД
XLR-115 в октябре 1958 года приступили' конструкторы экспе
риментального ракетно-двигательного отделения "Pratt-Whitney"
("Пратт-Уитни")
известной
авиадвигателестроительной
фирмы
"Pratt and Whitney Aircraft", входившей в состав многопрофиль
ной транснациональной корпорации "United Technology" ("Юнайтед
Технолоджи'). В июле 1959 года начались стендовые испытания
данного двигателя, а уже к середине .1960 года был готов его
первый летный вариант (рис.2.3), получивший индекс RL-10-A1
(РЛ-10-А1). Он предназначался [1,6] для разгонного блока "Cen
taur" ("Центавр"), разработку которого с 1959 года по заданию
NASA вела фирма "Convalr" ("Конвэйр"). Состоявшийся в ноябре
1963 года первый успешный полет данного блока в составе PH "Atlas-Centaur" положил начало практическому использованию водо
родного топлива в ракетно-космической технике. В дальнейшем
конструкция ЖРД RL-10 неоднократно модернизировалась (характе
ристики основных его вариантов представлены в табл.2.3), а дви
гатель применялся в 1964...65 годах также-на второй ступени
"S-4" PH "Saturn-1".
Конструктивно все двигатели семейства RL-10 являются одно
камерными, имеют насосную подачу обоих КРТ и выполнены по уни
кальной безгазогенераторной схеме - в них в качестве рабочего
тела для привода турбины ТНА используется чистый газообразный
водород с температурой около 200 К, прошедший через тракт ох
лаждения камеры [1,5].
Камера состоит из шатровой сварной смесительной головки и
трубчатого охлаждаемого корпуса с геометрической степенью рас
ширения 40, увеличение которой на последних модификациях произ
водится с помощью неохлаждаемых ниобиевых насадков - неподвиж
ного (на АЗ-З) и выдвижного (на А4).
Смесительная головка имеет три днища и 216 двухкомпонент
ных форсунок, размещенных параллельно оси камеры на 8 концент
рических окружностях. Форсунки струйные, типа "трубка в трубке"
с коаксиальным (соосным) их расположением друг относительно
друга. Внутренние трубки изготовлены за одно целое со средним
днищем методом литья. По ним из полости между наружным и сред-
Характеристика американских кислород-водородных ЖРД
Тип ЖРД
RL-10-A1
RL-10-A3
RL-10-АЗ-З
RL-10-A4
J-2
RL-20
SSME
Год создания
1960
1964
1968
1975
1966
1968
1981
Ступень (блок) PH
Centaur - А
Saturn -S-4
Centaur -D
Centaur-G
Тяга в пустоте, кН
66,7
66,7
74,3
92,5
1023
1180
2090
Уд. импульс, Н*с/к
4227
4227
4365
4320/4404
4168
4440/4590
4464
.Давление в камере, МПа
2,07
2,07
2,76
3,25
5,4
20,5
20,7
Расширение сопла
40
40
57
40/105
28
75/195
78
Мощность ТНА, кВт
490
490
528
595
6110 (г)
1710(o)
42000 (г)
15500 (о)
46000 (г)
18000 (о)
Масса, кг
127
132
135
197
1567
1020
3180
Время работы, с
(число включений)
240
(2)
470
(1)
600
(3)
610
(7)
480
(2)
500
(2)
520
(55
полетов)
Высота/диаметр, м
1,7/1,0
1,7/1,0
2,05/1,2
2,9/1,6
3,4/2,1
4,5/2,4
4,2/2,7
Saturn - S-2,
не
S-4B
применялся
Space
Shuttle
-4 8 -
БЕЗГАЗОГЕНЕРАТОРНЫЕ ЖРД
фирмы "Pratt - Whitney"
RL-10-A1
1960 г.
ступень "ЦЕНТАВР-А"
RL-10-A3-3
1968 г.
ступень "ЦЕНТАВР-D"
RL-10-A4
1975 г.
ступень "ЦЕНТАВР-G"
МОЩНЫЕ МАРШЕВЫЕ ЖРД фирмы "Rocketdyne"
Рис.2.3 Кислород-водородныѳ ЖРД фирм США
ним днищами в камеру поступает жидкий кислород. Наружные трубки
запрессованы во внутреннем днище, которое, с целью его охлажде
ния водородом путем "выпотевания", выполнено пористым. По межтрубочным кольцевым щелям всех форсунок из полости между сред
ним и внутренним днищами в камеру поступает газообразный водо
род, отработавший на турбине ТНА, причем около 10% этого водо
рода "выпотевает" и охлаждает внутреннее днище. Наружное днище
- штампованное, коническое. На нем размещены патрубок подвода
окислителя и узел карданного подвеса, который с помощью гидро
приводов, питаемых специальной масляной системой, обеспечивает
отклонение камеры в двух взаимно перпендикулярных плоскостях на
углы до 4 градусов. Все элементы смесительной головки выполнены
из нержавеющей стали.
Корпус камеры к смесительной головке крепится сваркой. Он
имеет цилиндрическую камеру сгорания и профилированное сопло,
выполненные из 540 стальных нержавеющих трубок постоянного
круглого сечения с толщиной стенок 0,28 мм. При этом 360 трубок
являются длинными (идут по всей длине корпуса), а остальные 180
трубок - короткие. Они расположены между длинными на сопловой
части корпуса и начинаются от коллектора подвода водорода, ко
торый установлен в сечении со степенью расширения 1,5. Все
трубки отпрофилированны, спаяны между собой серебряным припоем,
а снаружи подкреплены приваренными к ним стальными бандажами.
Охлаждение корпуса - наружное, проточное. Водород из коллектора
подвода по коротким трубкам направляется к срезу сопла, разво
рачивается и по соседним длинным трубкам движется к головке,
около которой собирается в отводящий коллектор и из него нап
равляется на турбину ТНА.
ТНА выполнен по двухвальной схеме с параллельными валами,
кинематически связанными через двухступенчатый шестеренчатый
понижающий редуктор. На первом валу по разные стороны от двух
подшипников и ведущей шестерни редуктора между ними установлены
консольно газовая турбина и насос водорода. Турбина - двухсту
пенчатая, осевая, реактивная, с парциальным подводом газа. На
сос - двухступенчатый, центробежный с односторонними крыльчат
ками открытого типа,' развернутыми для уравновешивания осевых
сил своими входами в разные стороны. Вход первой ступени данно
го насоса - осевой и имеет соосный с крыльчаткой шнековый пред-
насос. На втором валу также консольно относительно подшипников
и ведомой шестерни редуктора между ними размещен одноступенча
тый шнекоцентробежный насос кислорода с осевым входом и однос
торонней крыльчаткой закрытого типа. Скорости вращения валов
ТНА различны и равны 504 (для первого вала) и 202 (для второго
вала) радиана в секунду. Все подшипники в ТНА - шариковые. Они
работают, как и шестерни редуктора, без смазки и охлаждаются
поступающим на турбину газообразным водородом. На валах уста
новлены радиальные контакты уплотнения, выполненные в виде раз
резных графитовых колец. Корпус ТНА, шнек и крыльчатки насоса
водорода, а также диски и лопатки турбины выполнены литьем из
алюминиевых сплавов. Шнек и крыльчатка насоса кислорода, оба
вала, а также шестерни и подшипники - стальные.
Для управления запуском и выключением в ЖРД RL-10 исполь
зуются многоразовые пуско-отсечные пневмоуправляемые гелием
клапаны. До запуска магистрали двигателя компонентами не зали
ты. Их захолаживание и заливка как окислителем, так и горючим
производится из баков PH непосредственно перед запуском двига
теля и осуществляется путем прямой проливки со сбросом образую
щихся паров в дренаж. Для снижения потерь водорода, при этом,
на всех ЖРД, начиная с варианта АЗ-З, насос горючего предвари
тельно захолаживается перед пуском PH от наземных систем жидким
гелием.
Запуск ЖРД - плавный, бесступенчатый. Он происходит без'
предварительной раскрутки ТНА на принципе "самозапуска" от дав
ления на входе в двигатель. Начальное воспламенение КРТ в каме
ре производится электросвечой, встроенной по центру головки. В
ходе работы двигателя осуществляется стабилизация тяги и управ
ление расходованием топлива с целью синхронизации опорожнения
баков PH. Первое производится за счет перепуска части газооб
разного водорода в обход турбины через специальный дроссель.
Последний работает в паре с трубкой Вентури на выходе из тракта
охлаждения, которая играет в двигателе роль датчика расхода во
дорода. Второе осуществляется электромеханическим регулятором
соотношения КРТ, который путем изменения подачи в камеру окис
лителя изменяет соотношение компонентов в ней в пределах 10% от
номинального соотношения 5,0. Выключение двигателя производится
в две ступени - сначала путем полного открытия дросселя пере
пуска максимально уменьшается подача водорода на турбину ТНА и
его обороты, а затем прекращается подача окислителя и горючего
в камеру. Оставшиеся в магистралях компоненты дренируются в ок
ружающее пространство. Повторный запуск (не ранее, чем через
10...15 минут после первого) производится аналогично. Преду
смотрены предпусковые и послепусковые продувки полостей окисли
теля камеры и электросвечи.
Простота конструктивных и схемных решений, принятых в ЖРД
RL-10, обеспечили его низкую стоимость и высокую надежность. С
помощью данного двигателя, успешно эксплуатируемого уже более
30 лет, выполняется около 50% различных космических программ
США, особенно в военной области и связанных с выведением КА на
геостационарные орбиты [1].
Следующим шагом американских конструкторов в области кислород-водородных двигателей явилась разработка значительно бо
лее мощного маршевого ЖРД для ступеней "S-2" и "S-4B" PH серии
"Saturn". Эта разработка происходила в жесткой конкурентной
борьбе фирм "Pratt-Whitney" и "Rocketdyne".
Первая предложила [5] для этой цели однокамерный ЖРД RL-20
с очень высокими характеристиками (см. табл.2.3). Их достижение
обеспечивалось, во-первых, за счет использования схемы с дожи
ганием восстановительного газа при высоком внутрикамерном дав
лении. Во-вторых, предполагалось практически исключить газоводы
и объединить в один узел все теплонапряженные элементы - смеси
тельную головку, газогенератор в виде камеры предварительного
горения и обе газовые турбины, обеспечивающие привод высокоэф
фективных автономных ТНА обоих компонентов (рис.2.4). В треть
их, планировалось использовать охлаждаемый выдвижной трубчатый
насадок, существенно увеличивающий геометрическую степень рас
ширения сопла (с 75 до 195) при сохранении небольшой начальной
длины двигателя. Наконец, для повышения общей эффективности
системы подачи топлива и снижения давления на входе в двигатель
предусматривалось использование предшествующих основным ТНА
низкооборотных бустерных насосных агрегатов окислителя (БНАО) и
горючего (БНАГ). Но все эти решения являлись новыми и требовали
всесторонней и длительной экспериментальной отработки. Предла
гая их, фирма "Pratt-Whltney" шла на определенный риск, пос
кольку сроки создания PH серии "Saturn" были крайне ограничен-
1-карданный подвес;
2-БНА горючего (гор.);
3-БНА окислителя (ок.);
4-клапан входа ок.;
5-основной насос ок.;
6-трубопровод гор. ГГ;
7-клапан гор. ГГ;
8-первая секция сопла;
9-вторая секция сопла;
10-выдвижной насадок;
11-блок управления ЖРД;
12-рама насадка сопла;
13-камера сгорания;
14-механизм выдвижения;
15-телескопический тру
бопровод гор.насадка;
16-коллектор насадка;
БНАО, БНАГ-бустеры КРТ;
РКО, РКГ-клапаны входа;
НО, НГ-основные насосы;
КО, КГ-главные клапаны;
КС - камера сгорания с
пористой вн. стенкой;
ГГ -камера предв.горе
ния (газогенератор);
КГг, КОг - клапаны ГГ;
РР - регулятор расхода;
ДрО-дроссель соотн.КРТ;
ДрГ-дроссель перепуска;
СмГ-смеситель водорода;
Упл-уплотнение насадка;
в БО, в БГ-сброс паров
в баки КРТ при захолаживании и циркуляции.
Рис.2.4. Внешний вид (а) и ПГС (б) ЖРД RL-20
НЫМИ.
Фирма "Rocketdyne”, наоборот, остановила свой выбор [5] на
разработке простого однокамерного ЖРД J-2 (Джей-2) со средними
параметрами рабочих процессов и экономичности (см. табл.2.3). В
нем она применила простую и хорошо освоенную на других своих
ЖРД схему без дожигания, позволившую максимально использовать
накопленный конструктивный опыт, в том числе и по RL-10. Инте
ресно, что конструкторы фирмы "Rocketdyne" также применили в
J-2 раздельные ТНА компонентов, но сделали это не с целью их
интеграции в головку камеры, а, наоборот, с целью упрощения их
отработки, которую стало возможно вести автономно и параллельно
[ 1, 8 ].
Разработка обоих ЖРД шла одновременно, поскольку выбор
окончательного варианта NASA отложила до завершения их стендо
вых испытаний. В итоге простота J-2 по сравнению с RL-20 в ус
ловиях жесткого временного дефицита оказалась решающей. Фирме
"Rocketdyne" удалось быстро достичь требуемой высокой надежнос
ти своего ЖРД и, несмотря на его более низкие характеристики,
именно он был установлен на PH "Saturn-1В" и "Saturn-5", обес
печив успешные полеты на Луну [1]. А фирма "Pratt-Whitney" по
тратила еще целых два года на стендовую отработку RL-20. но так
и не смогла (из-за большой сложности конструкции) добиться его
высокой надежности и ресурса, проиграв в конечном счете с фор
сированной модификацией данного двигателя также конкурс на раз
работку главного маршевого ЖРД для МКС "Space Shuttle" [9]. Но
опыт создания RL-20 не пропал даром. Он был успешно использован
в двигателях RL-10-A4 (выдвижной сопловой насадок) и SSME (бустерные агрегаты, схема с дожиганием, интеграция камеры и ТНА).
Конструктивно камера ЖРД J-2 практически аналогична камере
RL-10 [1,5]. Ее корпус также образован удваиваемыми на сопле,
спаяными между собой и подкрепленными бандажами стальными не
ржавеющими трубками с толщиной 0,3 мм: 360 трубок - длинные, а
180 - короткие и размещены между длинными на конечном участке
сопла. Они начинаются от коллектора подвода водорода, который
расположен в сечении со степенью расширения 12. Из коллектора
водород по коротким трубкам, имеющим постоянное поперечное се
чение, со скоростью около 80 м/с направляется к срезу сопла,
разворачивается и по длинным трубкам возвращается к головке для
впрыска в камеру. Длинные трубки имеют плавно увеличивающееся к
их концам переменное сечение, поэтому скорость движения водоро
да в них составляет около 50 м/с в районе среза сопла, 300 м/с
- в критическом сечении и почти 150 м/с - в районе смесительной
головки. Из тракта охлаждения водород выходит с температурой
435 К, обеспечивая максимальную температуру трубок в районе
критического сечения около 680 К.
Оригинально используется газ, отработавший на турбинах
ТНА. Через 180 сквозных отверстий треугольной формы, образую
щихся в месте удвоения трубок на сопле, этот газ из кольцевого
коллектора, закрывающего данные отверстия снаружи, вводится в
сопло, где его остаточная энергия используется для создания до
полнительной тяги.
Смесительная головка камеры - плоская, паяно-сварной конс
трукции. Она выполнена из стали и содержит 600 коаксиальных
двухкомпонентных струйных форсунок типа "трубка в трубке", рас
положенных параллельно оси камеры на 11 концентрических окруж
ностях. Внутренние трубки, как и на RL-10, выполнены литьем за
одно целое со средним днищем. На них навинчиваются наружные
трубки, которые затем вставляются в отверстия пористого внут
реннего днища, охлаждаемого водородом путем "выпотевания", и
припаиваются к нему твердым припоем. По центру головки в сталь
ном стакане, герметизируемом сваркой, установлена электросвеча.
На наружном коническом днище размещены патрубок подвода окисли
теля и узел карданного подвеса, обеспечивающий отклонение каме
ры в двух взаимно перпендикулярных плоскостях на углы до 7,5
градусов. Подвижность камеры обеспечивают телескопические и
сильфонные участки трубопроводов. На ступени "S-2” из 5 двига
телей камеры качаются на 4, на ступени "S-4B" установлен один
ЖРД с качающейся камерой, обеспечивающий также двухкратный за
пуск в полете.
Оба ТНА - одновальные, безредукторные. Они размещены по
разные стороны от камеры ЖРД и состоят из конструктивно одина
ковых двухступенчатых осевых активных газовых турбин и соот
ветствующих насосов КРТ - семиступенчатого осевого по водороду
и одноступенчатого шнекоцентробежного по кислороду. Насосы для
повышения их кавитационной устойчивости имеют осевые входы.
Частота вращения насоса водорода, турбина которого питается от
газогенератора первой, составляет 454 радиана в секунду, часто
та вращения ТНА кислорода, питаемого тем же газом во вторую
очередь, - 145 радиан в секунду. Все подшипники ТНА - шарико
вые. Они охлаждаются и смазываются основными КРТ. Осевую балан
сировку роторов обоих ТНА обеспечивают торцевые авторазгрузоч
ные устройства.
Зажигание в газогенераторе, как и в камере - электричес
кое, с помощью двух встроенных диаметрально противоположно в
его корпус электросвеч. Питание всех электросвеч ЖРД обоими
компонентами - автономное. Оно происходит через соответствующие
пуско-отсечные 'клапаны. После запуска все свечи работают как
обычные двухкомпонентные форсунки. Температура в газогенераторе
около 950 К.
ЖРД до запуска имеет "не залитую" СПТ. Ее захолаживание и
заливка обоими КРТ производится перед стартом PH. Пары сбрасы
ваются через специальные клапаны захолаживания и циркуляционные
магистрали обратно в баки.
Запуск ЖРД - плавный, бесступенчатый, с первоначальной
раскруткой ТНА газообразным водородом высокого давления через
клапан электросвеч газогенератора. Запас водорода для этого
размещен в пусковом бачке с объемом около 0,1 кубометра. Для
повторного запуска бачок в ходе работы ЖРД дозаправляется газо
образным водородом после тракта охлаждения камеры. Регулирова
ние тяги двигателя отсутствует. Управление расходованием топли
ва для синхронизации опорожнения баков PH производится с по
мощью перепуска части окислителя через специальный регулятор с
выхода насоса кислорода обратно на его вход. При этом, соотно
шение КРТ в двигателе может уменьшаться от номинального (на
чального) значения 5,5 до минимально допустимого значения 4.5.
Это приводит к уменьшению тяги до 800 кН при возрастании удель
ного импульса примерно на 60 Н*с/кг [1]. Запуск и двухступенча
тое (сначала газогенератора, затем камеры) выключение двигателя
производится с помощью многоразовых пуско-отсечных клапанов,
управляемых сжатым гелием от автономной пневмосистемы. Она же
обеспечивает предпусковые и послепусковые продувки магистралей
и форсунок окислителя камеры и газогенератора, а также полостей
уплотнений в ТНА.
Двигатель обеспечивает выработку подогретых газифицирован
ных компонентов для наддува баков PH. Их получают путем испаре
ния и нагрева жидкого водорода в тракте охлаждения камеры, а
жидкого кислорода в специальном теплообменнике - испарителе,
установленном в выхлопном патрубке турбины ТНА окислителя. На
пяти последних PH испарительная система наддува бака кислорода
была заменена на гелиевую газобаллонную с подогревом газа в мо
дифицированном теплообменнике-испарителе [7].
ЖРД J-2 успешно эксплуатировался на PH серии "Saturn" с
1966 по 1975 год практически без модернизаций, хотя к 1970 году
и был создан его форсированный вариант J-2S [5]. Он имел давле
ние в камере 8,6 МПа, тягу около 1200 кН и удельный импульс бо
лее 4350 Н*с/кг. Создавался J-2S для перспективных PH и модер
низированных ступеней PH "Saturn-5", но практического использо
вания по ряду причин не получил [5].
Третьим серийным американским кислород-водородным двигате
лем стал мощный однокамерный ЖРД SSME (ССМЕ) - Space Shutle Ma
in Engine (главный двигатель космического челнока) [1]. Он был
создан по проекту фирмы "Rocketdyne", который NASA после дли
тельного и всестороннего изучения выбрала для реализации из
трех конкурсных проектов, представленных фирмами "Aerojet"
(проект ЖРД AJ-550 [9]), "Pratt-Whitney" (проект форсированного
варианта ЖРД RL-20 [5,9]) и "RoGketdyne". Причем к практической
реализации данного проекта в качестве соисполнителей, NASA
привлекла также обе проигравшие фирмы. Поэтому SSME следует
рассматривать как комплексную разработку всей американской дви
гателестроительной промышленности, хотя приоритет ее и оставля
ют за фирмой "Rocketdyne" [7].
Создание SSME продолжалось 10 лет (с 1972 по 1981 год).
Однако, и в последующие годы данный двигатель постоянно и ус
пешно совершенствовался, особенно в направлении повышения его
надежности и ресурса. Заметим, что, в связи с многоразовостью
использования, в основу конструкции положен принцип блочности все основные узлы и агрегаты двигателя выполнены в виде отдель
ных. легко демонтируемых блоков (рис.2.5) с разъемными соедине
ниями между ними. Эти блоки хорошо приспособлены к контролю их
технического состояния в ходе предполетной подготовки или межполетного обслуживания и могут быть (при необходимости) легко
заменены без снятия самого ЖРД с орбитального корабля [1,9].
Рис.2.5 Основные узлы и агрегаты ЖРД SSME:1-электрон
ный блок управления; 2-ТНА водорода; 3-блок газоводов; 4-БНА во
дорода; 5-газогенератор ТНА водорода; 6-узел карданного подве
са; 7-смесительная головка; 8-газдгенератор ТНА кислорода;
9-ТНА кислорода; 10-первый блок корпуса камеры; 11-БНА кислоро
да; 12-второй блок корпуса камеры.
SSME построен [8] по схеме с дожиганием в камере восстано
вительного генераторного газа, выработка которого производится
(см.рис.2.5) в двух газогенераторах 5 и 8. Первый вырабатывает
газ с температурой 950 К и питает турбину автономного ТНА водо
рода 2, второй производит газ с температурой 800 К для привода
аналогичного ТНА кислорода 9. Оба газа, отработав на соответс
твующих турбинах, по двум газоводам 3 направляются в камеру
сгорания 10, где дожигаются с оставшимися КРТ. При этом, в обо
их газогенераторах газифицируется в сумме около 80% водорода и
10% кислорода.
Камера SSME состоит из блока смесительной головки 7 и двух
охлаждаемых съемных блоков корпуса - камеры сгорания 10 с не
большим участком сопла (до степени расширения 5) и оставшейся
части сопла 12. Все блоки соединяются фланцевыми прочно-плотны
ми соединениями. На охлаждение первого блока корпуса использу
ется около 20% жидкого водорода, который затем последовательно
поступает на привод БНА горючего 4, охлаждение корпусов турбин
и газоводов 3 и охлаждение пористых днищ смесительной головки
7. Охлаждение второго блока корпуса обеспечивает 25% жидкого
водорода, подмешиваемого затем к основному 55%-му потоку жидко
го водорода, направляемому в газогенераторы сразу после ТНА 2.
Смесительная головка SSME - литая, стальная. Она имеет 4
днища - два вогнутых к центру конических (наружное и среднее) и
два плоских, пористых (промежуточное и огневое). Последние из
готовлены прессованием мелкоячеистой сетки. В полость между
первой парой днищ поступает жидкий кислород, в полости между
второй парой - чистый газообразный водород с температурой около
300 К после охлаждения корпусов турбин и газоводов, а в полость
между данными парами днищ - генераторный газ после турбины ТНА.
Охлаждение пористых днищ, при этом, производится водородом при
его "выпотевании". На 13 концентрических окружностях расположе
но 600 аналогичных ЖРД J-2 двухкомпонентных коаксиальных струй
ных форсунок типа "трубка в трубке". Все трубки изготовлены из
стали и соединяются с днищами путем сварки трением. По внутрен
ним трубкам в камеру поступает жидкий кислород. Для создания
антипульсационных перегородок в виде кольца с пятью радиальными
расходящимися лучами 75 форсунок выступают внутрь камеры. Через
кольцевые межтрубочные щели данных форсунок, а также через щели
всех форсунок периферийного ряда, в камеру из полости между по
ристыми днищами подается чистый газообразный водород. Он охлаж
дает выступающие форсунки и создает пристеночную газовую заве
су. Через аналогичные щели остальных форсунок в камеру поступа
ет генераторный газ. В центре головки внутри сплошного цилинд
рического медного стакана, пронизывающего все днища и припаяного к ним, размещается электросвеча и создается форкамерный ка
нал для ее факела. На внешней стороне головки расположен узел
крепления камеры к карданному подвесу 6, обеспечивающему кача
ние всего двигателя. Все агрегаты ЖРД крепятся к газоводам 3
или корпусу камеры 10 (рис.2.5).
Первый блок корпуса (до степени расширения 5) имеет пая
но-сварную оболочечную конструкцию. Его внутренняя стенка из
сплава меди, серебра и циркония имеет 390 выфрезерованных про
дольных каналов прямоугольного сечения для прохода охладителя.
Ширина и глубина данных каналов, а также толщина полученных при
этом ребер и внутренней стенки переменны по длине камеры и со
ставляют в критическом сечении соответственно: 1 мм, 2,5 мм,
1 мм и 0,71 мм. Температура внутренней стенки в данном сечении
не превышает 810 К при удельном тепловом потоке около 164 МВт
на кв.м. После фрезерования каналы заполняются парафином и на
внутреннюю оболочку гальваническим методом осаждается медно-ни
келевый слой толщиной 1,5...2 мм. Он надежно скрепляется с вер
шинами ребер и после выплавления парафина герметично (кроме
мест ввода и вывода охладителя) закрывает снаружи охлаждающие
каналы. К данному слою серебряным припоем но г.сей поверхности
припаивается наружная оболочка, которая состоит из двух половин
и изготавливается из высокопрочного никелевого сплава штампов
кой. Оба стыка между данными половинами, проходящих по образую
щей блока, перед пайкой завариваются. Коллектор подвода водоро
да расположен в нижней (сопловой) части блока, а коллектор от
вода - с противоположной стороны около фланца гго крепления
газоводам и головке.
Второй блок корпуса - трубчатый. Он выполнен из 1086
стальных нержавеющих трубок, имеющих увеличивающееся к срезу
сопла прямоугольное поперечное сечение и отопки с толщиной око
ло 0,2 мм. Трубки отпрофилированы, соединены между собой пайкой
серебряным припоем и подкреплены снаружи припаяными стальными
бандажными кольцами. Коллектор подвода водорода расположен на
срезе сопла. Из него охладитель гг. трубкам движется к его нача
лу и чорез коллектор отвода направляется и газогенераторы.
Оба однозонных газогенератора практически идентичны по
конструкции и содержат аналогичные с камерой смесительные го-
’ловки с двухкомпонентными коаксиальными струйными форсунками и
двухстенные оболочечные паяно-сварные цилиндрические корпуса из
жаростойкого сплава на никель-кобальтовой основе. Корпуса имеют
наружное регенеративное и внутреннее завесное охлаждение водо
родом от периферийного ряда форсунок. На смесительных головках
со стороны зон горения установлены крестообразные плоские двух
стенные антипульсационные перегородки, также охлаждаемые водо
родом. По центру головок обоих газогенераторов расположены
электросвечи.
Оба основных ТНА кислорода и водорода содержат одинаковые
осевые двухступенчатые реактивные газовые турбины и центробеж
ные насосы - двухступенчатый по окислителю и трехступенчатый по
горючему. Турбины и насосы обоих ТНА установлены соосно и вра
щаются с одинаковой частотой: 465 радиан в секунду в ТНА кисло
рода и 580 радиан в секунду в ТНА водорода. В насосе окислителя
через первую ступень проходит весь кислород и она имеет двух
стороннюю крыльчатку закрытого типа. Давление на ее выходе око
ло 32 МПа. Вторая ступень данного насоса является малорасход
ной, обеспечивает дополнительное (до 53 МПа) повышение давления
кислорода, направляемого в газогенераторы, и имеет односторон
нюю крыльчатку закрытого типа. В насосе горючего все три ступе
ни имеют одинаковые односторонние крыльчатки закрытого типа и
обеспечивают совместно повышение давления водорода до 43 МПа.
Подшипники в обоих ТНА шариковые, сдвоенные. Они охлаждаются и
смазываются основными компонентами. Важной особенностью турбин
обоих ТНА является охлаждение газообразным водородом их корпу
сов, для чего (подобно первому блоку камеры) они выполнены
двухстенными. Аналогично охлаждаются и оба газовода двигателя.
Бустерные насосные агрегаты окислителя (БНАО) и горючего
(БНАГ) содержат одноступенчатые осевые насосы и осевые турбины
- гидравлическую шестиступенчатую по кислороду и газовую двух
ступенчатую по водороду. БНАО имеет мощность около 1,1 МВт,
вращается с частотой 85 радиан в секунду и повышает давление
кислорода с 0,7 до 3,2 МПа. Для питания его турбины расходуется
около 20% окислителя после первой ступени насоса соответствую
щего ТНА, сбрасываемого затем в перекачиваемый поток. БНАГ име
ет мощность около 2,1 МВт, вращается с частотой 267 радиан в
секунду и повышает давление водорода с 0,2 до 1.9 МПа.
ЖРД SSME имеет "не залитую" СПТ, захолаживание и заливка
которой обоими компонентами производится, как и на ЖРД J-2, пе
ред стартом МКС со сбросом паров через специальные клапаны захолаживания и циркуляционные магистрали в соответствующие баки.
Запуск - плавный, бесступенчатый. Он производится на прин
ципе "самозапуска" от давления на входе в двигатель и обеспечи
вается первоначальным воспламенителем КРТ в обоих газогенерато
рах от электросвеч. Управление запуском и выключением, а также
регулирование тяги и соотношения компонентов в ходе работы ЖРД
осуществляются пятью основными шаровыми клапан-регуляторами,
имеющими гидроприводы. Они установленны в магистралях питания
камеры и газогенераторов. Имеется развитая система контроля и
диагностирования текущего технического состояния двигателя и
протекающих в нем процессов, обеспечивающая предотвращение от
казов и аварийных ситуаций.
Установка SSME на орбитальный корабль осуществляется с по
мощью карданного подвеса, обеспечивающего (совместно с гидро
приводами) отклонение двигателя на углы до 10,5 градусов в вер
тикальной плоскости и до 7,5 градусов в горизонтальной плоскос
ти независимо от двух других двигателей маршевой ДУ. При этом,
бустерные насосные агрегаты установлены на подводящих магистра
лях орбитального корабля неподвижно и соединяются с остальной
конструкцией двигателя трубопроводами с гибкими сильфонными
участками.
ЖРД SSME является сегодня самым совершенным американским
"космическим" двигателем. Это единственный в мире ЖРД, реально
обеспечивающий многоразовое (до 25 полетов) использование. Он
практически доказал в ходе пятнадцатилетней эксплуатации свою
высокую надежность и высокий ресурс.
2.3. Американские азотнокислотные ЖРД
В США бесспорным лидером в области ЖРД, использующих высококипящие самовоспламеняющиеся КРТ (азотную кислоту (АК) или
азотный тетроксид (АТ) в паре с гидразином, несимметричным диметилгидразином (НДМГ) или аэрозином-50 в виде их смеси в рав
ных пропорциях), является фирма "Aerojet General Corporation"
(сокращенно "Aerojet" - "Эроджет"), Она была создана в 1942 го
ду пионером американского ракетного двигателестроения Теодором
фон Карманом и вошла затем в состав многопрофильной транснацио
нальной корпорации "Martin-Marietta" ("Мартин-Мариетта") [1].
Работы над азотнокислотными двигателями космического наз
начения фирма "Aerojet" начала еще в 1957 году с разработки не
большого ЖРД AJ-10-40 (Аджей-10-40) для второй ступени первой
американской PH
"Vanguard"
("Авангард"),
создававшейся в
1957...59 годах. Затем этот же ЖРД с незначительными изменения
ми (модернизациями) был использован на различных разгонных бло
ках (ступенях) PH: "Able" ("Эйбл", 1958...60 гг, вариант с ин
дексом AJ-10-101); "Able-Star" ("Эйбл-Стар", 1960...65 гг,
AJ—10—104) и "Delta" ("Дельта", с 1961 года AJ-10-110, а затем
AJ—10—118К, рис.2.6). Во всех этих вариантах данный ЖРД явля
ется однокамерным, использует АК и НДМГ при номинальном соотно
шении 2,8 и имеет вытеснительную систему подачи топлива (ВСПТ),
которая осуществляется из тонкостенных (с толщиной 0,127 мм)
стальных нержавеющих баков с помощью газообразного гелия [5].
Характеристики последней модификации данного ЖРД - двигателя
AJ-10-118K - приведены в табл.2.4. В состав этого двигателя
входят [5]: камера, агрегаты автоматики (два пуско-отсечных
клапана и два расходомера компонентов) и узел карданного подве
са. обеспечивающий отклонение камеры и укрепленных на ней агре
гатов автоматики в двух взаимно перпендикулярных плоскостях на
углы до 3 градусов.
Камера выполнена из 3 технологических узлов, соединенных
фланцевыми прочно-плотными соединениями, - смесительной голов
ки, охлаждаемого корпуса со степенью расширения сопла 20 и ко
нического неохлаждаемого соплового насадка из титана. Последний
присутствует на всех вариантах, начиная с AJ-10-104, и обеспе
чивает увеличение степени расширения сопла до значения 40.
Смесительная головка - алюминиевая, куполообразная. Она
выполнена в виде единой литой форсуночной плиты и в качестве
форсунок содержит однокомпонентные многоструйные смесительные
элементы со столкновением одноименных струй, аналогичные эле
ментам ЖРД LR-79-NA (см.п.2.1). Они размещены по концентричес
ким окружностям, ряды элементов горючего чередуются с рядами
окислителя, а на двух периферийных рядах расположены только
элементы горючего, обеспечивающие создание завесного пристеноч-
Характеристика американских азотнокислотных ЖРД
Тип ЖРД
LR-81-BA
AJ-10-118
AJ-10-138
LR-87-AJ
LR-91-AJ
LMDE
Год создания
Фирма
Ступень (блок) PH
1958
Bell Aerospace
Agena
1961
Aerojet
Delta
1964
Aerojet
Transtage
1964
Aerojet
1 cr.Trtan
1964
Aerojet
2 cr.Tltan
1967
TRW
KA Appolo
КРТ
АК + НДМГ
АК + НДМГ
AT+AZ-50
AT+AZ-50
AT+AZ-50
AT+AZ-50
Тяга в пустоте, кН
72,5
41,2
35,6
1054
455
44
Уд.импульс, Н*с/кг
2900
3020
2960
2870
3130
2990
Давление в камере, МПа
3,5
1,44
0,7
5,4
5,7
0,73
Расширение сопла
45
40
40
15
49
54
Мощность ТНА, кВт
260
ВСПТ
ВСПТ
3360
1340
ВСПТ
Масса, кг
136
88
40-камера
96
64-камера
1468
(всей ДУ)
500
168
Время работы, с
243
450
440
165
185
до 900
Высота/диаметр, м
2,1/0,9
1,6/0,8
2,05/1,2
3,1/3,0
2,8/1,7
2,5/1,5
вариант AJ-3
1964 r.
МБР "ТИТАН-2"
LR-91-AJ
с 1964 г.
2 ступень
МБР и PH "ТИТАН"
вариант AJ-11
1974 г.
PH "THTAH-34D, -34Е”
ного слоя. Интересно, что вне данного слоя соотношение компо
нентов также неравномерно по радиусу - в центре оно близко к
стехиометрическому и плавно уменьшается к периферии. Для этого
отверстия впрыска КРТ имеют разные диаметры и углы наклона к
оси камеры. На наружной поверхности головки расположены патру
бок подвода горючего и узел крепления карданного подвеса.
Корпус камеры охлаждается не традиционным для данных целей
горючим, а имеющим больший расход окислителем. Корпус выполнен
из 160 алюминиевых трубок с переменным по длине прямоугольным
сечением. Трубки имеют толщину 0,9 мм, отпрофилированы и сваре
ны по образующей между собой. Для обеспечения прочности на ка
мере сгорания они обмотаны в один слой стальной проволокой
квадратного сечения, а на сопле - подкреплены приваренными к
ним бандажами. Коллектор подвода окислителя расположен на сопле
в сечении со степенью расширения 6. Из него окислитель по ряду
трубок направляется к срезу сопла, разворачивается и по сосед
ним трубкам возвращается к смесительной головке для впрыска в
камеру.
Клапаны - тарельчатые, многоразовые. Они имеют гидравли
ческие приводы на основных КРТ. управляемые с помощью специаль
ных золотниковых электрогидроклапанов. Подача горючего в камеру
производится с задержкой, для чего открытие пуско-отсечного
клапана НДМГ происходит только после полного открытия аналогич
ного клапана АК. В ходе работы контролируется внутрикамерное
давление, по величине которого путем изменения режима наддува
баков PH тяга двигателя поддерживается постоянной с точностью 3
% от номинального значения. Допускается многократное (до 5 раз)
включение данного ЖРД в полете. Для поддержания нормального
теплового режима все его элементы покрыты экранно-вакуумной
теплоизоляцией.
Вторым небольшим ЖРД фирмы "Aerojet" с аналогичной вытес
нительной подачей КРТ стал однокамерный двигатель AJ-10-138
(Аджей-10-138), созданный в 1964 году для разгонного блока
"Transtage" ("Транстейдж") [1,5].
Данный ЖРД (см. рис.2.6 И табл.2.4) использует азотный
тетроксид (АТ) в паре с аэрозином-50 (AZ-50) при номинальном
соотношении 2,0. Его отличительной особенностью в сравнении с
AJ-10-118K является значительно более низкое внутрикамерное
давление, а следовательно, большие габариты и масса камеры (да
же при ее несколько меньшей тяге). Выбор такого давления в ка
мере связан со значительно большими бортовыми запасами КРТ и
необходимыми для этого существенно большими объемами баков на
РБ "Transtage" по сравнению с РБ "Дельта”. Сохранение в таких
больших баках высокого давления наддува для вытеснения КРТ (на
РБ "Дельта" оно равно 2,35 МПа) привело бы к значительному уве
личению толщины их стенок и возрастанию пассивной массы конс
трукции блока. Поэтому на РБ "Transtage" давление наддува баков
снижено до величины 1,11 МПаі а внутрикамерное давление, при
этом, принято равным лишь 0,7 МПа. Снижение внутрикамерного
давления привело к снижению экономичности данного двигателя в
сравнении с AJ-10-118K (его удельный импульс ниже на 60 Н*с/кг,
см.табл. 2 . 4), но одновременно, из-за снижения расходо- и тепло-напряженности камеры, позволило отказаться от ее регенера
тивного охлаждения жидким компонентом и упростить конструкцию
всего-двигателя.
ЖРД AJ-10-138 состоит [1] только из камеры, одного двух
компонентного клапана, закрепленного неподвижно на ее головке,
и узла их качания в двух взаимно перпендикулярных плоскостях на
углы до 6 градусов. Клапан - многоразовый, пуско-отсечной, с
гидравлическим приводом на основном горючем. Его работа регули
руется с помощью специального встроенного в корпус золотниково
го устройства с электромагнитным управлением. Узел качания вы
полнен в виде многослойного гибкого неметаллического кольца и
прикреплен своей внутренней частью к корпусу камеры в районе
критического сечения, а снаружи установлен шарнирно в силовой
раме ступени PH. Для отклонения в плоскости рыскания в кольце
поворачивается сама камера, для отклонения в плоскости тангажа
- поворачивается все кольцо в раме. Свободу данных перемещений
обеспечивают гибкие сильфонные участки трубопроводов.
Камера выполнена из 3 соединенных фланцами технологических
блоков - смесительной головки, абляционно охлаждаемого корпуса
(до степени расширения сопла 6) и неохлаждаемого соплового на
садка. увеличивающего степень расширения сопла до 40. Смеси
тельная головка выполнена из алюминиевого сплава и по конструк
ции аналогична головке двигателя AJ-10-118K. Она имеет иные ге
ометрические размеры, содержит большее число смесительных эле
ментов и отверстий в них (более 4000) и имеет антипульсационные
перегородки в виде креста из четырех полых плоских ребер, ох
лаждаемых проходящим внутри них горючим. Абляционно охлаждаемый
корпус содержит усеченную коническую (сходящуюся к критическому
сечению) камеру сгорания и начальный профилированный участок
сопла. Корпус является трехслойным: внутренний (абляционный)
слой составляют кварцевые волокна, пропитанные фенольной смо
лой; средний (теплоизоляционный) слой изготовлен из асбестового
войлока, также пропитанного фенольной смолой, а наружный (сило
вой) слой выполнен по аналогии с. корпусами РДТТ многократной
намоткой стекловолоконной ленты, пропитываемой эпоксидной смо
лой. Неохлаждаемый насадок состоит из сваренных между собой ниобий-титановых штампованных панелей.
В полете ЖРД не регулируется и допускает неограниченное
число запусков в течение суточного полета. Для обеспечения не
обходимого температурного режима смесительная головка, клапан и
подводящие топливные магистрали покрыты снаружи экранно-вакуумной теплоизоляцией. На блоке "Transtage" устанавливается два
ЖРД AJ-10-138.
Но наибольших успехов в области азотнокислотных двигателей
фирма "Aerojet" добивается в -ходе создания и эксплуатации двух
своих самых мощных маршевых ЖРД - двигателей LR-87-AJ и
LR-91-AJ (рис. 2.6). Эти ЖРД. созданные соответственно для пер
вой и второй ступеней МБР "Titan-2" в 1964 году и неоднократно
затем модернизированные для серий PH на ее основе, в качестве
'1(РТ используют АТ и аэрозин-50 (AZ-50). Они также имеют, подоб
но двигателям серии " NA" фирмы "Rocketdyne" (см. п.2.1), не
сколько вариантов исполнения, основными из которых являются:
"AJ-3" (1964г., МБР "Тіtan-2"), "AJ-5" (1964 г.. "PH Titan-3A"), "AJ-7" (1966г. PH "Tltan-ЗВ"), "AJ-9" (1967г.. PH
"Tltan-ЗС"), "AJ-11" (1974 r., PH "Titan-3D" и "Titan-3E"),
"AJ-13" (1980 г., PH "Titan-34D" и все последующие ее модифика
ции). Однако различия между данными вариантами незначительны и
позволяют рассмотреть их устройство на примере одного, наиболее
широко эксплуатируемого варианта "AJ-11" (см. табл. 2.4).
ЖРД первой ступени LR-87-AJ-11 - это однокамерный двига
тель с насосной подачей КРТ, выполненный по схеме без дожигания
с одним двухкомпонентным восстановительным газогенератором. На
всех МБР и PH типа "Titan" установлено по два таких ЖРД, объ
единенных оби£ей силовой рамой в маршевую ДУ ступени, в которой
двигатели работают синхронно, но независимо друг от друга.
Камера - традиционной трубчатой конструкции с литой сталь
ной куполообразной смесительной головкой, аналогичной головке
ЖРД LR-79-NA (см.п.2.1). Корпус камеры образован 160 стальными
нержавеющими трубками, каждая из которых разветвляется на сопле
на две параллельные трубки. Все трубки отпрофилированы. спаяны
чистым серебром и снаружи усилены проволочной обмоткой и банда
жами. Окислитель подводится к камере через патрубок на смеси
тельной головке, горючее - через коллектор в начале цилиндри
ческой части корпуса, из которого оно по одним трубкам направ
ляется к срезу сопла, разворачивается и по соседним трубкам
возвращается к головке для впрыска в камеру. Номинальное соот
ношение КРТ в двигателе 1,93, в камере - 1,91. На головке раз
мещен узел карданного подвеса, обеспечивающий качание камеры в
двух взаимно перпендикулярных плоскостях на углы до 4 градусов.
Газогенератор - однозонный, охлаждаемый горючим. Темпера
тура газа на его выходе 1200 К, давление в нем около 3,9 МПа.
На питающих газогенератор магистралях установлены кавитирующие
трубки Вентури, поддерживающие постоянными расходы окислителя и
горючего через них. Это обеспечивает постоянство соотношения
КРТ и температуры в газогенераторе, а в конечном итоге, сохра
няет стабильной тягу двигателя.
ТНА - многовальной конструкции с четырьмя валами, кинема
тически связанными через понижающий шестеренчатый редуктор с
цилиндрическими колесами. На трех основных параллельных валах,
имеющих по два шариковых подшипника с соответствующей шестерней
редуктора между ними, консольно установлены одноступенчатые
оседиагональные насосы окислителя и горючего и двухступенчатая
осевая активная газовая турбина. На четвертом (дополнительном)
валу, соосном с валом насоса горючего, также консольно относи
тельно двух шарикоподшипников установлен пятиступенчатый осевой
масляный насос. Он входит в систему охлаждения и смазки редук
тора и всех подшипников ТНА. Масло хранится в специальном ре
зервуаре и, отработав в данной системе, охлаждается в теплооб
меннике с помощью основного горючего для повторного использова
ния.
Мощность ТНА - 3360 кВт (на более ранних модификациях - до
3700 кВт). Частоты вращения валов (в радианах в секунду) равны:
383 - у турбины; 133 - у насоса окислителя; 147 - у насосов го
рючего * и масла. Давления на выходе из насосов составляют
9,6 МПа по горючему и 8,4 МПа по окислителю. Отработавшие на
турбинах обоих ЖРД газы выбрасываются через выхлопные патрубки,
расположенные между их камерами.
Запуск каждого двигателя - плавный, бесступенчатый, синх
ронный , с предварительной раскруткой их ТНА от пороховых пи
ростартеров, работающих около 2с. На входе в двигатели уста
новлены пусковые пиромембранные клапаны. Клапаны камер и газо
генераторов - пуско-отсечные, многоразовые, с гидравлическими
приводами на основных компонентах. Управление ими осуществляет
ся с помощью специальных, встроенных золотниковых электрогидравлических клапанов, что является характерным для всех ЖРД фирмы
"Aerojet".
Выключение двигателей - также синхронное, двухступенчатое
(сначала газогенераторов* затем камер). В полете ЖРД запускают
ся один раз и обеспечивают наддув обоих баков PH. По окислителю
для этого используется азотный тетроксид испаренный и нагретый
в теплообменниках, установленных на выходе из турбин ТНА обоих
ЖРД. А наддув бака горючего осуществляется частью основного ге
нераторного газа, отработавшего на турбине одного из двигателей
и охлажденного с помощью основного горючего в специальном
(третьем) теплообменнике, входящем в состав только данного ЖРД.
Более ранние, чем "AJ-11", варианты LR-87 имели меньшую
тягу и меньший удельный импульс при более низком давлении в ка
мере, обладали большей массой при меньшем времени работы в по
лете и обеспечивали более короткий гарантийный срок службы только 12 месяцев на "AJ-3" и "AJ-5" или 24 месяца на "AJ-7"
и "AJ-9" против 5 лет на "AJ-U" и "AJ-13" [5]. Кроме того, на
них отсутствовал устанавливаемый на ряде последних вариантов
"AJ-11" и "AJ-13" небольшой абляционно охлаждаемый сопловой на
садок, увеличивающий степень расширения сопла с 8 до 15, а
удельный импульс на 60 Н*с/кг [1,7].
ЖРД второй ступени LR-91-AJ-11 (см. рис.2.6 и табл.2.4)
также является однокамерным двигателем с насосной подачей и
имеет идентичную двигателю LR-87-AJ схему без дожигания с одним
восстановительным газогенератором. Аналогичен он данному двига
телю и по конструкции большинства основных агрегатов [1.5].
Камера данного ЖРД также имеет охлаждаемую (до степени
расширения 13) трубчатую конструкцию с большим абляционным на
садком, увеличивающим степень расширения сопла до 49. Насадок
крепится к охлаждаемой части камеры болтовым соединением. В
стальной литой смесительной головке, в целом аналогичной по
конструкции головкам LR-87-AJ и LR-79-NA (см. п.2.1.), органи
зовано столкновение струй не одноименных, а разноименных КРТ.
Кроме того, на ней для устойчивости горения установлены двух
стенные антипульсационные охлаждаемые горючим перегородки в ви
де кольца с шестью радиальными лучами. Корпус камеры данного
ЖРД образован 148 стальными нержавеющими круглыми трубками. Он
охлаждается аналогично корпусу LR-87-AJ. Абляционный насадок трехслойный. Его внутренний слой составляет асбофенольная обо
лочка, средний (теплоизоляционный) слой выполнен в виде сотово
го наполнителя из стекловолокна, а наружную оболочку составляют
5 слоев стеклоткани, пропитанной эпоксидной смолой. Номинальное
соотношение компонентов в двигателе 1,8, в камере - 1,77. Узел
качания камеры в двух плоскостях на углы до 6 градусов установ
лен на ее головке. Он обеспечивает управление полетом PH по
тангажу и рысканию. Управление по крену осуществляет вынесенное
на периметр ступени поворотное сопло генераторного газа (на ва
рианте "AJ-3" для управления полетом использовалась система че
тырех рулевых поворотных сопел (см. рис.2.6), камера устанавли
валась неподвижно и имела полностью охлаждаемый корпус).
ТНА LR-91-AJ, имеет в целом аналогичную с LR-87-AJ многовальную редукторную конструкцию,* но турбина и насос горючего в
нем установлении на одном валу и вращаются с частотой 363 ради
ана в секунду. Мощность ТНА - 1340 кВт (на более ранних модифи
кациях до 1550 кВт), давление за насосами -8.1 МПа по горючему
и 7,9 МПа по окислителю.
Аналогичную LR-87-AJ конструкцию имеет и газогенератор ЖРД
LR-91-AJ. Но он работает при более низких параметрах - давлении
3,4 МПа и температуре 1170 К. В целом, аналогично осуществляют
ся в данных ЖРД и процессы запуска, стабилизации тяги, выключе
ния и наддува баков PH. При этом, первоначальные варианты дви
гателя второй ступени также имели более низкие параметры рабо
чих процессов и характеристики, чем рассмотренный вариант
"AJ-11".
Наконец отметим, что все ЖРД фирмы "Aerojet" являются
простыми и высоконадежными двигателями со средними параметрами
экономичности и конструктивного совершенства. Они успешно экс
плуатируются с начала 60-х годов до настоящего времени.
Созданием небольших азотнокислотных ЖРД. особенно для раз
гонных блоков и КА, в США занимаются и другие двигателестрои
тельные фирмы [5]. Наиболее интересным из этих двигателей явля
ется ЖРД LR-81-BA фирмы "Bell Aerospace" ("Белл Аероспейс"),
входящей в состав транснациональной корпорации
"Textron"
("Текстрон").
Этот ЖРД, созданный в 1958 году для ступени "Agena" ("Аджена"), представляет собой однокамерный двигатель с насосной
подачей КРТ (см. рис.2.6 и табл.2.4). Он выполнен [1] по схеме
без дожигания с одним двухкомпонентным восстановительным газо
генератором и использует в качестве компонентов АК (на послед
них модификациях в смеси с АТ) и НДМГ (на первых модификациях
керосин, а затем монометилгидразин). Номинальное соотношение
компонентов пары "АК-НДМГ" равно 2,6.
Камера содержит аналогичную ЖРД AJ-10-118K алюминиевую
смесительную головку (плоскую, со столкновением разноименных
струй), охлаждаемый корпус (до степени расширения 13) и неохлаждаемый сопловой насадок. Последний выполнен из титана и име
ет приваренные снаружи продольные и поперечные ребра жесткости
из молибдена. Корпус камеры сварен из одной цилиндрической и
двух конических алюминиевых одностенных оболочек с толщиной
около 6 мм. Он охлаждается окислителем, каналы для прохода ко
торого в каждой из оболочек выполнены путем сверления в них до
сварки отверстий, параллельных образующей и имеющих диаметр
около 2,5 мм и шаг 6 мм. Внутренние поверхности смесительной
головки и корпуса покрыты теплозащитным покрытием (ТЗП) в виде
карбида кремния с толщиной около 0,5 мм. На внутреннюю поверх
ность насадка также нанесено ТЗП в виде окиси алюминия с толщи
ной 0,2 мм. Кроме того, при работе на внутренней поверхности
камеры дополнительно осаждается двуокись кремния, обеспечиваю
щая еще один слой теплозащиты. Она получается при сгорании си
ликонового масла, специально добавляемого в горючее в количест
ве примерно 1% от его массы.
ТНА - трехвальный. редукторный^ с консольным расположением
на отдельных валах одноступенчатых шнекоцентробежных насосов
компонентов, имеющих осевые входы, и одноступенчатой осевой ак
тивной газовой турбиной с парциальным подводом газа. Вал турби
ны вращается с частотой 413, вал насоса горючего - с частотой
380, а вал насоса окислителя - с частотой 260 радиан в секунду.
Шарикоподшипники и редуктор охлаждаются и смазываются основными
компонентами. При этом, в конструкции ТНА, в основном, исполь
зованы алюминиевые сплавы, а генераторный газ после турбины
выбрасывается через выхлопной патрубок из нержавеющей стали.
Запуск двигателя - одноступенчатый. Первоначальная раск
рутка его ТНА производится от пиростартеров (при числе включе
ний в полете до 4) или от пусковых бачков на основных компонен
тах (при большем числе включений). Вытеснение КРТ из последних
производится с помощью азота. Клапаны газогенератора - пуско-отсечные, с электромагнитными приводами. Клапаны камеры пуско-отсечные, автоматические (они открываются и закрываются
при определенном давлении КРТ на их входе). В полете тяга ЖРД
стабилизируется по аналогии с двигателем LR-87-AJ при помощи
кавитирующих трубок Вентури в магистралях питания газогенерато
ра. Выключение двигателя - двухступенчатое, сначала газогенера
тора, затем камеры. Двигатель допускает от одного (вариант
"ВА-5") до 15 включений в полете (вариант "ВА-13"). Его уста
новка на ступени обеспечивает отклонение камеры в карданном
подвесе в двух взаимно перпендикулярных плоскостях на углы до
5 градусов. В целом, ЖРД LR-81-BA обладает высокой надежностью
и успешно эксплуатируется до настоящего времени.
3. ЖРД АЭРОКОСМИЧЕСКИХ ФИРМ ЗАПАДНОЙ ЕВРОПЫ
Сегодня в Западной Европе созданием и эксплуатацией ЖРД
для PH занимаются два ведущих двигателестроительных концер
на - французский "Societe Europeene de Propulsion" или "SEP"
("Европейское общество силовых установок") и немецкий "MesserchmiU-Bolkow-Blohm" ("Мессершмитт-Бельков-Блом" или "МББ").
За 30 лет ими созданы серия маршевых азотнокислотных ЖРД для
нижниі ступеней PH (табл.3.1); небольшой ЖРД L-5 на аналогичных
КРТ для верхних ступеней PH и разгонных блоков; два кислород-водородных ЖРД типа "НМ" ("Аш-эМ") - НМ-7 и НМ-60
(табл.3.2). ,Причем, отработка последнего полностью еще не за
вершена, а уже имеются планы создания третьего кислород-водородного двигателя - ЖРД НМ-100 (рис.3.1). В целом, технический
уровень всех этих двигателей соответствует уровню аналогичных
американских ЖРД, созданных на 5... 10 лет раньше, а их конс
трукция базируется как на собственных оригинальных разработках,
так и на лицензиях последних.
3.1 Западноевропейские азотнокислотные ЖРД
Созданием мощных однокамерных ЖРД на азотнокислотных окис
лителях (АК или АТ) концерн "SEP” занимается с начала 60-х го
дов. Им последовательно были разработаны (см. табл.3.1) ЖРД
"VEXIN" ("ВЕКСЕН") и "VALOIS" ("ВАЛУА") для PH типа "Dlamant",
а также серия ЖРД "VIKING" ("ВИКИНГ") для PH семейства "Arlane"
[1]. Отметим,что все эти двигатели просты по конструкции, на
дежны, но имеют, в сравнении с аналогичными мировыми образцами,
не очень высокую экономичность.
Основу данных двигателей составляют камеры, не имеющие на
ружного регенеративного охлаждения. Они состоят из стальных
сферических смесительных головок и одностенных сварных корпу
сов, изготовленных из жаропрочных сталей. Изнутри корпуса камер
покрыты теплозащитными покрытиями из циркона (в ЖРД "VEXIN" и
"VALOIS") или окиси циркония (в ЖРД "VIKING"), а в их критичес
ких сечениях установлены тугоплавкие вставки соответственно из
графита или фенопласта, армированного окисью кремяія [5].
АНГЛИЯ
ГАММА
ГЕРМАНИЯ
±5.
1963 г.
1971 Г:
БРИСТОЛЬ-СИДДЛИ"
"МББ"
3 ступени PH
1 ступень (4 ЖРД)
2 ступень (1 ЖРД)
PH “БЛЭК Э Р Р О У ’
"Е В Р О П А -Г
"АРИАН-5"
ФРАНЦИЯ
ВИКИНГ-5
1984 г.
НМ-7
1979 г
1 ступени
PH "АРИАН-З, -4"
3 ступень PH "АРИАН-1“
ВИКИНГ-4
1984 Г
.
2 ступени
PH “АРИАН-З, -4"
НМ-60 ВУЛКАН
1995 г.
1 ступень PH "АРИАН-5"
НМ-100
1998 г. (план)
перспективные PH
кш
==
Смесительные головки всех камер - однотипные, сборные. Они
образованы внутренней литой стальной полусферой и покрывающим
ее стальным штампованным коническим днищем [1]. Полусфера и
днище скреплены фланцевым прочно-плотным соединением. В основа
нии полусферы по окружности расположены однокомпонентные смеси
тельные элементы, обеспечивающие столкновение струй впрыскивае
мых компонентов. Данные элементы выполнены в виде 10...12 поя
сов радиальных отверстий, размещенных на кольцевых, чередующих
ся по окислителю и горючему рядах. Горючее к элементам поступа
ет из коллектора, приваренного по периферии головки, а окисли
тель подводится через центральное отверстие в наружном днище и
зазор между ним и полусферой. Соотношение компонентов в камерах
составляет: 3,2 (в ЖРД "VEXIN"); 2,05 (в ЖРД "VALOIS"); 1,87 (в
ЖРД "VIKING"). До 10% горючего в каждом из этих ЖРД расходуется
на внутреннее завесное охлаждение камеры. Создание в ней при
стеночного слоя обеспечивают отверстия горючего в нижнем ряду
головки, наклоненные под углом 45 градусов к оси камеры. Корпус
и головка соединены между собой сваркой.
ЖРД "VEXIN" и "VALOIS" имеют вытеснительную систему подачи
топлива (ВСПТ) [1]. Давление в баках PH соответственно равно
2,4 и 2,7 МПа. Для их наддува в обоих двигателях вырабатывается
газ с большим содержанием паров воды (парогаз). Его получают
при смешении воды с горячим генераторным газом, произведенном в
пороховом твердотопливном газогенераторе (в ЖРД "VEXIN") или в
жидкостном двухкомпонентном газогенераторе на основных компо
нентах (в ЖРД "VALOIS"). Такой способ получения низкотемпера
турного газа является уникальным и больше нигде, кроме ЖРД кон
церна "SEP", не применяется. Параллельно этот же парогаз ис
пользуется в пневмоприводах, осуществляющих отклонение камер
данных ЖРД в карданных подвесах на углы до 4 градусов в плос
костях тангажа и рыскания, а также в четырех поворотных рулевых
соплах, обеспечивающих управление полетом PH "Diamant" по кре
ну. Запуск обоих ЖРД производится в две ступени с помощью двух
позиционных пироклапанов пуска на входе в двигатель. Выключение
- одноступенчатое, с помощью аналогично расположенных пирокла
панов отсечки. На ЖРД "VEXIN", основная топливная пара которого
является несамовоспламеняющейся, применено химическое зажига
ние. Оно осуществляется с помощью пускового горючего (фурфури-
VEXIN
VALOIS
VIKING-2
VIKING-5
VIKING-4
L-5
Год создания
Фирма
Ступень, PH
1965
SEP
1,Diamant-A
1967
SEP
1,Diamant-B
1979
SEP
1,Агіапе-1
1984
SEP,МВБ
1,Ariane-3
1984
SEP,МВБ
2,Ariane-3
1971
МВБ
З.Агіапе-5
КРТ
АК+скипидар
+ вода
AT + НДМГ
+ вода
AT + НДМГ
+ вода
AT + НДМГ
+ вода
AT + НДМГ
+ вода
AT+AZ-50
Тяга у Земли, кН
247
348
610
677
790
в пустоте
23
в пустоте
Уд. импульс, Н*с/кг
1990
2143
2390
2470
2900
3040
Давление в камере, МПа
1,76
2,05
5,4
5,85
5,85
1.0
Расширение сопла
3,6
5,2
14
14
21
77
Мощность ТНА, кВт
ВСПТ
ВСПТ
5080
5400
5400
ВСПТ
Масса, кг
390
415
695
750
760
214 (ДУ)
Время работы, с
95
120
140
205
130 *
Высота/диаметр, м
1,8/1,0
2,2/1,2
2,9/1,2
3,1/1,2
3,9/1,7
6000
1,4/1,2
-77-
Тип ЖРД
лового спирта), размещенного в герметичной капсуле, которая ус
тановлена в магистрали подачи основного горючего в камеру.
>
В последующих ЖРД серии "VIKING" используется насосная по
дача всех компонентов с помощью одного одновального моноблочно
го ТНА, одинакового по конструкции на всех двигателях данной
серии [1]. Он вращается с частотой около 160 радиан в секунду и
содержит двухступенчатую активную осевую газовую турбину, рас
положенную на валу консольно, и три одноступенчатых центробеж
ных насоса - горючего, окислителя и воды. Расход последней,
обеспечивающей охлаждение корпуса газогенератора и разбавление,
как и ранее, произведенного им газа, составляет около 1.5 % от
суммарного расхода основных компонентов. Все насосы имеют од
носторонние радиальные входы и выходы, а также крыльчатки от
крытого типа. В конструкции насосов применены, в основном, алю
миниевые сплавы, а в конструкции турбин использованы жаропроч
ные и жаростойкие стали и сплавы.
Привод ТНА обеспечивает двухкомпонентный, охлаждаемый во
дой газогенератор на основных компонентах. Он работает при со
отношении КРТ, близком к стехиометрическому. Полученный высоко
температурный газ разбавляется водой для снижения его темпера
туры примерно до 1100 К. Отработав на турбине, этот парогаз
повторно разбавляется водой до температуры около 480 К и ис
пользуется для нужд PH.
На первых ступенях всех PH серии "Ariane" с ЖРД "VIKING-2"
или "VIKING-5", а также на жидкостных стартовых ускорителях
"PAL” с ЖРД "VIKING-6", этот дважды разбавленный парогаз приме
няется для наддува баков всех КРТ. На вторых ступенях данных PH
с ЖРД "VIKING-4", баки которых наддуваются гелием от специаль
ной газобаллонной системы, данный парогаз поступает в систему
рулевых сопел, обеспечивающих управление полетом по крену.
Кроме того, во всех ЖРД серии "VIKING" дважды разбавленный
парогаз используется для привода плунжерных насосов вспомога
тельной масляной гидросистемы, питающей рулевые машинки откло
нения двигателей на PH. На первых ступенях отклоняются все че
тыре ЖРД, установленные в шарнирных подвесах, причем, это от
клонение происходит в одной плоскости на углы до 5 градусов и
обеспечивает управление полетом PH по всем осям стабилизации.
На вторых ступенях, имеющих один установленный в карданном под
весе ЖРД. отклонение осуществляется в двух взаимно перпендику
лярных плоскостях на углы до 4 градусов. Оно обеспечивает уп
равление полетом PH по осям тангажа и рыскания, а управление по
крену берет на себя система рулевых сопел, работающих на низко
температурном парогазе.
Запуск и выключение ЖРД серии "VIKING" осуществляется с
помощью управляемых азотом пуско-отсечных клапанов на входе в
насосы ТНА. Начальной раскрутки последнего не требуется, так
как двигатель запускается на принципе "самозапуска" от давления
КРТ на его входе. В процессе работы производится регулирование
тяги (путем изменения подачи компонентов в газогенератор) и
стабилизация соотношения компонентов в камере (путем перепуска
части окислителя с выхода соответствующего насоса'.ТНА на его
вход). Выключение - двухступенчатое, сначала газогенератора
(отсечкой подачи окислителя), затем всего ЖРД (отсечкой подачи
в двигатель всех компонентов).
С 1983 года в совершенствовании конструкции газогенератора
и ТНА ЖРД "VIKING" принимает участие концерн "МББ", работающий
в кооперации с концерном "SEP". Последний, при этом, отвечает
за общие вопросы совершенствования двигателей данной серии, а
также обеспечивает производство и модернизацию камер, автомати
ки и узлов общей сборки. В целом, азотнокислотные ЖРД серии
"VIKING" являются достаточно мощными и имеют простую конструк
цию, низкую стоимость и высокую надежность. Они успешно обеспе
чивают выполнение всех западноевропейских космических программ,
а также большое число различных коммерческих пусков PH типа
"Агіапе" [7].
Еще одним азотнокислотным ЖРД, созданным концерном "МББ"
для третьей ступени PH типа "Europa" в 1971 году, является дви
гатель L-5 (см. рис.3.1 и табл.3.1). Это небольшой однокамерный
ЖРД многократного включения с вытеснительной системой подачи
обоих КРТ. Необходимый для этого наддув баков PH (до давления
1,82 МПа по окислителю и 1.92 МПа по горючему) обеспечивается
соответствующей гелиевой газобаллонной системой.
В состав двигателя L-5 входят: камера, агрегаты автома
тики, шарнирный узел качания и сварная трубчатая рама. На по
следней установлены еще два рулевых ЖРД с тягой по 0,5 кН, вхо
дящие в состав ДУ ступени, а также агрегаты системы наддува ее
баков [5].
Камера - сборная. Она состоит из трех блоков - смеситель
ной головки, двухстенного оболочечного корпуса (до степени рас
ширения 28) и неохлаждаемого соплового насадка. Крепление всех
блоков - фланцевое, прочно-плотное. Смесительная головка плоская, алюминиевая, литая. Ее однокомпонентные смесительные
элементы в виде наклонных отверстий обеспечивают столкновение
струй впрыскиваемых компонентов и расположены по концентричес
ким окружностям. Корпус - паяносварной, титановый. Он охлажда
ется горючим, которое из подводящего коллектора в сопловой час
ти данного блока по продольным фрезерованным каналам охлажде
ния, имеющим переменное по длине сечение, направляется к смеси
тельной голике для впрыска в камеру. Сопловой насадок - из ти
танового сплава. Он имеет толщину около 1 мм и усилен тремя
кольцевыми ребрами жесткости. Степень расширения сопла с насад
ком равна 77. Узлы крепления камеры в шарнирном подвесе распо
ложены в районе критического сечения. Подвес допускает возмож
ность отклонения камеры в двух взаимно перпендикулярных плос
костях на углы до 8 градусов. Свободу этих отклонений обеспечи
вают гибкие сильфонные участки трубопроводов.
Управление запуском и выключением ЖРД осуществляют пневмоуправляемые гелием многоразовые пуско-отсечные клапана, уста
новленные на головке камеры. Двигатель допускает до 20 включе
ний в одном полете при значительном (до 6000 с) ресурсе работы.
В настоящее время он дорабатывается для третьей ступени перс
пективной PH "Arlane-5" [7].
3 .2 Западноевропейские кислород-водородные ЖРД
Разработку небольших кислород-водородных ЖРД для верхних
ступеней PH типа "Europa" концерны "SEP" и "МВБ" начали в сере
дине 60-х годов независимо друг от друга [5,7]. Концерн "SEP"
разрабатывал четырехкамерный ЖРД SEPR с тягой около 60 кН, на
сосной подачей обоих КРТ и простой схемой без дожигания при
низком (порядка 3 МПа) внутрикамерном давлении. Данный двига
тель должен был допускать трехкратное включение в полете и
предназначался для 3 ступени PH "Europa"[5]. Концерн "МББ" в
это же время создавал альтернативный однокамерный ЖРД 0PH0S
практически с теми же характеристиками, схемой и предназначени
ем. Но оба концерна в ходе своей работы встретились со значи
тельными трудностями и к моменту прекращения в 1974 году работ
над PH этого типа данные ЖРД еще только проходили стендовую от
работку.
После создания в 1975 году Европейского Космического
Агенства и начала работ над новыми PH серии "Arlane". концерны
"SEP" и "МББ" решили объединить свои усилия в создании кислород-водородных ЖРД для них. Это быстро дало положительные ре
зультаты и позволило к І979 году закончить разработку первого
западноевропейского ЖРД данного типа, получившего индекс НМ-7
(см. рис.3.1 и табл.3.2). Он объединил в себе лучшие конструк
тивные и схемные решения двигателей SEPR и 0PH0S и явился пер
вым в мире ЖРД, созданным на основе кооперации.
ЖРД НМ-7 является однокамерным двигателем без дожигания и
имеет насосную подачу обоих компонентов. Она осуществляется од
ним ТНА, привод которого обеспечивает восстановительный газоге
нератор на основных КРТ. Двигатель устанавливается в карданном
подвесе и отклоняется в двух взаимно перпендикулярных плоскос
тях тангажа и рыскания на углы до 3 градусов, а для управления
по крену используется система подвижных рулевых сопел на газо
образном водороде.
Камера (разработчик - концерн "МББ") имеет современную
разборную (блочную) конструкцию, аналогичную конструкции амери
канского ЖРД SSME (см. п.2.2.). Она состоит из смесительной го
ловки и двух охлаждаемых водородом блоков корпуса. Первый блок
(до степени расширения 7) имеет двухстенную, оболочечную, пая
но-сварную конструкцию. Его внутренняя стенка из медного сплава
содержит продольные фрезерованные каналы для прохода охладителя
и припаяна серебряным припоем к наружной никелевой силовой обо
лочке. Второй (сопловой) блок до степени расширения 60 выполнен
из спаянных между собой никелевых трубок с постоянным прямоу
гольным сечением 4 на 4 мм и толщиной стенок 0,4 мм. Снаружи
трубки подкреплены стальными приваренными бандажами.
Оба блока охлаждаются водородом, коллектор подвода которо
го расположен рядом с соединяющим данные блоки фланцем. Из кол
лектора 95% водорода поступает в охлаждающий тракт первого бло
ка, направляется к головке и в виде испаренного и нагретого га
за основной своей частью через форсунки попадает в камеру. Не
большая часть этого газа перед смесительной головкой отбирается
и используется в системе рулевых сопел крена и для наддува бака
горючего (после смешения с жидким водородом с целью снижения
температуры). Оставшиеся 5% водорода из коллектора подвода на
правляются в трубки сопла, охлаждают его, нагреваются до темпе
ратуры 900... 950 К и через открытые концы трубок выбрасываются
в окружающее пространство, создавая дополнительную тягу.
Смесительная головка - литая. Она полностью выполнена из
стали и имеет три днища - плоское внутреннее, коническое сред
нее и полутороидальное наружное . К последнему с помощью кони
ческого переходниика крепится узел карданного подвеса. Головка
содержит 90 двухкомпонентных струйных коаксиальных форсунок ти
па "трубка в трубке", размещенных на 5 концентрических окруж
ностях. По центру головки через все днища проходит полый сталь
ной стакан, используемый для установки пирозажигательного уст
ройства и герметизируемый сваркой. Газообразный водород посту
пает в головку из тракта охлаждения корпуса и попадает в по
лость между средним и внутренним днищами. Последнее является
пористым и выполнено из нескольких слоев спрессованной и спе
ченной стальной сетки. Большая часть водорода через кольцевые
межтрубочные щели в форсунках впрыскивается в камеру, а меньшая
часть (около 10%) "выпотевает", охлаждая внутреннее (огневое)
днище. Жидкий кислород подводится через патрубок на наружном
днище и поступает в камеру по внутренним трубкам форсунок из
полости между средним и наружным днищами. Все трубки форсунок стальные. Их крепление к огневому и среднему днищам осуществ
ляется диффузионной пайкой твердым припоем.
ТНА двигателя - редукторный, с двумя параллельными валами.
Он аналогичен по конструкции ТНА американского ЖРД RL-10
(см. п.2.2). На первом валу консольно относительно двух шарико
подшипников и ведущей шестерни редуктора между ними установлены
газовая турбина и насос водорода. Турбина - осевая, двухступен
чатая, реактивная, с двумя лопаточными венцами на одном диске.
Насос - шнекоцентробежный, двухступенчатый, с осевым входом и
двумя одинаковыми односторонними крыльчатками закрытого типа.
На втором валу также консольно относительно двух шарикоподшип
ников и ведомой шестерни редуктора между ними установлен одно-
Тип ЖРД
Н М -7
Н М -7В
НМ - 60 VULKAJN
Н М -100
Год создания
Фирма
Ступень, PH
1979
SEP
3, Ariane-1
1988
SEP, МББ
3, Ariane-4
1995
SEP, МББ
1, Ariane-5
1998 (план)
SEP, МББ
1, Агіапе-5
Тяга в пустоте, кН
60
63
1070
1220
Уд. импульс, Н*с/кг
4323
4442
4240
4450
Давление в камере, МПа
3,05
3,5
10
20
60
83
45
40
Соотношениие компонентов
4,5
4,8
5,1
5,5
Мощность ТНА, кВт
420
485
3030(0), 11900(г)
14100(о),35200(г)
Масса, кг
150
155
1450
1200
Время работы, с
545
725
500
550
Высота/диаметр, м
1,7/1,0
1,9/1,1
4,0/2,3
3,9/2,1
Расширение сопла
ступенчатый шнекоцентробежный насос кислорода с осевым входом и
односторонней крыльчаткой закрытого типа. Частоты вращения дан
ных валов соответственно равны 1000 и 213 радиан в секунду.
Подшипники охлаждаются и смазываются основными компонентами.
Смазка и охлаждение редуктора осуществляется жидким водородом.
Уплотнения на валах - комбинированные. В конструкции насосов, в
основном, использованы алюминиевые сплавы. Валы, подшипники и
шестерни редуктора - стальные, а большинство элементов турбины
выполнено из жаростойких никелевых сплавов.
Питание ТНА обеспечивает охлаждаемый водородом двухкомпо
нентный однозонный газогенератор с оболочечной, паяно-сварной
конструкцией. Он имеет аналогичную с камерой смесительную го
ловку и вырабатывает восстановительный газ с температурой около
900 К. Расход через газогенератор составляет около 1,8 % от
суммарного расхода топлива через двигатель. Отработавший на
турбине газ поступает в теплообменник, где нагревает газообраз
ный гелий для наддува бака окислителя PH и управления автомати
кой ЖРД и ДУ, а затем выбрасывается через неподвижное сопло,
создавая тягу около 0,7 кН. Магистрали ЖРД захолаживаются и за
ливаются компонентами непосредственно перед его запуском. Захолаживание производится циркуляцией со сбросом паров в соответс
твующие баки через специальные клапаны дренажа. Запуск двигате
ля - одноступенчатый, пиростартерный. Газы пиростартера, рабо
тающего около 1 с, раскручивают ТНА и воспламеняют КРТ в газо
генераторе. Воспламенение в камере также пиротехническое. Тяга
ЖРД регулируется с помощью пневмоуправляемого гидроредуктора
окислителя, установленного в магистрали газогенератора. При от
сутствии команд на изменение тяги она стабилизируется на ранее
заданном уровне с помощью кавитирующих трубок Вентури, установ
ленных в магистралях газогенератора. Управления расходованием
топлива в двигателе нет. Выключение - двухступенчатое, сначала
газогенератора (с помощью его пневмоуправляемых гелием пуско-отсечных клапанов), затем камеры (с помощью ее аналогичных
клапанов). В полете двигатель запускается один раз, хотя допус
кает многократное (до 3 раз) включение при наличии необходимого
числа пиросредств. Перед запуском и после выключения полость
окислителя камеры и редуктор ТНА продуваются гелием.
В 1988 году для PH "Агіапе-4" создан форсированный вариант
данного ЖРД, получивший индекс НМ-7В [1]. По конструкции он
практически аналогичен варианту НМ-7, но имеет (см. табл.3.2)
увеличенное до 3,5 МПа давление в камере, большую степень рас
ширения сопла, повышенную до 950 К температуру в газогенераторе
и соответственно увеличенную мощность и обороты ТНА. По своей
экономичности данный вариант приближается к лучшим мировым об
разцам.
Вторым западноевропейским кислород-водородным ЖРД, создан
ным концернами "SEP" и "МББ" также совместно, является мощный
маршевый двигатель НМ-60 "VULCAIN" ("ВУЛКАН") (см. рис.3.1 и
табл.3.2). Его разработка для 1 ступени перспективной PH "Агіапе-5" в настоящее время находится в стадии завершения, а первый
полет состоялся 4 июня 1996 г. и закончился неудачно.
ЖРД НМ-60 является однокамерным двигателем без дожигания и
имеет два автономных ТНА подачи кислорода и водорода (по типу
американского ЖРД J-2. см. п.2.2). Оба ТНА приводятся во враще
ние восстановительным газом, полученном в одном двухкомпонент
ном газогенераторе на основных КРТ. Этот газ разделяется на два
потока и поступает на турбины данных ТНА параллельно и одновре
менно. В конструкции НМ-60 усовершенствованы и применены многие
решения, использованные ранее и в двигателе НМ-7. Например.
НМ-60 также установлен в карданном подвесе, обеспечивающем его
отклонение в плоскостях тангажа и рыскания на углы до 6 граду
сов, а управление по крену, при этом, производится аналогичной
системой рулевых сопел на газообразном водороде, отбираемом
после тракта охлаждения камеры.
Камера НМ-60 (разработчик - концерн "МББ") по конструкции
также подобна камере НМ-7, хотя и работает при значительно
большем давлении в 10 МПа. Она состоит из трех аналогичных бло
ков, соединенных фланцами. Это блок литой смесительной головки
с форсунками типа "трубка в трубке", блок двухстенного пая
но-сварного корпуса (до степени расширения 5) и блок трубчатого
сопла. Последний также охлаждается водородом с его последующим
выбросом через незаглушенные концы трубок в окружающее прост
ранство. В отличии от НМ-7, в камере НМ-60 значительно увели
чено число форсунок. Их 516 штук, причем 93 из них выдвинуты
внутрь камеры и создают антипульсационные перегородки в виде
кольца с пятью радиальными лучами (по аналогии с американским
SSME, см. п.2.2). Форсунки периферийного ряда имеют увеличенный
расход горючего и обеспечивают создание в камере пристеночного
завесного слоя. На это расходуется около 5% водорода, проходя
щего через двигатель. Трубки форсунок стальные и аналогично
SSME прикрепляются к днищам с помощью сварки трением. Никелевые
трубки сопла между собой свариваются с помощью вольфрамового
электрода в среде инертного газа. Удельный тепловой поток в
критическом сечении достигает 60 МВт на кв. метр, но макси
мальная температура внутренней стенки камеры в этом сечении
не превышает 680 К. Потери давления в тракте охлаждения равны
2,7 МПа, а на выходе из него водород имеет 'температуру около
100 К.
Газогенератор - двухзонный, с температурой в первой зоне
около 1500 К, снижаемой затем до 920 К путем разбавления газа
жидким водородом, подаваемым из тракта его охлаждения через
специальный перфорированный пояс. Давление в газогенераторе
8 МПа. расход через него составляет около 3,5% от суммарного
расхода топлива через двигатель. Отработавший на турбинах обоих
ТНА газ выбрасывается через два неподвижных сопла, размещенных
диаметрально противоположно около среза сопла камеры (рис.3.1).
ТНА кислорода и водорода имеют разную конструкцию, существённо отличающуюся также от конструкции ТНА НМ-7. Оба ТНА безредукторные [7]. Первый из них - одновальный. Он содержит
одноступенчатую активную осевую газовую турбину и одноступенча
тый шнекоцентробежный насос кислорода, который имеет осевой
вход и одностороннюю крыльчатку закрытого типа. Данный ТНА вра
щается с частотой около 220 радиан в секунду и обеспечивает на
выходе давление кислорода 13,3 МПа (при КПД насоса 0,763. КПД
турбины 0,268 и степени расширения газа на ней 13,9). Подшипни
ки ТНА кислорода - шариковые, сдвоенные. Их охлаждение и смазка
производится перекачиваемым компонентом.
ТНА водорода - блочный, двухвальный, с соосным располо
жением валов. На них, между двух сдвоенных шарикоподшипников,
охлаждаемых жидким водородом, расположены двухступенчатый шне
коцентробежный насос горючего и двухступенчатая осевая активная
газовая турбина. Насос имеет осевой вход и две одинаковые од
носторонние крыльчатки закрытого типа. Данный ТНА вращается с
частотой около 590 радиан в секунду и обеспечивает на выходе
давление водорода около іс.,'1 МПа (при КПД насоса равном 0,715.
КПД турбины о. с,1 и степени расширения газа на ней 16,7). В
конструкции обоих ТНА широко применяются алюминиевые, титановые
и жаропрочны'1 силами.
Захолажинапие и twmwta магистралей ЖРД'НМ-60 производится
также, как и на двигателе НМ-7. Запуск - одноступенчатый, с
первоначальной раскруткой ТНА от порохового пиростартера. Зажи
гание в каморе и газогенераторе - пиротехническое, от встроен
ных в их смесительные головки пирозажигательных устройств
(средства электрического зажигания только разрабатываются). В
ходе работы путем синхронного изменения подачи окислителя и го
рючего в газогенератор производится регулирование тяги двигате
ля. Аппаратурно оно осуществляется, наряду с пуском и отсечкой
газогенератора, с помощью аналогичных SSME шаровых клапан-регу
ляторов. Одновременно для синхронизации опорожнения баков PH
производится регулирование соотношения КРТ в двигателе. Оно
осуществляется газовым дросселем, изменяющим распределение по
токов газа между турбинами ТНА.
ЖРД НМ-60 обеспечивает получение газов наддува обоих баков
PH. По горючему для этого, как и на НМ-7, используется нагретый
газообразный водород из тракта охлаждения камеры, а по окисли
телю применяется газообразный кислород, испаренный и нагретый в
теплообменнике, установленном на выходе из турбины одноименного
ТНА. В полете двигатель запускается один раз. Перед запуском и
после выключения с помощью гелия продуваются магистрали окисли
теля камеры и газогенератора, а также полости между насосами и
турбинами в обоих ТНА.
По своей конструкции ЖРД НМ-60 является современным кислород-водородным ЖРД. обеспечивающим высокую надежность и значи
тельный ресурс (до 7000 с при 20 включениях).
В 1998 году концерны "SEP" и "МВБ" планируют приступить
к разработке кислород-водородного ЖРД НМ-100 (см. рис.3.1 и
табл.3.2). Его создание планируется по аналогичной американско
му SSME схеме с дожиганием восстановительного водородного газа,
который вырабатывается в двух одинаковых газогенераторах и
обеспечивает затем привод двух автономных ТНА кислорода и водо
рода.
4. ХРД АЭРОКОСМИЧЕСКИХ ФИРМ ЯПОНИИ И КИТАЯ
К созданию ЖРД различного назначения конструкторы Японии и
Китая приступили позднее России, США и стран Западной Европы в конце 60-х ... начале 70-х годов. Естественно, они имели воз
можность опираться на достигнутый к данному моменту времени ми
ровой опыт и широко использовать закупки образцов ракетно-кос
мической техники и ее комплектующих, лицензии и приглашение
иностранных специалистов. Этим, в основном, и объясняются те
небольшие сроки, которые потребовались конструкторам Японии и
Китая, чтобы разработать и начать самостоятельное производство
широкого спектра ЖРД, приближающихся по ряду параметров к луч
шим мировым образцам.
4.1. Японские ХРД космического назначения
Ведущей фирмой Японии в области разработки и производства
ЖРД является многопрофильная корпорация "Mltsublschi" ("Митцубиси"). На ее заводах сначала был налажен выпуск лицензионных
ЖРДУ МВ-3 (см. п.2.1) для PH серии "N" (японского аналога аме
риканской PH "Thorad-Delta"). Потом с помощью фирм "Aerojet" и
"Rocketdyne" в составе этой корпорации было создано мощное дви
гателестроительное конструкторское бюро, которое затем и разра
ботало первые японские ЖРД космического назначения - небольшой
азотнокислотный двигатель LE-3 (J1E-3) и два кислород-водородных
двигателя LE-5 (ЛЕ-5) и LE-7 (ЛЕ-7). Их внешние виды пред
ставлены на рис.4.1, а основные характеристики приведены в
табл.4.1.
ЖРД LE-3 и его более экономичная модификация LE-3M исполь
зуют [7.8] АТ в паре с аэрозином-50, имеют вытеснительную сис
тему подачи топлива (ВСПТ) и применяются на вторых ступенях PH
серии "N". Оба они состоят из камеры, двух пневмоуправляемых
гелием пуско-отсечных клапанов окислителя и горючего, трубопро
водов с сильфонными вставками и узла карданного подвеса. Пос
ледний устанавливается на смесительной головке камеры и обеспе
чивает отклонение двигателя в двух взаимно перпендикулярных
плоскостях тангажа и рыскания на углы до 8 градусов. Управление
по крену, при этом, осуществляет специальная система рулевых
сопел с каталитическим разложением аэрозина-50, не входящая в
состав ЖРД.
Вытеснительная подача окислителя и горючего из алюминиевых
(на PH "N-1") или из стальных (на PH "N-2") топливных баков
производится газообразным гелием, запас которого под давлением
около 30 МПа хранится в шести титановых шарбаллонах. Давление
наддува данных баков на PH "N-1" и "N-2" принято соответственно
равным 2,03 и 1,54 МПа. В последнем случае обеспечивается сни
жение массы ДУ ступени (на 160 кг или на 24,4%), но уменьшаются
при прочих равных условиях внутрикамерное давление и тяга ЖРД.
Так в двигателе LE-3M, устанавливаемом на PH "N-2", данное дав
ление составляет лишь 0,86 МПа против 1,14 МПа в ЖРД LE-3, сто
ящем на PH "N-1". Это компенсируется увеличением времени работы
LE-3M в сравнении с LE-3 и повышением его экономичности за счет
существенного (в 2,5 раза) увеличения степени расширения сопла.
Камеры ЖРД LE-3 и LE-3M, при этом, абсолютно идентичны по конс
трукции и имеют лишь разные по длине сопловые насадки. Они сос
тоят из смесительной головки и сварного трехсекционного корпу
са.
Смесительная головка - плоская, сварная. Она выполнена из
нержавеющей стали и содержит 90 однокомпонентных струйных фор
сунок, расположенных концентрическими, чередующимися по окисли
телю и горючему, рядами. На периферии внутреннего днища выпол
нено около 300 тонких отверстий, обеспечивающих создание в ка
мере внутренней пленочной завесы горючего. Среднее соотношение
компонентов в камере составляет 1,5 (в ЖРД LE-3) и 1,9 (в ЖРД
LE-3M), на завесу расходуется около 16% аэрозина, поступающего
в камеру.
Корпус камеры состоит из охлаждаемой горючим трубча
той секции (до степени расширения 3), абляционно охлаждаемого
участка сопла (до степени расширения 10) и неохлаждаемого соп
лового насадка с конечной степенью расширения 26 (на ЖРД LE-3)
или 65 (на ЖРД LE-3M). Охлаждаемая секция корпуса выполнена из
250 нержавеющих стальных трубок с постоянным круглым сечением и
толщиной 0,3 мм. Трубки отпрофилированы, спаяны между собой се
ребряным припоем и подкреплены снаружи приваренными стальными
бандажами. Коллектор подвода аэрозина-50 на охлаждение данной
Характеристики японских ЖРД космического назначения
Тип ЖРД
КРТ
LE - 3
L E -3M
АТ + аэрозин - 50
L E -5
LE -5A
LE - 7
жидкий кислород + жидкий водород
Год создания
1976
1981
1986
1992
1994
Ступень PH
2 ст N-1
2 ст N-2
2 ст Н-1
2 ст Н-2
1 ст Н-2
Тяга в пустоте, кН
53,3
43,8
103
120
1180
Уд. импульс, Н*с/кг
2846
3080
4380
4430
4405
Давление в камере, МПа
1,14
0,86
3,43
3,6
14,5
Расширение сопла
26
65
140
140
60
Мощность ТНА, кВт
ВСПТ
ВСПТ
418 (г)
108 (о)
432 (г)
120 (о)
25400 (г)
6340 (о)
Масса, кг
656 (ДУ)
496 (ДУ)
255
240
1560
Время работы, с
(число запусков) (раз)
250
(1)
420
(2)
370
(3)
до 550
(5)
до 320
о)
Высота/диаметр, м
1,77/0,96
2,84/1,45
2,65/1,65
3,5/1,9
2,65/1,65
секции расположен в начале ее цилиндрической части в месте сты
ка с головкой. Из него горючее направляется в трубки, охлаждает
корпус и собирается в коллектор в конце секции, из которого оно
по внешнему трубопроводу перепускается в головку для впрыска в
камеру. Абляционный участок сопла выполнен в виде многослойной
оболочки из композиционного резинокремниевого материала, заклю
ченного снаружи в стальную силовую рубашку. Сопловой насадок
представляет собой гладкую штампованную ниобиевую оболочку,
сваренную по образующей и имеющую толщину около 1,5 мм. Ее на
ружная и внутренняя поверхности покрыты специальным составом,
улучшающим эрозионную стойкость и отражательную способность.
Все части корпуса и головка камеры соединены между собой свар
кой. Тяга и соотношение компонентов в ЖРД LE-3 и LE-3M не регу
лируются. Их запуск и выключение - одноступенчатые и продолжа
ются около 1,5 с. В полете ЖРД LE-3 запускается один, a LE-3M два раза.
Дальнейшим шагом японских конструкторов в области ЖРД яви
лось создание небольшого кислород-водородного двигателя LE-5
для вторых ступеней PH серии "Н" ("Эйч"). В разработке данного
ЖРД японским конструкторам большую помощь оказали специалисты
фирмы "Rocketdyne", приглашенные на работу в Японию, поэтому
многие конструктивные и схемные решения в LE-5 аналогичны реа
лизованным в американском ЖРД J-2.
LE-5 (см.рис.4.1 и табл.4.1) является небольшим однокамер
ным ЖРД без дожигания с насосной подачей обоих компонентов от
автономных ТНА водорода и кислорода. Они приводятся во враще
ние, как и на J-2, последовательно поступающим на их турбины
восстановительным газом, вырабатываемом в одном двухкомпонент
ном газогенераторе на основных КРТ. Данный двигатель, как и
большинство зарубежных ЖРД. установлен в карданном подвесе,
смонтированном на головке камеры и обеспечивающем с помощью
гидравлических приводов его отклонение в двух взаимно перпенди
кулярных плоскостях тангажа и рыскания на углы до 5,5 градусов.
Управление по крену, при этом, осуществляется специальной сис
темой рулевых сопел, использующих отработавший генераторный
газ. Номинальное соотношение компонентов в двигателе равно 5,5.
Он обеспечивает также наддув обоих баков PH. По горючему для
этого используется газообразный водород, прошедший тракт охлаж
дения камеры, а по окислителю - газообразный гелий, подогретый
в теплообменника, установленном на выход из турбины ТНА кисло
рода.
Камора ІіК .*> состоит из плоской смесительной головки и
трубчатого двухсекционного корпуса, охлаждаемого водородом.
Смесительная голонка - паяно-сварная, стальная. Она содержит
208 аналогичных ЖГД J-2 двухкомпонентных струйных коаксиальных
форсунок типа "трубка в трубке'1, расположенных по концентричес
ким окружностям. При этом, внутренние трубки также выполнены
путем литья за одно целое со средним днищем, по ним в камеру
поступает жидкий кислород. Наружные трубки впаяны в пористое
внутреннее (огневое) днище. Оно выполнено из 12 слоев стальной
нержавеющей сетки, соединенных между собой методом диффузионной
сварки в вакууме. По межтрубочному кольцевому зазору всех фор
сунок из полости между огневым и средним днищами в камеру пос
тупает газообразный водород с температурой около 105 К, прошед
ший тракт охлаждения первой секции корпуса. Около 7% этого во
дорода "выпотевает” через пористое днище и охлаждает его. По
центру головки вварен стальной полый стакан, в котором размеща
ется электросвеча зажигания камеры.
Первая секция корпуса (до степени расширения 40) выполнена
из 200 никелевых трубок переменного по длине овального сечения
с толщиной 0,3 мм. Трубки отпрофилированы, спаяны между собой
твердым медным припоем и подкреплены снаружи приваренными
стальными бандажами. Коллектор подвода водорода на охлаждение
расположен на цилиндрической части около головки, коллектор от
вода - с противоположной стороны около места соединения первой
и второй секций корпуса. Из последнего коллектора водород час
тично забирается на наддув бака горючего и охлаждение сопла, а
основным расходом - перепускается по внешнему трубопроводу в
головку каморы.
Сопло (до конечной степени расширения 140) выполнено из
650 стальных нержавеющих трубок с круглым плавко расширяющимся
сечением и толщиной 0,4 мм. Трубки спаяны серебряным припоем и
также подкреплены снаружи приваренными стальными бандажами. Ох
лаждение сопла производится аналогично западноевропейским ЖРД
серии "НМ" путем прямого пропускания по его трубкам водорода с
последующим выбросом нагретых до 750...800 К паров через незаг-
лушенные на срезе концы в окружающее пространство с созданием
дополнительной тяги. А вот использование отработавшего на тур
бинах генераторного газа в двигателе LE-5 производится также,
как на J-2. Газ из коллектора, закрывающего стык двух секций
корпуса, через ряд кольцевых щелей вводится внутрь сопла, обес
печивает образование пристеночной газовой завесы и также созда
ет дополнительную тягу. Все узлы соединения на камере выполнены
сваркой.
ТНА кислорода и ТНА водорода имеют одинаковую с целью уни
фикации одновальную конструкцию. Каждый из них содержит осевую
одноступенчатую реактивную газовую турбину и одноступенчатый
шнекоцен'тробежный насос с односторонней крыльчаткой закрытого
типа. Входы в насосы в обоих ТНА - осевые, выходы - радиальные.
БНА в двигателе отсутствуют. ТНА вращаются с частотой 1830 (по
кислороду) и 4360 (по водороду) радиан в секунду, обеспечивая
давление на выходе насосов соответственно равные 4 и 5,5 МПа.
Охлаждение и смазка сдвоенных шариковых подшипников в обоих ТНА
осуществляется основными компонентами. Уплотнения на валах комбинированные. Корпуса насосов изготовлены из алюминиевого
сплава, крыльчатки насосов, шнеки, валы и подшипники - сталь
ные, а в конструкции турбин, в основном, использованы жаропроч
ные сплавы на никелевой основе.
Газогенератор - однозонный, неохлаждаемый. с температурой
газа около 900 К и давлением 2,6 МПа. Он выполнен из жаропроч
ного никелевого сплава "Hastalloy", работает при соотношении
компонентов около 0,85 и содержит аналогичную камере плоскую
смесительную головку с 12 двухкомпонентными струйными коакси
альными форсунками типа "трубка в трубке". Зажигание в газоге
нераторе, как и в камере, электрическое. Оно, осуществляется с
помощью встроенной по центру смесительной головки электросвечи.
Захолаживание и заливка магистралей ЖРД обоими компонента
ми производится в ходе запуска путем прямой проливки со сбросом
паров в соответствующие баки через специальные клапаны. Запуск
- двухступенчатый, плавный. Он происходит на принципе "самозапуска" при безгазогенераторном режиме начальной раскрутки ТНА.
Для этого зажигание КРТ в камере (при начальном давлении около
0.07 МПа и соотношении компонентов порядка 1,2) производится
раньше, чем в газогенераторе. До 30% нагретого в тракте охлаж
дения камеры водорода. при этом, через специальный пусковой
клапан подается на туроину. раскручивая ТНА. При достижении 50%
уровня тяги (на :лч> уходит около 2. .. 2, 5 с) подача водорода на
раскрутку прекращается, обеспечивается включение газогенератора
и осуществляется последующий плавный выход ЖРД на режим номи
нальной тяги, продолжающийся еще 1,5...2 с.
В полете производится регулирование тяги ЖРД (в пределах
от -25% до и 5% от номинала) и изменение соотношения компонен
тов в нем (в пределах от -11% до +11% от номинала). Это осу
ществляется. как и на ЖРД SSME (см. п.2.2), с помощью специаль
ных клапан регуляторов, имеющих электромеханический привод и
установленных в магистрали подачи окислителя и горючего в каме
ру и газогенератор. Эти же клапан-регуляторы обеспечивают пуск
и отсечку компонентов. Выключение -двухступенчатое, сначала га
зогенератора, затем камеры. В полете ЖРД LE-5 может запускаться
до 3-х раз. Перед запуском и после выключения пневмосистема
ступени обеспечивает профилактические продувки электросвечей и
магистралей
питания газогенератора гелием. Интересно, что
электронный блок управления работой данного двигателя на базе
МиниЭВМ японской фирмы "Toshiba" ("Тошиба") имеет размеры всего
5x10x12 см и весит лишь 0,75 кг.
В І992 году для PH "Н-2" был создан форсированный вариант
данного ЖРД - двигатель LE-5A. В нем были увеличены (см.табл.
4.1) давление в камере, мощность ч обороты ТНА (за счет увели
чения расхода газа, вырабатываемого газогенератором, при его
неизменной температуре в 900 К), а также время работы и число
возможных включений в полете (при увеличении запаса топлива на
борту ступени). Одновременно, для повышения удельного импульса
данного ЖРД, было несколько уменьшено соотношение компонентов в
камере (с 5,5 до 5,0), а для снижения массы - проведена обшир
ная технологическая модернизация. В результате ЖРД LE-5A су
щественно улучшил свои характеристики в сравнении с LE-5.
Наконец, самым совершенным на сегодняшний день японским
ЖРД является созданный в 1995 году мощный маршевый кислород-водородный двигатель LE-7 для 1 ступени PH "Н-2" (см. рис.4.1 и
табл.4.1). Он представляет собой японский аналог американского
ЖРД SSME и планируется для многоразового использования (в том
числе, в перспективных средствах выведения КА типа многоразовых
космических систем). LE-7 имеет высокие параметры рабочих про
цессов и конструктивное совершенство. При его разработке широко
использован опыт создания американских кислород-водородных ЖРД
(прежде всего SSME) и двигателей LE-5 и LE-5A.
LE-7 является однокамерным ЖРД с насосной подачей обоих
компонентов от автономных ТНА кислорода и водорода [7.8]. Он
выполнен по схеме с дожиганием в камере водородного восстанови
тельного газа, получаемого в одном двухкомпонентном газогенера
торе на основных компонентах. Двигатель не имеет БНА и исполь
зует оригинальный принцип одновременного привода турбин обоих
ТНА разделяющимися, а затем снова объединяемыми для дожигания в
камере, газовыми потоками.
ЖРД установлен в карданном подвесе, допускающем его откло
нение в плоскостях тангажа и рыскания на углы до 4,5 градусов.
При этом, для управления по крену также использована система
рулевых сопел на отработавшем генераторном газе. Двигатель
обеспечивает наддув обоих баков PH. По горючему он производится
газообразным водородом после тракта охлаждения камеры, а по
окислителю - газообразным гелием, подогретым в теплообменнике,
расположенном на выходе ТНА кислорода.
Камера LE-7 имеет оболочечно-трубчатую паяно-сварную конс
трукцию, аналогичную в целом конструкции камеры ЖРД SSME
(см. п.2.2). Она состоит из четырехднищевой стальной смеситель
ной головки с двухкомпонентными струйными форсунками типа
"трубка в трубке" и двух секций корпуса - двухстенной оболочечной (до степени расширения 25) и трубчатой (до степени расшире
ния 60). Первая секция имеет внутреннюю стенку из медного спла
ва с продольными фрезерованными ребрами, а ее наружная стенка
выполнена из порошка меди и олова путем горячего изостатического прессования при давлении около 150 МПа и температуре более
1200 К. Вторая секция набрана из никелевых трубок с толщиной
около 0,3 мм, спаянных твердым медным припоем и подкрепленных
снаружи приваренными стальными бандажами. Обе секции камеры со
единяются с помощью фланцевого прочно-плотного соединения и ох
лаждаются водородом последовательно.
ТНА кислорода и ТНА водорода по конструкции, в основном,
похожи на аналогичные ТНА ЖРД LE-5, но имеют двухступенчатые
насосы и двухступенчатые осевые реактивные турбины. По водороду
обе ступени насоса имеют одинаковые крыльчатки закрытого типа и
работают последовательно, а по кислороду вторая ступень являет
ся малорасходной (через нее проходит лишь 10% общего расхода) и
обеспечивает дополнительное повышение давления. Мощность ТНА
кислорода
6,34 МВт при скорости вращения 2100 радиан в секун
ду. Мощность ТНА водорода - 25,4 МВт при скорости вращения око
ло 4820 радиан в секунду.
Газогенератор - однозонный, охлаждаемый водородом. Он вы
рабатывает газ с температурой около 1100 К, которая затем сни
жается в газоводе до 1000 К путем разбавления генераторного га
за газообразным водородом с меньшей температурой после тракта
охлаждения камеры. Зажигание в газогенераторе и в камере электрическое, с помощью встроенных по центру их смесительных
головок электросвечей.
ЖРД до запуска компонентами топлива не залит. Захолаживание и заливка его магистралей кислородом и водородом происходит
соответственно за 5 и 10 минут до старта PH. Пары компонентов
сбрасываются в соответствующие баки через специальные клапаны и
циркуляционные магистрали под действием естественной тепловой
конвекции. Запуск - плавный, двухступенчатый. Он имеет продол
жительную (до 3 с) ступень предварительной (50%) тяги, обеспе
чиваемую неполным открытием управляющих клапан-регуляторов ка
меры и газогенератора, и производится на принципе "самозапуска"
при опережении в запуске газогенератора относительно камеры.
Выключение? двухступенчатое (сначала газогенератора, затем ка
меры). Перед запуском и после выключения предусмотрены профи
лактические продувки гелием электросвечей и магистралей окисли
теля камеры и газогенератора. В полете ЖРД запускается один
раз.
В целом, японские ЖРД (особенно LE-7) являются современны
ми ракетными двигателями, обладают приемлемой надежностью,
подтвержденной результатами эксплуатации , и имеют достаточно
высокие технические характеристики и конструктивное совершенс
тво.
4 .2 Китайские ЖРД для боевых ракет u PH
Парк китайских ЖРД. используемых как на боевых ракетах,
так и в PH на их основе, составляют (табл.4.2) азотнокислотные
двигатели YF-2, YF-3, YF-20, YF-22 и другие, а также кислород-водородный ЖРД YF-73, созданный в 1984 году специально для
третьей ступени PH "CZ-3" ("Великий поход-3") [7].
К сожалению, опубликованных сведений о китайских ЖРД явно
недостаточно и они носят отрывочный и противоречивый характер.
Эти сведения не позволяют полностью проанализировать техничес
кий уровень и конструкцию данных ЖРД, достижения в области ко
торых обеспечены результатами самостоятельных работ ученых и
специалистов Китая, многие из которых, кстати, окончили в свое
время советские ВУЗы. Однако, с достаточной степенью достовер
ности можно считать, что в основе китайских ЖРД лежат, как пра
вило, отечественные принципы создания двигателей. Например, в
их конструкции широко используются как оболочечные паяно-свар‘ ные камеры с плоскими смесительными головками, имеющими одно
или двухкомпонентные форсунки, так и моноблочные одновальные
безредукторные ТНА. а также агрегаты автоматики с пиротехничес
ким или пневматическим приводом. Кроме того, данные по давлению
в камере и удельному импульсу китайских ЖРД (табл.4.2) показы
вают. что все эти двигатели выполнены по схеме без дожигания и
прошли аналогичный отечественным ЖРД путь развития от многока
мерных двигателей с неподвижными камерами небольших (до 300 кН)
тяг (типа YF-2) до достаточно мощных, устанавливаемых в шарнир
ных подвесах однокамерных ЖРД с тягой свыше 700 кН (типа YF-20
или YF-22).
Иностранные специалисты отмечают также достаточно высокий
уровень конструкции первого (и пока единственного) китайского
кислород-водородного ЖРД YF-73 [7]. Он является четырехкамерным
двигателем и имеет отклоняемые на углы до 5 градусов в одной
плоскости камеры, питаемые от одного ТНА. Камеры - стальные,
паяно-сварной конструкции. Они имеют щелевые смесительные го
ловки из нержавеющей стали и двухстенные оболочечные корпуса.
ТНА - моноблочный, одновальный, с центральным расположением од
ноступенчатой осевой активной газовой турбины и консольными
шнекоцентробежными насосами. Газогенератор - восстановительный.
Характеристики китайских ЖРД боевых ракет и PH
’ ' ‘
'
I
-✓-ЖРД
YF-2
YF-3
YF-20
YF-22
КРТ
АТ+НДМГ
АТ+НДМГ
АТ+НДМГ
АТ+НДМГ
Год создания
1969
1970
1975
1975
Тип PH (МБР)
CZ-1
(CSS-1)
CZ-1
(CSS-1)
CZ-2, CZ-3
(CSS-4)
CZ-2. CZ-3
(CSS-4)
Ступень PH
1
2
1
2
Число ЖРД на ступени
1+1 рулевой
1+1 рулевой
4
1+1 рулевой
Способ управления полетом
рулевой ЖРД
рулевой ЖРД
качание ЖРД
рулевой Ж Р Д
кача-ие <2ме:
Состав ЖРД
4к + 1 ТНА
1к + 1 ТНА
1к + 1 ТНА
1к+ 1 ТНА
4* * « ТНА
Тяга у Земли, кН
1099
294
670
762
44 (в густоте-
Уд.импульс, Н*с/кг
2460
2620
2680
2740
4169
Давление в камере, Мпа
7,0
7,0
8,5
8,5
3.0
Время работы, с
120
135
132
129
451+291
с : - -2
CZ-3
з
I
неохлаждаемый, с температурой газа около 950 К. Агрегаты авто
матики -- пневмоуправляемые гелием, многократного срабатывания.
ЖРД выполнен по схеме без дожигания и обеспечивает наддув бака
горючего PH отработавшим генераторным газом, температура кото
рого снижается путем его разбавления жидким водородом.
По результатам эксплуатации все китайские ЖРД имеют доста
точный уровень надежности . В последнее время активизировались
попытки данной страны с гюмощыо PH, использующих рассмотренные
двигатели, выйти на международный рынок коммерческих запусков с
предложением достаточно низких цен за вывод полезных грузов в
космос. При этом, даже при их средних технических характеристи
ках, близость китайских космодромов к экватору обеспечивает
вполне приемлемые энергетические возможности данных носителей,
а интенсивные работы по закупке лучших мировых образцов ЖРД
(например, отечественного РД 120) могут существенно помочь Ки
таю в реализации этих планов.
!»
*> 1
ГЛИІ ІІІЫі: ДНИГАІІ ЛИ ТНМ’ДОГО ТОПЛИВА
Cimtpimnkitl ГЛТТ ОопшоП тяги фирмы "Thiokol"
Дна I'ЛII ."-I'M (.'•<)Iid K'ot’kfi, m оіи)Г) (рис. Y 1) используются в
ускорителей М'ГКК "Space Shuttle”. Фирма
"Thiokol" приступила к их разработке в июне 1974 года. При этом
использовался успешный опыт создания РДТТ для боевых ракет "Мі-
качестве стартпвих
nuteman" и Тиг.еЫип". Применение проверенных технических реше
ний должно оыло обеспечить высокую надежность и безопасность,
поскольку впервые в практике пилотируемых полетов в составе ра
кеты-носителя использовались твердотопливные двигатели. Кроме
того, необходимость многократного применения РДТТ предъявляла
особые технические требования, включая обеспечение высокой
прочности корпуса к ударным нагрузкам при приводнении, высокой
коррозионной стойкости к воздействию морской воды, достаточной
усталостной прочности в расчете на циклические нагрузки, обус
ловленные многократным применением и т.д. Использование прове
ренных материалов и инженерных решений позволило уменьшить тех
нический риск, уложиться в заданные сроки и снизить затраты.
Основными элементами РДТТ SRM являются корпус, топливный
заряд, сопловой блок и воспламенительное устройство.
Корпус РДТТ диаметром 3, 7 м состоит из одиннадцати секций:
секции с передним днищем, шести одинаковых цилиндрических
(стандартных) секций, секции с узлом крепления к подвесному
топливному баку, двух секций с подкрепляющими шпангоутами и
секции с задним днищем и соплом. Все секции изготовляются из
монолитных стальных (сталь D6AC, предел прочности 13,7 МПа) по
ковок способом раскатки без применения сварки. Буртики на сек
ции с узлом крепления и на секциях со шпангоутами формуют в
процессе раскатки с последующей механической обработкой. Шпан
гоуты принимают па себя ударные нагрузки в момент приводнения.
Согласно техническому заданию, корпус РДТТ должен выдерживать
кратковременную перегрузку в момент приводнения 20 ед. (в поле
те 3 ед., при транспортировке 2,6 ед.).
Торцы каждой секции профилируются для образования кольце
вых сииджп т.;. ,н.м .. и. оосспсчисающих стыковку секций. Для
крепления каждого соединения служат 177 стальных штифтов диа
метром 25,4 мм, которые удерживаются в пазах с помощью пружин
ных фиксаторов и стальных бандажей по окружности стыка. Герме
тизация стыка обеспечивается с помощью двух кольцевых уплотне
ний из фторуглеродного эластомера, укладываемых в специальные
канавки. Полость перед уплотнениями заполняется герметиком мастикой из смеси цинкового крона с асбестом. Контроль правиль
ности укладки кольцевых уплотнений осуществляется во время сбо
рочных операций, для чего в корпусе предусмотрено специальное
отверстие, через которое подается сжатый газ. Утечка газа ука
зывает на негерметичность уплотнения.
Каждая секция рассчитана на 20 полетов в составе РДТТ. Ко
эффициент безопасности при расчете конструкции в условиях поле
та до отделения от МТКК равен 1,4 . а после отделения - 1,25.
Перед снаряжением топливом одиннадцать секций компонуются
в. четыре сборки:
- передняя, состоящая из секции с передним днищем и двух
стандартных секций;
- две средние, взаимозаменяемые, состоящие каждая из двух
стандартных секций;
- задняя, состоящая из секции с узлом крепления, двух сек
ций со шпангоутами и секции с задним днищем и соплом.
Каждая сборка заливается топливной массой отдельно. Перед
этим внутренняя поверхность сборок подвергается тщательной
очистке и на нее наносится слой теплозащитного покрытия (ТЗП),
а непосредственно перед заливкой устанавливается промежуточный
адгезионный слой. Кроме того, на стыках между сборками делаются
манжеты-компенсаторы деформации.
Материал ТЗП и манжет представляет собой нитрильный бута
диеновый каучук с асбестом и окисью кремния в качестве наполни
теля. Этот материал является почти несжимаемым,*обладает ортотропными и вязкоупругими свойствами. ТЗП наносится слоями и пос
ле нагрева в автоклаве образует единую структуру с точки зрения
тепловых и прочностных свойств. Такой же теплоизолирующий мате
риал применяется на РДТТ ракет "Minuteman" и "Poseidon". Для
обеспечения дополнительной эрозионной стойкости заднего днища,
а также манжет задней и двух средних сборок служит слой угле
родного волокна с пропиткой из мономера этиленпропилендиена.
SXXX53
РДТТ :;им
фи|імм
"Mil<>Ki>I" для M'l'KK "Spase Shuttle"
1 - воспламенительное
устройтво;
2. - переднее днище;
3 - стандартная
секция
корпуса РДТТ;
4 - топливный заряд;
5 - бронировка;
6 - бурты для
крепления к
подвесному баку;
7 - подкрепляющие
шпангоуты;
8 - гидропривод
поворота сопла;
9 - линейный
детонирующий
заряд;
10 - эластичный
опорный шарнир;
И - демпфирующий узел;
12 - неподвижная часть
соплового блока;
13 - покрытие из
углеродфенольного
пластика
Этот материал был разработан в рамках программы создания ракеты
"Trident".
Промежуточный слой выполнен из полибутадиенового акрилонитрила и при толщине около 1,5 мм обеспечивает хорошую адгезию
ТЗП и твердого топлива.
Рецептура топлива (марка TR-N 1148) практически такая же,
как у топлива РДТТ ракеты "Poseidon":
- горючее-связующее из сополимера полибутадиена, акриловой
кислоты и акрилонитрила (12%);
- эпоксидная смола для отверждения топливной смеси (2%);
- горючее-присадка из алюминиевого порошка с размером час
тиц несферической формы в среднем 25 мкм (16%);
- окись железа для изменения скорости горения (0,03%);
- смесь измельченного до 20 мкм и неизмельченного перхло
рата аммония (69,7%).
Плотность топлива 1770 кг/куб.м, скорость горения (при ра
бочем давлении 4,4 МПа и температуре заряда 290 К) 9,4 мм/с.
Канал топливного заряда передней сборки в сечении имеет
форму И-лучевой звезды с плавным переходом в цилиндр с неболь
шой конусностью. Канальная часть двух центральных сборок ци
линдрическая со слабой конусностью. Задняя сборка имеет цилиндро-конический канал. Объемная плотность заполнения корпуса топ
ливом 80,5%.
Для обеспечения заданных тяговых характеристик РДТТ торцы
зарядов на стыке сборок имеют бронировку. Развитая поверхность
горения звездообразной части обеспечивает получение высокого
уровня тяги до 18-й секунды работы двигателя. В интервале между
18 и 52 секундами происходит спад тяги вследствие окончания вы
горания звездообразной части. Дальнейший некоторый подъем тяги
в промежутке с 52 до 98 с связан с увеличением поверхности го
рения в цилиндрических каналах. Подъем тяги ограничивается ве
личиной максимальной перегрузки, равной трем. И поэтому после
выгорания топлива в задней сборке происходит плавный спад тяги
в период между 98 и 112 секундами полета. Далее до 120 секунды
осуществляется резкий спад тяги до нуля.
Сопловой блок двигателя SRM представляет собой масштабно
увеличенное сопло РДТТ первой ступени ракеты "Poseidon". В си
ловой конструкции сопла используются алюминиевые и стальные
сплавы, Ими и іиімн ‘"никни 11|>itmi мним.,i .if>п>іци(>niiN'' материалы на
OCHOHO УIМП4" 1/III''II II'/HIH . iliniii*ими IИ ll|i(i|IMTK(>й I'olUlo У'ІЧ)ІІЛОНО в
задний лниіцм г/II і ириони чі и іімі" m i •, imi-d длины. Для облег
чения T|»мм« іи*|•іН|ииtiiit it 11hi мv>nиI<111 и>I 1iiIMiии>й Hi' ало к. сделан
съемним H'Hii.ut'iiuii Iці|и1 1 гмичі Ilaid пряд «.гмміц,•чииаот отделение
насадка л/m ѵм« 111аінчіия /дармыу тгруа.м при приводнении. Диа
метр критичг. iM,|d .і-чпіин сипла і.:;.ѵ м. длшіа 4.25 м, диаметр
среза м. 71 м
Сопло иміч‘Т эластичный опорный шарнир и с помощью гидроп
риводом отклоняется по тангажу и рысканию на угол до 8 граду
сов. Шарнир состоит из 10 прокладок из стали D6AC, чередующихся
с 11 прокладками из натурального каучука. Для уменьшения пов
реждения сопла при ударе о воду предусмотрен демпфирующий узел,
не препятствующий качанию сопла. В момент удара узел садится на
заднее упорное кольцо шарнира, препятствуя продольному смещению
сопла. Шарнир рассчитан на 10 полетов, после чего требуется
восстановительный ремонт с заменой каучуковых прокладок.
Несущие элементы конструкции соплового блока рассчитаны на
20 полетов и спроектированы с учетом коэффициента безопасности
1,4, а абляционные теплозащитные покрытия - с коэффициентом 2,0
при расчете толщины эрозионного уноса и 1,25 для толщин прококсованного слоя. При этом максимальная расчетная температура для
стальных элементов конструкции поставляет 505 К, алюминиевых 394 К и адгезионных соединений
505 К.
Воспламенительное устройство крепится к верхнему днищу
РДТТ и располагается и канале заряда передней сборки. Оно
представляет соОой масштабно увеличенное воспламенительное уст
ройство РДТТ ракеты "МігшLeman" и состоит из трех основных
функциональных элементов: предохранительно-взводящего устройс
тва (ПНУ), инициатора воспламенения и воспламенителя.
ІІИ.У является электромеханической системой, предназначенной
для предотвращении случайного запуска РДТТ и обеспечения запус
ка по получении соответствующей команды.
Ипициаіор воспламенения представляет собой миниатюрный
многосоіідопиіі РДТТ со стальным корпусом. Топливный заряд массой
0,635 кг имііч канал в форме 30-лучевой звезды. Воспламенение
заряда оі ущсі пишется горением шашки из смеси бора с нитратом
калии, зажигаемой от ПРУ
Основной воспламенитель представляет собой РДТТ с корпусом
из стали марки D6AC. Масса заряда быстрогорящего топлива на ос
нове полибутадиена 62 кг. Заряд имеет канал с сечением в форме
40-лучевой звезды. Профилированный фенольно-кремниевый вкладыш
в критическом сечении обеспечивает требуемое давление и направ
ляет истекающую струю на заряд основного РДТТ.
Воспламенительное устройство рассчитано на 20 полетов (с
перезарядкой).
5.2. РДІТ фирмы "United Technology" для
жежорбшпальнозо транспортного аппарат
В 1976 году по заданию ВВС США фирмой "United Technology"
была начата разработка РДТТ SRM-1 и SRM-2 (табл. 1.6) для межорбитального транспортного аппарата (МТА) "IUS" (ИУС) [6]. Этот
двухступенчатый МТА может использоваться как в составе PH "Тіtan-34D" и "Titan-4", так и в МТКК "Space Shuttle" при выводе
полезного груза массой от 1750 до 2250 кг на геостационарную
орбиту. Чтобы выдержать конкуренцию со стороны жидкостных раз
гонных блоков, РДТТ, предназначенные для МТА "IUS", должны были
удовлетворить ряду требований, обеспечивающих максимальную эф
фективность МТА при уровне надежности, необходимом для безопас
ности полетов.
Это, прежде всего, универсальность, достигаемая путем
варьирования массы топлива от половины до номинального уровня
заправки. Во-вторых, применение для наиболее эффективного уп
равления вектором тяги подвижных сопловых блоков в РДТТ как
первой, так и второй ступени. В третьих, использование с целью
ограничения максимальной перегрузки уровнем в 5 единиц медленногорящего топлива, позволяющего увеличить время работы РДТТ до
ранее недостижимого. В четвертых, разработка для эффективного
использования объема грузового отсека МТКК "Space Shuttle" обо
их РДТТ с малым относительным удлинением. И, наконец, их изго
товление в целях повышения надежности, унификации и снижения
стоимости, из одинаковых материалов и с одинаковой конструкцией
корпусов, сопловых блоков, топливных зарядов и систем управле
ния вектором тяги по одинаковой технологии.
Рассмотрим подробнее конструкцию РДТТ первой ступени -
SRM 1,
"іим гм >i I ' I I I>| ■ и I in м. и и i |іи>
,■
)<<11III
МП. II ■I ' I '||>MUI -и I ■ .1 HIM" >I l‘"И IM III >,J|I)и11•'I "K(!|i
Jiap 41»"
ЭП О К Г Ц /І .
усломим
бЛОКМ
• . мним
II
1 1 1 111
1 . 1* 1
И и - ■■ и и iM<
I I
«нчі
.
III"
.1
fJ
I II
II
I
ими
III
I
II.
I,
11и ........ и
I'
,■
11 -
I
1.1
'I
Ml'A
M- I I I ]
( МІИ11
И
m .i
I I l-'NfJ
11ч
ililil
n
111m. I
. I МИ<І)МГИ 4* •(' ІСИЙ
/ІІІШІІ
K| И ’II III 'ПИИ
ill 1111Ц: I I iMi i ' I' U I N
м и Гі рп іІЛ
ИЗ
c o iu iu h o ro
фЛЛІІЦЫ ИЗ
алюмипи» и- I" *itмім I /I/’ i/i M«-Ж.Дv '■IиIиIц»mu (»п фланца и компо
ЗИЦИоппим м и i'|iii.Hi'm 11|иuh dim 11 null и а нитрил Оутадиеі твой рези
Н Ы,
Ии I I ipuil
- i f , I , III * HIM.- и - r . «ЖМегтИМоеТЬ Деформаций ІфИ ДЕЙСТВИИ
внутрипн I" n.ii'./n пил
Днища намотаны задело с цилиндрической
частью г.ориу. л. кі)’Г()р<ы имеет цельномотанные юбки с алюминиевы
ми стыковочными шпангоутами для соединения РДТТ с соседними от
секами МТА. Эти юбки, образуя часть силовой конструкции МТА,
способны выдерживать в осевом направлении погонные нагрузки
(сжатие и изгиб) 530 кН/м и поперечные нагрузки (сдвиг и круче
ние) 340 кН/м, что выше, чем для всех изготовляемых ранее ком
позитных корпусов РДТТ. Намотка цилиндрической части корпуса
осуществляется перекрывающимися слоями с углом наклона нити 45
градусов , что обеспечивает минимальную массу оболочки.
Внутренняя теплоизоляция корпуса РДТТ выполнена из этиленпропилендиенового каучука с кварцевым наполнителем, специ
ально подобранного для работы с зарядом из предельно гидрок
сильного полибутадиена и обеспечивающего при малой плотности
хорошие; изоляционные и абляционные характеристики при длитель
ном хранении. И качестве промежуточного адгезионного слоя при
менен полиоутадиежжый акрилонитрил, подтвердивший свою совмес
тимость с указанными топливом и теплоизоляцией во многих РДТТ.
Используемое и РДТТ смесевое топливо марки UTR-19360 обла
дает высокой надежностью, энергетичностью и удобством в эксплу
атации. оію имеет следующий состав:
горючее связующее из полибутадиена с концевыми гидрок
сильными группами (12.94%)
отырдитель изофорон (0, 81%);
иицгетио их 7
обеспечивающее адгезию (0,15%);
ліпиоіціілитглыіый стабилизатор PR0-TECH2705 (0.1%);
чигрптич.ч.кліі присадка-горючее из порошкообразного алю
минии МІ> |м| (1 и. {)%);
мні. і ж. п. іл и клчестпе катализатора
линейной
скорости
горения (0.06%);
- окислитель - перхлорат аммония (67,94%).
Плотность топлива 1780 кг/куб.м, температура продуктов
сгорания в камере 3400 К. Скорость горения топлива 7.37 мм/с
при максимально допустимом давлении 6,9 МПа и температуре
288,5 К; степенной показатель в зависимости скорости горения от
давления равен 0,41. При среднем рабочем давлении в камере сго
рания 4,4 МПа скорость горения составляет 6,13 мм/с.
Топливный заряд имеет простую форму с цилиндрическим кана
лом, что облегчает производство и позволяет весьма просто регу
лировать массу топлива путем изменения диаметра канала заряда.
Для этого можно использовать механическую расточку канала или
набор дешевых литьевых игл. Кроме того, выбранная форма заряда
обеспечивает поверхность с наименьшим трещинообразованием и
большим гарантийным сроком хранения. Для повышения прочностной
надежности заряда передний и задний его торцы имеют раскрепляю
щие манжеты.
Сопловой блок двигателя SRM-1 почти полностью выполнен из
неметаллических материалов. Из алюминиевого сплава изготовлена
только несущая конструкция неподвижной части соплового блока, а
из титанового сплава - корпус жидкостного подшипника "TechгоП". Алюминиевая конструкция защищена со стороны продуктов
сгорания углеродно-фенольным и кремний-фенольным пластиками, а
с наружной стороны пробковой изоляцией. Корпус подшипника также
изолирован сначала примыкающим к нему слоем кремний-фенольного
пластика, а затем слоями углерод-фенольного пластика, выполнен
ными в форме "воротника". В пространстве под "воротником" и
теплоизоляцией алюминиевой -конструкции установлена теплозащит
ная манжета, обеспечивающая изоляцию при их взаимном перемеще
нии. Со стороны критического сечения кроме двух слоев тепло
изоляции подшипник закрыт еще вкладышем из углерод-углеродлого материала трехмерной структуры марки Т-300 плотностью
1900 кг/куб.м. Вкладыш критического сечения имеет скорость эро
зии менее 0,035 мм/с при контакте с продуктами сгорания и обес
печивает надежное функционирование соплового блока.
Раструб сопла изготовлен из углерод-углеродного материала
двухмерной структуры с плотностью 1500 кг/куб.м. Профиль сверх
звуковой части сопла имеет начальный угол расширения 27 град, и
I mi I
и
I
' |'ii I imi j
" Iи
111,1mI
Tiuihiiology"
1
2 3 4 5 6 7 8 9 10 И 12 13 -
14 15 16 -
17 18 19 -
инициатор
воспламенения;
передняя манжета
заряда;
заряд воспламенителя;
топливный заряд;
форма канала при
50% массы заряда;
стыковочный шпангоут;
задняя манжета
заряда;
теплозащитное
покрытие корпуса;
фланец крепления
соплового блока;
приводы (два)
отклонения сопла;
сопловой блок;
вкладыш критического
сечения;
теплозащита из
углерод-фенольного
пластика;
жидкостный подшипник
"Techroll";
теплозащитная
манжета;
корпус неподвижной
части соплового
блока;
переходное кольцо;
теплозащитный
графитовый чехол;
раструб сопла.
15 град, на срезе. Степень расширения сопла 55,5, диаметр кри
тического сечения 0,171 м, длина сверхкритической части сопла
1,43 м, а диаметр среза 1,27 м. Наружная поверхность раструба
сопла имеет теплозащитное покрытие (от лучистого теплового по
тока) из графитового войлока, обеспечивающего необходимую сте
пень черноты поверхности.
Сопловой блок частично утоплен в корпус РДТТ. Привод пово
рота сопла крепится к имеющемуся на сопловом раструбе переход
ному силовому кольцу, изготовленному из углерод-углеродного ма
териала с кронштейнами из стали. Поворот сопла на угол до 4
градусов (и до 7 градусов у РДТТ SRM-2) обеспечивается благода
ря наличию жидкостного подшипника "Techroll", который одновре
менно выполняет функции уплотнения и позволяет отклонять сопло
в любом направлении при относительно невысоком рабочем моменте
привода. Сам подшипник образуется герметичной полостью постоян
ного объема из эластомера "Techroll", заполненной жидкостью под
давлением. Высокая надежность работы подшипника обеспечивается
дублированием слоев эластомерной оболочки.
Система запуска РДТТ включает две дублированные, независи
мые цепи, каждая из которых состоит из пуско-предохранительного
устройства (с дистанционным управлением),ускорительного и пере
ходного зарядов, а также инициатора воспламенения. В качестве
инициатора воспламенения служат таблетки из смеси бора с нитра
том калия. Основной воспламенитель имеет корпус из алюминиевого
сплава 7075-Т73 с теплоизоляцией и асбесто-фенольным вкладышем,
в котором находятся три сопла, наклоненные под углом 45 граду
сов. Заряд воспламенителя изготавливается методом литья из
быстрогорящего твердого топлива (марки UTR-1095). Если исполь
зуется заряд РДТТ уменьшенной на 25-50% массы, то заряд воспла
менителя приходится увеличивать, поскольку сильно возрастает
свободный объем камеры сгорания РДТТ.
5.3. РДТТ с высокими удельными параметрами
фирмы "Hercules"
Фирма "Hercules" с 50-х годов взяла курс на разработку вы
сокоэффективных РДТТ для верхних ступеней боевых ракет. Сначала
это были МБР "Mlnuteman" и БРПЛ "Polaris", затем БРПЛ "Posei
don" и "ІІЫ...І
Mir "M X" и "МЫкоітмп", ГСД "Pershlng-2".
Причем, пи Iii<- 11|•<<nt.нимиmi< t• повышенные треОования к компакт
ности и ни. -I'..и и»Iіціimu'iiiiи Iii Ii.'ix«•г (например, "Trident" или
"Рѳгяііlii/'
1 мниI м "mi Фирмы " H i t c h l(!u" устанавливались и на
первых < іу м * ни^ іі|.и(іг)|.(чѵммип опыт позволил конструкторам этой
фирмы <«пп.-т. Tjn’Ki туиепчатую 1’Н воздушного базирования "Pega
sus", им*'ницую массовую эффективность в три раза, выше, чем у PH
"Scout" И чем же успех фирмы "Hercules"?
Ho первых. постоянная работа над созданием более высокоэнергетичіюго топлива. В большинстве РДТТ фирма "Hercules" ис
пользует модифицированное двухосновное баллиститное топливо.
Энергетические характеристики этого топлива по сравнению со
смесовым повышаются путем замены пассивного компонента горючего-связующего (полибутадиена или полиуретана) активным (нитра
тами целлюлозы и нитроглицерином). Таким образом, модифициро
ванное топливо представляет собой смесь, в которую входят:
- неорганический окислитель - перхлорат аммония;
- сложное горючее-связующее - нитроцеллюлоза, нитроглице
рин , полимер-пластификатор;
- металлическое высокоэнергетическое горючее - мелкодис
персный алюминий.
Добавление металлического порошка в качестве горючего су
щественно увеличивает удельный импульс твердого топлива. При
чем, оооОімню аффективно использование бериллия, поскольку его
удельная теплота сгорания примерно вдвое больше, чем у алюми
ния. Фирм/» "Hercules" еще в 1963 году по контракту с ВВС США
начала программу огневых испытаний РДТТ, снаряженных бериллиевым топливом
однако, вследствие исключительной опасности бе
риллия дли ідероиі.я человека, такие топлива не нашли применения
в РДТТ коі'мігкч кого использования. А в РДТТ боевых ракет в ус
ловиях повышенной секретности они, вероятно, могут применяться.
ІѴГорим Фактором повышения экономичности РДТТ является уве
личение і пт..ни расширения газа в реактивном сопле. Для этого
необходимо миtм* увеличивать давление в камере сгорания, либо
уменьшать маіні.чіи<’ На ермзе сопла.
Первый пѵм 'mnaii с разработкой более прочных корпусов,
где у фирмы "В. п т . і" очень сильные позиции. Именно она первой
среди двигай м.. 11 "'иі*’м111 ых фирм начала производство углеплас
тиковых корпусов. Например, у РДТТ первой ступени PH ’’Pegasus"
(см. табл.1.4) цельнокомпозиционный углепластиковый корпус на
15% прочнее и на 30% легче аналогичных стальных корпусов. При
этом номинальное давление в камере сгорания 7,65 МПа, а коэффи
циент безопасности составляет 1,4. В случае же замены органо
пластиковых корпусов РДТТ первой и второй ступеней БРПЛ "Triden t-D5” на разработанные фирмой "Hercules" углепластиковые
корпуса получено улучшение соответствующих характеристик конс
трукции на 30%. Кроме того, углепластиковый корпус имеет очень
высокую стабильность геометрической формы в отличие от органо
пластикового, а также лучшую адгезию крепления теплоизоляции и
топливного заряда, что снижает деформативность последнего.
Вместе с тем, существует ограничение на увеличение давления в
камере сгорания. Например, при его значении в И МПа и отноше
нии площади свободной поверхности заряда к площади критического
сечения сопла менее 3,1 на установившемся режиме возникает эро
зионное горение, следствием которого является всплеск давления,
приводящий к разрушению корпуса.
Другим способом повышения степени расширения газа в сопле,
требующем уменьшения давления продуктов сгорания на его срезе,
является увеличение площади среза и длины сопла. Достигнуть
этого в условиях жестких ограничений на размеры РДТТ можно лишь
при использовании раздвижного сопла. И здесь у фирмы "Hercules"
сильные позиции и современные разработки. Примером может слу
жить РДТТ третьей ступени МБР "М-Х" ‘ (см. рис.5.3). Сопловой
блок в данном случае имеет две выдвижные секции (два насадка),
изготовленные из углерод-углеродного композиционного материала.
Соосное выдвижение насадков обеспечивается пневмоцилиндрами,
равномерно расположенными вокруг сопла. Выбор газового привода
обусловлен его преимуществом перед гидроприводом, заключающимся
в более высокой надежности и меньшей массе. В сложенном состоя
нии насадки располагаются вокруг стационарной части раструба
сопла и удерживаются фиксаторами. Пневмоцилиндр имеет телеско
пическую конструкцию и в сложенном положении находится почти
под прямым углом к оси сопла. Концевые фланцы раструба и насад
ков имеют цилиндрические участки с уплотняющей прокладкой и
манжетой. В развернутом положении прокладка поджимается цилинд
рическими поверхностями и создает необходимую герметичность
1
воспламенительное
устройство;
2 - щелевой компенсатор;
3
гомлинимй заряд; 4 - кольцевой канал в заряде; 5 - пневмоцилиидр; с» стационарная часть соплового раструба; 7 - сопло
вые м а г . і д н и г, сложенном состоянии; 8 - сопловой блок в рабочем
положении. » фикоатор; 10 - фланец стационарной части растру
ба; И
11|><и<.падка; I м а н ж е т а ; 13 - насадок.
стыка. Удерживается насадок в рабочем положении с помощью спе
циального фиксатора, который упирается в кольцевой бурт насад
ка. поджимаемый прокладкой. Раздвижные насадки позволяют увели
чить степень расширения сопла с 23 до 65.
Кроме того, сопловой блок рассматриваемого РДТТ позволяет
осуществлять поворот сопла в любой плоскости до 3 градусов. Для
этого имеются гибкие уплотнения из кремнийорганического каучука
и двухосевые электромеханические силовые приводы. Такой сопло
вой блок позволяет до минимума уменьшить потери на управление
вектором тяги.
Уникальность этого РДТТ также состоит в том, что его кор
пус имеет чечевицеобразную форму, позволяющую "вписаться" в
единый поперечный размер ракеты - 2,34 м. За счет такой компо
новки обеспечивается высокое массовое совершенство конструкции.
Заряд РДТТ выполнен из высокоэнергетического топлива NEPE,
имеющего развитые поперечные химические связи, увеличивающие
его активность. В заряде имеется центральный кольцевой канал и
щели в передней части.
Рассматриваемый РДТТ, в котором реализованы все перечис
ленные факторы, повышающие его эффективность, является лучшим
американским РДТТ в своем классе и имеет самый высокий удельный
импульс среди существующих зарубежных РДТТ.
5.4. РДТТ западноевропейских и японских фирм
В литературе очень мало упоминаний о западноевропейских
разработках в области РДТТ. Это, по-видимому, связано с тем,
что промышленное объединение SEP, являясь первым создателем
французских РДТТ, занималось до середины 60-х годов чисто бое
вой тематикой. В конце 50-х фирма SEP разработала целый ряд
РДТТ на баллиститном топливе, которые использовались на ракетах-реактивных снарядах тактического класса. В 60-х годах фирма
SEP создает двигатели для стратегических двухступенчатых твер
дотопливных ракет "SSBS" (наземного базирования) и "MSBS"
(морского базирования). Самый крупный из этих РДТТ - двигатель
SEPR-902/P.16, установленный на первой ступени ракеты "SSBS" имеет диаметр 1,5 м. длину 6,9 м, массу топлива 16 т, тягу 540
кН и время работы 76 с.
I1
КОПИИ I
■и м и
I •1м' I
II'
I
B/n I
ѴЮ I
("A ,|
кI I n|іим м- ••• ми
ма
’" i n !
ii
mi
I
и I I III II
; 11 iii
I ! "I | |
I r
11
111 и г
.1
■■j
'ДИІН' 11И«1 .SEP К
I И M V M111 и 11г ,|| 11 11( | | .»
v MI j III I I!
С ОМ Л и м н
/іц* 1т і ' Hi *11и • ■ национальной
•
I
ШИПП
iin
VIM! (VI
Фи р м а
И
.".КГ
раараОаты-
/ I I' Ti y i 'T
I'. I :i к і д а н и и
Фирмой
" A i T o a p a l J a 1г?"
И ' Г и Т п К Ц і ■HHI.K'
( i f )'(,[ }ДИІІ( ЧШОМ
11111'1j
'мм ■ "'up. Т'миюиапляция заднего днища и
i'Jl’i!’ •"!*''Т11’И ступени "Рубин" разрабатывает фир
А ѵ I а !. Ю Н "
( "СіОД- АВИасЬОН") .
!іа второй
модификации PH - "Diamant-B" - все РДТТ уже из
готавливали совместно фирмы SEP и "Aerospatiale", а на третьей
модификации - "Diarnant-B/P.4" - на всех ступенях установлены
двигатели фирмы SEP. Причем, на второй ступени устанавливается
РДТТ "Rita-1"/Р.4, разработанный для второй ступени боевой ра
кеты "MSBS М-1". Этот двигатель (табл.1.7) имеет диаметр почти
в два раза больше, чем у РДТТ "Топаз" (0,8 м), и одно неподвиж
ное сопло, в закритическую часть которого производится впрыск
фреона для управления вектором тяги. Сопло выполнено с большой
степенью расширения, что в сочетании с использованием топлива
"Изолан ЗП/9" обеспечивает относительно высокое значение удель
ного импульса РДТТ. :-)тот Фактор, по-видимому, и обеспечил дви
гателям объединения SKI’ преимущество среди РДТТ других фирм.
Последние разработки фирмы SKI*, в частности апогейные РДТТ се
рии "Mage" ("Маж"), конкурентоспособны на мировом уровне (см.
табл.1.7).
С 1964 года под эгидой Европейской организации по разра
ботке ракет-носителей - "ELDO", а затем в рамках акционерного
общества "Arlanspace" ("Арианспейс"). образованного в 1980 го
ду. осуществляется широкое сотрудничество и распределение труда
между ецрщіічюісими двигателестроительными фирмами.
«' м е р н ы х шагов создания PH "Europa" и "Агіапе" [6] все за
казы им paapafmTKR РДТТ систем разделения ступеней размещались
в и і им .ИР (".и фирме "SNIA Viscosa". Видимо по традиции, эта
фирм і і і'і ігптиг.ает и РДТТ для стартовых ускорителей PH "Агіапе
’ і і Iм и "Агіапе-5". Уровень этих разработок можно
про. п. 11''11 м, іірпмері1 рдтт Р-9:5 (см. табл. 1.7).
ііи' м. и і - • (рис.5.4) имеет много общего с РДТТ "Cas-
tor-4” американской фирмы "Thlokol". Корпус каждого из них из
готовлен из стали AISI—4130. Размеры корпусов обоих РДТТ почти
идентичны, что позволяет сварку и термическую обработку корпуса
после сварки производить на стандартном оборудовании по амери
канской технологии.
Топливный заряд двигателя Р-9.5, имея почти ту же массу,
что у РДТТ "Castor-4", существенно отличается от последнего.
Во-первых, топливо изготовляется по лицензии американской фирмы
"Rocketdyne" и включает в свой состав 71% перхлората аммония,
16% алюминиевого порошка и 13% полибутадиена с карбоксильными
концевыми группами. Во-вторых, скрепленный с корпусом заряд
имеет центральный канал в форме 6-лучевой звезды, в то время,
как у РДТТ "Castor-4" заряд с цилиндрическим каналом (диаметром
318 мм) и шестью продольными щелями (длиной 570 мм) в передней
части заряда. В обоих случаях с целью уменьшения напряжений
топливный заряд по торцам снабжен манжетами, которые не скреп
лены с днищами корпуса.
В РДТТ используется воспламенитель типа микрогазогенерато
ра, содержащий основной заряд с каналом в форме многолучевой
звезды, два дублирующих друг-друга пиропатрона и усилительный
заряд из пиротехнической смеси бора с нитратом калия.
Сопловой блок установлен под углом 12 градусов к оси кор
пуса РДТТ с тем, чтобы вектор тяги проходил через центр масс
PH. Докритическая часть сопла утоплена в корпус. Несущая конс
трукция сопла выполнена из стали AISI-4130. Основные теплонап
ряженные детали сопла изготовлены из фенольноуглеродного компо
зиционного материала. В зоне критического сечения установлен
графитовый вкладыш.
Корпус РДТТ имеет внутреннее теплозащитное покрытие из полиизопренового каучука, наполненного окисью кремния и асбестом.
В передней и задней части корпуса на его наружной поверхности
имеются опоры для крепления к первой ступени PH. Передние опоры
РДТТ воспринимают боковые нагрузки, а задние передают как боко
вые, так и продольные усилия.
Подобную конструкцию, но меньшего размера, имеют и старто
вые РДТТ японских PH "N-1" ,"N-2" и " Н-1". Для их производства
фирма "Nissan Motors" закупила лицензию на изготовление амери
канского РДТТ "Castor-2", которое и осуществляет с начала 70-х
виспламбнительное
устройство;
топливный заряд;
теплозащитное
покрытие;
стальной корпус;
профиль
топливного
заряда;
центральный
звездообразный
канал;
сопловой блок.
I'll
.1
ГОДОВ.
В 1983 году в Японии началась разработка PH "Н-2", на ко
торой в качестве первой ступени установлены уже принципиально
новые РДТТ SRB. Двигатель SRB [6], так же как и разрабатываемый
РДТТ первой ступени PH "Агіапе-5" [6], относится к классу аме
риканских РДТТ UA-1205 [6] фирмы "United Technology" и SRM фир
мы "Thiokol". Имея уровень конструктивных решений, близкий к
РДТТ SRM, японский двигатель существенно меньших размеров (см.
табл.1.7). Кроме того, значительно отличается рецептура топлив
ного заряда: 68% перхлората аммония, 18% алюминиевого порошка и
14% полибутадиенового горючего-связующего.' Качающееся сопло
отклоняется на меньший угол - до 5 градусов. В целом же этот
РДТТ является несомненным достижением японских двигателестроителей. Первый запуск PH "Н-2" с РДТТ SRB, был осуществлен в
феврале 1994 года.
f
ЛИШ'ЛШ'Л
I
I
1
M
M
Г. и
I
'
4
I Ml
I•
' I I 1111! I : I • " И I
'm ii
I
M
III I III I 'I
II'
MU I
11 1II
I " 'д
Г
II
I .и У ill l< <<
!
I i hiiriK' I ».Iк <■г о с т р п и ш я и
космонавтики
І.Ч
Машиностроение, 1!Ж 1.- 205 С.
а м. ИСАКИ).
Первые шаги к космическим двигателям.М.:Машиностроение, 1979.- 64 с.
4. М.Ф.РЕБРОВ. Тени
1991.- 317 с.
с острова Узедом.-
М.:Воениздат,
5. ЦИАМ им. П.И.Баранова. Иностранные ракетные и авиацион
ные двигатели/справочники 1957, 1959, 1961, 1962 - 1987
годов.
6. А.Б.ГЕРАСИМОВ, В.А.МАЗАРЧЕНКОВ. Зарубежные ракеты носи
тели. МО РФ. 1994.
97 с.
7. АСТРОНАВТИКА И РАКЕТОДИНАМИКА/ Экспресс-информация
НИТИ АН СССР/ сборники 1960...1993 гг.
8. КОНСТРУКЦИЯ И ПРОЕКТИРОВАНИЕ ЖРД / под.ред.
на.-М.:Машиностроение, 1989.- 424 с.
ВИ
Г.Г.Гаху-
•» КОСМИЧЕСКИЕ ТРАНСПОРТНЫЕ СИСТЕМЫ/ Обзор ГОНТИ/ часть 4.
''■»« тпяііио разработок ДУ/ ГОНТИ, 1974. - 246 с.