Рд 150 двигатель: Двигатель для верхней ступени российской ракеты сверхтяжелого класса назовут РД-150

Содержание

Россия создала самый мощный жидкостный ракетный двигатель: история создания

Источник: roscosmos.ru

Завершились огневые испытания доводочного двигателя РД-171МВ, разработанного НПО «Энергомаш» (входит в Роскосмос). Он имеет тягу в 806 тонн—сил — рекорд для жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Поэтому всего одного хватит для работы первой ступени перспективной ракеты «Союз-5» грузоподъёмностью 17 тонн на НОО. Как был разработан этот двигатель?

Предыдущий рекордсмен — РД-170

Символично, что ровно 42 года назад, 25 августа 1980 года, проведены первые огневые испытания самого мощного двигателя в советской истории — РД-170. Это предшественник РД-171МВ, который прошёл несколько итераций и модификаций, чтобы вернуться в современном облике.

РД-170 – это советский жидкостный четырёхкамерный ракетный двигатель на экологичной топливной паре «керосин-жидкий кислород», разработанный КБ «Энергомаш» для сверхтяжёлой ракеты-носителя «Энергия». Её первая ступень состояла из четырёх боковых ускорителей, созданных на основе ракеты-носителя «Зенит», поэтому они получили унифицированные двигатели. РД-171, использованный в ракетах «Зенит», почти брат-близнец – он отличался от РД-170 только конструкцией качания камер и органами управления их отклонением.

РД-170/171 без сомнения можно назвать этапной разработкой для отечественной ракетно-космической отрасли. Имея тягу в вакууме 806 тонн—сил (тс), он до сих пор является самым мощным в мире ЖРД из применявшихся в ракетах. Эскизный проект был разработан в 1976 г. По сравнению с предыдущими двигателями его тяга скачком выросла в 5 раз, а трудоёмкость производства практически в 10 раз. Основная конструктивная особенность РД-170 — четыре камеры сгорания, качающиеся в двух плоскостях, и два газогенератора, работающие на одну турбину. Наличие четырёх камер вместо одной позволило получить параметры работы каждой камеры по тяге примерно в 200 тс, приблизив их к уже освоенному диапазону на предыдущих двигателях (150 тс).

РД-170 применялся в составе ракеты-носителя «Энергия» всего лишь дважды, выведя экспериментальный космический аппарат «Полюс» и многоразовый корабль «Буран» в 1988 г. Но уже в версии РД-171 и её дальнейшей модификации РД-171М он пролетал три десятилетия в ракетах-носителях семейства «Зенит». В том числе по программе «Морской старт». При всей своей мощности двигатель оказался экономичным и надежным, к тому же пригодным для многоразового использования.

«Половинки» и «четвертинки»

В 1990-е гг. полная мощность РД-170/171 использовалась только в «Зенитах». Зато заложенный в модели конструкторский потенциал позволил разработать целую линейку ракетных двигателей для носителей разных классов.

Сначала мощный четырёхкамерный двигатель разделили на два, получив РД-180 или «половинку», с двумя камерами сгорания. При тяге в 423 тс (в вакууме) он обеспечивал работу первой ступени средних РН Atlas III. А сейчас уже двадцать лет безаварийно используется на Atlas V. Ещё до начала обмена санкциями, американская ULA закупила эти двигатели с запасом на будущие старты.

Потом «половинку» разделили ещё раз, получив РД-191 или «четвертинку». Тяга этого однокамерного двигателя составляет более 200 тс в вакууме и на его основе строятся универсальные ракетные модули (УРМ) для семейства ракет-носителей «Ангара». Интересно, что впервые лётные испытания РД-191 прошёл в составе первой ступени корейской РН «Наро-1» в 2009 г. Россия помогала в его создании. Сейчас НПО «Энергомаш» ведёт разработку РД-191М — на 10-15% более мощной версии этого однокамерного двигателя для РН повышенной грузоподъёмности «Ангара-А5М».

Стоит рассказать ещё о двух однокамерных двигателях семейства. Это РД-193 — упрощённая версия РД-191, которую отличает отсутствие узла качания камеры сгорания и связанных конструктивных элементов, что позволило снизить его массу на 300 кг. Он может применяться в первой ступени лёгкой ракеты-носителя «Союз-2.1в» после исчерпания запасов НК-33А, применяемых сейчас. Экспортная модификация с узлом качания — модель РД-181 использовалась в США как двигатели первой ступени ракеты «Антарес». В том числе она известна как носитель, выводящий на орбиту грузовики Cygnus для снабжения МКС. После взаимных санкций его поставки прекращены, у американской стороны есть запас двигателей на два старта.

Наследник лидера

Развитие космической индустрии показало, что нужен промежуточный ракета-носитель, занимающий промежуточное положение по грузоподъёмности между семейством средних «Союз-2» и тяжёлой «Ангарой». Перспективной ракетой переходного класса стал «Союз-5». Одна из его особенностей – возможность адаптации под пуск с «Морского старта». Основой его первой ступени станет РД-171МВ тягой 806 тс.

Путь длиной 42 года не прошёл зря. Россия получила экономичный и эффективный ракетный двигатель. И он опять самый мощный жидкостной ракетный двигатель.

Ракетные двигатели В.П.Глушко | КПИ им.

Игоря Сикорского

В.П.Глушко — основатель советского жидкостного ракетодвигателестроения. Но его первый ракетный двигатель был электрореактивный (ЭРД). Тяга в нем возникала благодаря мгновенному испарению тонких полосок металла при нагревании их электрическим током. Скорость истечения газов из таких двигателей на порядок выше, чем в двигателях с химическим топливом. В 1929-1930 годах работая в Газодинамической лаборатории (ГДЛ), В.П.Глушко изготовил опытные образцы ЭРД, провел испытания и доказал их работоспособность. Но из-за малой мощности ЭРД ученый стал работать над разработкой жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Характеристики ракетного двигателя в наибольшей степени определяются характеристиками компонентов ракетного топлива (КРП), которое в нем применяется. В 1930 г. В.П.Глушко исследовал такие окислители, как азотная кислота, растворы тетроксид азота в азотной кислоте, тетранитрометан, перекись водорода, хлорная кислота. В 1931 г. предложил химическое зажигание и самовоспламеняющееся топливо.

Валентин Петрович сам готовил необходимые смеси, отрабатывал технологию их изготовления и только потом передавал в лабораторию для изготовления и испытаний. Создавая конструкции ЖРД, В.П.Глушко разрабатывал агрегаты для подачи топлива различных типов — поршневые, турбонасосные и др. Многочисленные исследования многих пар КРП дали Глушко возможность сформулировать требования к ним. Исходя из требуемой эффективности ЖРД и эксплуатационных требований, он остановился на паре азотная кислота — керосин. Именно эта пара использовалась в его исследовательских ракетных двигателях (ОРМ-И — ОРМ-65).

Двигатели такого же типа он создавал во время войны для реактивных ускорителей самолетов. Это были РД-1 и другие. Для первой советской ракеты дальнего действия Р-1 (аналог Фау-2), ракет Р-2, Р-5 В.П.Глушко разрабатывает кислородно-спиртовые двигатели РД-100, РД-101, РД-103М с тягой на земле, соответственно — 26, 37, 44 тс). А для первой космической ракеты-носителя Р-7 были разработаны кислородно-керосиновые двигатели РД-107 и РД-108 (тяга на земле (в пустоте), соответственно 83/102 и 76/96 тс). Подвергнув модернизации, эти двигатели работают до сих пор …

Но процесс горения в таких двигателях был недостаточно устойчивым. Кроме того, очень сложно хранить жидкий кислород. Поэтому, разрабатывая ЖРД для боевых ракет, В.П.Глушко вновь возвращается к использованию азотистого окислителя (азотный тетроксид), а в качестве топлива — несимметричного диметилгидразина. Ракеты с такими двигателями могли храниться годами в заправленном состоянии. Вооруженные силы получили действительно боевые ракеты, пригодные для многолетнего дежурства в готовности к немедленному пуску. Но для космических ракет были необходимы мощные двигатели. В азотно-кислотных двигателях РД-253 (тяга 150/166 тс) ракеты «Протон» для повышения мощности В.П.Глушко ввел дожигание газа-окислителя. Впоследствии введение этого же процесса в кислородно-керосиновых двигателях повысило не только их мощность, но и стабильность работы. На этом принципе был создан самый мощный в мире кислородно-керосиновый двигатель РД-170 с тягой 740/806 тс для ракет «Зенит» и «Энергия».

Конечно, усовершенствование ЖРД в КБ В.П.Глушка происходило не только за счет совершенствования ракетных топлив и процесса сгорания. Было обосновано и внедрено немало конструктивных наработок, в том числе — по форме и профилю сопла, охлаждения камеры сгорания, конструкции форсунок и т. Д.

Основана В.П.Глушко школа строительства ракетных двигателей и до сих пор не утратила своих позиций мирового лидера, а созданные в НПО «Энергомаш» им. В.П.Глушка двигатели США покупают для своих ракет «Атлас».

Авіація — космонавтика

Киевский политехник

Глушко В.П.

РД-170

Главная — Поиск — Обзор — Алфавитный указатель: 0- 1- 2- 3- 4- 5- 6- 7- 8- 9
A- B- C- D- E- F- G- H- I- J- K- L- M- N- O- P- Q- R- S- T- U- V- W- X- Y- Z

РД-170

RD-170
Кредит: © Марк Уэйд

Глушко LOx/керосиновый ракетный двигатель. Страпон Энергия. Разработан в 1973-1985 гг. Первый полет 1987 г. Использовался одноплоскостной кардан вместо двухплоскостного карданного подвеса, необходимого на РД-171 ракеты-носителя «Зенит». Рассчитан на 10 повторных использований.

АКА : 11D520. Статус : Разработка завершена в 1976 году. Дата : 1981-93. Номер : 12 . Тяга : 7 903,00 кН (1 776 665 фунтов силы). Масса без топлива : 9 750 кг (21 490 фунтов). Удельный импульс : 337 с. Удельный импульс уровня моря : 309 с. Время горения : 150 с. Высота : 3,78 м (12,40 фута). Диаметр : 4,02 м (13,17 фута).

Двигатели РД-170 и РД-171 состояли из 4 камер, 1 турбонасоса и 2 газогенераторов разрабатывались одновременно. плоскостной кардан в РД-171, используемой на первой ступени ракеты-носителя «Зенит». РД-171 с помощью мехов обычно может поворачиваться на 6 градусов, но на испытаниях он достигал 8-10 градусов. Условия в камере — давление 300 атмосфер и 400-градусная газовая смесь, богатая кислородом — очень опасные условия. РД-170 было очень трудно доказать, и многие конструкторы считали, что это невозможно. Страпоны первой ступени были извлечены под парашютами и возвращены на Байконур для изучения. Двигатель был рассчитан на 10 повторных использований, но испытания показали, что он может выдержать до 20 ожогов.

Турбокомпрессор мощностью 170 МВт эквивалентен трем атомным ледоколам. Разработан в 1973-1985 гг. Цикл двигателя: ступенчатое сгорание. Окислитель: LOX при 432 кг/с. Топливо: керосин 166,2 кг/с. Двигатель можно сбросить до 56% от полной тяги. Масса камеры: 480 кг. Время горения: 140-150 сек. Диаметр указан на камеру.

Камеры: 4. Тяга (sl): 7 550 000 кН (1 697 300 фунтов силы). Тяга (сл): 769 876 кгс. Двигатель: 9 750 кг (21,490 фунтов). Давление в камере: 245,00 бар. Отношение площадей: 36,87. Отношение тяги к массе: 82,66. Соотношение окислителя и топлива: 2.6.

Подтемы

РД-171 Глушко LOx/керосиновый ракетный двигатель.

Зенит этап 1. В производстве. В РД-171 использовался двухплоскостной кардан по сравнению с одноплоскостным карданным подвесом на РД-170, разработанном параллельно для Энергии. Первый полет 1985.

РД-180 Глушко LOx/керосиновый ракетный двигатель. Atlas III, Atlas V этап 1. В производстве. Первый полет 2000 г. Двухконтурная модификация четырехкамерного РД-170 на Зените.

РД-172 Глушко LOx/керосиновый ракетный двигатель. Зенит-3 1 этап (?). Разработан -1994. Модернизированная версия РД-171. Иметь квалификацию для полета в 1994 г.

РД-173 Глушко LOx/керосиновый ракетный двигатель. Зенит-3 1 этап (?). Концепция дизайна 1990-х годов. Модернизированная версия РД-171 с 4 камерами, 1 турбонасосом и 2 газогенераторами. Предназначен для форсированного Зенита с именем Зенит 3

РД-174 ЖРД Глушко LOx/Керосин.

Ангарская очередь I. Разработана в 1995-.

РД-191 Глушко LOx/керосиновый ракетный двигатель. Предлагается для 1 очереди Ангары. Однокамерный от 4-х камерного РД-170 был бы дешевым и быстрым в разработке. Только к 2003 году дошел до стадии эскизного проекта. Подвес +/- 8 градусов в двух плоскостях.

РД-191М Глушко LOx/керосиновый ракетный двигатель. Ангарская очередь I. Разработан в 1996-. Однокамерный вариант РД-170/РД-171.

РД-192 Ракетный двигатель Глушко ЛОх/ЛЧ5. Предлагаемый метановый вариант РД-191. Подвес +/- 8 градусов в двух плоскостях. В 1996 году предполагалось, что разработка прототипа займет четыре года. Коэффициент расширения сопла 262/0,75=349.

РД-192. 2 Ракетный двигатель Глушко ЛОх/ЛЧ5. Разработан в 1996-н.г. Предлагаемый вариант РД-192. Ступенчатый цикл сжигания с генератором высокотопливного газа. Подвес +/- 8 градусов в двух плоскостях.

РД-192.3 Ракетный двигатель Глушко ЛОх/ЛЧ5. Разработан в 1996-н.г. Предлагаемый вариант РД-192. Цикл газогенератора. Подвес +/- 8 градусов в двух плоскостях. Статус 1998 г. — проект на базе прототипа РД-191, разработка рассчитана на четыре года.

РД-192С Ракетный двигатель Глушко ЛОх/ЛЧ5. Разработан в 1996-н.г. Предлагаемый вариант РД-192. Ступенчатый цикл сжигания с генератором газа, богатого окислителем. Подвес +/- 8 градусов в двух плоскостях.

Страна : Россия.
Ракеты-носители : Энергия,
Вулкан,
Энергия М.
Пропелленты : Lox/керосин.
Этапы : Вулкан 0,
Энергия Страпон.
Агентство : Бюро Глушко.
Библиография : 225,
287,
317,
342,
347,
7502.

Вернуться к началу страницы

Главная — Поиск — Обзор — Алфавитный указатель: 0- 1- 2- 3- 4- 5- 6- 7- 8- 9
A- B- C- D- E- F- G- H- I- J- K- L- M- N- O- P- Q- R- S- T- U- V- W- X- Y- Z

РД-171

Главная — Поиск — Обзор — Алфавитный указатель: 0- 1- 2- 3- 4- 5- 6- 7- 8- 9
A- B- C- D- E- F- G- H- I- J- K- L- M- N- O- P- Q- R- S- T- U- V- W- X- Y- Z

РД-171

Часть РД-170

Глушко LOx/керосиновый ракетный двигатель. Зенит этап 1. В производстве. В РД-171 использовался двухплоскостной кардан по сравнению с одноплоскостным карданным подвесом на РД-170, разработанном параллельно для Энергии. Первый полет 1985.

АКА : 11D521. Статус : В производстве. Дата : 1976-86. Номер : 60 . Тяга : 7 903,00 кН (1 776 665 фунтов силы). Масса без топлива : 9 500 кг (20 900 фунтов). Удельный импульс : 337 с. Удельный импульс уровня моря : 309 с. Время горения : 150 с. Высота : 3,78 м (12,40 фута). Диаметр : 4,02 м (13,17 фута).

Турбокомпрессор мощностью 170 МВт эквивалентен трем атомным ледоколам.
Разработан в 1973-1985 гг. Цифры указаны на камеру. Цикл двигателя: ступенчатое сгорание. Окислитель: LOX при 432 кг/с. Топливо: керосин 166,2 кг/с. Двигатель можно сбросить до 56% от полной тяги. Масса камеры: 480 кг. Время горения: 140-150 сек. Диаметр указан на камеру.

Камеры: 4. Тяга (sl): 7 550 000 кН (1 697 300 фунтов силы). Тяга (сл): 769 876 кгс. Двигатель: 9 500 кг (20 900 фунтов). Давление в камере: 245,00 бар. Отношение площадей: 36,87. Отношение тяги к весу: 84,84. Соотношение окислителя и топлива: 2.63.

Страна : Россия.
Пропелленты : Lox/керосин.
Этапы : Ангара Этап 1,
Зенит-А.
Агентство : Бюро Глушко.
Библиография : 287,
317,
342,
7503.