Экз. №
АЛЬБОМ
КОНСТРУКЦИЙ ЖРД
ЧАСТЬ ТРЕТЬЯ
Составлен под руководством академика
В. П. ГЛУШКО
СОСТАВИТЕЛИ: АГАФОНОВ 0. П., ВЕБЕР А. Д., ВЕЛЬТ Г. А., ДАРОН А. Д.,
ИВАНОВ Н. В., КРЕМЕНЕЦКИЙ В. Я., НУ ТУ НОВ Ю. Н„ ПАВЛОВ А. П„ РАДОВСНИЙ В. П.
Ордена Трудового Красного Знамени
ВОЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ СССР
МОСКВА —1969
2
АННОТАЦИЯ
Альбом содержит основные конструкции ЖРД, разра-
ботанные опытно-конструкторским бюро под руководством
главного конструктора Глушко В. П. с 1929 г., и дает крат-
кие сведения по двигателям в целом и входящим в них
агрегатам. Третья часть Альбома посвящена кислородным
ракетным двигателям, разработанным в период 1952—
1962 гг.
Альбом может быть .полезен для специальных кафедр
высших учебных заведений и организаций, занимающихся
разработкой или использованием ракетных двигателей.
В Альбоме пронумеровано всего 204 страницы.
ПРЕДИСЛОВИЕ
Третья часть Альбома содержит краткое описание конструкций кис-
лородных ЖРД, разработанных коллективом ОКБ в 1952—1962 гг. Кон-
струкциям мощных азотнокислотных ЖРД, созданным в ОКБ в это же
время, посвящена четвертая часть Альбома. Третья часть Альбома от-
крывается описанием кислородо-керосиновых двигателей РД-105 и
РД-106, разрабатывавшихся для межконтинентальной баллистической
ракеты. На первой ступени предусматривалась установка четырех дви-
гателей РД-105 суммарной тягой 220 т у земли, а на второй ступени —
двигателя РД-106 тягой 65,8 т в пустоте. Эти двигатели находились в
стадии лабораторных и стендовых испытаний, когда, в связи с увеличе-
нием потребного веса .полезного груза ракеты, выяснилось, что необходи-
мы более мощные двигатели.
С 1954 г. была начата разработка многокамерных двигателей РД-107
и РД-108 тягой 102 т и 96 т соответственно (в пустоте). Высокое давле-
ние газов в камере сгорания (~60 ата), хорошо отработанная система
смесеобразования и ряд принятых конструктивных решений обеспечили
этим двигателям выдающиеся характеристики. Двигатели РД-107 и
РД-108 по величине развиваемой тяги, удельной тяги, надежности и дру-
гим характеристикам значительно превосходили все ранее созданные
двигатели. Более того, двигатель РД-107 по основному показателю —
удельной тяге в пустоте поныне почти на 30 единиц превосходит наибо-
лее совершенный двигатель США этого же класса, используемый с
1966 г. на первой ступени ракеты «Сатурн-1Б». Создание двигателей
РД-107 и РД-108 явилось выдающимся событием в ракетостроении, от-
крывшим качественно новые возможности проникновения в космос.
С 1957 г. первые в мире советские межконтинентальные и космиче-
ские ракеты летали с двигателями РД-107 и РД-108. Эти двигатели и их
модификации были установлены на ракетах-носителях, выводивших на
орбиты спутники Земли, Луны и Солнца, автоматические станции к Лу-
не, Марсу и Венере, все пилотируемые корабли-спутники — «Восток»,
«Восход» и «Союз».
Одиннадцать лет ракеты-носители с двигателями РД-107, РД-108
успешно летают в космос, обеспечивая решение задач научных исследо-
ваний, обороны и народного хозяйства (в том числе, выводя на орбиты
объекты «Зонд», «Электрон», «Зенит», «Молния» и др.). Эти двигатели
до настоящего времени находятся в серийном производстве и па воору-
жении Советской Армии.
С L968 г. по I960 ir. разрабатывался од|но1камер'ный двигатель
РД-109 тягой 10? и удельной тягой 334 сек на кислородо-диметилгидра-
зиновом топливе для верхних ступеней космических ракет. Эта работа
нашла свое завершение в создании в 1960—1963 гг. более совершенного
двигателя РД-119, отличающегося высокой удельной тягой —352 сек, до
сих пор не превзойденной для двигателей кислородного класса, исполь-
зующих высококипящие горючие. Удельная тяга камеры сгорания со-
ставляет 359 сек, причем двигатель работает по схеме без дожигания га-
зогенераторного газа при давлении в камере сгорания 80 ата. Отличи-
тельной особенностью этого двигателя является также широкое исполь-
зование титана как конструкционного материала для камеры сгорания и
других агрегатов, что позволило обеспечить малый вес двигателя. До-
стижением является, кроме того, создание однокомпонентного газогене-
ратора, питающего турбину продуктами разложения основного горюче-
го— НДМ.Г. Двигатель РД-119 характеризуется также высокой надеж-
ностью.
РД-119 широко используется на второй ступени ракеты-носителя
«Космос», летающей с 1961 г., а с 16 марта 1962 г. до настоящего време-
ни регулярно выводящей на орбиты спутника Земли объекты различного
назначения. Двигатель находится в серийном производстве и на воору-
жении Советской Армии.
С 1967 г. макеты двигателей РД-107 ракеты «Восток» и РД-119 ра-
кеты «Космос» широко демонстрируются на отечественных и междуна-
родных выставках.
Четьирехкамерный :кислорода-'кер'ОСИ1Новый двигатель РД-111 был
разработан в 1959—1962 гг. для первой ступени межконтинентальной ра-
кеты. По величине развиваемой тяги (143 т у земли, 166 т в пустоте),
удельной тяги (275 сек у земли и 317 сек в пустоте), давлению в камере
сгорания (80 ата) и весовым характеристикам этот двигатель существен-
но превосходит однотипный двигатель РД-107. Для управления полетом
ракеты камеры двигателя выполнены качающимися. Газогенератор ра-
ботает на основных компонентах топлива. С 1962 г. РД-1 И находится в
серийном производстве, принят на вооружение Советской Армии.
Кислородо-диметилгидразиновые однокамерные двигатели РД-112 и
РД-113 разрабатывались в 1960 г. соответственно для первой и второй
ступеней ракеты; они отличались между собой высотностью сопла. Прин-
ципиально новым явилось применение схемы с дожиганием газогенера-
торного газа в основной камере сгорания. Это позволило поднять дав-
ление в камере сгорания до 150 ата без потерь на привод ТИА и при не-
больших габаритах двигателя обеспечить значительные тягу и удельную
тягу: 111 т и 344 сексоответственно у РД-112, 116 т и 360 сек — у РД-113
(в пустоте).
В связи с выявившейся потребностью в более мощных ЖРД с кон-
ца 1960 г. вместо этих двигателей разрабатывались РД-114 и РД-115 тя-
гой 152 т и 176 т соответственно, той же принципиальной и конструктив-
ной схемы, с тем же давлением в камере сгорания (150 ата) и на том
же топливе. Как и на предыдущие двигатели, была выпущена рабочая
документация и начаты модельные испытания. В 1961 г. разработка этих
двигателей была прекращена в связи с принятием за основной вариант
аз10ттет|р|0.К1сид-диме’ти1Л1ГИ(драз1И1ИО'В0.по двигателя с .такой же тягой .и той
же конструктивной схемы, что и РД-114. Этот двигатель на высококи-
пящем тяжелом топливе был создан коллективом ОКБ и с 1965 г. успеш-
но используется в космических полетах на тяжелом носителе в три ра-
за большей грузоподъемности, чем ракета-носитель «Восток».
В 1968 г. коллектив ОКБ вступил в 40-й год своего существования.
Начав работу под моим руководством 15 мая 1929 г. в качестве подраз-
деления по ЭРД и ЖРД ленинградской Газодинамической лаборатории
(ГДЛ) Военно-научно-исследовательского Комитета Реввоенсовета
СССР, актив ГДЛ разработал в 1929—1933 гг. первый в мире экспери-
ментальный ЭРД и в 1930—1931 гг. первые отечественные ЖРД (ОРДА
и ОРМ-1). В 1933 г. официальные стендовые испытания с участием во-
енных представителей заказчика успешно прошел азотнокислотгю-керо-
спновый двигатель ОРМ-52 тягой 300 кГ с химическим зажиганием.
В 1934—1938 гг. в качестве подразделения в РНИИ актив ГДЛ про-
должил разработку ЖРД, создав образцы, продвинувшие вперед отече-
ственное ракетное двигатслестроенис. Двигатель ОРМ-65 успешно про-
шел официальные стендовые (1936 г.), а затем летные испытания. Газо-
генератор ГГ-1, тоже па азотнокисл-отпо-керосиновом топливе, также
успешно прошел в 1937 г. официальные стендовые испытания с участием
военного представителя заказчика. В 1939—1944 гг. работа была продол-
жена этим активом в системе НКВД—НКАП, сначала в качестве груп-
пы, а с 1941 г. в качестве ОКБ по разработке ЖРД. С 1944 г, по настоя-
щее время ОКБ работает в системе промышленности, изменив за это
время несколько раз свое наименование и административное подчине-
ние. В 1940—1946 гг. ОКБ создало семейство вспомогательных самолет-
ных ЖРД, прошедших стендовые и летные испытания, находившихся в
серийном производстве, а в период 1947—1967 гг. разработало 34 типа
мощных ЖРД и их модификаций, используемых на всех стратегических
ракетах, кроме одного наименования, и па всех без исключения геодези-
ческих и космических ракетах.
ГДЛ — первая в СССР организация по научно-исследовательским
и опытно-конструкторским разработкам в области ракетостроения. В ГДЛ
были заложены основы отечественного ракетного двигателестроения.
Коллективом дважды орденоносного опытно-конструкторского бюро, вы-
росшего из ГДЛ, созданы мощные двигатели, нашедшие широкое приме-
нение для обороны Советского Союза и па всех космических ракетах,
прославивших нашу Родину,
Принципиальные и основные конструктивные решения по ЖРД, раз-
работанные в ГДЛ — ОКБ, широко используются другими возникшими
впоследствии двигательными ОКБ.
Коллектив ГДЛ — ОКБ полон энергии и решимости довести до
успешного завершения ведущиеся им работы по созданию еще
более мощных ракетных двигателей и двигателей, использующих новые
источники энергии. Рождение таких двигателей откроет новые направле-
ния в развитии ракетного двигателестроения и расширит возможности
науки и техники в освоении космоса.
В. П. Глушко
1* Зак. 00148
5
СОДЕРЖАНИЕ
Стр.
Предисловие .................................................. 3
Двигатели РД-105 и РД-106......................................5
Пневмогидравлическая и конструктивная схемы двигателей РД-105
и РД-106.................'...................................8
Конструкция двигателей РД-105 и РД-106........................10
Камеры сгорания двигателей РД-105 и РД-106....................12
Турбонасосный агрегат двигателей РД-105 и РД-106..............15
Газогенератор двигателей РД-105	и	РД-106......................19
Агрегаты автоматики двигателей	РД-105	и	РД-106...............20
Узлы общей сборки двигателей РД-105 и РД-106..................22
Двигатели РД-107 и РД-108...................................  23
Двигатель РД-107..............................................25
Пневмогидравлическая, электрическая и конструктивная схемы дви-
гателя РД-107...............................................28
Конструкция двигателя РД-107.................................31
Камера сгорания двигателя РД-107..............................34
Турбонасосный агрегат двигателя РД-107........................40
Газогенератор двигателя РД-107................................48
Агрегаты автоматики двигателя РД-107..........................49
Рулевые агрегаты двигателя РД-107.............................55
Узлы общей сборки двигателя РД-107............................60
Пирозажигательное устройство двигателя РД-107.................66
Двигатель РД-108..............................................67
Пневмогидравлическая, электрическая и конструктивная схемы дви-
гателя РД-108..............................................70
Конструкция двигателя РД-108..................................73
Основная и рулевая камеры сгорания двигателя	РД-108 .	... 75
Турбонасосный агрегат и газогенератор двигателя РД-108 ... 76
Агрегаты автоматики двигателя РД-108..........................77
Наземное оборудование двигателей РД-107 и РД-108	.... 81
Совместная работа двигателей РД-107 и РД-108..................86
Испытания двигателей РД-107 и РД-108..........................87
Модификации двигателей РД-107 и РД-108........................91
Двигатель РД-109..............................................92
Пневмогидравлическая, электрическая и конструктивная схемы дви-
гателя РД-109..............................................94
Конструкция двигателя РД-109..................................96
Испытания двигателя РД-109....................................99
Стр.
Камера сгорания двигателя РД-109........................ .	, 100
Газогенератор двигателя РД-109................................104
Турбонасосный агрегат двигателя РД-109.......................106
Агрегаты автоматики двигателя РД-109.........................ПО
Двигатель РД-119.............................................112
Пневмогидравлическая, электрическая и конструктивная схемы дви-
гателя РД-119...............................................114
Конструкция двигателя РД-119.................................116
Камера сгорания двигателя РД-119.............................119
Газогенератор двигателя РД-119...............................125
Турбонасосный агрегат двигателя РД-119.......................126
Агрегаты автоматики двигателя РД-119.........................131
Узлы общей сборки двигателя РД-119...........................137
Пирозажигателы-юе устройство двигателя РД-119................142
Испытания двигателя РД-119...................................143
Двигатель РД-111.............................................144
Пневмогидравлическая, электрическая и конструктивная схемы дви-
гателя РД-111..........................................  ,	.147
Конструкция двигателя РД-111..................................150
Камера сгорания двигателя РД-1 И.............................153
Газогенератор двигателя РД-111...............................157
Турбонасосный агрегат двигателя РД-111.......................159
Агрегаты автоматики двигателя РД-111..........................164
Узлы общей сборки двигателя РД-111...........................171
Пирозажигательное устройство двигателя РД-111.................178
Испытания двигателя РД-111...................................179
Двигатели РД-112 и РД-113 ...................................180
Камеры сгорания двигателей РД-112 и РД-113...................183
Газогенератор двигателей РД-112 и РД-113.....................184
Турбонасосный агрегат двигателей РД-112 и РД-113.............185
Агрегаты автоматики двигателей РД-112 и РД-113...............187
Двигатели РД-114 и РД-115....................................189
Камеры сгорания двигателей РД-114 и РД-115...................192
Газогенератор двигателей РД-114 и РД-1Г5....................... 198
Турбонасосный агрегат двигателей РД-114 и РД-115 .... 199
Агрегаты автоматики двигателей РД-114 и РД-115...............201
Перечень источников.............................  ,	.	.	. 203
ДВИГАТЕЛИ РД-105 И РД-106
Фиг. 1. Двигатель РД-105:
у _камера сгорания; 2 — рама; 3 — газогене-
ратор; 4 — перекрывной клапан перекиси водорода;
5 —трубопровод подвода парогаза к турбине; 6 — вън
хлбпной коллектор турбины; ’"7^-насос ' окислителя:'
fl — насо'с горючего; 9 — трубопровод подачи •перекиси-
водорода в газогенератор; 10 — сильфон
Двигатели РД-105 и РД-106 разрабатывались как мощные одно-
камерные жидкостные реактивные двигатели для первой и второй
ступеней межконтинентальной баллистической ракеты на компо-
нентах топлива: окислитель — жидкий кислород, горючее — керосин.
Предусматривалась двигательная установка первой ступени ра-
кеты из четырех двигателей РД-105, а двигательная установка вто-
рой ступени— из одного двигателя РД-106 с запуском его одно-
временно с первой ступенью.
Двигатели РД-105 и РД-106 аналогичны по конструкции, ос-
новные узлы и агрегаты их унифицированы. Каждый двигатель со-
стоит из камеры сгорания, турбонасосного агрегата, газогенерато-
ра, испарителя, агрегатов автоматики, рамы, трубопроводов, узлов
и деталей общей сборки.
На фиг. 1, 2 и 3 изображен двигатель РД-105 (испаритель и
магистраль подвода к нему жидкого азота на данных фигурах
отсутствуют). На фиг. 4 показана одна из компоновок двигателя
РД-105 с расположением турбонасосного агрегата непосредственно
на форсуночной головке камеры сгорания (компоновка дает вы-
игрыш в весе и габаритных размерах).
Начальное зажигание компонентов топлива в камере сгорания
при запуске двигателя обеспечивается жидкостным зажигательным
устройством, устанавливаемым в камеру сгорания. Рабочим телом
турбины являются продукты каталитического разложения перекиси
водорода 80%-ной концентрации. Разложение перекиси водорода
производится в газогенераторе с помощью твердого катализато-
ра. На двигателе предусмотрена насосная подача жидкого азота
для последующего его использования после подогрева в испарите-
ле для наддува топливных баков ракеты. Подогрев азота в испа-
рителе осуществляется за счет тепла выхлопных газов турбины.
Тяга двигателя может регулироваться изменением режима ра-
боты газогенератора путем перенастройки редуктора давления воз-
духа, управляющего редуктором перекиси водорода. На двигателе
возможно регулирование соотношения компонентов топлива изме-
нением гидравлического сопротивления дросселя горючего.
Фиг. 2. Двигатель РД-105 (слева — вид со стороны клапана горючего; справа — вид со стороны насосов пере-
1'ис.и водорода и жидкого азота):
// — клапан окислителя; 12. /5 — трубопроводы подачи горючего в камеру сгорания; /.'{ — расходная шайба магистрали горюче-
го; /-/ — клапан горючего; 16 — насос жидкого азота; /7— насос перекиси водорода; 18 — редуктор давления перекиси водорода
5
ДВИГАТЕЛИ РД-105 И РД-106
Фиг. 3. Двигатель РД-105 (верхняя часть):
19— трубопровод подвода воздуха высокого давления к редукторам давления; 20— редуктор давления воз-
духа грубой настройки; 21 — редуктор давления воздуха точной настройки; 22— трубопровод подвода возду-
ха к распределителю; 23 — распределитель; 2-/— штуцер измерения давления в распределителе; 25 — элек-
тропневмоклппаны; 26— трубопроводы подвода воздуха к управляющим полостям топливных клапанов;
27 — расходная шайба магистрали окислителя; 28 — трубопровод слива перекиси водорода; 29 — сливной
клапан
Двигатели РД-105 и РД-106 имеют высокие энергетические по-
казатели: тяга двигателя РД-105 у земли составляет 55 т, тяга дви-
гателя РД-106 в пустоте — 65,8 т, удельная тяга их равна соответ-
ственно 260 сек и 310 сек. Такие показатели оказались достижимы-
ми благодаря решению ряда проблем, к основным из которых от-
носятся:
—	разработка принципиально новой конструкции камеры сго-
рания, обеспечивающей высокую эффективность рабочего процес-
са; для изготовления горячей стенки были применены высокотепло-
проводные и жаропрочные материалы из хромистой бронзы, раз-
работана новая система смесеобразования, применены цилиндриче-
ская форма камеры сгорания с плоской форсуночной головкой и
сопло большой высотности;
—	разработка конструкции турбонасосного агрегата новой схе-
мы, позволившей уменьшить габаритные размеры и вес турбонасос-
ного агрегата.
Двигатели РД-105 и РД-106 находились в стадии разработки с
1952 г. В процессе работ была выпущена основная и технологиче-
ская документация на агрегаты и узлы двигателей, подготовлено
производственное и испытательное оборудование и начата экспери-
ментальная отработка основных узлов. Была успешно проведена от-
работка элементов конструкции камеры сгорания (выбор форсунок,
систем смесеобразования и охлаждения) на модельных экспери-
ментальных камерах сгорания с тягой до 7 т, проведены предвари-
тельные доводочные испытания турбонасосного агрегата и начаты
исследования в части снижения допускаемых давлений па входе в
насосы, уточнения к. п. д. насосов и турбины, проверки работы осе-
вых преднасосов, а также начата отработка газогенератора, агре-
гатов автоматики и др. Были проведены стендовые испытания не-
скольких экземпляров экспериментальных двигателей, собранных с
целью проверки конструкции камеры сгорания.
В 1954 г. работы по двигателям РД-105 и РД-106 были прекра-
щены в связи с тем, что взамен их потребовались более мощные
двигатели.
Фиг. 4. Двигатель РД-105 в компоновке с креплением турбонасосного агре-
гата непосредственно на форсуночной головке камеры сгорания:
30 — испаритель жидкого азота; 31 — трубопровод подвода жидкого азота к испа-
рителю
6
ДВИГАТЕЛИ РД-105 И РД-106
ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-105 И РД-106 (8)
Тип двигателей .............................
Назначение:
двигателя РД-105............................
двигателя РД-10С>
Топливо:
окислитель................... .	.	.
горючее...............................
Жидкостный, реактивный
Для первой ступени межкон-
тинентальной баллистической
ракеты
Для второй ступени межкон-
тинентальной баллистической
ракеты
Жидкий кислород, ТУ—1948
Главкислорода МХП
Керосин (топливо Т-1),
ГОСТ 4138—49
Номинальная тяга при работе на режиме
главной ступени:
двигателя РД-105:
у земли..............................55	г
в пустоте............................64	г
двигателя РД-106:
у земли................................53	г
н пустоте............................65,8 т
Система подачи		
Способ подачи компонентов	топлива .	Насосный, с приводом от тур
Тип турбины 			бипы Активная, одноступенчатая
Тип насосов 				Центробежные, одноступенча
Число оборотов турбины и топливных насосов		тые 9000 об/мин
Мощность турбины .		3300 л. с.
Давление на входе в насосы: окислителя: двигателя РД-105:		
минимальное .		.3,6 ата
максимальное .		.5,1 ата
двигателя РД-106:		
минимальное .		.3,6 ата
максимальное .		.4,6 ата
горючего:		
минимальное .		2,5 ата
максимальное .		4,5 ата
Системы управления и регулирования
Способ регулирования тяги двигателей .	.	. Изменением режима газогене-
ратора путем перенастройки
редуктора давления воздуха,
управляющего редуктором
перекиси водорода
Способ регулирования соотношения секундных
весовых расходов окислителя и горючего .	. Изменением гидравлического
сопротивления дросселя го-
рючего
Параметры электрического тока питания агрега-
тов управления:
Удельная тяга — тяга па главной ступени, от-
несенная к суммарному секундному расходу
род тока	 напряжение (на клеммах агрегатов) . максимальная сила тока 		Постоянный 27±3 в 10 а
Зажигание	 Давление воздуха перед редукторами в начале	Жидкостное, дистанционное
работы двигателей	 Давление воздуха за редуктором управления	200 ати
агрегатами автоматики (редуктором грубой настройки) 		40+5 ати.
окислителя, горючего н перекиси водорода:
двигателя РД-105:
у земли.................................. 260	сек
в пустоте........................... 302	сек
двигателя РД-106:
у земли................................ 250	сек
в пустоте...........................310	сек
Номинальное давление газов в камере сгора-
ния на режиме главной ступени тяги .	. 60 ата
Давление газов на срезе сопла камеры сгорания:
двигателя РД-105............................0,6 ата
двигателя РД-106......................0,4 ата
Секундный расход окислителя.................149 кГ/сек
Секундный расход горючего...................55 кГ/сек
Суммарный секундный расход компонентов топ-
лива через турбонасосный агрегат на номи-
нальном режиме.............................. 204 кГ/сск
Система г азог е и е р а ц и и
Компоненты газогенерации:	
перекись водорода концентрации .	80+0,5% по весу, ВТУ 3 Гл Упр. МХП от 26.2 1951 г.
твердый катализатор		Ж-ЗОС, ТУ № ЕУ—12—52 МХП
Способ подачи перекиси водорода . Давление перекиси водорода на входе в насос:	Насосный, с приводом от тур бииы через мультипликатор
минимальное .			2,5 ата
максимальное 	 Секундный расход перекиси водорода при тем- пературе продукта +25° С, удельном весе Тт=1,35 кГ/л, поминальных давлениях перед	3,5 ата
топливными насосами и расходе топлива Номинальное давление парогаза в газогенера-	7,7±0,8 кГ/сек
торе	 Давление парогаза на выходе из коллектора	45 ата
турбины, у земли 		1,5 ата
Отношение секундных весовых расходов окисли-
теля и горючего, приведенное к поминаль-
ным давлениям иа входе в топливные на-
сосы п к номинальным удельным весам .	. 2,7
Продолжительность непрерывной работы на ре-
жиме главной ступени:
двигателя РД-105 ..................... 130	сек
Двигателя РД-IOG...................... 330	сек
Тяга двигателя РД-106 в пустоте, при работе
па режиме конечной ступени.................7 т
Система наддува топливных баков
Компонент системы наддува баков .... Жидкий азот
Способ подачи жидкого азота............Насосный, с приводом от тур-
бины через мультипликатор
Давление жидкого азота на входе в насос:
минимальное................................3,5 ата
максимальное........................5 ата
Секундный расход азота...................3,1 кГ/сек
Габаритные размеры		
Длина:		
двигателя РД-105		Не более	4450 мм
двигателя РД-106		Не более	4750 Л|.н
Диаметр по верхней части двигателя .	Не более	900 Л1.и
Диаметр по соплу камеры сгорания:		
двигателя РД-105		Не более	1200 льн
двигателя РД-106		Нс более	1-100 мм
Весовые дани	ы е	
Вес узлов и агрегатов двигателей:		
камеры сгорания:		
двигателя РД-105		430 кГ	
двигателя РД-106		450 к Г	
турбонасосного агрегата 		180 кГ	
газогенератора 		11,2 кГ	
агрегатов автоматики		43,5 кГ	
тоубопроводов 		62,1 кГ	
рамы и деталей общей сборки ....	43,1 кГ	
Вес двигателя РД-105:		
не заполненного компонентами топлива .	Не более	782 кГ
заполненного компонентами топлива .	Не более	897 кГ
Вес двигателя РД-IOG:		
не заполненного компонентами топлива .	Нс более	802 кГ
заполненного компонентами топлива	Не более	925 кГ
7
ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ И КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-105 И РД-106
Воздух 200 ати от бортового баллона
Фиг. 5. Пневмогидравлическая схема двигателя РД-106 [1]:
/•-камера сгорания; 2 — датчик давления; 5 — клапан окислителя; 4 — электропневмоклапап, управляющий клапаном окис-
лителя; 5 — редуктор давления перекиси водорода; 6 — сливной клапан; 7— газогенератор; 8 — перекрывпой клапан перекиси
водорода; 9 — жиклер настройки двигателя на режим коночной ступени тяги; 10 — электропневмоклапап, управляющий пере-
крывпым клапаном перекиси водорода; // — электроклапан конечной ступени; 12. 25— обратные клапаны; 13— редуктор дав-
ления воздуха грубоП настройки; /-/ — редуктор давления воздуха точной настройки; 15 — подогреватель; 16 — привод редук-
тора давления воздуха; 17 — насос жидкого азота; 18 — паеос перекиси водорода; 19 — насос горючего; 20 — насос окислите-
ля; 21— турбина; 22 •— подогреватель воздуха; 23 — дроссель горючего; 24 — привод дросселя горючего; 26 — клапан азота;
27 — испаритель; 28 — электропневмоклапап, управляющий клапаном горючего; 29 — клапан горючего; 30 — сливной вентиль;
^/ — расходная шайба
ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СХЕМА
На фиг. 5 приведена пневмогидравлическая схема двигателя
РД-106.
Пневмогидравлическая схема двигателя РД-105 отличается от
подобной схемы двигателя РД-106 режимом работы двигателя при
выключении: двигатель РД-106 выключается через конечную сту-
пень тяги, двигатель РД-105 — непосредственно с главной ступени
тяги. В остальном схемы обоих двигателей одинаковы.
Перед запуском автоматика двигателя находится в следующем
положении: электропневмоклапаны 4, 10 и 28 обесточены; редуктор
давления воздуха 14 настроен на давление, обеспечивающее номи-
нальный режим двигателя, при этом с момента начала заправки
ракеты кислородом включается обогрев его подогревателем 15\ кро-
ме того, 'В камере сгорания установлен штатив зажигательного
устройства.
Воздух управляющего давления от редуктора 13 через открытые
электропневмоклапаны 4, 10 и 28 подведен в управляющие полости
клапанов горючего 29, окислителя 3 и перекрывпого клапана пере-
киси водорода 8, удерживая их в закрытом положении. Для исклю-
чения возможности открытия топливных клапанов при аварийном
падении бортового управляющего давления в магистраль управ-
ляющего воздуха подводится воздух от наземной установки. Элек-
троклапан 11 также закрыт.
По команде на запуск двигателя подается напряжение на пиро-
патроны зажигательного устройства. При нормальном воспламене-
нии пиропатрона перегорает первый сигнализатор зажигательного
устройства и подается напряжение на электропневмоклапап надду-
ва пускового баллона зажигательного устройства (на фиг. 5 не по-
казан) и электропневмоклапап 4. Из пускового баллона под давле-
нием наддува в камеры сгорания поступает спирто-воздушная смесь
и воспламеняется. Воздух из управляющей полости клапана окис-
лителя 3 стравливается, и клапан открывается на предварительную
ступень, при этом замыкается его контактное устройство. Кислород
начинает поступать в камеру сгорания.
При повышении температуры горения перегорает второй сигна-
лизатор зажигательного устройства. По этому сигналу при условии
замкнутого состояния контактов клапана окислителя подается на-
пряжение на электропневмоклапан 28, управляющий клапаном го-
рючего 29. Воздух из управляющей полости клапана горючего страв-
ливается, и клапан открывается на предварительную ступень. Го-
рючее поступает в камеру сгорания, и двигатель выходит на режим
предварительной ступени тяги.
8
ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ И КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-105 И РД-106
Команда на включение главной ступени тяги двигателя дается
с пульта управления путем подачи напряжения на электропневмо-
клапан 10, управляющий перекрывным клапаном перекиси водоро-
да 8, и электроклапан И. Клапаны 8 и 11 открываются, и перекись
водорода поступает в газогенератор 7. Образующийся в газогене-
раторе парогаз поступает на лопатки турбины 21 и приводит ее во
вращение. С увеличением расхода перекиси водорода возрастает
число оборотов турбины. Давление за насосами увеличивается, кла-
паны горючего 29 и окислителя 3 открываются полностью. Клапан
азота 26 также открывается. Жидкий азот поступает в испари-
тель 27, где газифицируется и подогревается за счет отдачи тепла
от выхлопных газов, затем направляется для наддува топливных
баков ракеты. Двигатель выходит на режим главной ступени тяги.
В процессе полета ракеты производится регулирование тяги дви-
гателя, необходимое при отклонении действительного значения ско-
рости ракеты от ее программной величины, и соотношения расходов
компонентов топлива, необходимое для обеспечения одновременно-
го опорожнения баков горючего и окислителя.
Регулирование тяги осуществляется изменением поступающего
в газогенератор расхода перекиси водорода за счет перенастройки
редуктора давления воздуха 14 с помощью привода 16. Регулиро-
вание сооотношения расходов компонентов топлива осуществляется
путем изменения гидравлического сопротивления дросселя горюче-
го 23 с помощью привода 24, действующего в соответствии с сигна-
лами бортовой системы регулирования одновременного опорожне-
ния баков.
Выключение двигателя РД-106 производится через конечную
ступень тяги. При переводе двигателя на режим конечной ступени
тяги снимается напряжение с электропневмоклапана 10, при этом
перекрывной клапан перекиси водорода 8 закрывается, после че-
го перекись водорода в газогенератор поступает только через элек-
троклапан 11. Уменьшение расхода перекиси водорода приводит к
резкому снижению числа оборотов турбины и насосов. Тяга двига-
теля уменьшается до 7 т. По команде на выключение двигателя сни-
мается напряжение с электропиевмоклапанов 4 и 28 и электрокла-
пана 11\ происходит стравливание воздуха из управляющих поло-
стей клапанов горючего 29 и окислителя 3. Электроклапан закры-
вается, доступ перекиси водорода в газогенератор прекращается,
число оборотов турбины падает. При падении давления за насоса-
ми закрываются клапаны горючего, окислителя и азота. Двигатель
выключается.
Фиг. 6. Конструктивная схема двигателя РД-106 [2]:
/- камора сгорания; 2, 3 — трубопроводы подачи горючего в ка-
меру сгорания; 4 — сильфон; 5 — сливной клапан перекиси во-
дорода; 6, 39, 45 — дренажные трубопроводы насоса окислителя;
7 — трубопровод подвода управляющего давления к клапану
окислители; 8 — трубопровод подвода управляющего давления
к перекрывному клапану перекиси водорода; Р —клапан окис-
лителя; 10, 17 — трубопроводы подвода парогаза к турбине;
//-—трубопровод слива перекиси водорода из магистрали;
12 — газогенератор; 13 — перекрывной клапан перекиси водоро-
да; 14, 21 — •!рубопроводы подачи перекиси водорода в газоге-
нератор; 15— расходная шайба окислителя; 16 — трубопровод
подачи перекиси водорода в газогенератор; 18 — клапан жидко-
го азота; 19 — электроклапаи конечной ступени; ^ — турбона-
сосный агрегат; 22, 24, 42 — дренажные трубопроводы насоса
перекиси водорода; 23 —- трубопровод подвода жидкого азота
к испарителю; 25 — редуктор давления перекиси водорода;
26 — трубопровод подвода воздуха к управляющей полости ре-
дуктора давлении перекиси водорода; 27, 40 — тройники;
25—редуктор давления воздуха точной настройки; 29— подо-
греватель; 30 — трубопровод подвода воздуха высокого давле-
ния к редукторам давления; 31 — редуктор давлении воздуха
грубой настройки; 32 — трубопровод подвода воздуха к распре-
целителю; 33 — электропневмоклапан, управляющий перекрыв-
ным клапаном перекиси водорода; 34 — обратный клапан;
W — электропневмоклапан, управляющий клапаном окислителя;
36 — электропневмоклапаи, управляющий клапаном горючего;
37 — распределитель; 38 — обратный кл.тан с фильтром на ма-
гистрали подвода воздуха от.наземной установки; 4/— трубо-
провод подвода воздуха от наземной установки; 43— дренаж-
ный трубопровод насоса жидкого азота; 44— дренажный тру-
бопровод насоса горючего; 46— трубопровод подвода управляю-
щего воздуха к клапану горючего; 47 — расходная шайба
горючего; 45 —клапан горючего
2 Зак. 00148
9
КОНСТРУКЦИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-105 И РД-106
На фиг. 7 и 8 приведен общий вид двигателя РД-105. Двигатель РД-106 отличается по
своей конструкции от двигателя РД-105 только наличием дополнительной магистрали переки-
си водорода, обеспечивающей работу двигателя на конечной ступени тяги, и большими раз-
мерами сопла камеры сгорания.
Двигатель РД-105 состоит из следующих основных узлов и агрегатов: камеры сгорания,
турбонасосного агрегата, газогенератора, агрегатов автоматики, рамы, топливных и воздуш-
ных трубопроводов, узлов и деталей общей сборки. На компоновках, показанных на фиг. 7
н 8, система подачи азота отсутствует.
Камера сгорания 1 двигателя воспринимает через раму 2 нагрузки от турбонасосного
агрегата 12. Турбонасосный агрегат к раме крепится на трех опорах. Ось выходного па-
трубка насоса окислителя совпадает с осью камеры сгорания; к фланцу насоса крепится
клапан окислителя 21, а между ними устанавливается расходная шайба 28. К выходному
Фиг. 7. Двигатель РД-1ОБ [3]:
/ — камера сгорания; 2	-• рама; 3 — сливной клапан;	4 — трубопровод слива	перекиси	водорода;	а — газогенератор; 6 — перекрывной клапан	перекиси
водорода; 7 — трубопровод	подачи перекиси водорода в газогенератор; 8 — трубопровод	подвода	парогаза к	турбине; 9 — дренажный трубопровод насоса	перекиси
водорода; /Я — дренажный	трубопровод насоса горючего; //	— дренажный трубопровод	насоса	окислителя;	12 — турбонасосный агрегат; 13 — редуктор	давления
воздуха грубой настройки;	/4 — трубопровод подвода воздуха	высокого давления к редукторам	давления;	/5 — редуктор давления воздуха точной настройки;
16 — трубопровод подвода воздуха к управляющей полости редуктора давления перекиси водорода; /7 — трубопроводы подвода воздуха к управляющим поло-
стям клапанов горючего, окислителя н перекиси водорода; /Д — трубопровод подвода воздуха к распределителю от наземной установки; 19 — кабельный ствол
10
КОНСТРУКЦИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-105 И РД-106
К выходному фланцу насоса горючего присоединяется трубопровод 29, а к нему — кла-
пан горючего 31. Между трубопроводом 29 и клапаном горючего 31 предусмотрен дроссель
(на рисунках изображена расходная шайба). К выходным патрубкам клапана горючего при-
соединяются два гибких трубопровода 32, которые затем подводятся к коллектору камеры
сгорания. К фланцам статора турбины посредством двух трубопроводов 8 крепится газоге-
нератор 5. На газогенераторе устанавливается перекрывной клапан перекиси водорода 6.
На выходе из насоса перекиси водорода крепится редуктор давления перекиси водорода 27,
который трубопроводом 7 соединяется с псрекрывным клапаном. Редукторы давления воз-
духа 13 и 15 и электропневмоклапаны 23 крепятся па кронштейнах к специальным прили-
вам на литых корпусах насосов.
Керосин от насоса по трубопроводу 29 подводится к клапану горючего 31 и затем по тру-
бопроводам 32 — к коллектору камеры сгорания. Жидкий кислород от насоса через расход-
ную шайбу 28, клапан 21 и сильфон 20 подается в форсуночную головку камеры сгорания.
Перекись водорода от насоса через редуктор давления 27 по трубопроводу 7 подводится к
перекрывному клапану 6 и затем подается в газогенератор.
Сжатый воздух для управления агрегатами автоматики подается от бортовых баллонов
к редукторам давления 13 и 15. От редуктора давления грубой настройки 13 редуцирован-
ный воздух подается по трубопроводу 26 через распределитель 24 к электропневмоклапа-
нам 23 и затем по трубопроводам 17 — в управляющие полости клапанов горючего, окислите-
ля и перекрывного клапана перекиси водорода. От редуктора давления точной настройки 15
воздух по трубопроводу 16 подводится в управляющую полость редуктора давления перекиси
водорода. Кроме того, сжатый воздух к агрегатам автоматики подводится от наземной
установки по трубопроводу 18 через обратный клапан на распределителе 24. Для обогрева
подшипников и уплотнения насоса окислителя на заправленной ракете предусмотрен обдув
этих мест воздухом, подводимым от наземной установки.
Фиг. 8. Двигатель РД-ЬОб. Вид со стороны насоса перекиси водорода [3]:
20 — сильфон; 21—клапан окислителя: 22, 25 — обратные клапаны; 23 — электропневмоклапаиы; 24 — распределитель; 25 — трубопровод подвода воздуха к рас-
пределителю; 27 — редуктор давления перекиси водорода; 28 — расходная шайба магистрали окислителя; 29, 32 — трубопроводы подачи горючего в камеру сгора-
ния; 30 — кронштейн крепления магистрали горючего; 31 — клапан горючего
.11
КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-105 И pjx-lO6
Основные параметры камер сгорания [8]
Секундный расход горючего ..............
Секундный расход окислителя ............
Весовое соотношение компонентов топлива
Давление газов в камере сгорания .......
Давление газов па выходе из сопла . . . .
Удельная тяга — тяга, отнесенная к суммар-
ному секундному расходу топлива:
у земли ...........................
в пустоте..........................
Диаметр цилиндрической части камеры сго-
рания ..................................
Диаметр критического сечения сопла . . .
Диаметр выходного сечения сопла ........
Объем камеры сгорания до критического
сечения сопла...........................
Охлаждающий компонент...............  .
Количество форсунок....................
Давление перед форсунками горючего . . .
Давление перед форсунками окислителя
Относительная расходонапряженность —рас-
ход, отнесенный к площади форсуночной
головки и к давлению в камере сгорания
Время пребывания продуктов в камере сго-
рания .................................
Литровая тяга у земли...................
Коэффициент полноты давления в камере
сгорания ...............................
Коэффициент полноты удельной тяги , . . .
РД-105
55,1 кГ/сек
148,9 кГ/сек
2,7
60 ат а
0,6 ат а
РД-106
55,3 кГ/сек
149,2 кГ/сек
2,7
60 ата
0,4 ата
269,7 сек 313,4 сек	259,2 сек 322,I сек
600 мм	600 мм
278,8 мм	278,8 мм
1050 мм	1260 мм
300 л	300 л
Г орючее	Г орючее
817 шт.	817 шт.
66 ата	6(5 ата
66 ата	(56 ата
Г	Г
	
сек -смг-ата	сек*см* - ата
,08  10~3 сек	7,08-10~3 сек
183,3 кГ/л	176,7 кГ/л
0,975	0,975
0,916	0,914
Для двигателей РД-105 и РД-106 были выбраны наиболее простые
в изготовлении камеры сгорания цилиндрической формы с плоскими
форсуночными головками. При выборе типа конструкции, расходонапря-
женности и давления в камере сгорания были использованы результаты
исследований, проведенных на экспериментальной камере сгорания
ЭД140-000.
Геометрический контур обеих камер сгорания, отличающихся толь-
ко давлением на срезе сопла, представлен на фиг. 9. Наружное охлаж-
дение осуществляется горючим, подводимым к коллектору, расположен-
ному в критическом сечении (фиг. 12). Кроме того, предусмотрено внут-
реннее охлаждение горючим, подаваемым через пояс дополнительного
охлаждения, установленный перед участком втекания.
Расчетные характеристики параметров охлаждения вдоль оси каме-
ры сгорания двигателя РД-106 приведены на фиг. 10. Расчетные харак-
теристики параметров охлаждения для камеры сгорания двигателя
РД-105 не приводятся, так как они мало отличаются от соответствующих
параметров камеры сгорания двигателя РД-106 (в сопловой части ка-
меры сгорания двигателя РД-105 температура стенок и нагрев охлаж-
дающей жидкости ниже примерно на 10%) .
Камеры сгорания двигателей РД-105 и РД-1 Об идентичны по кон-
струкции и отличаются только размерами закритической части.
Камера сгорания двигателя РД-105 (фиг. 13) представляет собой
неразъемную паяно-сварную конструкцию, которую технологически мож-
но разделить на следующие узлы:
форсуночную головку;
цилиндрическую часть;
среднюю часть (дозвуковая часть сопла) ;
секции сверхзвуковой части сопла (три секции у камеры сгорания
двигателя РД-105 и четыре секции у камеры сгорания двигателя
РД-106).
Форсуночная головка (рис. 14) состоит из внутреннего 11, средне-
го 1 и наружного 5 днищ и фланца 4. Для придания конструкции необ-
ходимой жесткости среднее днище соединено с наружным днищем и
фланцем двумя перегородками 3, в которых имеются отверстия для про-
хода окислителя. Двухкомпонентные форсунки 6, 7 и 8 соединяются пай-
кой с внутренним и средним днищами. Для поддержки внутреннего дни-
ща на периферии установлены штифты .9.
Внутреннее и среднее днища образуют полость горючего, которая со-
общается с зарубашечным трактом камеры сгорания через коллектор 10
(фиг. 13). Зазор между днищами выполняется переменным, уменьшаю-
щимся к центру, для выдерживания необходимой скорости протекающе-
го там горючего.
Двухкомпонентные форсунки (фиг. 15 и 16) равномерно расположе-
ны по концентрическим окружностям с шагом между окружностями
16 мм, причем в местах установки соединительных перегородок шаг уве-
личен до 17,5 мм. Все форсунки, кроме расположенных в периферийном
ряду, имеют одинаковый расход и отличаются только длиной корпуса.
Периферийные форсунки имеют уменьшенный на 22—24% расход окис-
лителя.
ккал 1Пе
м^час" и	W м/сек
Фиг. Ю. Расчетные характеристики параметров охлаждения вдоль оси камеры
сгорания двигателя РД-106:
(1 — суммарный удельный тепловой поток; t - температура охлаждающей жидкости; Л — тем-
пература внутренней стенки со стороны огневого пространства; t? — температура внутрен-
ней стенки со стороны охлаждающей жидкости; (з —температура рубашки в местах спая
с ребрами и гофрами; F — проходная площадь охлаждающего тракта', 1Г — скорость жидко-
сти в охлаждающем тракте
Фиг. II. Схема расположения ребер и гофрированных проставок
по длине камеры сгорания двигателя РД-106
Фиг. 12. Схема охлаждения и смесеобразования камеры сгорания
двигателя РД-106
12
КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-105 И РД-106
Фиг. 13. Камера сгорания двигателя РД-105 [4]:
/ — днище среднее; 2 —шпилька; .У — перегородки соединительные; -/--фланец; 5 —днище наружное; 6 — форсунка двухкомпонентная основная; 7 — форсунка двух-
компонентпая удлиненная; 8 — форсунка двухкомпонентная периферийная; 9 — штифт; 10, 30, 51, 59 — коллекторы; 11— днище внутреннее; 12, 13, 19, 24, 31, 50 — кольца;
/4 — рубашка цилиндра; /5 — стенка цилиндра; 16, 17, 18, 39, 41, 47, 48 — проставки гофрированные; 20, 49, 58 — патрубки со штуцерами; 21, 57 — жиклеры; 22 — ниппель
с гайкой накидной; 23 — коллектор пояса завесы; 25 — козырек; 26—кольцо-фиксатор; 27 —стенка оребренная средней части; 28—рубашка средней части; 29 — трубо-
провод; 32 — дефлектор; 33 — стенка оребренная I-й секции сопла; 34, 40, 45 — рубашки секций сопла; 35, 42 — кольца соединительные; 36, 43, 60 — кронштейны; 37, 44 — хо-
муты; 38, 45 — стенки секций сопла; 52-- бобышка сливная с пробкой; 58 — патрубок; 54 — штуцер подвода горючего; 55 — штуцер отбора горючего; 56 — трубопровод
дополнительного охлаждения; 61 — кронштейн опоры
.13
КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-105 И РД-106
Фиг. 16. Форсунка двухкомпонентная основная
fl-Д 6-5
(Зля удлиненной)
Фиг. 17. Замер давления газа
в камере сгорания:
/ — днище среднее; 9 — штифт;
//—днище внутреннее; 64 — шту-
цер замера давления газа
Фиг. 18. Пояс дополнительно-
го охлаждения,
Место 1 (см. фиг. 13)
Фиг. 16. Форсунка двухкомпонентная периферийная
и двухкомпонентная удлиненная
Фиг. 14. Форсуночная головка [5]:
Г—днище среднее; 2 — шпилька; 3 — перегородки соединитель-
ные; 4 — фланец; 5 —днище наружное; 6 — форсунка двухком-
понентная основная; 7 — форсунка двухкомпоментная удлинен-
ная; 8— форсунка двухкомпонентная периферийная; 9 — штифт;
1! — днище внутреннее; 62—штуцер замера давления в полости
окислителя; 63 — штуцер замера давления в полости горючего
Материалы, применяемые для изготовления деталей камер сгорания
Наименование деталей	Материал
Фланец подвода окислителя, среднее и наруж- ное днища, кольцевые соединительные перегород- ки форсуночной головки Днище внутреннее, штифты Рубашки цилиндра, средней части и секции сопла, соединительные кольца, коллекторы,опоры Форсунки, фрезерованные стенки, стенки сопла Гофрированные проставки Припой	Сталь типа 48—50 или ЭИ654 Сплав БрХ1 Сталь 20ХГСНА или 23Х2НВФА Сплав № 5 Сплав БрХ08 ПСр ,37,5
Для замера давления газа в камере сгорания и давления в полостях
горючего и окислителя установлены штуцера (фиг. 14 и 17).
Цилиндрическая часть камеры сгорания включает в себя силовую
рубашку 14 (фиг. 13) с кольцом 13, теплопроводную внутреннюю стен-
ку 15 и гофрированные проставки 16, 17 и 18, спаянные со стенкой и ру-
башкой твердым припоем. Со стороны торцов стенка и рубашка прива-
риваются к кольцам 12 и 19.
Средняя часть камеры сгорания состоит из внутренней стенки 27 и
рубашки 28. Соединение стенки с рубашкой обеспечивается пайкой по
вершинам ребер стенки. Канавки между ребрами служат для протока
охлаждающей жидкости. Стенка и рубашка по торцам привариваются
к кольцам 24 и 31. К кольцу 24 и рубашке приварен коллектор 23, слу-
жащий для подвода охлаждающей жидкости через отверстия в коль-
це 24 в козырек 25 пояса дополнительного охлаждения.
Соединение средней части камеры сгорания с цилиндрической ее ча-
стью осуществляется сваркой колец 19 и 24. К этим же кольцам прива-
рен коллектор 59, в который отводится горючее, охлаждающее сопло.
Первая секция сопла, примыкающая к критическому сечению, вы-
полнена в виде паянного пакета фрезерованной внутренней стенки 33 и
рубашки 34.
В месте стыка первой секции сопла со средней частью расположен
коллектор 30 с двумя штуцерами 54 для подвода горючего, охлаждаю-
щего камеру сгорания.
Все остальные секции сопла выполняются одинаково и состоят из
рубашки и внутренней гладкой стенки. Связь между стенкой и рубаш-
кой осуществляется путем пайки твердым припоем через гофрированные
проставки. Стыковка секций друг с другом происходит с помощью со-
единительных колец.
На срезе сопла установлен перепускной коллектор 51, который одно-
временно придает необходимую жесткость торцу сопла. На коллекторе
установлены четыре бобышки 52, служащие для полного слива компо-
нента из зарубашечиого тракта камеры сгорания.
Охлаждающий компонент из коллектора на срезе сопла перепускает-
ся в коллектор на цилиндрической части по четырем трубопроводам 29,
закрепленным на камере кронштейнами 36, 43 и хомутами 37, 44. Жик-
лер 21 служит для дозировки расхода компонента, идущего па охлажде-
ние средней части и сопла.
Для подвода и дозировки расхода горючего в пояс дополнительного
охлаждения установлены четыре гибких трубопровода 56 с жиклера-
ми 57.
В месте стыка цилиндрической части камеры с форсуночной голов-
кой установлены три кронштейна опоры 61 для крепления рамы двига-
тел я.
14
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-105 И РД-106
Фиг. 19. Стендовый вариант турбонасосного агрегата двигателей РД-105 и РД-108
Турбонасосный агрегат двигателей РД-105 и РД-106 состоит из насосов окис-
лителя и горючего, турбины и вспомогательных насосов перекиси водорода и
жидкого азота.
Насосы окислителя и горючего подают компоненты топлива в камеру сгора-
ния, насос перекиси водорода служит для подачи перекиси водорода в газогенера-
тор, насос жидкого азота — для подачи азота в испаритель. Все насосы турбона-
сосного агрегата одноступенчатые, центробежного типа, с односторонним подводом
компонента к центробежному колесу. Насос окислителя имеет осевую ступень пе-
ред центробежным колесом. Турбина—осевая, высокоперепадная, одноступен-
чатая, активного типа.
При заданных расходах компонентов и давлениях на входе
в насосы определяющим, с точки зрения бескавитационной ра-
боты, является число оборотов насоса окислителя. Постанов-
ка осевой ступени, повышающей давление на входе в центро-
бежное колесо, позволила обеспечить бескавитационную рабо-
ту насоса окислителя при числе оборотов 9000 в минуту. Это
число оборотов и принято для насоса окислителя, насоса го-
рючего и турбины.
Для вспомогательных насосов оказалось целесообразным,
с точки зрения весовых характеристик самих насосов и систе-
мы подачи в целом, выбрать число оборотов более высоким;
вследствие малой мощности вспомогательных насосов размеры
и вес мультипликатора, через который осуществляется переда-
ча крутящего момента на валы насосов, невелики.
В качестве рабочего тела турбины используются продукты
разложения маловодной перекиси водорода. Температура па-
рогаза на входе в турбину равна 773° К. Такая температура
рабочего тела позволяет использовать для изготовления основ-
ных узлов турбины малолегированные технологичные стали.
Для получения минимального веса и простой конструкции
турбина выполнена одноступенчатой.
Большой перепад, срабатываемый в турбине, и выбранная
величина окружной скорости при принятой температуре рабо-
чего тела позволили получить высокое значение удельной
мощности.
Дальнейшее увеличение перепада по сравнению с приня-
той величиной нецелесообразно, так как приводит к увеличе-
нию веса турбины при незначительном приросте удельной
мощности. Принятая конструктивная схема турбонасосного
агрегата способствует уменьшению его 'веса.
Относительно небольшие осевые размеры агрегатов, обу-
словленные односторонним подводом компонентов к центро-
бежным крыльчаткам, позволили выполнить турбину и насосы
окислителя и горючего с одним общим валом. Ротор турбины
расположен на 1коисоли вала, 'благодаря этому выхлопной'кол-
лектор не является силовым элементом конструкции и выпол-
нен в виде легкой тонкостенной оболочки. Такое конструктив-
ное выполнение турбины применено в турбонасосных агрега-
тах ЖРД впервые.
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ТУРБОНАСОСНОГО АГРЕГАТА [8]
Мощность турбонасосного агрегата ....	3300 л. с.
Число оборотов турбины и насосов окислителя
и горючего............................... 9000 об/мин
Число оборотов насосов перекиси водорода и
жидкого азота.............................. 18 000 об/мин
Расход окислителя..........................149	кГ/сек
Расход горючего............................55 кГ/сек
Расход перекиси	водорода..................7,7	кГ/сек
Расход жидкого	азота......................3,1	кГ/сек
Минимальное давление на входе в насос оки-
слителя (при /=—183° С)..................3,6 ста
Минимальное давление на входе в насос го-
рючего (при t= 4-15° С)..................2,5 ата
Минимальное давление па входе в насос пере-
киси водорода (при /=+15°С) .	.	.	. 2,5 ата
Минимальное давление на входе в насос жид-
кого азота (при t=—196° С)...............3,5 ата
Давление на выходе из насоса окислителя . . 70 ата
Давление на выходе из насоса горючего . . 90 ата
Давление на выходе из насоса перекиси водо-
рода .................................... 70 ата
Давление па выходе из насоса жидкого азота 30 ата
Коэффициент полезного действия насоса оки-
слителя .................................0,65
Коэффициент полезного действия насоса горю-
чего ......................................0,6
Коэффициент полезного действия насоса пере-
киси водорода............................0,35
Коэффициент полезного действия насоса жид-
кого азота.................................0,3
Коэффициент быстроходности насоса окисли-
теля ......................................100
Коэффициент быстроходности	насоса	горючего	45
Коэффициент быстроходности	насоса	перекиси
водорода.................................23
Относительная осевая скорость па входе в на-
сос окислителя...........................0,103
Относительная осевая скорость па входе в на-
сос горючего...............................0,096
Расход рабочего тела турбины...............7,7 кГ/сек
Удельная мощность (мощность, отнесенная к
единице секундного расхода рабочего тела
турбины) ....................................4.25--------
кГ/сек
Эффективный коэффициент полезного дейст-
вия турбины................................0,45
Температура рабочего тела па входе в тур-
бину.......................................... 773° К
Давление на	входе	в	турбину...............45 ата
Давление на	выходе	из	турбины ....	1,5 ата
Окружная скорость иа среднем диаметре ро-
тора турбины............................... 230 м/сек
Отношение окружной скорости на среднем диа-
метре ротора к скорости истечения из сопел 0,195
Вес турбонасосного агрегата, не заполненного
компонентами  .............................180 кГ
Вес турбонасосного агрегата, заполненного
компонентами .............................. 215 кГ
Габаритные размеры турбонасосного агрегата
(длина X ширина X высота) ....	1070X665X675 мм
Относительный вес турбонасосного агрегата
(вес агрегата, заполненного компонентами,
отнесенный к единице тягн двигателя) .	.	3,9 кГ/ттяеи (для
гателя РД-105)
Вес турбонасосного агрегата, заполненного
компонентами, отнесенный к единице мощ-
ности агрегата.............................65 Г/л. с.
двп-
15
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-105 И РД-106
Насос окислителя
Фиг. 20. Турбонасосный агрегат двигателей РД-105 и РД-106 [7]:
1 — корпус насоса перекиси водорода; 2 —крышка; 3, 18, 24 — центробежные крыльчатки; 4, 20, 48 — шпонки;
5, 53, й/— гайки; й, 13, 57, 58, 62, 6,5 — манжеты; 7 — болт; 8— вал; 9, 12, 15, 23, 28 — лабиринты; 10 — штуцер;
1'1, 59 — уплотнительные кольца; 14, 51 — подшипники; 16 — крышка насоса горючего; /7 — корпус иасоса горю-
чего; 19', 36 — корпуса уплотнений; 21 —< крышка насоса окислителя; 22 — корпус насоса окислителя; 25 — трубо-
провод; 26 — осевая крыльчатка; 27 — втулка; 29 — распределительная труба; 3» — сопловой аппарат; 3/— ра-
бочая лопатка; 32 — ротор; 33 — выхлопной коллектор; 34 — диафрагма; 35 — ребро жесткости; 37, 60 — винты;
38, 39, 40, 54, 55— чугунные кольца уплотнений; 41 —штифт; 42 — сильфон; 43 — медная прокладка; 44 — ко-
жух; 45 — стекловата; 46 — кронштейн; 47 — бобышка'; 49 — кольцо; 50 — дренажный трубопровод; 52 - про-
кладка; 56 — цанговая втулка; 64— цапфа
Характерные размеры насосов и турбины
Насос окислителя
Диаметр центробежного колеса на входе......................165	мм
Диаметр центробежного колеса на выходе.................... 240	мм
Угол установки лопаток на выходе из центробежного колеса 20°
Густота решетки осевой крыльчатки по наружному диаметру 0,8
Угол установки лопаток осевой крыльчатки по наружному
диаметру..................................................[0°
Насос горючего
Диаметр центробежного колеса на входе......................135	мм
Диаметр центробежного колеса па выходе.................... 295	мм
Угол установки лопаток на выходе из центробежного колеса 25°
Насос перекиси водорода
Диаметр центробежного колеса на входе.......................70	мм
Диаметр центробежного колеса па выходе.................... 200	.н.и
Угол установки лопаток на выходе из центробежного колеса 18°
Турбина
Средний диаметр ротора................................  .	490 леи
Диаметр критического сечения сопла..........................7	мм
Диаметр сопла на выходе ...................................[5	мм
Угол косого среза сопла .	............................20°
Высота лопатки на выходе................................'	23 мм
Для отработки основных насосов, турбины и новой конструктив-
ной схемы ТНА был создан стендовый вариант турбонасосного агре-
гата (фиг. 19 и 20), состоящий из турбины, двух основных насосов
(окислителя и горючего) и вспомогательного насоса перекиси во-
дорода.
Испытания двигателя на стенде также проводились с этим
ТНА. Летный вариант ТНА двигателей РД-105 и РД-106 отличает-
ся от стендового варианта только наличием мультипликатора и
двух вспомогательных насосов (перекиси водорода и жидкого азо-
та)’, вращающихся с повышенным числом оборотов, вместо одного
насоса перекиси водорода, имеющего общий вал с основными насо-
сами и турбиной.
Поскольку описание мультипликатора и вспомогательных насо-
сов аналогичной конструкции приведено в разделе «Турбонасосный
агрегат двигателя РД-107», в данном разделе рассмотрен только
стендовый вариант конструкции ТНА.
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-105 И РД-106
В турбонасосном агрегате (фиг. 20) турбина, насос окислителя,
насос горючего и насос перекиси водорода имеют один общий вал.
Вал 8 опирается на два радиально-упорных шариковых подшип-
ника 14 п 51, один из которых установлен в корпусе насоса окис-
лителя 22, второй—в крышке насоса горючего 16. Подшипник 51
закреплен по торцам внутренней и наружной обойм и воспринимает
неуравновешенную составляющую осевой силы от всех насосов и
турбины. Подшипник работает в среде жидкого кислорода. Охлаж-
дение и смазка подшипника осуществляются протоком кислорода,
поступающего из полости высокого давления по сверлениям в кор-
пусе. Расход кислорода, необходимый для надежной работы под-
шипника, обеспечивается выбранным диаметром жиклирующего от-
верстия.
Посадка подшипника на валу плотная, в корпусе — с зазором но
наружной обойме. В рабочих условиях, при температуре жидкого
кислорода, зазор из-за различия коэффициентов линейного расши-
рения материалов корпуса н подшипника выбирается и обеспечи-
вается плотная посадка.
Подшипник 14 работает в среде консистентной смазки, которой
заполнена одна третья часть объема полости подшипника, ограни-
ченной манжетами 13 и 6.3. Смазка стойка к горючему. Подшипник
в осевом направлении не закреплен н допускает перемещение вала
относительно крышки. Посадка подшипников ио валу и в крышке
плотная.
Насос окислителя соединяется с турбиной и насосом горючего
через радиальные призматические шпонки 20 и 48, позволяющие со-
хранить соосность сопрягаемых агрегатов при температурных де-
формациях деталей. Соединение насоса перекиси водорода с насо-
сом горючего фланцевое.
Крепление турбонасосного агрегата на раме двигателя осуще-
ствляется в трех точках: две из них—цапфы 64— расположены па
корпусе насоса окислителя, на цапфах устанавливаются сфериче-
ские подшипники рамы; третья — проушина, — расположенная на
корпусе насоса горючего, допускает продольное перемещение тур-
бонасосного агрегата относительно рамы. При такой кэнструадии
опор исключаются дополнительные нагрузки на агрегат, .'вязанные
с деф'эршацня'ми рамы.
Турбина состоит из следующих основных узлов: ротора, стато-
ра, выхлопного коллектора и деталей, обеспечивающих уплотнение
полостей турбины.
Ротор турбины 32 однодисковый. Крепление лопаток 31 к диску
ротора замкового типа. Лопатки имеют ножки елочной формы, с
помощью которых они удерживаются в кольцевых пазах обода ди-
ска. Устанавливаются лопатки в пазы через торцевые вырезы в обо-
де. После установки последней лопатки вырезы закрываются тра-
пециевидными замками. Такая форма замков исключает возмож-
ность их выпадения под действием центробежных сил. Крепление
ротора к фланцу вала насоса окислителя осуществляется винта-
ми 37. Крутящий момент ротора передастся на вал через штифты 41.
Сопловой аппарат 30 является основным силовым элементом ста-
тора турбины. Он представляет собой неразрезное кольцо, но
окружности которого равномерно расположены сопловые отверстия.
Расширяющаяся часть сопел коническая. Подвод газа от газогене-
ратора к сопловому аппарату осуществляется по двум патрубкам и
распределительной трубе 29. Сварная конструкция статора обеспе-
чивает полную герметичность полости высокого давления.
Для крепления турбины к корпусу насоса окислителя статор
имеет четыре кронштейна с бобышками, приваренных к трубе и
сопловому аппарату.
Выхлопной коллектор турбины 33 представляет собой тонкостен-
ную оболочку, подкрепленную ребрами жесткости 35. Газ из кол-
лектора отводится через два тангенциально направленных выхлоп-
ных патрубка. Стык коллектора со статором по фланцам уплотнен
медной прокладкой 43.
Полость низкого давления турбины со стороны насоса окисли-
теля ограничена диафрагмой 34, приваренной к сопловому аппа-
рату и корпусу уплотнения 36. Ребра жесткости статора, приварен-
ные к бобышкам 47 п корпусу уплотнения, ограничивают переме-
щение корпуса уплотнения в осевом направлении при возможных
деформациях диафрагмы. Уплотнение полости турбины по валу
осуществляется двумя разрезными чугунными кольцами 38 и 39,
одно из которых установлено в корпусе уплотнения турбины, дру-
гое— в корпусе уплотнения насоса окислителя. Чугунные кольца
состоят из сегментов, стянутых между собой пружиной. Соединение
корпусов уплотнений турбины и насоса окислителя осуществляется
через сильфон 42, компенсирующий температурные деформации, не-
избежные в процессе работы ТНА.
Для теплоизоляции статора используется стекловата 45, закреп-
ленная на распределительной трубе с помощью специального ко-
жуха.
Насос окислителя состоит из корпуса, крышки, центробежной и
осевой крыльчаток и узлов уплотнений.
Корпус 22 и крышка 21 являются отливками из алюминиевого
сплава. Основные рабочие полости насоса — патрубок всасывания,
улитка и диффузор — образованы внутренними поверхностями кор-
пуса. Патрубок всасывания разделен продольным ребром, предот-
вращающим закрутку потока па входе в осевую крыльчатку и яв-
ляющимся ребром жесткости, на две симметричные части. Полости
высокого и низкого давлений соединены трубопроводом 25, служа-
щим для стравливания газового пузыря при заливке, насоса. Стык
корпуса с крышкой уплотнен плоской алюминиевой прокладкой, за-
жатой между фланцами.
Центробежная крыльчатка 24 — односторонняя, закрытого ти-
па, с лопатками двоякой кривизны. Полости высокого и низкого
давлений в насосе разделены кольцами 23 и 28 лабиринтного типа,
установленными в корпус и крышку по буртам центробежной крыль-
чатки. Для снижения осевого усилия, действующего на вал насоса,
в несущем диске крыльчатки предусмотрены разгрузочные отвер-
стия.
На входе в центробежную крыльчатку установлена осевая
крыльчатка 26. Центробежная и осевая крыльчатки имеют шлице-
вое соединение с валом. Уплотнения насоса по валу представляют
собой пакеты последовательно установленных чугунных колец 40,
54 н 55. Эти кольца разрезные, состоят из сегментов, стянутых пру-
жинами. Кольца по торцам н внутреннему диаметру и посадочные
места под кольца на валу имеют высокую точность изготовления н
чистоту поверхности. Такие уплотнения допускают лишь небольшую
утечку кислорода, который собирается в дренажные полости и от-
водится по дренажному трубопроводу 50. Пакет деталей насоса
окислителя па валу затягивается гайкой 53.
Насос горючего по конструкции подобен насосу окислителя; он
отличается от последнего отсутствием осевой крыльчатки, а также
другой системой уплотнений по валу. Для стравливания газового
пузыря при заливке компонента в насос полости высокого и низко-
го давлений в корпусе 17 соединены сверлением. Стык корпуса с
крышкой 16 уплотнен резиновым кольцом 59, зажатым в клиновид-
ном гнезде, которое образовано проточками во фланцах корпуса и
крышки.
Центробежная крыльчатка 18 — закрытого тина, с лопатками
цвоякон кривизны. Отверстия в несущем диске крыльчатки позво-
ляют уменьшить осевое усилие, действующее на вал. Разделение
полостей высокого и низкого давлений осуществляется с помощью
лабиринтов 15, установленных в корпусе н крышке.
В качестве уплотнений по валу применены резиновые манжетные
уплотнения. Опп обеспечивают полную герметичность по валу при
заполненном компонентом насосе до работы турбонасосного агре-
гата. Компонент, просочившийся вследствие износа манжет при ра-
боте агрегата, отводится через дренажные каналы.
Манжеты 57 и 58, расположенные со стороны насоса окислителя,
защищены от воздействия низкой температуры путем обогрева по
валу и корпусу. Обогрев манжет осуществляется подогретым воз-
духом, поступающим через корпус уплотнения 19 в полость между
манжетами 57. Из этой полости по радиальным сверлениям вала
подогретый воздух поступает в зазор между внутренней поверхно-
стью вала н наружной поверхностью цанговой втулки 56, проходит
по зазору, по внутренней полости вала в направлении к турбине и
отводится через радиальные отверстия вала в дренаж парогаза.
Насос перекиси водорода состоит из корпуса, крышки, центро-
бежной крыльчатки и уплотнений. Патрубок всасывания образован
внутренними поверхностями крышки 2 насоса. Входная часть па-
трубка выполнена в виде отдельного штуцера 10, ввернутого в
крышку насоса па резьбе. Соединенно штуцера с подводящим тру-
бопроводом резьбовое, с ниппельным уплотнением. Стык корпуса
насоса с крышкой уплотнен резиновым кольцом 11,
В крышке насоса горючего имеется цилиндрическая расточка
для точного центрирования корпуса насоса перекиси водорода. Стык
корпуса насоса перекиси водорода с крышкой насоса горючего
уплотнен резиновым кольцом. Диффузор корпуса насоса выполнен
также в виде отдельной детали. Центробежная крыльчатка 3 — за-
крытого типа, с лопатками цилиндрической формы. Несущий диск
крыльчатки имеет разгрузочные отверстия.
Передача крутящего момента вала центробежной крыльчатке
осуществляется через две призматические шпонки 4.
Полости высокого и низкого давлении разделены уплотнениями
лабиринтного типа. Лабиринты 9 и 12 устанавливаются в корпусе
п крышке, на прессовой посадке и фиксируются от перемещения пу-
тем вдавливания материала корпуса и крышки в пазы, имеющиеся
на лабиринтах. Уплотнение полостей насоса по валу осуществляет-
ся манжетами 6 и 13, изготовленными из резины, стопкой к пере-
киси водорода.
Для осуществления привода к датчику числа оборотов в вал
турбонасосного агрегата ввернут болт 7.
3 Зак. 00148
17
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-105 И РД-106
Материалы, применяемые для изготовления основных деталей ТНА
Наименование деталей	Материал
Насос окислителя Корпус, крышка Крыльчатка Крыльчатка осевая Лабиринт гребешковый Кольцо уплотнения (по валу) Насос горючего Корпус, крышка Крыльчатка Лабиринт гребешковый Насос перекиси водорода Корпус, крышка Крыльчатка Лабиринт гребешковый Диффузор Турбина Вал Диск ротора Рабочие лопатки Труба статора Сопловой аппарат Коллектор выхлопной Диафрагма Кожух Кольцо уплотнения	Сплав ал. АЛ4 Сплав ал. АЛ4 Сталь Х18Н10Т Сталь 2X13 Чугун СЧ18 Сплав ал. АЛ4 Сплав ал. АЛТ Сталь 45 Сплав ал. АЛ4 Сплав ал. АЛ4 Сталь 2X13 Сталь 2X13 Сталь 2X13 Сталь 2X13 Сталь 2X13 Сталь ЗОХГСА Сталь 25 Сталь 10КП Сталь 10КП Сталь 10КП Чугун СЧ18
жетных уплотнений, необходимый для нормальной
работы подшипника 51 (фиг. 20) расход окислителя
и обеспечивающий его диаметр подводящего ка-
нала.
3. Отработка системы обогрева
манжет в насосе горючего
На специально оборудованном стенде, обеспечи-
вающем длительную выдержку насосов, залитых
компонентами, проводилась отработка системы обо-
грева вала, предусмотренной с целью защиты ман-
жет от воздействия низкой температуры со стороны
залитого жидким кислородом насоса. В результате
проведенных испытаний были определены необхо-
димые для нормальной работы манжетных уплотне-
ний мощность электроподогревателя и минимальный
расход воздуха.
4. Доводка насосов при работе на
с целью обеспечения заданных пар
Др ли
во
75
70
65
60
55
Мл.с
2000
1800
1600
МОО
1200
1000
П
Q7
0.6
0.5
0.4
0.3
Расход окислители кГ/сек
воде
а м е т р о в
20Й)
1800
1600
1400
1200 \
10001
Т1
0,7
0,6
0,3
0,4
°‘S30 40	50	60	70	80 80 Ю0
Расход горючего кг/сек
Фиг. 21. Рабочие характеристики насосов;
число оборотов — 9000 об/мин; — напор насоса; N — эффективная
МО
130
120
110
100
п
0,40
0.35
0,30
025
020
Расход перекиси водорода кг/сек
мощность насоса; п _ к. п д н
Доводка турбонасосного агрегата включала следующие этапы.
1.	Проверка прочности и жесткости корпусов и крышек насосов.
2.	Доводка подшипников и уплотнений.
3.	Отработка системы обогрева манжет в насосе горючего.
4.	Доводка насосов при работе на воде с целью обеспечения задан-
ных параметров.
5.	Проведение сравнительных испытаний роторов для выбора опти-
мального профиля лопаток,
6.	Доводка турбонасосного агрегата на стенде при работе насосов
на воде, турбины — на натурном парогазе.
7.	Доводка турбонасосного агрегата в составе двигателя.
I.Проверка прочности и жесткости корпусов
и крышек насосов
Проверка прочности и жесткости корпусов и крышек насосов про-
изводилась при гидростатических испытаниях. Кроме того, для макси-
мального приближения прочностных испытаний к условиям работы на
двигателе были проведены статические испытания турбонасосного агре-
гата с нагружением, имитирующим силы, действующие на турбонасос-
ный агрегат при работе двигателя. Как те, так и другие испытания про-
водились до разрушения с тензометрированием напряжений в наиболее
нагруженных местах и с замером деформаций индикаторами.
Все проверяемые корпуса и крышки и турбонасосный агрегат в це-
лом удовлетворяли требованиям прочности и жесткости.
2. Доводка подшипников и уплотнений
На специальных установках проводились испытания по проверке ра-
ботоспособности шарикоподшипников и манжетных уплотнений. Провер-
ка работоспособности шарикоподшипников производилась при сочета-
нии наихудших условий, которые могут возникнуть при работе двига-
теля. По результатам испытаний были выбраны: оптимальная конст-
рукция подшипников и манжетных уплотнений, марка резины для ман-
В гидравлической лаборатории проводились испытания насосов
на воде с целью проверки соответствия расчетных параметров насосов
(напора, к. п. д., всасывающей способности) фактическим (фиг. 21,
22, 23).
Первоначальный вариант конструкции осевых ступеней в насосе
окислителя предусматривал установку двух ступеней с двумя спрям-
ляющими аппаратами. При этом минимально необходимая густота ре-
шетки профилей обеспечивалась при заданной ширине элемента ступе-
ни большим количеством тонких лопаток.
В процессе доводки осевых ступеней на автономной установке и
в насосе окислителя было установлено, что прочность осевых крыльча-
ток с тонким профилем была недостаточна. Утолщение профилей при-
водило к большим гидравлическим потерям и снижению эффективности
работы ступеней, увеличивать ширину крыльчатки не позволяли задан-
ные, ограниченные в осевом направлении, габариты насоса. Поэтому в
качестве оптимального был выбран вариант с одной осевой крыльчат-
кой, отнесенной от центробежной крыльчатки на определенное расстоя-
ние. Такая схема насоса окислителя позволила обеспечить бескавита-
ционную его работу при заданных минимальных давлениях на входе.
5.	Проведение сравнительных испытаний роторов
для выбора оптимального профиля лопаток
С целью проверки возможности повышения коэффициента полезно-
го действия турбины были изготовлены и испытаны на стенде с гидро-
тормозом четыре варианта экспериментальных роторов с различными
профилями рабочих лопаток. Отличие профилей заключалось в том, что
поворот потока в каналах, образованных рабочими лопатками, проис-
ходил при различных скоростях.
На основании проведенных испытаний был выбран оптимальный
(по наибольшему коэффициенту полезного действия) профиль лопаток.
Испытания турбонасосного агрегата в целом проводились с рото-
рами, лопатки которых имели оптимальный профиль.
6.	Доводка турбонасосного агрегата на стенде
Испытаниями на стенде, при работе насосов на воде, турбины — на
натурном парогазе, была проверена работоспособность турбонасосного
агрегата на номинальном и форсированном режимах.
7.	Доводка турбонасосного агрегата
на натурных компонентах в составе двигателя
Доводка турбонасосного агрегата на рабочих компонентах произ-
водилась с камерой сгорания, имеющей укороченное сопло. При испы-
таниях было выявлено, что первоначально примененное сочетание ма-
Фиг. 22. Кавитационная характери-
стика насоса окислителя:
расход окислителя — 149 кГ{сек\ число
оборотов — 90Г’0 об/мин-, Ар — напор насо-
са; рвх — давление на входе в иасос
Фиг. 24. Зависимость мощности и эф-
фективного коэффициента полезного
действия турбины от числа оборотов:
температура парогаза на входе в турби-
ну — 773° К; давление на входе — 45 ата\
давление на выходе—1,5 ата
Фиг. 23. Кавитационная характеристи-
ка насоса горючего:
расход горючего — 55 кГ!сек-, число оборо-
тов—-9000 об/.чмн; Др — напор насоса;
рвх —Давление на входе в насос
Фиг. 25. Зависимость мощности тур-
бины и расхода парогаза от давле-
ния на входе:
число оборотов — 9000 об’мин-, температу-
ра парогаза па входе •— 773'К; сопротивле-
ние системы за турбиной — постоянное
терпалов деталей уплотнений, разделяющих полости высокого и низко-
го давлений насоса окислителя (лабиринт — из стали 2X13, центробеж-
ная крыльчатка — из сплава АЛ4 без твердого анодирования буртов),
при работе в жидком кислороде приводило в отдельных случаях к воз-
горанию и взрыву насоса окислителя. С целью исключения данного де-
фекта была создана установка для подбора материалов трущихся пар
в лабиринтных уплотнениях.
Вследствие прекращения работ по двигателям РД-105 и РД-106
дальнейшие работы по выбору материалов для деталей лабиринтных
уплотнений проводились в процессе доводки турбонасосных агрегатов
двигателей РД-107 и РД-108.
18
ГАЗОГЕНЕРАТОР ДВИГАТЕЛЕЙ РД-105 И РД-106
Фиг. 26. Газогенератор двигателя РД-106 [6]:
f — ниппель главной ступени; 2 — ниппель конечной ступени; 3 — фланец крепления к турбине; -/ — фланцы; 5 — опора- й — шпек- 7 — ребро-
8 — болт; S — уплотняющая прокладка; /0 — корпус; // — катализатор; 12— разделитель; (.?—сетки; (-/ — решетки; (.5 — стеклянный жгут;
(6 — теплоизолирующий кожух; (/--замерные штуцера
Материалы, применяемые для изготовления деталей
газогенератора
Наименование деталей	Материал
Корпус, днища, трубы	Сталь 25ХГСА
Фланцы	Сталь ЗОХГСА
Решетки, ребра	Сталь 25ХГСА
Болты и гайки	Сталь ЗОХГСА
Уплотняющая прокладка	Медь Ml
Оболочки кожухов	Сталь 10КП
Сетки	Проволока стальная
Газогенератор двигателей РД-105 и РД-106 (фиг. 26) является аг-
регатом, в котором происходит каталитическое разложение маловодной
перекиси водорода. В качестве катализатора используется твердый ка-
тализатор типа «Ж-ЗО-С».
Образующийся в результате разложения перекиси водорода паро-
газ (смесь водяного пара и газообразного кислорода) является рабочим
телом турбины.
Конструктивно газогенератор двигателя РД-105 отличается от газо-
генератора двигателя РД-106 только отсутствием на первом ниппеля под
клапан конечной ступени.
При работе двигателя РД-106 на режиме главной ступени перекись
водорода поступает во внутреннюю полость газогенератора через два
приваренных к корпусу ниппеля 1 и 2; при работе па режиме конечной
ступени подача перекиси водорода осуществляется только через нип-
пель 2.
Наличие двух симметрично расположенных катализаторных паке-
тов позволяет при сравнительно небольшом диаметре газогенератора
получить приемлемый перепад давления в нем и необходимую величи-
ну поверхности соприкосновения перекиси водорода с катализатором
ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ГАЗОГЕНЕРАТОРА [8]
кГ/сек перекиси водорода
Удельная нагрузка...................2,7	-
кГ катализатора
Давление парогаза на выходе из газогенера-
тора ........................................ 45 ата
Температура парогаза на выходе из газогене-
ратора ...................................... 773° К
Расход перекиси водорода.............................. 7,7	кГ]сек
Время непрерывно!! работы газогенератора с
обеспечением постоянной температуры газа более 130 сек.
Вес газогенератора (с катализатором) .	.	.	~13,8 кГ
Отдельные капли перекиси водорода, прошедшие через катализаторные
пакеты, доразлагаются в установленных для этой цели сетках и шне-
ках. Полученный парогаз по двум трубам газогенератора поступает в
турбину.
Газогенератор состоит из корпуса 10, опоры 5, разделителя 12 и ко-
жуха 16. Сварные узлы корпуса и опоры, скрепляемые друг с другом
посредством фланцев 4, включают в себя также фланцы 3 для крепле-
ния газогенератора к турбине. Уплотнение указанных фланцевых соеди-
нений осуществляется медными прокладками. Наличие фланцевого
разъема в газогенераторе упрощает зарядку его катализатором.
Пакеты катализатора 11, расположенные внутри корпуса, отделе-
ны друг от друга разделителем, состоящим из стакана, решеток 14 и се-
ток 13. Для ограничения обоих пакетов со стороны парогаза служат
вваренные в корпус и опору решетки 14, подкрепленные ребрами 7, и
сетки 13. В корпус и опору вварены также шнеки 6.
Газогенератор заключен в теплоизолирующий кожух 16, состоящий
из двух половин, связанных друг с другом проволокой. Каждая полови-
на кожуха состоит из оболочки и расположенной внутри нее сетки; меж-
ду оболочкой и сеткой находится слой стеклянной ваты, являющейся
теплоизолирующим материалом. Тепловая изоляция трубопроводов га-
зогенератора обеспечивается обмоткой их стеклянным жгутом 15 и стек-
лянной лентой. Для защиты от коррозии узлы газогенератора имеют
жаростойкое лаковое покрытие. Поверхности узлов, соприкасающихся
с катализатором, имеют лаковое покрытие, стойкое к воздействию ка-
тализатора.
Доводка газогенератора заключалась в проверке его работоспособ-
ности на номинальном и форсированном режимах и на режиме конеч-
ной ступени. В ходе доводочных работ были уточнены диаметры жик-
лирующих отверстий в ниппелях с целью создания определенных, необ-
ходимых для устойчивой работы газогенератора, перепадов давления
жидкости.
Первоначально отработка газогенератора производилась при авто-
номной его работе с подачей перекиси водорода от баллонов, при этом
давление парогаза срабатывалось на сопле, имитирующем турбину.
Дальнейшая доводка газогенератора проводилась в составе турбонасос-
ного агрегата. Проведенные на различных режимах испытания показали,
что выдаваемый газогенератором парогаз удовлетворяет требуемым па-
раметрам.
1.9
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-105 И РД-106
Фиг. 27. Клапан окислителя [9]:
/--крышка; 2- цилиндр; <*/-—шпилька; 4— поршень; 5, 7 — сильфоны;
6— штапга;	Я — клапан;	9, 12—пружины; 10— корпус; // — траверса;
/3 — штифт; /-/ — включатель
В данном разделе приведено описание конструкции основных
агрегатов автоматики: клапанов окислителя и горючего, перекрыв-
ного клапана перекиси водорода н редуктора давления перекиси
водорода.
Клапан окислителя (фиг. 27) предназначен для управления по-
дачей кислорода в камеру сгорания, а также для перекрытия кис-
лородной магистрали двигателя при заправке бака жидким кисло-
родом.
Перекрытие магистрали осуществляется клапаном 8, в тарелн
которого завулканкзнрованы резиновые уплотнительные кольца.
Для герметизации полости управляющего давления и кислородной
полости используются сильфоны 5 и 7.
Основные детали клапана окислителя изготовлены из следую-
щих материалов: цилиндр 2, крышка 1 и корпус 10— из алюминие-
вого юплава АЛ4, сильфон 5—"из латуни, сильфон 7—из полутом-
пака Л-80.
Работает клапан окислителя следующим образом. Перед за-
правкой кислородного бака подается сжатый воздух в полость уп-
равляющего давления А. Сжатый воздух давит на поршень 4, уси-
лие при этом передается через штангу 6 на клапан 8, который, сжи-
мая пружину 9, садится тарелями на седла корпуса 10 — клапан
закрывается.
При включении двигателя на предварительную ступень воздух
из полости управляющего давления через электропневмоклапан
стравливается в атмосферу. Пружина 9 возвращает клапан 8 в ис-
ходное положение, открываются кольцевые щели между седлами
корпуса и тарелями клапана. Через эти щели кислород поступает в
камеру сгорания.
При открытии клапана 8 конец шпильки 3 утапливает штифт 13,
который замыкает контакты включателя 14.
При переключении двигателя на главную ступень по мере уве-
личения оборотов насоса окислителя давление кислорода перед кла-
паном возрастает. Под действием этого давления клапан 8, сжимая
пружину 9, перемещается до упора торца клапана в торец цилинд-
ра 2. В этом положении клапан полностью открыт.
При выключении двигателя в полость управляющего давления /1
подводится сжатый воздух, который плотно прижимает тарелн кла-
пана 8 к седлам корпуса 10, прекращая доступ кислорода в камеру
сгорания.
На фиг. 28 представлена конструкция клапана горючего, кото-
рый предназначен для управления подачей керосина в камеру сго-
рания, а также для перекрытия магистрали горючего двигателя
при заправке бака керосином.
Клапан имеет следующие конструктивные особенности. Пере-
крытие магистрали осуществляется клапаном 4, в тарель которого
завулканизировапо резиновое уплотнительное кольцо. Жидкостная
полость клапана С отделена от воздушной полости Л резиновыми
манжетами 1 и 3. Герметичность соединения крышки 8 и стакана 6
обеспечивается резиновым кольцом 7, а герметичность соединения
корпуса 2 и крышки 8 — резиновым кольцом 9.
Основные детали клапана горючего изготовлены из следующих
материалов: корпус 2—из алюминиевого сплава АЛ4, крышка 8 и
стакан 6—из алюминиевого сплава АВ, пружина 5 — из проволо-
ки В-1.
Клапан горючего работает следующим образом. При заправке
бака керосином в полость управляющего давления А через штуцер
в стакане 6 подводится сжатый воздух, давление которого переме-
щает клапан 4 и плотно прижимает ого к седлу корпуса 2, тем са-
мым исключается возможность поступления керосина в камеру сго-
рания.
При включении двигателя на предварительную ступень воздух
из полости управляющего давления /1 стравливается, Клапан 4 под
действием пружины 5 и давления керосина возвращается в исход-
ное положение. Керосин через кольцевую щель между седлом кор-
пуса 2 и клапаном 4 подается в камеру сгорания.
При переключении двигателя на главную ступень по мере уве-
личения оборотов насоса горючего возрастает давление керосина;
клапан 4 под действием этого давления преодолевает усилие пру-
жины 5 и перемещается вниз до тех пор, пока не дойдет до упора
в крышку 8. В этом положении клапан полностью открыт. При вы-
ключении двигателя в полость управляющего давления А подается
сжатый воздух, который плотно прижимает клапан 4 к седлу кор-
пуса 2, при этом подача керосина в камеру сгорания прекращается.
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-105 И РД-106
Фиг. 28. Клапан горючего [10J:
/. <7 — манжеты: 2 —корпус; -/ — клапан; 5 — пружина;
6 — стакан; 7, 9 — уплотнительные кольца; 8 — крышка
Перекрывной клапан (фиг. 29) управляет подачей перекиси водоро-
да в реактор и выполняет функции обратного клапана.
Перекрытие магистрали осуществляется клапаном 7, в тарель ко-
торого завулканизировано резиновое уплотнительное кольцо. Жидкост-
ная полость клапана С отделена от атмосферы резиновой манжетой 2.
Воздушная полость А отделена от атмосферы резиновой манжетой 3.
Основные детали перекрывного клапана изготовлены из следующих
материалов: штуцер 7, втулка 4, клапан 7 и корпус 8 — из алюминиевого
сплава АМг7, пружина 6 — из стали 2Х18Н9.
Работает перекрывной клапан следующим образом. При подаче в
воздушную полость А сжатого воздуха втулка 4, сжимая пружину 5,
прижимает тарель клапана 7 к седлу штуцера 1. Клапан закрывается.
При сбросе давления воздуха втулка 4 под действием пружины 5 отхо-
дит от тарелн клапана 7. С этого момента клапан работает как обратный.
Под действием давления перекиси водорода клапан 7 открывается и
удерживается в открытом положении скоростным напором. Как только
давление на выходе из клапана превысит почему-либо входное давлены?
или эти давления сравняются, усилием пружины 6 перекрывной клапан
закрывается.
Редуктор давления перекиси водорода
(фиг. 30) предназначен для обеспечения тре-
буемого давления перекиси водорода в течение
всего времени работы двигателя.
Резиновая плоская мембрана 3, жестко со-
единенная с золотником S, разделяет управ-
ляющую А и жидкостную Б полости редуктора
и одновременно служит чувствительным эле-
ментом агрегата. Золотник 8 имеет двенадцать
сквозных щелей, расположенных в четыре ря-
да; гильза 9, в которой перемещается золотник,
также имеет аналогичные щели. Штуцер 2
предназначен для слива продукта после испы-
тания на стенде.
Основные детали редуктора выполнены из
следующих материалов: корпус 7, гильза 9,
золотник 8 — из алюминиевого сплава АМ.г7,
штуцер 4, прижим 6 — из алюминиевого спла-
ва АВ, гайка 5 — из стали 20, гайка 7—из
стали 45.
Управляющий
воздух
Работает редуктор следующим образом. При подаче сжатого возду-
ха в управляющую полость золотник перемещается в положение, при ко-
тором полностью открыты проходные щели гильзы. С началом работы
насоса давление перекиси водорода в жидкостной полости увеличивает-
ся и, как только оно превысит давление воздуха в управляющей поло-
сти, золотник 8 начинает перемещаться, постепенно перекрывая щели
гильзы 9\ перемещение золотинка происходит до тех пор, пока силы дав-
ления управляющего воздуха и давления жидкости на мембрану 3 не бу-
дут уравновешены. В таком равновесном положении золотник обеспечи-
вает давление перекиси па выходе из редуктора, соответствующее на-
стройке редуктора, т. е. величине давления воздуха в управляющей по-
лости. Изменение управляющего давления воздуха приводит к измене-
нию настройки редуктора, т. е. к изменению давления перекиси на выхо-
де из редуктора.
Фиг. 3(1. Редуктор давления перекиси водорода [12]:
1  корпус; 2, 4- штуцера; 3 — мембрана; 5, 7 — гайки; —прижим; 8 — золотник; 9— гильза
Вход
Фиг. 29. Перекрывной клапан [11]:
/ — штуцер; 2, 3— манжеты; 4— втулка; 5, б — пружины;
7 — клапан; 8 — корпус
УЗЛЫ ОБЩЕЙ СБОРКИ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-105 И РД-106
Магистраль подачи горючего в камеру сгорания состоит из трубо-
провода 29 (фиг. 8) сечением 95X2 мм, выполненного из стали ЗОХГСА,
и гибких трубопроводов 32, изготовленных из резиновых рукавов. Внут-
ренний диаметр гибких трубопроводов — 50 мм. На фиг. 32 показано со-
единение клапана горючего с трубопроводом.
Магистраль подачи окислителя в камеру сгорания на двигателе
представлена сильфоном и расходной шайбой, устанавливаемой между
фланцами насоса и клапана окислителя. Сильфон (фиг. 31) изготавли-
вается из двухслойной гофрированной трубы 1, выполненной из стали
Х18Н10Т, к которой с одной стороны приварен короткоимпульсной кон-
тактной сварной фланец 3, а с другой — ниппель 5 с накидным флан-
цем 4. Снаружи сильфон бронируется стальными кольцами, которые раз-
гружают гофрированную трубу от сил давления. Уплотнение соедине-
ний сильфона с клапаном окислителя и с фланцем камеры сгорания обес-
печивается медными прокладками.
Трубопровод подачи перекиси водорода в газогенератор изготав-
ливается из трубы сечением 35X1,5 мм (материал трубы — нержавею-
щая сталь Х18Н10Т); с обоих концов трубопровод развальцован под
вставные ниппеля. Трубопровод подвергается специальной обработке
для исключения разложения перекиси (водорода. Трубопроводы подвода
парогаза к турбине выполняются из труб (материал труб — сталь
12Х2НВФА), имеющих внутренний диаметр 50 мм. На фиг. 33 изображе-
но соединение такого трубопровода с фланцем газогенератора.
Фиг. 31. Сильфон:
/ — двухслойная гофрированная труба; .2 — кольцо; 3 — фланец;
4 —накидной фланец; 5 — ниппель
Фиг. 32. Соединение клапана горючего
с трубопроводом:
1—корпус клапана горючего; 2 — иаронитовая
уплотнительная прокладка; 3 — ниппель трубопро-
вода; 4 — накидной фланец
Фиг. 33. Соединение газогене-
ратора с трубопроводом:
/ — фланец газогенератора: 2—мед-
ная уплотнительная прокладки;
3 ниппель трубопровода
Рама двигателя (фиг. 34) представляет собой пространственную
ферменного типа цельносварную конструкцию из труб 4, 6, 18. Для обес-
печения необходимой жесткости и прочности узлы соединения труб уси-
лены уголками 3, 5, 19 и ребрами 7. В верхней части рамы вварены два
крайних и средний узлы крепления турбонасосного агрегата, крайние —
на трубах 6, а средний — на трубах 18. В нижней части рамы в трубы 4
вварены резьбовые втулки 20, в которые ввернуты шаровые опоры 1 с
контргайками 2 для крепления камеры сгорания к раме и обеспечения
заданного положения оси камеры сгорания на ракете.
Каждый из крайних узлов крепления турбонасосного агрегата со-
стоит из обойм 8 и 9 (одна из которых приварена к трубе рамы), обоймы
подшипника 11 и подшипника 10. Затяжка подшипника осуществляется
четырьмя болтами 12 с гайками 13 и контргайками 14. Средний узел
крепления турбонасосного агрегата состоит из втулки, приваренной к
трубам рамы, обоймы подшипника 15 и подшипника 16. Конструкция уз-
лов крепления позволяет регулировать положение турбонасосного агре-
гата на двигателе. Кроме того, узлы исключают передачу усилий от тем-
пературных деформаций корпуса турбонасосного агрегата на раму дви-
гателя, а также передачу усилий от деформаций рамы на турбонасосный
агрегат.
Трубы, шаровые опоры и резьбовые втулки выполнены из стали
ЗОХГСА. Ребра и уголки изготовлены из стали 25ХГСА, вкладные и при-
варные втулки, обоймы и подшипники — из стали 45.
Фиг. 34. Рама двигателя:
! — шаровая опора; 2, Я — контргайки; 3. 3, Я -уголки; -I. б—трхбы -15	2,5 .м.м;
7 — ребро; л1 — внутренняя обойма; У — наружная обойма; /Р, 15 — подшипники; 11.
15 — обоймы подшипников: 12 — болт; 11 -- гайка; 1~ — приварная втулка; 13 - - труба
.30 \ 1.5 м.и; 20 — резьбовая втулка
99
ДВИГАТЕЛИ РД-107 И РД-108
Двигатели РД-107 и РД-108 являются мощными жидкостными
реактивными двигателями, устанавливаемыми на межконтиненталь-
ную баллистическую ракету и созданные на ее основе ракеты-носи-
тели различных спутников Земли, космических пилотируемых кораб-
лей, межпланетных станций и других космических объектов.
На ракетах, для которых созданы двигатели РД-107, РД-108 и
их модификации, устанавливается по пять двигателей: по четыре
двигателя РД-107 —на боковых блоках каждой ракеты, представ-
ляющих собой первую ступень, и по одному двигателю РД-108 — на
центральном блоке, представляющем собой вторую ступень ракеты,
запускающуюся одновременно с первой.
Двигатели РД-107 и РД-108 — многокамерные. Они аналогичны
по схеме и конструкции. Каждый двигатель состоит из четырех ос-
новных камер сгорания, одного турбонасосного агрегата, газоге-
нератора, испарителя азота (для наддува баков ракеты), комплек-
та агрегатов автоматики, узлов и деталей обшей сборки; от турбо-
насосного агрегата каждого двигателя обеспечивается подвод ком-
понентов к рулевым агрегатам, каждый из которых состоит из ру-
левой камеры сгорания и обеспечивающих возможность ее качания
специальных узлов подвода компонентов топлива — окислителя и
горючего; на двигателе РД-107 имеется два рулевых агрегата, на
РД-108 — четыре. Рулевые агрегаты служат для управления поле-
том ракеты.
В качестве топлива используются компоненты: окислитель1—
жидкий кислород, горючее — керосин. Для привода турбины турбо-
насосного агрегата используются продукты разложения перекиси
водорода.
Двигатели РД-107 и РД-108 по величине развиваемой тяги,
энергетическим, эксплуатационным и другим характеристикам зна-
чительно превосходят ранее созданные двигатели. Ниже, в таблице
для сравнения приводятся параметры двигателей РД-107, РД-108
и двигателя РД-103, наиболее мощного из ранее созданных.
Фиг. 35. Двигатели РД-107 и РД-108, установленные на ракете:
/ — основные камеры сгорания двигателей РД-107; 2— основные камеры сгорания двигате-
ля РД-108; 3 — рулевые агрегаты двигателей РД-107; 4 — рулевые агрегаты двигателя РД-108
23
ДВИГАТЕЛИ РД-107 И РД-108
	Двигатели		
Основные пирометры			
	РД-103	РД-107	РД-101
Тяга, т:			
V земли 		44	83,7	76
в пустоте 		.51	102	96
Удельная тяга, сек:			
у земли 		220	256	248
в пустоте 		248	313	315
Коэффициент полноты удельной тяги			
камеры сгорания 		0,889	0,938	0,944
Давление в камере сгорании, ата . . Мощность турбонасосного агрегата	24,5	59,7	52,0
Л. с		1.500	5200	4400
Относительный вес двигателя, заиол-			
ценного компонентами топлива			
(не более), кГ‘/т тяги	 Относительный вес камеры сгорания,	23,4	15,5	18,4
заполненной компонентами топлива (не более), кГ/т тяга ...... , .	13.9	8,0	9,5
Габариты, м:			
диаметр 		1,65	2,58	1,95
высота 		3,12	2,86	2,86
Горючее 		92% -нын	Керосин	
	иловый		
	спирт		
Примечание. Относительный вес заполненных компонентами топлива
двигателей РД-107 и РД-108, определенный по среднестатистическим весовым
данным, равен соответственно 15,1 и 18,0 кГ/ттягп.
Значительного улучшения характеристик двигателей по срав-
нению с характеристиками ранее созданных двигателей удалось
достичь прежде всего созданием камеры сгорания принципиально
новой конструкции: с интенсивным охлаждением тонких высокотеп-
лопроводных внутренних стенок, припаянных с помощью специаль-
ных продольных ребер либо гофрированных проставок к силовым
рубашкам из высокопрочных сплавов; с плоскими облегченными го-
ловками, обеспечивающими с помощью сотен двухкомпопентных
форсунок высококачественное смешение компонентов топлива, по-
ступающих в камеру сгорания. Были созданы необходимые условия
для освоения таких высококалорийных компонентов топлива, как
кислород с керосином. Давление газов в камерах сгорания оказа-
лось возможным поднять до ~60 ата, что было рекордным для вре-
мени разработки двигателей РД-107 и РД-108. В результате боль-
шого объема доводочных работ была достигнута весьма высокая
для того времени полнота сгорания при обеспечении достаточного
запаса по устойчивости рабочего процесса.
Впервые была предложена схема мощного многокамерного дви-
гателя с общей турбонасосной системой подачи; снижение в четыре
раза тяги отдельной камеры сгорания позволило упростить ее до-
водку. Кроме того, оказалось возможным уменьшить высоту двига-
теля, а также ограничиться минимальным числом агрегатов авто-
матики при обеспечении высокой синхронности работы камер сго-
рания при запуске, в процессе работы на основном режиме, при вы-
ключении двигателя.
Разработка двигателей РД-107 и РД-108 в многокамерном ва-
рианте не могла облегчить задачу создания турбонасосного агрега-
та, основными отличиями которого от ранее созданных являлись
значительно увеличенные расходы компонентов топлива и напоры
насосов, возросшая примерно втрое мощность турбины, необходи-
мость компоновки в одном агрегате турбины и четырех насосов (из
них два — для подачи криогенных компонентов). Высокие характе-
ристики двигателей РД-107 и РД-108 в значительной мере удалось
обеспечить благодаря разработке, компактного турбонасосного аг-
регата с высокими коэффициентами полезного действия насосов и
турбины, с предпасосами перед крыльчатками насосов окислителя
и горючего, что обеспечило возможность снижения до нужного ми-
нимума давления наддува топливных баков ракеты, а следователь-
но, и их веса.
Многокамерная схема несколько усложнила разработку и до-
водку собственно двигателей, так как потребовала проведения ря-
да пополнительных работ, связанных с изучением специфических и
не исследованных ранее условий нормальной работы многокамерно-
го двигателя. В частности, существенно усложнилась и потребова-
ла большого объема доводочных работ задача обеспечения зажи-
гания несамовоспламеняющихся компонентов топлива в многока-
мерном двигателе, что усугублялось необходимостью отработ-
ки запуска одновременно пяти двигателей и, кроме того, наличи-
ем на каждом из них, кроме основных, еще и рулевых камер сгора-
ния. Однако в целом, благодаря уменьшению объема поисковых ра
бот по камере сгорания и правильной организации доводочных ра-
бот по двигателям, удалось не только выиграть время, но и обеспе-
чить исключительно высокую надежность двигателей, что подтвер-
ждено к настоящему времени сотнями безаварийных летных испы-
таний. Проведенные исследования создали базу для успешной раз-
работки в последующем ряда других многокамерных двигателей с
общей системой питания.
На двигателях РД-107 и РД-108 впервые было осуществ-
лено регулирование двигателей по тяге п соотношению компонентов
топлива при работе их на основном режиме, что позволило суще-
ственно повысить эффективность ракеты как за счет обеспечения
существенно более полной и синхронной выработки компонентов
топлива из баков, так и за счет обеспечения полета ракеты с зара-
нее рассчитанной оптимальной скоростью по всей траектории мотор-
ного полета.
Применение рулевых камер сгорания с высокой удельной тягой
позволило обеспечить необходимую эффективность системы управ-
ления полетом ракеты с пренебрежимо малыми потерями удельной
тяги двигательных установок. Подвод компонентов топлива к ру-
левым камерам сгорания от турбонасосных агрегатов, питающих
основные камеры сгорания, позволил свести к минимуму усложне-
ния принципиальных схем двигательных установок, связанные с
введением малых качающихся камер.
Высокая надежность двигателей РД-107 и РД-108 и стабиль-
ность их характеристик сохраняются и после длительного (до 7 лет)
их хранения в реальных условиях эксплуатации ракет.
Перечисленные особенности двигателей РД-107 и РД-108, в пер-
вую очередь их высокие характеристики и надежность, позволили
создать первую в мире межконтинентальную баллистическую раке-
ту, запустить в октябре 1957 г. первый искусственный спутник Зем-
ли и затем приступить к регулярным запускам спутников, осуще-
ствить ряд успешных запусков межпланетных станций в сторону
Луны, Марса, Вейеры, дать возможность человеку в апреле 1961 г.
впервые в истории проникнуть в космос, а затем провести ряд за-
пусков кораблей «Восток», «Восход», «Союз».
Двигатели РД-107 и РД-108 разрабатывались одновременно в
период 1954—1958 гг. В 1958 г. двигатели прошли официальные чи-
стовые доводочные испытания. В 1959 г. были завершены летно-
конструкторские испытания двигателей. С 1959 г. двигатели РД-107
п РД-108 и их модификации находятся в серийном производстве,
приняты на вооружение Советской Армии. Кроме того, до настоя-
щего времени они успешно используются для запусков космических
объектов, в том числе пилотируемых кораблей и межпланетных
станций, направляемых в сторону Лупы, Марса, Венеры.
24
ДВИГАТЕЛЬ РД-107
Фиг. 36. Двигатель РД-107 (слева — вид со стороны рулевых агрегатов, справа — вид
со стороны редукторов давления воздуха):
основная камера сгорания; 2 — рулевая камера сгорания; 3— рама двигателя; 4 — газогенератор; 5 — перекрывной клапан перекиси водорода; 6 — турбина; 7 — насос окислителя; 8 — насос го-
рючего; 9— насос жидкого азота; 10 — клапан окислителя; //—трубопровод окислителя основной камеры сгорания; /2 — узел подвода окислителя; 18 — узел подвода горючего; // — трубопроводы
окислителя рулевой камеры сгорания; 15 — трубопроводы горючего рулевой камеры сгорания; 16 — редуктор давления воздуха точной настройки с подогревателем и приводом; /7 —редуктор давле-
ния воздуха грубой настройки; 18 — датчик давления обратной связи системы регулирования тяги двигателя (системы РКС); /9 — трубопровод азота; 20 — рама турбонасосного агрегата; 21 — реле
давления, используемые как сигнализаторы при автоматическом запуске двигателя; 22 — штепсельные разъемы кабельных стволов; 23 — насос перекиси водорода; 24 — редуктор давления перекиси
водорода; 25 — клапан жидкого азота; 26 — дроссель горючего системы регулирования соотношения расходов компонентов топлива; 27 — клапан горючего; 28 — трубопроводы горючего основной ка-
меры сгорания
4 Зак. 00148
25
ДВИГАТЕЛЬ РД-107
ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ И ХАРАКТЕРИСТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-107
Система подачи
[13, 14, 15]
fiPjCBK
1.6	2.0	2,5 '	3'0 к’
Фиг. 37. Отклонение удельной тяги основ-
ных камер сгорания двигателя от номиналь-
ного значения в зависимости от соотношения
секундных весовых расходов компонентов
топлива [13]:
бР,0 и 6Р, отклонение удельной тяги у земли
и в пустоте; КР—-соотношение весовых расходов
компонентов топлива;
----- — по экспериментальным данным;
------ — экстраполяция экспериментальных дан-
ных
Тип двигателя .............................
Назначение.................................
РкГ
Фиг. 38. Зависимость тяги выхлопных па-
трубков турбины от окружающего давления
и величины расхода перекиси водорода [13]:
Ст — секундный расход перекиси водорода
Топливо:
окислитель ...............................
горючее.............................
Номинальная тяга двигателя при работе на ре-
жиме главной ступени с учетом тяги руле-
вых агрегатов и силы реакции выхлопных
патрубков турбины:
у земли...................................
в пустоте ..........................
Количество основных камер сгорания .
Количество рулевых агрегатов..............
Номинальная тяга у земли при работе на ре-
жиме главной ступени:
основной камеры сгорания ....
рулевой камеры сгорания ....
Удельная тяга — тяга на главной ступени, от-
несенная к суммарному секундному расходу
окислителя, горючего н перекиси водорода:
у земли ..................................
в пустоте ..........................
Номинальное давление газов на режиме глав-
ной ступени:
в основных камерах сгорания
в рулевых камерах сгорания
Давление газов на срезе сопел:
основных камер сгорания ....
рулевых камер сгорания ....
Секундный расход окислителя..............
Секундный расход горючего................
Суммарный секундный расход топлива через
турбонасосный агрегат на номинальном ре-
жиме .....................................
Отношение секундных весовых расходов оки-
слителя и горючего, приведенное к номи-
нальным давлениям на входе в топливные
насосы и к номинальным удельным весам
(!□ = 1,111 кГ/л при ^=-178°С и 7г =
— 0,822 кГ/л при А — + 15°С):
через турбонасосный агрегат ....
через основные камеры сгорания
через рулевые камеры сгорания .
Тяга двигателя у земли при работе на режиме:
первой промежуточной ступени .
второй промежуточной ступени .
Продолжительность непрерывной работы на
режиме главной ступени.....................
Допускаемый разброс величины импульса тяги
основных камер сгорания за время от пода-
чи команды на выключение двигателя до мо-
мента достижения тяги 4,6 т в пустоте .
Жидкостный, реактивный
Для первой ступени межкон-
тинентальных баллистиче-
ских и космических ракет
Жидкий кислород, ВТУ
№ МРТУ-6-ЕУ-193—60
Керосин (топливо Т-1), ГОСТ
10227—62
83,7 т
102 т
4
2
19,2 т
3,21 т
256 сек
313 сек
59,7 ата
55,1 ата
0,4 ата
0,35 ата
226 кГ)сек
91,4 кГ/сек
317,4 кГ/сек
2,47 ±0,1
2,51
2,06
60,2 ±3,75 т
70,5±4 т
140 сек
± 6 т • сек
Способ подачи топлива в основные и рулевые
камеры сгорания...........................
Тип турбины .............................
Тип насосов ..............................
Число оборотов турбины и топливных иасосов
Мощность турбины..........................
Давление на входе в насосы:
окислителя:
минимальное.............................
номинальное ........................
максимальное........................
горючего:
минимальное ........................
номинальное ........................
максимальное........................
Насосный, с приводом от тур-
бины
Активная, с двухступенчатым
колесом
Центробежные, одноступенча-
тые
8300 об!мин
5200 л. с.
4,5 ата
5,85 ата
6,75 ата
2,8 ата
4,4 ата
4,8 ата
Система г азо ге и ерации
Компоненты газогенерации
Способ подачи перекиси водорода .	.	.	.
Давление перекиси водорода на входе в насос:
минимальное................................
максимальное.........................
Секундный расход перекиси водорода при тем-
пературе продукта +25° С, удельном весе
7т = 1,35 кГ/л, номинальных давлениях перед
топливными насосами и расходе топлива
Давление парогаза в газогенераторе
Параметры парогаза на выходе из коллектора
турбины, у земли:
давление ..................................
температура .........................
а)	Перекись водорода концен-
трации 82±0,5% по весу,
стабилизатор — станнат на-
трия с пирофосфатом на-
трия, ГОСТ 9534—60
б)	Твердый катализатор —
Ж-30-С-0, ТУ ГКХ
№ ЕУ-153-59
Насосный, с приводом от тур-
бины через мультипликатор
2,9 ата
5,0 ата
8,8 ±0,9 кГ/сек
55 ата
1,5 ата
200° С
р,“р’т	РГ.Р’сек
200	250	300	350 G кГ/сек
Фиг. 39. Дроссельная характеристика дви-
гателя [13]:
Р“ и — тяга в пустоте и у земли; Pt°° и
Рр — удельная тяга в пустоте и у земли; G — сум-
марный секундный расход топлива н перекиси
водорода
ДВИГАТЕЛЬ РД-107
Система наддува топливных баков
Компонент системы наддува баков .
Способ подачи жидкого азота................
Давление жидкого азота на входе в насос;
минимальное...........................
максимальное..........................
Параметры газообразного азота за испари-
телем:
Жидкий азот концентрации не
ниже 90% по объему,
ТУ б/№ от 21 февраля
1957 г„ МХП
Насосный, с приводом от тур-
бины через мультипликатор
3,6 ата
5,1 ата
расход ...............................
давление .............................
температура ..........................
1,75±0,15 кГ/сек
11 —15 ата
85 °C
Системы управления и регулирования
Способ регулирования тяги двигателя
Изменением настройки редук-
тора воздуха, управляющего
редуктором перекиси водо-
рода
Способ управления полетом..................
Допускаемый угол качания рулевого агрегата
Момент трения в узлах подвода рулевого
агрег’ата ..................................
Момент от асимметрии тяги рулевого агрегата
Параметры электрического тока питания агре-
гатов управления:
род тока ............................
напряжение (на клеммах агрегатов)
максимальная сила тока .	.	.	.
Зажигание..................................
Давление воздуха перед редукторами:
в начале работы двигателя .	.	.	.
к концу работы двигателя .	.	.	.
Давление воздуха за редуктором управления
агрегатами автоматики (редуктором грубой
настройки) ................................
Качанием рулевых камер сго-
рания (рулевых агрегатов)
±45°
Не более 2,5 кГм
Не более 3 кГм
Постоянный
27±3 в
5,5 а
Пиротехническое
190^20 ата
Не менее 120 ата
55 ±1,5 ат и
Габаритные размеры
Pi %
Фиг. 4L Средний закон нарастания и раз-
брос давления газов в основных камерах
сгорания при запуске двигателя [13]:
р j — давление газов в камерах сгорания, в процен-
тах от номинального значения его на главной сту-
пени; А — команда на включение первой промежу-
точной ступени тяги; Б — команда на включение
второй промежуточной ступени тяги; В — коман-
да па включение главной ступени тяги
Коэффициент передачи двигателя — измене-
ние давления газов в камерах сгорания при
повороте на один радиан винта редуктора
давления воздуха ........................
Допускаемое форсирование двигателя от номи-
нальных параметров по суммарному расходу
компонентов топлива и по давлению газов в
камерах сгорания..........................
Давление воздуха за редуктором точной на-
стройки ..................................
Способ регулирования соотношения секундных
весовых расходов окислителя и горючего
Допускаемые отклонения соотношения секунд-
ных весовых расходов окислителя и горюче-
го от номинальной величины при крайних
значениях температуры и удельного веса го-
рючего ..................................
3,5±0,5 ат/рад
4%
63—68 ата (задается в зависи-
мости от потребного расхода
перекиси водорода)
Изменением гидравлического
сопротивления дроссели го-
рючего
Двигатель без рулевых агрегатов:
длина ......................................
максимальный диаметр..................
Рулевые агрегаты:
длина ...................................
размер по оси качания между крайними
точками................................
2865 ±2 мм
2578 ±1 эти
Не более 1024 льч
591
Весовые данные
+ 11 ,"п/
-12,5 '°
Фиг. 40. Высотная характеристика двигате-
ля [13]:
Р — тяга; Pt — удельная тяга; рн — атмосферное
давление
Вес узлов и агрегатов двигателя:
основных камер сгорания . . . .
турбонасосного агрегата . . . .
газогенератора .......................
испарителя ...........................
агрегатов автоматики .................
рам двигателя и турбонасосного агре-
гата .................................
трубопроводов ........................
деталей общей сборки..................
рулевых агрегатов
Вес двигателя:
не заполненного компонентами топлива
заполненного компонентами топлива
Координаты центра тяжести двигателя:
не заполненного компонентами топлива
заполненного компонентами топлива
Моменты инерции двигателя (без учета руле-
вых агрегатов):
не заполненного компонентами топлива
Л ......... .
J V...................................
Л..................................
заполненного компонентами топлива
А...................................
Jv..................................
Jz..................................
571 кГ
237 кГ
19,5 кГ
19 кГ
50 кГ
89 кГ
60,3 кГ
67 кГ
Не более 76 кГ
Не более 1190 к Г
Не более 1300 кГ
хс = 1,57 л; у с = 0; zc = 0
хс = 1,585 ус = 0; 2С = О
41,6 кГм сек2
86,75 кГм сек2
86,75 кГм сек2
44,0 кГм сек2
96,85 кГм. сек2
96,85 кГм сек2
Фиг. 42. Средний закон спада и разброс
давления газов в основных камерах сгора-
ния при выключении двигателя [13]:
р/ — давление газов в камерах сгорания в про-
центах от номинального значения; А — команда
на перевод двигателя на первую промежуточную
ступень тяги; Б — команда на полное выключение
- двигателя —----------------------- -------
ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ, ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ И КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЯ РД-107
Давления и гидравлические сопротивления топливных
магистралей двигателя РД-107
Элементы схемы	Гидравли- ческое сопротив- ление, ат	Обозначе- ние сечений	Давление в сечеини, ата
Магистраль окислителя			
		а	5,85
Насос	—		
		б	80,0
Клапан	4,2		
		в	75,8
Трубопровод	5,8		
		г	70
Форсуночная головка основной камеры сгорания	10,3		
		д	59,7
			
Трубопроводы рулевых агре- гатов	7,7		
		лс	68,1
Узел подвода	5,3		
		и	62,8
Форсуночная головка рулевой камеры сгорания	7,7		
		/с	55,1
			
Магистраль горючего			
		л	4,4
Насос	—		
		л/.	94,5
Трубопровод и дроссель	8,1		
		н	86,4
Клапан, тройник и шланг	2,3		
		О	84,1
Охлаждающий тракт основной камеры сгорания	13,8		
		п	70,3
Форсуночная головка основной камеры сгорания	10,6		
		д	59,7
			
Трубопроводы рулевых агре- гатов	11,5		
		С	74,0
Узел подвода	3,3		
Охлаждающий тракт рулевой камеры сгорания	8,0	т	70,7
		У	62,7
Форсуночная головка рулевой камеры сгорания	7,6		
		к	55,1
			
Магистраль газогене- рации			
		ш	4,5
Насос	—		
		X	82,0
Редуктор давления	15,2		
		ц	66,8
Трубопровод, клапан и газоге- нератор	12,3		
		э	54,5
Турбина	—		
		ю	1.2
Выхлопной коллектор	0,5		
			
X
к
и
ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СХЕМА ДВИГАТЕЛЯ
Пневмогидравлическая схема двигателя РД-107 пока-
зана на фиг. 43.
Перед запуском автоматика двигателя находится в
следующем положении: все электропневмоклапаны обес-
точены, редуктор 21 настроен на давление, обеспечиваю-
щее номинальный режим работы двигателя, при этом с
момента подвода воздуха к редуктору производится пе-
риодически его обогрев, стабилизирующий работу редук-
тора; дроссель горючего 6 установлен в положение, обес-
печивающее номинальное соотношение компонентов топ-
лива; в основные и рулевые камеры сгорания установле-
ны пирозажигательные устройства (ПЗУ) 39. Воздух уп-
равляющего давления от воздушного редуктора 15 через
открытые электропневмоклапаны 4 и 5 подведен в управ-
ляющие полости клапанов горючего 40 и окислителя 34,
удерживая последние в закрытом положении. Для исклю-
чения возможности случайного открытия топливных кла-
панов при аварийном падении бортового управляющего
давления в магистраль управляющего воздуха от назем-
ной установки подводится сжатый воздух давлением
47 ати.
Перекрывной клапан перекиси водорода 31 и клапан
азота 26 закрыты под действием усилия пружин. Элект-
ропневмоклапаны 16 и 19 закрыты, и стравливание возду-
ха из магистрали после редуктора 21 происходит только
через жиклер в предохранительном клапане редуктора.
С момента начала охлаждения магистрали окислите-
ля, которое производится до заправки ракеты, через блок
обратных клапанов 35 полости горючего форсуночных
головок камер сгорания продуваются воздухом с расхо-
дом 17—18 Г/сек. Продувка ведется для предотвращения
попадания в зарубашечные полости камер сгорания па-
ров кислорода, который может проникнуть в камеры
из-за возможной негерметичности клапана окислителя, а
также для предотвращения попадания влаги из окружа-
ющего воздуха в форсуночные головки. Одновременно с
продувкой ведется обдув сильфона клапана окислителя
воздухом с расходом 4—5 Г/сек, что сводит к пренебре-
жимо малой величине конденсацию воздуха в управляю-
щей полости клапана и стабилизирует время открытия
клапана. За 3—5 мин до запуска двигателя включается
интенсивная продувка полостей горючего камер сгорания
азотом, расход которого составляет ~230 Г/сек.
Запуск двигателя на режим главной ступени тяги про-
изводится через две промежуточные ступени, настройки
на которые обеспечиваются путем изменения величины
давления воздуха в управляющей полости редуктора пе-
рекиси водорода за счет стравливания воздуха через
жиклеры 17 и 18 из магистрали за воздушным редукто-
ром 21.
Перед включением двигателя подается напряжение на
электропневмоклапаны 16 и 19, при открытии которых
28
23
855
манометру
15
Продувка
6
бортового баллона
Дренаж
насосов
X системе
Ткс
Дренаж
турбины"
Наддув
баков
Отработанный
ларогаз
24 26	27
19
Воздух 200ати
от
25
to to
7Т
A to
Фиг. 43. Пневмогидравлическая схема двигателя [16]:
/ — основная камера сгорания; 2—-рулевой агрегат; 3—(датчик давления системы РКС; 4 — электропневмоклапан, управ-
ляющий клапаном горючего; 5 — электроппевмоклапан, управляющий клапаном окислителя; С — дроссель горючего;
' — привод дросселя; 8, 10, 11, 13—обратные клапаны; 9 — электроппевмоклапан, управляющий клапанами перекиси во-
дорода и азота; 12 — предохранительный клапан; 14 — реле давления, контролирующее открытие электропневмоклапанов
16 и 19; 16— редуктор давления грубой настройки; 16, 19 — электропневмоклапаны промежуточных ступеней тяги двига-
теля; 17. 18 — жиклеры; 20— привод редуктора давления точной настройки; 21 — редуктор давления воздуха точной
настройки; 22 — подогреватель; 23— редуктор давления перекиси водорода; 24 — насос перекиси водорода; 25 — иасос
жидкого азота; 26— клапан азота; 27 — иасос горючего; 28— насос окислителя; 29— турбина; 30— испаритель; 31 — пере-
крывной клапан перекиси водорода; 32 — газогенератор; 33, 36 — расходные шайбы; 34 — клапан окислителя; 35— блок
обратных клапанов; 37 — реле давления на 0,25 ати; зд — реле давления на 25 оти; 39 — пирозажигательцое устройство;
40—клапан горючего.
Буквами обозначены сечения, давления в которых приведены в таблице
20	21	22
К системе
РКС
манометру
бортовым
агрегатам
управления
12
Воздух 47±3 ати
от наземной То
установки
23
х ш
18
16 17
14
56
а??
ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ, ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ И КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЯ РД-107
происходит стравливание воздуха через жиклеры 17 и 18, при этом
в управляющей полости редуктора перекиси водорода устанавли-
вается давление воздуха, равное ~66% давления настройки на
номинальный режим и соответствующее режиму работы двигателя
на первой промежуточной ступени.
Включение двигателя производится по команде на замыкание
цепей электрозапалов ПЗУ одновременно во всех камерах сгора-
ния, которая проходит только при условии, если контакты реле 14,
контролирующего открытие электропневмоклапанов 16 и 19, разо-
мкнуты. Дальнейшее протекание операций по запуску осуществ-
ляется автоматически.
При замыкании цепей электрозапалов ПЗУ пиропатроны воспла-
меняются; в результате их горения перегорают сигнализаторы пи-
розажигательных устройств. По регистрации перегорания сигнали-
заторов во всех камерах сгорания подается напряжение на электро-
пневмоклапан 5. Последний закрывается, воздух из управляющей
полости клапана 34 стравливается в атмосферу, и клапан окисли-
теля открывается на предварительную ступень. Кислород из бака
начинает поступать в основные и рулевые камеры сгорания.
Открытие клапана окислителя на предварительную ступень
контролируется замыканием его контакта. При наличии замкнутого
положения этого контакта через 2,5±0,3 сек после подачи напря-
жения на пиропатроны ПЗУ подается напряжение на электропнев-
моклапан 4, в результате срабатывания которого клапан горюче-
го 40 открывается на предварительную ступень. Через 2,2±0,2 сек
после команды на открытие клапана горючего, до того как успева-
ют заполниться зарубашечные полости камер сгорания, подается
команда на выключение продувки. В камеры сгорания начинает по-
ступать керосин. Двигатель выходит на режим предварительной
ступени, при этом замыкаются контакты реле давления 37.
Через 9,5 сек после подачи напряжения на пиропатроны ПЗУ
включается контроль режима предварительной ступени. Если в те-
чение 1 ± 0,2 сек не произойдет размыкания контактов реле давле-
ния 37 и контакта кислородного клапана на время, превышающее
0,1 сек, то через 10,5±0,3 сек после подачи напряжения на пиропат-
роны ПЗУ поступает команда на включение первой промежуточной
ступени тяги, что осуществляется путем подачи напряжения на
электропневмоклапан 9. Электропневмоклапан 9 открывается и про-
пускает управляющий воздух к клапанам 26 и 31. Эти клапаны от-
крываются, и перекись водорода начинает поступать в газогенера-
тор 32, а жидкий азот — в испаритель 30.
Образующийся в газогенераторе парогаз поступает на лопатки
турбины; турбонасосный, агрегат начинает работать, при этом уве-
личивается давление компонентов топлива за насосами. Под дейст-
вием возрастающего давления открывается на главную ступень
клапан горючего 40. Затем, при достижении давления кислорода за
насосом около 27 ати, рвется болт, удерживающий клапан окисли-
теля 34 в положении предварительной ступени и обеспечивающий
при разрыве резкое открытие его на главную ступень, необходимое
для быстрого выхода двигателя на номинальный режим тяги. При
открытии клапана окислителя на главную ступень размыкаются
контакты, контролирующие полное открытие клапана. Двигатель
выходит на режим первой промежуточной ступени тяги. По дости-
жении в камерах сгорания давления —25 ати размыкаются контак-
ты реле давления 38, контролирующего выход двигателя на первую
промежуточную ступень.
Через клапан 26, открывшийся при срабатывании электропнев-
моклапана 9, жидкий азот проходит в испаритель 30, где он нагре-
вается, газифицируется, дополнительно подогревается от выхлоп-
ных газов за турбиной, а затем поступает на наддув топливных, пе-
рекисного и азотного баков соответствующего блока ракеты.
Переход на режим второй промежуточной ступени осуществ-
ляется обесточиванием электропневмоклапана 16, который при этом
закрывается, и продолжается только стравливание воздуха из по-
лости за редуктором 21 через жиклер 18. Давление в воздушной по-
лости редуктора 23 повышается до величины, соответствующей на-
стройке на вторую промежуточную ступень тяги; в результате уве-
ливаются расход перекиси водорода и число оборотов турбонасос-
ного агрегата. Расход компонентов топлива, поступающих в камеры
сгорания, возрастает, двигатель выходит на режим второй проме-
жуточной ступени тяги.
Переход двигателя РД-107 на режим главной ступени происхо-
дит после отделения ракеты от земли, на шестой секунде после сра-
батывания контакта подъема. При этом обесточивается электро-
пневмоклапан 19 и стравливание воздуха через жиклср 18 прекра-
щается; давление воздуха в управляющей полости редуктора 23
достигает величины, соответствующей настройке на номинальный
режим, а давления и расходы компонентов топлива повышаются до
номинальных значений.
Регулирование тяги двигателя в полете (необходимое при откло-
нении действительного значения скорости ракеты от ее программной
величины) осуществляется путем изменения расхода перекиси во-
дорода, подаваемой в газогенератор, за счет перенастройки редук-
тора 21 с помощью привода 20. Привод 20 является исполнитель-
ным органом единой для всей ракеты системы регулирования «ка-
жущейся» скорости (РКС). Для улучшения процесса регулирования
введена обратная связь по давлению в камерах сгорания, осуществ-
ляемая с помощью прецизионного датчика давления 3.
Регулирование соотношения расходов компонентов топлива не-
обходимо в полете для устранения рассогласования уровней компо-
нентов топлива в баках каждого блока. Оно осуществляется путем
изменения гидравлического сопротивления дросселя горючего 6
с помощью привода 7, действующего в соответствии с сигналами
бортовой системы регулирования одновременного опорожнения
баков.
Выключение двигателя производится в два этапа. По предва-
рительной команде на выключение двигателя подается напряжение
на электропневмоклапаны 16 и 19 и двигатель переходит на режим
первой промежуточной ступени. Одновременно с этим подается на-
пряжение на пиропатроны пироклапанов рулевых агрегатов: пиро-
клапаны закрываются, подача окислителя в рулевые камеры сгора-
ния прекращается и они выключаются (горючее продолжает посту-
пать до закрытия клапана). Через 1 сек после подачи первой коман-
ды обесточиваются электропневмоклапаны 4, 5, 9. Вследствие этого
закрывается перекрывиой клапан перекиси водорода 31. Подача
парогаза на турбину прекращается, и турбонасосный агоегат пере-
стает работать. При снижении давления за насосами закрываются
клапаны горючего 40, окислителя 34 и жидкого азота 26. Двигатель
полностью выключается.
Фиг. 44, Электрическая схема двигателя:
/ — реле давления на 25 ати\ 2 — электропневмоклапап первой промежуточной ступени тяги двнгвтеля; 3— подо-
греватель редуктора давления воздуха точной настройки; 4 — электропневмоклапан, управляющий клапанами
азота н перекиси водорода: 5 — электропиевмоклапаи, управляющий клапаном горючего; б — электропневмокла-
пан, управляющий клапаном окислителя; 7 — контакты клапана окислителя; 3 — электропиевмоклапаи второй
промежуточной ступени тяги двигателя; 9— реле давления на 0,25 ата; 10— реле давления, контролирующее от*
крытне электроппевмоклапаиоц промежуточных ступеней тяги; 11— кабельный ствол; /2 — штепсельный разъем
На электрической схеме двигателя (фиг. 44) представлен кабельный
ствол с подсоединенными электроагрегатами.
Включение электроагрегатов в электрическую схему выполнено в
дублированном варианте. Подсоединение лучей кабельного ствола к
электроагрегатам производится.с помощью пайки или штепсельных разъ-
емов. Кабельный ствол крепится к раме двигателя стальными поясками,
на которые надеваются резиновые прокладки. Подключение кабельного
ствола в бортовую кабельную сеть ракеты осуществляется посредством
50-контактного штепсельного разъема.

ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ, ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ И КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЯ РД-107
Фиг. 45. Конструктивная схема двигателя РД-107 [17]:
/ — камера сгорания; 2 — рулевой агрегат (левый); 3, 4,
68 — трубопроводы подачи горючего к рулевому агрегату; 5, 62,
63, 70 — трубопроводы продувки камер сгорания; 6 — дроссель
горючего; 7 — трубопровод подвода газов к датчику давления;
8 — трубопровод горючего; 5 — датчик давления^ 10, 53, 58 — тру-
бопроводы подачи окислителя к рулевому агрегату; // — трубо-
провод подачи окислителя к камере сгорания; 12— клапан окис-
лителя; 13 — расходная шайба; 14, 15, 51 — трубопроводы дре-
нажа насосов горючего н окислителя; 16 — газогенератор;
17 — перекрывной клапан перекиси водорода; /8 — трубопровод
подачи перекнсн водорода к клапану; 19 — трубопровод подачи
жидкого азота в испаритель; 20 — трубопровод дренажи турби-
ны; 2/— турбонасосный агрегат; 22, 27 — трубопроводы дренажа
насоса перекиси водорода; 28 — трубопровод слива перекиси во-
дорода; 24, 30 — крестовины; 25 — редуктор давления перекиси
водорода; 26, 32 — трубопроводы подачи воздуха к редуктору
давления перекнсн водорода; 28 — фильтр на магистрали к ма-
нометру; 29 — фильтр на магистрали подвода воздуха к кресто-
вине; 31, 33 — электропневмоклапаны промежуточных ступеней
тяги двигателя; 34 — привод редуктора давления точной на-
стройки; 35 — редуктор давления точной настройки с подогре-
вателем; 36 — трубопровод подвода воздуха к редукторам дав-
ления; 37 — редуктор давления грубой настройкн; 38, 44 — тру-
бопроводы подачи управляющего воздуха к клапанам окислите-
ля и горючего; 39 — трубопровод подачи управляющего воздуха
к распределителю; 40 — обратный клапан; 41, 42 — электропнев-
моклапаны, управляющие клапанами окислителя и горючего;
43 -- предохранительный клапан; 45 — распределитель; 46 — об-
ратный клапан с фильтром на магистрали подвода воздуха от
наземной установки; 47 — электропневмоклапан, управляющий
клапанами перекнсн водорода и жидкого азота; 48, -/9 — трубо-
проводы подачи управляющего давления к клапанам перекнсн
водорода п жидкого азота; 50 — клапан жидкого азота; 52, 60,
61 — трубопроводы подвода газов к реле давления; 54— держа-
тель реле давления; 55 — реле давления контроля предвари-
тельной ступени (на 0,25 ати)\ 56 — реле давления контроля вы-
хода на промежуточную ступень (на 25 ати)\ 57 — реле давле-
ния контроля включения электропневмоклапаиов промежуточ-
ных ступеней (на 37 ат«); 59 — рулевой агрегат (правый);
64— привод дросселя горючего; 65, 67 — трубопроводы подачи
горючего в камеру сгорания; 66 — клапан горючего; 69 — блок
обратных клапанов продувки камер сгорания
КОНСТРУКЦИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-107
8
7
6
5
k
3
17
16
,37
38
39
-в
в
-в
15
14
13
12
11
По а-а
Двигатель РД-107 (фиг. 46, 47, 48) состоит из следующих
основных агрегатов и узлов: четырех камер сгорания, турбо-
насосного агрегата, газогенератора, испарителя азота, агрега-
тов автоматики, двух рулевых агрегатов, двигательной рамы,
рамы турбонасосного агрегата, топливных и воздушных маги-
стралей, узлов и деталей общей сборки.
Камеры сгорания 1 двигателя располагаются равномерно
по окружности; они крепятся за головные части к раме 9, каж-
дая с помощью трех шаровых опор. Взаимное перемещение
сопловых частей камер сгорания ограничивается донной за-
щитой хвостового отсека ракеты, как показано на фиг. 46 (се-
чение а—а). В защите имеются кольцевые обечайки 38, сопря-
гаемые с ними обечайки 37 приварены к рубашкам сопел ка-
мер сгорания на расстоянии ~-500 мм от среза; между обечай-
ками закладывается набивка из асбестового шнура 39. Защи-
та устанавливается при сборке двигателя, набивка выполняет-
ся в процессе сборки хвостового отсека ракеты.
В процессе сборки двигателя обеспечивается с жестким до-
пуском вполне определенное положение осей сопел камер сго-
рания относительно верхней базовой плоскости на раме дви-
гателя. Это делается для обеспечения требуемого положения
вектора тяги работающего двигателя. Ввиду недг угаточной
жесткости рамы на период транспортировки и установки дви-
гателя на ракету сопловые части камер сгорания жестко фик-
сируются относительно друг друга технологическим крон-
штейном, который снимается только после выполнения набив-
ки и окончания установки защиты на ракету.
Турбонасосный агрегат устанавливается в верхней частя
двигателя на специальной раме 13. Оси входного и выходного
фланцев насоса окислителя совпадают с осью двигателя. С од-
ной стороны насоса окислителя располагается турбина с вы-
хлопным коллектором и газогенератор 14, с другой — насосы
горючего, перекиси водорода и жидкого азота.
Фиг. 46. Двигатель РД-107 (без рулевых агрегатов и их магистралей). Вид со стороны
редукторов давления воздуха [18]:
/—камера сгорания; 2, 5, 2/— трубопроводы горючего; <? —клапан горючего; ‘/ — дроссель горю-
чего с приводом; б — кронштейн крепления трубопровода горючего; 7 — трубопровод подачи воздуха
для продувки одной из камер сгорания; 8 — блок обратных клапанов; Р —рама двигателя;
10 — клапан окислителя; // — электропневмоклапан; 12 — выхлопной коллектор турбины; 13 — рама
турбонасосного агрегата; 14 — газогенератор; 15 — патрубок подвода газа к турбине; 16 — трубопро-
вод жидкого азота; 17 — перекрывной клапан перекиси водорода; 18— клапан азота; 19— трубо-
проводы подвода управляющего воздуха; ^ — трубопровод окислителя; 37 — обечайка камеры сго-
рания; 38 — обечайка на донной защите хвостового отсека ракеты; 39—асбестовый шнур
31
КОНСТРУКЦИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-107
29
30
' 31
28
27
26
25
2^
23
22---
К выходному фланцу насоса окислителя крепится клапан
окислителя 10. Между фланцами насоса и клапана устанавли-
вается расходная шайба 31, используемая для настройки дви-
гателя на номинальное соотношение расходов окислителя и го-
рючего. Для уменьшения газификации кислорода при заправ-
ке ракеты и выдержке ее перед стартом корпуса насоса и кла-
пана окислителя снаружи теплоизолированы. К выходному
фланцу насоса горючего крепится трубопровод 5, к которому
присоединяется клапан горючего 3. Между трубопроводом и
клапаном устанавливается дроссель горючего 4 с приводом.
К насосу перекиси водорода присоединяется редуктор давле-
ния 30, который трубопроводом 29 соединяется с перекрывным
клапаном 17. Газогенератор 14 двумя выходными патрубка-
ми 15 соединяется с корпусом турбины. Испаритель разме-
щается непосредственно в выхлопном коллекторе 12 турбины.
На рамах двигателя и турбонасосного агрегата крепятся
на кронштейнах распределитель 28 с элсктропневмоклапана-
мн, редукторы давления воздуха 23 и 24, на упругих подвесках
крепятся реле давления 36 н датчик давления 32. Рулевые
агрегаты (на фиг. 46, 47, 48 они не показаны) монтируются не-
посредственно па силовые элементы ракеты.
Горючее от насоса по трубопроводу 5 через дроссель 4 под-
водится к клапану 3, а затем по четырем тройникам 21 и вось-
ми резиновым шлангам 2 — к коллектору каждой камеры
сгорания. Горючее для рулевых агрегатов отбирается от кла-
пана 3.
Окислитель от насоса через расходную шайбу 31 подводит-
ся к клапану 10 и от него по четырем трубопроводам 20 посту-
пает в камеры сгорания. Между трубопроводами и входными
патрубками камер сгорания устанавливаются расходные шай-
бы, уравнивающие сопротивления магистралей окислителя по
всем камерам сгорания. Из клапана 10 по трубопроводам
часть окислителя подводится к рулевым агрегатам.
Фиг. 47. Двигатель РД-107. Вид со стороны насосов перекиси водорода и жидкою
азота [18]:
22, 25 — трубопроводы подвода воздуха; 23 — редуктор давления воздуха точной настройки; 2-1 — ре-
дуктор давления воздуха грубой настройки; 26, 27 — электроппевмоклапаны; 28 — распределитель:
2S — трубопровод перекиси водорода; 30 — редуктор давления перекиси водорода; 31 — расходная
шайба магистрали окислителя;
Хс — положение центра тяжести двигателя (без учета рулевых агрегатов)
32
-КОНСТРУКЦИЯ ДВИГАТЕЛЯ РДЧ07
I
I
1
4b
Перекись водорода от насоса поступает через редуктор дав-
ления 30 по трубопроводу 29 и затем через перекрывной кла-
пан /7 —в газогенератор 14. Продукты разложения перекиси
водорода — парогаз — из газогенератора подводятся к турби-
не. Отработанный парогаз проходит после турбины через испа-
ритель жидкого азота, а затем по двум выхлопным трубопро-
водам отводится за борт ракеты через донную защиту, созда-
вая при этом реактивную силу.
Жидкий азот от насоса через клапан 18 по трубопроводу 16
подводится к змеевику испарителя, а из испарителя через шту-
цер 33 газообразный азот отводится в систему наддува баков
ракеты.
Сжатый воздух для управления агрегатами автоматики по-
дается от бортовых баллонов к редукторам давления 23 и 24.
От редуктора давления грубой настройки 24 редуцированный
воздух подается по трубопроводу 25 через распределитель 28
к электропневмоклапанам 11, 26, 27 и затем по трубопрово-
дам— в управляющие полости клапанов окислителя, горюче-
го, перекиси водорода и жидкого азота. От редуктора давле-
ния точной настройки воздух подводится по трубопроводу 22
в управляющую полость редуктора давления перекиси водоро-
да 30 и к электропневмоклапанам 35 промежуточных ступеней
тяги двигателя. Кроме того, сжатый воздух к агрегатам авто-
матики может подводиться от наземной установки через рас-
пределитель 28 и обратный клапан, имеющийся на распреде-
лителе.
Воздух для продувки полостей горючего форсуночных голо-
вок камер сгорания подводится от наземной установки к блоку
обратных клапанов 8, а для продувки полостей окислителя ка-
мер сгорания (что может потребоваться при аварийном вы-
ключении двигателя) — к клапану окислителя 10. Воздух для
обдува сильфона клапана окислителя 10 подводится через
штуцер, установленный в корпусе клапана.
Ко всем обмоткам электромагнитов электропневмоклапа-
нов, контактам реле давления и датчика давления подпаи-
ваются соответствующие концы кабельного ствола 34.
Фиг. 48. Двигатель РД-107. Вид со стороны турбонасосного агрегата [18]:
32 — датчик давления системы РКС; 33 — штуцер на выходе из испарителя; 34 — кабельный ствол;
35 — электропневмоклапаны промежуточных ступеней тяги; 36 — реле давления
33
КАМЕРА СГОРАНИЯ И ГАТ ЕЛ Я РД-107
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ [13]
Фиг. 49. Камера сгорания

При разработке камеры сгорания (фиг. 49) ширО1<о использованы
принципиально новые конструктивные и технологиче<г.кг!е решения, при-
нятые па основании широких исследований, проведенных в ОКБ при раз-
работке, изготовлении и испытаниях камер сгорания экспериментальных
стендовых двигателей КС-50 и ЭД-140 и камер сцОрания двигателя
РД-110.
В частности, узлы нижней части выполнены в виде оболочек, связан-
ных между собой путем пайки по вершинам ребер, выф р езерованных на
внутренней стенке, или по гофрам листовых проставок. Применение та-
кой связи при обеспечении необходимой прочности и минимального веса
конструкции за счет использования листовых рубашек 1(3 высокопроч-
ных сталей позволяет наиболее рационально организовать и охлажде-
ние камеры сгорания. Последнее достигается применением в качестве
материала внутренней стенки высокотеплопроводного жаропрочного мед-
ного сплава, малой толщины стенок и развитой поверхности каналов, по
которым протекает охлаждающая жидкость.
Благодаря высоким прочностным показателям новая конструкция
нижней части открывала широкие возможности по повышению давления
как в камере сгорания, так и в зарубашечном тракте.
Большое значение с точки зрения надежности конструкции имеет
также высокая химическая стойкость в среде кислорода медного сплава,
из которого изготовлены стенки нижней части, внутреннее (огневое) дни-
ще форсуночной головки и сами форсунки.
Плоская форма днища форсуночной головки и установка большого
числа форсунок дают возможность создания системы смесеобразования,
обеспечивающей достижение высокой удельной тяги, устойчивости про-
цесса и создание необходимых условий для надежного охлаждения сте-
нок камеры сгорания.
В отличие от форкамерного смесеобразования или системы смесеоб-
разования с несколькими форсуночными головками, использовавшихся
ранее на мощных кислородных камерах сгорания ЖРД’ новая система
более гибка в доводке и в большей степени поддается Расчетному и ло-
гическому анализу.
Применение указанных конструктивных решений потребовало разра-
ботки большого комплекса технологических процессов, включающего
бесфлюсовую вакуумную пайку твердыми припоями У3-чов нижней час-
ти, пайку форсуночных головок, разработку методов, контроля паяных
соединений, автоматическую сварку бронзовых детален между собой и
со стальными деталями, сварку узлов после пайки, изго^овжине, сварку,
пайку тонкостенных гофрированных проставок, глубо^У^о вытяжку бес-
шовных деталей внутренней стенки и рубашки, скорОстЧую фрезеровку
канавок на внутренних стенках, изготовленных из медных сплавов, и т. п.
Секундный расход горючего .				20>8 кГ/сек
Секундный расход окислителя .	.	.	•		52>2 «Г/сек
Весовое соотношение компонентов топлива .	.	2,51
Давление газов в камере сгорания ....	59,7 ата
Давление газов на выходе из сопла ...	0,4 ата
Удельная тяга — тяга, отнесенная к суммар-
ному секундному расходу топлива:
у земли................................. 263,4	сед
в пустоте........................... 320,3	сек
Диаметр цилиндрической части камеры сгора-
ния ...................................... 430 м.ч
Диаметр критического сечения сопла .	.	.	165,8	льи
Диаметр выходного сечения сопла ....	720 мм
Объем камеры сгорания до критического сече-
ния сопла.................................85 л
Охлаждающий компонент.......................Горючее
Количество форсунок:
двухкомпонентпых.......................... 277 шт.
одиокомпоиентных....................60 шт.
Давление перед форсунками в полости горю-
чего .....................................70,3 ата
Давление перед форсунками в полости окисли-
теля .....................................70 ата
Относительная расходонапряженпость — рас-
ход, отнесенный к площади форсуночной го-
ловки и к давлению в камере сгорания .	.	9,84 р
Время пребывания продуктов в камере сго-
рания .................................5,5!) • 10 сек
Литровая тяга	у земли..................... 226,2	кТ/л
Коэффициент полноты давления в камере сго-
рания ....................................о,968
Коэффициент полноты удельной тяги .	.	.	0,938
34
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-107
Фиг. 51. Камера сгорания [29]:
1—днище среднее; 2— днище внутреннее; 3— фланец с патрубком подвода окислителя; 4 — перегородки соединительные; 5 — секции наружного сферического диища;
5 -т- форсунка двухкомпонентиая; 7— форсунка однокомпоиентная; 8 — штифт; 9— силовое кольцо головки; 10 — стакан шаровой опоры; 11, /9 — кольца соединительные;
12 — кольцо цилиндра; /3 — рубашка цилиндра; 14, 26 — проставки гофрированные; /5 — стенка внутренняя гладкая; /£ —стенка внутренняя оребренная; /7 — рубашка
докритической части; 18 — кольцо средней части; 20 — кольцо сопла; 21 — рубашка сопла; 22 — стенка сопла оребренная; 23— перегородка противопожарная; 24 — лента
удерживающая; 25 — обечайка; 27 — стейка сопла гладкая; 28 — коллектор); 29 — кольцо коллектора; 30 — рубашка сопла; 31 — бобышка; Л —кольцо замыкающее;
33 — патрубок; 34 — трубопровод; 35— штуцер
Эти конструктивные и технологические решения не потеряли значе-
ния и до настоящего времени и широко используются практически во
всех ЖРД, создаваемых во многих отечественных ОКБ.
Сочетание новых конструктивных принципов с применением эффек-
тивных компонентов и выбором весьма высокого для своего времени дав-
ления в камере сгорания обеспечило наряду с надежностью конструкции
достаточно совершенные энергетические и весовые характеристики каме-
ры сгорания.
. Камера сгорания (фиг, 51) представляет собой паяно-сварную не-
разъемную конструкцию и состоит из форсуночной головки и нижней ча-
сти, которая в свою очередь делится на среднюю часть и сопло.
На форсуночной головке (фиг. 52) установлено 277 двухкомпонент-
ных центробежных форсунок, равномерно расположенных по девяти кон-
центрическим окружностям (в том числе одна форсунка в центре), и
60 однокомпонентных форсунок в периферийном ряду.
Все двухкомпонентные форсунки (фиг. 53) одинаковы по конструк-
ции и выполнены в виде цельноточеной детали с двумя полостями —
окислителя О и горючего Г. Полости расположены соосно и представ-
ляют собой цилиндрические камеры без сопел на выходе (форсунки от-
крытого типа). Окислитель поступает в полость О через четыре танген-
циальных отверстия и далее, в виде конуса распыла, попадает в полость
Г, где накладывается на пелену горючего, прошедшего через три танген-
циальных отверстия. Встреча и перемешивание компонентов происходят
на участке, отстоящем на 1—2 мм от торца форсунки, выходящего в ог-
невую полость камеры сгорания. Во избежание попадания окислителя в
полость горючего предусмотрен защитный бурт 5. Эпюра распределения
окислителя на выходе из центральной полости достаточно равномерна
(фиг. 54). В то же время из-за большого диаметра полости горючего и
в связи с отсутствием сопла на выходе из нее эпюра распределения горю-
чего имеет ярко выраженные максимумы и минимумы (фиг. 55), число
которых совпадает с количеством тангенциальных отверстий. При приня-
той геометрии камеры сгорания такое распределение не приводит к сни-
жению удельной тяги, а благодаря внесению отличий в характер выгора-
ния компонентов по периметру факела распыла каждой форсунки такая
неравномерность приводит к.повышению устойчивости рабочего процесса.
5*
35
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-107
Фиг. 52. Форсуночная головка [30]:
/—днище среднее; 2 — днище внутреннее; 3 — фланец с патрубком подвода окислителя; 4 — перегородки соединительные; 5 — секции на-
ружного сферического днища; й — форсунка двухкомпонентиая; 7 — форсунка однокомпоиентиая; 8 — штифт; 9 — силовое кольцо головки;
36 — втулки
Фиг. 53. Двухкомпонентиая форсунка
Фиг. 54. Эпюра распределения расхо-
да воды по полости О на выходе из
двухкомпонентной форсунки
Фиг. 55. Эпюра распределения расхо-
да воды по полости Г -на Выходе из
двухкомпонентной форсунки
Все двухкомпонентные форсунки разбиты по расходу на девять клас-
сов (при разбивке на классы для каждой из полостей устанавливается по
три градации расхода), что благоприятно с точки зрения устойчивости и
позволяет ограничить разброс перепадов давления па головках очень уз-
кими пределами (с точностью ±0,2%), стабилизируя тем самым харак-
теристики системы смесеобразования. Форсунки различных классов до-
статочно равномерно распределяются по площади головки (фиг. 56).
Разбивка форсунок на классы по расходу впервые предложена в ОКБ
и оказалась весьма эффективным методом подавления высокочастотных
пульсаций.
Однокомпонентные форсунки периферийного ряда (фиг. 57) по на-
ружной конфигурации близки к двухкомпопентпым. Горючее поступает
во внутреннюю полость периферийных форсунок через три тангенциаль-
ных отверстия. Благодаря наличию сопла эпюра распыла периферийных
форсунок достаточно равномерна (фиг. 58).
Все форсунки припаяны твердым припоем к плоским внутреннему 2
(фиг. 52) и среднему / днищам, образующим совместно с силовым коль-
цом 9 полость горючего. На периферии внутреннее днище подкреплено
двумя рядами штифтов 8, на части которых установлены дистанционные
втулки 36, регламентирующие величину зазора между днищами при
сборке. В штифтах последнего ряда (фиг. 59), устанавливаемых в глухне
отверстия силового кольца, имеются технологические каналы для выхода
воздуха при пайке.
Полость окислителя образована силовым кольцом .9 (фиг. 52), сред
ним днищем 1 и секциями наружного сферического днища 5. Подвод
окислителя осуществляется через патрубок с фланцем 3, установленный
в центре головки.
Для увеличения жесткости и прочности головки между средним и
наружным днищами установлены две кольцевые перегородки •/ с отвер-
стиями для прохода окислителя. В местах установки перегородок рас-
стояние между соседними рядами форсунок увеличено до 20 л/л/; [(ас-
стояние между остальными рядами форсунок составляет !6,5.-17 л/л/.
На силовом кольце приварен штуцер замера давления окислителя
перед форсунками (фиг. 60), сообщающийся с полостью окислителя ка-
налом диаметром 4 мм.
Замер давления газа в камере сгорания производится через два
штуцера (фиг. 61), установленные па силовом кольце и сообщающиеся
с огневой полостью камеры сгорания через отверстия диаметром 2,5 л/л/
в штифтах, последнего ряда. При обнаружении негерметичности по пайке
штифтов для установки замерных штуцеров можно нсвользовпть дв.т
резервных штифта, расположенных рядом с основными.
36
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-107
Фиг. 56. Схема установки форсунок по классам
Фиг. 57. Однокомпонентная форсунка Фиг. 58. Эпюра распределения воды на вы-
ходе из однокомпонентной форсунки
Фиг. 59. Стык форсуночной головки	Фиг. 60. Замер давления окис-
с нижней частью. Место I (см.	лнтеля перед форсунками
фиг. 51):
Ю — штуцер замера давления горючего
Средняя часть включает в себя цилиндрический участок камеры сго-
рания, докритическую часть и начальный участок закритической части
сопла. Стенка средней части состоит из двух секций. Профилированная
секция 16 (фиг. 51) имеет фрезерованные ребра, образующие каналы для '
протекания охлаждающей жидкости. По вершинам ребер стенка припаи-
вается к рубашке (фиг. 63). На менее теплонапряженном цилиндриче-
ском участке установлена гладкая стенка 15 (фиг. 51), соединяемая с
рубашкой через гофрированную проставку 14. Участок сварного шва
между секциями стенки 15 и 16 поддерживается гофрированной простав-
кой 14, что существенно облегчает условия его работы.
Рубашка включает цилиндрическую 13 и профилированную 17 сек-
ции и два замыкающих силовых кольца 12 и 78 на торцах. Обе секции
рубашек и стенка 16 выполнены из листового материала путем глубокой
вытяжки и не имеют продольных сварных швов. Стенка 75 имеет один
продольный сварной шов. Замыкающий продольный шов гофрированной
проставки выполняется пайкой твердым припоем (фиг. 62).
Контур закритической части сопла спрофилирован по дуге окружно-
сти. Внутренняя стенка состоит из оребренной 22 (фиг. 51) и гладкой 27
секций. На участке гладкой стенки установлены две гофрированные про-
ставки 26. Наружная рубашка включает две штампованные секции 21 и
30, соединенные через кольцо коллектора 29, и силовое кольцо 20, уста-
новленное со стороны средней части. Стенка 22 выполнена без продоль-
ного сварного ш.ва; остальные детали могут изготавливаться со сварными
швами. На срезе сопла установлено замыкающее кольцо 32, на котором
приварены три бобышки 37. К двум диаметрально расположенным бо-
бышкам крепится штатив пирозажигательиого устройства, а третья
(фиг. 64), сообщающаяся с полостью зарубашечного пространства, слу-
жит для слива горючего и глушится пробкой.
Установленный на кольце 29 (фиг. 51) коллектор 28 состоит из двух
секторов и двух патрубков 33 с соответствующими трубопроводами 34 и
штуцерами 35.
Для прохода жидкости в зарубашечное пространство в кольце 29 вы-
полнено два ряда отверстий. Между силовым кольцом и коллектором го-
рючего к рубашке сопла приварена противопожарная перегородка 23
с обечайкой 25 и удерживающей лентой 24, обеспечивающая необходи-
мую плотность в местах стыка с донной плитой хвостового отсека ракеты.
В местах прохода трубопроводов подвода горючего через противопожар-
ную перегородку имеется узел уплотнения (фиг. 65), состоящий из втул-
ки 43, крепящейся к перегородке четырьмя винтами 44 через асбестовую
прокладку 45, и накидной гайки 42 с прокладкой 41.
Фиг. 61. Замер давления газа в камере
сгорания
Л-Л	г-г
' ’	Пайка
Фиг. 62. Типовое сечение тракта охлаждения с гофрированной
проставкой на средней части и сопле. Сечение А—А и Г —Г
(см. фиг. 51)
Фиг. 63. Типовое сечение тракта Фиг. 64. Бобышка слива
охлаждения с оребренной виутрен- горючего. Место III (см.
ней стенкой. Сечение Б—Б и В—В	фиг. 51)
(см. фиг. 51)
37
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-107
Фиг. 65. Узел уплотнения трубопро-
вода в противопожарной перегородке,
Сечение Д—Д (см. фиг. 51):
41, 45 — прокладки асбестовые; 42 — гайка
накидная; 43 — втулка; 44 — винт с гайкой
Материалы, применяемые для изготовления деталей
камеры сгорания
Наименование деталей
Материал
Внутренние стенки, днище, форсунки,
штифты
Гофрированные.проставки
 Днища среднее и наружное, патрубок
окислителя с фланцем, силовые перегород-
ки, силовые кольца, бобышки, штуцера,
соединительное кольцо нижней части и го-
ловки
Трубы, соединительное кольцо средней
части и сопла, втулки
Кольцо средней части, рубашка сопла
Рубашка средней части
Припой:
для пайки форсунок и штифтов
для пайки узлов нижней части
Покрытие:
для наружной поверхности камеры сго-
рания
для внутренней поверхности сопла
для резьб и уплотнительных поверхно-
стей
Бронза БрХ08
Сплав № 5 (на мед-
ной основе)
Сталь ЭИ-654
Сталь .Х18Н10Т
Сталь 12Х2НВФА
Сталь 21Х2НВФА
ПСр37,5
ПСрМНЦ-38
Эмаль № 9
Лак АК-51 
Смазка ЦИАТИМ-205
Фкг. 68. Расчетные характеристики параметров охлаждения вдоль оси
камеры сгорания:
q — суммарный тепловой поток; t — температура охлаждающей жидкости; /, — темпе-
ратура внутренней стенки со стороны огневого пространства, t- — температура внут-
ренней стенки со стороны охлаждающей жидкости; G — температура рубашки в местах
спая с ребрами н гофрами; /• — проходная площадь охлаждающего тракта- U7 — ско-
рость жидкости в охлаждающем тракте
Фиг. 66. Стык средней части с соплом.
Место II (см. фиг. 51)
Фиг. 67. Схема охлаждения и смесеобразования
Средняя часть соединяется с соплом (фиг, 66) путем сварки по тор-
цам внутренних стенок и через соединительное кольцо 19, привариваемое
к силовым кольцам средней части и сопла. Для разгрузки шва внутрен-
ней стенки от возможных усадочных деформаций швов приварки соеди-
нительного кольца 19 последнее имеет специальные бурты К- Со стороны
внутренней стенки соединительное кольцо имеет профильный бурт, обес-
печивающий заданную величину зазора (а следовательно, и скорости
охлаждающей жидкости) между кольцом и внутренней стенкой.
Форсуночная головка приваривается к внутренней стенке средней
части по отбортовке внутреннего днища. Приварка силового кольца го-
ловки к нижней части осуществляется через соединительное кольцо 11.
На соединительном кольце установлен штуцер 40 для замера давления
горючего перед форсунками (фиг. 59).
Для крепления камеры сгорания к раме двигателя служат три ста-
кана шаровых опор 10 (фиг. 51), приваренные к силовым кольцам голов-
ки и средней части.
Все открытые наружные поверхности камеры сгорания защищаются
от коррозии лакокрасочными покрытиями. Резьба и уплотнительные по-
верхности защищены смазкой. Внутренняя стенка нижней части поли-
руется.
Фиг. 69. Схема расположения ребер и гофрированных проставок по длине
камеры сгорания
Наружное охлаждение внутренней стенки осуществляется горючим,
протекающим по межрубашечному тракту (фиг. 67). Горючее по трубо-
проводам поступает в коллектор 28 и через отверстая в кольце 29 попа-
дает в зарубашечное пространство камеры сгорания, где разделяется на
два потока. Один поток по каналам между рубашкой и гофрированной
проставкой направляется в сторону форсуночной головки. Второй поток
по таким же каналам доходит до среза сопла и возвращается обратно по
каналам, образованным гофрированной проставкой и внутренней стен-
кой. В месте стыка гофрированных проставок оба потока соединяются и
продолжают движение в сторону форсуночной головки.
Внутреннее охлаждение камеры сгорания осуществляется горючим,
поступающим через периферийный ряд однокомпонентных форсунок.
Параметры охлаждения по длине камеры сгорания представлены на
фиг. 68. Схема расположения ребер и гофрированных проставок дана на
фиг. 69.
38
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-107
Фиг. 70. Первоначальная схема расположения форсунок
и штифтов
Фиг. 71. Первоначальный вариант стыка средней
части камеры сгорания с соплом (в критическом
сечении)
было
Стало
Фиг. 73. Стык секций
сопла камеры сгорания
Было	Стало
Фиг. 72. Стык секций внутренней стенки средней части камеры
сгорания
Фиг. 74. Первоначальный ва-
риант коллектора подвода го-
рючего
При доводке камеры сгорания по обеспечению заданной удельной
тяги и устойчивости рабочего процесса было проверено двадцать четыре
варианта форсуночных головок (в том числе головки с вогнутым сфери-
ческим днищем, однокомпонентными форсунками, сочетанием струйных
и центробежных форсунок, варьированием расхода на создание защит-
ной завесы у стенок и расстояния от периферийного ряда форсунок до
стенки камеры) и ряд вариантов по длине цилиндрической части (от
170 до 435 мм). Наилучшие результаты были получены на камерах сго-
рания, имеющих форсуночные головки с центробежными форсунками
(с двухкомпонентными — основными и однокомпонентными — перифе-
рийными) при длине цилиндрической части камеры сгорания, равной
435 мм. В процессе доводки этих форсуночных головок оказалось воз-
можным уменьшить относительный расход через периферийные форсун-
ки на 20%, что повысило удельную тягу на 1—2 сек. Дальнейшее повы-
шение удельной тяги путем еще большего снижения расхода горючего
через периферийные форсунки или замены однокомпонентных перифе-
рийных форсунок двухкомпонентными было ограничено условиями сохра-
нения устойчивости рабочего процесса.
Для обеспечения стабильности системы смесеобразования в процессе
доводки были строго регламентированы перепады давления на форсун-
ках при проливке камер сгор^ция по величине и допуску (при номиналь-
ном перепаде около 8 ат установлен допуск ±0,2 ат) и введена разбивка
форсунок по расходу на классы.
Для обеспечения равномерных условий охлаждения стенки число
двухкомпонентных форсунок последнего ряда было увеличено с 54 до
60, что позволило расположить их в тех оке диаметральных плоскостях,
что и однокомпонентные форсунки завесы (фиг. 52, 70). Кроме того, бы-
ла введена определенная ориентация тангенциальных отверстий окисли-
теля двухкомпонентных форсунок относительно отверстий горючего и
форсунок трех периферийных рядов относительно диаметральных плос-
костей форсуночной головки.
Для улучшения условий охлаждения сварного, шва между стенками
средней части и сопла этот шов был отнесен из критического сечения в
закритическую часть сопла (фиг. 66, 71). При этом были приняты меры
к уменьшению неподдержаниого ребрами участка стенок вблизи свар-
ного шва, несколько увеличена толщина свариваемых кромок и установ-
лены жесткие требования к величине зазора между стенкой и соедини-
тельным кольцом, определяющего величину скорости охлаждающей жид-
кости на участке сварного шва.
Ряд изменений был направлен на. повышение прочности отдельных
узлов камеры сгорания. В частности, были усилены корпуса форсунок,
введен второй ряд штифтов на периферии форсуночной головки
(фиг. 52, 70) и усилены сами Штифты, повышена жесткость и прочность
места стыка форсуночной головки с нижней частью уменьшением непод-
держанного участка стенки цилиндра и введением упорных буртов на
соединительном кольце, разгружающих шов по внутренней стенке от
усадочных деформаций швов приварки соединительного кольца.
Для повышения надежности кольцевые швы между оребренным и
неоребренным участками внутренней стенки средней части и сопла были
перенесены под гофрированные проставки (фиг. 72, 73).
Заметное уменьшение габаритов сопла в районе выходного сечения
и снижение веса конструкции были достигнуты путем переноса коллек-
тора в сторону критического сечения (фиг. 51, 74). Интересно отметить
перенос штуцера замера давления окислителя с патрубка подвода окис-
лителя, где результаты измерений были крайне нестабильны из-за нали-
чия сильных возмущений в потоке жидкости, на силовое кольцо головки.
Ряд изменений был введен для ликвидации трещин при сварке, улуч-
шения качества сварки, пайки и т. п. К числу таких изменений относятся
замена материала силового кольца средней части ЭИ659 на сталь
12Х2НВФА, введение разрыва в шве приварки стаканов шаровых опор,
изменение материала и конструкции замыкающего кольца сопла, замена
материала рубашки сопла ЭИ659 на сталь 12Х2НВФА с одновременным
уменьшением ее толщины с 1,75 до 1,5 мм.
39
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИГАТЕЛЯ РД-107
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ТУРБОНАСОСНОГО
АГРЕГАТА [13]
Мощность турбонасосного агрегата
Число оборотов насосов горючего, окислителя
и турбины ................................
Число оборотов насосов перекиси водорода и
жидкого азота.............................
Расход окислителя ........................
Расход горючего...........................
Расход перекиси водорода .................
Расход жидкого азота......................
Минимальное давление на входе в насос оки-
слителя (при t = —178° С).................
Минимальное давление па входе в насос го-
рючего (при /=+15°С)......................
Минимальное давление на входе в насос пере-
киси водорода (при 7 = +25° С)
Минимальное давление на входе в насос жид-
кого азота (при t = —196° С)
Давление па выходе из насоса окислителя .
Давление на выходе из насоса горючего .
Давление на выходе из насоса перекиси водо-
рода .....................................
Давление на выходе нз насоса жидкого азота
Коэффициент полезного действия насоса оки-
слителя ..................................
Коэффициент полезного действия насоса горю-
чего .....................................
Коэффициент полезного действия насоса пере-
киси водорода ............................
Коэффициент полезного действия насоса жид-
кого азота ...............................
Коэффициент быстроходности насоса окисли-
теля .....................................
Коэффициент быстроходности насоса горючего
Коэффициент быстроходности насоса перекиси
водорода .................................
Коэффициент быстроходности насоса жидкого
азота ....................................
Относительная осевая скорость на входе в на-
сос окислителя ...........................
Относительная осевая скорость на входе в на-
сос горючего..............................
Удельная мощность (мощность, отнесенная к
единице секундного расхода рабочего тела
турбины) .................................
Эффективный коэффициент полезного действия
турбины ..................................
Температура рабочего тела на входе в турбину
Давление на входе в турбину...............
Давление на выходе из турбины ....
Окружная скорость на среднем диаметре ро-
тора турбины .............................
Отношение окружной скорости на среднем диа-
метре ротора к скорости истечения из сопел
Вес турбонасосного агрегата, не заполненного
компонентами..............................
Вес турбонасосного агрегата, заполненного
компонентами..............................
Габаритные размеры турбонасосного агрегата
(длина X ширина X высота).................
Относительный вес турбонасосного агрегата
(вес агрегата, заполненного компонентами,
отнесенный к единице тяги двигателя)
Вес турбонасосного агрегата, заполненного
компонентами, отнесенный к единице мощно-
сти ......................................
5200 л. с.
8300 об/мин
18100 об/мин
226 кГ/сек
91,4 кГ/сек
8,8 кГ/сек
1,75 кГ/сек
4,5 ата
2,8 ата
2,9 ата
3,6 ата
80 ата
94,5 ата
82 ата
39 ата
0,67
0,65
0,58
0,37
74
52
45
32
0,117
0,084
л. с.
590 г,
кГ/сек
0,57
833° К
54,5 ата
1,5 ата
208,5 м/сек
0,17
237 кГ
270 кГ
1450X847X720 мм
3,23 кГ/т тяги
51,9 Г/л. с.
Фиг. 75. Турбонасосный агрегат двигателя РД-107
Характерные размеры насосов н турбины
Насос окислителя
Диаметр центробежного колеса на входе .	.	152 мм
Диаметр центробежного колеса на выходе .	.	230 мм
Угол установки лопаток на выходе из центро-
бежного колеса...........................90°
Густота решетки шнека по наружному диа-
метру ...................................1,79
Угол установки лопатки	шнека.............11°20'
Насос горючего
Диаметр центробежного колеса на входе .	.	166 мм
Диаметр центробежного, колеса на выходе .	.	301 мм
Угол установки лопаток на выходе из центро-
бежного колеса...........................64°
Густота решетки осевой крыльчатки по наруж-
ному диаметру............................1,48
Угол установки лопатки осевой крыльчатки
по наружному диаметру....................13°
Насос перекиси водорода
Диаметр центробежного колеса на входе .	.	56 мм
Диаметр центробежного колеса на выходе .	.	105,5 мл'-
Угол установки лопаток на выходе из центро-
бежного колеса...........................80°
Насос жидкого азота
Диаметр центробежного колеса на входе .	.	48 мм
Диаметр центробежного колеса на выходе .	.	92 мм
Угол установки лопаток на выходе из центро-
бежного колеса...........................20°
Турбина
Средний диаметр ротора................... 480 мм
Диаметр критического сечения сопла .	.	-	9,46 мм
Диаметр сопла на выходе.....................19Д	мм
Угол наклона оси сопел...................17°
Высота лопатки первой ступени на выходе .	.	32,8 мм
Высота лопатки второй ступени на выходе 55,8 мм
Турбонасосный агрегат двигателя РД-107 (фиг. 75, 76) состоит из
насосов окислителя и горючего, турбины и двух вспомогательных насо-
сов — перекиси водорода и жидкого азота.
Насосы окислителя и горючего подают компоненты топлива в каме-
ру сгорания, насос перекиси водорода служит для подачи перекиси водо-
рода в газогенератор, насос жидкого азота — для подачи азота в испа-
ритель.
При заданных расходах и давлениях подачи окислителя и горючего
высокая экономичность турбонасосного агрегата, относительно малые га-
бариты и вес достигнуты путем рационального выбора основных пара-
метров агрегата, принципиальной схемы отдельных узлов и конструктив-
ной схемы агрегата в целом.
Все насосы турбонасосного агрегата одноступенчатые, центробеж-
ного типа, с односторонним подводом компонента к центробежному коле-
су (кроме насоса окислителя, имеющего двусторонний вход). Насосы
окислителя и горючего имеют осевые ступени перед центробежным ко-
лесом.
Турбина — осевая, высокоперепадная, двухступенчатая, активного
типа, с консольным расположением ротора.
Основным параметром, определяющим экономичность, габариты и
вес турбонасосного агрегата, является число оборотов. При заданных
расходах компонентов и давлениях на входе в насосы определяющим,
с точки зрения бескавитационной работы, является число оборотов насо-
са окислителя. Специальные меры, повышающие антикавитационные ка-
чества насоса, — использование осевой ступени в сочетании с двусторон-
ним подводом компонента —позволили обеспечить бескавитационную
работу насоса окислителя при п = 8300 об/мин. Это число оборотов и
принято для турбины и основных насосов турбонасосного агрегата.
Число оборотов вспомогательных насосов выбрано более высоким по
сравнению с числом оборотов основных насосов, что позволило повысить
их эффективность, уменьшить вес и габариты. Относительно иеоолыпи.'
размеры емкостей перекиси водорода и жидкого азота позволяют иметь
повышенные давления на входе во вспомогательные насосы, необходи-
мые для обеспечения их бескавитационной работы при больших оборо-
тах, без значительного увеличения веса этих емкостей. Крутящий момент
на валы вспомогательных насосов передается через мультипликатор.
Вследствие малой мощности вспомогательных насосов размеры и вес
мультипликатора невелики. При наличии мультипликатора суммарный
вес насосов и турбины получается меньше веса турбонасосного агрега-
та с соосным расположением и одинаковым числом оборотов всех
насосов.
Для уменьшения веса и размеров насосов окислителя и горючего
применены высоконапорные центробежные крыльчатки с лопатками
двоякой кривизны и с углами на выходе, равными 64—90°. Благодаря
специальному профилированию проточной части применение больших
углов практически не отразилось на величине коэффициента полезного
действия насосов. Углы выхода, близкие к 90°, применены в ЖРД впер
вые.
В качестве рабочего тела турбины используются продукты разложе-
ния 82%-ной перекиси водорода.
Для повышения удельной мощности турбины, в значительной степе-
ни определяющей экономичность турбонасосного агрегата, в ней сраба-
тывается большой сверхзвуковой перепад давлений. Дальнейшее увели-
чение перепада по сравнению с выбранной величиной нецелесообразно,
так как приводит к увеличению веса турбины при незначительном приро-
сте удельной мощности. При выбранном сверхзвуковом перепаде не пред-
ставляется возможным обеспечить высокий коэффициент полезного дей-
ствия (а следовательно, и удельную мощность) турбины с одной сту-
пенью, поэтому применена турбина с двумя ступенями.
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИГАТЕЛЯ РД-107
Фиг. 76. Турбонасосный агрегат двигателя РД-107:
/ — рессора; 2, 3 радиальные шпонки; -/--цапфа; 5 — направляющий цилиндр с раструбом
Выбранная окружная скорость на среднем диаметре
ротора обеспечивает близкий к оптимальному по эконо-
мичности режим работы турбины с двумя ступенями ско-
рости и достаточную прочность рабочих лопаток при наи-
меньших размерах и весе.
Большое внимание уделено профилированию проточ-
ной части турбины. Лопатки первой ступени ротора спро-
филированы таким образом, чтобы обеспечить минималь-
ные потери при обтекании их потоком с большими сверх-
звуковыми скоростями (число М«2).
Характерной особенностью решетки, состоящей из
таких лопаток, является торможение сверхзвукового по-
тока во входной части канала до дозвуковых скоростей,
поворот заторможенного потока и последующий разгон
потока на диффузорном участке и в косом срезе канала.
Решетка лопаток направляющего аппарата спрофили-
рована с учетом обтекания лопаток газовым потоком с
небольшими сверхзвуковыми скоростями (число М ~ 1,3)
и имеет каналы, плавно сужающиеся к выходу. Лопатки
второй ступени ротора, работающие в дозвуковом потоке,
образуют решетку с каналами постоянного сечения.
Уменьшению веса ТНА способствует выбранная кон-
структивная схема турбонасосного агрегата: турбина
расположена в агрегате с края, ротор размещен на кон-
соли вала. При таком размещении турбины выхлопной
коллектор в отличие от турбин, расположенных между
насосами, является несиловым элементом конструкции и
имеет меньший вес.
В турбонасосном агрегате (фиг. 76) насос окислителя
и насос горючего расположены соосно; каждый из них
имеет свой вал.
Турбина имеет общий вал с насосом окислителя, ротор
турбины расположен на валу консольно. Передача кру-
тящего момента турбины на вал насоса горючего осу-
ществляется рессорой 1. Вспомогательные насосы приво-
дятся во вращение от вала насоса горючего через муль-
типликатор. Наличие раздельных валов насосов и на-
дежная система уплотнений по валам позволили пол-
ностью исключить возможность соприкосновения окис-
лителя и горючего.
Соединение насоса окислителя с насосом горючего и
турбиной осуществляется через радиальные шпонки 2
и 3, позволяющие сохранить соосность сопрягаемых уз-
лов при температурных деформациях деталей агрегата.
Турбонасосный агрегат крепится на раме двигателя
в трех точках: двух цапфах 4 на корпусе насоса окислите-
ля, на которых установлены сферические подшипники, и
проушине на корпусе насоса горючего, допускающей про-
дольное перемещение турбонасосного агрегата относи-
тельно рамы. Такая конструкция опор позволяет избе-
жать дополнительных нагрузок на агрегат при возмож-
ных деформациях рамы.
Насос окислителя (фиг. 77) состоит из корпуса, крыш-
ки, центробежной крыльчатки, шнеков, вала, подшипни-
ков и узлов уплотнений по валу.
Корпус 17 и крышка 10 отлиты из алюминиевого
сплава.
Основные рабочие полости насоса — патрубок всасы-
вания, улитка и диффузор — образованы внутренними по-
верхностями корпуса и крышки. Патрубок всасывания
обеспечивает двусторонний равномерный и плавный под-
вод жидкости к шнекам и центробежной крыльчатке.
6 Зак. 00148
41
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИГАТЕЛЯ РД-107
Фиг. 77. Насос окислителя с турбиной [33]:
/, 16 — лабиринты; 2 — втулка; <3, 36— подшипники; -/ — гайка; 5, 31 — фторопластовые манжеты;
6, 28, 29, 30 — чугунные кольца уплотнений; 7— пружинная шайба; 8 — втулка; 9—прокладка;
10 — крышка; //, 14 — шнеки; 12 — центробежная крыльчатка; 13 — алюминиевое кольцо; 15 — бо-
бышка; 17—корпус; 18— кожух; 19 — кронштейн; 20 — труба; 21 — испаритель; 22— сегмент на-
правляющих лопаток; 23—'сопловой аппарат; 24 — ротор; 25— диафрагма; 26, 27— корпусы уплот-
нений; 32 — пиит; S3 — медная прокладка; 34 — болт; 35 — шпонка
Патрубок имеет разделительное ребро, являющееся ребром же-
сткости. Спиральная улитка корпуса подкреплена снаружи патрубком
всасывания, который в виде арки охватывает улитку в самом .нагружен-
ном месте.
Стык корпуса насоса с крышкой в полости высокого давления уплот-
нен алюминиевым кольцом 13, расположенным в клиновом гнезде, ко-
торое образуется выточками в корпусе и крышке. Наружный стык в по-
лости низкого давления уплотнен (плоской прокладкой 9, зажатой меж-
ду фланцами.
Центробежная крыльчатка 12— двусторонняя, закрытого типа. Ло-
патки крыльчатки выполнены пространственными, двоякой кривизны.
Симметричная конструкция двусторонней крыльчатки с расположени-
ем уплотнительных буртов на равных диаметрах и симметричное распо-
ложение шнеков 11 и 14 позволяют практически уравновесить осевое
усилие в насосе. Неуравновешенная составляющая осевой силы воспри-
нимается подшипником 36.
Полости высокого и низкого давления насоса разделены уплотне-
ниями лабиринтного типа. Лабиринты 1 и 16 установлены в корпусе ч
крышке насоса. Зазор между лабиринтами и уплотнительными буртами
крыльчатки выбран минимально возможным с точки зрения безопасной
работы.
Подбор материала лабиринтных колец произведен на основании ис-
следования поведения различных трущихся пар в среде жидкого кисло-
рода. Выбранные пары материалов обеспечивают падежную, без возго-
рания, работу уплотнения и в случае незначительного касания буртов
крыльчатки о лабиринтные кольца.
Шнеки И и 14 двухлопастные, с лопатками, имеющими винтовую по-
верхность. Обладая более высокими антикавитацпонными качествами,
чем центробежная крыльчатка, шнеки повышают давление перед крыль-
чаткой и обеспечивают бескавитационную работу насоса при более низ-
ких рабочих давлениях на входе в иасос.
По наружному диаметру шнеков в корпусе и крышке установлены
втулки 2, выполненные из того же материала, что и лабиринтные кольца.
Наличие втулок позволяет уменьшить зазор, а следовательно, и величи-
ну перетекания компонента по наружному диаметру шнека и обеспечить
безопасность в работе.
Соединение центробежной крыльчатки п шнеков свалом насоса шли-
цевое. Вал насоса опирается на два радиально-упорных шариковых под-
шипника 3 и 36, работающих .в среде жидкого кислорода. Подшипник 36,
воспринимающий осевое усилие от насоса и турбины, закреплен в кор-
пусе и по валу по торцам внутренней и наружной обойм. Подшипник 3
не закреплен по обоймам в осевом направлении п допускает взаимное
перемещение корпуса и вала.
Конструктивно подшипники, работающие .непосредственно в раб
чем компоненте — жидком кислороде, отличаются от обычных шарм
вых подшипников увеличенным радиальным зазором, материалом обой'
и сепаратором. Для изготовления обойм используется сталь высокой
твердости, сепаратор делается из бронзы массивным, а не змейковым.
Посадка подшипников па валу 'плотная. В 'корпусе и крышке подшипни-
ки устанавливаются с зазором по наружным обоймам. В рабочих усло-
виях при температуре жидкого кислорода зазор выбирается и обеспечи-
вается плотная посадка 'вследствие различных коэффициентов линейно-
го расширения материалов корпуса, крышки и подшипников.
Охлаждение и смазка подшипников обеспечиваются протоком жид-
кого кислорода, подаваемого из полости высокого давления по сверле-
ниям в корпусе и крышке. Необходимый для .надежной работы подшип-
ников расход компонента обеспечивается определенным диаметром жик-
лирующего отверстия в сверлении.

•42
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИГАТЕЛЯ РД-107
Пакет деталей на 'валу насоса окислителя затягивается гайкой 4 че-
рез пружинные шайбы 7, причем осевой зазор между /втулкой 8 и шне-
ком выдерживается в определенных пределах. Постановка пружинных
шайб и регламентация зазора позволяют получить более равномерную
затяжку пакета, состоящего из пяти деталей, с большим суммарным осе-
вым размером. Неравномерная затяжка пакета увеличивает динамиче-
скую несбалансированность узла ротора турбины с .вращающимися де-
талями на валу в случае повторных переборок агрегата.
Уплотнения насоса по валу представляют собой пакет последова-
тельно установленных чугунных колец и фторопластовых манжет.
Чугунные кодьца 6 и 30 разрезные, сегменты колец стянуты пру-
жинами.
Чугунные кольца по торцам и внутреннему диаметру и посадочные
места под кольца на валу обрабатываются с высокой точностью и чисто-
той поверхности (V8). Пакет чугунных колец при малых радиальных
зазорах между кольцами и валом и осевых — по торцам колец — позво-
лил свести до минимума утечку компонента по валу. Просачивающийся
по зазорам компонент отводится через дренажные каналы.
Фторопластовые манжеты 5 и 31 предназначены для обеспечения
герметичности по валу во время стоянки турбонасосного агрегата при
залитом жидким кислородом насосе.
Для уменьшения теплообмена с наружной средой корпус насоса
окислителя закрыт кожухом, изготовленным из стекловолокна.
Турбина (фиг. 77) состоит из следующих основных узлов: ротора,
статора, направляющего аппарата, узла испарителя азота и деталей,
обеспечивающих уплотнение полости низкого давления.
Ротор турбины 24 однодисковый, с двумя венцами рабочих лопаток.
Крепление лопаток к диску ротора замкового типа, лопатки удержи-
ваются в кольцевых пазах обода диска посредством ножки елочной фор-
мы. Установка лопаток в пазы производится через .вырезы в ободе диска.
После установки лопаток вырезы закрываются специальными замками,
имеющими трапециевидную форму, исключающую возможность выпаде-
ния лопаток под действием центробежных сил.
Крепление ротора к фланцу вала насоса окислителя осуществляется
с помощью винтов 32. Крутящий момент ротора передается на вал через
штифты, запрессованные в отверстия фланцев вала и диска ротора.
В диске ротора имеются три отверстия для выравнивания давлений по
обе стороны диска с целью уменьшения осевого усилия на роторе.
Основным силовым элементом статора является сопловой аппа-
рат 23, представляющий собой неразрезное кольцо, по окружности кото-
рого равномерно расположены сопловые отверстия. Расширяющаяся
часть сопел выполнена конической.
Подвод газа к соплам осуществляется по двум патрубкам и распре-
делительной трубе 20, приваренной к сопловому аппарату. Сварная кон-
струкция статора обеспечивает полную герметичность полости высокого
давления.
Полость низкого давления со стороны насоса окислителя ограничена
диафрагмой 25, приваренной к сопловому аппарату и корпусу уплотне-
ния 27.
Направляющий аппарат турбины состоит из четырех сегментов на-
правляющих лопаток 22. Лопатки, имеющие ножки Т-образной формы,
. вставляются в продольные пазы сегментов и фиксируются от перемеще-
ния штифтами на концах сегментов. Сегменты с направляющими лопат-
ками крепятся к статору болтами 34.
Фиг. 78. Насос горючего [34]:
1, 13 — лабиринтные кольца; 2. 20 — подшипники; 3 — шпонка; 4 — вал; !>, 6, 8, 16, 19, 21 — манжеты;
7— шестерня; У — отражатель; /0 —крышка; // — уплотнительное кольцо; 12 — центробежная
крыльчатка; /-/ — осевая крыльчатка; /5 — корпус; 17 — резиновое кольцо; 18 — гайка
К статору турбины болтами крепится узел испарителя 21. Место
стыка испарителя со статором уплотнено прокладкой 33. Газ из выхлоп-
ного коллектора испарителя отводится через два выхлопных патрубка.
Для уплотнения полости турбины по валу установлены два чугунных
разрезных кольца 28 и 29: одно — в корпусе уплотнения насоса окисли-
теля, другое — в корпусе уплотнения турбины. Кольца разделены меж-
ду собой дренажной полостью газа.
Для крепления корпуса турбины к корпусу насоса окислителя ста-
тор турбины имеет четыре бобышки 15, приваренные на кронштейнах 19
к трубе статора и сопловому аппарату. Соединение корпуса турбины и
корпуса насоса осуществляется шпильками через радиальные шпонки 35.
Для теплоизоляции трубы статора, подводящей парогаз, последняя
закрыта кожухом 18, представляющим собой две тонкостенные оболоч-
ки, объем между которыми заполнен стекловолокном.
Насос горючего (фиг. 78), в отличие, от насоса окислителя, выполнен
с односторонним подводом компонента к осевой и центробежной крыль-
чаткам.
Центробежная крыльчатка 12 закрытого типа, с лопатками двоякой
кривизны. Для разгрузки вала насоса от осевого усилия уплотнительные
бурты крыльчатки расположены на разных диаметрах; кроме того, несу-
щий диск имеет разгрузочные отверстия, выравнивающие давления
с обеих его сторон. Неуравновешенная составляющая осевой силы вос-
принимается подшипником 20. В качестве осевой ступени насос горю-
чего имеет осевую крыльчатку 14.
Разделение полостей высокого и низкого давления в насосе осущест-
вляется с помощью лабиринтных колец 1 и 13, установленных над бур-
тами крыльчатки. Уплотнение стыка корпуса и крышки насоса произво-
дится с помощью кольцевого резинового шнура И.
Крутящий момент с вала насоса к осевой и центробежной крыль-
чаткам передается, так же как и в насосе окислителя, через шлицы пря-
моугольного сечения.
Подшипники 2 и 20, на которые опирается вал 4 насоса, радиаль-
но-упорные, шариковые, работают в среде консистентной смазки, стой-
кой к горючему. Посадка подшипников в корпусе и на валу плотная.
Подшипник 2 не закреплен по обоймам в осевом направлении.
Уплотнение полостей насоса по валу осуществляется системой рези-
новых уплотнений манжетного типа. Манжетные уплотнения обеспечи-
вают полную герметичность по валу при залитом компонентом насосе.
При работе насоса возможен некоторый износ манжет по внутреннему
диаметру; в этом случае просочившийся по валу компонент отводится
через дренажные каналы. Для уменьшения утечки в дренажи устанав-
ливаются по две манжеты 8 и 16 и отражатель 9 со стороны высокого
давления компонента. Отражатель понижает давление перед манжетами.
Манжеты 5 и 6, 19 и 21 предотвращают вытекание смазки из поло-
стей подшипников и проникновение компонента в полости подшипников
из дренажных полостей. Для предохранения рабочей поверхности ман-
жеты от попадания на нее пыли со стороны насоса окислителя установ-
лено уплотнительное резиновое кольцо 17, которое работает по кониче-
ской поверхности гайки 18 и при износе сохраняет герметичность за счет
упругости.
На консоли вала расположена ведущая шестерня 7 мультипликато-
ра. Крышка насоса 10 имеет фланец для крепления корпуса мультипли-
катора. Наружная поверхность крышки вместе с корпусом мультипли-
катора образует внутреннюю полость мультипликатора.
6*
43
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИГАТЕЛЯ РД-107
Фиг. 79. Насос перекиси водорода [35]:
1, 10 — подшипники; 2, 9 —манжетные уплотнения; 3 — штуцер;
•I — лабиринт; 5 —крышка; U — корпус; / центробежная крыльчатка;
8, 12 — шпонки; //—шестерня; 13 — вал
Насос перекиси водорода (фиг. 79), как и насос горючего, имеет од-
носторонний подвод компонента к центробежной крыльчатке. Ои состоит
из корпуса 6, крышки 5, центробежной крыльчатки 7, вала 13, подшипни-
ков 1 и 10 и узлов уплотнений.
Литые корпус и крышка насоса перекиси водорода, так же как и
в насосах окислителя и горючего, образуют полости высокого и низкого
давления. Диффузор и входная часть патрубка всасывания выполнены
в виде отдельных деталей и ввертываются в корпус и крышку на резьбе.
Соединение патрубка всасывания и диффузора с подводящим и от-
водящим перекись водорода трубопроводами также резьбовое с ниппель-
ным уплотнением вследствие малых диаметральных размеров патрубка
и диффузора. Стык корпуса и крышки уплотнен кольцевым шнуром, из-
готовленным из резины, стойкой к перекиси водорода.
Центробежная крыльчатка 7 закрытого типа, имеет лопатки цилинд-
рической формы и соединяется с валом посредством двух шпонок 8.
В несущем диске крыльчатки имеются разгрузочные отверстия.
Кольца лабиринтного уплотнения 4, разделяющие полости высокого
и низкого давлений, устанавливаются в корпусе и крышке на прессовой
посадке и фиксируются от перемещения в шести местах по окружности
путем вдавливания материала корпуса и крышки в пазы, имеющиеся на
лабиринтах.
Вал 13 насоса опирается на два радиально-упорных шариковых под-
шипника. Подшипник 10, расположенный в корпусе насоса, имеет плот-
ную посадку по валу, закреплен по торцам обойм и воспринимает не-
уравновешенное осевое усилие крыльчатки. Смазка подшипника осуще-
ствляется путем барботажного разбрызгивания жидкой смазки, залитой
в полость мультипликатора. Подшипник 1 в крышке насоса не закреп-
лен в осевом направлении, имеет скользящую посадку на валу и рабо-
тает в консистентной смазке.
Уплотнение полости насоса по валу осуществляется системой ман-
жетных уплотнений и дренажей. Манжеты 2 й 9 изготавливаются из ре-
зины, стойкой к перекиси водорода.
На консольной части вала расположена ведомая шестерня 11 муль-
типликатора.
Корпус насоса перекиси водорода крепится к корпусу мультиплика-
тора шпильками. В корпусе мультипликатора имеется расточка для точ-
ного центрирования насоса перекиси водорода и выдерживания межцент-
рового расстояния зубчатой передачи. На конце вала насоса имеются
две лыски для привода датчика числа оборотов, который крепится к
фланцу крышки насоса на четырех винтах.
Насос жидкого азота (фиг. 80) имеет односторонний подвод компо-
нента к центробежной крыльчатке.
В отличие от насоса перекиси водорода в насосе жидкого азота
подшипники 4 и 23 работают в протоке компонента аналогично подшип-
никам насоса окислителя. Подшипники устанавливаются в корпус и
крышку с зазором, но в рабочих условиях, при температуре жидкого
азота, обеспечивается плотная посадка ’подшипников за счет различных
коэффициентов линейного расширения материалов обойм подшипников
и корпуса или крышки. Кольца лабиринтных уплотнений 6 фиксируются
в корпусе и крышке стопорными кольцами 7.
Система уплотнений насоса по валу состоит из чугунных разрезных
колец 22, дренажной полости и кожаного манжетного уплотнения 11,
обеспечивающего герметичность до работы и при работе насоса.
Насос крепится к корпусу мультипликатора 13 через стальную про-
ставку 19 с промежуточными текстолитовыми деталями 18 и 20, благо-
даря которым уменьшается теплообмен между насосом и корпусом муль-
типликатора. Крутящий момент к валу насоса жидкого азота передается
от шестерни 16 мультипликатора через рессору 21.
Мультипликатор (фиг. 76), повышающий число оборотов валов
вспомогательных насосов, состоит из корпуса, расположенного на крыш-
ке насоса горючего, и зубчатой передачи. Уплотнение полости мультипли-
катора по стыкам с крышкой насоса горючего и с корпусами насосов
перекиси водорода и жидкого азота осуществляется с помощью плоских
прокладок из мягкого алюминия. Специальная форма гнезда под про-
кладки обеспечивает надежную герметичность полости.
Зубчатая передача состоит из ведущей шестерни, расположенной
консольно на валу насоса горючего, и ведомых: насоса перекиси водоро-
да и насоса жидкого азота. Шестерня 16 (фиг. 80) изготовлена как одно
целое с валом мультипликатора, который опирается на шариковые под-
шипники 15 и 17, установленные соответственно в крышке насоса горю-
чего и в корпусе мультипликатора.
В полость мультипликатора заливается специальная жидкая смазка
в таком количестве, при котором обеспечивается интенсивное разбрыз-
гивание смазки внутри мультипликатора зубьями ведущей шестерни.
Смазка имеет очень низкое давление упругих паров и допускает работу
при малых абсолютных давлениях окружающей среды. Уплотнение по-
лости мультипликатора по валу насоса горючего и по валу-шестерне со
стороны насоса жидкого азота осуществляется резиновыми манжета-
ми 12 (фиг. 80).
В центральной части корпуса мультипликатора имеется отверстие
для вывода хвостовика вала насоса горючего. Хвостовик служит для про-
ворачивания вала турбонасосного агрегата. Для облегчения подвода
ключа к хвостовику на корпус устанавливается направляющий цилиндра
с раструбом на конце (фиг. 76).
вход
/7, 23 — под-
7 — стопорное
11 -
Фиг. 80. Насос жидкого азота [36]:
/ — центробежная крыльчатка; 2 — шпонка; 3 — вал- 4 15
шипинкн; а—крышка; в — лабиринтное уплотнение-
м°,']>^пДв—»9ТУЛКа; 9 ~ корпус; /9 — корпус уплотнения; // — кожаная
манжета, 12 — резиновое уплотнение (манжета); 13 — корпус мульти-
пликатора; 14 — крышка насоса горючего; 16 — шестерня- 18 — тексто-
литовый корпус ун.'югпеппя; W-проставка; 20 - текстолитоваяi шаЯ-
иа, 21 рессора; 2~ — кольцо уплотнения
Материалы, применяемые для изготовления основных деталей
турбонасосного агрегата
Наименование деталей	Материал
Насос о к и с л и т е л я	,	
Вал	Сталь 38ХА
Рессора	Сталь 38ХА
Крыльчатка	Сплав ал. АЛ4
Корпус, крышка	Сплав ал. АЛ4
Шнек	Силан ал. АК8
Лабиринт	Г,роила ЕрОС.Й-25
Кольцо уплотнения по валу	Чут ун C414.3G
Насос гор io ч е г о	
Вал	Сталь 38ХА
Крыльчатка	Силан ал. А Л 4
Корпус, крышка	Си ,ав ал. AJ14
Осевая крыльчатка	(чаль ОХ1ЧН9Л
Лабиринт	(Даль 2X13
Сталь 2X13
Силан ал. АЛ-1
Сплав ал. АЛ-1
Сталь 2X13
Нагие пере к и с и но то р од а
Вал
Крыльчатка
Корпус, крышки
Лабиринт
И а с о с жи д кого азота
Вал
Крыльча пса
Корпус, крышка
Лабиринт
Кольцо уплотнении по валу
Т у р б и п а
Диск ротора
Рабочие лопатки
Сопловой аппарат
Лопатки направляющего аппарат
Обечайки выхлопного коллектора
Подводящий патрубок статора
Cia.ii> 34ХА
Сплав ал. АЛ4
Сплав ал. АЛ4
Сталь 2.Х 13
Чугун СЧ18-36
Сталь 2X13
Сталь 2X13
Сталь 25
Сплап ал. АК4
Сталь 12Г2А
Ci аль 12Х2НВФА
44
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИГАТЕЛЯ РД-107
Фиг. 81. Рабочие характеристики насосов:
число оборотов насосов окислителя и горючего — 8300 об/мин; насосов перекиси во-
дорода и жидкого азота -- 18 100 об/мин-, &р — напор насоса; У — эффективная мощ-
ность насоса; 1] - к. п. д. насоса
В процессе изготовления турбонасосного агрега-
та двигателя РД-107 ответственные детали, узлы и
агрегаты проходят цикл технологических испы-
таний.
Литые корпуса и крышки насосов после механи-
ческой обработки, статор турбины после сварки и
механической обработки с небольшими припусками
по посадочным поверхностям подвергаются гидро-
и пневмоиспытаниям с целью проверки их прочно-
сти, а также плотности литья и сварных швов. Дав-
ления гидроиспытаний превышают максимальные
рабочие давления и назначаются в соответствии
с принятыми запасами прочности; давления пневмо-
испытаний устанавливаются в частных технических
условиях в зависимости от назначения деталей.
Вращающиеся детали — центробежные и осевая
крыльчатки, шнеки насоса окислителя, отражатель
насоса горючего и ротор турбины — подвергаются
статической балансировке; ротор турбины балан-
сируется на балансировочной машине, остальные
детали — на параллелях. Кроме того, ротор турби-
ны с пакетом вращающихся деталей на валу насоса
окислителя проходит динамическую балансировку.
Величина допустимого дисбаланса регламентирует-
ся чертежом и техническими условиями на сборку.
Собранные касосы и турбина подвергаются
пневмоиспытаниям для проверки герметичности по
стыкам фланцев и резьбовым соединениям. Первая
сборка насосов производится для испытаний на про-
изводительность, при которых снимаются рабочие и
кавитационные характеристики насосов (фиг. 81 и
82—85).
При несоответствии характеристик насоса тре-
бованиям технических условий производится дора-
ботка насоса: необходимое давление за насосом
обеспечивается подрезкой наружного диаметра
центробежной крыльчатки, необходимые антикави-
тационные качества—доработкой или заменой осе-
вой крыльчатки.
Турбонасосный агрегат проходит контрольные и
типовые испытания в составе двигателя.
Фиг. 82. Кавитационная характеристика на-
соса окислителя:
расход^ окислителя 226 кГ/сек-, число оборотов —
8300 об/иин; Др — напор насоса; рих — давление
на входе в насос
Фиг. 83. Кавитационная характеристика на-
соса горючего:
расход горючего 91,4 кГ/сек; число оборотов —
83С0 об/мин-, Др — напор насоса; pnz — давление
на входе в насос
Фиг. 84. Кавитационная характеристика на-
соса перекиси водорода:
расход перекиси водорода 8.8 кГ/сек; число обо-
ротов — 18 100 об/мин; Др — напор насоса; рпх -
давление па входе в насос
Фиг. 85. Кавитационная характеристика на-
соса жидкого азота:
расход жидкого азота 1,75 кГ/сек-, число оборо-
тов — 18 100 об/мин-, Др — напор насоса; рпх —
давление па входе в насос
Фиг. 86. Зависимость мощности и эффектив-
ного коэффициента полезного действия
турбины от числа оборотов:
температура парогаза на входе в турбину 833° К:
давление на входе 54,5 ати; давление на выходе
1,5 ата
Фиг. 87. Зависимость мощности турбины
и расхода парогаза от давления на входе:
число оборотов 8300 об/мин- температура парога-
311 833° К; сопротивление системы за турбиной —
постоянное
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИГАТЕЛЯ РД-107
Доводка турбонасосного агрегата включает в себя следую-
щие этапы:
1.	Отработку на специальных автономных установках под-
шипников и уплотнений насосов.
2.	Отработку осевых крыльчаток и шнеков на установках
при работе на воде.
3.	Испытания корпусов и крышек насосов, статора и вы-
хлопного коллектора турбины в целях проверки их прочности
и жесткости.
4.	Доводку насосов при испытаниях на воде на понижен-
ных числах оборотов в целях обеспечения заданных парамет-
ров по напору, экономичности и всасывающей способности,
повышения устойчивости насосов к возникновению низкочас-
тотных колебаний.
5.	Доводку турбонасосного агрегата на стенде при работе
насосов на воде, турбины — на натурном парогазе.
6.	Доводку турбонасосного агрегата на натурных компо-
нентах насосов.
7.	Доводку турбонасосного агрегата в составе двигателя.
Отработка подшипников и уплотнений
насосов
а)	На специальных установках (фиг. 88) отрабатывались
подшипники всех насосов. Испытания подшипников производи-
лись с имитацией условий, возникающих при работе турбона-
сосного агрегата на двигателе: создавались натурные макси-
мальные осевые и радиальные нагрузки на подшипник, макси-
мальные перекосы и биения валов. Особенно большой объем
работ выполнен при отработке подшипников насосов жидкого
кислорода и жидкого азота, работающих в компоненте. Ис-
следованиям подвергались различные конструктивные вариан-
ты шарикоподшипников, отличающиеся между собой различ-
ными осевыми и радиальными люфтами, различными зазора-
ми между сепаратором и обоймами и различными покрытия-
ми сепараторов и обойм.
В процессе испытаний было установлено, что нержавею-
щая сталь, из которой выполнены обоймы и шарики подшип-
ников, может изменять свои размеры под воздействием низкой
температуры продукта, если при изготовлении шарикоподшип-
ники не подвергались обработке холодом. Изменение разме-
ров обойм и шариков приводило к полному заклиниванию
подшипника, поэтому при изготовлении специальных шарико-
подшипников введена обязательная обработка их холодом.
В результате проведенной работы приняты для постановки
в агрегаты шариковые подшипники с освинцованными сепара-
торами и обоймами, определены потребные расходы компонен-
тов для охлаждения и смазки подшипников.
б)	Проверялось влияние на работоспособность подшипни-
ков засорения компонента металлическими частицами и
уменьшения расхода компонента через подшипник. Установ-
лено, что небольшое засорение компонента ухудшает работо-
способность подшипника в меньшей степени, чем уменьшение
расхода компонента через подшипник; прекращение протока
компонента через подшипник приводит к возгоранию металла
и взрыву.
в)	Исследовались на возгорание в среде жидкого кислоро-
да различные материалы трущихся пар (лабиринтное коль-
цо— уплотнительный бурт крыльчатки).
Испытания проводились на специальной установке
(фиг. 89), позволяющей создавать контакт испытуемых тру-
щихся пар при различных условиях. Окружная скорость в мес-
те контакта и расход компонента через уплотнения в установ-
ке обеспечивались такие же, как в насосе.
Фиг, 88. Установка для отработки подшипников:
вариант А — сборка для отработки подшипников на жидком кислороде; вариант Б — сборка для отработки подшипников
на воде; /, 2 — испытываемый подшипник; 3 — нагрузочная шайба для создания радиальных сил; 4 — штуцер подвода вы-
сокого давления, создающего осевые силы
Исследовались следующие пары:
—	• сталь 2X13 по сплаву АЛ4;
—	сталь 2X13 по бронзе (БрОС-5-25, БрА-7,
БрАЖМц10-3-1,5);
—	бронза БрОС-5-25 по сплаву АЛ4;
—	бронза БрОС-5-25 по стали Х18Н10Т.
На основании результатов испытаний и сравнения работо-
способности различных сочетаний металлов сделаны следую-
щие выводы:
—	трущиеся пары — сталь по алюминию, сталь по бронзе
в среде жидкого кислорода взрывоопасны;
—	трущаяся пара — бронза по анодированной алюминие-
вой поверхности при незначительных касаниях невзрыво-
опасна;
—	лабиринтные уплотнения с гребешковыми лабиринтами
более работоспособны, чем с гладкими, так как при одних и
тех же окружных скоростях и нагрузке в гладком лабиринте
развивается более высокая температура.
По результатам данной работы выбран материал лабирин-
тов 1 и 16 (фиг. 77) и втулки 2 БрОС-5-25.
г)	Отрабатывались уплотнения по валу насоса окислителя
с кадмированными, оксидированными и оцинкованными коль-
цами уплотнения, разрезными (сегментными) и неразрезными.
Наиболее износостойкими оказались оксидированные
кольца, однако проверка на длительное хранение показала,
что оксидное покрытие менее коррозионностойко, чем кадмие-
вое. Поэтому для установки в насос были приняты кадмиро-
ванные сегментные кольца уплотнения. Были подобраны опти-
мальные торцевые и диаметральные зазоры в элементах
уплотнения.
Для уменьшения износа вала под кольцами уплотнений
при контрольных испытаниях двигателя используются оксиди-
рованные кольца уплотнения.
д)	Для уменьшения утечки кислорода через дренажи при
заправке бака компонентом были введены фторопластовые
манжеты 5 и 31 (фиг. 77). На установке проведены испытания
фторопласта на взрывоопасность в жидком кислороде и экс-
периментально подобраны диаметры фторопластовых манжет
для оптимального обжатия вала. При большом обжатии вала
запуск двигателя получался замедленным.
е)	На жидком азоте вместо чугунных колец уплотнений,
устанавливаемых в насос за дренажной полостью, была отра-
ботана и введена в конструкцию кожаная манжета 11
(фиг. 80), позволившая добиться лучшей герметичности.
ж)	Для уменьшения охлаждения манжеты 12 и корпуса
мультипликатора 13 (фиг. 80) от насоса жидкого азота вве-
дены промежуточные текстолитовые шайбы.
Отработка осевых крыльчаток и шнеков
Исследовались напорные, кавитационные и прочностные
характеристики осевых ступеней.
С целью выбора осевых ступеней насосов с лучшими анти-
кавитационными качествами испытывались различные вариан-
ты осевых крыльчаток и шнеков. В результате проведенной
работы в насос окислителя были установлены шнеки, обла-
дающие лучшими антикавитационными свойствами, чем осе-
вые крыльчатки.
46
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИГАТЕЛЯ РД-107

В насос горючего оказалось целесообразным установить
осевую крыльчатку, которая при оптимальной густоте решет-
ки показала приемлемые антикавитационные качества и дала
выигрыш в весе, поскольку замена осевой крыльчатки шне-
ком потребовала бы увеличения осевого размера, а следова-
тельно, и веса насоса.
Для повышения аитикавитационных качеств осевой крыль-
чатки насоса горючего исследовались варианты осевых крыль-
чаток с различным числом лопаток, различными профилями и
углами установки лопаток, исследовалось также влияние за-
зоров между бандажом осевой крыльчатки и буртом центро-
бежной крыльчатки с одновременной проверкой крыльчаток
на прочность и жесткость при различных осевых силах, дейст-
вующих на них.
По результатам данной работы была выбрана оптималь-
ная конструкция осевой крыльчатки.
Испытание основных узлов ТНА на прочность
и жесткость
Проверка прочности и жесткости узлов корпусов и дета-
лей турбонасосного агрегата производилась при гидростати-
ческих испытаниях с тензометрированием напряжений в наи-
более нагруженных местах и с замером деформаций индикато-
рами. Все проверяемые узлы и детали удовлетворяли требова-
ниям прочности и жесткости.
Доводка насосов при испытаниях на воде
а)	Для увеличения напорности насосов были разработаны
и испытаны высоконапорные центробежные крыльчатки с про-
странственными лопатками и углами на выходе до 90°. За сче:
специального профилирования крыльчаток улучшена всасы-
вающая способность без заметного снижения к. п. д. от увели-
чения диффузорностн канала.
б)	При испытаниях па воде насоса горючего первоначаль-
ной конструкции было установлено, что насос с выбранной си-
стемой трубопроводов вызывает низкочастотные колебания
жидкости во всасывающей и напорной магистралях при опре-
деленных значениях давления на входе в насос. С уменьше-
нием давления на входе частота пульсации уменьшалась,
а амплитуда возрастала, однако на режиме развитой кавита-
ции пульсации давления прекращались.
Для повышения устойчивости насоса к низкочастотным ко-
лебаниям давления в центробежной крыльчатке были умень-
шены входной диаметр и ширина лопатки на входе и выходе;
в осевой крыльчатке была увеличена густота решетки и умень-
шен наружный диаметр.
После проведения этих конструктивных мероприятий ус-
тойчивость насоса к возникновению низкочастотных пульса-
ций резко возросла. В рабочем интервале давлений на входе
в насос с натурными трубопроводами пульсации давления не
превышали допустимых значений.
в)	Разгрузка вала насоса горючего от осевых сил была
осуществлена с помощью ряда конструктивных мероприятий:
изменения диаметра бурта центробежной крыльчатки со сто-
роны крышки, введения в крышке специальных ребер, тормо-
зящих поток, и подбора размеров и соответствующего распо-
ложения перепускных отверстий в несущем диске крыльчатки.
Доводка турбонасосного агрегата на стенде
при работе насосов на воде, турбины —
на натурном п а р о г а з е
а)	Испытания турбонасосного агрегата с выхлопным кол-
лектором турбины первоначальной конструкции (один выход
площадью 450 см2) показали, что мощность турбины недоста-
точна для того, чтобы вывести насосы на номинальный режим
(номинальное число оборотов); причиной этого было повы-
шенное, по сравнению с расчетным, давление в выхлопном
коллекторе турбины и, следовательно, низкие перепад давле-
ний и адиабатическая работа.
Переход на два выходных отверстия с увеличением площа-
ди до 530 см2 позволил снизить давление в выхлопном коллек-
торе и обеспечить требуемую мощность турбины.
б)	Замеры давления в полостях по обе стороны диска ро-
тора турбины показали существенное отличие в величинах
давления, которое приводит к значительному осевому усилию
на роторе, действующему на подшипники насоса окислителя.
Для выравнивания давления в диске ротора были сделаны
три разгрузочных отверстия 0 20 мм каждое.
в)	С целью увеличения эластичности диафрагмы и устра-
нения разрушений сварных швов в месте приварки диафрагмы
к корпусу уплотнения турбины 27 (фиг. 77) была изменена
форма и толщина стенки диафрагмы.
г)	Для достижения полной герметичности стыка выхлоп-
ного коллектора со статором турбины на фланце выхлопного
коллектора был сделан клинообразный выступ, а на фланце
статора — соответствующее ему углубление, что позволило
значительно увеличить усилие обжатия прокладки.
д)	При переборках турбонасосного агрегата было обнару-
жено изменение дисбаланса при динамической балансировке
узла ротора. Оно происходило вследствие перекосов деталей,
входящих в пакет на валу узла ротора, при различной силе за-
тяжки пакета, хотя непараллельность торцев деталей была в
пределах допускаемых величин. Дефект был устранен введе-
нием в пакет деталей на валу двух пружинных шайб 7
(фиг. 77).
е)	Испытания на номинальном и форсированном режимах
подтвердили работоспособность отдельных агрегатов и турбо-
насосного агрегата в целом на этих режимах.
По результатам испытаний были получены характеристики
турбины (фиг. 86, 87).
Доводка турбонасосного агрегата
на натурных компонентах насосов
а)	В связи с возможностью случайного засорения магист-
ралей подвода компонентов к насосам были проведены испы-
тания трубонасосного агрегата с постановкой на входе в пере-
пускные каналы охлаждения и смазки подшипников насоса
окислителя сетчатых фильтров. Испытания показали, что при
наличии влаги фильтры замерзали и были неэффективны. По-
этому в конструкцию фильтры введены не были.
б)	Был определен оптимальный режим подогрева теплым
воздухом двигательного отсека для ликвидации возможности
примерзания манжет в залитом компонентом насосе горючего
под действием низкой температуры жидкого кислорода, зали-
того в насос окислителя.
Доводка турбонасосного агрегата
в составе двигателя
а)	Были проведены испытания насосов окислителя и жид-
кого азота на натурных компонентах с целью определения
всасывающей способности насосов при различных температу-
рах компонентов.
Сравнение полученных характеристик с кавитационными
характеристиками насосов, испытанных на воде, показало, что
вследствие различных теплофизических свойств жидкого кис-
лорода, жидкого азота и воды давление на входе в насос сверх
упругости пара, соответствующее полному срыву параметров
насоса на жидком кислороде и азоте, несколько ниже, чем на
воде (в пересчете на характеристики на воде). С увеличением
температуры компонента это снижение растет. Форма кавита-
ционной характеристики на жидком кислороде и азоте отли-
чается от формы кавитационной характеристики насоса, сня-
той на воде. Характеристики на жидком кислороде и азоте
имеют большее отклонение от горизонтального направления,
чем характеристики на воде. Этот наклон характеристик сви-
детельствует о том, что явление местной (профильной) кавита-
ции наступает при работе насоса на жидком кислороде и азоте
при более высоких давлениях, чем при работе насоса на воде.
б)	В процессе отработки запуска двигателя для уменьше-
ния подогрева кислорода, залитого в насос, и его газообразо-
вания на корпус насоса поставлен теплоизолирующий кожух.
Это обеспечило более устойчивую работу двигателя при за-
пуске.
в)	Для удобства прокручивания вала турбонасосного агре-
гата перед пуском двигателя был введен направляющий ци-
линдр с раструбом 5 (фиг. 76).
47
ГАЗОГЕНЕРАТОР ДВИГАТЕЛЯ РД-107
Фиг. 90. Газогенератор двигателя РД-107 [37]:
/ — Корпус; 2 —шнек; 3 — труба; -/ — фланец крепления к турбине; 5--ниппель с жиклером; ff —ребро; / — катализатор; S — сетки опор
и разделителя; S — стакан; 10 — решетки; //—уплотнительная прокладка; /2 —крышка; 13 — штуцер; 14 — стеклянный жгут; 1S — тепло-
изолирующий кожух; /й — фланцы; /7 — болт
ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ГАЗОГЕНЕРАТОРА [1-3]
Удельная нагрузка ................... ....................
Время непрерывной работы газогенератора с обеспечением
постоянной температуры газа...............................
Давление парогаза па выходе из газогенератора .	.	.	.
Температура парогаза на выходе из газогенератора .
Расход перекиси водорода (82%-ной концентрации по весу)
Вес газогенератора (с катализатором) .....................
Газогенератор (фиг. 90) является агрегатом, в котором происходит каталитическое разложе-
ние маловодной перекиси водорода. В качестве катализатора используется твердый катализатор
типа «Ж-ЗО-С-О», представляющий собой смесь зерен неправильной формы размером от 6 до
10 мм. 50% общего количества зерен составляет собственно катализатор, остальные 50% —носи-
тель. По структуре зерна катализатора состоят из основы и поверхностного активного слоя. Ос-
новой зерна является пористое окисленное железо, получаемое путем спекания в определенных со-
отношениях карбонильного порошкового железа, натриевой селитры и соды. Поверхностный ак-
тивный слой катализатора состоит из водного раствора перманганата калия и соды. Зерна носи-
теля состоят только из вышеуказанной основы и активным слоем не покрываются.
Образующийся в результате разложения перекиси водорода парогаз (смесь водяного пара и
газообразного кислорода) является рабочим телом турбины.
Перекись водорода поступает в газогенератор через ниппель с жиклером, создающим опреде-
ленный, необходимый для устойчивой работы газогенератора, перепад давления жидкости. Прой-
дя через жиклер, перекись водорода попадает во внутреннюю полость газогенератора н проходит
через пакеты катализатора. Наличие двух симметрично расположенных пакетов катализатора
позволяет при небольшом диаметре газогенератора получить приемлемый перепад давления в пос-
леднем и необходимую величину поверхности соприкосновения перекиси водорода с катализато-
ром, обеспечивающую достаточную интенсивность реакции разложения. Отдельные неразложив-
шиеся капли перекиси водорода, прошедшие через катализаторные пакеты, доразлагаются в уста-
кГ/сек перекиси водорода
-----------------------
к! катализатор/!
более 140 сек
55 ата
833° К
8,8 кГ/сек
~19,5 кГ
навливаемых для этой цели сетках и шнеках, чем обеспе-
чивается получение парогаза требуемой температуры.
Сетки, ограничивающие катализаторные пакеты со сто-
роны перекиси и со стороны парогаза, выполняют также
роль фильтров, предотвращающих попадание частиц ка-
тализатора в магистраль перекиси водорода и в проточ-
ную часть турбины. Полученный парогаз по двум трубам
газогенератора поступает в коллектор турбины.
Газогенератор состоит из корпуса и крышки, скреп-
ленных друг с другом посредством фланцевого соедине-
ния, узлов опор и разделителя. Сварные узлы корпуса 1
и крышки 12 включают в себя трубы <?, заканчивающиеся
фланцами 4 для крепления газогенератора к турбине.
Все детали, входящие в узлы корпуса и крышки (кроме
штуцеров), изготавливаются из стали ЭИ712.
Уплотнение фланцевых соединений корпуса с крыш-
кой и газовых труб газогенератора с турбиной осуществ-
ляется с помощью медных прокладок. Надежная гер-
метичность соединения корпуса с крышкой обеспечивает-
ся равномерной затяжкой болтов 17 тарированным клю-
чом с заданной величиной усилия затяжки, ограничен-
ной допустимой нагрузкой на болты.
Наличие фланцевого разъема упрощает зарядку газо-
генератора катализатором. Плотная зарядка достигает-
ся путем тряски газогенератора на специальном вибро-
приспособлении.
Пакеты катализатора 7, расположенные внутри кор-
пуса, отделены друг от друга разделителем, состоящим
из стакана 9 и решеток 10. Для ограничения обоих паке-
тов со стороны парогаза служат узлы опор, вставляемые
в корпус при загрузке катализатора и фиксируемые
крышкой. Каждая опора состоит из решетки 10, шнека 2
и ребер 6. В узлы опор и разделителя входят сетки 8, вы-
полненные из стали Х18Н9Т (по десять сеток— в каж-
дую опору и по две сетки — в разделитель со стороны
каждой решетки).
Для защиты от коррозии узлы газогенератора имеют
жаростойкое лаковое покрытие. Поверхности узлов, со-
прикасающиеся с катализатором, имеют лаковое покры-
тие, стойкое к воздействию катализатора.
Газогенератор заключен в теплоизолирующий ко-
жух 15, состоящий из двух половин, связанных друг с
другом проволокой. Каждая половина кожуха состоит
из оболочки и расположенной внутри нее сетки; между
оболочкой и сеткой находится слой стеклянной ваты, яв-
ляющейся теплоизолирующим материалом. Тепловая
изоляция трубопроводов газогенератора обеспечивается
обмоткой их стеклянным жгутом 14 и стеклянной лентой
поверх жгута.
Доводка газогенератора включала следующие этапы:
1.	Улучшение отдельных элементов конструкции га-
зогенератора по результатам доводки:
а)	Отработка фланцевого соединения корпуса газо-
генератора с крышкой с целью обеспечения надежной
герметичности.
В связи с отдельными случаями негерметичности по
фланцевому соединению корпуса с крышкой было про-
изведено усиление указанного соединения (увеличен диа-
метр болтов с 8 на 10 мм, толщина и диаметр фланцев)
и введена равномерная затяжка болтов тарированным
ключом.
Кроме того, был осуществлен переход от уплотнения
фланцевых разъемов плоской прокладкой к уплотнению
объемной прокладкой в полузакрытом пазе с конической
уплотняющей поверхностью.
б)	Замена самостоятельными сварными узлами неко-
торых конструктивных элементов газогенератора, вва-
ренных в первоначальном варианте конструкции в кор-
пус и крышку.
Для улучшения условий нанесения покрытия на внут-
ренние поверхности газогенератора и осмотра этих по-
верхностей с целью проверки качества сварных швов и
лакового покрытия детали, ограничивающие катализа-
торные пакеты со стороны парогаза (решетка, упрочня-
ющие ребра, шнек), были выделены в отдельные сварные
узлы, вставляющиеся в газогенератор при загрузке по-
следнего катализатором.
в)	Замена материала наиболее нагруженных свари-
ваемых деталей газогенератора.
В связи со случаями образования трещин при сварке
деталей газогенератора, изготавливаемых из сталей
25ХГСА и ЗОХГСА, была произведена замена указанного
материала на сталь ЭИ712, что улучшило качество свар-
ных швов. Применение стали ЭИ712 потребовало изме-
нения обработки поверхностей узлов под лаковое защит-
ное покрытие, так как применявшееся с этой целью горя-
чее фосфатирование давало отслаивающуюся фосфатную
пленку. Было опробовано и введено в качестве предва-
рительной обработки перед нанесением лакового покры-
тия холодное фосфатирование.
г)	Замена лакового покрытия.
Проверка антикоррозионной стойкости газогенерато-
ра после длительного хранения выявила наличие пятен
коррозии на поверхностях, соприкасающихся с катализа-
тором. В связи с этим ранее применявшееся покрытие
№ 9 было заменено покрытием № 19, стойким к катали-
затору при хранении.
д)	Замена ручного способа загрузки газогенератора
катализатором механическим.
С целью получения плотной стабильной загрузки га-
зогенератора катализатором, обеспечивающей -беспуль-
сационную работу, был осуществлен переход от ручного
способа загрузки к механическому. Предварительно про-
водилась работа по выбору оптимального режима меха-
нической загрузки, после чего были произведены срав-
нительные испытания газогенераторов, загруженных
ручным и механическим способами. Сравнение результа-
тов испытаний, проведенное по величине пульсации паро-
газа и по падению оборотов турбонасосного агрегата,
подтвердило целесообразность перехода к механическо-
му способу загрузки, как более стабильному.
2.	Введение требования проливки газогенератора
для уменьшения разброса перепадов на жиклере.
Для уменьшения разброса перепадов на газогенера-
торах, наблюдавшегося при испытаниях двигателей,
была введена проливка газогенераторов с ограничением
перепада на жиклере (на двигателе РД-107 при пролив-
ке водой обеспечивается перепад 5,5—6 кГ!см2 при рас-
ходе 7 л/сек). Для получения перепадов в требуемых
техническими условиями на проливку пределах с мини-
мальной доработкой диаметра жиклирующего отверстия
острую кромку его стали выполнять закругленной, Д1"-
щей более стабильные перепады.
48
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-107
Агрегаты автоматики, обеспечивающие пуск и останов двигателя
РД-107, а также его регулирование, включают в себя ряд пневмоулрав-
ляемых клапанов (клапаны окислителя и горючего, перекрывной клапан
перекиси водорода, азотный клапан), электропневмоклапаны, пирокла-
пан окислителя, воздушные редукторы (грубой и точной настройки), ре-
дуктор давления перекиси водорода, дроссель горючего, а также ряд
обратных и предохранительных клапанов.
Все агрегаты автоматики двигателя РД-107, как и остальные агре-
гаты автоматики, представленные в данном Альбоме, проходят специаль-
ные испытания для проверки надежности их работы. В зависимости от
конструкции и назначения каждый изготовленный агрегат подвергается
одному или нескольким перечисленным ниже видам испытаний (кон-
трольных испытаний):
1.	Проверке герметичности уплотнений.
2.	Проверке хода подвижной системы и силы открытия клапана
(в пироклапанах не проверяется).
3.	Проверке функционирования (срабатывания) клапана (в пиро-
клапанах не проверяется).
4.	Определению гидравлических потерь клапана.
5.	Снятию гидравлической характеристики (для дросселей).
6.	Снятию характеристик работоспособности (для редукторов).
Кроме того, для всех агрегатов (независимо от конструкции) про-
водятся контрольно-выборочные испытания (на 10% агрегатов от пар-
тии). При этом проверяется:
—	герметичность уплотнений;
—	работоспособность в диапазоне температур +50 -----40° С;
—	работоспособность после тряски;
—	работоспособность во время и после вибрации;
—	работоспособность после наработки установленного ресурса;
—	работоспособность во время и после выдержки под компонентом.
Фиг. 91. Клапан окислителя [38]:
I, 15 — основания; 2, 'I — корпуса; 3, 13 — сильфоны; 5, 16 — штуцера; 6 — разрывной болт; 7 — крышка;
10 — втулка; 12 — штанга; /-/ — клапан; 17 — впит; 18 — включатель
// — пружины; 9 шток;
Клапан окислителя (фиг. 91) предназначен для управления подачей
кислорода в основные и рулевые камеры сгорания двигателя. Кислород
к рулевым камерам сгорания подается через штуцера 16.
Клапан имеет следующие конструктивные особенности. Перекрытие
проточной части клапана осуществляется двухтарельчатым клапаном 14,
в тарели которого запрессованы фторопластовые уплотнения. Внутрен-
ние полости патрубков корпуса 4 со стороны обоих седел соединены про-
дольными каналами, служащими для выравнивания давления перед па-
трубками и для предохранения разрывного болта 6 от преждевременного
разрыва при пиках давления в момент воспламенения в камерах сгора-
ния. Герметизация жидкостной полости клапана обеспечивается сильфо-
ном 13. Разрывной болт 6 предназначен для задержки момента полного
открытия клапана 14 до тех пор, пока давление кислорода на входе не
достигнет определенной величины, а также для ограничения его хода на
предварительной ступени. Основные детали клапана выполнены из сле-
дующих материалов: корпус 4 — из алюминиевого сплава АЛ4, силь-
фон 3— из стали Х18Н10Т, пружина 11 — из стали 50ХФА.
Закрытие клапана осуществляется путем подачи сжатого воздуха
в управляющую полость А. Усилие, создаваемое давлением воздуха на
подвижное основание сильфона 3, через штангу 12 передается на кла-
пан 14. Клапан 14, преодолевая силу упругости пружины И, перемеща-
ется и плотно прижимается уплотнительными кольцами к седлам корпу-
са 4, разобщая полость со стороны входа от выходных патрубков. Рычаг
включателя 18 входит в выточку винта 17, при этом контакты размы-
каются.
При сбросе сжатого воздуха из управляющей полости клапана двух-
тарельчатый клапан 14 под действием давления окислителя, действую-
щего на избыточную площадь левой тарели клапана 14, а также под
действием пружины 11 отходит от седел до упора головки разрывного
болта в торец штуцера 5. Вместе с клапаном 14 перемещается основа-
ние 15 с ввернутым в него винтом 17, который своим выступом отжимает
рычаг включателя, замыкая его контакты. Через образовавшиеся щели
между буртиком левой тарели и корпусом и буртиком втулки 10 и кор-
пусом кислород подается к выходным патрубкам и далее в основные и
рулевые камеры сгорания. Такое положение клапана соответствует его
открытию на предварительную ступень.
По достижении давления кислорода на входе в клапан --<-27 ати под
действием перепада давлений на клапане 14 рвется разрывной болт 6 и
клапан 14 под действием давления кислорода и пружины 11 резко пере-
мещается до упора в торец корпуса 2. При этом рычаг включателя 18
сходит с выступа винта 17 и размыкает контакты включателя. Клапан
полностью открыт.
Для закрытия клапана подается сжатый воздух в управляющую по-
лость клапана. Процесс закрытия описан выше.
7 Зак. 00148
49
Агрегаты автоматики двигателя рд-107
Клапан горючего, представленный на фиг. 92, предназна-
чен для управления подачей керосина в основные и рулевые
камеры сгорания двигателя.
Конструкция клапана имеет следующие особенности. По-
лость управляющего давления представляет собой две поло-
сти А и Б, сообщающиеся между собой через одно осевое н
четыре радиальных отверстия в штанге 11. Такая конструкция
вызвана необходимостью увеличить эффективную площадь,
на которую действует сжатый воздух, в целях преодоления
полного давления жидкости, действующей на тарель 9 при за-
крытии клапана.
Герметизация управляющих полостей осуществляется ман-
жетами 7 и 2 и прокладкой. Для разобщения управляющих
полостей А и Б и жидкостной полости С применяется силь-
фон 8.
Ход клапана на предварительной ступени регулируется с.
помощью резьбового соединения штанга 11 — поршень 1.
Основные детали клапана выполнены из таких материалов:
корпус 10 и крышка 14 — из алюминиевого сплава АЛ4, на-
правляющая 13—из алюминиевого сплава АВ, пружины 5 и
6 — из стали 50ХФА, штанга 11 — из алюминиевого сплава
АК8, сильфон 8 — из стали Х18Н10Т.
Работает клапан следующим образом. Для закрытия кла-
пана в его управляющую полость подается сжатый воздух,
при этом тарель клапана 9 плотно прижимается к седлу кор-
пуса 10.
При стравливании из управляющей полости сжатого воз-
духа клапан 9 давлением горючего и усилием пружин 5 и 6
отжимается от седла до упора буртика опоры 3 в буртик опо-
ры 4. Через образовавшуюся кольцевую щель между торцом
клапана и седлом корпуса керосин поступает к выходным пат-
рубкам и штуцерам 12 и далее в основные и рулевые камеры
сгорания. Такое положение клапана соответствует его откры-
тию на предварительную ступень.
По достижении определенного давления на входе в клапан
тарель клапана 9, сжимая пружины 5 и 6, доходит до упора в
торец направляющей и клапан открывается полностью.
Закрытие, клапана осуществляется путем подачи сжатого
воздуха в управляющие полости. Тарель клапана 9 под дейст-
вием давления воздуха, преодолевая давление жидкости и
усилие пружин 5 и 6, доходит до упора в седло на торце кор-
пуса 10 и перекрывает проход для кеоосина.
Фиг. 93. Клапан горючего
С S 1
Выход
Фиг. 94. Пироклапан [40]:
/ - корпус; 2 — клапан; 3 — направляющая; -/ — шток;
5 — кольцо; 6 — угольник; 7 — поршень
Пироклапан, показанный на фиг. 94, служит для отсечки
подачи кислорода в рулевую камеру сгорания при отключении
двигателя. Резьбовые штуцера С угольника 6 предназначены
для установки пиропатронов (фиг. 95).
Герметизация жидкостной полости Б осуществляется про-
кладкой и срезным буртом А штока 4 (фиг. 94).
Основные детали пироклапана изготовлены из следующих
материалов: корпус 1 и клапан 2 — из алюминиевого сплава
АВ; направляющая .3—-из стали Х18Н10Т; угольник 6 — из
алюминиевого сплава AR8, поршень 7 — из стали ЭИ654;
шток 4 — из алюминия АД-М,
Работает пироклапан следующим образом. При подаче на-
пряжения на клеммы пиропатрона воспламеняется пирозаряд,
создавая давление газов над поршнем 7. По достижении опре-
деленного давления поршень, перемещаясь, передает усилие
на шток 4, который срезает уплотнительный бурт и приводит
в движение клапан 2.
При дальнейшем движении поршня открываются дренаж-
ные отверстия в угольнике 6 и газы «сбрасываются» в окру-
жающую среду. Давлением газов на поршень шток досылает-
ся до кольцевого упора направляющей 3. При этом уплотняю-
щий конический буртик сминается и дальнейшее движение
штока в направляющей происходит по прессовой посадке
(кислород разобшается с горячими газами) и продолжается
до тех пор, пока клапан 2 не сядет плотно на седло корпуса.
При этом положении клапана подача кислорода в камеру
сгорания прекращается.
50
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-107
Вход
за го 7о во я:-ш я
В 5
Выход
вручную
только после
открывается
стенде.
Управляющий
воздух
Фиг.
1 — штуцер; 2 — корпус;
Управляющий
воздух
96. Перекрывной клапан [42]:
8 - манжеты; 4, 5, 6 — пружины; 7 — втулка; 9 — клапан
корпус;
Вход
73
Выход
П
10
Фиг. 98. Редуктор давления [43]:
/ — шайба; 2 — компенсатор; 3 — шпиндель; 4,8 — гайки; 5 — ввертной штуцер; б — крышка; 7 — при-
жим: 9 - мембрана; 10— корпус; //--уплотнительное кольцо; 12 — золотник; 13 — гильза; /'/ — кла-
пан; 13 — шарик; 16 — манжета; 17 — проволочный замок
Вход
На фиг. 96 приведен перекрывной клапан для управления
подачей перекиси водорода в газогенератор. Он выполняет
также функции обратного клапана.
Основные детали клапана изготовлены из следующих ма-
териалов: клапан 9 и штуцер / — из алюминиевого сплава
АМг7; корпус 2 и втулка 7 — из алюминиевого сплава АВ;
пружины 5 и 6 — из стали 50ХФА.
При отсутствии сжатого воздуха в управляющей полости
клапан закрыт под действием усилия пружин. В данном по-
ложении тарель клапана 9 через втулку 7 усилием пружин 5
и 6 плотно прижата к седлу штуцера 1. При этом она перекры-
вает проход перекиси водорода в газогенератор. При подво-
де в управляющую полость сжатого воздуха втулка 7, сжимая
пружины 5 и 6, отходит от клапана 9. Давлением жидкости,
преодолевающим усилие пружины 4, клапан открывается.
Если давление на выходе из клапана по какой-либо причине
превысит входное давление или эти давления сравняются, уси-
лием пружины 4 клапан закрывается. В этом случае пере-
крывной клапан работает как обратный клапан. При «сбросе»
воздуха из управляющей полости клапан под действием уси-
лия пружин закрывается.
Фиг. 97. Перекрывной клапан
Редуктор давления (фиг. 98) предназначен для поддержания задан-
ного давления перекиси водорода на входе в газогенератор при работе
двигателя. Встроенный в редуктор сливной клапан служит для слива
перекиси водорода из магистрали после испытания двигателя на стенде.
Особенностью конструкции редуктора является применение армиро-
ванной резиновой мембраны 9 с гофрами, разделяющей управляющую
(воздушную) А и жидкостную Б полости и служащей одновременно
чувствительным элементом. С помощью прижима 7 мембрана жестко
связана с золотником 12, имеющим шесть сквозных дросселирующих
щелей, расположенных в два ряда. Аналогичные щели имеет и гильза 13,
внутри которой перемещается золотник. Штуцер 5 служит для подсоеди-
нения сливного трубопровода.
Основные детали редуктора — корпус 10, гильза 13, золотник 12—
выполнены из алюминиевого сплава АМг7, крышка 6 — из алюминиево-
го сплава АВ.
При подаче сжатого воздуха в управляющую полость редуктора
золотник перемещается, открывая полностью проходные щели гильзы.
С началом работы насоса давление перекиси водорода в жидкостной по-
лости Б увеличивается. Как только давление в ней превысит давление
воздуха в управляющей полости А, золотник 12 начнет перемещаться,
постепенно перекрывая щели гильзы 13. Перемещение золотника проис-
ходит до тех пор, пока силы давления управляющего воздуха и давле-
ния жидкости на мембрану 9 не будут уравновешены.
Изменение управляющего давления воздуха приводит к изменению
настройки редуктора, т. е. к изменению давления жидкости на выходе
из редуктора.
Клапан 14 при работе, двигателя закрыт и
окончания испытания двигателя на

Фиг. 99. Дроссель горючего [44]:
— валики; 3 — винт; ‘/ — гайка; 5, 7 — решетки; —шарики;
8 — штифт; 9 — манжеты; // — полумуфта
Дроссель горючего, представленный на фиг. 99, является исполни-
тельным органом СОБиС (системы опорожнения баков и синхронизации
уровней топлива в баках) двигателя. Он предназначен для изменения
гидравлического сопротивления магистрали керосина при работе двига-
теля с включенной системой СОБиС, а также для поднастройки двига-
теля на требуемое соотношение компонентов перед стартом.
Настройка дросселя на требуемый перепад давления осуществляет-
ся с помощью электропривода, выходная муфта которого соединена с
полумуфтой 11 дросселя. При вращении этой полумуфты вращение пере-
дается валику 10, имеющему по наружному диаметру сектор с зубьями,
входящими в зацепление с червячной нарезкой на валике 2. При враще-
нии валика 10 валик 2 перемещается поступательно,.вызывая поворот
подвижной решетки 5, зубья которой входят в зацепление с червячной
нарезкой на другом конце валика 2. Поворот решетки 5 относительно
решетки 7, закрепленной в корпусе неподвижно, закрывает или откры-
вает просветы в решетке 7, тем самым увеличивая или уменьшая гидрав-
лическое сопротивление магистрали горючего.
Основные детали дросселя — решетки 5 и 7, полумуфта 11 выпол-
нены из стали Х1&Н10Л, валики 2 и 10 — из стали 2X13, корпус — из
алюминиевого сплава АВ.
7*
51
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-107
Показанный на фиг. 100 редуктор давления точной настройки пред-
назначен для управления работой жидкостного редуктора давления.
Для получения малого крутящего момента на регулировочном вин-
те и, следовательно, для снижения мощности и веса привода, а также
для снижения веса самого редуктора последний имеет двухступенчатую
схему. Кроме указанной конструктивной особенности, в этом редукторе
для обеспечения возможности получения высоких выходных давлений в
качестве чувствительного элемента применен жесткий поршень со сфе-
рической направляющей поверхностью. Уплотнительным элементом яв-
ляется резиновая манжета.
Основные детали редуктора выполнены из следующих материалов:
корпус 25, втулки 12, 23 и кожух 26 изготовлены из алюминиевого спла-
ва АВ; седла 15, 20 и кожух 11 — из бронзы БрАЖМц, клапаны 16, 19,
штоки 14, 21, винты 9 и 29— из стали 2X13, пружины 2 и 7 — из стали
50ХФА, манжеты 13, 22 и 28 —из резины марки 9035.
Предохранительный клапан 31 по конструкции и работе аналогичен
предохранительному клапану, представленному на рис. 184 во второй ча-
сти данного альбома.
Фильтр 30 представляет собой перфорированный стакан из алюми-
ниевого сплава АВ, обернутый замшей и двумя слоями латунной сетки.
Гнездо под фильтр 30 сообщается с полостью высокого давления, в кото-
рой расположены клапан 19 и пружина 18. Для прохода воздуха к дрос-
селирующей кромке седел 15 и 20 в клапанах 16 и 19 предусмотрены
продольные лыски. Полость А каналами в корпусе соединена через дрос-
селирующее устройство с полостью В. Кроме того, полость А сообщает-
ся с гнездами для предохранительного клапана 31 и ввернутого штуце-
ра <32, предназначенного для отбора редуцированного воздуха к управля-
емым агрегатам. Полость В сообщается каналами с полостью С — внут-
ренней полостью кожуха 26. В кожухе 26 находится пружина 7, опираю-
щаяся одним торцем на втулку 23, а другим — через опору 27 — на регу-
лировочный винт 29, который служит для регулировки поджатия пружи-
ны 7; винт 29 контрится винтом 8. Полость С отделена от полости А ман-
жетой 22, а от атмосферы — манжетой 28 и прокладкой 24. Полость В
отделена от атмосферы манжетой 13.
Во втулках 12 и 23, а также в кожухе 26 под торцами манжет име-
ются проточки, соединенные отверстиями с полостью более низкого дав-
ления или атмосферой для стравливания воздуха, проникшего под ман-
жету в результате ее негерметичности. В гнездо корпуса, сообщающееся
каналами с полостями В и С, установлен жиклер с фильтром 6, через
который происходит постоянное стравливание некоторого количества
воздуха, что обеспечивает устойчивую работу редуктора. Дозирующее
отверстие жиклера со стороны воздушной полости редуктора защищено
трехслойным пакетом латунных сеток, припаянных к жиклеру, а со сто-
роны атмосферы — защитным резиновым кольцом 5, надетым на при-
жим 4.
В расточку корпуса, со стороны полости В, установлен кожух 11, в
котором находится пружина 2,- опирающаяся одним торцом на втулку,
а другим—через регулировочные шайбы 10 и опору 1—на регулировоч-
ный винт 9. В кожухе 11 имеются отверстия, служащие для стравлива-
ния воздуха, проникшего в него в результате негерметичности ман-
жет /<3. Отверстия закрыты защитным резиновым кольцом <3, предохра-
няющим внутреннюю полость кожуха от засорения.
Регулировочные шайбы 10 служат для настройки выходного давле-
ния редуктора на минимально необходимое при максимальном режиме
дросселирования двигателя, т. е. при полностью вывернутом регулиро-
вочном винте 9. Регулировочный винт 9, ввернутый в кожух 11, заканчи-
вается хвостовиком, .который служит для соединения с выходным валом
привода.
Редуктор работает следующим образом. Воздух через фильтр 30 по-
ступает в полость высокого давления редуктора и, дросселируясь в коль-
цевой щели между седлом 20 и клапаном 19, поступает в полость А. Под
действием давления редуцированного воздуха манжета 22 со втулкой 23
отжимается в-сторону, пружины 7, уменьшая щель между клапаном и
седлом до тех пор, пока силы давления воздуха, действующего на. ман-
жету со втулкой, пружины 18 и неуравновешенного • давления на кла-
пан 19 не будут уравновешены силой пружины 7.
Из полости А воздух, дросселируясь в кольцевой щели между кла-
паном 16 и седлом 15, поступает в полость В и далее через каналы в кор-
пусе подается в полость С. Избыточное давление в полости С вызывает
соответственно пропорциональное повышение давления в полости А.
Поджатие пружины 2 (при настройке редуктора) производится до тех
пор, пока в полости А, т. е. на выходе из редуктора, не установится дав-
/ — опора; 2, 7, 17,
ВОЧНЫЙ ВПИТ; 9,
28 — манжеты;
1 2 3
18 19 20 21 22 23
15 15 17
25 25 27 28 29
11
Фиг. 102. Подогреватель [4fij
/ - - винт; 2 — клемма; 3 — панель;
•/--гнездо; 5 — заполнитель; о-
спираль; 7 — прижим; 8 — корпус
9--скоба; 10 — змеевик; //-к
жух; 12 — стекловата

с фильтром; 8— коптро-
12, 23 — втулки; 13, 22,
25 — корпус; 26 — кожух;
Фиг. 1-00. Редуктор давления точной настройки [45];
. . 18 --- пружины; 3, 5 — защитные кольца; '/ — прижим; 6 —жиклер
29 — регулировочные впиты; 10— регулировочные шайбы; // — кожух;
21 — штоки; 15, 20 — седла; 16, 19 — клапаны; 24 — прокладка;
27 — опора; /Я— фильтр; 31 — предохранительный клапан; 32 — штуцер
Фиг. 101. Редуктор давления точной настройки
е. изменение давления воздуха ы
представленный на фиг. 102, служит для обогвев
точной настройки в целях обеспечения стабильней
спираль 6 подогревателя, выполненная из koi
ление, соответствующее требуемому значению давления настройки ре [
дуктора.
При работе двигателя в случае необходимости изменения режима
его работы привод, вращая регулировочный винт 9, меняет поджатие
пружины 2, что вызывает изменение давления воздуха в полости В и.
соответственно, в полостях С и А, т.
выходе редуктора.
Подогреватель,
редуктора давления
его работы.
, Нагревательная
тановой проволоки, размещена в змеевике 10, заполненном электро:*'
ляционным материалом — периклазом. Спираль припаяна к клсммзМ-
изготовленным из латуни ЛС59 и запрессованным в пластмассе >ю«.
нель 3. Чтобы избежать увлажнения периклаза, концы трубки з 1 >
ка 10 заливают заполнителем 5 (битум «В»), Корпус 8, изготовлсне-1
из алюминиевого сплава АВ, служит для защиты токопроводящих
от загрязнения. К клеммам 2 припаяны провода токоподводящих глчо.
которые закреплены между бобышкой корпуса 8 и прижимом 7
ми 1. Внутренняя полость кожуха 11, предназначенного для теплоизолй-<
ции змеевика, заполнена стекловатой.
Крепление подогревателя к корпусу редуктора осуществляется ско-;
бой 9.
Мощность подогревателя 100 вт.
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-107
Фиг. 103. Редуктор давления грубой настройки [47]:
/ — регулировочный винт; 2, 8 — пружины; 3 — кожух; 4 — корпус; 5—шток; б — фильтр; 7 — клапан; 5 — регулировочные шайбы;
10 — втулка; 11 — манжета; 12 — седло; 13 — штуцер; И — штуцер с фильтром
Редуктор давления трубой настройки (фиг. 103) обеспечивает тре-
буемое давление воздуха, идущего для управления агрегатами автома-
тики двигателя (кроме редуктора давления перекиси водорода).
Основные детали редуктора выполнены из следующих материалов:
корпус 4 — из алюминиевого сплава АК8, седло 12— из алюминиевого
сплава Д16, регулировочный винт 1— из стали 2X13, втулка 10 — из
алюминиевого сплава АВ, манжета И — из резины марки 9035.
Во втулке 10 под торцом манжеты со стороны ее внутреннего уса
имеется проточка, соединенная отверстиями с атмосферой, для стравли-
вания воздуха, проникшего под манжету в результате ее негерметич-
ности.
В клапан 7 для обеспечения герметичности посадки его на седло 12
запрессован капроновый вкладыш.
Регулировочные шайбы 9 служат для обеспечения предварительного
натяга пружины 2, исключающего возникновение автоколебаний подвиж-
ной системы редуктора в момент начала подвода воздуха.
Редуктор давления работает следующим образом. Воздух высокого
давления подводится к редуктору через фильтр 6. При настройке редук-
тора пружина 2 сжимается регулировочным винтом 1. При этом усилие
пружины через втулку 10 и шток 5 передается на клапан 7. Клапан от-
ходит от седла 12, и воздух высокого давления через щель, образовав-
шуюся между клапаном и седлом, дросселируясь, проходит по пазам
штока 5 в выходную полость редуктора. Под действием давления реду-
цированного воздуха втулка 10 отходит в сторону пружины 2. Щель меж-
ду клапаном 7 и седлом 12 начинает уменьшаться. Уменьшение щели
происходит до тех пор, пока силы давления редуцированного воздуха на
втулку 10, пружины 8 и перепада давления воздуха на клапане 7 не
уравновесятся силой пружины 2. При падении давления воздуха в вы-
ходной полости редуктора клапан 7 под действием неуравновешенной си-
лы пружины 2 отходит от седла, увеличивая щель до тех пор, пока дав-
ление в полости низкого давления не восстановится до нормального для
данной настройки редуктора.
Так как капроновое уплотнение клапана 7 не обеспечивает полной
герметичности, а редуктор фактически работает без расхода воздуха, то
во избежание повышения давления на выходе редуктора, а также для
выравнивания характеристики редуктора в предохранительном клапане,
установленном на магистрали управляющего давления, предусмотрено
специальное отверстие, через которое происходит постоянное стравлива-
ние 'некоторого количества воздуха.
Отбор редуцированного воздуха к управляемым агрегатам произво-
дится через штуцер 13. Штуцер с. фильтром 14 служит для подсоедине-
ния измерительного манометра. Фильтр в данном штуцере представляет
собой латунную сетку, припаянную к штуцеру. Необходимость в фильт-
ре вызвана требованием защиты внутренней полости редуктора от засо-
рения со стороны замерной магистрали.
Применяемые на двигателе электромагнитные пневмоклапаиы
(ЭПК) служат для подачи сжатого воздуха в управляющие полости топ-
ливных агрегатов автоматики и для стравливания воздуха из них. На
всех ЭПК применяется унифицированный электромагнит, аналогичный
по конструкции электромагниту ЭПК двигателя РД-101 (см. Альбом
конструкции /КРД, часть вторая, стр. 53).
На фиг. 104 показан ЭПК, применяемый для обеспечения требуемого
давления воздуха в управляющей полости редуктора давления перекиси
водорода при работе двигателя на режимах промежуточных ступеней.
Данный ЭПК—нормально закрытый, с дренажом, имеет на выходе
фильтр для предохранения от засорения жиклеров, установленных на
выходе за ЭПК.
Корпус 2 выполнен из алюминиевого сплава АВ; в клапаны 1 и 4, из-
готовленные из стали А20, завулкаиизпрованы резиновые уплотнения;
корпус фильтра 3 выполнен из стали 1Х18Н9Т.
При обесточенном электромагните 6 и подведенном ко входному
штуцеру сжатом воздухе клапан 1 силой пружины и давлением воздуха
прижат к седлу корпуса, а клапан 4 штифтом 9 отжат от седла вверх.
В этом положении выходной штуцер через два отверстия в корпусе, щель
между клапаном 4 и седлом в корпусе и дренажные отверстия в электро-
магните сообщается с атмосферой. ЭПК закрыт.
При включении электромагнита якорь перемещает шток 7 и откры-
вает клапан 1, одновременно прижимая клапан 4 к седлу. При этом сжа-
тый воздух проходит через фильтр на выход к стравливающим жик-
лерам.
Для управления перекрывным клапаном перекиси водорода и кла-
паном жидкого азота применен ЭПК, отличающийся от изображенного
на фиг. 104 только расположением электромагнита.
Кроме нормально закрытых ЭПК, в схеме двигателя применен ЭПК
нормально открытого типа, устанавливаемый на линиях управляющего
воздуха для клапанов окислителя и горючего. ЭПК данного типа приве-
ден в описании двигателя РД-101 (см. Альбом конструкций ЖРД, часть
вторая, стр. 53).
53
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-107
Вход
Фиг. 106. Обратный клапан с фильтром [50]:
1, 6 — штуцера; 2 — фильтр; 3 — корпус; 4 — кла-
пан; ,5 — пружина
Обратный клапан, приведенный на фиг. 105, служит для предотвращения утечки сжа-
того воздуха из магистрали управляющего давления при замене редуктора грубой настрой-
ки в случае его неисправности.
Корпус клапана 4 изготовлен из алюминиевого сплава АВ; штуцер 1 — из алюминиевого
сплава АМ.г7. В тарель грибка 2, выполненного из алюминиевого сплава АМг7, завулкани-
зировано резиновое уплотнение.
На фиг. 106 показан обратный клапан, устанавливаемый на линии подпитки управляю-
щей магистрали двигателя сжатым воздухом от наземной установки. Он служит для пере-
крытия данной магистрали после отделения ракеты от стартовой установки.
Корпус 3 и штуцер 6 выполнены из алюминиевого сплава АК8, штуцер 1 — из стали
38ХА, клапан 4 — из фторопласта. На входе обратный клапан имеет фильтр из латунных се-
ток, служащий для предохранения управляющей магистрали двигателя от попадания в нее
посторонних частиц.
Блок обратных клапанов, изображенный на фиг. 107, предназначен для подачи сжатого
газообразного азота в полости форсуночных головок горючего основных камер сгорания
двигателя во время продувки. При работе двигателя пружинные полости блока обратных
клапанов со стороны выходных штуцеров заполнены горючим.
Корпус 5 блока выполнен из алюминиевого сплава АВ. В верхней части корпуса (на вхо-
де) имеется гнездо, в которое установлен фильтр', в нижней части-—стержень с резьбой для
крепления блока на двигателе. В четыре боковых гнезда корпуса установлены фторопласто-
вые клапаны 6, пружины 1 и штуцера 2. Корпус фильтра 3 выполнен из алюминиевого сплава
АВ, фильтрующий элемент — из латунной сетки и замши.
Клапан азота (фиг. 108) предназначен для управления подачей жидкого азота в испари-
тель.
Перекрытие магистрали осуществляется клапаном 6. Полость, заключенная между силь-
фоном 1 и внутренней поверхностью стакана 5, образует полость управляющего давления.
Сильфон 1 разделяет жидкостную и воздушную полости клапана.
Основные детали клапана изготовлены из следующих материалов: корпус 5 и ста-
кан 9 — из алюминиевого сплава АВ, основание 8 и сильфон 1— из стали Х18Н10Т, шту-
цер 3 — из стали 38ХА, пружина 7 —из стали 50ХФА,
Клапан работает следующим образом. При отсутствии сжатого воздуха в управляющей
полости тарель клапана 6 уплотнительным кольцом под действием усилия пружины 7.и дав-
ления жидкого азота плотно прижата к седлу корпуса 5. В этом случае проход жидкому азо-
ту в испаритель закрыт.
При подаче в управляющую полость сжатого воздуха основание 8, преодолевая усилие
пружины 7, отжимает клапан 6 от седла. Клапан открывается. Перемещение клапана проис-
ходит до упора основания 8 в торец направляющей 2. При сбросе воздуха из управляющей
полости под действием усилия пружины 7 и давления жидкого азота клапан закрывается.
Фиг. 107. Блок обратных клапанов [52]:
4 пружина, 2--штуцер; Л — корпус фильтра; 4 — фильтр; 5 — корпус; 6 — клапан
Фиг. 108. Клапан азота [51]:
/ — сильфон; 2 направляющая; 3 — штуцер; 4 — накидная тайка-
о —• корпус; 6 клапан; 7 — пружина; 8 — основание; У— стакан
.54
РУЛЕВЫЕ АГРЕГАТЫ ДВИГАТЕЛЯ РД-107
Фиг. 109. Рулевой агрегат двигателя РД-107
Рулевые агрегаты двигателя — левый и правый — аналогичны
по конструкции, причем один агрегат является зеркальным отра-
жением другого.
На фиг. 109 и НО представлен правый рулевой агрегат.
Рулевой агрегат состоит из камеры сгорания /, узла подвода
горючего 4, узла подвода окислителя 12, пироклапана окислителя 6
с пиропатронами 7, трубопровода 8, кабельного ствола 9 и деталей
общей сборки.
Камера сгорания 1 для обеспечения возможности ее качания
устанавливается на подшипниках, которые монтируются в корпу-
сах узлов подвода горючего и окислителя. Цапфы узлов подвода
крепятся к площадкам камеры сгорания, расположенным по обе
стороны ее цилиндрической части.
На форсуночную головку камеры сгорания устанавливается пи-
роклапан 6, а между узлом подвода окислителя и пироклапаном —
трубопровод 8. В корпус пироклапана ввертываются два пиропат-
рона 7, к которым подсоединяется кабельный ствол 9. Для защиты
от возможного перегрева со стороны факела камер сгорания и от
повреждения при качании рулевого агрегата кабельный ствол тща-
тельно изолируется и пропускается внутри защитного кожуха 13,
закрепляемого на качающейся части узла подвода окислителя.
Качание камеры сгорания осуществляется гидравлическим при-
водом, действующим через рычаг, имеющийся на цапфе узла под-
вода горючего.
Горючее от магистрали двигателя подводится к узлу подвода 4,
после чего по двум трубопроводам, приваренным к камере сгора-
ния,— в зарубашечное пространство и затем в форсуночную го-
ловку камеры сгорания 1. Окислитель от магистрали двигателя
подводится к узлу подвода 12, затем по трубопроводу 8 через пиро-
клапан 6 — к форсуночной головке камеры сгорания.
При выключении рулевого агрегата подается напряжение на
пиропатроны. При срабатывании пиропатронов происходит быстрое
закрытие пироклапана, благодаря чему импульс последействия ру-
левого агрегата составляет незначительную величину.
Каждый рулевой агрегат подвергается стендовому огневому ис-
пытанию продолжительностью 40 сек, при котором проверяется
его надежность и соответствие замеренных параметров основным
характеристикам. При контрольном испытании камера сгорания
подвергается качанию в диапазоне ±6° в целях определения момен-
та трения в узлах подвода и момента от асимметрии тяги..Если ру-
левой агрегат не удовлетворяет требованию по величине
момента трения или герметичности узлов подвода, производится
переборка узлов подвода с последующим повторным контрольным
испытанием рулевого агрегата. При несоответствии рулевого агре-
гата по величине момента от асимметрии тяги производится дора-
ботка рулевого агрегата путем смещения оси качания на опреде-
ленную рассчитываемую величину. Кроме контрольных испытаний,
один рулевой агрегат от партии подвергается автономным партион-
ным огневым испытаниям на полный ресурс.
Фиг. 1Г0. Общий вид рулевого агрегата [191:
/ — камера сгорания; 2 — трубопровод горючего; 3— экран; 4— узел подвода горючего; 5 — дре-
нажная трубка с технологической заглушкой; 6 — пироклапан окислителя; 7 — пиропатрон; 8—тру-
бопровод окислителя; 9— кабельный ствол: /# —теплоизоляционная лента; //—теплоизоляционный
жгут; 12 — узел подвода окислителя; 13 — защитный кожух; 14 — заглушка; 15 — защитный конус.
Узлы 14, 15— технологические
55
РУЛЕВЫЕ АГРЕГАТЫ ДВИГАТЕЛЯ РД~107
23 № 25
। 1
/9
15 /6
26
11 12	13 14
30 29
Z8
РУЛЕВАЯ КАМЕРА СГОРАНИЯ
ник; АО — ниппель
КАМЕРЫ
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ РУЛЕВОЙ
I Г()[)|()Ч('Г()
форсунки горючего
отверстиями (ио че-
СГОРАНИЯ [14]
кГ/сек
кГ!сек
Фиг. 113. Камера сгорания [31]:
/ — днище внутреннее; 2 — днище среднее; 3 — шпилька; 4 — фланец;
5 — днище наружное; 6—форсунка горючего основная; 7— форсунка
окислителя; 8—форсунка горючего периферийная; 9, 78—кольца соеди-
нительные; 10 — штуцер замера давления в камере сгорания; II — стенка
средней части; 12—рубашка соедней части; /3 — бандаж; 1-1 — пло-
щадка опоры; /5 — ребро; 16, 19 — кольца; 17— рубашка критического
сечения; 20, 2.5 — рубашки наружные сопла; 21— стенка внутренняя
сопла; 22 — патрубок; 23— коллектор; 24 — кольцо коллектора;
26 — кольцо замыкающее; 27 — бобышка; 28 — трубопровод; 29 — трон-
20 2/
Фиг. III. Камера сгорания
Секундный расход горючего
Секундный расход окислителя
Весовое
Давление
Давление
Удельная
ному секундному расходу топлива:
у земли...........................
пустоте .......................
цилиндрической части камеры сгора
соотношение компонентов топлива
газов в камере сгорания
газов на выходе из сопла
тяга — тяга, отнесенная к суммар-
4,15
8,55
2,06
55,13 ата
0,35 ата
Рулевая камера сгорания (фиг. Ill, 113) нредставляс! гобой паяно-сварную конструкцию, состоя-
щую из форсуночной головки и нижней части, которая, в спою очередь, делится па среднюю часть
и сопло.
На форсуночной головке (фиг. 119) установлено J63 од.иокомпопгптпыс центробежные форсунки,
в том числе 90 форсунок окислителя 7, 37 основных (> н 3(1 не рифе ри иных 8 форсунок горючего.
Все форсунки расположены на десяти концентрических окружностях (одна форсунка
установлена в центре). Расположение форсунок близко к сотовому. Основные
(фиг. 121) и форсунки окислителя (фиг. 122) открытого типа, с тлигепцпалвными
тыре отверстия в каждой форсунке), выполнены в виде целвиоточеиых деталей.
Форсунки окислителя и основные форсунки горючего рае,бизы во расходу на три класса. Форсун-
ки разных классов равномерно распределены ио площади юловкп (фиг. 120). Периферийные форсун-
с тремя
252,8 сек
313,5 сек
864
р О Е
____416
300
112. Геометрический контур
Фиг.
Прямоли-
нейный участок
контура
критического сечения сопла
выходного сечения сопла
в
Диаметр
НИН
Диаметр
Диаметр
Объем камеры сгорания до критического се-
чения сопла ..............................
Охлаждающий компонент.....................
Количество форсунок:
горючего.............................
окислителя...........................
Давление перед форсунками горючего
Давле/ше перед форсунками окислителя .
Относительная расходонапряжеиность — рас-
ход, отнесенный к площади форсуночной го-
ловки и к давлению в камере сгорания .
Время пребывания продуктов в камере сгора-
ния .....................................
Литровая тяга у земли ......
Коэффициент полноты давления в камере сго-
рания .............................. .	.
Коэффициент полноты удельной тяги .
180 ли;
71,5 .ил;
310 ли;
8,5 л
Горючее
73
90
62,7
62,8
ата
ата
(1,9------------
сек-см-  ата
2,931 • 10-3 сек
377 кГ/л
0,952
0,916
ки горючего (фиг. 123) имеют на выходе сопло .i.ii;iметром 2,75 мм и соедини из корпуса
тангенциальными отверстиями и заглушки, спаяпдых между еобий.
Все форсунки припаиваются твердым припоем к внутреннему / (фиг. 113) и среднему 2
образующим полость горючего.
Полость окислителя форсуночной солонки обра густея средним 2 и наружным 5 /пиццами,
днища штампуются из листового материала. К наружному сферическому
нец 4. Стенка средней части 11 имеет фрезерованные ребра ио всей длине.
Рубашка включает цилиндрическую секцию 12, переходное ко.н.цо /б и рубашку критического се-
чения 17. Выполнение рубашки 17 п.з двух половин с продольным ра д.смом позволило отнести сварной
шов между внутренней стенкой // и стенкой сопла 2/достаточно далеко от крпiпчеекого сечения,т. е.
в зону с малой теплонапряженностью. Цилиндрическая секция рубашки и внуiреипяя стенка выполне-
ны из листового материала глубокой вытяжкой и не имеют npo io.n.вых сварных шов. Рубашки и стенка
средней части соединены между собой пайкой ио вершинам ребер твердым припоем. Па цилиндриче-
ском участке средней части камеры сгорания установлен Пихюг.ч.а.чн'юсыиii urixucp К) замера давления
в камере сгорания.
Контур закритнческой части сопла спрофилирован ш> туте окружноеi и. Внутренняя сгеика ореб-
ренная.
Наружная рубашка включает две штампованные секции 2U и 2,~>. кольцо коллектора 21 п силовое
кольцо 19, установленное со стороны средней части
В кольце коллектора имеются отверстия, количество к<ш>рых в два |>а ;а ягпынг числа канавок па
внутренней стенке. При сборке отверстия в кольце коллектора еонмещаюiся с межреберпымп капаика-
ми. Коллектор горючего 211 состоит из двух секторов п двух патрубков 22, к которым привариваются
трубы подвода горючего 28 с тройником 2!) п ниппелем lili.
На срезе сопла установлено замыкающее кольцо 26 с тремя бобышками 27 (две для крепления
штатива пирозажигательного устройства и одна, сообщающаяся с полостью зпрубашечпого простран-
ства, — для слива горючего).
дншцим,
Все три
днищу 5 приварен фла-
56
РУЛЕВЫЕ АГРЕГАТЫ ДВИГАТЕЛЯ РД-107
Стыки средней части с соплом (фиг. 116) и нижней части с фор-
суночной головкой (фиг. 117) выполнены аналогично подобным же
стыкам основной камеры сгорания. На средней части для крепле-
ния камеры сгорания к узлам качания приварены две площадки 14
(фиг. 113) с ребрами 15. Для исключения перемещений опорных
площадок из-за недостаточной жесткости средней части у передне-
го торца площадок приварен силовой бандаж 13. В отверстиях опор-
ных площадок устанавливаются эксцентрики, позволяющие в слу-
чае необходимости снижать величину эксцентриситета тяги до за-
данных значений. К фланцу форсуночной головки при помощи шпи-
лек 3 крепится отсечной пироклапан.
Наружное охлаждение внутренней стенки осуществляется горю-
чим, протекающим, по межрубашечному тракту (фиг. 118). Горю-
чее поступает по трубопроводам в коллектор 23 и далее через от-
верстия в кольце коллектора — в межреберные канавки, совпадаю-
щие с этими отверстиями. Часть горючего по этим канавкам течет
в сторону форсуночной головки, а часть — к срезу сопла, откуда
по соседним канавкам направляется в сторону-головки. Оба потока
соединяются у окончания коротких ребер стенки сопла (фиг. 115)
и продолжают движение к форсуночной! головке.
Внутреннее охлаждение камеры сгорания производится горю-
чим, поступающим через периферийный ряд форсунок горючего.
Фиг. 116. Стык средней части с соплом. Место II
(см. фиг. 113)
6
5
Схема расположения форсунок
Вид А
пература внутренней стенки со стороны огневого пространства; — температура
внутренней стенки со стороны охлаждающей жидкости; /з — температура рубашки
в местах спая с ребрами и гофрами; F — проходная площадь охлаждающего тракта;
W — скорость жидкости в охлаждающем тракте
Фиг. 117. Стык форсуночной головки с ниж-
hvh 4UC1ULU. nkcciu /	ipai. i i $):
31 — угольник замера давления горючего
8
7
4
2
J — штуцер; ‘/ — фланец; 5 — днище наружное; 6— форсунка горюче-
окпслнтеля; 8 — форсунка горючего периферийная

Фиг. 115. Схема расположения ребер и гофрированных про-
ставок по длине камеры сгорания
£=8,55 кГ/сек; р = 62,8ата
горючего
А-А
А-А
10
А
го основная;
Фиг. 119. Форсуночная головка [32];
/ — днище внутреннее; 2 — днище среднее;
 "•	7 — форсунка
1,35
1.35
01,15
£=2^9 кГ/сек
Б=1,66кГсек
Д-А
лЦотв
4 отв.
форсунок
Фиг, 120. Схема установки
по классам
16>->-Д
___±9__________
2,1
3 отв.

8 Зак. 00148
G=lt,l5кг/сек; p=70,7amrj

Материалы, применяемые для изготовления основных
деталей рулевой камеры сгораю я
Фиг. IIS, Схема охлаждения и смесеобразования
Фиг. 121. Форсунка
Фиг. 122. Форсунка окислителя

01,15
Фиг. 123. Периферийная форсунка горючего
На нм оноп пп и е детале и	Материал
Внутреннее днище, форсунки,	Сплав № 5 (на медной
штифты	основе)
Внутренние стенки	Сплав ВрХО8
Днища среднее и наружное, фла-	Сталь ЭИ654
нец окислителя, кольца соедини- тельные, штуцера, шпильки j Кольца средней части и сопла	Сталь 25
Рубашки критического сечения и	Сталь 20
сопла, кольцо коллектора, коллек- тор. патрубок, площадки опор Замыкающее кольцо, тройник,	Сталь XI8H10T
трубы Бандаж, ребра	Сталь 12Х2НВФА
П р и п о й: для пайки форсунок	ПСр 37,5
для пайки узлов иижпен части	ПСрНЗЭ
57
РУЛЕВЫЕ АГРЕГАТЫ ДВИГАТЕЛЯ РД-107
УЗЕЛ ПОДВОДА ОКИСЛИТЕЛЯ
Узел подвода окислителя (фиг. 124) является одновременно опо-
рой камеры сгорания, обеспечивающей возможность ее качания, и
устройством, посредством которого осуществляется подвод окисли-
теля от неподвижного трубопровода к качающейся части рулевого
агрегата.
Корпус 5 узла воспринимает через цапфу / и подшипник 2 тягу
рулевой камеры сгорания.
Цапфа крепится к камере сгорания и является качающейся
частью узла подвода. Цапфа выполнена полой. По внутреннему
каналу ее окислитель от патрубка 22 поступает к присоединяемому
к цапфе трубопроводу н затем в камеру сгорания. Уплотнительны-
ми элементами между цапфой и патрубком являются три Фторо-
Фиг. 124. Узел подвода окислителя:
/ — цапфа; 2, 11, 20 — подшипники; 3, 16, 28, 29 — кольца;
4 — гайка; 5 — корпус; 6 — экран; 7—стрелка; 8 — лимб;
9 — крышка; 18 — винт; /2 — винт креплении пружинного
кольца; /5, 25 — пружинные кольца; /‘/ — дренажная
трубка; 15 — манжета; 17— уплотнительные кольца;
18, 19, 30 — прокладки; 21— втулка; 22 — патрубок;
23 — втулка с мембраной; 24 — пружина предваритель-
ного поджатия уплотнительных колец; 26 — обойма;
27 — пружина поджатия манжетного уплотнения;
31 — пылезащитные кольца
пластовых кольца 17 и стальная втулка 23 с приваренной к
ней мембраной. Фторопластовые кольца устанавливаются в тор-
цевую проточку на цапфе, мембрана зажимается между обой-
мой 26 и патрубком. Предварительное поджатие фторопластовых
колец осуществляется усилием пружины 24. Герметичность между
поверхностями фторопластовых колец и втулкой обеспечивается
на работающем рулевом агрегате за счет усилия от давления окис-
лителя, которое передается на эти кольца через мембрану. Обой-
ма 26, на торец которой ложится мембрана при работе рулевого
агрегата, также воспринимает усилие от давления компонента и
через радиально-упорный подшипник 11 и кольцо 3 передает его
на цапфу. Осевое положение обоймы фиксируется гайкой 4 с таким
расчетом, чтобы обеспечить нормальное качание подшипников 11
и 20.
Торцевое уплотнение по цапфе обеспечивает при работе рулево-
го агрегата практически полную герметичность. При случайной по-
тере герметичности окислитель, прошедший через торцевое уплот-
нение, попадает в полость, из которой отводится по дренажной!
трубке 14 за борт ракеты. Герметичность указанной полости обес-
печивается фторопластовой манжетой 15, армированной алюминие-
вым кольцом. Поджатие манжеты производится пружиной 27 через
кольца 28 и 29. Полость подшипника 2 изолируется от внешней сре-
ды фторопластовыми кольцами 31, которые запрессовываются в
проточки, имеющиеся в корпусе 5 и крышке 9.
Детали узла подвода выполнены из следующих материалов:
корпус — из алюминиевого сплава Ал4; цапфа (литая)—из нер-
жавеющей стали Х18Н9Л; мембрана, патрубок, детали крепле-
ния— из нержавеющей стали X18I110T; уплотнительные проклад-
ки — из алюминия.
При сборке узла подвода необходимо обеспечить заданное зна-
чение момента трения по уплотнительным поверхностям колец 17
и 31, манжеты 15 и в подшипниках 2, 11 и 20, что достигается выдер-
живанием зазора «е» в заданных пределах путем изменения тол-
щины пакета уплотнительных колец 17 и затяжкой гайки 4 в соот-
ветствии с разработанной технологией. Кроме того, в процессе
сборки узел подвода подвергается обкатке, при которой произво-
Фиг. 125. Узел подпода горючего
дится вращение цапфы со скоростью 60 оборотов в минуту. После
обкатки узла подвода при давлении воздуха во внутренней поло-
сти, равном рабочему давлению окислителя, определяется момент,
трогания цапфы. Он нс должен превышать 0,5 кГм. Кроме этих ис-
пытаний, узел подвода подвергается испытаниям под кислородом,
при которых после полного охлаждения узла также определяется
момент трогания цапфы (не должен превышать 1,4 кГм).
Партионным испытаниям подвергается один узел подвода от
партии, включающей не более 50 узлов.	...
Партионные испытания включают:
—	испытания на тряску в течение 4 час;
—	испытания на ресурс: качание цапфы на угол ±47° с часто-
той 0,5 гц в течение 15 мин-,
—	испытания на вибрацию в течение 2 час.
После каждого испытания проверяется герметичность по уплот-
нительным поверхностям узла подвода и момент трогания цапфы.
УЗЕЛ ПОДВОДА ГОРЮЧЕГО
Конструкция узла подвода горючего (фиг. 125) в основном сход-
на с конструкцией узла подвода окислителя. Различия определя-
ются двумя дополнительными элементами в узле подвода горючего:
—	 к.цапфе приварен рычаг для присоединения привода, с по-
мощью которого осуществляется качание рулевого агрегата;
— на корпусе имеется прилив с фланцем и система тяг, с по-
мощью которых крепится н соединяется с цапфой потенциометриче-
ский датчик обратной связи системы качания.
Кроме того, с помощью узла подвода горючего обеспечивается
фиксация камеры сгорания по оси качания и поэтому подшип-
ник, воспринимающий тягу рулевого агрегата, установлен в корпу-
се без осевых зазоров.
Узел подвода горючего подвергается тем же испытаниям, что
и узел подвода окислителя, за исключением испытаний на ком-
поненте.
58
РУЛЕВЫЕ АГРЕГАТЫ ДВИГАТЕЛЯ РД-107
ДОВОДКА РУЛЕВЫХ АГРЕГАТОВ
В процессе доводки рулевой камеры сгорания были прове-
рены форсуночные головки с двухкомпонентными и одноком-
понентными форсунками.
Наилучшие результаты были получены на камерах сгора-
ния, имеющих форсуночные головки с круговым расположени-
ем однокомпонентных центробежных форсунок, близким к со-
товому.
Стабильность системы смесеобразования в процессе довод-
ки была достигнута ужесточением допуска на расход форсун-
ки и введением разбивки форсунок по расходу на классы.
Проведенное уменьшение толщины'рубашки закритической
части сопла с 2 до 1,75 мм и перенос коллектора горючего от
выходного сечения сопла в сторону критического сечения
(фиг. 127) снизили вес и момент инерции камеры сгорания при
сохранении ее прочностных характеристик.
Узлы подвода горючего и окислителя проходили доводоч-
ные испытания на отдельных установках. Основной целью ис-
пытаний была отработка минимальной величины момента тре-
ния при качании цапфы узла, а также обеспечение герметич-
ности по уплотнительным поверхностям. Наибольшие трудно-
сти при доводочных испытаниях были связаны с отработкой
торцевого уплотнения по цапфе узла подвода, так как чем
Фиг. 127. Первоначальный вариант расположения
коллектора подвода горючего
Фиг. 126. Первоначальный вариант стыка форсу-
ночной головки с нижней частью
надежнее обеспечивалась герметичность этого уплотнения (г. с.
чем больше зазор «е», см. фиг. 124), тем больше получался мо-
мент трения. Поэтому было необходимо определить оптимальную вели-
чину зазора «е». Для определения его величины пришлось путем подбо-
ра и последующей проверки при автономных испытаниях узлов подвода,
а затем при испытаниях на рулевых агрегатах найти оптимальные зна-
чения размеров отдельных деталей, а также допусков на их изготовле-
ние. Специфика эксплуатации узлов подвода окислителя потребовала
проверки их работоспособности на специальном стенде с использованием
кислорода. Было выявлено, что из-за наличия влаги внутри узла момент
трения при работе узла под кислородом существенно превышает мо-
мент, замеренный при испытаниях па воздухе. Во избежание этого явле-
ния в технологию сборки узла подвода окислителя была введена опера-
ция тщательной сушки:
В процессе доводки рулевых агрегатов выявился еще ряд дефектов,
увеличивавших величину момента трения. Для их устранения оказалось
необходимым повысить жесткость фланцев цапф путем увеличения их
толщины и усиления ребер жесткости, ввести бандаж на камере сгора-
ния для подкрепления опорных площадок под цапфы, уточнить геомет-
рию и технологию запрессовки фторопластовых пылезащитных колец
(поз. 31 на фиг. 124).
В итоге проведенных по узлам подвода доводочных работ удалось
обеспечить полную надежность узлов и требуемые характеристики при
всех возможных условиях эксплуатации.
Доводочные испытания рулевых агрегатов начались в 1957 г. после
того, как были обеспечены в процессе автономных испытаний достаточ-
ная работоспособность и основные параметры камеры сгорания.
В процессе доводочных испытаний рулевых агрегатов проводилась
дальнейшая отработка камеры сгорания в целях повышения удельной
тяги,  обеспечения полной надежности при изменении параметров (при
глубоком дросселировании и форсировании и при изменении соотноше-
ния компонентов топлива), а также при качании ее с различными часто-
тами и амплитудами. Проводилась отработка запуска в условиях, соот-
ветствующих условиям работы на двигателе, а также отработка штатива
зажигательного устройства.
В процессе доводочных испытаний были проведены работы, связан-
ные со снижением величины момента от асимметрии тяги. Эти работы
были направлены в основном на уточнение требований технической до-
кументации и технологии изготовления камеры сгорания.
При доводочных испытаниях была проверена надежность узлов под-
вода горючего и окислителя в реальных условиях эксплуатации рулевых
агрегатов, проведены работы по снижению момента трения в узлах
подвода.
При испытаниях рулевых агрегатов периодически наблюдалось из-
менение соотношения компонентов топлива и величины момента от асим-
метрии тяги на продолжении одного испытания. Как показали исследо-
вания, отмеченное явление вызывалось обмерзанием форсунок окисли-
теля камеры сгорания. Этот важный вывод позволил принять действен-
ные меры по обеспечению осушивания стендовых магистралей перед
каждым испытанием путем их продувки, а также провести необходимые
исследования достаточности продувки рулевых агрегатов перед запу-
ском двигателей в составе ракеты.
С мая 1958 г. начались стендовые технологические испытания руле-
вых агрегатов, которые дополнили доводочные испытания. Из работ
этого периода следует отметить освоение метода доработки камер сго-
рания, заключающегося в смещении оси качания на рассчитываемую ве-
личину в случае, если при контрольном испытании полученная величина
момента от асимметрии тяги превышает допускаемую по документации
величину.
В конце 1958 г. были успешно проведены официальные чистовые до-
водочные испытания рулевых агрегатов.
Всего на стендах ОКБ на 20 октября 1959 г., т. е. к моменту прекра-
щения доводочных испытаний, было проведено около 900 испытаний ру-
левых агрегатов, в том числе 130 испытаний агрегатов серийного произ-
водства.
Работа рулевых агрегатов в процессе летно-конструкторских испы-
таний ракет проходила без замечаний за исключением единственного
случая ненормальной работы камеры сгорания, имевшей конструктивные
отличия в стыке внутренней стенки днища форсуночной головки со стен-
кой цилиндра (фиг. 126). Так как в тот же период времени при стендо-
вых испытаниях имел место тот же дефект еще на двух рулевых агрега-
тах, было признано правильным вернуться к первоначальной, хотя и не-
сколько менее технологичной конструкции. После этого ни при стендо-
вых, пи при летных испытаниях рулевых агрегатов, число которых значи-
тельно превышает тысячу, ни разу не было аварий камер сгорания.
59'
УЗЛЫ ОБЩЕЙ СБОРКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-107
Трубопроводы окислителя, изображенные на фиг. 128, включают тру-
бопроводы 4 подачи окислителя в основные камеры сгорания и трубо-
проводы 1, 2 и 3 подачи окислителя в рулевые камеры сгорания. В сты-
ке трубопроводов 4 и фланцев камер сгорания, трубопроводов 2 и 3, а
также между фланцами насоса окислителя и клапана 6 устанавливают-
ся расходные шайбы 9, 17 и 5, что показано соответственно на фиг. 129,
130 и 128.
Фиг. 128. Трубопроводы окислителя:
5 — трубопроводы подачи окислителя к рулевым агрегатам; 2 — гибкий трубопро-
вод рулевых, агрегатов; 4 — трубопроводы подачи окислителя в камеры сгорания;
5 — расходная шайба; б—-клапан окислителя; 7 — теплоизоляционный жгут;
й — стеклянная лепта
Гибкий трубопровод окислителя (фиг. 132) обеспечивает компенса-
цию температурных деформаций, а также вибрационных перемещений
и перемещений соединяемых агрегатов, возникающих при работе двига-
теля. Кроме того, трубопровод облегчает стыковку указанных агрегатов
при сборке двигателя.
Основным элементом гибкого трубопровода является двухслойный
сильфон 1 с толщиной слоев 0,3 л.ч, диаметром проходного сечения
50 мм, длиной гофрированной части, равной —5 диаметрам, и высотой
I офра 7,5 мм.
Сильфон изготавливается из стали Х18Н10Т и приваривается роли-
ковой короткоимпульсной сваркой к ниппелям 2. Нагрузку от сил внут-
реннего давления воспринимает двухслойная оплетка 3, выполненная из
стальной нержавеющей проволоки толщиной 0,3 мм. Концы оплетки за-
деланы между двумя уплотнительными кольцами 4 и 5, изготовленными
из алюминиевого сплава АМгЗ. На наружном уплотнительном кольце
установлена муфта 6, обжатая по наружной поверхности до определен-
ного диаметра, обеспечивающего необходимую прочность заделки оплет-
ки трубопровода между муфтой, уплотнительными кольцами и ниппелем.
Ниппели трубопровода изготавливаются из стали Х18Н9Т, муфты ' из
стали 20, а накидные фланцы — из стали 38ХА.
Фиг, 129. Место соединения
трубопровода окислителя с ка-
мерой сгорания:
9 — расходная шайба; 10 — фланец
камеры сгорания; 11— уплотни-
тельная прокладка; 12 — шайба со
сферической опорной поверхностью;
/*>’ — ниппель трубопровода окисли-
теля
И 15 16 17 18
Фиг. 130. Место соединения трубо-
проводов рулевого агрегата:
// — ниппель, гибкого трубопровода; 15 —
накидная гайка; 16 — уплотнительная про-
кладка; 17 — расходная шайба; 18 — шту-
цер трубопровода
19 20 21 22 23
Фиг. 131. Место соединения
трубопровода рулевого агрега-
та с клапаном окислителя:
19 — штуцер клапана окислителя;
20 — уплотнительная прокладка;
21—опорная шайба; 22 — накид-
ная гайка; 23 — ниппель трубопро-
вода
Фиг, 132. Гибкий трубопровод окислителя:
/ — сильфон; 2 — ниппель; 3 — оплетка; 4— внутреннее кольцо; 5 — наружное кольцо;
6 — муфта; 7—накидной фланец; 8 — стопорное кольцо
Трубопровод 3 (фиг. 128) представляет собой трубу сечением
36X1,5 мм, к которой со стороны присоединения к клапану приваривает-
ся сферический ниппель 23 (фиг. 131), а со стороны присоединения к тру-
бопроводу 2 — штуцер 18 (фиг. 130). Присоединение трубопровода к кла-
пану производится накидной гайкой 22 (фиг. 131) через опорную шай-
бу 21, при этом опорная шайба имеет возможность перемещения по сфе-
рической поверхности ниппеля. Такая конструкция ниппельного соеди-
нения допускает присоединение трубопровода при угловом смещении
оси штуцера относительно ниппеля до 3°, что значительно облегчает
монтаж трубопровода на двигателе.
Соединение трубопроводов 3 и 2 (фиг. 128) показано на фиг. 130.
Трубопровод 1 (фиг. 128) аналогичен по конструкции трубопроводу 3
п отличается от него лишь конфигурацией. Оба трубопровода изготавли-
ваются из нержавеющей стали Х18Н9Т.
Гибкий трубопровод 2 изготавливается из двухслойных гофрирован-
ных труб, имеющих внутренний диаметр 30 мм. Конструкция его в основ-
ном аналогична конструкции гибкого трубопровода 4.
Для уменьшения нагрева кислорода в трубопроводах производится
защита их теплоизоляционным жгутом 7, поверх которого накладывается
стеклолента 8. Гибкие трубопроводы обматываются только стеклолентой.
Уплотнение стыков между трубопроводами 1, 2, 3, а также в местах
присоединения трубопроводов к камерам сгорания, клапану и узлам под-
вода осуществляется медными прокладками. Уплотнение стыков между
расходной шайбой 5 и фланцами насоса и клапана обеспечивается пло-
скими медными прокладками, которые устанавливаются в кольцевые
проточки клапана и насоса,
Трубопроводы 1 и 3 после их монтажа на двигателе закрепляются
кронштейнами.
60
УЗЛЫ ОБЩЕЙ СБОРКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-107
Фиг. 133. Трубопроводы горючего:
1, 2, 3 — трубопроводы подвода горючего к рулевым агрегатам; 4 — клапан горюче-
го; 5 —дроссель горючего; 6 — трубопровод; 7, в — трубопроводы подачи горючего
в основные камеры сгорания
Трубопроводами горючего (фиг. 133) на двига-
теле являются трубопроводы 6, 7 и 8 подачи керо-
сина в основные камеры сгорания и трубопрово-
ды 1, 2 и 3 подачи керосина в рулевые камеры сго-
рания.
В стыках трубопровода 7 и штуцера клапана 4, а
также трубопроводов 2 и 3 устанавливаются расход-
ные шайбы.
Трубопровод 6 представляет собой трубу из ста-
ли ЗОХГСА сечением 95X2 мм с приваренными к
ней ниппелями: с одной стороны сферическим, с дру-
гой— плоским, изготавливаемыми из стали 20ХГСА.
До приварки ниппелей на трубу устанавливают-
ся изготавливаемые из стали 38ХА накидные флан-
цы, посредством которых осуществляется монтаж
трубопровода на двигателе. Присоединение трубо-
провода 6 к насосу (фиг. 135) производится через
медную прокладку 13, присоединение к дросселю —
через плоскую прокладку из паронита.
Все трубопроводы 7 имеют одинаковугсисонструк-
цию; каждый трубопровод состоит из тр^'бы (мате-
риал— сталь ЗОХГСА) сечением 48X1,5 мм, к кото-
рой приварены с одной стороны сферический нип-
пель, а с другой стороны — тройник, заканчиваю-
щийся штуцерами. В стыках трубопроводов 7 и 8
устанавливаются алюминиевые прокладки.
Гибкий шланг горючего (фиг. 136), так же как
и гибкий трубопровод окислителя, обеспечивает ком-
пенсацию температурных деформаций, а также виб-
рационных перемещений и перемещений соединяе-
мых агрегатов, возникающих при работе двигателя.
Кроме того, шланг обеспечивает лучшую стыкуе-
мость соединяемых агрегатов при сборке двигателя.
Основным элементом шланга является резино-
вый рукав 1, который состоит из внутреннего и на-
ружного слоев резины, между которыми заключена
оплетка из стальной нержавеющей проволоки. Внут-
ренний диаметр резинового рукава равен 32 мм.
Между металлической оплеткой и каждым слоем
резины имеется хлопчатобумажная оплетка. Задел-
ка конца рукава на ниппеле 5 осуществляется с по-
мощью колец 2, 3 и муфты 4. На соприкасающие-
ся поверхности ниппеля и рукава наносится клей,
после чего муфта обжимается. В результате обжа-
тия муфты оплетка зажимается между зубцами ко-
лец 2, 3, а рукав— между волнообразными выступа-
ми на муфте и ниппеле. Проходное сечение шланга
по ниппелю равно 29 мм. Длина гибкой части шлан-
га равна 237 мм.
Ниппели шланга изготавливаются из стали 45.
кольца — из алюминиевого сплава Д1-Т, а муфты--
из стали 25.
Трубопроводы горючего 1 и 3 (фиг. 133) руле-
вых агрегатов аналогичны соответствующим трубо-
проводам окислителя; отличаются они только кон-
фигурацией и отсутствием теплозащиты.
Гибкие трубопроводы 2 не отличаются от соот-
ветствующих трубопроводов окислителя.
Трубопроводы перекиси водорода и жидкого азо-
та изображены на фиг. 137.
Трубопровод перекиси водорода 2 представляет
собой трубу сечением 35X1,5 мм, к которой прива-
риваются сферические ниппели. После сварки тру-
бопровод подвергается специальной обработке в це-
лях очистки и обезжиривания внутренней поверхно-
сти, что предотвращает разложение перекиси водо-
рода. Присоединение трубопровода к штуцерам ре-
дуктора давления 4 и перекрывного клапана 1 осу-
ществляется аналогично описанному выше соедине-
нию трубопровода 3 магистрали окислителя
(фиг. 131).
Трубопровод 3 жидкого азота изготавливается
из трубы сечением 18X1 мм, к которой приварива-
ются ниппели. В коническую проточку ниппеля 7
(фиг. 134) устанавливается жиклер 6.
Трубопроводы 2 и 3 выполняются из стали
Х18Н10Т.
Кроме трубопроводов, изображенных на фиг. 128,
133 и 137, на двигателе имеются дренажные трубо-
проводы, которые присоединяются к соответствую-
щим штуцерам турбонасосного агрегата и редукто-
ра перекиси водорода, и трубопроводы подвода воз-
духа к редукторам давления, управляющим поло-
стям топливных клапанов и форсуночным головкам
камер сгорания (для продувки).
Фиг. 134. Место соединения трубопровода
жидкого азота с испарителем:
6 — жиклер; 7 — ниппель трубопровода
Фиг. 135. Место соединения
трубопровода горючего с на-
сосом
2 — накидной фланец; 10 — шайба;
// — сферическая опорная шайба;
12 — ниппель трубопроаода;	13 —
уплотнительная прокладка;	14 —
фланец насоса горючего
Фиг. 136. Шланг горючего:
/ — резиновый рукав; 2 —внутреиее кольцо; 3 — наружное кольцо; 4 — муфта;
5—ниппель; б—стопорное кольцо; 7 — накидная гайка
61
УЗЛЫ ОБЩЕЙ СБОРКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-107
Фиг. 137. Трубопроводы перекиси водорода и жидкого азота:
/ — перекрывной клеили перекиси водорода: 1'— трубопровод перекиси водорода; 3 — трубопровод жидкого
азота; -7 — редуктор давления перекиси водорода; Ь — клапан азота
газифицированного
азота ,!
Кожух
Паронитовая прокладка
Штуцер выходной
Гайка
Крепление выходного штуцера
к кожуху
Испаритель азота (фиг. 138) служит для газификации и подогрева азота,
предназначенного для наддува баков.
В испарителе выхлопные газы турбины с температурой 250° С омывают кол-
лектор змеевиков 2, испаряя движущийся по трубкам коллектора жидкий азот и
подогревая его до рабочей температуры, равной 85Дщ°С.
Коллектор змеевиков состоит из семи рядов спиральных • стальных (сталь
20А) трубок, по три штуки в каждом ряду. Концы трубок припаяны к входному^
и выходному 7 штуцерам, при этом во входном штуцере в месте припайки труб име-
ются жиклирующие отверстия, предназначенные для уменьшения пульсаций давле-
ния в коллекторе змеевиков при работе испарителя. Для скрепления трубок и
обеспечения зазора между ними на коллекторе змеевиков установлены четыре пла-
стины //, состоящие из шести частей, соединенных между собой стальной прово-
локой 10. Трубки проходят через отверстия, равномерно расположенные в пласти-
нах. Крайние ряды трубок крепятся к пластинам контровочной проволокой 12.
Для свободного прохода выхлопных газов к выходу из испарителя в пластинах
имеется большое количество дополнительных отверстий. Все пластины, за исклю-
чением верхней, связаны с кожухом через скобы 13, притянутые к кронштейнам 15
кожуха болтами 14.
Кожух 1 испарителя состоит из штампованного днища, выполненного из стали
12Г2А толщиной 1 мм, и приварных фланцев 3 и 9. К днищу кожуха гайками 5 и 8
крепятся входной и выходпошштуцера. испарителя,. Уплотнение этих соединений
обеспечивается--Паренитовыми. прокладками 6. Кожух крепится к корпусу турбины
фланцем 9. К фланцам 3 "присоедйтгяготся выхлопные трубы.
Необходимый расход азота через испаритель обеспечивается расходной шай-
бой, устанавливаемой в магистраль подвода жидкого азота к испарителю.
Вход выхлопных
газов
Фиг. 139.
15
Вход азота
Выход
выхлопных газов
- кожух;
— входной
Выход
выхлопных
газов
фиг. 138. Испаритель азота:
2 — коллектор змеевиков; 3, 9 — фланцы;
___ - штуцер; 5, 8 —гайки; б — прокладка паро-
ннтовая; 7 — выходной штуцер; — проволока; // — пла-
стина; /2 — контровочная проволока; 13 — скоба; /-/—болт;
15 — кронштейн
>2
УЗЛЫ ОБЩЕЙ СБОРКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-107
Фиг. 140. Рама двигателя [58]:
1 — труба GO X 2 .ил; 2 — труба 45 X 2,5 .и.и; 5 — труба 45X2 л<л1; 4 — труба 40 X 2 ям; 5 —пята;
6, 7, 8 —уголки; О— вилка; 10 — кница; 11 — втулка
Рама двигателя (фиг. 140) представляет собой цельносварную ферменную
конструкцию из труб 1, 2, 3 и 4. Для повышения жесткости конструкции узлы соеди-
нения труб усилены уголками 6, 7, 8 и кницами 10.
Для крепления к ракете рамы двигателя в верхней ее части в местах стыков
труб вварены восемь опорных пят 5. Плоскость опорных пят наклонена под углом
3°30' к плоскости, перпендикулярной к оси рамы.
Нижняя часть рамы образует замкнутый сварной пояс, состоящий из четырех
треугольных равносторонних трубчатых рам, соединенных между собой. К нижне-
му поясу рамы приварены двенадцать резьбовых втулок 11, служащих для крепле-
ния камер сгорания к раме двигателя с. помощью шаровых опор (фиг. 141), а так-
же четыре вилки 9 для соединения рамы двигателя с рамой турбонасосного агре-
гата (фиг. 143).
Все детали рамы двигателя изготавливаются из стали 12Х2НВФА.
Шаровые опоры рамы двигателя (фиг. 141) позволяют производить регулиров-
ку взаимоположения камер сгорания двигателя, т. е. выдерживать требуемое рас-
стояние между их осями, параллельность осей, а также положение срезов сопло-
вых частей камер сгорания вдоль оси двигателя.
Шаровая пята 1 ввертывается в резьбовую втулку рамы двигателя. Положение
шаровой пяты после регулировки фиксируется контргайкой 2. В стакан шаровой
опоры, приваренный к камере сгорания, вставлена шайба 8. Головка шаровой пя-
ты зажата между подпятником 7 и регулировочной втулкой 6, помещенной внутри
регулировочного кольца 5. Поджатие пяты осуществляется накидной гайкой 3, на-
вернутой на стакан шаровой опоры 9. Контровочная шайба 4 заведена двумя уш-
ками в пазы стакана опоры и исключает возможность проворачивания втулки 6 п
кольца 5 при монтаже шаровой опоры.
Радиальное смещение шаровой пяты 1 в стакане опоры осуществляется регули-
ровочными втулкой 6 и кольцом 5, имеющими эксцентриситет внешних цилиндри-
ческих поверхностей относительно внутренних по 2 мм. Регулировка обеспечивает
смещение оси шаровой опоры от оси стакана до 4 мм.
Контровочная шайба 4 изготовлена из стали 12Х2НВФА. Остальные детали
шаровой опоры выполнены из стали ЗОХГСА.
Фиг. 141. Шаровая опора:
/ — шаровая пята; 2 — контргайка; 8 — на-
кидная ганка; 4 — контровочная шайба;
5 — регулировочное кольцо; 6 — регулиро-
вочная втулка; 7—подпятник; 8 — шайба;
9 —стакан шаровой опоры; 10 — камера
сгорания; // — втулка рамы двигателя
Фиг. 142. Рама двигателя
63
УЗЛЫ ОБЩЕЙ СБОРКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-107
Фиг. 143. Рама турбонасосного агрегата [59]:
I - труба 34 X 1,3 мм; 2 — узел крепления рамы; 3, 4, 5 — узлы крепления турбоиа-
соспого агрегата; 6 — уголок
Рама турбонасосного агрегата
(фиг. 143) представляет собой цельно-
сварную ферменную конструкцию из
труб 1. Для повышения жесткости конст-
рукции узлы соединения труб усилены
уголками 6'. В верхней части рамы вваре-
ны три узла крепления турбонасосного
агрегата 3, 4, 5, а в нижней части вверну-
ты в специальные резьбовые втулки, при-
варенные к раме, четыре узла крепле-
ния 2 рамы турбонасосного агрегата к ра-
ме двигателя. Материал труб и угол-
ков— сталь 12Х2НВФА.
Узел крепления рамы турбонасосного
агрегата (фиг. 145) состоит из опоры 1
с подшипником 2 и контргайки <3. Благо-
даря тому что опора имеет возможность
перемещаться вдоль своей оси в резьбо-
вой втулке рамы, а подшипник — совер-
шать угловые перемещения, обеспечивает-
ся стыковка рамы турбонасосного агрега-
та с рамой двигателя и заданное положе-
ние турбонасосного агрегата на двигате-
ле вдоль его оси.
Опора изготовлена из стали ЗОХГСА,
подшипник и контргайка — из стали 38ХА,
а втулка —из стали 12Х2НВФА.
Фиг. 145. Узел крепления рамы:
~л ОПОД’ 2 — подшипник; з — контргайка;
втулка; ы рама турбонасосного агрегата
Фиг. 146. Узел крепления турбонасос-
ного агрегата:
1 втулкв*. 2 —обойма; 3 — подшипник*
/ — палец; 5 — шпилька; 6 — турбонасос-
иый агрегат
Фиг. 144. Рама турбонасосного агрегата
Фиг. 147. Узел крепления турбонасос-
ного агрегата:
/--нижняя обойма; 2 —обойма; <3 — под-
шипник: 4 — стопопная шайба; 5 — болт
цапфы; 6 — верхняя обойма, 7 — шайба;
б —гайка; 0 — контргайка; /0 —шпилька;
11 — цапфа турбонасосного агрегата
Фиг. 148. Узел крепления турбонасос-
ного агрегата;
1 — нижняя обойма; 2,	5 —обоймы;
3 — подшипник; 4 — цапфа турбонасосного
агрегата; 6 — шайба; 7 — гайка; 8 — контр-
гайка; 9 — шпилька
Узлы крепления турбонасосного агрегата (фиг. 146, 147 и 148) обес-
печивают монтаж турбонасосного агрегата на раме. При этом узлы ис-
ключают передачу усилий от температурных деформаций корпуса турбо-
насосного агрегата на раму, а также передачу усилий от механических
деформаций рамы на турбонасосный агрегат.
Узел крепления, приведенный на фиг. 146, состоит из втулки /, при-
варенной к раме, обоймы 2 и подшипника <3. Стыковка турбонасосного
агрегата с узлом осуществляется с помощью пальца 4, прикрепленного
к проушине агрегата двумя шпильками 5.
Конструкция узла обеспечивает возможность осевого перемещения
турбонасосного агрегата вдоль оси пальца и углового — за счет поворота
подшипника. Втулка изготовлена из стали 12Х2НВФА, обойма и под-
шипник — из алюминиевого сплава АК8.
Узел крепления, показанный на фиг. 147, состоит из нижней обой-
мы 1, приваренной к раме, верхней съемной обоймы 6, закрепляемой
шпильками 10, внутренней обоймы 2 и подшипника <3. Стыковка цапфы
турбонасосного агрегата с узлом осуществляется затяжкой болта 5, ко*
торый контрится отгибной стопорной шайбой 4, что обеспечивает жест-
кую связь турбонасосного агрегата с узлом.
Узел крепления, изображенный на фиг, 148, в отличие от узла, пока-
занного на фиг. 147, имеет скользящую посадку цапфы турбонасосного
агрегата. В остальном узлы одинаковы.
Нижние и верхние обоймы изготовлены из стали 12Х2НВФА, шпиль-
ки *— из стали 38ХА, внутренние обоймы и подшипники — из алюминие-
вого сплава АК8.
УЗЛЫ ОБЩЕЙ СБОРКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-107
Фиг. 149. Датчик давления:
/—штуцер; 2 — трубопровод; 3 — сильфон; 4 — ось; 5 — коромысло; 6 — сектор;
7 — трибка; 8 — щеткодержатель; 9 —щетки; 10 — потенциометр
Фиг. 150. Реле давления:
1 — прокладка; 2 — втулка; 3 — неподвижные кон-
такты; 4 — подвижные контакты; 5—толкатели;
6 — основание; 7 — подушка; 8 —мембрана;
9 — гайка; 10— штуцер
На двигателе установлены три аналогичных по конструкции реле давления:
ПРМ-АЗ-0,25Т, ПРМ-АР-25Т и ПРМ-АР-37Т.
Пневматическое реле ПРМ-АР-25Т (фиг. 150), разработанное специализиро-
ванной организацией, предназначается для .подачи сигнала при достижении дав-
ления 25 ата в его полости.
Измеряемое давление подается в подмембранную полость через штуцер 10.
Для предохранения мембраны от деформации при больших давлениях между мем-
браной и основанием проложена подушка 7, служащая упором для мембраны. Про-
филь подушки соответствует профилю мембраны при ее максимальном прогибе.
Для обеспечения герметичности между основанием 6 и штуцером 10 устанавли-
вается алюминиевая прокладка 1. Бронзовая втулка 2, ввернутая в основание 6, яв-
ляется одновременно направляющей толкателей 5 и упором для подушки 7. Кон-
тактное устройство закрывается кожухом, который крепится к основанию шестью
винтами.
При подаче давления в штуцер 10 мембрана перемещает толкатели 5, которые
размыкают две пары контактов. Реле срабатывает при давлении 25 ата с погреш-
ностью +4%.
Мембрана реле давления изготовлена из стали H36XTIOM5. Основание выпол-
нено из сплава АК4, штуцер—-из стали 1Х18Н9Т, толкатели — керамические.
Реле устанавливается на держателе, который крепится к раме двигателя хому-
тами.
На двигателе установлен датчик давления
ДД2-11Д, настроенный на номинальное давление
59,7±0,24 ата.
Датчик давления ДД2-11Д, разработанный спе-
циализированной организацией, является агрегатом
системы РКС и предназначен для измерения абсо-
лютного давления газов в камере сгорания и выда-
чи электрического сигнала в виде напряжения по-
стоянного тока, изменяющегося пропорционально
отклонению давления от номинального значения.
Измерение абсолютного давления достигается
герметизацией пространства, в котором заключен
механизм датчика. Кинематическая схема датчика
представлена на фиг. 149.
Измеряемое давление подается через диафраг-
менный демпфер, штуцер 1 и трубопроводы 2 одно-
временно в два чувствительных элемента. Линейное
перемещение осей 4 передаточно-множительным ме-
ханизмом, состоящим из коромысла 5, сектора 6 и
трибки 7, преобразуется во вращательное движение
щеткодержателя 8 со щетками 9, перемещающими-
ся по обмотке потенциометра 10. При подводе к
датчику номинального давления положение движка
настройки таково, что разность потенциалов между
движком настройки и щеткой потенциометра датчи-
ка равна нулю. При отклонении давления от номи-
нального напряжение на выходе датчика изменяет-
ся линейно.
Чувствительный элемент датчика состоит из ци-
линдрической пружины и сильфона, воспринимаю-
щего давление и передающего развиваемое им уси-
лие на пружину. Один конец сильфона, изготовлен-
ного из стали Н36ХТ, приварен к оси 4, другой —
к центру, который ввертывается в опорный конец
пружины. Оси чувствительных элементов скреплены
гайками с осями коромысла. Оси коромысла уста-
новлены в шариковых подшипниках. К коромыслу
с помощью четырех винтов привернут зубчатый
сектор, находящийся в зацеплении с трибкой, за-
крепленной на оси потенциометра. Для подавления
резонансных колебаний механизма датчика служит
механический демпфер, состоящий из вибратора и
графитовых щеток, прижимаемых к сектору плоски-
ми пружинами.
Датчик измеряет давление в пределах от 51,5
до 63,5 атм, погрешность датчика не превышает
±0,5%. Постоянная времени датчика — 60 + 20 мсек.
Датчик давления устанавливается на держате-
ле (фиг. 151).
Фиг. 151. Держатель датчика давления:
/ — рамка; 2 —панель; 3 — пружина; 4 — хомут
Держатель предназначен для умень-
шения вибрационных ускорений, действу-
ющих на датчик ДД2-11Д.
Амортизация датчика обеспечивается
подвеской на пружинах панели с установ-
ленной на ней датчиком.
Держатель (фиг. 151) состоит из рам-
ки 1 сварной конструкции, панели 2, со-
рока пружин и двух хомутов 4 с прива-
ренными к ним болтами. Хомуты, предна-
значенные для крепления держателя к ра-
ме двигателя, соединены с рамкой 1 с по-
мощью болтов.
Хомуты, панель и рамка держателя
изготовлены из стали 20. Пружины вы-
полнены из стальной углеродистой про-
волоки.
9 Зак. 00148
65
ПИРОЗАЖИГАТЕЛЬНОЕ УСТРОЙСТВО ДВИГАТЕЛЯ РД-107
Фиг. 152. Штатив пирозажигательного уст-
ройства;
/ — основание; 2 — стойка; J - перекладина
Фиг. 153. Электросхема пирозажигательно-
го устройства
Для воспламенения компонентов топлива в
основных и рулевых камерах сгорания двигате-
ля используются пирозажигательные устрой-
ства— ПЗУ, устанавливаемые в камеры сго-
рания па деревянных штативах и отличаю-
щиеся только габаритными размерами.
Штатив ПЗУ (фиг. 152) выполнен в виде
деревянной крестовины, состоящей из стойки 2
с укрепленными на ней перекладиной 3 и осно-
ванием 1. В верхней части штатива (фиг. 154)
на стойке укреплены два пиропатрона 1 и сиг-
нализатор воспламенения 2. Внутри стойки
имеется паз, в котором проложены электриче-
ские провода, заканчивающиеся штепсельной
вилкой, и размещена пружина <3 сигнализатора
воспламенения. Пиропатроны прикреплены к
стопке хомутами 4 так, что их сопловые отвер-
стия направлены на укрепленный между ними
сигнализатор воспламенения, выполненный из
латунной проволоки Л62. Пружина 3 обеспечи-
вает постоянное натяжение сигнализатора вос-
пламенения. При перегорании сигнализатора
пружина разъединяет его части, обеспечивая
надежное размыкание цепи сигнализатора.
Размещение пиропатронов соплами на-
встречу друг другу способствует зажиганию
обоих пиропатронов. Если по какой-либо при-
чине загорится только один пиропатрон, то
другой воспламенится от него. В пирозажига-
тельном устройстве используется пиропатрон,
применявшийся в жидкостном зажигательном
устройстве двигателя РД-100.
Фиг. 154. Верхняя часть
штатива пирозажига-
тельного устройства i60j:
1 — пиропатрон; 2 — сигна-
лизатор воспламенения;
3 — пружина; 4 — хомут;
5 — стойка
В процессе предстартовой подготовки ракеты для исключения слу-
чайного воспламенения пиропатронов пирозажигательных устройств при
проверках работы системы управления стартом ракеты и электрических
стартовых коммуникаций вместо пирозажигательных устройств в соот-
ветствующие линии подключается их эквивалент (фиг. 156). Эквивалент
ПЗУ включает восемь одинаковых электрических блоков, смонтирован-
ных в металлической коробке 6 с днищем 1. В каждый отдельный элек-
трический блок эквивалента входят розетка 7, тумблер 5 и кнопка 2, ус-
тановленные на коробке, а также электромагнитное реле 4, закрепленное
на кронштейне 3, который крепится винтами к стенке коробки.
Элементы электрической схемы одного блока (фиг. 155) взаимодей-
ствуют следующим образом. При подаче с пульта управления напряже-
ния постоянного тока на контакты 1—7 розетки обмотка II электромаг-
нитного реле оказывается под током, при этом ток через обмотку I не
проходит, так как она зашунтирована собственным нормально замкну-
тым контактом Ki (в этот момент происходит имитация работы цепи пи-
ропатронов ПЗУ по потребляемому току). Реле срабатывает и контакты
его (/<[ и К2) размыкаются, вследствие чего электрическая линия, под-
ключенная к контактам 1—4 розетки, размыкается, имитируя перегора-
ние сигнализатора ПЗУ.
Размыкание контакта Ki, шунтировавшего обмотку /, обеспечивает
последовательное включение ее в цепь контактов 1—7 розетки, чем до-
стигается значительное уменьшение тока в цепи, необходимое для дли-
тельной выдержки эквивалента под током.
Размыканием цепей кнопкой! Кз и тумблером /<4 соответственно ими-
тируется обрыв цепи пиропатронов штатива ПЗУ и перегорание сигна-
лизатора.
Фиг. 155. Электросхема одно-
го из восьми блоков эквивален-
та пирозажигателыюго уст-
ройства
Фиг. 156. Эквивалент пирозажигательного устройства-
Г-днище; 2 - кнопка; 3 — кронштейн; -/ — электромагнитное реле; 5 - тумблер, 6 —коробка; 7 — розетка
66
ДВИГАТЕЛЬ РД-108
Фиг. 157. Двигатель РД-108 (слева — вид со стороны редукторов давления
Г — основная камера сгорания; 2 — рулевая камера сгорания; 3 — рама двигателя; 4 — датчик давления обратной связи системы регулирова-
ния тяги двигателя (системы РКС); 5 — газогенератор; 6 — перекрывной клапан перекиси водорода; 7 —турбина; 8 — насос окислителя;
9 — насос горючего: 10 — клапан жидкого азота; 11 — редуктор давления воздуха точной настройки с подогревателем и приводом: 12 — тру-
бопроводы горючего основной камеры сгорания; 13 — трубопроводы окислителя рулевой камеры сгорания; 14 — трубопроводы горючего ру-
левой камеры сгорания: /5 — редуктор давления воздуха грубой настройки; 16 — рама турбонасосного агрегата; 17 — трубопровод азота;
воздуха; справа—вид со стороны насоса жидкого азота):
18— реле давления, используемые как сигнализаторы при автоматическом запуске двигателя; 19 — насос жидкого азота; 29 — насос пере-
киси водорода; 21 — редуктор давления перекиси водорода; 22 — штепсельные разъемы кабельных стволов; 23 — клапан окислителя;
24трубопровод окислителя основной камеры сгорания; 25 — расходная шайба; 26 — клапан горючего; 27 — узел подвода окислителя;
28 — узел подвода горючего
9*
67
ДВИГАТЕЛЬ РД-108
ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ И ХАРАКТЕРИСТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-108
[14, 15, 25]
Система подачи
Фиг. 158. Отклонение удельной тяги
основных камер сгорания двигателя
от номинального значения в зависи-
мости от соотношения секундных ве-
совых расходов компонентов топлива
[25]:
и £Р“ — отклонение удельной тяги
у земли и в пустоте; — соотношение ве-
совых расходов компонентов топлива:
------• — по экспериментальным данным;
-экстраполяция экспериментальных
данных
Фиг. 159. Зависимость тяги выхлоп-
ных патрубков турбины от окружаю-
щего давления и величины расхода
перекиси водорода [25]:
Gr — секундный расход перекис» водорода
Тип двигателя .............................
Назначение.................................
Топливо:
окислитель ..........................
горючее..............................
Номинальная тяга двигателя при работе на
режиме главной ступени с учетом тяги ру-
левых агрегатов и силы реакции выхлопных
патрубков турбины:
у земли .............................
в пустоте ...........................
Количество основных камер сгорания .
Количество рулевых камер сгорания .
Номинальная тяга у земли при работе на ре-
жиме главной ступени:
основной камеры сгорания ....
рулевой камеры сгорания ....
Удельная тяга — тяга на главной ступени,
отнесенная к суммарному секундному рас-
ходу окислителя, горючего и перекиси водо-
рода:
у земли .............................
в пустоте ...........................
Номинальное давление газов на режиме глав-
ной ступени:
в основных камерах сгорания
в рулевых камерах сгорания
Давление газов на срезе сопел:
основных камер сгорания	....
рулевых камер сгорания	....
Секундный расход окислителя ....
Секундный расход горючего ....
Суммарный секундный расход компонентов
топлива через турбонасосный агрегат на но-
минальном режиме...........................
Отношение секундных весовых расходов оки-
слителя н горючего, приведенное к номи-
нальным давлениям на входе в топливные
насосы и к номинальным удельным весам
(То = 1,111 кГ/л при t0 = — 178°С и ь =
= 0,822 кГ/л при г'г = +15° С):
через турбонасосный агрегат
через основные камеры сгорания
через рулевые камеры сгорания .
Продолжительность непрерывной работы на
режиме главной ступени.....................
Тяга двигателя в пустоте при работе на режи-
ме конечной ступени .......................
Допускаемый разброс величины импульса . тя-
ги основных камер сгорания за время от по-
дачи команды на выключение двигателя до
момента достижения тяги 4,6 т в пустоте
Жидкостный, реактивный
Для второй ступени межкон-
тинентальных баллистиче-
ских и космических ракет
Жидкий кислород,
ВТУ № МРТУ-6-ЕУ-193-60
Керосин (топливо Т-1),
ГОСТ 10227—62
76 т
96 т
4
4
16,3т
2,73 т
248 сек
315 сек
52 ата
48,5 ата
0,34 ата
0,32 ата
210,2 кГ)сек
87,9 кГ1сек
298,1 кГ/сек
2,39 ±0,12
2,45
2,08
320 сек
6 т
±6 т • сек
Способ подачи топлива в основные и рулевые
камеры сгорания...........................
Тип турбины ..............................
Тип насосов .
Число оборотов турбины II топливных насосов
Мощность турбины.......................
Давление на входе в насосы:
окислителя:
минимальное .........................
поминальное .	......
максимальное .....................
горючего:
минимальное ......................
номинальное ....
максимальное......................
Насосный, с приводом от тур-
бины
Активная, с двухступенчатым
колесом
Центробежные, одноступен-
чатые
7800 об/мин
4400 л. с.
4.05 ага
6.3 ата
13 ага
2,45 ата
4,45 ата
7 ата
Система г а з о г е н е р а ц и и
Компоненты газогеперацип
Способ подачи перекиси водорода ....
Давление перекиси водорода на входе в насос:
минимальное ...............................
максимальное........................
Секундный расход перекиси водорода при
температуре продукта + 25° С, удельном весе
7Г = 1,35 кГ/л, номинальных давлениях пе-
ред топливными насосами и расходе топлива
Давление парогаза в газогенераторе
Параметры парогаза па выходе из коллектора
турбины у земли:
давление ..................................
температура .........................
р~ и ро _ Тяга в пустоте и у земли; Р™
К
л»;
— удельная тяга в пустите и у зем-
G — суммарный секундный расход
топлива и перекиси водорода
а) Перекись водорода концен-
трации 82 ± 0,5% по весу;
стабилизатор -- етаииат на-
трия с пирофосфатом нат-
рия, ГОСТ 9534-61)
<>) Твердый катализатор —
Ж-30-С-0. ТУ ГКХ
№ ЕУ-153-59
Насосный, с приводом от т\р-
бипы через мультипликатор
2,8 ата
3,8 ата
7.5±0,8 кГ'сСг.
50 ата
1.15 ата
200; С
Фиг. 161. Высотная характеристика
двигателя [25]г
Р — тяга; — удельная тяга; ptl - атми
сферное давление
63
ДВИГАТЕЛЬ РД-108
Система наддува топливных баков
Компонент системы наддува баков
Способ подачи жидкого азота................
Давление жидкого азота на входе в насос:
минимальное.........................
максимальное........................
Параметры газообразного азота за испарите-
лем:
расход ..............................
давление ............................
температура..........................
Жидкий азот концентрации не
ниже 90% по объему,
ТУ б/№ от 21 февраля
1957 г. МХП
Насосный, с приводом от тур-
бины через мультипликатор
3,6 ата
5,1 ата
Момент от асимметрии тяги рулевого агрегата
Параметры электрического тока питания агре-
гатов управления:
род тока ..............................
напряжение (на клеммах агрегатов)
максимальная сила тока.................
Зажигание....................................
Давление воздуха перед редукторами:
в начале работы двигателя .	.	.	.
к концу работы двигателя	.	.	.	.
Давление воздуха за редуктором управления
агрегатами автоматики (редуктором грубой
настройки) ..................................
Не более 3 кГм
Постоянный
27±3в
6,6 а
Пиротехническое
190 у Jo ати
Не менее ПО ати
55 ± 1,5 ати
1,35±0,15 кГ/сек
И—15 ата
85^5° С
Габаритные размеры
Системы управления и регулирования
Двигателя без рулевых агрегатов:
длина .........................
максимальный диаметр
Рулевых агрегатов:
2865±2 .ил,
1950 ± 1 .ил]
Способ регулирования тяги двигателя
Изменением настройки редук-
тора воздуха, управляющего
редуктором перекиси водо-
рода
длина .............................
размер по оси качания между крайними
точками...........................
Не более 1024 лич
591 +3 л1.и
Фиг. 162. Средний закон нарастания
и разброс давления газов в основных
камерах сгорания при запуске двига-
теля [25]:
— давление газов в камерах сгорания
в процентах от номинального значения
главной ступени; Л — команда на включе-
ние главной ступени тяги
Коэффициент передачи двигателя — 'измене-
ние давления газов в камерах сгорания при
повороте па один радиан винта редуктора
давления воздуха .........................
Допускаемое форсирование двигателя от номи-
нальных параметров по суммарному расходу
компонентов топлива и по давлению газов в
камерах сгорания..........................
Давление воздуха за редуктором точной на-
стройки ..................................
Способ регулирования соотношения секундных
весовых расходов окислителя и горючего
Допускаемые отклонения соотношения секунд-
ных весовых расходов окислителя и горю-
чего от номинальной величины при крайних
значениях температуры и удельного веса
горючего.................................
Способ управления полетом ................
Допускаемый угол качания рулевого агрегата
Момент треиия в узлах подвода рулевого аг-
регата ...................................
3,5±0,5 ат/рад
5%
63—68 ата (задается в зависи-
мости от потребного расхода
перекиси водорода)
Изменением гидравлического
сопротивления дросселя оки-
слителя
±112%
Качанием рулевых камер сго-
рания (рулевых агрегатов)
±45°
Не более 2,2 кГм
Весовые данные
Вес узлов и агрегатов двигателя:	
основных камер сгорания ....	571 кГ
турбонасосного агрегата		237 кГ
газогенератора 		19,5 кГ
испарителя 		19 кГ
агрегатов автоматики 		56,8 кГ
рам двигателя и турбонасосного агрегата	82 кГ
трубопроводов 		73,4 кГ
деталей общей сборки		67 кГ
рулевых агрегатов		Не более 152 кГ
Вес двигателя:
не заполненного компонентами заполненного компонентами	топлива топлива	Не Не	более более	1278,5 кГ	
				1402	кГ
Координаты центра тяжести двигателя: пе заполненного компонентами топлива		Хс =	= 1,56	hi; у с	= 0; гс — 0
заполненного компонентами	топлива	Хе =	= 1,58	лг; Ус	= 0; zc = 0
Моменты инерции двигателя (без учета руле-
вых агрегатов):
не заполненного компонентами топлива
Jx.......................................39,6 кГм сек'1
Jv....................................... 85,25 кГм сек2
........................................... 85,25 кГм сек2
заполненного компонентами топлива
/х.........................................42,2 кГм сек2
Jv.......................................95.5 кГм сек2
Jt.......................................95,5 кГм сек2
Фиг. 163. Средний закон спада и раз-
брос давления газов в основных ка-
мерах сгорания при выключении дви-
гателя [25]:
давление газов в камерах сгорания
в процентах от номинального значения;
Д—команда иа выключение двигателя
69
ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ, ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ И КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЯ РД-108
Давления и гидравлические сопротивления топливных
магистралей двигателя РД-108
Элементы схемы	Гн травлн- ческге сопротив- ление, ат	Обозначе- ние сечений	Давление в сечении, ата
Магистраль окислителя			
		а	6,3
Насос	—		
		б	77,0
Дроссель	9,0		
		в	68,0
Клапан	3,5		
		г	64,5
Трубопровод	4,7		
		в	59.8
Форсуно шая головка основной камеры сгорания	7,8		
		д	52,0
			
Трубопроводы рулевых агрега- тов	7,3		
		Ж	59,6
Узел подвода	4,6		
		и	55,0
Форсуночная головка рулевой камеры сгорания	6,5		
		к	48,5
			
Магистраль горючего			
Насос	—	л	4,45
Трубопровод и расходная шайба	8,5	м	82,0
Клапан, тройник и трубопро- вод	2,9	н	73.5
		О	70,6
Охлаждащюий тракт основных камер сгорания	10,2		
		п	60,4
Форсуночная головка камеры сгорания	8,4		
		д	52,0
			
Трубопроводы рулевых агре- гатов	10,3		
		С	63,0
Узел подвода	2,5		
		nt	60,5
Охлаждающий тракт рулевых камер сгорания	5,9		
		У	54,6
Форсуночная головка рулевой камеры сгорания	6,1		
		к	48,5
			
Магистраль газоге- не р а ц и и			
		т	3,3
Насос	-		
		X	74,0
Редуктор давления	10.6		
		ц	63.4
Трубопровод, клапан и газоге- нератор	13,9		
		э	49,5
Турбина	—		
		10	1,4
Выхлопной коллектор	0,4		
		1	
17
К системе
РКС
ВозЭух 200ати_
от бортового баллона
К манометру
20
21 22
23
24
ПроЗувка
25 26 27
18	19
а
35
36а
а
38 37
36
5
4
Фиг. 164. Пневмогидравлическая схема двигателя [26]:
1 основная камера сгорания; 2 рулевой агрегат; 3 — датчик давления системы РКС; 4 — блок обратных клапанов; 5 — электроппевмо-
клапан, управляющий блоком клапанов окислителя; 6 — электропневмоклапап, управляющий клапаном горючего основных камер сгорания;
/--привод дросселя окислителя; 8— электропневмоклапап, управляющий клапанами перекиси водорода н а.зота; 9. il, 12 — обратные кла-
паны; 10 предохранительный клапан; _/8 — клапан азота; /V—редуктор давления воздуха грубой настройки; /5--электропневмоклапап
конечной ступени работы двигателя: 1б -- жиклер; 17 — привод редуктора давления точной настройки; 18 • редуктор давления воздуха точ-
ной настройки; U — подогреватель; 20 — редуктор давления перекиси водорода; 21 — насос перекиси водорода; 22 — насос жидкого азота;
23 — насос горючего; 24 — насос окислителя; 23 — турбина; 26 — испаритель азота; 27 — дроссель окислителя; 28 — перекрывной клапан пере-
киси водорода, 2J газогенератор; 30 клап.йп окислителя основных камер сгорания; 31—клапан’окислителя рулевых агрегатов; 32 — элск-
тропневмоклапан, управляющий клапаном окислителя рулевых агрегатов; 33— электропневмоклапап, управляющий клапанами горючего и
продувки рулевых агрегатов; 34, 35 расходные -шайбы; • 36, 36а — реле давления контроля предварительной ступени; 37 — реле давления
контроля выхода на первую промежуточную ступень; 38 — .пирозажигательное устройство; 39 —• реле давления контроля выработки горючего;
40 клапан горючего рулевых агрегатов; 41— клапан горючего основных камер сгорания; 42 — клапан продувки рулевых агрегатов.
Буквами обозначены сечения, давления в которых приведены в таблице
НаЗЗув
баков
16
15
14

Дренаж
турбины
Дренаж
насосов
К манометру
и бортовым агрегатам
управления
12
ВозЭух 47±Зати^Цо
от наземной
установки
Отработанный
парогаз
8 систему
циркуляции
окислителя
К системе.
РКС
«7
ж
ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СХЕМА
ДВИГАТЕЛЯ
Пневмогидравлическая схема двигате-
ля РД-108 представлена на фиг. 164.
Положение автоматики двигателя
РД-108 перед запуском такое же, как на
двигателе РД-107, при этом дроссель
окислителя 27 находится в положении,
обеспечивающем номинальное соотноше-
ние компонентов, а электропневмоклапа-
ны 32 и 33, управляющие соответственно
клапанами 31 и 40 подачи топлива в ру-
левые агрегаты, обесточены. Воздух, под-
веденный через открытые электропневмо-
клапаны в управляющие полости клапа-
нов 31 п 40, удерживает их в закрытом
положении.
Предпусковая продувка по линии горю-
чего как воздухом, так и азотом, ведется
отдельно по магистралям основных п ру-
левых камер сгорания, при этом продувка
основных камер сгорания осуществляется
непосредственно через форсуночные го-
ловки, а рулевых камер сгорания — через
клапан 42, т. е. продувается вся магист-
раль горючего рулевых агрегатов.
В отличие от двигателя РД-107 запуск
двигателя РД-108 производится с предва-
рительной ступени непосредственно на ре-
жим главной ступени тяги. Поп включе-
нии двигателя подается напряжение на
пиропатроны пирозажнгатсльных уст-
ройств (ПЗУ) основных п рулевых камер
сгорания. При воспламенении пиропатро-
нов перегорают сигнализаторы ПЗУ. По
регистрации перегорания сигнализаторов
во всех камерах сгорания подается напря-
жение на электропневмоклапап 5, при
срабатывании которого клапан окислите-
ля 30 основных камер сгорания и кла-
пан 31 рулевых агрегатов открываются
на предварительную ступень; кислород из
бака начинает поступать в основные и ру-
левые камеры сгорания.
•о
ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ, ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ И КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЯ РД-108
При открытии клапана окислителя 30 на предва-
рительную ступень замыкается его контактное уст-
ройство, разрешая прохождение последующих опе-
раций по запуску.
Через 2,5±0,3 сек после подачи напряжения на
пиропатроны ПЗУ подается напряжение на элек-
тропневмоклапаны 6 и 33, управляющие блоком
клапанов горючего. При срабатывании электро-
пневмоклапана 6 открывается на предварительную
ступень клапан горючего 41; при срабатывании
электропневмоклапана 33 открывается на предвари-
тельную ступень клапан горючего 40 и закрывается
клапан 42, прекращая продувку полостей горючего
рулевых агрегатов. Через 2,2±0,2 сек после коман-
ды на открытие блока клапанов горючего по коман-
де на электропневмоклапаны стартового пневмощит-
ка прекращается также продувка форсуночных го-
ловок основных камер сгорания. Горючее поступает
в основные и рулевые камеры сгорания, двигатель
выходит на режим предварительной ступени тяги. 
Работа двигателя на режиме предварительной
ступени контролируется с помощью двух реле дав-
ления 36 и 36а, контролирующих протекание процес-
сов соответственно в основных и рулевых камерах
сгорания.
После замыкания контактов реле 36 и 36а при
замкнутом контакте кислородного клапана подает-
ся команда на включение главной ступени тяги, что
осуществляется путем подачи напряжения на элек-
тропневмоклапан 8, который открывается и пропус-
кает управляющий 1воздух к клапанам 13 и 28. Эти
клапаны открываются, перекись водорода поступает
в газогенератор 29, а жидкий азот — в испари-
тель 26.
Образующийся в газогенераторе парогаз посту-
пает на лопатки турбины; турбонасосный агрегат
начинает работать, при этом повышается давление
компонентов топлива за насосами.
Под действием возрастающего давления кероси-
на открываются на главную ступень клапаны горю-
чего 40 и 41; с некоторой задержкой после разры-
ва болта открывается на главную ступень клапан
окислителя 30 основных камер сгорания. При от-
крытии этого клапана происходит размыкание его
контакта и подается напряжение на электропневмо-
клапан 32, управляющий открытием на главную сту-
пень клапана окислителя рулевых агрегатов. Кла-
пан 31 открывается полностью, двигатель выходит
на главную ступень тяги. По достижении в камерах
сгорания давления 25 ата размыкаются контакты
реле давления 37, что свидетельствует о нормаль-
ном протекании процесса выхода двигателя на глав-
ную ступень.
Наддув баков и регулирование тяги двигателя
РД-108 в процессе полета осуществляются так же,
как на двигателе РД-107. Соотношение компонен-
тов топлива в отличие от двигателя РД-107 на этом
двигателе регулируется с помощью дросселя окис-
лителя 27 приводом 7.
За несколько секунд до выключения двигатель
РД-108 переводится на конечную ступень тяги пу-
тем подачи напряжения на электропневмокла-
пан 15 и одновременного обесточивания электро-
пневмоклапанов 5 и 6. При срабатывании электро-
пневмоклапана 15 начинается стравливание возду-
ха через жиклер 16 и в управляющей полости ре-
дуктора перекиси водорода 20 устанавливается по-
ниженное давление, соответствующее конечной сту-
пени тяги. При срабатывании электропневмоклапа-
нов 5 и 6 в управляющие полости клапанов 30 и 41
подается воздух; при снижении давления за насоса-
ми эти клапаны полностью закрываются, перекры-
вая доступ компонентов топлива к основным каме-
рам сгорания. Таким образом, на конечной ступени
тяги работают только рулевые камеры сгорания, и
притом — на пониженном режиме.
При полном выключении двигателя обесточива-
ются электропневмоклапаны 8, 15, 32 и 33. Одновре-
менно с этим подается команда на срабатывание пи-
роклапанов рулевых агрегатов. Воздух поступает в
управляющие полости топливных клапанов рулевых
агрегатов и стравливается из управляющих поло-
стей клапанов /3 и 28. Одновременно прекращает-
ся стравливание воздуха через жиклер 16. Пере-
крывной клапан перекиси водорода 28, клапан азо-
та 13 и топливные клапаны рулевых агрегатов за-
крываются. Двигатель выключается.
При работе двигателя на режиме конечной сту-
пени в случае преждевременной выработки горюче-
го при снижении давления керосина в магистралях
замыкаются контакты реле 39 и подается команда
на выключение двигателя.
Фиг. 165. Электрическая схема двигателя:
/ — реле давления па 8 ати-, 2 — электроппевмоклапан, управляющий блоком клапанов окислителя; роле давления па
0,25 аги; 4 — подогреватель редуктора давления воздуха точной настройки; 5 — электроппевмоклапан. управляющий клапаном
горючего и продувки рулевых агрегатов; 6 — электроппевмоклапан, управляющий клапаном окислителя основных камер сго-
рания; 7 — элсктропневмоклапан, управляющий клапаном окислителя рулевых агрегатов; 8 —- электроппевмоклапан, управ-
ляющий клапанами перекиси водорода и азота; 9 — электропневмоклапан, управляющий клапаном горючего основных камер
сгорания; 10 — контакты клапана окислителя; // — роле давления на 25 ати; /2 —кабельный ствол; 13 — штепсельный разъем
eesksesi
ю
7
На электрической схеме двигателя (фиг. 165) показан кабельный ствол с
подсоединенными электроагрегатами.
Электрическая схема выполняется в дублированном варианте. Каждый луч ка-
бельного ствола маркируется и подсоединяется к соответствующему электроагре-
гату пайкой или с помощью штепсельного разъема. Подключение кабельного ство-
ла к бортовой кабельной сети ракеты осуществляется через 50-контактпый штеп-
сельный разъем.
71
ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ, ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ И КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЯ РД-108
Фиг. 166. Конструктивная схема двигателя РД-108 [28]:
/ — камера сгорания; 2 — рулевой агрегат; 3, '1, 5 — трубопроводы по-
дачи горючего к рулевому агрегату; 6, 79 — трубопроводы подачи го-
рючего к камере сгорания; 7, 78 — блок клапанов горючего; Я - блок
клапанов продувки; 9 — расходная шайба; 10, // — трубопроводы про-
дувки камер сгорания и рулевых агрегатов; 12 — трубопровод подвода
газов к датчику давления; 13— датчик давления; /•/, 60 — блок клапа-
нов окислителя; 15, 17, 18, 52, 57, 59, 72 — трубопроводы подачи возду-
ха управляющего давления к клапанам двигателя; 16 - трубопровод
подачи воздуха для продувки магистрали окислителя; 19 — привод
дросселя окислителя; 20 — дроссель окислителя; 2/— газогенератор;
22 — трубопроводы дренажа насоса окислителя; 23 — перекрывной кла-
пан перекнсн водорода; 24 — трубопровод подачн перекиси водорода;
25 — трубопровод подачи жидкого азота; 25 — трубопровод дренажа
турбины; 27 — турбонасосный агрегат; 28 — трубопроводы дренажа насо-
са горючего; 29 — редуктор давления перекиси водорода; 30, 33 — тру-
бопроводы дренажа п слньа перекиси водорода; 31— трубопровод ели
ва перекиси водорода; 32, 37 — крестовины; 34, 39 — трубопроводы по-
дачи воздуха управляющего давления к редуктору перекиси водорода;
55, 36, 48 — фильтры; 38 — электропневмоклапан конечной ступени тя-
ги двигателя; 40 — привод редуктора давления; 4/редуктор дав-
ления воздуха точной настройки с подогревателем; 42 — iрубонровод
подвода воздуха к редукторам давления; -/«У — редуктор дивлен.in воз-
духа грубой настройки; 44 — трубопровод подачн воздуха управляю
щего давления к распределителю; 45, 53 -- обратные клапаны; 16,
47 — электроппевмоклапапы. управляющие клапанами окислителя и го-
рючего камер сгорания; 19 — предохранительный клапан;
50 — распределитель; 51 — обратный клапан с фильтром на маш-
страли подвода воздуха от наземной установки. 54 - трубопровод под-
вода воздуха к элс‘ктр()П11свмокланаиу; 55 — клапан жидкого азота;
56 — электропнсвмоклапан, управляющий клапанами перекиси водоро-
да и жидкого азота; 58 — трубопровод подвода воздуха управляющего
давления к распределителю; 61, 62, 71 — трубопроводы подачи okiic.iii
теля к рулевому агрегату; 63 — трубопровод подачн окислителя к ко
мере сгорания; 64, 65 — электропневмоклапниы, управляющие клапана-
ми окислителя и горючего рулевых агрегатов; 6'6'—реле давления контро-
ля окончания поступления горючего; 67 реле давления контроля запус-
ка на предварительную и главную ступени тяги; 68 -- держатель реле
давления; 69, 75 --трубопроводы подвода горючего к реле давления;
70 — трубопровод подвода газа к реле давления; 73 трубопровод под-
вода горючего к клапану; 74—реле давления контроля преднирнтель-
ной ступени рулевого агрегата; 76 — трубопровод подвода унрлвляю-
щего давления к клапану продувки; 77--клапан продувки
рулевых агрегатов
72
КОНСТРУКЦИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-108
В соответствии с подобием принципиальных _ схем двигатель РД-108 по компо-
новке и по конструкции аналогичен двигателю РД-107. Он комплектуется четырьмя
основными камерами сгорания, турбонасосным агрегатом, газогенератором, ис-
парителем азота, четырьмя рулевыми агрегатами, агрегатами автоматики, ра-
мами двигателя и турбонасосного агрегата, топливными и воздушными магистра-
лями, узлами и деталями общей сборки.
Большая часть агрегатов двигателя РД-108 унифицирована с агрегатами дви-
гателя РД-107, что позволило уменьшить затраты на разработку двигателя и пре-
дельно сократить сроки проведения доводочных работ. Отличия агрегатов двига-
теля РД-108 от РД-107 предопределены в основном пониженным режимом работы
на главной ступени, наличием конечной ступени тяги, на которой должны рабо-
тать одни рулевые камеры сгорания при выключенных основных камерах, необхо-
димостью обеспечить регулирование соотношения компонентов топлива изме-
нением гидравлического сопротивления магистрали окислителя, а не магистрали
горючего, как это было принято в соответствии со схемой ракеты для двигателя
РД-107.
По сравнению с двигателем РД-107 камеры сгорания двигателя РД-108 отли-
чаются лишь уменьшенным расходом горючего по периферии форсуночной го-
ловки, т. е. уменьшенной защитной завесой; турбонасосный агрегат —• только на-
ружными диаметрами крыльчаток насосов. Двигательная рама (фиг. 169) в
верхней части — меньшего диаметра, базовая плоскость — перпендикулярна к
осн двигателя. Газогенератор, испаритель азота, рама турбонасосного агрегата и
такие агрегаты автоматики, как редукторы давления, перекрывной клапан пере-
киси водорода и клапан азота, электропневмоклапаны, обратные клапаны, реле
давления и т. п. на двигателе РД-108 те же, что на двигателе РД-107. Рулевые аг-
регаты отличаются лишь конфигурацией входных патрубков узлов подвода. Клапа-
ны горючего и окислителя на двигателе РД-108 выполнены каждый в -виде блока
из двух клапанов: один клапан управляет подачей компонента в основные камеры
сгорания, другой — в рулевые.
На фиг. 167, 168 приведены общие виды двигателя РД-108 без рулевых аг-
регатов, которые располагаются снаружи от основных камер сгорания и крепятся
непосредственно к силовым элементам хвостового отсека центрального блока
ракеты.
Камеры сгорания 1 крепятся за головные части к раме двигателя 10 по-
средством шаровых опор. Кроме того, взаимное перемещение их сопловых ча-
стей ограничивается донной защитой хвостового отсека ракеты. Турбонасосный
агрегат 19 устанавливается на раме 12, которая крепится к раме двигателя 10.
Керосин от насоса по трубопроводу 5 подводится к блоку клапанов 3, а от
него по четырем трубопроводам 25 и восьми резиновым шлангам 2 — к коллек-
тору каждой камеры сгорания. Кроме того, от блока клапанов керосин по четы-
рем магистралям подводится к рулевым агрегатам.
Кислород от насоса через дроссель 23 и блок клапанов 9 поступает по трубо-
проводам 11 .в камеры сгорания; часть кислорода от блока клапанов 9 отбирает-
ся в рулевые агрегаты.
Фиг. 167. Двигатель РД-108 (без рулевых агрегатов и их магистралей у
Вид со стороны редукторов давления воздуха [27]:
/ - камера сгорания; 2, 5, 23 — трубопроводы горючего; 3 — блок клапанов горюче-
го; '/ — расходная шайба; 6, 7 — электропневмоклапаны, управляющие клапанами
окислителя и горючего рулевых агрегатов; 8 — блок обратных клапанов:
9 — блок клапанов окислителя; 10 — рама двигателя; // — трубопровод окислителя;
/2 — рама турбонасосного агрегата; 13 — датчик давления системы РКС; И — элей-
тропиевмежлапан; /5 — распределитель; 16 — выхлопной коллектор турбины; /7— га-
зогенератор; /5 — перекрывной клапан перекиси водорода; 19— турбонасосный агре-
гат; 20 —клапан азота; 21 — редуктор давления перекиси водорода; 22 — трубопровод
жидкого азота; 23 — дроссель окислителя с приводом; 24 — кронштейн крепления
трубопровода горючего;
-Тс— положение центра тяжести двигателя (без учета рулевых агрегатов)
ак. 00148
73
КОНСТРУКЦИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-108
Как и в двигателе РД-107, корпуса иасоса и блока клапанов 9 снаружи теп-
лоизолированы. В дополнение к этому для полного исключения подъема газооб-
разного кислорода вверх по питающему трубопроводу центрального блока раке-
ты предусмотрена естественная циркуляция окислителя перед стартом, что обес-
печивается отбором кислорода от блока клапанов окислителя 9 и направлением
его по специальному трубопроводу ракеты обратно в бак.
Перекись водорода от насоса через редуктор 21 по трубопроводу 30 подво-
дится к клапану 18 и затем в газогенератор 17. Продукты разложения перекиси
водорода по двум патрубкам подводятся ‘к турбине. После турбины отработанный
газ проходит через испаритель жидкого азота и по двум трубопроводам, подсо-
единяемым к коллектору турбины 16, отводится в атмосферу.
Фиг. 168. Двигатель РД-108, Вид со стороны турбонасосного агрегата [27]:
И - реле давления; 27 — редуктор давления воздуха точной настройки; 28 — редуктор давления воздуха гру-
бой настройки; 2!) — патрубок подвода парогаза к турбине; 30 — трубопровод перекиси водорода
Фиг. 169. Рама двигателя
Жидкий азот от насоса через клапан 20 по трубопроводу 22 подводится к
змеевику испарителя; из испарителя газообразный азот отводится в систему над-
дува баков ракеты.
Сжатый воздух для управления агрегатами автоматики подастся от бор-
товой системы ракеты к редукторам давления 27 и 28. Воздух от редукто-
ра 28 подается к электропневмоклапанам 6, 7, 14 и затем по трубопроводам — в
управляющие полости клапанов горючего, окислителя, перекиси водорода и жид-
кого азота. Воздух от редуктора 27 подводится в управляющую полость ре-
дуктора перекиси водорода 21 и к электропневмоклапану конечной ступени рабо-
ты двигателя.
Воздух для продувки полостей горючего форсуночных головок основных ка-
мер сгорания подводится от наземной установки к блоку обратных клапанов 8,
а для продувки полостей горючего рулевых камер сгорания — к клапану продувки.
Воздух для продувки полостей окислителя в случае аварийного выключения дви-
гателя подводится к блоку клапанов окислителя 9. Воздух для обдува сильфона
клапана окислителя подводится к блоку клапанов окислителя через штуцер, уста-
новленный в корпусе клапана.
Ко всем электромагнитам электропневмоклапанов, контактам реле давле-
ния и датчика давления подпаиваются соответствующие концы кабельного ство-
ла.
ОСНОВНАЯ И РУЛЕВАЯ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-108
ПАРАМЕТРЫ ОСНОВНОЙ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ [25]
ПАРАМЕТРЫ РУЛЕВОЙ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ [14]
Секундный расход горючего............................18,4 кГ)сек
Секундный расход окислителя..........................45 кГ!сек
Весовое соотношение компонентов топлива..............2,45
Давление газов в камере сгорания.....................52 ата
Давление газов на выходе из сопла....................0,34 ата
Удельная тяга — тяга, отнесенная к суммарному секундно-
му расходу топлива:
У земли.............................................. 256,3 сек
в пустоте.......................................321,9 сек
Диаметр цилиндрической части камеры сгорания .	.	.	430 мм
Диаметр критического сечения сопла...............165,8 мм
Диаметр выходного сечения сопла.................. 720 мм
Объем камеры сгорания до критического сечения	сопла	85 л
Охлаждающий компонент............................Горючее
Количество форсунок:
двухкомпонентных ..................................... 277 шт.
однокомпонентных .	.......................60 шт.
Давление перед форсунками в полости горючего	.	.	.	60,4 ата
Давление перед форсунками в полости окислителя	.	.	.	59,8 ата
Относительная расходоиапряженность — расход, отнесен-
ный к площади форсуночной головки и к давлению в ка-	р
мере сгорания......................................0,84----------------
сек -см2- а та
Время пребывания продуктов в камере сгорания	.	.	.	5,55 	1СГ3	сек
Литровая тяга у земли............................190,9	кГ/л
Коэффициент полноты давления в камере	сгорания	.	.	.	0,968
Коэффициент полноты удельной тяги...............0,944
Камера сгорания двигателя РД-108 идентична по конструкции каме-
ре сгорания РД-107 и отличается от нее лишь долей расхода горючего
через периферийные форсунки (относительный расход горючего через
периферийные форсунки уменьшен на 18% по сравнению с камерой сго-
рания двигателя РД-107), а также значениями основных параметров.
Схема охлаждения и смесеобразования камеры сгорания дана
па фиг. 170.
Секундный расход горючего...............................3,64	кГ/сек.
Секундный расход окислителя.............................7,56	кГ!сек
Весовое соотношение компонентов топлива................2,08
Давление газов в камере сгорания
48,5 ата
Давление газов на выходе из сопла.....................0,32	ата
Удельная тяга — тяга, отнесенная к суммарному секундно-
му расходу топлива:
у земли......................................... 243,8 сек
в пустоте.......................................312,5 сек
Диаметр цилиндрической части камеры сгорания ...	180 мм
Диаметр критического сечения сопла....................71,5 ami
Диаметр выходного сечения сопла.......................ЗЮ1 жм
Объем камеры сгорания до критического сечения сопла 8,5 л
Охлаждающий компонент...................................Горючее
Количество форсунок горючего..........................73 шт.
Количество форсунок окислителя........................90 шт.
Давление перед форсунками горючего....................54,6 ата
Давление перед форсунками окислителя..................55 ата
Относительная расходоиапряженность — расход, отнесен-
ный к площади форсуночной головки и к давлению в ка-	р
мере сгорания............................................0,9	----------
сек-см2-ата
Время пребывания продуктов в камере сгорания .	.	.	2,94 • 10-Л сек
Литровая тяга у земли............................... 320,5	кГ)л
Коэффициент полноты давления в камере сгорания .	.	.	0,950
Коэффициент полноты удельной тяги..................0,919
Камера сгорания рулевого агрегата двигателя РД-108 полностью
идентична по конструкции рулевой камере сгорания двигателя РД-107
и отличается только параметрами.
10*
Фиг. 170. Схема охлаждения и смесеобразования основной камеры
сгорания
Фиг. 171. Схема охлаждения и смесеобразования рулевой камеры
сгорания
75
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ И ГАЗОГЕНЕРАТОР ДВИГАТЕЛЯ РД-108
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ТУРБОНАСОСНОГО АГРЕГАТА [25]
Мощность турбонасосного агрегата
Число оборотов насосов горючего, окислителя
и турбины..................................
Число оборотов насосов перекиси водорода и
жидкого азота..............................
Расход окислителя..........................
Расход горючего...........................
Расход перекиси водорода ..................
Расход жидкого азота.......................
Минимальное давление на входе в насос оки-
слителя ..................................
Минимальное давление па входе в насос го-
рючего ...................................
Минимальное давление на входе в насос пере-
киси водорода .............................
Минимальное давление па входе в насос жид-
кого азота ................................
Давление на выходе из насоса окислителя .
Давление па выходе из насоса горючего .
Давление на выходе из насоса перекиси во-
дорода ....................................
Давление на выходе из насоса жидкого азота
Коэффициент полезного действия насоса оки-
слителя ...................................
Коэффициент полезного действия насоса горю-
чего ......................................
Коэффициент полезного действия насоса пере-
киси водорода .............................
Коэффициент полезного действия насоса жид-
кого азота ...............................
Коэффициент быстроходности насоса окисли-
теля .....................................
Коэффициент быстроходности насоси горючего
Коэффициент быстроходности насоса перекиси
водорода .................................
Коэффициент быстроходности насоса жидкого
азота .....................................
Относительная осевая скорость на входе и на-
сос окислителя ............................
Относительная осевая скорость на входе в на-
сос горючего...............................
Удельная мощность (мощность, отнесенная к
единице секундного расхода рабочего тела
турбины) ..................................
Эффективный коэффициент полезного действия
турбины ...................................
Температура рабочего тела па входе в турбину
Давление па входе в турбину ...............
Давление на выходе из турбины ....
Окружная скорость па среднем диаметре ро-
тора турбины ..............................
Отношение окружной скорости на среднем диа-
метре ротора к скорости истечения из сопел
Вес турбонасосного агрегата, не заполненного
компонентами ..............................
Вес турбонасосного агрегата, заполненного
компонентами ..............................
Габаритные размеры турбонасосного агрегата
(Длина X ширина X высота).................
Относительный вес турбонасосного агрегата
(вес агрегата, заполненного компонентами,
отнесенный к единице тяги двигателя) .
Вес турбонасосного агрегата, заполненного
компонентами, отнесенный к единице мощ-
ности .....................................
4400 л. с.
7800 аб/мин
17 000 об/мин
210,2 кГ/сек.
87,9 кГ/сек
7,5 кГ/сек
1,35 кГ/сек
4,05 ата (при /= — 178° С)
2,45 ата (при Z = + 15° С)
2,8 ага (при Z=+25°C)
3,6 ата (при t = —196° С)
77 ата
82 ата
72 ата
3.3 ата
0,67
0,66
0,56
0,33
72
56
45
30
0,117
0,087
Турбонасосный агрегат двигателя РД-108 конструктивно
подобен турбонасосному агрегату двигателя РД-107 и отли-
чается от него параметрами. Требуемые параметры турбона-
сосного агрегата получены за счет изменения числа оборотов и
диаметров крыльчаток насосов.
Турбонасосный агрегат двигателя РД-108 проходил тот
же цикл доводочных испытаний, что и турбонасосный агрегат
двигателя РД-107, и только испытания его совместно с двига-
телем отличались большим ресурсом.
При летных испытаниях было обнаружено, что в условиях
глубокого вакуума манжеты, стоящие усом от внутренней по-
лости мультипликатора, пропускали из полости воздух и смаз-
ку. Вследствие этого нарушалась смазка и охлаждение ше-
стерен мультипликатора и наиболее нагруженные зубья шесте-
рен насоса перекиси водорода перегревались и выходили из
строя. Этот дефект был воспроизведен при испытании на стен-
де с имитацией высотных условий и устранен постановкой
всех манжет усом к внутренней полости мультипликатора. Од-
новременно было увеличено количество смазки, заливаемой
в мультипликатор.
ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ГАЗОГЕНЕРАТОРА [25]
0,56
833° К
49,5 ата
1,4 ата
198,5 м/сек
0,16
2.37 кГ
270 кГ
1450x847x720 мм
3,55 кГ/т тяги
61,4 Г/л.т.
Удельная нагрузка .	.	.	.
Время непрерывной работы газоге-
нератора с обеспечением посто-
янной температуры парогаза
Давление парогаза на выходе нз
Газогенератора .................
Температура парогаза па выходе
пз газогенератора .	.	.	.
Расход перекиси водорода
(82 %-пой концентрации по весу)
Вес. газогенератора (с катализа-
тором) .........................
3,2
кГ/сек перекиси водорода
кГ катализатора
более 320 сек
50 ата
833° К
7,5 кГ/сек
~ 19,5 кГ
Газогенератор двигателя РД-108 подобен газогенератору
двигателя РД-107 и отличается от него только диаметром
жиклирующего отверстия, подобранным для измененного рас-
хода из условия обеспечения устойчивой работы газогенера-
тора. Доводочные испытания газогенератора двигателя
РД-108 отличались от испытаний газогенератора двигателя
РД-107 в основном увеличенным ресурсом и проведением до-
полнительных работ по повышению надежности работы газо-
генератора на режимах малой тяги двигателя.
Во время работы двигателей на режиме малой тяги были
случаи частичного прогара сеток газогенератора. В связи с
этим провели работы, сводившиеся к воспроизведению возго-
рания при специально созданных тяжелых условиях (продол-
жительной работе на режимах малой тяги, работе с перекисью
водорода повышенной концентрации). На основании проведен-
ных работ определилась склонность катализатора к возгора-
нию, после чего последний был заменен катализатором
«Ж-ЗО-С-0», имеющим предварительно окисленный носитель.
Кроме того, применявшаяся ранее для изготовления сеток ма-
лоуглеродистая сталь была заменена более стойкой к возгора-
нию сталью Х18Н9Т. Проведенные работы позволили форси-
ровать газогенератор по температуре за счет повышения кон-
центрации перекиси водорода с 80 до 82% (по весу) и обес-
печить надежность его работы на режиме конечной ступени.
Для определения возможности упрощения схемы двигате-
ля на газогенераторе проводились эксперименты, имевшие
цель проверить его работу па конечной ступени без специаль-
ного клапана и жиклера, которые были предусмотрены в пер-
воначальном варианте конструкции. Было подтверждено, что
газогенератор может работать на режиме конечной ступени
при расходе через жиклер, подобранный для расхода главной
ступени, с допустимой, хотя и несколько увеличенной, пульса-
цией.
7&
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-108
На двигателе РД-108 применяется ряд агрегатов автоматики, за-
имствованных из двигателя РД-107. К таким агрегатам относятся: воз-
душный редуктор давления грубой настройки, подогреватель, предохра-
нительный клапан, пиропатрон, клапан азота, перекрывной клапан, пи-
роклапан и электропневмоклапан, установленный на воздушной линии
перекрывных клапанов перекиси водорода и жидкого азота.
Ряд агрегатов двигателя РД-1.08 по конструкции и принципу работы
сходны с аналогичными агрегатами двигателя РД-107. Так, редукторы
давления перекиси водорода двигателей РД-107 и РД-108 различаются
между собой только величиной расхода, при котором производится сня-
тие характеристики (в связи с разными значениями номинальных расхо-
дов перекиси водорода для этих двигателей). Редуктор давления точной
настройки отличается от аналогичного редуктора двигателя РД-107 (см.
фиг. 100) только силой пружины 2 (вследствие различия требований по
диапазону регулирования выходного давления). Отличие ЭПК, установ-
ленного па линии управляющего воздуха к редуктору перекиси водорода,
от аналогичного ЭПК двигателя РД-107 (см. фиг. 104) состоит лишь в
отсутствии на выходе сетчатого фильтра. Блок обратных клапанов, уста-
новленный на линии продувки форсуночных головок камер сгорания, от-
личается от аналогичного блока двигателя РД-107 (см. фиг. 107) тем, что
вместо глухого стержня с резьбой в нижней части его корпуса имеется
полый стержень с резьбой, заканчивающийся штуцером для подсоедине-
ния трубопровода подачи сжатого азота к клапану продувки камер сго-
рания рулевых двигателей. В схеме двигателя РД-108 (так же, как и в
схеме двигателя РД-107) применены ЭПК нормально открытого типа,
установленные на линиях управляющего воздуха клапанов окислителя и
горючего.
Блок клапанов окислителя (фиг. 172) предназначен для управления пода-
чей кислорода в основные и рулевые камеры, сгорания.
Конструкция блока клапанов имеет следующие особенности. В блоке объеди-
нены в одно целое четыре клапана: основной А, рулевой Б и два обратных
клапана С, через которые осуществляется подача газообразного азота при продув-
ке полостей основного и рулевого клапанов, а также отходящих от них магистра-
лей кислорода.
Конструктивно основной клапан А аналогичен клапану окислителя (фиг. 91).
В нижней части блока клапанов расположен клапан Б рулевых агрегатов.
Жидкостная полость рулевого клапана отделена от воздушной сильфоном /5
(рис. 172). Сильфон 16 разделяет управляющую полость на две полости: наруж-
ную, связанную со штуцером крышки 17,и внутреннюю, связанную со штуцером 23.
В центральной части клапана 25 устанавливается мембрана 24, служащая для
предохранения магистралей от разрушения при газификации в них оставшегося
кислорода после выключения двигателя.
Блок клапанов имеет четыре положения: закрыт, открыт (последовательно)
на предварительную, главную и конечную ступени. При закрытом блоке клапанов
или открытом на предварительную и главную ступени основной клапан А за-
нимает положения, аналогичные положениям клапана окислителя (фиг. 91) на
соответствующих ступенях.
8хо5
Управляющий
воздух
Фиг. 172. Блок клапанов окислителя [53];
/, /Р, 26 — основания; 2, //--корпуса; 7 штанга; 5, 25 клапаны; 6. //, 21- iгрж1111ы; 7. /5. 1'>, 27 сильфо-
ны; А', 22' -- втулки; 9 — разрывной болт; 10, /7 — крышки; 12, 2:1 — штуцера; 18, 20 - ’ штоки’; 14 -- прижим; 18 — ста-
кан; 24 — мембрана; 28 — винт; 29 — включатель
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-108
Фиг. 173. Блок клапанов окислителя
Последовательность работы рулевого клапана следующая. При закрытом бло
ке клапанов в наружную и внутреннюю управляющие полости рулевого клапана
подан сжатый воздух, при этом тарель клапана 25 (фиг. 172) силой пружи-
ны 21 и давлением воздуха, действующим на сильфон 15, плотно прижата к сед-
лу корпуса 3.
При открытии блока клапанов на предварительную ступень из наружной
управляющей полости рулевого клапана «сбрасывается» сжатый воздух; основа-
ние 19 усилием давления воздуха, действующего на разность площадей сильфо-
нов 16 и 15, отводится до упора в торец крышки 17. При этом вместе с основа-
нием 19, преодолевая силу упругости пружины 21, перемещается шток 20, увле-
кая за собой клапан 25. Тарель клапана 25 отходит от седла корпуса 5 и через
образовавшуюся щель между буртиком прижима 14 и корпусом 3 кислород по-
дается к выходным патрубкам рулевого клапана и далее в рулевые-камеры сго-
рания.
При открытии блока клапанов на главную ступень «сбрасывается» сжатый
воздух из внутренней управляющей полости рулевого клапана. Под действием дав-
ления жидкости, преодолевая силу упругости пружины 21, клапан 25 перемещает-
ся до упора в торец втулки 22. Рулевой клапан открывается на главную ступень.
При переходе двигателя на конечную ступень клапан А блока клапанов за-
крывается. В наружную управляющую полость рулевого клапана подан сжатый
воздух, тарель клапана 25 не меняет своего положения, которое она занимала
на главной ступени, так как основание 19 упирается в торец стакана 18.
При закрытии блока клапанов подается сжатый воздух через штуцер 23 во
внутреннюю управляющую полость рулевого клапана, тарель клапана 25 в ре-
зультате усилия от давления воздуха на сильфон 15 и силы упругости пружины 21
перемещается и плотно прижимается к седлу корпуса 3.
Блок клапанов горючего (фиг. 174) предназначен для управления подачей
керосина в основные и рулевые камеры сгорания двигателя.
Конструкция блока клапанов имеет следующие особенности.
В нем объединены два клапана: основной С и рулевой В. Перекрытие ма-
гистрали основных камер сгорания осуществляется двухтарельчатым клапаном 10.
в тарели которого завулканизированы резиновые, уплотнения. В нижней части кор-
пуса 9 расположен клапан рулевых камер сгорания. Перекрытие магистрали руле-
вых камер сгорания производится клапаном 12.
Основные детали выполнены из следующих материалов: корпус 9 и крыш-
ка 4 — из алюминиевого сплава АЛ4, пружина 14 — из стали 50ХФА, крыш-
ка 1, поршень 11 и направляющая 6 — из алюминиевого сплава АВ.
Работает блок клапанов следующим образом. В управляющие полости А и Б
блока подается сжатый воздух, при этом тарели клапана 10 и тарель клапана 12
плотно прижимаются к соответствующим седлам корпуса 9\ такое положение
блока соответствует его закрытию.
При «сбросе» сжатого воздуха из управляющей полости основного клапана
тарели клапана 10 под действием давления горючего, действующего па разность
площадей между левой и правой тарелями, и под действием усилия пружины 7
отходят от седел до упора уступа клапана 10 в торец кольца 8, удерживаемого
пружиной 7. Через образовавшиеся щели между буртиками левой и правой тарслей
и корпусом керосин подается к выходным патрубкам и далее в основные камеры
сгорания. При «сбросе» сжатого воздуха из управляющей полости рулевого кла-
пана тарель клапана 12 под действием давления горючего, сжимая пружину 17,
отходит от седла до упора торца втулки 16 в крышку 1. Через образовавшуюся
щель между буртиком кольца 13 и корпусом керосин подается к выходным па-
трубкам и далее в рулевые камеры сгорания. Такое положение блока соответству-
ет его открытию на предварительную ступень.
78
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-108
Вход
По достижении определенного давления керосина на входе в блок клапан 10,
сжимая пружину 7, отходит от седел до упора поршня 11 в крышку 4, а клапан 12,
сжимая пружину 14, доходит до упора в крышку 1. В этом положении блок клапа-
нов открыт на главную ступень.
При подаче сжатого воздуха в управляющую полость основного клапана таре-
ли клапана 10 под действием сил давления воздуха на поршень 11 плотно при-
жимаются к седлам корпуса 9. Такое положение блока соответствует работе
двигателя на конечной ступени.
При подаче сжатого воздуха в управляющую полость рулевого клапана та-
рель клапана 12 под действием сил давления воздуха и силы пружины 17
плотно прижимается к седлу. Такое положение блока клапанов, как указы-
валось выше, соответствует его закрытию
79
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-108
Вход
Фиг. 176. Дроссель окислителя
Фиг. 178.
/ - корпус;
5 — шар и к и
лумуфта;
Дроссель окислителя [55]:
2 — впит; 2, I — решетки;
5, 9 — оси; 7 — тяга; 8 - • по-
10  пружина; 11 валик;
12 — кольцо
2
3
4
Вход
Фиг, 177. Обратный кла-
пан [56]:
/ — ПРУЖИН»; 2 — ШТуцСр,
J -- клапан; 7 — корпус
Дроссель окислителя, представленный па фиг. 178, являет-
ся исполнительным органом системы регулирования опорож-
нения баков (СОБ). Он предназначен для изменения гидравли-
ческого сопротивления магистрали жидкого кислорода при
настройке двигателя и в процессе работы при функционирова-
нии СОБ.
Настройка дросселя на требуемое значение перепада дав-
ления осуществляется с помощью электропривода. Выходная
муфта электропривода передает вращение полумуфте 8 дрос-
селя, которая вращает валик 11 и сообщает с помощью тяги 7
(соединенной с одной стороны с подвижной решеткой 4, а с.
другой стороны — с валиком И посредством осей 9 и 6) вра-
щение подвижной решетке 4 относительно решетки 3, непод-
вижно закрепленной в корпусе /. Просветы между радиаль-
ными перемычками решеток уменьшаются или увеличиваются,
что приводит соответственно к увеличению пли уменьшению
гидравлического сопротивления магистрали.
Основные детали дросселя — решетки 3 и 4, полумуфта 8
выполнены из стали Х18Н10Л, валик И — из стали Х18Н10Т,
тяга 7 — из стали 12Х2Н-ВФА, корпус 1— из алюминиевого
сплава АВ.
На линии управляющего воздуха к перскрывному клапану
перекиси водорода и клапану азота устанавливается обратный
клапан (фиг, 177), предназначенный для предотвращения рез-
кого стравливания давления из управляющих полостей ука-
занных клапанов вследствие увеличения расхода воздуха при
срабатывании клапанов окислителя и горючего во время пере-
хода двигателя на режим конечной ступени.
Корпус 4 и штуцер 2 выполнены из алюминиевого сплава
АК8, клапан .5 — из алюминиевого сплава АВ с завулканизи-
рованным уплотнением из резины, пружина 1 — из стали 65Г.
При подаче воздуха в обратный клапан со стороны штуце-
ра корпуса 4 клапан 3 давлением отжимается от седла, обес-
печивая проход воздуха; при прекращении подачи воздуха
клапан пружиной прижимается к седлу.
При падении давления управляющего воздуха на входе в
обратный клапан избыточное давление со стороны выхода
плавно стравливается через центральное жиклирующее отвер-
стие в клапане 3.
Клапан продувки (фиг. 179) предназначен для управления
подачей газообразного азота .в полость рулевого клапана бло-
ка клапанов горючего.
Корпус 3 и крышка 4 выполнены из алюминиевого сплава
АВ, пружина 2— из стали 65Г, штуцер 1— из стали 38ХА.
Работает клапан следующим образом. Без управляющего
давления клапан закрыт усилием пружины 2. При подводе к
штуцеру корпуса 3 сжатого газообразного азота давлением
азота, действующего на разность площадей манжеты 7 и сед-
ла корпуса 3, а также усилием пружины 2 тарель клапана 8
плотно прижата к седлу корпуса 3. При подаче управляющего
давления к штуцеру крышки 4 клапан 8 под действием силы
Фиг. 179. Клапан продувки [57]:
Управляющий
воздух
/ — штуцер; 2--пружина; .'/--корпус; ‘/—крышка: 5--втулки; О’, 7- манжеты; «--клапан
Выход [\
этом положении клапан
давления на площадь манжеты 6, преодолевая усилие пружи-
ны и силу давления сжатого азота на манжету 7, отходит от
седла до упора втулки 5 в торец корпуса 3, обеспечивая про-
ход азоту к выходному штуцеру /. В
открыт.
При стравливании управляющего
на 8 под действием усилия пружины
на манжету 7 плотно прижимается к
закрывается.
При работе двигателя полость клапана со стороны штуце-
ра 1 заполнена керосином.
Вход
воздуха тарель клапа-
и силы давления азота
седлу корпуса 3. Клапан
80
НАЗЕМНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-107 И РД-108
В состав наземного оборудования двигателей РД-107 и РД-108 вхо-
дят стартовые пневмощитки, предназначенные для питания пневмосисте-
мы ракеты с двигателями РД-107 и РД-108, и пирозажигательные устрой-
ства. В процессе предстартовой подготовки и пуска ракеты используются
пять одинаковых пневмощитков (фиг. 180), которые размещаются в ук-
рытии в непосредственной близости от двигательных установок ракеты
(фиг. 181). Питание пневмощитков сжатым воздухом и азотом осущест-
вляется от трех кольцевых коллекторов, соединенных с ресиверами на-
земных установок трубопроводами.
Управление пневмощитком осуществляется дистанционно с назем-
ного пульта управления запуском ракеты путем подачи электрических
команд на соответствующие электропневмоклапаны пневмощитка.
При помощи пневмощитка проводятся следующие операции:
—	заполнение и подпитка бортовых баллонов сжатым воздухом;
—	открытие и закрытие дренажно-предохранительных клапанов ба-
ков керосина, жидкого кислорода, перекиси водорода, а также подача
воздуха управляющего и дублирующего давления в пневмосистему дви-
гательных установок ракеты;
Фиг. 180. Общий вид стартового пневмощитка
—	наддув баков керосина, жидкого кислорода, азота и перекиси
водорода;
—	отсечка предстартовой продувки камер сгорания двигательных
установок и контроль отсечки;
—	проверка целостности электрических цепей пирозажигательных
устройств двигателей;
—	включение ПЗУ и контроль срабатывания пиропатронов.
В состав стартового пневмощитка входят электропневмоклапаны и
пневмоарматура.
Для обеспечения надежной работы пневмощитка в эксплуатации все
электроппевмоклапаны до установки их в пневмощиток проходят конт-
рольные и партионные испытания. Помимо этого, каждый пневмощиток
подвергается контрольным испытаниям, при которых производится про-
верка электрической схемы, срабатывания электропневмоклапанов, гер-
метичности и проходимости пневмомагистралей после транспортировки.
При партионных испытаниях пневмощитка, кроме того, проверяется не-
обходимый ресурс срабатываний электропневмоклапанов и других вхо-
дящих в пневмощиток элементов.
Фиг. 181. Размещение стартовых пневмощитков на пусковой площадке
ракеты:
1 — двигатель РД-108; 2 — двигатель РД-107; 3 — стартовый пневмощнток; 4— кол-
лектор наддува баков; 5 — коллектор заполнения баллонов; 6 — коллектор подачи
воздуха управляющего давления
Фиг. 182. Общий вид стартового пиевмощитка со снятыми крышками
(вариант пиевмощитка с дублирующим электропневмоклапаном иа магист-
рали воздуха управляющего давления):
1 — реле давления контроля продувки: 2 — электроппевмоклапаны подачи воздуха
управляющего давления; 3 — электроппевмоклапан подачи воздуха дублирующего
давления; 4, 5 — электроппевмоклапаны продувки; б — электроппевмоклапан заполне-
ния баллонов; 7 — электропневмоклапан наддува бака керосина; 8 — электроппеимо-
клапан наддува бака жидкого кислорода; .9 — электроппевмоклапан наддува бака пе-
рекиси водорода; 10 — электроппевмоклапан наддува бака азота
11 Зак. 00148
81
НАЗЕМНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-107 И РД-108
Фиг, 183. Пневмосхема стартового пневмощитка [62]:
1, 4 — электропневмоклапаны продувки; 2, 6— электропневмоклапаны подачи воздуха управляющего давления;
3 — реле давления контроля продувки; 5, 8, /0, 12, 16, 16 — фильтры воздуха; 7, 9, II, 13 — электропневмоклапаны
наддува баков; 14— электроппевмоклапан заполнения баллонов
Схема стартового пневмощитка (фиг. 183) включает несколько отдельных пневматических ли-
ний с автономным управлением, обеспечивающим проведение предстартовых операций при запуске
ракеты.
Перед заправкой баков ракеты рабочими компонентами пневматические линии ракеты соединены
через отрывные разъемы с магистралями пневмощитка, к которому от наземных магистралей подводится
сжатый воздух и азот под давлением от 50 до 230 ати. При комплексной предстартовой проверке ра-
кеты подаются команды на соответствующие элементы автоматики пневмощитка и проверяется их сра-
батывание.
При подготовке ракеты к пуску производится заполнение бортовых баллонов сжатым воздухом,
подаваемым от наземной магистрали через фильтр 15 и нормально открытый электропневмоклапан 14
пневмощитка. Перед заправкой баков ракеты компонентами к пневмосистемам двигателей через
фильтр 16 и нормально открытый электроппевмоклапан 5 пневмощитка подводится воздух управляюще-
го давления. Одновременно при подаче напряжения на электропневмоклапан 2 в пневмосистему двига-
телей подводится воздух дублирующего управляющего давления.
Продувка камер сгорания двигателей ведется через два нормально открытых электропневмоклапа-
на 1 и 4 и контролируется реле давления 3.
При запуске двигателей подается напряжение на электропневмоклапаны 7, 9, 11 и 13, в результате
чего они открываются и начинается предстартовый наддув всех баков ракеты азотом. По достижении
в баках заданных давлений контакты реле давлений баков размыкаются. При размыкании контак-
тов снимается напряжение с соответствующего электропневмоклапапа наддува бака, электропневмокла-
пан закрывается и наддув этого бака прекращается. В дальнейшем в случае понижения в баке давления
автоматически производится дополнительный наддув бака до замыкания контактов реле давления
бака. Контроль работы системы предстартового наддува осуществляется до момента перехода си-
стемы управления на бортовое питание.
Через 2,2 сек после команды на открытие клапана горючего двигателя подается напряжение на
электропневмоклапан (ЭПК) /, а затем электроппевмоклапан 4. С закрытием ЭПК 1 производится
отсечка продувки азотом камер сгорания двигателя. При этом происходит размыкание Константов реле
давления 3 контроля продувки камер сгорания. Закрытием ЭПК 4 дублируется закрытие ЭПК 1,
а также прекращение поступления азота в коллектор продувки.
Элементы электросхемы стартового пневмощитка
(фиг. 184) питаются от источника постоянного тока
напряжением 27±3 в. Управление электросистемой
и питание ее осуществляются с наземного стартово-
го пульта через 45-контактное 1 и 7-контактное 2
штепсельные соединения.
Электросистемой пневмощитка осуществляется:
—	управление агрегатами автоматики, установ-
ленными в пневмощитке;
—	контроль целостности электрических цепей пи-
розажигательных устройств и их эквивалента;
—	подача напряжения на воспламенение пиро-
патронов пирозажигательных устройств и контроль
их воспламенения.
Электрическая связь пневмощитка с пирозажига-
тельными устройствами или их эквивалентом произ-
водится через переходную коробку, которая соеди-
няется с пневмощитком кабельными стволами через
два 45-контактных штепсельных соединения 24 и 25.
Основными элементами электросхемы пневмо-
щитка являются:
—	электропневмоклапаны 3 — 9, 11 и /2;
—	реле давления 10;
—	включатели тумблерного типа 14 -з-19;
—	восемь блоков 13, в состав которых входят по
два сопротивления и шестнадцать германиевых дио-
дов;
—	электромагнитные реле 20 — 23;
—	проволочные сопротивления 26.
Для повышения надежности электросхемы пнев-
мощитка большинство электрических цепей и эле-
ментов электромонтажа дублируются.
Электросхема пневмощитка выполнена так, что
при работе тумблерами 14 -4-19 или при включении
в схему эквивалента пирозажигательных устройств
пульт управления получает сигнал о готовности
электрических линий, связанных с пневмощитком,
отличный от сигнала, поступающего при включении
в схему штативов пирозажигательных устройств.
Фиг. 184. Электрическая схема стартового пневмощитка [63]:
1, 24, 25 — сорокапятнконтактные штепсельные соединения; 2 — семиконтактное штепсельное соединение; «3 — электроппевмоклапан иодачи воздуха управля-
ющего давления; 4, 5 — электропневмоклапаны продувки камер сгорания; 5 — электроппевмоклапан заполнения бортовых баллонов; б —- электропневмокла-
пан подачи воздуха дублирующего давления; 7 — электропневмоклапаи наддува бака азота; 9 — электроппевмоклапан наддува бака перекиси водорода;
/0 —реле давления; // — электропневмоклапан наддува бака горючего; /2— электропневмокланан наддува бака окислителя; 13—блок контроля целостности
цепей пнрозажнгательных устройств и цепей элсктропнсвмоклапанов 7, 9, 11 и /2; 14 — тумблер автономного управления элоктропиевмоклапаном 7; 1S,
М —тумблеры переключения схемы на автономное управление электропневмоклапанами 7, 9, 11 н 12-, 16 — тумблер автономного управления электроппевмо-
клапаном .9; /7 — тумблер автономного управления электропневмоклапаном 11-, /9 —тумблер автономного управления электроппевмоклапаиом /2; 20, 2/ —элек-
тромагнитные реле снятия напряжения с пиропатронов штативов пнрозажнгательных устройств; 22t 23 -- электромагнитные реле подачи напряжения на
пиропатроны пнрозажнгательных устройств; 26 — сопротивление для предохранения цепи пирозажигатсльного устройства
82
НАЗЕМНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-107 И РД-108
Стартовый пневмощиток — ПЩС (фиг. 185) выполнен в виде металличе-
ского корпуса 1, состоящего из сварного каркаса с приваренными к нему верх-
ней 8, задней 25 и нижней 16 стенками и арматуры. Снаружи корпус закрывается
съемными боковыми стенками 5 и 11 и крышкой 27 с уплотнением резиновыми
прокладками, которые обеспечивают герметизацию внутренней полости ПЩС
(пыленепроницаемость корпуса ). Снизу к корпусу ПЩС прикреплены ручки 22,
а сверху — серьги 26, которые служат для закрепления ПЩС в рабочем положе-
нии.
Внутри ПЩС смонтированы восемь пневматических магистралей с электро-
пневмоклапанами 3, 4, 6, 7, 9, 10, 13, 14, 15. Магистрали с электропневмоклапанами
3, 4, 14 и 15 обеспечивают наддув баков ракеты. Магистраль с электропневмокла-
паном 13 используется при заполнении бортовых баллонов. Электропневмоклапан 6
стоит на линии подачи воздуха управляющего давления. По магистрали с электро-
пневмоклапапами 7 и 9 осуществляется продувка камер сгорания двигателя, а по
линии с электропневмоклапаном 10 подается воздух дублирующего давления.
Стыки трубопроводов с агрегатами автоматики пиевмощитка уплотняются сфери-
ческими ниппельными соединениями. Штуцера для присоединения пневмощит-
ка к трубопроводам, подводящим сжатый воздух и азот от распределительных
коллекторов, размещены на нижней стенке щитка; отводящие трубопроводы при-
соединяются к штуцерам, расположенным на верхней и задней стопках пневмо-
щитка.
Фиг. 185. Стартовый ппевмощиток (ПЩС) [01]:
/—корпус, 2 реле давления контроля продувки камер сгорания; ,9—злсктр<>|п1епмоклш1<ш ипддупа бакп перекиси подорода: 4— влек-
троппевмоклаиап паддуна бака азота; 5, 11 — боковые стенки; 6— элсктропш-имаклапан подачи воздуха управляющего диплопия* 7 9— элек-
троппевмоялапапы продувки камор сгорании; 8 — верхняя стенка; 10 — алектроппепмоклаиан подами воздуха дублирующего диплопия;
12 дренажный клапан; Id - - электроппевмоклапан заполнения бортовых баллоном; /'/ электпоинепмоклапан наддува бака горючего;
/а — электроппевмоклапан наддува бака окислителя; 16 — нижняя стейка; 17, 20, 23— фильтры воздуха; 18— коллектор;	19 — фланец;
dl — кронштейн; 22 — ручка; 24 — обратный клапан; 25 — задняя стоика; 26 — серьга; 27 — крышка
Фиг. 186, Крышка пиевмощитка:
1 — кабель электропневмоклапанов и роле давления; 2 —тумблеры переключения схемы на авто-
номное управление электроппевмоклапанами; 3 — коробка
К нижней стенке корпуса щитка при помощи двух хомутов и гаек крепится
коллектор 18. Входная труба коллектора, выступающая из корпуса щитка, с по-
мощью фланца 19, установленного на резьбе, присоединяется к подводящей ма-
гистрали. На четырех отводах коллектора укреплены электроппевмоклапаны 3, 4,
14 и 15, па выходных штуцерах которых установлены сетчатые фильтры возду-
ха 23. Фильтры выходными штуцерами крепятся к задней стенке пиевмощитка.
К входным штуцерам магистралей заполнения баллонов и подачи воздуха управ-
ляющего давления подсоединены замшевые фильтры 17 и 20, предназначенные
для тонкой очистки воздуха.
Для стравливания из полости пиевмощитка воздуха, выбрасываемого при
срабатывании электропневмоклапанов, на боковых стенках щитка установлены
дренажные клапаны 12 мембранного типа; дренажи электропневмоклапанов 6,
7, 9, 10 ,и 13 выведены на заднюю стенку и защищены обратными клапанами 24.
Элементы электросистемы пиевмощитка (фиг. 186) смонтированы в короб-
ке 3, которая одновременно является крышкой пневмощитка. Электромонтаж
выполнен в виде отдельных блоков и соединений. Электрическая связь элемен-
тов электросистемы коробки с агрегатами автоматики осуществляется кабелем 1,
который позволяет снимать коробку с корпуса щитка без отключения элек-
трических соединений.
11*
83
НАЗЕМНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-107 И РД-108
Фиг. 187. Электропневмоклапан заполнения баллонов:
/ — корпус; 2 — штуцер; 3 — прокладка; 4, 13 — клапаны;
5, 8 — штоки; б, 14 — пружины; 7 — разгрузочный клацай;
9— электромагнит; 10— втулка; 11 — регулировочная прокладка;
12 — манжета; /5 —заглушка; 16— контровочная проволока;
/7 — упорное кольцо; 18 — уплотнительное кольцо
Фиг. 188. Электромагнит;
/ — корпус; 2 — ярмо-катушка; 3 — обмот-
ка; 4 — якорь; 5 — регулировочный виит:
б, 8, 13, 16 — ВИНТЫ; 7, 11 — крышки; 9, 12,
17 — прокладки; 10 — коробка; 14 — клем-
ма; 15— панель;. 18 — стопорное кольцо;
19 — накидная гайка
Электропневмаклапаны пневмощитка работают
при давлении сжатого воздуха и азота от 50 до
230 ати. При этом обеспечивается практически пол-
ная герметичность всех уплотнений, быстродействие
и многократность срабатывания клапанов. На всех
электропневмоклапанах установлен унифицирован-
ный электромагнит.
В двухступенчатых электропневмоклапанах
конструкция разгрузочного клапана и его камеры
полностью унифицирована.
Электропневмоклапап (фиг. 187) служит для
управления подачей сжатого воздуха давлением
200 ати в бортовые баллоны ракеты и состоит из
собственно клапана и электромагнита.
К штуцеру 2 присоединяется трубопровод, под-
водящий ,к клапану сжатый воздух. До включе-
ния электромагнита сжатый воздух и стальная пру-
жина 6 прижимают клапан 7 к верхнему седлу во
втулке 10.
Воздух от входного штуцера 2 через отверстия
в корпусе 1 и камере разгрузочного клапана 7 по-
ступает в камеру противодавления А, уплотняемую
резиновой манжетой 12, и вместе со стальной пру-
жиной 14 прижимает клапан 13 к правому седлу
корпуса 1, не давая воздуху выходить через дренаж-
ное отверстие Б. При этом клапан 4 отжат от левого
седла корпуса 1 штоком 5, вследствие чего сжатый
воздух проходит от входного штуцера в магистраль.
При включении электромагнита создаваемое им
усилие через шток 8 преодолевает усилие пружины,
прижимающей разгрузочный клапан 7 к седлу во
втулке 10, перемещает клапан 7 и прижимает его
к седлу на корпусе 1. При этом открывается проход
для стравливания сжатого воздуха из камеры А в
атмосферу через открытое верхнее седло и отвер-
стия в хвостовике катушки электромагнита.
Давлением сжатого воздуха со стороны входно-
го штуцера клапан 13 отжимается от правого седла,
а клапан 4 прижимается к левому седлу корпуса 1.
Через дренажное отверстие Б в корпусе электро-
пневмоклапана воздух из магистрали стравливается
в атмосферу.
Для изготовления основных деталей электро-
пневмоклапана применены следующие материалы:
для изготовления корпуса 1 — алюминиевый сплав
АК.8, штуцера 2 — сталь 45, клапанов 4, 13 и 7 —
сталь 2X13, уплотнения клапанов — поликапролак-
там, штока 5 — сталь ЗОХГСА, штока 8 и заглуш-
ки 15 — сталь 38ХА, втулки 10 — сталь А25, про-
кладки в клапане 13 — фторопласт.
Электромагнит (фиг. 188), предназначенный
для дистанционного управления пневмоклапанами,
состоит из корпуса 1, ярма-катушки 2, обмотки 3,
якоря 4, накидной гайки 19 и других деталей.
При напряжении 18 в на концах обмотки и ра-
бочем ходе якоря 1,5 мм электромагнит создает уси-
лие не менее 10 кГ. При включении электромагнита
ярмо-катушка притягивает его якорь, который через
шток прижимает разгрузочный клапан к нижнему
седлу.
Якорь изготавливается из железа АРМКО, кор-
пус— из малоуглеродистой стали. Ярмо-катушка
электромагнита выполнена из разных материалов:
две крайние ее части сделаны из железа АРМКО,
а средняя (проставка) — из бронзы БрХО8. Цель-
ность соединения двух железных частей катушки с
проставкой обеспечивается пайкой. Такое исполне-
ние ярма-катушки исключает возникновение вред-
ных магнитных полей, снижающих основное поле
электромагнита. Для прочной запрессовки ярма-ка-
тушки в корпус и уменьшения потерь в магнитной
цепи на .поверхностях ярма-катушки, соприкасаю-
щихся с корпусом, сделана накатка.
Обмотка электромагнита выполнена из медной
проволоки диаметром 0,38 мм и имеет —3000 вит-
ков. Выводные концы обмотки привариваются к
клеммам 14 панели 15.
Для уменьшения влияния хода якоря на созда-
ваемое электромагнитом усилие якорь имеет кони-
ческое окончание. Для регулировки хода якоря в
нем имеется регулировочный винт 5. Регулировка
хода якоря производится в собранном электропнев-
моклапане. Крышка 7 с помощью резиновой про-
кладки герметично закрывает ярмо-катушку сверху.
Панель с клеммами закрывается крышкой 11.
Для закрепления питающих электромагнит прово-
дов к крышке и коробке 10 приклеены фетровые
прокладки 17.
Присоединение электромагнита к штуцеру пнев-
моклапана осуществляется накидной гайкой 19.
Электропневмоклапан наддува топливных ба-
ков (фиг. 189) управляет подачей азота с давлени-
ем 200 ати. По схеме электропневмоклапап двухсту-
пенчатый, нормально закрытый. Он отличается от
электропневмоклапана заполнения баллонов
(фиг. 187) отсутствием дренажного клапана и су-
щественно большим проходным сечением.
Корпус 1 электропневмоклапана выполнен из
бронзы БрАЖМц. Остальные детали соответствен-
но изготовлены из тех же. материалов, что и в элек-
тропневмоклапане, приведенном на фиг. 187.
Фиг. 189. Электропневмоклапан над-
дува баков:
/ — корпус; 2, 4 — клапаны; 3, 12 — пружи-
ны; б — регулировочная прокладка; 6 —
втулка; 7 — шток; <S — электромагнит; 9—
манжета; /(/ — прокладка; // — заглушка
Фиг. 190. Электропневмоклапап наддува баков
84
НАЗЕМНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-107 И РД-108
Фиг. 191, Электропневмоклапан подачи воздуха
управляющего давления:
1 — корпус; 2,	— пружины; 3, 13, 16 -- клапаны; 4,
15—втулки; 5 — электромагнит; 6 — шток; 7—регулиро-
вочная прокладка; 8 — прокладка; 9 — заглушка; 11 —
кольцо; /2 —манжета; 14— шплинт; 17 — штуцер
Электропневмоклапан продувки камер сгорания по схеме нормаль-
но открытый, с дренажом выходных магистралей. По конструкции он
аналогичен клапану заполнения баллонов.
Уплотнения основного клапана выполнены из резины. Корпус клапа-
на выполнен из алюминиевого сплава АВ.
При контрольных испытаниях, которым подвергается каждый элек-
тропневмоклапан, проверяется сопротивление изоляции между клемма-
ми и корпусом электромагнита, герметичность всех мест уплотнений, а
также работоспособность клапана после тряски.
Кроме того, от 5 до 10% электропневмоклапанов каждой партии под-
вергаются партионным испытаниям. В программу испытаний входят
контрольные испытания, а также проверка работоспособности клапана
после выдержки в средах с температурой от —40° до —45° С и с темпера-
турой от +50° до +55° С и после 500 срабатываний.
Допускаемое агрегатами автоматики число срабатываний сущест-
венно превышает ресурс работы автоматики в составе пневмощитка, что
способствует повышению надежности наземного оборудования двига-
телей.
Очистка воздуха, поступающего в магистрали управляющего давле-
ния и заполнения баллонов, осуществляется фильтрами (фиг. 196), в ко-
торых фильтрующим элементом является перфорированный стакан 6,
обвернутый замшей 4 и двумя латунными сетками 2 и 5, закрепленными
на стакане проволокой. На цилиндрической поверхности стакана имеется
56 отверстий диаметром 3,5 мм, расположенных в шахматном порядке.
Собранный фильтрующий элемент зажимается буртиком между
штуцером 8 и корпусом 1. Для герметичности соединения с каждой сто-
роны буртика ставятся уплотнительные прокладки 7. Для изготовления
корпуса фильтра и штуцера используется сталь 38ХА, стакана 6—алю-
миниевый сплав АК8, прокладки 7 — медь М3.
По конструкции сетчатый фильтр, приведенный на фиг. 195, отли-
чается от фильтра, показанного на фиг. 196, конфигурацией корпуса и
отсутствием замшевой прослойки в фильтрующем элементе.
Фильтры после изготовления подвергаются проверке на герметич-
ность уплотнения прокладками. Кроме того, фильтр с замшей подвер-
гается проверке на потерю напора при подводе к входному штуцеру воз-
духа давлением 1 ати. Потеря напора должна быть 180^80 мм рт. ст.
Фиг, 192. Электропневмоклапан подачи воздуха
управляющего давления
Фиг. 193. Электропневмоклапан подачи воз-
духа дублирующего давления:
/ - корпус; 2, 9 — пружины; 3. 13, /о —клапаны;
4, 15 — втулки; 5 —• электромагнит; 6 — шток;
7 — регулировочная прокладка; 8 — прокладка;
10 —-гайка; // — манжета; 12 — кольцо;
/•/ — шплинт; /7 — заглушка
Фиг. 195. Фильтр воз-
духа:
/ — корпус; 2 —сетка; 3 —•
накидная гайка; 4 —стакан;
5 — прокладка; 6 — штуцер
Фиг. 194. Фильтр воздуха
Фиг. 196. Фильтр воздуха:
1 — корпус; 2 — наружная сетка;
3 — проволока; 4 — замша; 5—внут-
ренняя сетка; 6 — стакан; 7 — про-
кладка; 8 — штуцер; 9 — й’аКйДЯЙя-
гайка
185
СОВМЕСТНАЯ РАБОТА ДВИГАТЕЛЕЙ РД-107 И РД-108
Применение на одной ракете четырех двигателей РД-107 и од-
ного РД-108, включающих 32 одновременно работающие камеры
сгорания (20 основных и 12 рулевых), потребовало обеспечения вы-
сокой точности, синхронности и надежности проведения всех опе-
раций по запуску двигателей, их регулированию в полете и выклю-
чению. Это было достигнуто отработкой высокой надежности функ-
ционирования всех агрегатов двигателей, введением контрольных и
блокировочных операций в процессе запуска и тщательной отработ-
кой взаимодействия агрегатов двигателей на всех основных и пере-
ходных режимах работы.
На фиг. 197 изображен порядок прохождения всех основных
команд при совместном запуске двигателей РД-107 и РД-108, при
их выключении, а также условно изображен характер изменения
давления в основных камерах сгорания этих двигателей.
Совместный запуск двигателей РД-107 и РД-108 производится
в такой последовательности.
По команде «Зажигание» подается напряжение на пиропатроны
пирозажигательных устройств всех камер сгорания. Напряжение
может быть подано при условии нормального задействования всех
стартовых и бортовых систем, что контролируется автоматически.
По двигателям проводится только контроль положения электро-
пневмоклапанов промежуточных ступеней двигателей РД-107. От-
крытое положение ЭПК фиксируется с помощью реле давления.
После перегорания сигнализаторов во всех тридцати двух каме-
рах сгорания подается команда на открытие клапанов окислителя
всех двигателей на предварительную ступень; клапаны открывают-
ся, при этом замыкаются установленные в них электрические кон-
такты.
Через 2,5±0,3 сек после команды «Зажигание», при замкнутом
положении контактов клапанов окислителя всех двигателей, подает-
ся команда на открытие клапанов горючего всех двигателей на
предварительную ступень. Через 2,2±0,2 сек после команды на от-
крытие клапанов горючего подается команда на выключение про-
дувки полостей горючего форсуночных головок всех основных камер
сгорания.
По окончании заполнения горючим зарубашечных полостей ка-
мер сгорания двигатели РД-107 и РД-108 выходят на режим пред-
варительной ступени; при этом замыкаются контакты реле давле-
ния, контролирующих этот режим.
Команда на включение первой промежуточной ступени тяги всех
двигателей РД-107 проходит одновременно, через 10,5±0,35 сек пос-
ле команды «Зажигание», если в течение 1 ±0,2 сек до этого момен-
та контролируемые на всех двигателях контакты клапанов окисли-
теля и реле предварительной ступени не будут размыкаться на вре-
мя, превышающее 0,1 сек, т. е. при нормальном протекании работы
всех двигателей на режиме предварительной ступени.
Команда на включение главной ступени тяги двигателя РД-108
проходит по сумме сигналов реле давления, контролирующих нара-
стание давления в камерах сгорания всех двигателей РД-107, при
замкнутом контакте клапана окислителя двигателя РД-108.
Команда на включение второй промежуточной ступени тяги дви-
гателей РД-107 проходит при размыкании контактов реле давления
контролирующего нарастание давления в камерах сгорания двига-
теля РД-108, либо, что практически совпадает по времени, при сра-
батывании контакта подъема при отрыве ракеты от стартового со-
оружения.
D Комшгда На включение главной ступени тяги всех двигателей
РД-107 проходит через 6 сек после срабатывания контакта подъема.
При неправильном и несвоевременном прохождении предусмот-
ренных при запуске команд схема запуска обеспечивает автомати-
ческое его прекращение и аварийное выключение двигателей
(АБД); выключение может осуществляться и вручную с пульта
управления.	у ’ у
Фиг. 197. Порядок прохождения команд при совместной работе двигателей РД-107 и РД-108;
/ — команда «Зажигание» на пирозажигательиые устройства во всех каморах сгорания; 2 — команда па открытие всех клапанов окислители
на предварительную ступень; 3 — команда на открытие всех клапанов горючего па предвдризельную ступень; ‘/--команда на прокра
щенке предпусковой продувки камер сгорания; 5 — включение контроля замкнутого состоянии контактов клапанов окислителя п реле
давления предварительных ступеней всех двигателей; б — команда на включение первой промежуточной ступени двигателей
РД-107- 7 —срабатывание реле давления промежуточных ступеней двигателей РД-107, по сумме этих срабатываний — команда па
включение главной ступени двигателя РД-108; 8~ команда па прекращение запуска ракеты, если к этому времени не набрана сумма сиг-
налов реле давления промежуточных ступеней двигателя РД-107; 5— срабатывание реле давления контроля выхода на режим двигателя
РД-108 п подача команды па перевод двигателей РД-107 на вторую промежуточную ступень тяги; /<7 — прекращение запуска, если к этому
моменту не произошел отрыв ракеты от стартового сооружения; // — подача команды на перевод двигателей РД-107 па режим
главной ступени тяги; /2-команда на переключение двигателей РД-107 па режим первой промежуточной ступени тяги при °лновремен-
ном выключении их рулевых агрегатов; /// — команда на полное выключение двигателей РД-107; /-/ — команда па перевод двигателей I Д-108
с главной на конечную ступень тяги, а именно, па выключение основных камер сгорания и перевод турбонасосного п рулевых агрегатов на
пониженный режим; /5 — команда на полное выключение двигателя РД-108
При аварийном выключении двигателей обесточиваются все ра-
нее включенные электропневмоклапаны и включается продувка
двигателей. Характер продувки — номенклатура полостей, интен-
сивность и продолжительность продувки — определяется автомати-
чески в зависимости от момента прекращения запуска. После лик-
видации причины, вызвавшей прекращение запуска, допускается
проведение повторного запуска, если первый был прекращен до
команды на включение первой промежуточной ступени двигате-
лей РД-107, т. е. до начала работы систем перекиси водорода.
После старта ракеты включаются в работу система регулирова-
ния тяги двигателей — система регулирования «кажущейся» скоро-
сти (РКС) ракеты — и системы, обеспечивающие наиболее полную
и одновременную выработку компонентов из топливных баков.
В первые секунды работы с помощью обратной связи системы РКС
все двигатели в случае отклонения их настройки от требуемой вы-
водятся на номинальный режим. В процессе дальнейшей работы об-
щая для ракеты система РКС по мере необходимости форсирует
или дросселирует одновременно все двигатели.
В каждом из пяти блоков ракеты функционирует система, обес-
печивающая одновременное опорожнение баков окислителя и го-
рючего. При необходимости соотношение расходов компонентов
топлива меняется на двигателях РД-107 с помощью дросселей го-
рючего, на РД-108 —с помощью дросселя окислителя. Кроме того,
специальная бортовая система следит за синхронным расходовани-
ем топлива во всех блоках ракеты, причем необходимые корректи-
рующие команды проходят на тот или иной двигатель через систе-
му РКС: при ускорении расходования топлива из баков блока па
его двигатель поступает команда на дросселирование, при замед-
лении расходования топлива — команда на форсирование.
----------—— Двигатели РД-107
----Двигатель РД-10 в
В конце работы первой ступени ракеты, по достижении ею опре-
деленной скорости полета, от системы управления подастся серия
команд, обеспечивающая разделение ступеней, и одновременно с
началом этих команд подается напряжение па пиропатроны пиро-
клапанов рулевых агрегатов и электропневмоклапаны промежуточ-
ных ступеней двигателей РД-107. В результате рулевые агрегаты
прекращают работу, основные камеры переходят па режим первой
промежуточной ступени тяги. Через ~0,55 сек, уже в процессе от-
деления боковых блоков ракеты от центрального, проходит коман-
да па полный останов двигателей РД-107.
В процессе разделения, а затем и после него двигатель РД-108
продолжает работать на режиме главной ступени. Следует отме-
тить, что до начала разделения ступеней ракеты система РКС от-
ключается и винты редукторов давления воздуха точной настройки
па всех двигателях возвращаются в исходное положение. Повтор-
ное включение системы РКС производится через Ki сек поело
команды па разделение.
Выключение двигателя РД-108 производится в конце работы
второй ступени ракеты. Сначала подается команда па переключе-
ние двигателя па режим конечной ступени тяги—происходит вы-
ключение основных камер сгорания, рулевые камеры п турбонасос-
ный агрегат переходят па пониженный режим; одновременно вы-
ключается система РКС. По достижении ракетой заданной величи-
ны конечной скорости полета подастся команда па полное выклю-
чение двигателя РД-108. Срабатывают иироклаиапы рулевых ка-
мер сгорания, прекращает работу турбонасосный агрегат и закры-
ваются топливные клапаны рулевых агрегатов.
86
ИСПЫТАНИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-107 И РД-108
Доводка двигателя в однокамерной сборке
[23, 24]
Разработке двигателей РД-107 и РД-108 предшествовали прово-
дившиеся в течение ряда лет теоретические и опытно-конструктор-
ские работы по выбору и обоснованию оптимальных параметров,
схем и элементов конструкции как двигателей в целом, так и их
агрегатов. Эти работы базировались на большом объеме исследова-
ний, в том числе проведенных на экспериментальной семитонной
камере сгорания на компонентах: жидкий кислород — керосин, ко-
торые позволили отработать работоспособные элементы конструк-
ции нового типа и изучить наиболее эффективные способы распыла
компонентов топлива.
Начало доводочных испытаний собственно двигателей РД-107 и
РД-108 следует отнести к 1955 г., когда начались огневые стендовые
испытания экспериментальных однокамерных двигателей, которые
собирались с частичным использованием имевшихся в наличии аг-
регатов других двигателей. На однокамерных двигателях устанав-
ливались как «очковые», так и сопловые камеры сгорания. На этих
двигателях проводилась отработка режимов зажигания и предвари-
тельной ступени, выхода на главную ступень, отработка работоспо-
собного варианта камеры сгорания.
Основными дефектами в этот период доводки были разрушения
камеры сгорания при выходе двигателя на режим главной ступени.
Разрушения наступали в результате высокочастотных пульсаций,
которые развивались в огневом пространстве камеры сгорания и пи-
тающих магистралях двигателя. Возникла как серьезная пробле-
ма необходимость изучения и отыскания оптимальных путей запу-
ска камер сгорания и, следовательно, двигателя в целом.
Ни изменением гидравлических сопротивлений трубопроводов
окислителя перед камерой сгорания, ни изменением перепадов на
форсунках не удавалось избавиться от разрушений при выходе на
режим. Однако анализом результатов испытаний было установлено,
что в процессе выхода двигателя на режим главной ступени наблю-
дается резкое кратковременное повышение сверх номинального со-
отношения компонентов топлива. Для устранения этого явления пе-
ред клапаном окислителя стали устанавливать специальную рас-
ходную шайбу с профилированным входом. Благодаря сочетанию
расходной шайбы и клапана окислителя открытие проходного сече-
ния происходило медленно до тех пор, пока давление за насосом
окислителя не достигало —12 ати, после чего резко ускорялось
открытие клапана. Этого оказалось достаточно для устранения не-
благоприятного изменения соотношения компонентов при запуске
двигателя и обеспечения устойчивого выхода двигателя на режим.
Одновременно с отработкой выхода на режим главной ступени
проводилась доводка недостаточно надежных узлов камеры сгора-
ния, в частности стыка форсуночной головки с внутренней стенкой
камеры сгорания.
В результате была обеспечена достаточно устойчивая и надеж-
ная работа однокамерного экспериментального двигателя с «очко-
бой», а затем полноразмерной камерой сгорания.
Доводка двигателя в двухкамерной сборке
[23, 24]
Следующим этапом доводки явились испытания эксперимен-
тальных двухкамерных двигателей. Эти испытания проводились в
целях изучения и обеспечения нормальной работы двух камер сго-
рания при условии подвода к ним топлива от одного турбонасосно-
го агрегата, проверки работоспособности и отработки взаимодей-
ствия турбонасосного агрегата и ряда агрегатов автоматики двига-
теля РД-107. Отдельные агрегаты к тому времени уже прошли ав-
тономную отработку до состояния, позволившего приступить к их
испытаниям в составе экспериментального двигателя.
Как и для экспериментального однокамерного двигателя, внача-
ле испытаний двухкамерных двигателей наиболее сложным оказа-
лось обеспечение устойчивости рабочего процесса в камерах сгора-
ния при выходе двигателя на основной режим. Пришлось углубить
начатое ранее изучение процесса запуска камер сгорания двигате-
лей РД-107 и РД-108. Было обнаружено первостепенное значение
не только изменения соотношения компонентов топлива при нара-
стании давления в камерах сгорания, но и, главное, градиента на-
растания давления, т. е. быстроты выхода двигателя на режим. Как
стало ясным из последующих работ, на режимах, соответствующих
давлению газов 15—30 ата, в камерах сгорания двигателей РД-107
и РД-108 создаются благоприятные условия для развития высоко-
частотных колебаний. Следовательно, при быстром прохождении че-
Фиг. 198. Экспериментальный однокамерный дви-
гатель:
/ — камера сгорания; 2 — сливпоЙ клапан перекиси водо-
рода; 3 — редуктор давления воздуха грубой настройки;
4 — редуктор давления воздуха точной настройки;
5 — электроппевмоклапан; 6 — клапан перекиси водоро-
да; 7 — насос окислителя; 8 — насос горючего: 9— насос
перекнсн водорода; 10 — редуктор давления перекиси
водорода; 11— технологическая заглушка на выхлопном
патрубке турбины; 12 — клапан окислителя; 13 — клапан
горючего
рез эту область режимов в камерах сгорания не успевают развить-
ся колебания до опасной величины, при замедленном — неизбежно
наступает разрушение камер.
Необходимый крутой градиент нарастания давления и, следова-
тельно, других параметров в камерах сгорания удалось обеспечить
за счет введения в клапан окислителя разрывного болта. Болт стал
задерживать открытие клапана и, следовательно, поступление кис-
лорода в камеры сгорания до тех пор, пока давление за насосом
окислителя не достигало ~15 ати (затем, уже для четырехкамерно-
го двигателя, это давление было изменено на ~25 ати), после чего
болт рвался и клапан получал возможность резко открыться. Таким
образом, только после разрыва болта, уже при значительной разно-
сти между располагаемой мощностью турбины и потребной мощно-
стью насосов и достаточно больших давлениях за насосами, откры-
вался доступ окислителю в камеры сгорания, что и приводило к рез-
кому выходу камер сгорания на основной режим.
Из важных исследований, проведенных на двухкамерном двига-
теле, следует остановиться еще на проверке принципиальной и прак-
тической возможности запуска двигателя без предварительного за-
полнения горючим зарубашечпых полостей камер сгорания. Пря-
мые эксперименты убедительно подтвердили такую возможность, в
результате чего все последующие испытания проводились без пред-
варительного заполнения зарубашечных полостей.
Работы с экспериментальным двухкамерным двигателем, со-
бранным из агрегатов двигателя РД-107, привели к целому ряду
уточнений как конструкции агрегатов, так и технологии их изготов-
ления, и были закончены в конце 1955 г.
Доводка двигателей в четырехкамерной сборке
[23, 24, 142, 143]
Доводка двигателей РД-107 и РД-108 проводилась совместно,
что органически вытекало из подобия их принципиальных схем и
унификации большей части основных узлов и агрегатов.
Испытания двигателей в четырехкамерной сборке начались в
январе 1956 г. Весь объем стендовых испытаний можно разбить на
два основных периода: первый, когда основными задачами были от-
работка правильного функционирования и взаимодействия всех аг-
регатов, обеспечение требуемых значений параметров и характери-
стик, доведение надежности до уровня, необходимого для начала
летных испытаний ракет; и второй, в течение которого были отрабо-
таны основные агрегаты с повышенными характеристиками, при-
нят ряд усовершенствований схем двигателей и большинства агре-
гатов, проведены изменения конструкции и технологии с учетом
дефектов, обнаруженных при летных испытаниях, и, наконец, глав-
ное—доведена надежность двигателей до столь высокого уровня,
что стало возможным принять их на вооружение Советской Армии
и приступить к запуску в космос кораблей с космонавтами на борту.
Главным содержанием доводки в 1956 г. было обеспечение рабо-
тоспособности агрегатов и уточнения принципиальных схем, направ-
ленные на обеспечение четкого функционирования всех систем дви-
гателей. Основными работами были следующие.
Наиболее частыми дефектами камер сгорания были разрушения
стенки по сварному шву в критическом сечении и выпучивания
стенки в районе форсуночной головки. Первый вид дефекта был
устранен после проверки ряда конструктивных вариантов переносом
сварного шва в закритическую часть сопла, что было подкреплено
еще и улучшением технологии сварки. Выпучивание стенки объяс-
нялось тем, что из-за негерметичности кислородного клапана при
предпусковой заправке двигателей компонентами в зарубашечную
полость камеры сгорания имел возможность попадать газифициро-
ванный окислитель, что затем, при подходе горючего в процессе за-
пуска двигателя, приводило к локальным взрывам. Для ликвидации
87
ИСПИТА НИЯДВИ ГАТЕЛЕЙ РД-107 И РД-108
этого дефекта была введена продувка полостей горючего форсуноч-
ных головок всех камер сгорания и отработан оптимальный режим
продувки: слабая продувка воздухом с начала охлаждения магист-
ралей перед заправкой кислорода; за 2—3 мин до запуска — пере-
ход на интенсивную продувку азотом с выключением ее уже в про-
цессе запуска, через 2,2 ±0,2 сек после команды на открытие кла-
панов горючего. При этом продувка фактически прекращается не-
посредственно перед моментом подхода горючего к форсуночным
головкам.
Необходимо отметить, что на этом периоде доводочных работ
не пришлось сталкиваться с неустойчивостью рабочего процесса в
камерах сгорания ни при запуске, ни при работе на режиме, что
было обусловлено ранее проведенными работами.
По системе зажигания работы были направлены, во-первых, на
предельное се упрощение, что было достигнуто заменой первона-
чально задуманного жидкостного зажигательного устройства на
пирозажигательное, и, во-вторых, на экспериментальную отработ-
ку системы запуска всей двигательной установки ракеты, для чего
Фиг. 199. Экспериментальный двухкамерный двигатель:
/ — камера сгорания; 2 —клапан горючего; <3, 4 — электроппсвмоилапа-
ны; 5 — газогенератор; 6 — турбина; 7 — редуктор давления воздуха
точной настройки; 8 — насос окислителя; 9 — насос горючего; 10 — ре-
дуктор давления воздуха грубой настройки; 11 — клапан окислителя
па специальном стенде было проведено несколько сот совместных
испытаний двигателей РД-107 и РД-108 с выходом на режим пред-
варительной ступени тяги. Эта работа позволила проверить и убе-
дительно подтвердить правильность основных предпосылок, закла-
дывавшихся в схему запуска двигателей, выбрать оптимальную схе-
му питания рулевых камер сгорания, отработать и набрать стати-
стику по наиболее устойчивому режиму основных и рулевых камер
на предварительной ступени, наконец, набрать статистику по эф-
фективности выбранного режима продувки.
По магистрали окислителя были уточнены при стендовых испы-
таниях кавитационные характеристики насоса, гидравлические и
моментные характеристики дросселя, выявлены закономерности из-
менения давления на выходе, из четырех патрубков кислородного
клапана и определены способы обеспечения одинакового гидравли-
ческого сопротивления магистралей окислителя по всем основным
камерам сгорания, отработан оптимальный порядок срабатывания
клапанов рулевых агрегатов. Была существенно доработана кон-
струкция кислородного клапана: окончательно выбраны материал
и разрушающее усилие разрывного болта, введены байпасы между
патрубками, обдув сильфона управляющей части для сведения к
минимуму конденсации в ней воздуха и, как следствие, резко по-
вышена четкость его срабатывания при открытии на предваритель-
ную ступень и др.
Значительные усилия были приложены и при отработке впервые
создававшихся гибких трубопроводов высокого давления с проход-
ным сечением диаметром 50 мм; здесь основное внимание было уде-
лено выбору гофрированного шланга, конструкции силовой оплет-
ки и, главным образом, заделке ее концов.
По магистрали .горючего основное внимание было уделено уточ-
нению гидравлической и моментной характеристик дросселя (для
двигателя РД-107). Кроме того, был определен допустимый раз-
брос сопротивлений магистралей горючего с учетом зарубашечных
полостей основных камер сгорания и разработан способ выравнива-
ния этих сопротивлений.
Специальные стендовые испытания двигателей РД-107 и РД-108
совместно с рулевыми агрегатами, которые на начальном периоде
разрабатывались другим ОКБ, были посвящены отработке взаимо-
действия автоматики рулевых агрегатов с клапанами основных ка-
мер сгорания. В результате совместно проведенных доводочных ра-
бот был проведен ряд уточнений, касавшихся как конструкции, так
и последовательности срабатывания автоматики рулевых агрегатов
при запуске и останове двигателей, а также конструкции и гидрав-
лических характеристик трубопроводов, которые в конечном итоге
обеспечили устойчивую совместную работу камер сгорания на всех
режимах.
По системе перекиси водорода доводочные испытания двигателя
потребовали увеличения точности настройки путем внесения боль-
шей определенности в гидравлические характеристики трактов, что
оказалось возможным обеспечить индивидуальной проливкой жик-
леров на входе в газогенератор. Были введены нормально закрытые
клапаны, что обеспечило безусловное выключение двигателя при
возможных в процессе доводки аварийных ситуациях. Было изу-
чено влияние жесткости закрепления трубопроводов подвода пере-
киси водорода к двигателю и на двигателе между насосом и газо-
генератором на низкочастотные колебания давления в системе пе-
рекиси водорода; полученные выводы дали возможность правильно
закрепить трубопроводы не только па двигателе, но и па стенде и,
что особенно важно, на ракете.
По азотной системе значительные трудности встретились при
обеспечении ее четкого запуска. Сложность заключалась в том, что
при заправке в азотном насосе оказывался значительно газифици-
рованный компонент, а затем, при начале работы турбонасосного
агрегата, газификация настолько возрастала, что насос сразу же ра-
ботал со срывом .подачи. Вследствие этого обратный клапан, кото-
рый устанавливался перед испарителем, не открывался и азот не по-
ступал через насос в испаритель. Преодолеть эту -трудность удалось
путем замены обратного клапана пневмоклапаиом и переносом его
со .входа в испаритель па выход из насоса.
Команду на открытие азотного клапана было решено объединить
с открытием перекисного клапана. В результате принятых меро-
приятий газифицированный в насосе азот получил возможность при
принудительном открытии клапана проходить в открытую систему
и освобождать место для жидкого азота до начала вращения
насоса. Система азота начала безотказно запускаться и работать.
В процессе последующей доводки были обеспечены требуемые для
наддува баков параметры газообразного азота па выходе из испа-
рителя, причем стабильность параметров была обеспечена путем
установки жиклеров как па линии жидкого азота, так п па -выходе
из испарителя.
Доводка пневматической части схемы заключалась не только в
отработке входивших в нее агрегатов — в первую очередь таких
сложных, как редукторы давления, а также электропповмоклапапы,
обратные клапаны и др., — по и в изучении причин несвоевременных
либо замедленных срабатываний тех или -иных агрегатов и в при-
нятии радикальных мер, исключающих такие причины. В резуль-
тате проведенных исследований удалось ограничиться в основном
простыми средствами: введением ряда жиклеров и обратных кла-
панов в пиовмомагистралях, обдувом сильфонов управляющих ча-
стей клапанов, установленных на магистралях криогенных компо-
нентов.
С помощью пневматики удалось простыми средствами решить
важный вопрос перенастройки двигателей РД-107 с одной ступени
тяги па другую, что нужно было для обеспечения безопасного кон-
тролируемого старта ракеты. Вначале перенастройку предполага-
лось производить с помощью системы управления ракетой, по су-
щественно проще оказался принятый в существующей схеме дви-
гателя РД-107 способ нере-настройки путем ступенчатого изменения
давления при стравливании воздуха из управляющей полости ре-
дуктора перекиси водорода через жиклеры (фиг, 43).
Значительное внимание было уделено испытаниям, в процессе
которых проверялось функционирование агрегатов систем регули-
рования тяги (РКС) и соотношения расходов компонентов топли-
ва. Проверка работы обратной связи системы РКС, н в первую оче-
редь прецизионных датчиков давления типа ДД-2, проводилась
практически при всех испытаниях с выходом па главную ступень.
Кроме того, при целом ряде испытаний изменялся режим работы
двигателя как с помощью имитатора системы РКС (при этом дав-
ление в камерах сгорания изменялось в пределах ±4% от поми-
нального значения), так в перекладкой дросселей, благодаря чему
соотношение компонентов топлива менялось в широком диапазоне.
Испытания показали, что в этих условиях устойчивость рабочего
процесса не уменьшается н агрегаты систем регулирования функ-
ционируют нормально.
Особой отработке, подверглись соединения магистралей двига-
телей РД-107 и РД-108, многие из которых были разработаны вновь.
Испытания проводились сперва автономно, на имитаторах, а затем
и при стендовых испытаниях двигателей. Проверка герметичности
соединений при огневых испытаниях обеспечивалась с помощью спе-
циально разработанных датчиков-индикаторов, которыми обматы-
вались все стыки.
88
ИСПЫТАНИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-107 И РД-108
Успешный ход доводочных работ по двигателям РД-107 и
РД-108 позволил к концу первого квартала 1957 г. получить сле-
дующие результаты:
—	провести свыше 240 испытаний четырехкамерных двигателей
с работой на главной ступени, обеспечить достаточно надежную ра-
боту двигателей, включающих рулевые агрегаты;
—	завершить чистовые доводочные испытания входящих в дви-
гатели агрегатов;
—	успешно провести контрольно-технологические испытания
двигателей, предназначавшихся для стендовых испытаний в соста-
ве блоков ракеты и для первых летных испытаний;
—	успешно провести стендовые испытания отдельных блоков
ракеты и ракеты в целом с двигателями РД-107 и РД-108;
—	накопить настолько убедительные экспериментальные дан-
ные, что можно было дать разрешение на начало проведения лет-
ных испытаний.
Летные испытания ракет с двигателями РД-107 и РД-108 нача-
лись во втором квартале 1957 г.
После начала летных испытаний последовал отмеченный выше
второй период доводочных испытаний двигателей РД-107 и РД-108,
направленный на повышение параметров, упрощение схем и обес-
печение предельно высокой надежности. В этот период, закончив-
щийся в основном в 1959 г., были ликвидированы причины всех де-
фектов, выявленных в процессе летно-конструкторских испытаний.
Основные изменения двигателей РД-107 и РД-108, принятые за
это время, сводятся к следующему:
1.	Изменены форсуночные головки камер сгорания: уменьшен
расход горючего, идущего на внутреннее охлаждение стенок (на
двигателе РД-107 — на 20%, на РД-108 — на 35%); внесены тре-
бования к разбивке форсунок на классы и к расположению их на
головке по классам; ужесточены требования к проливкам форсунок.
Эти изменения, проведенные в результате большого объема трудо-
емких исследований, связанных с изучением причин, вызывающих
высокочастотную неустойчивость, позволили в конечном итоге пре-
дельно поднять удельную тягу двигателей при сохранении условий,
обеспечивающих устойчивость рабочего процесса в камерах сгора-
ния. В связи с близким расположением нижней границы зоны не-
устойчивых процессов (по давлению в камерах сгорания) над верх-
ней границей допускаемого форсирования двигателя РД-107 и об-
наруженным влиянием интенсификации защитного внутреннего
охлаждения на смещение вверх по давлению упомянутой нижней
границы зоны неустойчивости в двигателе РД-107 камеры сгорания
имеют несколько более интенсивную завесу, чем в двигателе РД-108.
2.	Разработаны рулевые агрегаты с улучшенными характери-
стиками. Новые камеры сгорания, принципы элементов конструк-
ции которых были приняты такими же, как и для основных, позво-
лили на ~15 сек увеличить удельную тягу рулевых агрегатов и од-
новременно обеспечить их полную надежность. Узлы подвода успеш-
но прошли сложный процесс доводки, в результате чего удалось
* надежно обеспечить их герметичность при низком и стабильном
значении моментов трения.
3.	Существенно сокращены и упрощены агрегаты автоматики
рулевых агрегатов за счет предельного упрощения схемы запуска
двигателей, а также схемы их выключения. На двигателе РД-107
автоматика рулевых агрегатов, кроме отсечных пироклапанов окис-
лителя, была полностью исключена, на РД-108 — сведена к двум
небольшим клапанам, которые удалось связать с клапанами основ-
ных камер сгорания в виде единых блоков. Также удалось до пре-
дела упростить топливные магистрали рулевых агрегатов.
4.	Изменены клапаны окислителя: в целях устранения возмож-
ности разрыва болта при случайных хлопках в камерах сгорания
сведена к минимуму разность площадей тарелей клапана, на кото-
рые при запуске действует усилие, прикладываемое для разрыва
болта. Соответственно изменена конструкция разрывного болта.
Кроме того, как уже отмечалось, для двигателя РД-108 был разра-
ботан блок из ранее созданного клапана окислителя основных ка-
мер сгорания и нового клапана рулевых агрегатов.
5.	Для блока клапанов горючего двигателя РД-108 разработан
как новый клапан для рулевых агрегатов, так и из условий компо-
новки новый двухтарельчатый клапан для управления подачей го-
рючего в основные камеры сгорания.
6.	Разработаны и введены дроссели окислителя и горючего ре-
шетчатой конструкции. Дроссель горючего в целях стабилизации
его характеристик перенесен на двигателе РД-107 с выхода из на-
соса на вход в клапан. Дроссель горючего двигателя РД-108, ис-
пользуемый только для поднастройки непосредственно перед пу-
ском ракеты с учетом фактического удельного веса горючего, был
заменен шайбой, так как оказалось возможным отказаться от под-
настройки.
7.	Введены медные уплотнительные прокладки в магистралях
окислителя взамен алюминиевых, что позволило повысить надеж-
ность соединений, работающих в условиях вибраций.
8.	Разработаны новые маломоментные редукторы давления воз-
духа и соответственно сервоприводы к ним. Это позволило не толь-
ко уменьшить вес двигателей, но и благодаря совершенству конст-
рукции повысить их надежность.
9.	Введены специально разработанные фильтры на границах
участков пневмомагистралей, внутри которых установлены жикле-
ры. Это мероприятие в сочетании с мерами по повышению культу-
ры производства при сборке двигателей позволило существенно уве-
личить надежность, так как большая часть дефектов двигателей,
имевших место при летно-конструкторских испытаниях, несмотря
на небольшое их количество, относилась к засорению того или ино-
го жиклера.
10.	Проведены усовершенствования мультипликатора ТНА, на-
правленные на обеспечение его работоспособности в условиях ва-
куума. Эти работы базировались на ряде тщательно продуманных
экспериментов, позволивших определить слабые места конструкции.
Доработка уплотнений, уточнение уровня первоначальной заливки
смазки — все это позволило обеспечить надежность мультипликато-
ра при работе двигателей РД-108 в условиях вакуума.
11.	Повышена концентрация перекиси водорода с 80±0,5% до
82±0,5%, что позволило уменьшить расход перекиси водорода при-
мерно на 4% и благодаря этому несколько увеличить удельную тя-
гу двигателя.
12.	Изменена конструкция перекрывного клапана перекиси во-
дорода— седло уменьшено по диаметру в целях обеспечения более
четкого и плотного закрытия клапана при выключении двигателя.
13.	Проведена некоторая перекомпоновка агрегатов в целях
обеспечения больших удобств при эксплуатации. Сюда относятся
перенос редукторов давления воздуха с рамы турбонасосного агре-
гата на раму двигателей (ближе к лючкам в хвостовом отсеке ра-
кеты), введение специального ловителя между насосами перекиси
водорода и азота для ключа, служащего для проворачивания вала
турбонасосного агрегата, и др.
14.	Разработана, проверена и введена новая схема запуска от
одного временного механизма. В результате при условии правиль-
ного выполнения предыдущих операций все команды стали прохо-
дить в определенные моменты времени, считая от первой команды
на запуск. Система блокировок была подвергнута тщательному ана-
лизу и большому объему экспериментальных проверок и сведена
к минимуму. Так, например, вместо реле давления предварительной
ступени, устанавливавшихся ранее на каждой основной и рулевой
камере сгорания, было показано, что достаточно иметь одно такое
реле на двигателе РД-107 и два — на двигателе РД-108 (второе'—
для рулевых агрегатов, нормальное открытие клапанов которых
требует отдельной проверки). Таким образом, была не только по-
вышена надежность, но и обеспечены условия, при которых время
пуска ракеты можно выдержать с точностью до долей секунды, что
особенно важно при запусках космических объектов.
Кроме отмеченного, потребовалось проведение специальных ра-
бот для выбора оптимальной схемы совместного запуска основных
и рулевых камер сгорания двигателя РД-108 в целях обеспечения
возможно более быстрого прохождения основными камерами сго-
рания нижней области неустойчивой работы, соответствующей по
давлению в камерах 15—30 ата.
Как видно из перечисленного, проведенное усовершенствование
двигателей РД-107 и РД-108 коснулось практически всех их агре-
гатов.
Кроме работ по доводке конструкции, в этот период проводились
тесно связанные с ними исследования особенностей работы двига-
телей в различных условиях их эксплуатации на ракетах, а также
и вне границ условии, оговоренных технической документацией.
Наиболее серьезные из этих исследований были проведены в 1958 г.
по плану изучения причин развития автоколебаний в боковых бло-
ках при полетах ракет, которые развивались по контуру: вход в на-
сос окислителя — выход из насоса — тяга камер сгорания — раке-
та— вход в насос. Работы проводились большим коллективом, со-
ставленным из специалистов нескольких ОКБ и институтов. По дви-
гателям РД-107 и РД-108 были экспериментально определены ча-
стотно-фазовые характеристики при снижении давления перед на-
сосом окислителя от номинала до весьма низких значений, суще-
ственно меньших, чем допускаемые документацией. При этом были
определены также коэффициенты усиления насосом колебаний дав-
лений. После того как благодаря проведенным работам причина ав-
токолебаний была выявлена, было решено для изменения характе-
ристики колебательного контура боковых блоков ракеты ввести спе-
циальный демпфер в магистрали окислителя между баком и насо-
сом. Такой демпфдр прошел доводочные испытания совместно с
двигателем РД-107. В результате проведенных работ удалось пол-
ностью избавиться от опасных автоколебаний.
Двигатели РД-107 и РД-108 после внесения в них большей ча-
сти перечисленных изменений в августе 1958 г. успешно прошли чи-
стовые доводочные испытания, а затем специальные стендовые и
летные испытания в составе ракеты. С этими двигателями в 1959 г.
были успешно закончены летно-конструкторские испытания. В этом
же году началось их серийное изготовление и поставка Советской
Армии. В общей сложности к 17 марта 1960 г., к моменту прекра-
щения стендовых испытаний двигателей РД-107 и РД-108 в ОКБ,
на стенде было проведено 941 испытание этих двигателей в четырех-
камерной сборке с тщательной проверкой их параметров и надеж-
ности в пределах границ условий их эксплуатации, оговоренных в
технической документации. Кроме того, на другом стенде с выхо-
дом только на режим предварительной ступени было проведено
1316 испытаний. Последующие испытания проводились и ведутся
на стендах серийного производства.
12 Зак. 00148
ИСПЫТАНИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-107 И РД-108
Технологические испытания двигателей РД-107 и РД-108
[22]
Для постоянного и индивидуального контроля надежности и па-
раметров двигателей РД-107 и РД-108, а также для обеспечения вы-
сокой точности настройки каждый двигатель перед товарной сбор-
кой подвергается огневому контрольному испытанию.
Контрольные испытания двигателей, начавшиеся в августе
1956 г., внесли значительный вклад в общий объем доводочных
работ. В свою очередь, комплектация двигателя, поступающего на
контрольные испытания, и программа этих испытаний определи-
лись на базе доводочных испытаний.
Каждый двигатель проходит контрольные испытания без руле-
вых агрегатов, соответствующие испытания которых проводятся
автономно на отдельном стенде. Все агрегаты, кроме камер сгора-
ния, турбонасосного агрегата, газогенератора, испарителя, дроссе-
ля окислителя и датчика давления, при прохождении контрольных
испытаний могут быть технологическими с последующей заменой
их при окончательной сборке на вновь изготовленные.
Настройка двигателей на номинальные параметры, заключаю-
щаяся в расчете диаметров расходных шайб, определении положе-
ния дросселей и величины выходного давления редуктора давле-
ния воздуха точной настройки, производится на основании полу-
ченных при проливках водой гидравлических характеристик агре-
гатов.
Продолжительность работы двигателей на режиме главной сту-
пени при контрольных испытаниях составляет 40 сек. Запуск двига-
телей, как и выключение, производится в соответствии со схемой,
принятой для их работы в составе ракеты. Для проверки запаса
устойчивости каждого комплекта камер сгорания последние 10 сек
при каждом контрольном испытании двигатели РД-107 и РД-108
форсируются до верхнего предела, допускаемого документацией.
В процессе испытания регистрируются все основные параметры
двигателей, а также с помощью вибродатчиков и безинерционпых
датчиков давления определяется устойчивость рабочего процесса
в камерах сгорания.
После контрольного испытания настройка двигателей при не-
обходимости корректируется. При этом учитываются как отклоне-
ния от номинальной настройки, обнаруженные при испытании, так
и различия гидравлических характеристик между товарными и тех-
нологическими агрегатами и магистралями.
Кроме контрольных, проводятся партионные испытания двига-
телей РД-107 и РД-108 на полный ресурс в комплектации с руле-
выми агрегатами. В процессе работы на главной ступени прове-
ряется работоспособность двигателя как при форсировании, так и
при изменении соотношения расходов компонентов топлива. Эти
испытания позволяют также оценить правильность товарной наст-
ройки двигателей.
Наконец, комплекс технологических огневых испытаний двига-
телей РД-107 и РД-108 замыкают специальные испытания по опре-
делению запаса устойчивости камер сгорания. Эти испытания яв-
ляются факультативными, они проводятся один раз в год, без ру-
левых агрегатов, на полный ресурс, с форсированием до 10% номи-
нала. В случае появления при данных испытаниях неустойчивой
работы камер сгорания при давлении газов в них ниже 105% номи-
нального значения производится анализ технологического процес-
са в целях выявления элементов, изменение или уточнение которых
Фиг. 200. Двигатель РД-108, установленный на испытательном стенде
за истекший год могло вызвать снижение границ устойчивости ра-
бочего процесса.
Весь объем технологических испытаний позволяет обеспечить
высокое качество товарных двигателей, что подтверждается без-
аварийной работой двигателей РД-107, РД-108 и их модификаций
на всех запущенных за последние годы ракетах.
На стенде, показанном на фиг. 200, с наклонным положением
оси двигателя по отношению к горизонту были проведены все дово-
дочные испытания двигателей РД-107 и РД-108 и технологические
испытания двигателей изготовления ОКБ.
90
МОДИФИКАЦИИ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-107 И РД-108
По мере совершенствования двигателей РД-107 и РД-108, а также в связи с разли-
чиями ракет, для которых они предназначались, был разработан ряд модификаций этих
двигателей [21].
В таблицах приведены основные модификации и указаны их отличия от базовых
вариантов.
МОДИФИКАЦИИ ДВИГАТЕЛЯ РД-107
Индекс двигателя	Годы разработки	Назначение	Основные отличия от двигателя РД-107
8Д74 (РД-107)	1954-1958	Для запуска пилотируемых космических кораблей «’Вос- ток.» и искусственных спут- ников Земли. Для межконтинентальных баллистических ракет	—
8Д74ПС	1956-1957	Для запуска первых двух искусственных спутников Земли	По схеме, конструкции и парамет- рам соответствовал первому периоду разработки двигателя 8Д74. Переключение на первую промежу- точную ступень тяги перед выключе- нием—с 100-й сек полета. Удельная тяга на ~ 5 сек ниже чем у современного двигателя 8Д74. Ис- пользовалась 80%-ная перекись водо- рода. Расход азота на наддув баков увеличен па ~ 15% . С производства спят в 1958 г.
8Д76	1956-1957	Для запуска в СССР треть- его искусственного спутника Земли	Камеры сгорания — с уменьшенным расходом горочего на защитную заве- су, что позволило обеспечить удель- ную тягу, как на современном двига- теле 8Д74. В остальном по схеме и конструкции соответствовал первому периоду разработки двигателя 8Д74. С 85-й сек полета работал па режиме первой промежуто пюй ступени тяги. Расход азота на наддув баков увели- чен па ~5% С производства спят в 1958 г.
8Д728 (8Д74К)	1960—1962	Для запуска межпланетных станций к Лупе, Марсу, Ве- нере, пилотируемых косми- ческих кораблей «’Восход») и Др. Для унифицированного но- сителя тяжелых спутников	Запуск через одну промежуточную ступень тяги, среднюю по величине между первой и второй промежуточ- ными' ступенями двигателя 8Д74. Уве- личен расход азота па наддув баков на ~ 10%
МОДИФИКАЦИИ ДВИГАТЕЛЯ РД-108
Индекс двигателя	Годы разработки	Назначение	Основные отличия от двигателя РД-108
8Д75 (РД-108)	1954-1958	Для запуска пилотируемых космических кораблей «’Вос- ток» и искусственных спутни- ков Земли. Для межконтинентальных баллистических ракет	
8Д75ПС	1956—1957	Для запуска первых двух искусственных спутников Зем- ли	По схеме, конструкций и параметрам соответствовал первому периоду раз- работки двигателя 8Д75. Выключение без конечной ступени тяги (с соответствующим упрощением автоматики двигателя) по выработке компонентов топлива из баков ракеты. Удельная тяга на -6 сек ниже, чем у современного двигателя 8Д75. Впервые использовалась перекись водорода кон- центрации 82% по весу. С производства снят в 1958 г.
8Д77	1956-1957	Для запуска в СССР треть- его искусственного спутника Земли	По схеме и конструкции большин- ства агрегатов соответствовал двига- телю 8Д75 первого периода изготов- ления. Тяга и соответственно остальные параметры снижены на ~15%. Камеры сгорания — с уменьшенным расходом горючего на защитную завесу, благо- даря чему удельная тяга в пустоте была обеспечена такой же, как на сов- ременном двигателе 8Д75. Выключение — без конечной ступени, по выработке компонентов топлива из баков ракеты. Соответственно, как и на двигателе 8Д75ПС, была упрощена авто матика- Расход азота на наддув баков умень- шен на ~ 1а% . Двигатель снят с производства в 1958 г.
8Д75К	I960	Для запуска первых меж- планетных станций к Луне, Марсу, Венере и тяжелых	Увеличен расход азота па наддув баков на ~ 8% • С 1у62 г. заменен двигателем 8Д727П.
8Д727П (8Д727К)	1962	спутников Земли Для запуска межпланетных станций к Луне, Марсу, Ве- нере и тяжелых спутников Земли	Двигатель форсирован на 5% по давлению в камерах сгорания, следо- вательно, по тяге и другим парамет- рам. Удельная тяга у земли повыси- лась на 3 сек. Расход азота увеличен на ~ 8%. Продолжительность работы на ко- нечной ступени тяги уменьшена до 7 сек-
8Д727	1962	Для запуска межпланетных станций к Луне, Марсу, Ве- нере,	пилотируемых кос- мических кораблей «Восход» и др. Для унифицированного носи- теля тяжелых спутников	По форсированному режиму и дру- гим параметрам полностью соответст- вует двигателю 8Д727П. Конечной сту- пени тяги не имеет, в связи с чем ав- томатика управления рулевыми агре- гатами упрощена и выполнена по ана- логии с применяемой в двигателе 8Д74, только с четырьмя отводами вместо двух
12*
91
ДВИГАТЕЛЬ РД-109
Двигатель РД-109 является однокамерным жидкостным реактивным двига-
телем, предназначенным для установки на верхних ступенях космических ракет.
В качестве топлива в двигателе используются компоненты: жидкий кисло-
род — окислитель, несимметричный диметилгидразин — горючее.
Отличительными особенностями двигателя РД-109 являются использование
впервые примененного в ЖРД несимметричного диметплгидразина как нового и
перспективного ракетного горючего, высокое давление в камере сгорания (79 ата)
и большая степень расширения газов в сопле (ро = 0,1 ата), что обеспечивало по-
лучение высокой удельной тяги (334 сек). Рабочим телом турбины вместо парога-
за (применявшегося в ранее разработанных двигателях) являются продукты тер-
мического разложения основного горючего в газогенераторе, которые после тур-
бины поступают в рулевые сопла, где происходит их дальнейшее расширение.
Двигатель состоит из камеры сгорания, турбонасосного агрегата, газогенера-
тора, агрегатов автоматики и узлов общей сборки. Камера сгорания, охлаждае-
мая горючим, выполнена с плоской форсуночной головкой и профилированным
соплом. Турбонасосный агрегат выполнен по двухвальной схеме.
Для запуска двигателя в пустоте разработано специальное пирозажига-
тельное устройство, пиропатроны которого способны воспламеняться и гореть в
вакууме. Специальная мембрана пирозажигательного устройства, устанавливае-
мого в критическом сечении камеры сгорания, при продувке камеры перед запуском
поддерживает в ней избыточное давление, обеспечивающее повышенную надеж-
ность воспламенения пиропатронов.
Раскрутка турбины турбонасосного агрегата производится газами, получае-
мыми при сгорании пускового порохового заряда, установленного в газогенерато-
ре. Пороховые газы одновременно создают тепловой импульс, необходимый для
начала термического разложения горючего в газогенераторе.
Регулирование тяги двигателя в полете производится изменением режима
работы турбонасосного агрегата, осуществляемым путем изменения расхода го-
рючего через газогенератор'. Регулирование соотношения компонентов топлива
достигается изменением раухрда окислителя с помощью дросселя окислителя.
Автоматическое управление двигателем в процессе запуска и полета обеспе-
чивается системой пневмо- и электропневмоклапанов и электрическими при-
водами. В качестве рабочего тела для управления автоматикой двигателя ис-
пользуется газообразный азот высокого давления.
Для наддува баков ракеты применяются основные компоненты топлива. Для
наддува бака окислителя используется кислород, отбираемый за насосом и подо-
греваемый в змеевиках испарителя. Для наддува бака горючего используются
продукты термического разложения горючего 'в газогенераторе, балластируемые в
смесителе горючим до нужной температуры.
Двигатель обеспечивает управление полетом ракеты по каналам тангажа, рыс-
кания и крена. Управление полетом производится изменением тяги рулевых сопел,
неподвижно закрепленных на ракете, за счет перераспределения расходов вы-
хлопных газов турбины, выбрасываемых через сопла.
Для максимального снижения импульса последействия при выключении дви-
гателя применяются пироклапан отсечки окислителя и клапаны отсечки горючего,
установленные на входе в форсуночную головку камеры сгорания.
Разработка двигателя была начата в 1958 г. В 1959 г. начались огневые ис-
пытания, которые подтвердили возможность создания двигателей с высокой
удельной тягой, работающих на новом горючем — несимметричном диметилгид-
разине. Одновременно была проверена возможность охлаждения камеры сгора-
ния горючим и исследованы его эксплуатационные свойства. Опыт работы с не-
симметричным диметилгидразином, накопленный при отработке двигателя РД-109,
был использован позднее при разработке новых мощных двигателей.
В 1960 г. работы по двигателю РД-109 были прекращены в связи с. переходом
к разработке более совершенного двигателя РД-119, имеющего повышенную
удельную тягу, большую надежность и меньший вес.
Фиг. 201. Двигатель РД-109 (слева—вид со стороны насоса
/ камера сгорания; 2 — газораспределнтелъ канала крепа; 14, 28—приводы газораспределителей; 4— рама двигателя;
5—привод дросселя; 6 — клапан окислителя; 7 — турбонасосный агрегат; й — газогенератор; 9 — трубопровод подачи окисли-
теля в камеру сгорания; 10— смеситель; Jf — рама турбонасосного агрегата; 12— отсечной клапан горючего; 13— шаро-
баллои; 15 — газораспределитель канала рыскания; 16 — трубопроводы выхлопных газов; 17—испаритель; 18 —- редуктор дав-
окислителя; справа—вид со стороны газогенератора):
лення горючего; 19 — трубопровод подачи горючего в камеру сгорания; 20 — клапан горючего; 21 — обратный клапан горюче-
го; 22 — перекрывной клапан, 23 — предохранительный клапан;^ — электропневмоклапан, управляющий отсечными клапанами
горючего; 25 — электроппевмоклапан, управляющий клапаном окислителя; 26 — электропневмоклапан, управляющий перекрыв-
ным ’ клапаном; 27 — редуктор давления азота; 29 — газораспределитель канала тангажа; 30 — рама камеры сгорания
ДВИГАТЕЛЬ РД-109
ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ И ХАРАКТЕРИСТИКИ
ДВИГАТЕЛЯ РД-109 [65]
Тип двигателя..............................
Назначение.................................
Топливо:
окислитель ................................
горючее................................
Номинальная тяга двигателя в пустоте прн ра-
боте на режиме главной ступени с учетом
тяги рулевых сопел, управляющих полетом
ракеты по каналам тангажа и рыскания
Удельная тяга — тяга, отнесенная к суммар-
ному секундному расходу окислителя и го-
рючего через камеру сгорания и газогене-
ратор ................................  
Номинальное давление газов в камере сгора-
ния па режиме главной ступени
Давление газов па срезе сопла камеры сго-
рания ....................................
Секундный расход окислителя .	.	.	.
Секундный расход горючего................
Суммарный секундный расход топлива на ио-
мииималыюм режиме.........................
Отношение секундных весовых расходов оки-
слителя и горючего, приведенное к номи-
нальным давлениям на входе в насосы и
к номинальным удельным весам компонен-
тов топлива (7о = 1,145 кГ/л прн tn —
= —183°С и 7г = 0,833 кГ/л при <г = —20°С)
Время набора 75% номинальной тяги, считая
от момента подачи команды на воспламе-
нение пиропатронов пирозажигательного
устройства ...............................
Продолжительность непрерывной работы па
режиме главной ступени....................
Пределы регулирования тяги двигателя (от
ее номинального значения).................
Разность тяг сопел по каналам тангажа и
рыскания, объединенных одним газораспре-
делителем, при крайних положениях за-
слонки газораспределителя ................
Жидкостный, реактивный
Для верхних ступеней косми-
ческих ракет
Жидкий кислород,
ТУ № ОУ-83-55-МХП
Несимметричный диметилги-
дразин, ВТУ
№ ЕУ-108-55-МХП
10,36 т
334 сек.
79 ата
0,1 ата
18,73 кГ/сек
12,58 кГ/сек
31,31 кГ/сек
1,49 + 0,07
Не более 2 сек
330 сек
+ 5%
Не менее 62 кГ
Системы подачи и г а з о г е и е р а ци и
Способ подачи топлива в камеру сгорания и
газогенератор...........................Насосный, с приводом от тур-
бины
Тип турбины.............................Активная, с двухступенчатым
колесом
Тип насосов.............................Центробежные, двухступенча-
тые, одностороннего входа
Число оборотов насосов первой ступени . .	7500 об/мин
Число оборотов турбины и насосов второй
ступени.................................. 21 200 об/мин
Мощность турбины......................... 870 л. с.
Давление на входе в насосы:
окислителя:
минимальное  ........................2,25 ата
номинальное........................4 ата
горючего*.	
минимальное		1,8 ата
номинальное 		3 ата
Разгон турбины при запуске двигателя	Пороховым стартером
Рабочее тело турбины	 Температура рабочего тела турбины . Секундный расход горючего в газогенератор	Продукты термического разло- жения несимметричного ди- метилгидразнна в газогене- раторе 1033° К
на номинальном режиме		1,1 кГ/сек
Давление газов в газогенераторе ....	63 ата
Система управления
Давление сжатого азота в шаробаллоне;
в начале работы двигателя	. .	.	.
к концу работы двигателя	. .	.	.
Емкость шаробаллона ......................
Давление азота за редуктором..............
Параметры электрического тока питания агре-
гатов управления:
род тока .............................
напряжение (па клеммах агрегатов) .
максимальная сила тока ...............
Фиг. 202. Средний закон нарастания давления в камере
сгорания при запуске двигателя:
Д—команда на воспламенение пиропатронов пнрозажигатсль-
ного устройства; 5— команда на включение предварительной
ступени; В — команда на включение главной - ступени;
Г —команда на открытие перекрывного клапана газогенератора
Система зажигания
200 + 5 ати
Не менее 85 ати
4 л
55—65 ати (в зависимости _ от
индивидуальной настройки
двигателя)
Постоянный
27 + 3 в
4а
Пиротехническая
Габаритные размеры двигателя
Длина .	.	..........................
Диаметр (наибольший, без учета рулевых
сопел) ..................................
Весовые данные
Вес камеры сгорания, не заполненной компо-
нентами топлива .	.....................
Вес турбонасосного агрегата, не заполненного
компонентами топлива ......................
Вес двигателя, не заполненного компонента-
ми топлива ................................
2280 мм
1024+1,5
Не более 54,5 кГ
Не более 51,5 кГ
210 кГ
Вес двигателя, заполненного комнонеша-
ми топлива.....................................218	кГ
Фиг. 203. Средний закон изменения
давления в камере сгорания при вы-
ключении двигателя:
Д—команда на выключение
9$
ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ, ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ И КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЯ РД-109
Фиг. 204. Пневмогидравлическая схема двигателя РД-109 [66]: 7
/ — камера сгорания; 2 — пирозажигательное устройство; 3 — обратный
клапан продувки; 4— пироклапан; 5 — привод дросселя; 6 — электро-
пневмоклапан, управляющий отсечными клапанами горючего; 7 — элек-
тропневмоклапан, управляющий клапаном окислителя; fi —• электро-
пневмоклапан, управляющий перекрывным клапаном; 9, 14, /о — обрат-
ные клапаны; 10 — редуктор давления азота; // — привод редуктора
давления; 12 - шаробаллон; /3 —клапан окислителя; 15 — насос окис-
лителя' /7 —насос горючего; /S — смеситель; 19 — турбина; 20 — испа-
ритель; 21 — обратный клапан горючего; 22 — газораспределитель кана-
ла крена; 23 — сопло канала крена; 24, 32, 35 — приводы газораспреде-
лнтелей* 25 — перекрывной клапан: 26 — газогенератор; 27 —клапан
горючего; 28 - реле давления; 2S — отсечной клапан горючего; 30 - ре
дуктор давления горючего; 31 — газораспределитель канала рыскания;
33 — сопло канала рыскания; 34 — газораспределитель канала тангажа;
36 — сопло хапала тангажа; 37 — предохранительный клапан
ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СХЕМА ДВИГАТЕЛЯ
Пневмогидравлическая схема двигателя представлена на
фиг. 204.
Перед заправкой баков ракеты компонентами топлива электро-
пневмоклапаны 6, 7 и 8 обесточены, клапаны горючего 27 и окисли-
теля 13 открыты па предварительную ступень.
При подаче в управляющую полость азота от наземной уста-
новки клапан окислителя 13 закрывается. Производится заполне-
ние шаробаллона 12 азотом давлением 200 ± 5 ати от наземной
установки.
Для удаления воздуха магистраль горючего продувается газо-
образным азотом через бак ракеты. При проверке настройки редук-
тора давления 10 подается напряжение на электропневмоклапан 8,
управляющий травящим устройством редуктора. После проверки
настройки электропневмоклапан выключается.
При заправке ракеты компонентами топлива жидкий кислород
заполняет магистраль до клапана 13\ горючее, заполнив магистра-
ли двигателя, через клапан 25 перепускается в бак ракеты для
сброса газовых пробок из трубопроводов и зарубашечного прост-
ранства камеры сгорания.
Запуск двигателя в полете производится автоматически от си-
стемы управления при работающем двигателе предыдущей ступе-
ни ракеты.
Непосредственно перед запуском двигателя включается продув-
ка форсуночной головки камеры сгорания по линии горючего газо-
образным азотом с предыдущей ступени ракеты, при этом в камере
сгорания лепестковой диафрагмой пирозажигателыюго устройства
поддерживается определенное давление, необходимое для воспла-
менения пиропатронов.
По команде на запуск двигателя подается напряжение на пиро-
патроны пирозажигательного устройства 2. При горении пиропат-
ронов напряжение подается на электроппевмоклапаны 7 и 6\ азот
стравливается из управляющей полости клапана окислителя 13,
клапан открывается на предварительную ступень и удерживается
в этом положении разрывным болтом; отсечные клапаны горюче-
го 29 открываются при поступлении азота в управляющие полости
клапанов. Одновременно с командой на открытие топливных клапа-
нов прекращается продувка камеры сгорания. Компоненты топли-
ва поступают в камеру сгорания и воспламеняются. Двигатель вы-
ходит на режим предварительной ступени.
Через 1,15 сек после команды на воспламенение пиропатронов
пирозажигателыюго устройства подается команда на воспламене-
ние пороховой шашки газогенератора. Пороховые газы поступают
на турбину, и турбонасосный агрегат начинает работать. При этом
пороховые газы обеспечивают необходимый тепловой импульс для
начала процесса термического разложения диметилгидразииа в га-
зогенераторе 26. В конце горения пороховой шашки подается на-
пряжение на электропневмоклапан 8 и открывается клапан 25. При
открытии клапана 25 горючее подходит к обратному клапану 2 Г,
одновременно прекращается перепуск горючего в бак ракеты.
При снижении давления пороховых газов горючее, отжимая об-
ратный клапан 21, поступает в газогенератор и разлагается; оборо-
ты турбонасосного агрегата увеличиваются. С увеличением давле-
ния за насосами клапан горючего 27 открывается на главную сту-
пень. Клапан окислителя 13 после разрушения разрывного болта
резко открывается на главную ступень. При повышении давления
газов в камере сгорания происходит выброс пирозажигательного
устройства из камеры сгорания.
94
Пневмогидравлическая, электрическая и конструктивная схемы двигателя рд-юй
По достижении давления за насосом горючего, равного 75% но-
минального, срабатывает реле давления 28, подающее команду на
разделение ступеней ракеты. При повышении давления в камере
сгорания двигатель выходит на режим главной ступени тяги.
При работе двигателя на режиме главной ступени жидкий кис-
лород через обратный клапан 14 поступает в испаритель 20, где ис-
паряется за счет тепла отработанных газов турбины и идет на над-
дув бака окислителя. Наддув бака горючего осуществляется про-
дуктами разложения диметилгидразина, которые отбираются после
газогенератора и балластируются жидким горючим в смесителе/#.
Для управления полетом ракеты отработанный газ после тур-
бины и испарителя по трубопроводам подается в рулевые сопла 23,
33 и 36. Необходимый для управления полетом момент сил создает-
ся путем перераспределения расходов газа через неподвижно за-
крепленные рулевые сопла газораспределителями 22, 31 и 34.
Тяга двигателя в полете регулируется по команде от системы
управления путем изменения режима работы турбонасосного агре-
гата, осуществляемого изменением расхода рабочего тела через
турбину. Соотношение компонентов топлива во время работы дви-
гателя изменяется с помощью дросселя, совмещенного с клапаном
окислителя. Перекладка дросселя осуществляется приводом 5
При выключении двигателя производится одновременное закры-
тие пироклапана 4 и всех пневмоклапанов путем снятия напряже-
ния с электропневмоклапанов 6, 7, 8. Одновременно открывается
перепуск горючего в бак ракеты. Двигатель выключается.
№
й
IZ
и
32 34 31 33
и
гв<
1 -«

Электрическая схема двигателя пред-
ставлена на фиг. 205. Схема включения
электроагрегатов выполнена по дублиро-
ванной системе. Связь агрегатов автома-
тики двигателя с бортовой кабельной се-
тью ракеты осуществляется с помощью
кабельных стволов 5 и 10 через штеп-
сельные разъемы 6 и 11. Каждый луч ка-
бельного ствола маркируется и подсоеди-
няется к электроагрегату, имеющему со-
ответствующую маркировку.
Пирозажигательпое устройство вклю-
чается в бортовую кабельную сеть через
штепсельный разъем 14.
Фиг. 205. Электрическая схема двигателя:
I - электроппевмоклапан, управляющий клапаном окис-
лителя; 2 - электроппевмоклапан, управляющий пере-
крывпым клапаном; — электроппевмоклапан, управляю-
щий отсечными клапанами горючего; 4 — реле давления;
5 — кабельный ствол питания агрегатов пневмоавтомати-
ки; 6‘, II, 14 —• штепсельные разъемы; 7 — пиропатрон
воспллмсчк’иия пороховой шишки в газогенераторе;
»Ч, Р — пиропатроны ппрокланана; /(/ — кабельный ствол
шггания агрегатов ппроавтоматикп; 12 - пиропатроны
воспламенения пирозазкигптелыюго устройства; Hi—сиг-
палнзатор воспламенения пирозажигательного устройства
21
23 24
13
11
18 18 20
28
29
41
43 42
40
Фиг.
30
31
32
9
8

38
39
206.	Конструктивная схема двигателя РД-109 [67]:
/ — камера сгорания; 2 — привод газораспрсделителя; <3 — трубопроводы с соплами канала тангажа; 4— газо-
распределители каналов тангажа и рыскания; 5 — трубопроводы с соплами канала рыскания; 6—трубопроводы
подачи выхлопных газов в газораспределителн; 7 — реле давления; 8 — смеситель; 9, 29 — обратные клапаны;
/(/-—испаритель; 11 — трубопроводы с соплами канала крена; 12 — газораспределитель канала крена; 13— тру-
бопровод подачи газа в смеситель; 14— турбонасосный агрегат; 15 — трубопровод подачи горючего в газогег.'е-
ратор; /б1 —обратный клапан горючего; /7 — газогенератор; 18 — перекрывной клапан; 19 — клапан горючего;
20, 22 — дренажные трубопроводы; 21 — трубопровод подвода горючего К газогенератору; 23 — трубопровод подвода
управляющего давления к псрекрывному клапану; 24 — клапан окислителя*. 25 — трубопровод подвода управляю-
щего давления к клапану окислителя; 26 — электроппевмоклапан, управляющий перекрывным клапаном;
27 — трубопровод подачи окислителя в испаритель; 28 — предохранительный клапан; 30 — распределитель;
31 — электроппевмоклапан, управляющий отсечными клапанами горючего; 32 — электроппевмоклапан, управляю-
щий клапаном окислителя; 33 — трубопровод подвода сжатого азота к распределителю; 34 — трубопровод под-
вода управляющего давления к отсечным клапанам! горючего; 35 — прнаод редуктора давления; 35 — редуктор
давления азота; 37 — шаробаллои; 38 — пнроклапан; 39 — трубопровод подачи окислителя в камеру сгорания;
40— трубопровод подвода управляющего давления к редуктору давления горючего; 41 — редуктор давления го-
рючего; 42 — обратный клапан продувки; 43 — отсечной клапан горючего; 44 — трубопровод подачн горючего
в камеру сгорания
33
34
35
s3S
37
95
КОНСТРУКЦИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-109
Фиг, 207. Двигатель РД-109, Вид со стороны насоса окислителя [64]:
продумиТ 7С-отсетяой ^ла5аяН горю^его-3''^-шап^ллон^ТТеле п ~ Pi'M“ т%)б');,,ас(,с,"’га агрегата; 5 - смеситель; 6 - обратный
сгорания; 12 — газораспределитечь канала выгаХ“ и 'г«^Р Д 1Я!	 И ~ ,Ч’1,в°'1ы газораспрелелптслей; //-рамп
сгорания; /fi — рама двигателя- /7- привод₽ дпоссьп'я-М/я Р релеЛ1,тель каиала «Р«чп; /5 - трубопровод подачи горючего и
. Р од дросселя, 18 — клапан окислителя; /9 — обратный клапан горючего; 20 -- перекрывной
клапан
камеры
камеру
к.ла пан
КОНСТРУКЦИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-109
Фиг, 208. Двигатель РД-109. Вид со стороны газогенератора [64]:
W-обратные клапаны-23— предохранительный клапан; 24 - электропневмоклапаи. управляющий отсечными хла-
м- плектпошнщмокл^П! ди ^управляющий клапаном окислителя; 26 - трубопровод подачи окислителя в камеру сгораюм:
11IIIUIMII горю ИЛО. 2.>	гя — nonvk’tod давления азота- 25 — привод газораспределителя; 30 — газораспределитель канала тангажа.
3	управляющий перекрывиым клапаном; 35 - пироклапан
ииинриилп,	pvasj н	г	окислителя
13 3,ц:. (К)МН
97
КОНСТРУКЦИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-109
Фиг. 209. Двигатель РД-109. Вид по стрелке А (см. фиг. 208) [04]:
Двигатель РД-109 состоит из следующих основных агрегатов и уз-
лов: камеры сгорания, турбонасосного агрегата, газогенератора, агрега-
тов автоматики и узлов общей сборки. Все основные агрегаты и узлы
двигателя (фиг. 207, 208, 209) монтируются на раме двигателя 16 и раме
турбонасосного агрегата 4. К верхней части рамы двигателя на трех
эксцентриковых шаровых опорах крепятся камера сгорания и рама тур-
бонасосного агрегата. Сопловая часть камеры сгорания подкрепляется
рамой 11. В верхней части она соединяется с рамой двигателя, а в ниж-
ней — через три пластины-компенсатора с кронштейнами па сопле ка-
меры сгорания.
Турбонасосный агрегат 2 расположен над камерой сгорания 1 на
раме. К статору турбины приварен газогенератор 3.
К фланцу нагнетающего патрубка насоса окислителя присоединен
клапан окислителя 18 с дросселем и электрическим приводом 17. На фор-
суночной головке камеры сгорания установлен пироклапан окислите-
ля 35.
Клапан горючего 21 укреплен на выходном патрубке насоса горю-
чего. Шесть отсечных клапанов 7 установлены на форсуночной головке
камеры сгорания. Агрегаты автоматики прикрепляются хомутами и
кронштейнами к рамс двигателя и раме турбонасосного агрегата.
Кислород от насоса в камеру сгорания подается через клапан окис-
лителя с дросселем, гибкий трубопровод 26 п пироклапан окислителя.
Для наддува бака окислителя кислород отбирается за насосом окисли-
теля н подводится к испарителю 31 по трубопроводу через обратный
клапан. Кислород, просочившийся через уплотнения насоса окислителя,
дренируется по трубопроводам.
. Подача горючего в камеру сгорания производится по трубопрово-
дам 15. Горючее для питания газогенератора отбирается из коллектора
перед отсечными клапанами через трубопровод п редуктор давления 32.
Проходя через рубашку охлаждения газогенератора, горючее через пере-
крывной клапан 20, трубопровод и обратный клапан 19 подается в фор-
суночную головку газогенератора. Горючее для охлаждения газов в сме-
сителе 5 подается по трубопроводу через обратный клапан 34. Горючее,
просочившееся через уплотнения насоса, дренируется по трубопроводам.
Из газогенератора продукты термического разложения горючего по-
ступают па лопатки турбины. Из турбины отработанный газ через испа-
ритель и выхлопной трубопровод подводится к газораспределителям 12,
30, 13. К выходным патрубкам газораспределнтелей при монтаже дви-
гателя на ракете присоединяются трубопроводы рулевой системы с при-
варенными к ним соплами, через которые выбрасывается отработанный
газ.
Для наддува бака горючего горячий газ отбирается из статора тур-
бины и по трубопроводу подводится к смесителю.
Сжатый азот для управления агрегатами автоматики поступает из
шаробаллопа 8 по трубопроводу к редуктору давления 28. Из редуктора
давления редуцированный азот подводится по трубопроводам в управ-
ляющую полость редуктора давления горючего, к распределителю, элек-
тропневмоклапанам 24, 25 и 33 и к агрегатам автоматики.
К электромагнитам электропневмоклапанов, пиропатронам пирокла-
пана окислителя, пирозапальнику газогенератора и реле давления под-
соединяются концы кабельных стволов.
На статор и выхлопной коллектор турбины, газогенератор, испари-
тель кислорода н выхлопные трубопроводы рулевой системы устанавли-
ваются теплозащитные экраны. На специальных амортизирующих под-
весках на двигателе могут устанавливаться телеметрические датчики
для измерения параметров двигателя в полете.
Основные узлы общей сборки двигателя РД-109 были применены и
отработаны в дальнейшем на двигателе РД-119, в составе которого они
и описаны.
98
ИСПЫТАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-109
ДОВОДОЧНЫЕ ИСПЫТАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-109
©-i-ф
Фиг. 210. Рама камеры сгорания:
/ — труба 15X1,5 ли:; 2 —опора; 3 —валка
Стендовые испытания двигателя РД-109 были начаты в январе
1959 г.
В связи с тем что на двигателе РД-109 в качестве горючего впер-
вые был применен несимметричный диметилгидразин, потребова-
лось проведение большого объема работ, направленных на изуче-
ние его физико-химических свойств и особенностей эксплуатации.
Отработка запуска двигателя проводилась на стенде, оборудо-
ванном специальной барокамерой объемом 90 лР, обеспечивающей
при проведении испытаний остаточное давление ~1 мм. рт. ст. В ре-
зультате проведенного цикла испытаний была выбрана последова-
тельность подачи команд при запуске двигателя, определены расхо-
ды компонентов топлива на предварительной ступени, отработаны
режимы продувок, а также проверена работоспособность пирозажи-
гательного устройства.
В процессе проведенных испытаний была определена зона устой-
чивой работы двигателя. Испытания показали, что зона устойчивой
работы двигателя (по давлению газов в камере сгорания) лежит
выше, чем это ранее предполагалось. На основании результатов ис-
пытаний номинальное давление газов в камере сгорания было уве-
личено с 76 до 79 ата.
Отработке однокомпонентного газогенератора термического раз-
ложения горючего предшествовала работа по созданию двухком-
понентного газогенератора на компонентах — несимметричный ди-
метилгидразип и жидкий кислород. Однако в ходе предварительных
испытаний из-за чрезмерно малого расхода окислителя выявились
определенные трудности в обеспечении надежного запуска, поэто-
му дальнейшие работы с двухкомпонентным газогенератором были
прекращены и форсированы работы по доводке однокомпонентного
газогенератора [147].
Большой объем испытаний был проведен по отработке процесса
термического разложения диметилгидразина в однокомпонентном
газогенераторе. На основании этих испытаний были определены до-
пустимые пределы температуры горючего на входе в газогенератор,
выбрана конструкция, обеспечивающая минимальные потери дав-
ления в зарубашечиом пространстве газогенератора и в газовом
тракте. Было установлено, что при температуре ниже 100° С процесс
разложения диметилгидразина в газогенераторе прекращается, а
при температуре выше 250° С происходят взрывы в его зарубашеч-
иом пространстве.
Большое количество испытаний двигателей было проведено с
целью отработки порохового заряда газогенератора. Были прове-
дены испытания шашек, имитирующих их работу с предельной га-
зопроизводительностыо, что позволило определить геометрию и вес
пороховой шашки, установить необходимое количество пороха для
воспламенителя и уточнить время запаздывания подачи диметил-
гидразина относительно подачи команды на воспламенение порохо-
вого заряда.
В результате проведенных работ был создан и отработан высо-
кооборотный турбонасосный агрегат, решены вопросы по разработ-
ке редуктора и его охлаждению.
В течение 1959 г. в процессе доводочных испытаний был отра-
ботан запуск двигателя и проверена совместная работа на режиме
всех агрегатов и узлов, причем некоторые агрегаты автоматики бы-
ли значительно доработаны и улучшены; была создана и отрабо-
тана оригинальная конструкция смесителя для наддува бака горю-
чего. Проведенные испытания па ресурс показали, что двигатель
РД-109 работоспособен в течение заданного временщ
Работы по двигателю РД-109 были прекращены в связи с нача-
лом разработки более совершенного двигателя РД-Ц9,
13*
99
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-109
Фиг. 211. Камера сгорания
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ [65]
Секундный расход окислителя 		18,53 кГ1сек
Секундный расход горючего		11,43 кГ/сек
Весовое соотношение компонентов топлива .	1,62
Удельная тяга — тяга, отнесенная к суммарному секундному расходу топлива через камеру сгорания в пустоте		340 сек
Давление газов в камере сгорания ....	79 ата
Давление газов в выходном сечении сопла .	0,1 ата
Давление окислителя перед форсунками .	86 ата
Давление горючего перед форсунками .	89 ата
Диаметр цилиндрической части камеры .	210 мм
Диаметр критического сечения сопла ....	93,1 мм
Диаметр выходного сечения сопла ....	712,2 Л1л
Объем камеры до критического сечения сопла	9,5 л
Охлаждающий компонент		Горючее
Количество форсунок: окислителя 		144 шт.
горючего 			109 ,шт.
Относительная расходоиапряженность — расход, отнесенный к площади форсуночной головки	1,16—	
и к давлению в камере сгорания ....	
Время пребывания продуктов в камере сгорания	см2-сек-ат а 1,75 • 10~3 сек
Литровая тяга в пустоте		1073 кГ/л
Коэффициент полноты давления в камере сго- рания 		0,951
Коэффициент полноты удельной тяги ....	0,936
Фиг. 212. Геометрический контур камеры сгорания
07/2,2
Камера сгорания является первой разработкой
ОКБ, специально выполненной для работы в высот-
ных условиях.
Высокая эффективность камеры обеспечивается
принятым значением степени расширения[^-=790\,
v а	I
специальными мерами по снижению веса конструк-
ции в результате форсирования камеры по давле-
нию и литровой тяге, рационального профилирова-
ния сопла и снижения толщин деталей до мини-
мальных значений, а также применением впервые
в отечественной практике несимметричного диме-
тилгидразина в качестве горючего.
Камера сгорания (фиг. 215, 216) выполнена 'в
виде паяно-сварной неразъемной конструкции и со-
стоит из форсуночной головки (фиг. 217) и нижней
части.
Материалы, применяемые для изготовления деталей камеры сгорания
Наименование	Материал
Внутренние стенки средней части	Сплав БрХ08
Внутреннее днище форсуночной головки, фор- сунки, штифты, гофрированная проставка крити- ческого сечения	Сплав № 5
Среднее и наружное днища форсуночной голов- ки, гнездо пироклапана, кольцо под отсечными клапанами, соединительное кольцо на сопле, опор- ные фланцы, сектор коллектора с патрубками, штуцер подвода горючего, замерные штуцера	Сталь ЭИ654
Рубашка цилиндра	Сталь ЭИ659
Опорное кольцо камеры, кольцо цилиндра	Сталь 12Х2НВФА
Рубашка критического сечения	Сталь 17Х2НВФА
Гофрированные проставки сопла	Сталь ЮКП
Рубашка сопла средней части с силовыми коль- цами, рубашка и стенка сопла с силовыми коль- цами, трубопроводы, тройник, кольцо коллектора, крючок для контровки пироклапана окислителя	Сталь Х18Н10Т
Штуцер питания газогенератора Припои;	Сталь 20ХГСА
для пайки форсунок и штифтов	ПСр 37,5
для панки средней части, сопла	ПСрМНЦ-38
100
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-109
Фиг. 215. Камера сгорания [68]:
/ — гнездо пироклапана; 2 — днище наружное; <3 — штуцер замера дав-
ления в полости окислителя; 4 — днище среднее; 5, 12, 17 — кольца со-
единшельпыс; 6’— кольцо опорное; 7 — днище внутреннее; 8 — кольцо
цилиндра; 9 — рубашка средней части-. 10 — стенка средней части оре-
бренная; // — рубашка критического сечения; 13, 20, 22, 24 — проставки
гофрированные; /-/ — кольцо сопла; /5, 23— стенки сопла; 16, 21 — ру-
башки сопла; 18 — опора; 19, 27 — кольца рубашки; 25 — кольцо кол-
лектора; 26 — патрубок с коллектором; 28 — кольцо замыкающее
101
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-109
Обозначение
форсунки
93,5
48
218
35
126
61
220
36
32
А-А
4отв. Ф 1,55
давления перед
127,5
144
221
37
Расход компонен-
та через одну
форсунку, Г [сек
Количество, шт.
Номер фигуры
Номер позиции
Фиг. 216. Камера сгорания. Вид со стороны форсуночной головки:
29 — штуцер замера температуры горючего перед форсунками; 30 — штуцер замера пульсаций дав-
ления горючего перед форсунками; 31 — штуцер замера пульсаций давления окислителя перед фор-
сунками; 32 — крючок для контровки пироклапана окислителя; 33 — штуцер замера
отсечными клапанами; 34 — сливная бобышка
19
16
14,5
Аг—
Со 0	I
Фиг. 219. Схема расположения форсунок. Вид Б (см. фиг. 217)
Место
’'установки
штифта поз. 39
окислителя
Фиг. 218. Форсунка горючего
ю н
Фиг. 220. Форсунка
А
Z6
, 21
14,5
А-А
Л 00
1,2
4отв.ф1,46
А

Z
А-А
4oms.0l.37
горючего
Фиг. 221. Форсунка окислителя
Форсуночная головка (фиг. 215 и 217) состоит из внут-
реннего 7, среднего 4, наружного 2 днищ и гнезда 1 для
монтажа пироклапана окислителя. Среднее днище выпол-
няется как единое целое с силовым кольцом. Внутреннее
днище скреплено со средним днищем форсунками 35, 36,
37 с помощью пайки медно-серебряным припоем. Форсун-
ки одпокомпонентные, центробежные с тангенциальными
отверстиями. Все форсунки, кроме периферийных форсу-
нок горючего, открытого типа.
В центральной части форсуночной головки располо-
жение форсунок сотовое, по мере приближения к пери-
ферии сотовое расположение постепенно искажается ина
периферии переходит в круговое (фиг. 219).
Для замера давления окислителя перед форсунками
предусмотрены штуцера 3, 31 (фиг. 215, 216). Для за-
мера давления газов в камере сгорания на периферии
форсуночной головки впаяны во внутреннее и среднее
днища четыре штифта 39 (фиг. 223) — два основных и
два запасных, над которыми приварены два штуцера 38.
Нижняя часть камеры сгорания конструктивно разде-
лена на среднюю и сопловую части.
Средняя часть, включающая цилиндрический участок,
область втекания и начальный участок закритической ча-
сти сопла, состоит из наружных рубашек 9, 11, 16
(фиг. 215) с силовыми кольцами 8, 12, 14, внутренних
оребренных стенок 10, 15 и гофрированной проставки 13,
установленной в месте стыка стенок. Соединение руба-
шек и колец со стенками осуществляется путем нанки
твердым медно-серебряным припоем по вершинам ребер
и кольцевому бурту на цилиндрическом участке стенки,
а также по гофрированной проставке.
Стык внутренних стенок 10 и 15 удален от критическо-
го сечения по направлению к срезу сопла и поддержи-
вается гофрированной проставкой. Такое конструктивное
решение позволило существенно повысить прочность ме-
ста стыка (фиг. 225).
102
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-109
111
Фиг. 226. Срез сопла. Место
(см. фиг. 215)
Фиг. 222. Гнездо пневмоклапана отсечки горючего
в опорном кольце. Сечение Л-Л. Повернуто
(см. фиг. 216)
Внутренняя стенка цилиндра нижней части непосред-
ственно приварена к внутреннему днищу форсуночной
головки, а рубашка — к среднему днищу головки через
два кольца 5, 6 (фиг. 215). На опорном кольце 6 имеется
шесть гнезд для установки клапанов отсечки горючего
при выключении двигателя. Под гнездами в соединитель-
ном кольце 5 выполнены шесть отверстий, через которые
горючее из нижней части поступает в форсуночную го-
ловку. При срабатывании отсечных клапанов отверстия в
кольце 5 запираются (фиг. 222). Помимо гнезд клапанов,
наружное кольцо 6 имеет три выступа для крепления ка-
меры сгорания к силовой раме двигателя. На этом же
кольце установлен штуцер 40 отбора горючего для пита-
ния газогенератора и штуцера для замера температуры
и давления горючего перед отсечными клапанами 29, 33
(фиг. 216, 223). Для продувки полости горючего при за-
пуске в соединительном кольце 5 просверлено отверстие,
над которым установлен штуцер 41 (фиг. 224).
которым установлен штуцер 41 (фиг. 224).
/40
47
ГО-
Фиг. 227. Стык средней части с
соплом. Место II (см. фиг. 215)
Фиг. 224. Сечение Р-Р.
Повернуто (см. фиг. 216):
41 — штуцер продувки полости
рючего азотом
Фиг. 223. Сечение Г-Г. Повернуто
(см. фиг. 216):
38 — штуцер замера давления газа в камере сго-
рания; 39 - штифт; 40 — штуцер отбора горючего
на газогенератор
Фиг. 225. Стык в районе критического сечения.
Место I (см. фиг. 215)
Сопловая часть камеры сгорания состоит из рубаш-
ки 21 (фиг. 215), включающей в себя две секции, кольцо
коллектора 25 и два кольца 19, 27, а также внутренней
стенки 23 с замыкающим кольцом 28 у выходного сече-
ния сопла. Соединение рубашки с внутренней стенкой
осуществляется пайкой медно-серебряным припоем по
вершинам трех гофрированных проставок 20, 22, 24.
Подвод горючего к коллектору осуществляется через
штуцер 43 и тройник 44, связанный с входными патруб-
ками коллектора 26 через два симметрично расположен-
ных трубопровода 42, 45 (фиг. 215, 228).
На кольце 28, расположенном у выходного сечения
сопла, установлена сливная бобышка 34 (фиг. 216). Соп-
ло сваривается со средней частью по внутренним стенкам
и через соединительное кольцо 17 (фиг. 215).
Охлаждение камеры сгорания осуществляется протоком
горючего через зарубашечный тракт, а также путем внутрен-
него охлаждения горючим, впрыскиваемым через периферий-
ные форсунки. Движение горючего по тракту охлаждения про-
исходит следующим образом: подведенное к коллектору на
сопле горючее через отверстия в кольце коллектора проходит
Фиг. 228. Сечение К-К (см. фиг. 216):
42, 45 — трубопроводы; 43— штуцер подвода горючего;
44 — тройник
в полость между рубашкой и гофрированной проставкой и
разделяется па два потока: основная доля направляется к кри-
тическому сечению, оставшаяся часть — к выходному сечению
сопла. В коллекторе на срезе сопла горючее поступает в кана-
лы между внутренней стенкой и гофрированной проставкой и
также направляется в сторону критического сечения. В кол-
лекторе между проставками 22 и 24 происходит смешение обо-
их потоков. Далее горючее проходит через зарубашечное про-
странство средней части и через отверстия под отсечными кла-
панами поступает в форсуночную головку. Жидкий кислород
подается в форсуночную головку через установленный на на-
ружном днище пироклапан.
Параметры охлаждения камеры сгорания представлены
на фиг. 230. Схема расположения
ставок дана на фиг. 231.
ребер и гофрированных про-
Фиг. 229. Схема охлаждения и смесеобразования


W м/сек
28
20 124
Гб |20
12 1/6
8 12
4 |в
О |_4
й;ф,;4г;43”С
-IdLJsoo
to
400
|24
300
200
Гб
/00
И2
о
8
<Г
а
Я
W,
Е ‘

/'j Д*Фиг. 230. Расчетные характеристики параметров охлаждения вдоль оси камеры сгорания;
Я— суммарный тепловой лоток; t — температура охлаждающей жидкости; /,—температура внутренней стенки со стороны огне-
вого пространства; /»— температуря внутренней стенки камеры со стороны охлаждающей жидкости; /з— температура рубашки
в местах спая с ребрами п гофрами; Г — проходная площадь охлаждающего тракта; W — скорость жидкости в охлаждающем
тракте
4	4,54
2,05	___!....
р 192 ребра
5,5
4,38
4
-6J
I
156 ребер
Фиг. 231. Схема расположения ребер и гофрированных проставок по длине камеры
сгорания
103
ГАЗОГЕНЕРАТОР ДВИГАТЕЛЯ РД-109
22
9
29
30
Отвод
газа
10 11 12 13 И 15 16	17	18	19
33
36
37
38
Остальные шпильки
условно не показаны
подвод горючего
0 -1,1 кГ/сек
Фиг. 233. Схема охлаждения, распыла диметилгидразина и движение газа
при работе газогенератора на номинальном режиме
XV	\|/
__,JwF
/|\ /;\ /|\
Фиг. 232. Общий вид газогенератора Г69]:
/ — цетырехкоитактг.ая пластмассовая колодка; 2 — пирозаряды; 3 —
корпус запальника; -/—воспламенитель запальника; 5 гнездо за-
пальника; 6—пружинный держатель; 7 — крестовина; 8 — днище внут-
реннее. 9 — днище наружное: 10 — кольцо соединительное:
уплотнительные; 12. 35 — крышки;
пылитель; 16 --стакан наружный;
сварочный: /9 — форсунка. 2D. 31 — ниппеля:
флалаы. 24, 28 — днища; 25 — статор турбины;
ка; 29 --опора сферическая; 30-- мембрана; 4'2 - втулка
34 - теплоизоляционный кожух; 36 — вставка.
38 — корпус; 39 — воспламенитель. 40 — угольник;
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ
ГАЗОГЕНЕРАТОРА [65]
кольца
13 — впит; /-/ — заглушка: /5 —• рас-
17 — стакан внутренний: 18 — уголь
2/ — коллектор; 22. 23 —
26 — патрубок-, 27 — гай-
’	„ 3J - штуцер;
37 — пороховая шашка;
•// — запальник
Расход горючего.......................
Перепад давления на форсунках горю-
чего .................................
Температура горючего на входе в газо-
генератор ............................
Давление газа на выходе из газогенера-
тора .................................
Температура газа на выходе из газоге-
нератора .............................
Вес газогенератора....................
1,1 кГ!сек
6 атм
473° К
63 ата
1033° К
15,65 кГ
Материалы, применяемые для изготовления
деталей газогенератора
Наименование детален	Материал
Рубашка	Сталь 3'4659
Стенка, распылитель,	Сталь XI8H10T
стаканы вставки, фор-	
сунки	
Фланец корпуса	Сталь ЭИ811
Патрубок	Сталь 3'4481
Днище крышки	Сплав ЭИ868
Корпус запальника	Сталь ЭИ654
Фланец крышки	Сплав ЗИ437Б
Мембрана	Алюминий АД1
Держатель	Сталь 65С2А
Припой	Г40НХ
Для двигателя РД-109 впервые в отечественной практике
разработан однокомпонентный газогенератор (фиг. 232) тер-
мического разложения несимметричного диметилгидразина.
Созданию такого генератора предшествовал большой ком-
плекс исследовательских работ по изучению условий термиче-
ского разложения диметилгидразина и разработке конструк-
ции, обеспечивающей стабильную и падежную работу. В част-
ности, изучалась зависимость условий разложения диметил-
гидразина от исходной температуры, характера и организации
распыла, температуры и площади поверхностей, с которыми
контактирует распыленный диметилгидразин, объема внутрен-
ней полости газогенератора и т. д. Параллельно с основными
исследованиями по изучению термического разложения велись
также поиски химического катализатора для разложения ди-
метилгидразина. Однако эта работа не увенчалась успехом.
Разработанная оригинальная конструкция газогенератора
органически сочетает функции газогенератора и порохового
стартера. Пороховой заряд при сгорании, помимо начального
импульса для раскрутки вала ТНА, обеспечивает также необ-
ходимый разогрев внутренних элементов газогенератора, соз-
давая тем самым начальные условия для термического разло-
жения диметилгидразина.
Создание однокомпонентного газогенератора существенно
упростило схему и регулирование двигателя, а совмещение в
одном агрегате функций газогенератора и порохового стар-
тера позволило несколько снизить вес и повысить надежность
конструкции.
Рабочий процесс в газогенераторе организован следующим
образом. Запуск газогенератора производится подачей элек-
трического тока на пирозаряды 2, находящиеся в корпусе за-
пальника 3. При воспламенении пирозаряды поджигают вос-
пламенитель запальника 4. Затем срабатывает основной вос-
пламенитель 39 и поджигается пороховая шашка 37. Время
горения пороховой шашки колеблется от 0,7 до 1,2 сек в за-
висимости от температуры шашки и партии пороха. По исте-
XV

чеиии 0,7 сек после команды на воспламенение к распылите-
лю 15 через ниппель 31 подастся диметилгидразин,
предварительно подогретый в охлаждающих трактах ка-
меры сгорания и газогенератора до температуры Т>473°К.
Через центробежные форсунки 19, равномерно распределен-
ные по длине распылителя 15, диметилгидразин попадает во
внутреннюю полость газогенератора и затем проходит через
полость теплоносителя, образованную перфорированными
стаканами 16 и 17 и плотно заполненную цилиндрическими
кусочками сварочного угля 18. Благодаря равномерному рас-
пределению подогретого и мелко распыленного диметилгпдра-
зипа во внутренней полости газогенератора и предваритель-
ному разогреву внутренней полости пороховыми газами обес-
экзотермического разложения
43
44
А-А
Фиг.
Сечение
фиг. 232):
43 —- гофрированная
234.
(см,
42 — рубашка;
проставка; 44—стенка корпуса
печивается стабильный процесс
диметилгидразина. Образую-
щиеся при этом газы, имеющие
температуру около 1033° К, по-
падают в кольцевую щель меж-
ду наружным стаканом 16
вставки 36 и стенкой корпуса
(фиг, 234 поз. 44} газогенера-
тора, откуда через патрубок 26
направляются в статор турбо-
насосного агрегата. В процессе
работы температура стаканов
16 и 17 и угля 18 снижается до
температуры продуктов разложения диметилгидразина, одна-
ко это не приводит к ухудшению условий и снижению стабиль-
ности процесса разложения диметилгидразина.
104
ГАЗОГЕНЕРАТОР ДВИГАТЕЛЯ РД-109
Фиг. 235. Форсунка
Фиг. 236. Сечение поро-
ховой шашки (см.
фиг. 232, сечение fi—fi)
тений 1 2 3 4 5 6 7 В 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33 34 35
Фиг. 237. Схема расположения отверстия па наружном стакане вставки
Основными конструктивными элементами газогенератора
являются охлаждаемый корпус 38, крышка 35, вставка 36, за-
пальник 41, пороховая шашка 37 и теплоизоляционный ко-
жух 34.
Охлаждаемый корпус является частью силовой оболочки
газогенератора и одновременно выполняет функцию теплооб-
менника для дополнительного подогрева диметилгидразина.
Тракт охлаждения корпуса образован гнездом запальника 5,
внутренним 8 и наружным 9 днищами, соединительным коль-
цом 10, охлаждаемым фланцем 22, а также рубашкой 42
(фиг. 234), соединенной со стенкой 44 через гофрированную
проставку 43 путем пайки твердым припоем Г40НХ. Подвод
диметилгидразина в тракт охлаждения осуществляется через
угольник 40 (фиг. 232), а отвод — через коллектор 21 и нип-
пель 20.
Неохлаждаемая крышка газогенератора включает в себя
выполненные из жаропрочных сплавов днище 24, фланец 23
и патрубок отвода газов 26. На днище крышки, кроме пат-
рубка, расположены также ниппель 31 подачи диметилгидра-
зина в газогенератор и штуцер 33 замера давления газов в
газогенераторе.
Вставка газогенератора состоит из распылителя 15 с впа-
янными в него форсунками 19, стаканов 16 и 17, образующих
вместе с крышкой 12 и днищем 28 полость для засыпки тепло-
носителя. Распылитель выполнен в виде трубы с четырьмя
плоскими наружными гранями, по которым устанавливаются
форсунки. Форсунки центробежные, со шнековыми завихрите-
лями (фиг. 235). На каждой из четырех граней распылителя
установлено по шесть форсунок. Форсунки на гранях распы-
лителя расположены по винтовой линии.
К распылителю с одной стороны приваривается втулка 32
с резьбой для соединения вставки с ниппелем 31 крышки; па
противоположном торце установлена заглушка 14, имеющая
центральное отверстие для дренажа диметилгидразина из за-
стойной зоны и резьбовые отверстия для установки деталей
крепления воспламенителя 39 и пороховой шашки 37,
Пороховая шашка устанавливается между распылите-
лем 15 и внутренним стаканом 17. В осевом направлении шаш-
ка опирается через сферическую опору 29 па днище 28 встав-
ки и поджимается с противоположной стороны пружинным
держателем 6, который совместно с крестовиной 7 для уста-
новки воспламенителя 39 крепится к заглушке 14 распыли-
теля. В полость, образованную внутренним 17 и наружным 16
перфорированными стаканами, днищем 28 и крышкой 12, по-
мещены цилиндрические кусочки сварочных углей диаметром
6 мм и длиной 8—10 мм, используемые в качестве теплоноси-
теля. Вес угля 1300± 100 Г.
На внутреннем стакане выполнены отверстия диаметром
4 мм, равномерно расположенные по всей площади стакана.
Распределение отверстий в наружном стакане (фиг. 237) учи-
тывает изменение давления по газоводной щели и обеспечива-
ет практически одинаковый расход газа через единицу площа-
ди наружного стакана. Этим обеспечивается равномерная на-
грузка па геллоносигель, что необходимо для обеспечения ус-
тойчивой работы газогенератора. Полость теплоносителя за-
крывается крышкой 12 (фиг. 232), закрепляемой винтами 13.
На крышке установлены уплотнительные кольца 11, исключа-
ющие возможность неполного разложения диметилгидразина
из-за перетекания части продуктов разложения в обход паке-
та с теплоносителем.
В корпусе запальника 3 установлены два сдублированных
пнрозаряда 2 и дополнительный воспламенитель 4. Проводни-
ки пирозарядов крепятся сваркой к штырям четырехконтакт-
ной пластмассой колодки 1.
Дополнительный воспламенитель выполнен в виде сталь-
ного футляра, наполненного крупнозернистым черным поро-
хом КЗДП, вес пороха 14 Г.
Основной воспламенитель 39 состоит из металлического
футляра и помещенных в него двух матерчатых картузов.
Один картуз наполнен черным крупнозернистым порохом
КЗДП № 2, другой — пластинками пороха РНДСИ-5К. Сум-
марный вес пороха основного воспламенителя 60 Г. Для изго-
товления шашки используется порох марки РНДСЙ-5К. Вес
шашки 1 кГ 200 Г.
Принятая форма порохового заряда шашки (см. фиг. 236)
обеспечивает постоянный расход газа при горении. Для вы-
равнивания давления во внутреннем канале шашки с давле-
нием по наружной поверхности в середине шашки имеется
сквозное радиальное отверстие.
Для создания во внутренней полости газогенератора дав-
ления, необходимого для воспламенения порохового заряда
при запуске двигателя, и герметизации внутренней полости
газогенератора при хранении в патрубке 26 установлена мем-
брана 30. Крепление ее осуществляется гайкой 27. Мембрана
разрушается при давлении 45±5 ат.
Для исключения перегрева расположенных вблизи от газо-
генератора агрегатов двигателя неохлаждаемая крышка газо-
генератора закрыта теплоизолирующим кожухом 34. Кожух
изготавливается из двух полотнищ жаростойкой стеклоткани,
между которыми кладется слой жаростойкого каолинового
волокна.
Была произведена специальная проверка деталей крепле-
ния порохового заряда с точки зрения их стойкости к вибропе-
регрузкам и тряске. По результатам проверки заменен мате-
риал держателя — сталь 65Г на сталь 60С2А, показавшую бо-
лее хорошие результаты.
В связи с имевшимися случаями травления газа по флан-
цевому соединению из-за деформации неохлаждаемого флан-
ца крышки газогенератора производилась отработка указан-
ного соединения с целью подбора материала для неохлаждае-
мого фланца. Были опробованы стали 1Х18Н9Т, ЭИ481,
ЭИ835 и сплавы ВЖ98 и ЭИ437Б. Лучшие результаты полу-
чены при использовании сплава ЭИ437Б. Ресурс работы
фланца из сплава ЭИ437Б обеспечивал двух-трехкратную
работу двигателя. При большей наработке герметичность со-
единения нарушалась.
В заключение необходимо отметить, что данный газогене-
ратор был проверен большим количеством огневых испытаний
как автономно, так и в составе Двигателя.
1'1 3;ik. 00148
105
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИГАТЕЛЯ РД-109
Фиг. 238. Турбонасосный агрегат и газогенератор двигателя РД-109:
(слева — вид со стороны преднасосов; справа — вид со стороны основных насосов)
Турбонасосный агрегат двигателя РД-109 ((риг. 238) состоит из
турбины и насосов окислителя и горючего. Каждый из насосов
имеет преднасос, предназначенный для повышения давления на
входе в основной иасос. Число оборотов преднасосов в 2,8 раза
меньше числа оборотов основных насосов.
Насосы и предпасосы ТИА одноступенчатые, центробежного ти-
па, с односторонним подводом компонента к центробежному ко-
лесу. Преднасос окислителя имеет осевую ступень перед центро-
бежным колесом. Привод преднасосов механический, редуктор
шестеренчатый.
Турбина осевая, высокоперепадиая, двухступенчатая, активного
типа.
Выбор основных параметров и конструктивной схемы турбона-
сосного агрегата во многом определен необходимостью обеспечения
сравнительно небольших потребных расходов и высоких давлений
подачи окислителя и горючего при малых заданных давлениях ком-
понентов на входе в насосы.
Двухвальная схема ТНА с преднасосами, размещенными в од-
ном корпусе с основными насосами, применена в ЖРД впервые.
Данная схема позволяет иметь очень низкие давления на входе в
турбонасосный агрегат при высоких числах оборотов основных на-
сосов. Особенно эффективна эта схема в тех случаях, когда перед
центробежной крыльчатой преднасоса установлены шнеки. На ТНА
двигателя РД-109 шнеки в преднасосах не устанавливаются, так
как преднасос окислителя с осевой крыльчатой на входе и предна-
сос горючего с центробежной крыльчатой обеспечивают надежную
работу ТНА при заданных давлениях на входе в насосы.
В качестве рабочего тела турбины используются продукты раз-
ложения диметилгидразина, имеющие температуру 1033°К. Высо-
кая удельная мощность турбины получена в результате использова-
ния высокотемпературного газа и срабатывания в турбине большо-
го сверхзвукового перепада давлений. Применение двухступенча-
той турбины обеспечило достаточно высокий -коэффициент полезно-
го действия турбины при приемлемом с точки зрения прочности зна-
чении окружной скороспи на среднем диаметре ротора. Увеличению
коэффициента полезного действия турбины способствует также спе-
циальное профилирование проточной части турбины, учитывающее
особенности обтекания турбинных решеток газовым потоком с боль-
шими сверхзвуковыми скоростями.
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ТУРБОНАСОСНОГО
АГРЕГАТА [65]
Мощность турбонасосного агрегата .	870 л. с.
Число оборотов насосов окислителя н	
горючего (первая ступень) .... Число оборотов турбины, насосов оки-	7500 об/мин
елнтеля н горючего (вторая ступень)	21 200 об/мин
Расход окислителя		18,73 кГ/сек
Расход горючего	 Минимальное давление на входе в насос	12,58 кГ/сек
окислителя Минимальное давление на входе в насос	2,25 ата (при t == -183° С)
горючего	 Давление на выходе из насоса окисли-	1,8 ата (пои ^ = -20’С)
теля			110 ата
Давление на выходе из насоса горючего Коэффициент полезного действия насоса	113,5 ата
окислителя 	 Коэффициент полезного действия насоса	0,56
горючего	 Коэффициент быстроходности насоса	0,5
окислителя 	 Коэффициент быстроходности насоса	58
горючего ....	... Относительная осевая скорость на входе	44
в иасос окислителя 	 Относительная осевая скорость на вхо-	0,1
Де в насос горючего		0,184
Расход рабочего тела турбины . Удельная мощность (мощность, отнесен- ная к единице секундного расхода ра-	1,05 кГ/сек
бочего тела турбины) 		830
Эффективный коэффициент полезного	кГ/сек
действия турбины 	 Температура рабочего тела на входе в	0,555
турбину 		1033° к
Давление на входе в турбину .	63 ата
Давление на выходе из турбины Окружная скорость на среднем диаметре	2,5 ата
ротора турбины 	 Отношение окружной скорости на сред-	233 м/сек
ней диаметре ротора к скорости исте-
чения из сопел .....................
Вес турбонасосного агрегата, не запол-
ненного компонентами .	.	.	.
Вес турбонасосного агрегата, заполненно-
го компонентами.....................
Габаритные размеры турбонасосного аг-
регата (длина X высота X ширина)
Относительный вес турбонасосного аг-
регата (вес агрегата, заполненного
компонентами, отнесенный к единице
тяги двигателя) ......................
Вес турбонасосного агрегата, заполнен-
ного компонентами, отнесенный к еди-
нице мощности.........................
0,158
51,5 кГ
55,3 кГ
690 X 580 X 440 .и
5,3 кГ /т тяги
63,5 Г/л. с.
Из-за малого расхода рабочего тела турбина выполнена парци-
альной; выбранное сочетание степени парцпальностц и высоты ло-
паток близко к нанвыгоднепшему, позволяющему уменьшить поте-
ри в проточной части. Размещение турбины в агрегате с края при
консольном расположении ротора па валу насоса горючего позво-
лило снизить вес турбины путем уменьшения веса выхлопного кол-
лектора. Снижению веса ТНА способствовал также рациональный
выбор конструктивной схемы преднасосов и их привода. Размеще-
ние преднасосов в одном корпусе с основными насосами является
оптимальным по весу конструкции.
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИГАТЕЛЯ РД-109
Характерные размеры насосов и турбины
Насос окислителя (первая ступень)
Диаметр центробежного колеса на входе 84 мм
Диаметр центробежного колеса на вы-
ходе ................................135 лглт
Угол установки лопаток на выходе из
центробежного колеса.................45°
Густота решетки осевой крыльчатки по
наружному диаметру...................0,85
Угол установки лопаток осевой крыль-
чатки по наружному диаметру 	.	12°40',
Насос окислителя (вторая ступень)
Диаметр	центробежного	колеса	на
входе..............................56 мм
Диаметр центробежного колеса	на
выходе...............................115,8	мм
Угол установки лопаток на выходе из
центробежного колеса.................32°
Насос горючего (первая ступень)
Диаметр центробежного	колеса на
входе.................................75	мм
Диаметр центробежного	колеса на
выходе.................................105	ЛЫ1
Угол установки лопаток па выходе из
центробежного колеса...................40°
Насос горючего (вторая ступень)
Диаметр центробежного колеса на входе 75 мм
Диаметр центробежного колеса на выходе 128,8 мм
Угол установки лопаток на выходе из
центробежного колеса .... 75°
Турбина
Средний диаметр ротора	.	. .	.
Диаметр критического сечения сопла
Диаметр сопла на выходе .	.	.	.
Угол наклона оси сопел ...............
Высота лопатки первой ступени на вы-
ходе .................................
Высота лопатки второй ступени на вы-
ходе .................................
210 мм
8 жл(
15 5 мм
I73
24 мм
37 Л1.и
В турбонасосном агрегате (фиг. 238) насос окислителя и насос
горючего расположены соосно. Каждый насос имеет свои валы, при
этом валы преднасосов расположены параллельно валам основных
ступеней. Турбина имеет общий вал с основной ступенью насоса
горючего; ротор турбины крепится на консоли вала. Крутящий мо-
мент от турбины передается через рессору на вал насоса окисли-
теля. Предпасосы приводятся во вращение от вала насоса горюче-
го через редуктор. Наличие раздельных валов насосов и надеж-
ная система уплотнений по валам полностью исключают возмож-
ность соприкосновения окислителя и горючего.
Соединение насоса горючего с насосом окислителя и турбиной
осуществляется через призматические шпонки, установленные в ра-
диальные пазы. Шпонки позволяют сохранить соосность сопрягае-
мых узлов при температурных деформациях детален агрегата,
Турбонасосный агрегат имеет собственную раму, которая кре-
пится к основной раме двигателя. Турбонасосный агрегат крепится
па своей раме в трех точках. Точками крепления служат две цапфы
на корпусе насоса горючего, на которых установлены сферические
подшипники, и проушина на насосе окислителя, допускающая про-
дольное .перемещение турбонасосного агрегата относительно рамы.
Такая конструкция опор позволяет избежать дополнительных на-
грузок на агрегат при возможных деформациях рамы.
Насос, окислителя (фиг. 239) состоит из корпуса, крышек, цен-
тробежных крыльчаток, осевой крыльчатки, валов, подшипников и
узлов уплотнений.
Корпус 1 и крышки 2 и 13 отлиты из алюминиевого сплава. Ра-
бочие полости основной ступени насоса и преднасоса—патрубок
всасывания, перепускной канал, улитки, диффузор — выполнены в
едином корпусе. Уплотнение стыков крышек с корпусом в полостях
низкого давления осуществляется зажатыми между фланцами
плоскими алюминиевыми прокладками, в полости высокого давле-
ния •— алюминиевым кольцом 6, расположенным в клиновом гнезде.
Центробежные крыльчатки 19 и 16 основной ступени насоса и
преднасоса— закрытого типа, с лопатками двоякой кривизны. На-
личие в крыльчатках разгрузочных отверстий, а в крышках — ребер,
тормозящих поток за крыльчаткой и выравнивающих среднее дав-
ление за ней, позволяет практически уравновесить осевое усилие в
насосе.
Уплотнения по буртам крыльчаток, разделяющие полости высо-
кого и низкого давлений, представляют собой лабиринтные кольца;
в основной ступени—-это кольца плавающего типа 24, 26, в предна-
сосе — неподвижные кольца 12 и 15 с гребешками на рабочей по-
верхности. Зазоры в лабиринтных уплотнениях выбраны из условия
обеспечения минимально возможной утечки при безопасной (без
возгорания) работе. Лабиринтные кольца изготавливаются из брон-
зы— материала, исключающего возможность возгорания металла
в случае незначительного касания колец и буртов алюминиевой
крыльчатки.
Осевая крыльчатка преднасоса 11 трехлопастная, стальная. Со-
единение центробежных и осевой крыльчаток с соответствующими
валами шлицевое.
Валы насоса 10 и 21 опираются каждый на два радиально-упор-
ных шариковых подшипника, работающих в среде жидкого кисло-
рода. Подшипники 5 и 7 закреплены в осевом направлении по внут-
ренним и наружным обоймам и воспринимают неуравновешенную
осевую силу центробежных крыльчаток. Подшипники 17 и 22 в осе-
вом направлении не фиксируются. При сборке посадка подшипни-
ков на валу плотная, в корпусе и крышках — с зазором по наруж-
ным обоймам. В рабочих условиях, при температуре жидкого кисло-
рода, зазор выбирается, и обеспечивается плотная посадка вследст-
вие различных коэффициентов линейного расширения материалов
корпуса (крышки) и подшипников.
Охлаждение и смазка подшипников обеспечиваются протоком
жидкого кислорода, подаваемого из полостей высокого давления
по соответствующим каналам в корпусе и крышках. Необходимый
для падежной работы подшипников расход компонента обеспечи-
вается определенным диаметром жиклирующнх отверстий.
Пакет деталей на валу основной ступени насоса затягивается
гайкой 20, па валу преднасоса — гайкой 18.
Уплотнения насоса по валам представляют собой пакет после-
довательно установленных чугунных колец и фторопластовых ман-
жет. Чугунные кольца 4 и 8 разрезные, сегменты колец стянуты
пружинами. Малые радиальные и торцевые зазоры, получаемые
благодаря высокой точности изготовления как самих колец, так и
посадочных мест под кольца, позволили свести до минимума утеч-
ку компонента по валу. Компонент, просочившийся по зазорам при
работе, насоса, попадает в дренажные полости, откуда отводится
наружу по соответствующим трубопроводам. Фторопластовые ман-
жеты 3 и 9 предназначены для обеспечения герметичности по валу
до пуска при залитом жидким кислородом насосе.
На фиг. 240 представлена турбина с насосом горючего. Насос
горючего, скомпонованный в одном корпусе с шестеренчатым ре-
дуктором, состоит из корпуса, крышек, центробежных крыльчаток,
валов, подшипников и узлов уплотнений.
Фиг. 239. Насос окислителя [70]:
/ — корпус; 2, /-?, /•/, 25 — крышки; 3, 9 — фторопластовые манжеты; -/, 8 — чугунные
кольца уплотнения; 5, 7, /7, 22 — подшипники; (! — кольцо алюминиевое; 10, 21 — ва-
лы; // — осевая крыльчатка преднасоса; 12, /5 — лабиринты; /5 — центробежная
крыльчатка предпасэса; 18, 20 — гайки; 19 — центробежная крыльчатка; 23 — кольцо;
2-1, 26 — плавающие кольца
Корпус 19 насоса горючего представляет собой отливку слож-
ной конфигурации и является общим для основной ступени и пред-
насоса. Стыки корпуса с крышками 16 и 18 уплотняются резиновы-
ми кольцами 17 и 54, расположенными в клиповых гнездах, а стыки
корпуса с крышками редуктора — плоскими алюминиевыми про-
кладками.
Центробежные крыльчатки основной ступени насоса и предна-
соса— закрытого типа, с лопатками двоякой кривизны. В несущих
дисках обеих крыльчаток выполнены отверстия для уменьшения
осевых усилий на крыльчатках. В основной ступени насоса преду-
смотрена дополнительная разгрузка от осевого усилия. В кольце 52
имеются продольные и радиальные ребра, тормозящие поток и вы-
равнивающие давление за крыльчаткой.
Разделение полостей высокого и низкого давлений в насосе осу-
ществляется с помощью лабиринтных колец; в основной ступени
насоса установлены лабиринтные кольца плавающего типа 49,
в преднасосе — неподвижные 22.
Соединение центробежных крыльчаток с соответствующими ва-
лами шлицевое.
И*
107
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИГАТЕЛЯ РД-109
Фиг. 240. Турбина с насосом горючего [71]:
/—первая ступень ротора турбины; 2--вторая ступень ротора турбины; 3, 55 — штифты; 4 — чугунное кольцо уплотнения; 5, 56 — валы;
6 — винт; 7 — корпус уплотнения; 8 — диафрагма; 9 —- направляющий аппарат; /У—выхлопной коллектор; // — теплоизоляционный экран;
12 — сопловой аппарат; 13 — распределительная труба; 14— вал прсднасоса горючего; /5, 24, 27, 31, 37, 44, 56 — подшипники; 16—крышка
преднасоса; 17, 33, 47, 64 — уплотнительные кольца; 18 — крышка; 19 — корпус; 20 — центробежная крыльчатка преднасоса; 21 — цапфа;
22 — лабйрннт; 23, 46, 50 — отражатели; 25, 35, 36, 41 — шестерни; 26, 39, 43 — шпогки; 28 — вал привода датчика числа оборотов; 29, 32. 34,
40, 45, 53 — манжеты; 30 — крышка редуктора; 42 — гайка; 48 — опорное кольцо; 49 — плавающее кольцо; 51 — центробежная крыльчатка;
52 — кольцо; 57 — накидная гайка; 68 — фторопластовое защитное кольцо; 59 — дренажная труба; 60 — труба жесткости
Валы насоса 5, 14, 28, 38 опираются каждый на два
радиально-упорных шариковых подшипника; подшипни-
ки 56, 31, 24 и 37 закреплены в осевом направлении по
внутренним и наружным обоймам и воспринимают осе-
вую силу. Остальные подшипники в осевом направлении
не зафиксированы. Посадка подшипников на валу и в
корпусе (или крышках) плотная. Подшипник 15 вала
преднасоса работает в компоненте, а подшипник 56 вала
основной ступени насоса — в среде консистентной смаз-
ки, стойкой к горючему. Охлаждение и смазка всех
остальных подшипников осуществляются барботажем
смазки из полости редуктора.
Уплотнение полостей насоса по валу производится ре-
зиновыми уплотнениями манжетного типа, разделенными
дренажными полостями. Манжетные уплотнения обеспе-
чивают полную герметичность по валу до пуска при за-
литом компонентом насосе. При работе насоса возможен
некоторый износ манжет по внутреннему диаметру и, как
следствие, небольшая утечка компонента по валу в дре-
наж. Со стороны компонента перед манжетами установ-
лены отражатели 23, 46 и 50, понижающие давление ком-
понента и облегчающие работу манжет.
Манжеты 32, 45 и 53 предотвращают вытекание смаз-
ки из полостей подшипников и проникновение компонен-
та из дренажных полостей в полости подшипников. Со
стороны турбины перед манжетой установлены разрезное
отверстиями. Сопла выполнены с конической расширяю-
щейся частью. Подвод газа к сопловому аппарату произ-
водится по подводящему патрубку и распределительной
трубе. Сварная конструкция статора позволяет обеспе-
чить полную герметичность полости высокого давления.
Направляющий аппарат 9, состоящий из сегмента с при-
варенными 'К нему направляющими лопатками, крепится
к фланцу статора турбины винтами.
Полость низкого давления турбины ограничена диа-
фрагмой 8 и выхлопным коллектором 10. Диафрагма при-
варивается к сопловому аппарату, трубе жесткости и кор-
пусу уплотнения 7, который крепится к крышке 18 насоса
горючего специальной накидной гайкой 57. Выхлопной
коллектор турбины представляет собой тонкостенную
оболочку. Газ из него отводится через два выхлопных
патрубка, имеющих фланцевые соединения с выхлопными
трубами. Коллектор крепится к статору посредством
сварки.
Полость турбины уплотняется по валу двумя разрез-
ными чугунными кольцами 4, разделенными дренажной
полостью. Для крепления турбины к корпусу насоса го-
рючего на статоре турбины предусмотрены три специаль-
ных кронштейна с бобышками. Крепление осуществляет-
ся шпильками через радиальные, шпонки. Для теплоизо-
ляции турбины используется экран 11, состоящий из двух
тонколистовых оболочек с воздушной прослойкой между
чугунное уплотнительное кольцо и экранирующее манже-
ту фторопластовое кольцо 58, защищающие манжету от
воздействия газов со стороны дренажной полости. Для
предотвращения попадания компонента в редуктор (по
зазору между втулкой отражателя и валом) на валу
установлены два резиновых кольца 47.
На консоли вала основной ступени расположена веду-
щая шестерня редуктора 41. Внутренняя полость редук-
тора образована корпусом насоса горючего и крышкой
редуктора 30. На ведомую шестерню 35 вращение пере-
дается через промежуточную шестерню 36. Шестерня 25
служит для привода вала 28, к одному концу которого
присоединяется датчик для замера числа оборотов. Дру-
гой конец этого вала, выполненный в виде шестигранни-
ка, используется для прокрутки турбонасосного агрегата
перед пуском.
Смазка шестерен редуктора барботажная. Полость ре-
дуктора заполняется определенным количеством смазки.
.Уплотнение выходящих из редуктора концов вала осу-
ществляется соответствующими резиновыми манжетны-
ми уплотнениями и кольцом 33.
Турбина состоит из следующих основных узлов: рото-
ра, статора, направляющего аппарата, .выхлопного кол-
лектора и деталей, обеспечивающих уплотнение полости
низкого давления.
Ротор турбины двухдисковый. Сварное соединение ло-
нпми.
Материалы, применяемые для изготовления основных
деталей турбонасосного агрегата
Наименование деталей	Материал
Насос окислителя Валы первой и второй ступеней Крыльчатки первой и второй ступе- ней Корпус, крышки Крыльчатка осевая Лабиринт гребешковый Лабиринт плавающий Рессоры Кольца уплотнения (по валам) Насос горючего Валы первой и второй ступеней Крыльчатки первой и второй ступе- ней Корпус, крышки Лабиринт гребешковый Лабиринт плавающий Шестерни редуктора Манжета	Сталь 38ХА Сплав ал.АЛ4 Сплав ал.АЛ4 Сталь ОХ18Н9Л Бронза БрОС5-25 Бронза БрОС5-25 Сталь 38ХА Чугун СЧ18 Сталь 38ХА Сплав ал.АЛ4 Сплав ал.АЛ4 Сталь 2X13 Бронза Бр ОС5-25 Сталь 12ХНЗА Резина 9087, 9035
паток с дисками позволило значительно упростить техно-
логию изготовления ротора. Соединение ротора с валом
фланцевое. Диски ротора крепятся к фланцу вала насо-
са горючего винтами 6, крутящий момент передается на
вал через штифты 3.
Основными силовыми элементами статора служат соп-
ловой аппарат 12 и труба жесткости 60. Сопловой аппа-
рат представляет собой сегмент с четырьмя сопловыми
'Г у р б и и а
Диски ротора первой и второй сту-	Сталь ЭИ787
пеней	
Рабочие лопатки первой и второй	Сталь ЭИ787
ступеней	
Сопловой аппарат	Сталь ЭИ787
Лопатки направляющего аппарата	Сталь ЭИ481
Подводящий патрубок статора	Сталь ЭИ868
Обечайка выхлопного коллектора	Сталь ЭИ868
Диафрагма	Сталь ЭИ868
Экран	Сталь 1Х18Н9Т
108
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИГАТЕЛЯ РД-109
Фиг. 241. Рабочие характеристики насосов:
число оборотов — 21 200 ои/ми/г, Др — иг,пор насоса; Л/ — эффективная
мощность насоса; ц-- к, п, д, насоса
Фиг. 242. Кавитационная характеристика
насоса окислителя:
расход окислителя 18.7,3 кГ,'еск-, число оборотов
21 200 об/мин-, Др — напор пгюоса; рнх — давление
на входе в иисас
Фиг. 243. Кавитационная характеристика
iiacoca горючего:
расход горючего — 12,58 кГ/сек; число оборотов —
2120D об/мин-, Др — напор насоса; рвх — давление
на входе в насос
Фиг. 244. Зависимость мощности и эффек-
тивного коэффициента полезного действия
. турбины от числа оборотов:
температура парогаза на входе в турбину —
1033° К; давление на входе — 63 ятя; давление на
выходе — 2,5 ата
Фиг. 245. Зависимость мощности турбины
и расхода парогаза от давления на входе:
число оборотов — 21 300 об/мин-, температура па-
рогаза — 1033° К; сопротивление системы за тур-
биной — постоянное
Доводка турбонасосного агрегата включала в себя
следующие этапы:
1.	Отработка на специальных установках подшипни-
ков и уплотнений насосов.
2.	Проверка прочности и жесткости узлов и деталей
турбонасосного агрегата.
3.	Доводка насосов при работе на воде.
4.	Доводка шестеренчатого редуктора.
5.	Доводка турбонасосного агрегата на стенде на но-
минальных и форсированных режимах.
6.	Доводка турбонасосного агрегата на натурных
компонентах в составе двигателя.
1.	Отработка подшипников и уплотнений
насосов
а)	На специальной установке проводились испытания
по определению работоспособности шарикоподшипников.
Испытания выполнялись с имитацией условий, возникаю-
щих при работе турбонасосного агрегата: при макси-
мальных осевой и радиальной нагрузках на подшипни-
ки, максимальных биениях и перекосах валов, минималь-
ном расходе компонента через подшипник—для подшип-
ников, работающих в компоненте, и минимальном коли-
честве смазки — для подшипников, работающих в смаз-
ке. Испытаниям подвергались различные конструктивные
варианты шарикоподшипников, работающих в компо-
ненте.
По результатам проведенных испытаний была выбра-
на оптимальная конструкция шарикоподшипников, опре-
делены необходимые для их нормальной работы расходы
компонентов и обеспечивающие эти расходы диаметры
подводящих каналов.
б)	Проводились работы по выбору конструкции ман-
жетных уплотнений для насоса горючего и марки рези-
ны для них.
Для уменьшения возможной утечки компонента в
дренажи перед подшипниками со стороны компонента
были поставлены сдвоенные манжеты, из них одна изго-
тавливается из резины 9035, стойкой к компоненту, дру-
гая—из резины марки 9087, обладающей хорошей изно-
соустойчивостью, ио менее стойкой к компоненту. Ман-
жета, работающая на смазке, также изготавливается из
резины марки 9087.
2.	Проверка прочности и жесткости узлов
и деталей турбонасосного агрегата
Проверка прочности и жесткости узлов и деталей
турбонасосного агрегата производилась при гидростати-
ческих испытаниях до разрушения с тензометрированием
напряжений в наиболее нагруженных местах и с заме-
ром деформаций индикаторами.
Все проверяемые узлы и детали удовлетворяли требо-
ваниям прочности и жесткости.
3.	Доводка насосов при работе на воде
а)	В гидравлической лаборатории проводились испы-
тания насосов на воде для проверки соответствия расчет-
ных параметров (напора, коэффициента полезного дей-
ствия, всасывающей способности) фактическим (фиг. 241,
242,243).
Кроме того, впервые примененная схема расположе-
ния основной ступени насоса в одном корпусе с предна-
сосом потребовала дополнительных испытаний по подбо-
ру наименьших напоров преднасосов, обеспечивающих
бескавитационную работу соответствующих основных
ступеней с учетом потерь в перепускных каналах.
В процессе доводочных работ в центробежной крыль-
чатке основной ступени насоса окислителя для обеспече-
ния расчетного напора был изменен угол установки ло-
паток, при этом коэффициент полезного действия насо-
са не изменился.
б)	Проводилась разгрузка подшипников насосов от
осевых усилий, действующих на валы при работе на-
сосов.
Разгрузка подшипника вала насоса окислителя от
осевого усилия была произведена за счет уменьшения
диаметра бурта центробежной крыльчатки со стороны
крышки. Снижение осевого усилия на подшипник вала
насоса горючего было достигнуто путем постановки за
центробежной крыльчаткой специального кольца с про-
дольными и радиальными ребрами, которые тормозили
поток и выравнивали среднее давление за крыльчаткой.
4.	Доводка шестеренчатого редуктора
Была проведена доводка редуктора, заключавшаяся
в определении оптимального количества смазки, заливае-
мой в редуктор, и в проверке влияния наружного вакуума
на герметичность полости редуктора.
Оптимальное количество смазки определялось из
условия минимального нагрева смазки и стенок редукто-
ра при работе последнего и удовлетворительной работо-
способности шарикоподшипников и манжет. Проверка ра-
ботоспособности редуктора производилась при созданном
во внутренней его полости вакууме (~0,03 ста), имити-
рующем высотные условия в случае незначительной не-
герметичности уплотнений.
5.	Доводка турбонасосного агрегата
н а стенде на н о м и и а л ь н ы х
и форсированных ре ж и м а х
Доводка проводилась при работе насосов на воде, тур-
бины на парогазе, получаемом в результате разложения
продукта ОТ-8 (или насоса горючего на воде, насоса
окислителя и турбины на двигательных рабочих телах).
а)	Проведенные на стенде испытания первых экземп-
ляров турбины показали, что развиваемая турбиной мощ-
ность оказалась несколько ниже потребной.
Для получения требуемой мощности турбины была
увеличена площадь критических сечений сопел; необхо-
димая площадь критических сечений сопел достигнута
увеличением числа сопел (четыре сопла вместо трех).
Кроме того, испытания выявили, что из-за недостаточ-
ного сечения выхлопного патрубка давление за турбиной
было повышенным по сравнению с расчетным, что так-
же вызвало понижение мощности турбины.
Увеличение диаметра выхлопного патрубка снизило
потери в коллекторе турбины и способствовало обеспе-
чению требуемой мощности.
б)	Технология изготовления сварного варианта рото-
ра, первоначально предусмотренного в конструкции тур-
бины, в период доводки двигателя РД-109 не была отра-
ботана, так как не удалось избавиться от трещин в свар-
ном соединении лопаток с диском. Применен вариант, в
котором крепление лопаток к диску осуществляется с по-
мощью замка елочного типа (в этом варианте лопатки
изготавливаются из сплава ЭИ827).
№9
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-109
Пневмогидравлическая схема двигателя РД-109 в основном анало-
гична схеме двигателя РД-119, в связи с этим в данном разделе описа-
ны агрегаты автоматики, входящие только в двигатель РД-109. Осталь-
ные агрегаты, устанавливающиеся как на двигателе РД-109, так и на
двигателе РД-119, приведены в соответствующем разделе описания дви-
гателя РД-119.
Ряд агрегатов автоматики, примененных в двигателе РД-109, близ-
ки по конструкции к агрегатам ранее описанных двигателей. Так, напри-
мер, на линиях подачи управляющего азота к перекрывным клапанам
применен нормально закрытый ЭПК, отличающийся от ранее рассмот-
ренного ЭПК (см. фиг. 104) в разделе «Агрегаты автоматики двигателя
РД-107» только отсутствием на выходе сетчатого фильтра. На линии по-
дачи управляющего азота к клапану окислителя применен нормально от-
крытый ЭПК, общий вид которого и описание приведены в разделе
автоматики двигателя РД-101 (см. Альбом конструкций ЖРД, часть
вторая, стр. 53, фиг. 139).
Фиг. 246. Клапан горючего [73]:
1 — клапан; 2, 3 — пружины; 4, 7 — уплотнительные кольца; 5—шпиль-
ка; 6 — корпус; S — втулка; 9 —-крышка; /У —стопорное кольцо
На линии подачи управляющего азота в систему управляющего дав-
ления двигателя от наземной установки применен обратный клапан с
фильтром. Клапан служит для перекрытия данной магистрали после от-
рыва ракеты от стартовой установки. Подробно клапан описан в разде-
ле автоматики двигателя РД-107; конструкция его показана на фиг. 106.
На линиях подачи горючего в смеситель и окислителя в испаритель,
а также на линии продувки форсуночной головки камеры сгорания при-
менены обратные клапаны, аналогичные обратным клапанам двигателя
РД-119, показанным на фиг. 320 и 321.
Фиг. 247. Клапан окислителя [72]:
/- -золотин к; 2 —пружина; 3— сильфов; 7- прокладка; 5 —крышка;
б — корпус; 7 — болт разрывной; о— шпилька
Газораспределитель для рулевых сопел тангажа и рыскания двига-
теля РД-109 имеет ту же конструкцию, что и газораспределитель того
же назначения в двигателе РД-119 (см. фиг. 311); отличие заключается
лишь в том, что часть деталей (корпус, заслонка, крышка, стакан, втул
ка для подсоединения к выходному валу привода) изготовлены из нер-
жавеющей стали Х18Н10Т, в то время как те же детали газораспредсли-
телей двигателя РД-119 выполняются пз титановых сплавов.
Газораспределитель для рулевых сопел крена, разработанный для
двигателя РД-109, в процессе доводки претерпел ряд существенных кон-
структивных изменений, в связи с чем первоначальный вариант его в
данном разделе не приводится; окончательный вариант этого газораспре-
делителя, применяемый на двигателе РД-119, приведен в соответствую-
щем разделе описания этого двигателя (см. фиг. 312).
Клапан горючего, представленный на фиг. 246, предназначен для уп-
равления подачей диметилгидразина в камеру сгорания в процессе за-
пуска двигателя.
Материалы основных деталей клапана следующие: клапан 1, кор-
пус 6 и крышка 9— алюминиевый сплав АК8, пружина 2 и пружина 3
сталь ОВС.
Клапан имеет два положения: положение предварительной ступени и
положение главной ступени. На предварительной ступени клапан 1 удер-
живается втулкой 8 с помощью пружин 2, 3 и стопорного кольца 1U.
Поижатие втулки к торцу крышки 9 обеспечивается болтом, ввинчивае-
мым в резьбовое отверстие втулки через штуцер в крышке. Открытие на
главную ступень (до упора клапана в торец К) происходит плавно пу-
тем сжатия пружин по мере увеличения давления горючего в процессе
запуска.
Уплотнение жидкостной полости А в сторону внешней среды по разъ-
емному соединению корпус 6 — крышка 9 и герметизация полостей .4 и Б
по подвижному соединению клапан 1 — крышка 9 обеспечиваются соот-
ветственно уплотнительными кольцами 4 и 7.
Кроме основной функции, клапан выполняет роль перекрывного эле-
мента при опрессовке полостей горючего на собранном изделии. С этой
целью от испытательного стенда к штуцеру крышки 9 подсоединяется
трубка и подается управляющее давление. Пакет деталей 1, 2, 3 и 8
перемещается вверх до упора, обеспечивая падежное уплотнение маги-
страли горючего по месту посадки клапана 1 на седло корпуса.
Клапан окислителя, представленный на фиг. 247, предназначен для
управления подачей жидкого кислорода в камеру сгорания и регулиро-
вания гидравлического сопротивления магистрали при работе двигателя
с включенной системой СОБ.
Перекрытие магистрали окислителя осуществляется клапаном Р, в
тарель которого запрессовано фторопластовое уплотнительное кольцо.
Применяемый в клапане сильфон 3 и прокладка 4 разделяют жидкост-
ную полость Б и полость управляющего давления С.
Основные детали клапана выполнены из следующих материалов: зо-
лотник 1 — из стали ЭИ654, пружина 2 — из стали ОВС, крышка 5 —из
алюминиевого сплава АК8, корпус 6 — пз алюмшшевого сплава АЛ4,
разрывной болт 7—из алюминиевого сплава АМгЗ.
Клапан окислителя работает следующим образом. При подводе к
штуцеру крышки 5 управляющего азота, последний, действуя на эффек-
тивную площадь сильфона, прижимает клапан Р к седлу корпуса 6.
В этом положении клапан закрыт. При сбросе управляющего давления
азота клапан Р отходит от седла на величину хода предварительной сту-
ПО
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-109
пени под действием усилия пружины 2, открывая тем самым доступ окис-
лителю к выходному патрубку. По достижении определенного давле-
ния окислителя на входе в клапан разрывной болт 7 разрушается, и кла-
пан Р перемещается на величину хода главной ступени, обеспечивая пол-
ное открытие магистрали. В этом положении клапан полностью открыт.
В выходном патрубке клапана расположено дроссельное устройство
системы СОБ (см. разрез А—А). На стальном золотнике 1 имеется
профилированный паз, с помощью которого при повороте золотника
обеспечивается необходимое изменение площади проходного сечения,
а следовательно, и гидравлического сопротивления магистрали окис-
лителя.
Выход
Фиг. 248. Пироклапан 174]:
/ — корпус; 2 — клапан, 3 — шток; '/ — поршень; 5 —
угольник; 6-- направляющая
Пироклапан (фиг. 248) предназначен для перекрытия линии подачи
жидкого кислорода в камеру сгорания при выключении двигателя.
Для срабатывания пироклапана в нем применены два пиропатрона,
устанавливаемые в резьбовые штуцера угольника 5; по конструкции пи-
ропатрон аналогичен пиропатрону, применяемому на двигателе РД-107
(фиг. 95).
Основные детали пироклапана выполнены из следующих материа-
лов: корпус / и клапан 2 — из алюминиевого сплава АВ; шток <3 — из
алюминиевого сплава АД, угольник 5 — из алюминиевого сплава АК8,
поршень 4 — из стали ЭИ654, направляющая 6 — из стали 1Х18Н9Т.
Работает пироклапан следующим образом. При подаче напряжения
на клеммы пиропатрона пирозаряд, сгорая, создает давление газов над
поршнем 4; под действием этого давления поршень, перемещаясь, пере-
дает усилие на шток <3, который срезает уплотнительный буртик А и при-
водит в движение клапан 2.^Клапан 2 заклинивается в седле корпуса 7,
при этом подача окислителя прекращается. При движении штока 3 сми-
нается конический буртик штока (как только он дойдет до кольцевого
упора направляющей); дальнейшее движение штока в направляющей
происходит по прессовой посадке; при этом окислитель надежно разоб-
щается с горячими газами.
Редуктор давления горючего (фиг. 250) предназначен для обеспе-
чения требуемого давления диметилгидразина в магистрали газогенера-
тора в течение всего времени работы двигателя. От редукторов, приме-
няемых на ранее описанных двигателях, он отличается следующим.
1. Наличием в управляющей полости А пружины 3, сила которой
действует на сильфон в ту же сторону, что и давление управляющего
Вход
азота. Это позволило при существенной разнице давления управляюще-
го азота и давления жидкости на выходе из редуктора получить мини-
мальные габариты и вес конструкции редуктора.
2. Отсутствием гильзы; дросселирование горючего в этом случае про-
исходит между кромкой расточки корпуса 2 и кромкой прорези золот-
ника 1.
Сильфон 4 разделяет управляющую А и жидкостную Б полости и
служит также чувствительным элементом. Постоянос прижатие золот-
ника 1 к сильфону 4 осуществляет пружина 9. Шарики <3 применены для
предотвращения скручивания сильфона 4 при установке гайки 6.
Основные детали редуктора выполнены из следующих материалов:
золотник /, корпус 2, штуцер 7—из алюминиевого сплава АВ, силь-
фон 4 — из стали Х18Н10Т, гайка 6 — из алюминиевого сплава АК8, ган-
ка 5 — из стали 25Х18Н8В2.
Поддержание давления на выходе из редуктора, соответствующего
настроечному, и регулирование его в требуемых пределах при работе
двигателя происходит точно так же, как и в ранее описанных редукторах.
Редуктор давления точной настройки, представленный на фиг. 249,
предназначен для редуцирования азота высокого давления до необходи-
мой величины и изменения ее в заданных пределах в процессе работы и
регулирования двигателя. Редуцированный азот служит для управления
работой жидкостного редуктора, а также для управления пневмоклапа-
нами двигателя.
Описываемый редуктор давления по конструктивному исполнению и
применяемым материалам в основном аналогичен редуктору давления
точной настройки двигателя РД-107, представленному на фиг. 100. Отли-
чие его от редуктора двигателя РД-107 заключается:
—	в различных выходных давлениях и диапазонах его регулировки
(ввиду отличия параметров двигателя РД-109 от двигателя РД-107);
—	в применении манжет малого профиля для увеличения чувстви-
тельности редуктора;
—	в более компактном расположении дросселирующих устройств
для уменьшения габаритов и веса редуктора;
Фиг. 250. Редуктор давления [75]:
1 — золотник: 2—корпус; 3, Я — пружины;
4 — сильфон; 5, 6 — гайки; 7 — штуцер;
8 — шарики
— в наличии обратного клапана 6,
установленного на выходе первой
ступени редуктора и служащего для
разобщения линии управления пнев-
моклапанами с линией управления
жидкостным редуктором при сниже-
нии выходного давления редуктора
до величины меньшей, чем величина
давления азота, поданного в маги-
страль управления пневмоклапа-
нами;
—• в наличии управляемого травя-
щего устройства, установленного на
второй ступени дросселирования ре-
дуктора. Управляемое травящее уст-
ройство предназначено для эконо-
мии запаса азота в бортовых бал-
лонах путем снижения его расхода
через травящее устройство до нача-
ла работы двигателя. Перед нача-
лом работы двигателя к штуцеру 5
подводится управляющее давление,
которое перемещает поршень 4 с
клапаном 3 в верхнее положение.
В данном положении сечением, опре-
деляющим расход азота, является
отверстие в жиклере 2. Это отвер-
стие больше жиклирующего отвер-
стия в клапане 3, через которое про-
изводится стравливание азота до
начала работы двигателя. Поэтому
расход азота через редуктор уве-
личивается, что необходимо для
обеспечения его стабильной работы.
111
ДВИГАТЕЛЬ РД-119
Двигатель РД-119 является однокамерным жидкостным ре-
активным двигателем, предназначенным для установки на
верхних ступенях космических ракет. Двигатель является даль-
нейшим развитием двигателя РД-109 и отличается от него
существенно повышенной удельной тягой (352 сен), достигну-
той благодаря увеличению высотности сопла п улучшению про-
цесса смесеобразования в камере сгорания, а также значи-
тельно меньшим весом и большей надежностью.
В качестве топлива в двигателе используются (как и в дви-
гателе РД-109) компоненты: жидкий кислород—окислитель
н несимметричный диметилгидразин — горючее.
Двигатель состоит из камеры сгорания, турбонасосного аг-
регата, газогенератора, агрегатов автоматики и узлов общей
сборки.
Улучшение полноты сгорания в камере сгорания из-за
уменьшения расхода горючего на занесу от форсуночной го-
ловки потребовало введения пояса дополнительного охлажде-
ния. Основные детали камеры сгорания изготавливаются пз
титановых сплавов, что позволило при некотором уменьшении
веса камеры сгорания значительно увеличить высотность соп-
ла (до р„ = 0,063 ата).
Турбонасосный агрегат двигателя РД-119 выполнен по од-
иовалыюй схеме. Благодаря упрощению схемы агрегата и улуч-
шению его характеристик существенно снижены расход газа
на привод турбины и вес турбонасосного агрегата. Газогене-
ратор двигателя РД-119 имеет неохлаждаемын корпус.
В отличие от двигателя РД-109 соотношение компонентов
топлива не регулируется. Номинальное соотношение компонен-
тов обеспечивается установкой расходных шайб по магистра-
лям окислителя п горючего.
Для повышения эффективности системы управления поле-
том ракеты в первые секунды работы двигателя предусмот-
рен перепуск газа из газогенератора в рулевые сопла, минуя
турбину.
Значительное повышение надежности двигателя достигну-
то благодаря отработке форсуночной головки, обеспечивающей
устойчивый рабочий процесс в камере сгорания за счет вве-
дения пояса дополнительного охлаждения, а также благодаря
введению сварных соединений п турбине н газогенераторе
вместо фланцевых п отработке технологического процесса из-
готовления узлов п агрегатов.
Каждый двигатель РД-119 подвергается стендовому конт-
рольному огневому испытанию продолжительностью 150 сек
и выборочному партионному испытанию па ресурс продолжи-
тельностью 260 сек.
Двигатель РД-119 разрабатывался в период I960—1963 гг.
Двигатель в 1963 г. прошел чистовые доводочные испытания.
В 1961 г. начались его первые летные испытания. В настоящее
время двигатель^находится в серийном изготовлении, состоит
па вооружении Советской Армии и применяется для запуска
искусственных спутников Земли типа «Космос».
Фиг. 251. Двигатель РД-119 (слева — вид со стороны газогенератора; енраиа — вид со
стороны входа
ьа5°1апп^пДпТп',Ь ка"ала -гакгажа; .4, 20, 2.4--приводи .-..-.прпепу.-д.-лп.
' .горный , rn»STT	“ Гелуктор дпнлеипи /.зота; 7 . к.-,.-,.
1 —• КЛМОрП СГОрДННЯ; 2 — Г"~~•• ~    
•гелей; 4 — рама двигателя; d -	____
пан окислителя: 8 — турбонасосный агг»»глт. о	...............................
клапанами горючего и'перекрыаным клапаном ^авесь^	У''’"°'1111'
электроппевмоклапан, управляющий клапаном окислителя-’/ i _ -Гп,Д? '//-
псрекрывным клапаном газогенератора- и — обттиД»Д',’,,/-,, ^'кгропиепмоклииаи, упрпплпю.циП
n-.p.jpa, ц ооратный клапан горючего’, IS перекрыниой клаппр
и насос горючего):
газогенератора; //; газогенератор; 17 редуктор давл(‘нпя горючего; 18 — см<тпгель; Г> •-отсоч-
ной клапан горючий; 2/ --- га.чорас11рсд(‘.'1|1Толь капала рыскания; - газораепрглелп г-.'.п. клппла
крепа; 21 • иенпрпте.'Н»: Уз- --перекрывной клапан лапееы; 20 рама турбинjrociioi <> агрегата;
?7 - - K.'iaiuin горючего; 24  - обратный клапан заправки niаробаллопа; :Д/ элгктропии1М'»к.ч лпап
подцода азота к редуктору давления; 30 - -обратный k.i.'i на и; .'//-• шаробиллоп; 32 гнало крепа;
Ж? — сопло рыскания, 31- сопло т.-пп-аЖа
112-
ДВИГАТЕЛЬ РД-119
ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ И ХАРАКТЕРИСТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-119 [77]
Системы подачи и газогенерацип
Тнп двигателя...............................
Назначение..................................
Топливо:
окислитель .	..................
горючее .	........................
Жидкостный, реактивный
Для верхних ступеней косми-
ческих ракет
Жидкий кислород,
ВТУ № МРТУ 6-ЕУ-193—60
Несимметричный диметилги-
дразин, МРТУ 6-ЕУ-108—61
Номинальная тяга двигателя в пустоте при ра-
боте на режиме главной ступени с учетом тя-
ги рулевых сопел, управляющих полетом ра-
кеты по каналам тангажа и рыскания .	.	10,76 т
Удельная тяга — тяга, отнесенная к суммар-
ному секундному расходу окислителя и го-
рючего через камеру сгорания и газогене-
Способ подачи топлива в камеру сгорания п
газогенератор .............................
Тип турбины ...............................
Тип насосов горючего и окислителя
Число оборотов турбины.....................
Мощность турбины...........................
Давление на входе в насосы:
окислителя:
минимальное..........................
номинальное .........................
горючего:
минимальное......................  .
номинальное ...	.	.	.	,
Разгон турбины при запуске двигателя
Рабочее тело турбины.......................
Насосный, с приводом от тур-
бины
Активная, с двухступенчатым
колесом
Центробежные, одноступен-
чатые, одностороннего входа
21 000 об!мин
770 л. с.
ратор ,  ..............................352 сек
Давление газов в камере сгорания на номи-
нальном режиме.............................80,5	ата
Давление газов па срезе сопла камеры сгора-
ния ...................................... 0,063	ата
Секундный расход окислителя.................18,47	кГ)сек
Секундный расход горючего..................12,35	кГ)сек
Суммарный секундный расход топлива на но-
минальном режиме...........................30,82	к! /сек
Отношение секундных весовых расходов оки-
Температура рабочего тела турбины
Секундный расход горючего через газогенера-
тор на номинальном режиме .	.	.	.
Давление газов в газогенераторе .
3,5 ата
4 ата
1.8 ата
2.4 ата
Пороховым стартером
Продукты термического разло-
жения несимметричного ди-
мстилгидразнна в газогене-
раторе
1633°К
0,985 кГ[сек.
57 ата
Система управления
слителя и горючего, приведенное х номиналь-
ным давлениям па входе н насосы и к поми-
нальным удельным весам компонентов то-
плива ('(„ = 1,103 кГ/л при tu = —176,5° С п
yt. = 0,841 кГ/л при /г = — 30°С)	.	,	.	1,5 + 0,!
Время набора 75% номинальной тяги, считая
от момента подачи команды на воспламене-
ние пиропатронов пирозажигателыюго уст-
ройства ..................................Не более 1,8 сек
Продолжительность непрерывной работы на
режиме главной ступени.................... 260 еек
Пределы регулирования тяги двигателя (от ес
поминального значения)....................±5%
Давление сжатого азота в шаробаллоне:
в начале работы двигателя
к концу работы двигателя
Емкость шаробаллона.................
Давление азота за редуктором ,
Параметры электрического тока питания агре-
гатов управления:
род тока ............................
напряжение (па клеммах агрегатов)
максимальная сила тока..............
Система зажигания ....
200 + 5 ати
Не менее 85 ати
4 л
-18—58 ати (в зависимости от
индивидуальной настройки
двигателя)
I кстояниый
27 ta в
5,2 а
Пиротехническая
Разность тяг сопел по каналам тангажа и ры-
скания. объединенных одним газораспреде-
лителем, при крайних положениях заслонки
газораспределптеля:
при открытом перепуске газа в рулевую
систему...............................
после закрытия перепуска газа .
Импульс тяги в пустоте после подачи команды
на выключение двигателя......................
Габаритные размеры двигателя
Длина...............................‘2J70	мм
Диаметр (наибольший, без учета рулевых
сопел)...............................1024	мм
Весовые данные
15 Зак. 00148
Не менее 80 кГ
Не менее 60 кГ
550 ± 150 кГ  сек
Вес камеры сгорания, не заполненной компо- нентами топлива 			11с- более 55 кГ
Вес турбонасосного агрегата, ие компонентами топлива	заполненного	Ие более 35 кГ
Вес двигателя, не заполненного топлива 		компонентами	168,5 к!
Вос двигателя, заполненного топлива 		компонентами	179 кГ
Фиг, 252. Дроссельная характеристика двигателя [78]:
Р~ тяга; /^ — давление в камере сгорания; G — суммар-
ный секундный расход топлива
Фиг. 253. Зависимость изменения удельной тяги
от коэффициента соотношения компонентов
топлива
Фиг, 254. Средний закон нарастания давле-
ния в камере сгорания при запуске двига-
теля:
4—команда на воспламенение пиропатронов ни-
розажигатсльного устройства; Б — команда па
включение предварительной ступени; 13 — команда
на включение главной ступени; Г — команда на
открытие перекрывиоги клапана газогенератора
Фиг. 255. Средний закон изменения
давления в камере сгорания при вы-
ключении двигателя:
Д—команда из выключение
ИЗ
ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ, ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ И КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЯ РД-119 
/ — камера его чиня- 2	фнг. 256. Пневмогидравлическая схема двигателя Р Д-119 [79]:
явяк » - ........................ ••»•«<,  - •»«»
рючего; 20 — смеси™™ 9/ Редуктор давления; 15, /3 — обратные «тпт , /л	1 ’	“ ш'Ч:<>бал поп; // - эпектроптенмоклапан,
сопло каналаS7'^ 5/~ ™Роклапан; 22 - турбина 23 - испап™ель киелопопа 9? окислит^я; /7 - клапан горючего; 10  насос го-
това- да_,,Д1, ,  . — газораопределитель канала «пет»- м ₽« й кислорода, 21 — обратный клапан горючего; 25 — гпчогеюю-п-оп- 26 -
обратный	3‘ * пиРо^аПХе“оки^и^Я? ^2 ' «“Р-^ник.П '.noon ”Z^X-
родувки, ® —газораспределитель капала тангажа 37 - сопло к и а п тапг	~' 1’«ЛУ1>тор давления горючего; .31-
Ю -сопло канала рыскайня та1,г*,жа- м ~ '^кфаенределитель капала рыекппип;
ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СХЕМА ДВИГАТЕЛЯ
Пневмогидравлическая схема двигателя представлена на фиг. 256.
Перед заправкой баков ракеты компонентами топлива электропнев-
моклапаны 5, 6, 8 и 14 находятся в обесточенном состоянии, клапаны го-
рючего 17 и окислителя 7 открыты па предварительную ступень.
При подаче в управляющую полость клапана 7 воздуха давлением
50±2 ати с предыдущей ступени ракеты клапан окислителя закрывается.
Производится заполнение шаробаллопа 13 газообразным азотом давле-
нием 200±5 ати от наземной установки через обратный клапан 12.
При заправке баков ракыы компонентами топлива жидкий кисло-
род заполняет насос до клапана окислителя 7; горючее, заполнив маги-
страли двигателя, через клапан 29 перепускается в бак ракеты.
Перед запуском двинпеля включается продувка форсуночной го-
ловки по линии горючего и пояса дополни тельного охлаждения камеры
сгорания. Продувка осуществляется газообразным азотом, подаваемым
с предыдущей ступени ракты через обратные клапаны 3 п 34. В процес-
се продувки в камере сгорания лепестковоп диафрагмой пирозажпгатель-
ного устройства 2, установленного в критическом сечении, поддерживает-
ся определенное давление, обеспечивающее падежное воспламенение пи-
ропатронов.
Запуск двигателя в полете производится автоматически от системы
управления при работающем двигателе предыдущей ступени ракеты. По
команде на запуск двпгаюля полаек я напряжение па пиропатроны пи-
розажпгательного устройства. Одновременно подастся напряжение на
электропневмоклапап //, п а.ип из шаробаллона через редуктор давле-
ния 11 поступает в управ.тающую систему двигателя.
Через 0,5 сек после воспламенения пиропатронов подается напряже-
ние на электроиневмоклапаны 5 и 6; воздух стравливается из управляю-
щей полости клапана окислиiе.тя 7, клапан открывается на предваритель-
ную ступень и удерж 11 ват ч с я в пом положении разрывным болтом; от-
сечные клапаны горючего '32 и клапан об пояса дополнительного охлаж-
дения открываются при noeiyn.iciiiui а юза в управляющие полости. Од-
новременно с командой па онтрьнпе отливных клапанов прекращается
продувка камеры сгорания с предыдущей ciymani ракеты. Компоненты
топлива поступают в камеру странна и носила меняю гея. Двигатель вы-
ходит па режим иредкарнiе.тi>н<ш ciyiii-iiii,
Через 0,95 сек после команды на запуск двигателя воспламеняется
пороховая шашка газогеш-ра 1 ора. Пороховая шашка при своем сгорании
обеспечивает раскрутку lypininu 2'2, а закже создает необходимый тепло-
вой импульс для начала прицеп-,ч Н’рмнческого разложения дпметплгнд-
ра.знна в газогенераторе 23. В шнпн- юрепня пороховой шашки подается
напряжение на электропневмоклапап А. управляющий клапаном 29. При
открытии клапана 29 горючее ползи пи к обр.-ниому клапану 24, одно-
временно прекращается перепуск । <>।)I<>111 I <> в бак ракеты.
При снижении давления пороховых 1';н<1|1 горючее, открывая обрат-
ный клапан 24, ногтупатч в г.’ыончн-ра н>р и разлагается, обороты тур-
бонасосного агрегата увелпчпваюк'Я. (. увеличенном давления компонен-
тов топлива за насосами клапаны lopioneio 17 ч окислителя 7 открыва-
ются па главную ступень (клапан окислителя резко открывается после
разрушения разрывного болта). При повышении давления газов в каме-
ре сгорания происходит выброс пиро зажигательного устройства.
Для увеличения эффективности работы рулевой системы в период
действия наибольших но -.муицший па ракету щш разделении ступеней
через ннроклапан 21 осущестн.тяеи я перепуск части газа из газогенера-
тора, минуя турбину, в рулевую гнет ему. Необходимый для управления
момент сил обеспечивпек-я при отрытом перепуске увеличением расхо-
да рабочего тела за счет ПОП).(-иной настройки редуктора давления//.
Двигатель выходит па режим главной сдунешь
Па ll-й сек при срабат ыпапнп пирок.тапана 21 перепуск газа в ру-
левые сопла прекращается, после чего система управления приводит дви-
гатель к поминальному режиму по давлению в камере сгорания.
Прн работе двигателя на режиме главной ступени жидким кислород
через обратный клапан 13 пощупает в испаритель 23, где испаряется за
114
ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ, ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ И КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЯ РД-119
счет тепла отработанных газов турбины и идет на наддув бака окисли-
теля. Наддув бака горючего осуществляется продуктами разложения ди-
мстилгидразииа, которые отбираются после газогенератора и балласти-
руются жидким горючим в смесителе 20.
Для управления полетом ракеты отработанный газ после турбины и
испарителя по трубопроводам подается в рулевые сопла 26, 37 и 40. Не-
обходимый для управления полетом момент сил создается перераспреде-
лением расходов газа через неподвижно закрепленные рулевые сопла
при помощи заслонок газораспределителей 27, 35 и 38.
В случае повышения давления азота в управляющей системе при
форсировании двигателя выше допустимого срабатывает предохрани-
тельный клапан 5, при этом часть азота из магистрали стравливается.
При выключении двигателя срабатывает пироклапан окислителя 31,
одновременно снимается напряжение с электропневмоклапанов 5, 6, 8,
14 п все пневмоклапаны, за исключением клапана окислителя 7, закры-
ваются. Одновременно открывается перепуск горючего в бак ракеты.
Двигатель выключается.
Электрическая схема двигателя (фиг. 257)
выполняется по дублированной системе.
Для подсоединения агрегатов двигателя к
бортовой кабельной сети ракеты используются
два кабельных ствола: кабельный ствол агре-
гатов пневмоавтоматики и кабельный ствол аг-
регатов пироавтоматики; при этом пиропатрон
воспламенения пороховой шашки в газогенера-
торе в целях обеспечения безопасности экс-
плуатации подсоединяется через отдельный
штепсельный разъем. Лучи кабельных стволов
имеют маркировку и подсоединяются к соот-
ветствующим агрегатам с помощью пайки пли
штепсельных разъемов. Подсоединение ка-
бельных стволов к бортовой электрической се-
ти ракеты осуществляется посредством штеп-
сельных. разъемов.
Пирозажигательное устройство включается
в бортовую кабельную сеть через разъем 15.
Фиг. 257. Электрическая схема двигателя:
/--электроппевмоклапан. управляющий клапаном окислителя; 2 --
электроппевмоклапан. управляющий перекрытиям клиповом газогене-
ратора; 3—электроппевмоклапан подачи азота к редуктору-, 7 — элек-
трон невм ок л ап ап, управляющий отсечными клапанами горючего и пе-
рекрывным клапаном завесы; 5 — кабельный ствол питания агрегатов
пневмоавтоматики; б, 10, fl, 15 — штепсельные разъемы; 7 — пиропат-
рон пироклапана окислителя; 8 — пиропатрон пироклнпапа перепуска
газа; 9 пиропатрон поенламепонпя пороховой шашки в газогенера-
торе; 12--кабельный ствол питания агрегатов пироавтоматики; 13 - >:и-
ропатропы воспламенения пирозажигателыюго устройства; /7 — сигна-
лизатор воспламенения нирозажигатслы’ого устройства
Фиг. 258. Конструктивная схема двигателя РД-119 |80]:
/ — камера сгорания; дренажные трубопроводы; 3 — трубопроводы с соплами канала тангажа; 7--привод газараспродо-
лптоля;	газораспределитель капала тангажа; 6— трубопровод продувки завесы каморы сгорания; 7 — обратный клапан
продувки; 8 -- пнроклппан окислителя; 9 — смеситель; 10, 33 —обратные клапаны; // -- трубопровод подачи горючего в камеру
сгорания: 12 — испаритель е. трубопроводами подачи выхлопных газов в газораспрсдслители; /3 — газораспроделитель капала
крепи; /7 —привод газораспределптеля; /5 — трубопроводы с соплами капала крена; 16--трубопровод (с фильтром) подачн
газа в смеситель; /" — трубопровод подачи горючего в газогенератор; 18 — обратный клапан горючего; /9 —- иироклапап пере-
пуска газа; 20 — клапан горючего; 21 — турбонасосный агрегат; 22 — трубопровод подами окислителя в камеру сгорания;
23 -клапан окислителя; 24 — трубопровод подвода справляющего давления к клапану окислителя; ^5 — электроппевмоклапан.
управляющий клапаном окпелшеля; 26, 29 — предохранительные клапаны; 27— трубопровод подвода сжатого азота к распреде-
лителю; 28 -- редуктор давления азота; 30 электпешповмоклапаи подвода азота к редуктору давления; 81— обратный клапан
заправки широбаллопа; 32 — шаробпллоп; 3> — распределитель; 37 — электроппевмоклапан. управляющий перекрывным клапа-
ном газогенератора; 35 —- электроцпевмокляппи, управляющий отсечными клапанами горючего и перекрывным клапаном пояса
завесы; — трубопровод подвода управляющего давления к нерекрывному клапану; 37— трубопровод подвода управляющего
давления к отсечным клапанам горючего н перекрывному клапану пояса завесы; д.9— перекрывной клапан газогенератора:
79 — трубопровод подачн азота к редуктору; 7/— привод редуктора давления; 42 — трубопровод подачи окислителя в
испаритель; 43 — трубопровод Подвода управляющего давления к редуктору давления горючего; 77- редуктор давления горю-
чего; 45 — перекрывной клапан завесы; 46 — трубопровод подачи горючего в пояс .завесы; •//--отсечной клапан горючего:
•М—обратный клапан продувки; 49— газораспределитель капала рыскания: 50— привод м.чораспредолнтсля; 51 — трубопроводы
с соплами капала рыскания
КОНСТРУКЦИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-119
Фиг. 259. Двигатель РД-119. Вид со стороны насоса окислителя [81]:
/ — камера сгорания; 2 — турбонасосный агрегат; 3 — газогенератор; / — редуктор давления а.чога; Л - привод роду мора- li, н opniiojii.i
газораспределителей; 7 — газораспределитель канала рыскания; .9 — газораспределитель капала тангажа; Я/— r;i. lopne 11 роти'л I (Тел о кина.и:
крена; // — обратный клапан продувки; 12 — трубопровод подачи горючего н пояс занеси; М-рами двигателя; // - 1наробаллоп; /Л — об-
ратный клапан; /5 —клапан окислителя; /7 — трубопровод подачи горючего в камеру сгорания; IH клапан горючего
КОНСТРУКЦИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-119
Фиг. 260, Двигатель РД-119. Вид со стороны входа в насос горючего [81]:
/9 — трубопровод подачи окислителя в камеру сгорания; 20—обратный клапан заправки шаробаллопа; 21 — кронштейн крепления редуктора
давления азота; 22 — привод газораснределптеля; 22 — обратный клапан; 24   испаритель; 25— перекрывной клапан завесы; 26 — смеситель;
27— рама турбонасосного агрегата; 28 — - ппроклапан окислителя; 29 — ппроклапан перепуска газа
117
КОНСТРУКЦИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-119
Фиг. 261. Двигатель РД-119. Вид по стрелке А (см. фиг, 260) [81]:
— трубопровод подачи выхлопных газов в газораспределителн; ^/—трубопровод подачи горючего в газогене-
ратор; -32 — обратный клапан горючего; 33 — перекрывной клапан газогенератора; 34 — обратный клапан продувки:
33— редуктор давления горючего; 36, 40 — предохранительные клапаны; 37— электропневмокланан, управляющий
перекрывным клапаном газогенератора; 38 — члектропневмоклапаи, управляющий клапаном окислителя; 39 — элек-
тропневмоклапан, управляющий отсечными клапанами горючего п перекрывным клапаном зааесы; 4! — электро-
ппевмоклапан подвода азота к редуктору давления; 42 — отсечной клапан горючего
Двигатель РД-119 состоит из следующих основных агрегатов и узлов: камеры
сгорания, турбонасосного агрегата, газогенератора, агрегатов автоматики и узлов
общей сборки. Как и на двигателе РД-109, все основные агрегаты и узлы двигате-
ля (фиг. 259, 260, 261) монтируются на раме двигателя 13 и раме турбонасосного
агрегата 27. В отличие от двигателя РД-109 при монтаже двигателя РД-119 на ра-
кете сопло подкрепляется защитой, для установки которой на коллекторе горюче-
го камеры сгорания 1 приваривается специальное кольцо.
Кислород от насоса в камеру сгорания подается через клапан окислителя 16,
гибкий трубопровод 19 и пироклапан окислителя 28. Для наддува бака окислителя
кислород отбирается за насосом окислителя и подводится к испарителю по трубо-
проводу через обратный клапан 15. Кислород, просочившийся через уплотнения на-
соса окислителя, дренируется по трубопроводу к срезу сопла камеры сгорания.
Подача горючего в камеру сгорания производится но трубопроводу 17. Горю-
чее для питания газогенератора отбирается из коллектора камеры сгорания перед
отсечными клапанами. Через редуктор давления горючего 35, перекрывной кла-
пан 33 н обратный клапан 32 горючее подается в газогенератор. К поясу дополни-
тельного охлаждения камеры сгорания горючее подводится по трубопроводу 12 че-
рез перекрывной клапан завесы 25. Горючее в смеситель 26 поступает по трубопро-
воду через обратный клапан 23. Горючее, просочившееся через уплотнения насоса,
дренируется по трубопроводам к срезу сопла каморы сгорания.
Из газогенератора продукты термического разложения горючего поступают на
лопатки турбины. Из турбины отработанный газ через испаритель н выхлопной
трубопровод подводится к газораспределителям 7, 9, 10. К выходным патрубкам
газораспределителей при монтаже двигателя па ракете присоединяются трубопро-
воды рулевой системы с соплами, через которые выбрасывается отработанный газ.
Перепуск газа из статора в рулевые сопла, минуя турбину, производится через
пироклапап 29. Отбор газа на наддув бака горючего производится пз статора тур-
бины через трубопровод с фильтром. Газы, просочившиеся через уплотнения тур-
бины, дренируются по трубопроводу к срезу сопла.
Сжатый азот для управления агрегатами автоматики поступает из шаробал-
лоиа высокого давления 14 через электропиевмоклапап 41 по трубопроводу к ре-
дуктору давления 4. Из редуктора давления редуцированный азот подводится по
трубопроводам в управляющую полость редуктора давления горючего 35 и к элек-
тропневмоклапанам.
Подвод давления для управления клапаном окислителя производится с преды-
дущей ступени ракеты через тройник с установленным на нем предохранитель-
ным клапаном 36 и электроппевмоклапан 38.
От электропневмоклапанов по трубопроводам азот поступает в управляющие
полости соответствующих агрегатов автоматики.
Изменение настройки редуктора давления азота осуществляется электрическим
приводом 5.
К электромагнитам электропневмоклапанов, пиропатронам пироклапанов
окислителя и перепуска газа и к пирозапальнику газогенератора присоединяются
концы кабельного ствола.
На испаритель кислорода, статор турбины, выхлопные трубопроводы и газоге-
нератор устанавливаются теплозащитные чехлы.
На специальных амортизирующих подвесках на двигателе могут устанавли-
ваться телеметрические датчики для измерения параметров двигателя в полете.
118
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-119
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ [77]
Фиг. 262. Камера сгорания
Секундный расход окислителя
Секундный расход горючего
Весовое соотношение компонентов
топлива .......................
Удельная тяга в пустоте — тяга,
отнесенная к суммарному секунд-
ному расходу топлива через ка-
меру сгорания..................
Давление газов в камере сгорания
Давление газов в выходном сече-
нии сопла .....................
Давление окислителя перед фор-
сунками .......................
Давление горючего перед форсун-
ками ..........................
Диаметр	цилиндрической части
камеры.......................
Диаметр критического сечения
сопла .........................
Диаметр выходного сечения сопла
Объем камеры до критического
сечения сопла .................
Охлаждающий компонент .
Количество Форсунок:
окислителя ....................
горючего.................
Относительная расходонапряжен-
пость — расход, отнесенный к
площади форсуночной головки и
к давлению газов в камере сго-
рания .........................
Время пребывания продуктов в ка-
мере сгорания ................
Литровая тяга в пустоте .
Коэффициент полноты давления в
камере сгорания...............
Коэффициент полноты удельной
тяги..........................
18,3 кГ/сек
11,33 кПсек
1,615
358 сек.
80,5 ата
0,063 ата
91 ата
89,2 ата
210 мм
93,1 лш
941 мм
S,5 л
Горючее
136 шт.
149 шт.
Г
1,065 ~;------------
см-. сек . ата
1,8. IO-3 сек
1120 кГ/л
0,972
0,942
При разработке двигателя РД-119 в конструкцию камеры сгорания
внесен ряд кардинальных изменений, существенно улучшивших ее энер-
гетические и весовые характеристики по сравнению с двигателем РД-109.
р
Степень расширения увеличена с — =790 до 1280, улучшено охлажде-
Рц
пне внутренней стенки путем установки перед областью втекания двух-
щелевого пояса дополнительного охлаждения, отработана новая форсу-
ночная головка, повысившая устойчивость рабочего процесса и обеспе-
чившая большую полноту сгорания компонентов топлива. Указанные
мероприятия обеспечили получение наивысшей для своего времени
удельной тяги двигателя в пустоте (Р, = 352 сек). При этом благодаря
рациональному профилированию закритической части сопла, а также
выполнению всех наружных деталей нижней части и стенок малотепло-
напряженных участков закритической части сопла из титановых спла-
вов удалось, несмотря на значительное увеличение выходного диаметра
сопла, несколько уменьшить вес камеры сгорания (52 кГ вместо 54 кГ).
Камера сгорания (фиг. 267, 268) выполнена в виде паяно-сварной
неразъемной конструкции и состоит из форсуночной головки и нижней
части, включающей среднюю часть и две секции сопла.
Фиг. 263. Геометрический контур ка-
меры сгорания
№ сечений	1	2	3	4	5	fi	7
/, лиг	2,61	11,42	28,55	73,03	141,03	215,82	313,69
d, леи	96,16	107,17	130,00	100,77	270,40	357,90	448,70
0	30"38'58"	32°49'09"	34° 16'05"	33'’50'45"	30"25'10"	26’49 35"	23'04'37"
№ сечений	8	9	10	11	12	13	14
1, ЛЕЯ	423,71	554,50	Г'9'1,67	830,55	1004.78	1186,00	138-1,35
d, лш	537,03	621,18	093,82	705,15	331,05	889,41	9-11,00
0	19°44 34"	16°47'45"	14°12'32'	UWIS”	low 03"	1 8°15'31"	6’36'08"
Материалы, применяемые для изготовления деталей
камеры сгорания
Наименование деталей
Внутренние стенки средней части, внутреннее кольцо вставки
завесы
Внутреннее днище форсуночной головки, форсунки окислителя (за
исключением форсунок-штырей), штифты, втулка биметаллического
штуцера, гофрированная проставка критического сечения
Среднее и наружное днища форсуночной головки, гнездо пирокла-
пана, штуцера
Форсунки горючего (за исключением форсунок-штырей)
Форсунки-штыри
Рубашка средней части, первая и вторая секция сопла (за исклю-
чением гофрированных проставок и заглушек), опорное кольцо, на-
ружная часть биметаллического кольца, штуцера
Гофрированная проставка первой и второй секции сопла, заглушки
Внутренняя часть биметаллического кольца
Крючок для контровки пироклапана окислителя
Припои:
для панки форсунок и штифтов
для пайки средней части (за исключением кольцевых буртов)
для панки вставки завесы, биметаллического кольца, биметалличе-
ского штуцера, кольцевых буртов средней части
Материал
Сплав БрХ08
Сплав № 5
Сталь ЭИ654
Сплав № 273
Сталь Х18Н10Т
Сплав ОТ4
Сплав ВТ1-1
Сталь 1Х21Н5Т
Сталь 08Х20Н10Г6
ПСр37,5
ПСрМО 68-27-5
ПСр72-28
119
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-119
Фиг. 266. Охлаждающий тракт
сопла. Сечение Г—Г
(см. фиг. 267)
Фиг. 264. Охлаждающий
тракт средней части.
Сечения А—А и В—В
(см. фиг. 267)
б
5
4
3
2
1
22 23
15 14
Охлаждающий тракт.
Я—Б (см. фиг 267)
-Е

21
20
Фиг. 265.
Сечение
31 30 29
Фиг. 267. Камера сгорания [82]:
1 — гнездо иироклпнапа; 2 — днище наружное; .7- штуцер замера чавлеиия н полости окислителя;
4 — днище среднее; 5 — кольцо биметаллическое; 6 — кольцо опорное; 7 -- днище внутреннее;
<— кольцо цилиндра; .9 — рубашка средней чисти; Л?--стенка средней части оребренная; // — ру-
башка критического сч’чолия; 1'2 - кольцо соединительное; /.'1 стенка сопла оребренная; 14 — ру-
башка сопла; 15, '20 — кольца соединительные разъемные; 16, 18 и 25 —- проставки гофрированные;
/7, 24 — стейки сопла гладкие; 10, '26 рубашки юнла; 21 патрубок; '22 угольник; 2.7 сек'юр
коллектора; ‘27 — бобышка; '28, 29 трубопроводы; 80 — тройник; 81 — штуцер
120
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-119
32 — кронштейн вибродатчика;
Фиг. 268. Камера сгорания (вид со стороны форсуночной головки):
33 — штуцер замера давления горючего перед форсунками; 34 — крючок для контровки нироклапапа окислителя
Фиг. 269. Продольный разрез форсу-
ночной головки:
35, 40 — форсунки горючего; Л», 37 — фор-
сунки окислителя; 38—форсунка окисли-
теля штыревая; 39 — форсунка горючей;
штыревая (отличается от штыревой фор-
сунки окислителя только проточной частью)
(см. фиг. 269)
Обозначение _ форсунки		Ф	ф	э	ф			
s	L	20,5	53	—	27	27	53	
3 GJ	d	-		-	1,5	1,25	1,5	
Р-	h	—	-		1,2	1.3	1.2	-
Расход лента одну ф ку,	Компо- через орсуи- Г/сек	88	88	37	166	121	1(111	75,5
Количество, шт.		89	4	56	68	4	8	56
Номер фигуры		273	273	274	271	271	271	272
Помер позиции		40	।	39	135	37	| 37	38	| 35
Фис. 270. Схема расположения форсунок. Вид Б
Фиг. 272. Форсунка окислителя
Форсуночная головка (фиг. 269) отличается от голов-
ки двигателя РД-109 расположением и конструкцией
форсунок. На головке установлено 136 форсунок окисли-
теля 36, 37, 38 и 149 форсунок горючего 35, 39, 40. Фор-
сунки центробежные с тангенциальными отверстиями.
Все форсунки открытого типа.
Расположение форсунок шахматное с переходом на
круговое в периферийной зоне. Шаг между форсунками
10 мм. Часть форсунок окислителя и горючего выполнена
в виде силовых штырей, скрепляющих наружное днище с
внутренним и средним днищами. Проточная часть форсу-
нок-штырей не отличается от основных форсунок. Как
форсунки горючего, так и форсунки окислителя (кроме
форсунок, установленных в двух периферийных рядах),
разбиты на три класса с разницей по расходу между со-
седними классами в 10%, что существенно повышает
устойчивость рабочего процесса в Камере сгорания; но-
мера классов указаны на фиг. 270. В таблице приведены
расходы для 2-го класса форсунок.
Фиг. 273. Форсунка горючего
16 Зак. 00148
121
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-119
Стык между форсуночной головкой и нижней частью образован
сваркой по огневой стенке, а также по опорному и биметаллическо-
му кольцам (фиг. 275).
В связи с тем что при силовых нагрузках титановые сплавы мо-
гут самопроизвольно возгораться в среде жидкого кислорода, все
детали полости окислителя форсуночной головки выполнены из ста-
ли или бронзы. Для стыковки стального корпуса головки с рубаш-
кой средней части, выполненной из титанового сплава, предусмот-
рено биметаллическое кольцо 5 (фиг. 267). Кольцо состоит из внут-
ренней стальной и наружной титановой частей, спаянных между со-
бой твердым медно-серебряным припоем по специальной резьбе,
имеющей круглый профиль, а также по круговым торцовым шипам.
Так как паяное соединение биметаллического кольца недостаточно
пластично, то осевые и радиальные нагрузки, возникающие при ра-
боте камеры, воспринимаются резьбой и круговыми шипами, при-
пой же предназначен только для герметизации соединения.
В районе стыка форсуночной головки с нижней частью располо-
жено шесть гнезд под клапаны отсечки горючего и три опорных вы-
ступа для крепления камеры сгорания к ракете. На опорном коль-
це 6 (фиг. 267) установлены кронштейн под вибродатчик, шту-
цер 45 отбора горючего на питание газогенератора (фиг. 278).
На камере сгорания предусмотрены замеры давления перед
форсунками окислителя и горючего, давления газов в камере, тем-
пературы горючего перед форсунками; штуцер замера давления га-
за 41 (фиг. 277) выполнен биметаллическим (медно-стальным).
Средняя часть камеры сгорания, включающая цилиндрический
участок, область втекания и начальный участок закритической ча-
сти сопла, состоит из наружных рубашек 9 (фиг. 267, 283, 284), 11,
14 с силовыми кольцами 8, 12, 53, 54, внутренних оребренных сте-
нок 10, 13, гофрированной проставки 52 и пояса дополнительного
охлаждения, находящегося перед областью втекания сопла.
Пояс дополнительного охлаждения (фиг. 276) состоит из сило-
вых колец 46, 50, вставки завесы 51, коллектора перепуска горю-
чего 47 и четырех угольников 49 подвода горючего в пояс. Вставка
завесы 51 имеет систему тангенциальных отверстий (фиг. 279, 280),
обеспечивающих закрутку горючего на входе в выходные щели.
Внутренняя часть вставки завесы выполнена в виде бронзового
кольца, спаянного с титановым кольцом твердым медно-серебря-
ным припоем. Для выравнивания расхода и скорости горючего по
периметру щелей на выходе из пояса дополнительного охлаждения
на передних кромках щелей выполнена специальная накатка
(фиг. 281, 282).
Соединение рубашек и колец с внутренними стенками осуществ-
ляется путем пайки твердым медно-серебряным припоем по верши-
нам ребер и кольцевым буртам стенок, а также по гофрированной
проставке. Со стороны стыка с первой секцией сопла стенка сред-
ней части припаяна к титановому кольцу, являющемуся продолже-
нием рубашки и имеющему отверстия для протока горючего. При-
нятое конструктивное оформление стыкового торца позволило по-
лучить простой и надежный переход к цельнотитановой первой сек-
ции сопла и разгрузить паяное соединение первой секции сопла в
районе стыка со средней частью.
Сварной стык бронзовых стенок средней части удален от крити-
ческого сечения в направлении к срезу и поддерживается гофриро-
ванной проставкой 52 (фиг. 283).
Первая секция сопла состоит из наружной рубашки 19
(фиг. 267), соединенной с внутренней стенкой 17 диффузионной пай-
кой по вершинам двух гофрированных проставок 16 и 18. К торцам
Фиг. 275. Стык форсуночной головки с нижней частью. Место /
(см. фиг. 267)
Фиг. 277. Сечение С — С, повернуто (см. фиг. 268):
</ -- биметаллический штуцер замера давления газа в
камере сгорания; 42—штифт; 43— штуцер замера тем-
пературы горючего
Фиг. 276. Пояс дополнительного охлаждения. Место // (см. фиг. 267):
47; — кольцо завесы; 47 — сектор коллектора; 48 — подкладка; 49 — угольник; 50 —
кольцо соединительное; 51 — вставка биметаллическая
Фиг. 279, Наружное кольцо вставки. Сечение В—В
(см. фиг. 276)
вставки. Сечение А—А
(см. фиг. 276)
Фиг. 281. Накатка. Вид К (см. фиг. 276)
Фиг. 282. Накатка. Сече-
ние М—М (см. фиг. 281)
122
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-119
Фиг. 283. Стык в районе критического сечения. Место III
(см. фиг. 267):
52 — проставка гофрированная; 53 кольцо рубашки
Фиг. 284. Стык средней части с соплом. Место IV (см. фиг. 267):
54 — кольцо средней части; 55 — кольцо рубашки; 56 — кольцо стенки
Фиг. 285. Стык первой и второй секций сопла. Место V (см. фиг. 267):
57 — кольцо рубашки; 58 — кольцо коллектора; 59 — бобышка; 60 — перегородка про-
тивопожарная; 61 — кольцо замыкающее; 62 — кольцо стеикн
рубашки и стенки приварены кольца, улучшающие условия сварки
со средней частью и второй секцией сопла. Рубашка 26 и стенка 24
второй секции сопла соединены между собой диффузионной пайкой
по вершинам гофрированной проставки 25, а также по кольцам 61
(фиг. 285, 287) и 65, установленным на торцах узла. Для обеспече-
ния требуемого расхода охлаждающей жидкости в направлении к
срезу сопла со стороны кольца 61 в-наружные зиги гофрированной
проставки (попарно через один зиг) установлены заглушки 63
(фиг. 286), запирающие проток части горючего в сторону к крити-
ческому сечению.
Фиг. 286. Установка заглушек в гофрированную проставку.
Сечение Л—Л (см. фиг. 285):
63 — заглушка
Фиг. 287. Срез сопла. Место VI (см. фиг. 267):
6-1 — кольцо среза; 65 — кольцо замыкающее
К кольцу коллектора приварена противопожарная перегород-
ка 60 (фиг. 285), которая с помощью вваренных в нее резьбовых
бобышек скрепляет камеру сгорания с донной плитой хвостового
отсека ракеты. На срезе сопла установлена бобышка для слива го-
рючего из зарубашечного пространства.
Соединение узлов нижней части между собой производится свар-
кой по стенкам и через соединительные кольца. Форма соединитель-
ных колец со стороны жидкости выбрана таким образом, чтобы ско-
рости горючего на участках стыков были близки к скорости горю-
чего в прилегающих участках зарубашечного тракта.
16*
123
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-119
Охлаждение камеры сгорания осуществляется протоком горюче-
го через зарубашечный тракт, а также за счет внутреннего охлаж-
дения горючим, впрыскиваемым через периферийные форсунки и по-
яс дополнительного охлаждения. Движение горючего по тракту
охлаждения происходит следующим образом. Подведенное к кол-
лектору (фиг. 285) горючее через отверстия кольца 58 попадает в
каналы между рубашкой и гофрированной проставкой, где разде-
ляется на два потока — основная доля направляется к критическо-
му сечению, оставшаяся часть — к выходному сечению сопла
(фиг. 288). В коллекторе па срезе сопла горючее попадает в про-
странство между гофрированной проставкой и стенкой и направ-
ляется к критическому сечению. Распределение горючего на выходе
из коллектора подвода достигается применением заглушек 63
(фиг. 286), препятствующих перетеканию горючего в сторону к кри-
тическому сечению. В коллекторе перед отверстиями кольца 61
(фиг. 285) происходит смешение двух потоков. Далее горючее, про-
текая по каналам зарубашечного тракта, обходит пояс дополни-
тельного охлаждения по коллектору перепуска, сообщающемуся с
зарубашечным трактом через отверстия в кольцах 46 (фиг. 276,
267), 8, и через отверстия отсечных клапанов горючего в биметал-
лическом кольце поступает в форсуночную головку.
Пояс дополнительного охлаждения имеет автономный подвод
горючего. Подведенное к четырем угольникам 49 горючее через от-
верстия в кольце 50 поступает во вставку 51, откуда через танген-
циальные отверстия в стенках вставки (фиг. 279, 280) направляется
к кольцевым щелям па выходе из пояса дополнительного охлаж-
дения.
Жидкий кислород подается в форсуночную головку через пиро-
клапан, установленный в гнезде пироклапана 1 (фиг. 267).
Параметры охлаждения камеры сгорания представлены на
фиг. 289. Схема расположения ребер и гофрированных проставок
дана на фиг. 290.
Фиг. 289. Расчетные характеристики параметров охлаждения вдоль оси камеры сгорания:
>1 - суммарный тепловой поток; Z — температура охлаждающей жидкости; температура внутренней стенки со стороны огневого пространства1 /-. — температура внут-
ренней стенки камеры со стороны охлаждающей жидкости; /3 — температура рубашки в местах спая с ребрами и гофрами; F -- проходная площадь охлаждающего тракта-
1Г — скорость жидкости в охлаждающем тракте
Фиг. 288. Схема охлаждения и смесеобразования
Фиг. 290. Схема расположения ребер ц гофрированных проставок по длине камеры сгорания
124
ГАЗОГЕНЕРАТОР ДВИГАТЕЛЯ РД-119
24
Фиг. 291. Общий вид газогенератора [831:
— корпус запальника; 2, 26— воспламенители:	/«?, /5 — днища; 4, 24 — крышки; 5—заглушка; 5, 7 — фланцы; Я — стакан внутренний;
— стакан наружный; 10—-рубашка; //-—форсунка; 12—распылитель; /-/—пруток; 16 — патрубок; 17 — ниппель; /8 — переходник; 19 — шту-
цер; 20 — шайба опорная; 21— теплоизоляционный чехол (кожух); 22 -- пороховая шашка; 23 — вставка; 25— корпус
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ
ГАЗОГЕНЕРАТОРА [77]
Расход горючего............... 0,985 itl iceic
Перепад давления на форсунках 6 нт
Температура горючего па входе
в газогенератор .............. 430°К
Давление газов па выходе из
газогенератора................ 57 ата
Температура газа па выходе
из газогенератора............ 1033 К
Вес газогенератора ........... 12,G кГ
Материалы, применяемые для изготовления
газогенератора
Наименование деталей	Материал
Рубашка,	фланцы, днища корпуса и крыш- ки, корпус запальника	Сплав ЭИ868
Патрубок, ниппель, штуцер	Сталь ЭИ835
Внутренний и наруж- ный стаканы, днище вставки, опорная шайба	Сталь Х18Н10Т
Крышка вставки, фор- сунки, распылитель, за- глушка	Сплав ОТ-4
Переходник Припои:	Сталь 1Х21Н5Т (ЭИ811)
для панки переходни- ка	ПСрМ72-28
для пайки форсунок	ПСрМцМН-86,8
конструкцию газогенератора двигателя РД-119, выполненного на базе газогенератора дви-
РД-10Д внесен ряд серьезных изменений, направленных на повышение надежности, снижение
улучшение технологичности.
В
гателя
веса и —
Основными узлами газогенератора являются (фиг. 291) корпус 25, крышка 24, вставка 23, поро-
ховая шашка 22, воспламенители 2 и 26 и теплоизоляционный чехол 21.
Корпус 25 газогенератора состоит из корпуса запальника 1, днища 3 и фланца 6. В связи с тем что
температура диметилгидразина на выходе из тракта охлаждения камеры сгорания двигателя РД-119
существенно превышает уровень, обеспечивающий в газогенераторе стабильный процесс термиче-
ского разложения (Т> 373°К), необходимость в дополнительном подогреве горючего в газогенерато-
ре отпала. Вследствие этого корпус 25 газогенератора выполнен неохлаждаемым, что позволило суще-
ственно упростить его конструкцию н уменьшить вес. Корпус запальника в отличие от ввертного ва-
рианта, применяемого на газогенераторе двигателя РД-109, выполнен приварным. Это гарантирует гер-
метичность соединения, а также несколько снижает вес.
Крышка 24 газогенератора выполнена неохлаждаемой и состоит из фланца 7, рубашки 10 и дни-
ща 13. На днище крышки расположены патрубок 16 отвода газогенераторного газа на турбину, нип-
пель 17, служащий для подачи диметилгидразина в газогенератор, и штуцер 19 замера давления газов.
Соединение корпуса газогенератора с крышкой осуществляется с помощью специальной упорной
резьбы. Герметизация резьбового соединения осуществляется обваркой специальных тонкостенных бур-
тиков после снаряжения газогенератора. При этом малое сечение буртиков обеспечивает минимальный
разогрев деталей при сварке, что исключает возможность срабатывания воспламенителя или пирошаш-
ки при сварке. Конструкция буртиков позволяет производить трехкратную сборку газогенератора. Вве -
дение резьбо-сварного соединения взамен фланцевого значительно снизило вес и позволило обеспечить
надежную герметизацию внутренней полости газогенератора.
Необходимо отметить, что проведение сварки после снаряжения узла пирозарядами в практике
проектирования пороховых стартеров и газогенераторов для отечественных ЖРД, впервые применен-
ное на данном двигателе, было использовано в дальнейшем для ряда вновь разрабатываемых изделий.
Вставка 23 газогенератора по геометрии и параметрам близка к вставке газогенератора двигателя
РД-109. Основные изменения вставки направлены на снижение веса конструкции. В частности, распы-
литель 12, форсунки И, заглушка 5 и крышка 4 выполнены из титанового сплава, а толщина внутрен-
него 8 и наружного 9 стаканов вставки уменьшена с 2 до 1,5 мм за счет применения более прочной
стали.
Фиг. 292. Газогенератор



Переход от титановой части вставки к стальной осуществлен посредством резьбового соединения
между переходником 18 и распылителем с последующей пайкой, необходимой для герметизации и конт-
ровки резьбового соединения.
Для защиты агрегатов двигателя и ракеты, расположенных вблизи газогенератора, от воздействия
высокой температуры стенок газогенератора последний закрыт теплоизоляционным кожухом 21, конст-
рукция которого аналогична конструкции чехла газогенератора двигателя РД-109.
•12Д
ТУРБОНАСОСНЫЕ АГРЕГАТ ДВИГАТЕЛЯ РД-119
иЛ
Фиг. 293. Турбонасосный агрегат двигателя РД-119
Характерные размеры насосов и турбины
Насос окислителя
Диаметр центробежного
на входе ...............
Диаметр центробежного
на выходе .	.	.	.
Угол установки лопаток
ходе из центробежного
Густота решетки шнека по
ному диаметру .
Угол установки лопаток
колеса
колеса
на вы-
колеса
иаруж-
шнека
72
115,8 Л1Л1
40°
4,!
7°40'
Насос горючего
Диаметр центробежного на входе 		колеса	75 мм
Диаметр центробежного на выходе .	.	.	.	колеса	144 Л1.и
Угол установки лопаток ходе из центробежного	на вы- колеса	20°
Густота решетки шпека по ному диаметру .	наруж-	3,42
Угол установки лопаток	шнека	8°40'
Турбина
210 мм
Средний диаметр ротора
Диаметр критического сечения
сопла..........................
Диаметр сопла на выходе
Угол наклона оси сопел .
Высота лопатки первой ступени на
выходе ........................
Высота лопатки второй ступени на
выходе ........................
8 мм
15,5 лыг
17°
24 мм
37 мм
Турбонасосный агрегат двигателя РД-1 19
(фиг. 293. 294) состоит из турбины и двух на-
сосов: окислителя и горючего.
Определяющим при выборе основных пара-
метров и конструктивной схемы турбонасосно-
го агрегата было стремление обеспечить задан-
ные расходы и давления подачи окислителя и
горючего при максимальной экономичности и
минимальных габаритах и весе ТНА.
Оба насоса турбонасосного агрегата одно-
ступенчатые, центробежного типа, с односто-
ронним подводом компонента и шнековыми
преднасосами перед центробежным колесом.
Турбина — осевая, высокоперепадная, двухсту-
пенчатая, активного типа.
Высокие антикавитационные качества ixii-ie-
коцентробежных насосов (Скр>4000), полу-
ченные за счет выбора оптимальной геометрии
шнеков (относительного наружного диаметра,
густоты решетки профилей, угла установки ло-
паток, специальной формы заправки входных
кромок лопаток) и специального профилирова-
ния проточной части центробежных колес, по-
зволили выбрать высокое число оборотов ДД—[А
(п = 21 000 об!мин} и благодаря этому созда7Ь
относительно легкий турбонасосный агрет^т с
высокими энергетическими показателями-
В качестве рабочего тела турбины исполь-
зуются продукты разложения одного из компо-
нентов топлива — диметилгидразипа, что опре-
делило температуру рабочего тела на входе в
турбину.
Высокая температура рабочего тела и боль-
шой перепад давлений, срабатываемый в тур-
бине, позволяют получить высокую удельную
мощность турбины, являющуюся одним из ос-
новных показателей экономичности ТНА.
Дальнейшее увеличение перепада по сравне-
нию с принятой величиной нецелесообразно,
так как при относительно высоком давлении
на выходе из турбины, которое обусловлено
использованием рабочего тела в рулевых соп-
лах, потребует увеличения давления на входе.
Повышение же входного давления приводит к
росту потребного напора насоса горючего, уве-
личению потребной мощности и утяжелению
ТНА.
Выбранная окружная скорость на среднем
диаметре «ротора обеспечивает близкий к опти-
мальному по экономичности режим работы
турбины с двумя ступенями скорости и доста-
точную прочность рабочих лопаток при прием-
лемых габаритах и весе турбины.
Расход газа 'через турбину невелик, поэто-
му турбина выполнена парциальной. Принято
наиболее целесообразное, с точки зрения по-
вышения экономичности турбины и уменьше-
ния ее веса, сочетание степени парциальности
и 'высоты лопаток.
Специальное профилирование лопаток ро-
тора и направляющего аппарата, учитывающее
особенности обтекания их газовым потоком с
большими сверхзвуковыми скоростями, позво-
лило получить минимальные потери в проточ-
ной части и добиться высокого коэффициента
полезного действия турбины.
Снижение веса турбонасосного агрегата до-
стигнуто благодаря применению рациональной
конструкции отдельных узлов и конструктив-
ной схемы ТНА в целом. Соединение лопаток
с дисками ротора посредством сварки трением
(вместо замкового крепления лопаток к дис-
кам) позволило снизить вес ротора. Уменьше-
нию веса ТНА способствовало также консоль-
ное расположение ротора турбины, при кото-
ром выхлопной коллектор не является сило-
вым элементом конструкции и выполнен в виде
легкой тонкостенной оболочки.
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ТУРБОНАСОСНОГО
АГРЕГАТА [77]
Мощность турбонасосного агре-
гата ..........................
Число оборотов турбины, насосов
горючего и окислителя .
Расход окислителя ....
Расход горючего................
Минимальное давление на входе
в насос окислителя ....
Минимальное давление на входе
в насос горючего ....
Давление на выходе из насоса
окислителя ....................
Давление на выходе из насоса го-
рючего ........................
Коэффициент полезного действия
насоса окислителя ....
Коэффициент полезного действия
насоса горючего .
Коэффициент быстроходности на-
соса окислителя ...............
Коэффициент быстроходности на-
соса горючего..................
Относительная осевая скорость па
входе в насос окислителя
Относительная осевая скорость па
входе в насос горючего
Расход рабочего тела турбины
Удельная мощность (мощность,
отнесенная к единице секундного
расхода рабочего тела турбины)
Эффективный коэффициент полез-
ного действия турбины .
Температура рабочего тела на вхо-
де в турбину ..................
Давление па входе в турбину .
Давление на выходе из турбины
Окружная скорость на среднем
диаметре ротора турбины .
Отношение окружной скорости на
среднем диаметре ротора к ско-
рости истечения из сопел .
Вес турбонасосного агрегата, не
заполненного компонентами ,
Вес турбонасосного агрегата, за-
полненного компонентами
Габаритные размеры турбонасос-
ного агрегата (длина X шири-
на X высота)...................
Относительный вес турбонасосного
агрегата (вес агрегата, запол-
ненного компонентами, отнесен-
ный к единице тяги двигателя)
Вес турбонасосного агрегата, за-
полненного компонентами, отне-
сенный к единице мощности .
770 л. с.
21 000 об)мин
18,47 кГ/сек
12,35 кГ/сек
3,5 ата (при
/=—176,5° С)
1,8 ата (при
/= —30° С)
102 ата
115 ата
0,57
0,58
61
42
0,06
0,053
0,95 кГ/сек
л. с.
810 —~--------
кГ/сек
0,547
1033? К
57 ата
2,1 ата
230 м/сек
0,1545
35 кГ
37 кГ
781X296X258 л.и
3,44 кГ/т тяги
48,1 Г/л. с.
126
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИГАТЕЛЯ РД-119
1 — рессора; 2, 3 — шпонки
В турбонасосном агрегате (фиг. 294) насос окислителя 'и насос
горючего расположены соосно; каждый насос имеет свой вал, Тур-
бина имеет общий вал с насосом горючего; ротор турбины крепится
на консоли вала. Передача крутящего момента турбины на вал на-
соса окислителя осуществляется рессорой 1. Наличие раздельных
валов насосов и надежная система уплотнений по валам полностью
исключают возможность соприкосновения окислителя и горючего.
Соединение насоса горючего с насосом окислителя и турбиной
осуществляется через призматические шпонки 2 и 3, установленные
в радиальные пазы. Шпонки позволяют сохранить соосность сопря
гаемых узлов при температурных деформациях деталей агрегата.
Турбонасосный агрегат имеет собственную раму для крепления
к основной рамс двигателя. Турбонасосный агрегат крепится на сво-
ей раме чз трех точках. Точками крепления служат две цапфы на
корпусе насоса горючего, на которых установлены сферические под-
шипники, и проушина на корпусе насоса окислителя, допускающая
продольное перемещение турбонасосного агрегата относительно ра-
мы. Такая конструкция опор позволяет избежать дополнительных
нагрузок на агрегат при возможных деформациях рамы.
Насос окислителя (фиг. 295) состоит из корпуса, крышек, цен-
тробежной крыльчатки, шнека, вала, подшипников и узлов уплот-
нений.
Корпус 1 и крышка 4 отлиты из алюминиевого сплава. Основные
рабочие полости насоса—патрубок всасывания, улитка, диффу-
зор— образованы корпусом. Патрубок всасывания обеспечивает
равномерный и плавный подвод жидкости к шнеку и центробежной
крыльчатке. Стык корпуса насоса с крышкой уплотнен алюминие-
вым кольцом 3, расположенным в клиновом гнезде.
Центробежная крыльчатка 12 закрытого типа, с лопатками двоя-
кой кривизны. В несущем диске крыльчатки выполнены отверстия,
выравнивающие давления по обе стороны диска путем перепуска
компонента с повышенным давлением на вход в крыльчатку, для
разгрузки от осевого усилия.
Полости высокого и низкого давления в насосе разделены лаби-
ринтными уплотнениями плавающего типа. Лабиринтные кольца 14
и 11 установлены в корпусе и крышке насоса. Зазоры между коль-
цами и буртами крыльчаток выбирались из условия обеспечения
минимально возможной утечки при безопасной (без возгорания)
работе. Изготавливаются лабиринтные кольца из бронзы — мате-
риала, исключающего возможность возгорания металла в случае
незначительного касания колец о бурты алюминиевой крыльчатки.
Шнек 15 двухлопастный, с лопатками, имеющими винтовую по-
верхность. По наружному диаметру его в корпусе установлена втул-
ка 19, выполненная, как и лабиринтные кольца, из бронзы. Наличие
втулки позволяет уменьшить зазор, а следовательно, и величину пе-
ретекания компонента по наружному диаметру шнека и обеспечить
безопасность в работе.
Для того чтобы кавитационная эрозия лопаток центробежной
крыльчатки не превышала допустимых пределов, выходные кромки
лопастей шнеков ориентированы относительно входных кромок ло-
паток центробежной крыльчатки. Выходные кромки лопастей шне-
ков устанавливаются посередине каналов центробежных крыльча-
ток. Кроме того, для идентичности всех изготовляемых турбонасос-
ных агрегатов и исключения случайного совпадения по фазе частот
мерцания введена взаимная ориентация крыльчаток насосов горю-
чего и окислителя.
Соединение центробежной крыльчатки и шнека с валом насо-
са шлицевое.
Вал насоса опирается на два радиально-упорных шариковых
подшипнике; 10 и 18, работающих в среде жидкого кислорода. Под-
шипник 10, воспринимающий возможную, небольшую по величине,
осевую силу на валу насоса, закреплен в крышке и на валу по тор-
цам наружной и внутренней обойм. Подшипник 18 в осевом направ-
лении не фиксируется.
Посадка подшипников на валу плотная, в корпусе и крышке — с.
зазором по наружным обоймам. В рабочих условиях, при темпера-
туре жидкого кислорода, зазор выбирается и обеспечивается плот-
ная посадка вследствие различных коэффициентов линейного рас-
ширения материалов корпуса (крышки) и подшипников.
127
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИГАТЕЛЯ РД-П9
Охлаждение и смазка подшипников обеспечиваются прото-
ком жидкого кислорода, подаваемого из полости высокого
давления по соответствующим каналам в корпусе и крышке.
Необходимый для надежной работы подшипников расход
компонента обеспечивается определенным диаметром жикли-
рующих отверстий.
Пакет деталей на валу 7 затягивается гайкой 17.
Система уплотнений насоса по валу включает пакет последо-
вательно установленных чугунных колец, фторопластовые ман-
жеты, дренажную полость. Чугунные кольца 6 и 8 разрезные,
сегменты колец стянуты пружинами. Малые радиальные и тор-
цевые зазоры, получаемые за счет высокой точности изготов-
ления как самих колец, так и посадочных мест под кольца,
позволили свести до минимума утечку компонента по валу.
Просачивающийся по зазорам компонент при работе насоса
отводится наружу через дренажный канал. Фторопластовые
манжеты 5 и 9 предназначены для обеспечения герметичности
по валу до пуска при залитом жидким кислородом насосе.
Фиг. 295. Насос окислителя [84]:
/ — корпус; 2 — штифт; 3 — уплотнительное кольцо; 4— крышка; .5, 9 — фторопластовые манжеты; 6, S — чугунные кольца уплотнения,
7 — вал; 10, IS — подшипники; //, /Г — лабиринтные плавающие кольца; /2 — центробежная крыльчатка; 13, 20 - кольца; 1а — шнек- /(/—втул-
ка; 17 — гайка; 19 — втулка; 21 — палец
Насос горючего (фиг. 296) состоит из корпуса, крышки,
центробежной крыльчатки, шпека, вала, подшипников и узлов
уплотнений.
Корпус 17 и крышка 18 отлиты нз алюминиевого сплава.
Стык корпуса с крышкой уплотняется резиновым кольцом 33,
расположенным в клиновом гнезде. Центробежная крыльчат-
ка 20 закрытого типа, с лопатками двоякой кривизны. Для
разгрузки подшипников вала насоса от осевого усилия уплот-
нительные бурты крыльчатки расположены на разных диамет-
рах, кроме того, в несущем диске выполнены отверстия, вырав-
нивающие давления с обеих его сторон. В насосе предусмотре-
на также дополнительная разгрузка от осевого усилия за счет
наличия в кольце 34 продольных и радиальных ребер, тормо-
зящих поток и ,выравнивающих давление за крыльчаткой. Раз-
деление полостей высокого и низкого давлений -в насосе осу-
ществляется с помощью плавающих колец 22 и 32, установ-
ленных по буртам крыльчатки.
Шнек 24 двухлопастный, с лопатками, имеющими винтовую
поверхность. Соединение центробежной крыльчатки и шпека
с валом насоса шлицевое.
Вал насоса опирается иа два радиально-упорных шарико-
вых подшипника 26 п 36, работающих в среде консистентной
смазки, стойкой к горючему. Подшипник 36 закреплен в осе-
вом направлении по внутренней и наружной обоймам и воспри-
нимает возможную неуравновешенную силу на валу насоса.
Подшипник 26 в осевом направлении не зафиксирован.
Уплотнение полостей насоса по валу осуществляется резино-
выми уплотнениями манжетного типа, разделенными дренаж
ными полостями. Манжетные уплотнения обеспечивают пол-
ную герметичность по валу до пуска .при залитом компонентом
насосе. При работе насоса возможен некоторый износ манжет
по внутреннему диаметру и, как следствие, небольшая утечка
компонента по валу в дренаж. Перед манжетами со стороны
высокого давления компонента установлен отражатель 19, сни-
жающий давление компонента и облегчающий благодаря это-
му условия работы манжет.
Манжеты 27 и 35 предотвращают вытекание смазки из по-
лостей подшипников и проникновение компонента из дренаж-
ных полостей в полость подшипников. Со стороны турбины пе-
ред манжетой установлены разрезное чугунное уплотнительное
кольцо 6 и экранирующее манжету фторопластовое кольцо 38,
защищающие сс от воздействия газов, проникающих в дре-
нажную полость турбины.
На валу насоса установлены два резиновых кольца 31,
предотращающие попадание компонента в полость подшипни-
ка по зазору между втулкой 30 и валом.
Основными узлами турбины (фиг. 296) являются ротор,
статор, направляющий аппарат, выхлопной коллектор и дета-
ли, обеспечивающие уплотнение полости турбины по валу.
Ротор турбины двухдисковый; крепление лопаток к дискам
осуществляется посредством сварки трением. Крутящий мо-
мент ротора передается на вал насоса горючего через штиф-
ты 4\ крепление ротора к валу осуществляется винтами 7.
128
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИГАТЕЛЯ РД-119
Фиг. 296. Турбина с
1 — первая ступень ротора турбины; 2 — вторая ступень ротора
уплотнения; 7— винт; 8—диафрагма; 9 — сегмент направляющих
статора турбины; 13 — теплоизоляционный кожух; 14 — кронштейн
coca; 18 — крышка; 19 — отражатель; 20 — центробежная крыльчатка:
26, 36 — подшипники; 27,29, 35 — резиновые манжеты; 28 — гайка; 30 —
34, 37 — кольца; ^ — фторопластовое кольцо; 39 — гайка; 40
насосом горючего [85]:
турбины; 3 — корпус уплотнения; 4 — штифт; 5, 6 — чугунные кольца
лопаток; 10 — выхлопной коллектор; // — сопловой аппарат; /2 — труба
статора турбины; /.5 — бобышка статора; 16 — шпонка; /7--корпус на-
21, 23 — кольца; 22, 32 — плавающие кольца; 24 — шнек; 25 — вал;
•втулка: 31 — резиновое кольцо; 33 — уплотнительное резиновое кольцо;
— труба жесткости статора; 41 — фланец выхлопного коллектора
Выхлопной коллектор 10 штампуется из листового материала. Свар-
ное соединение коллектора со статором обеспечивает полную герметич-
ность места стыка. Газ из коллектора отводится через выхлопной патру-
бок, имеющий фланцевое соединение с выхлопной трубой.
Со стороны насоса горючего полость низкого давления турбины ог-
раничена диафрагмой 8. Диафрагма приваривается к сопловому аппа-
рату, трубе жесткости и к корпусу уплотнения 3, который крепится к
крышке насоса горючего накидной гайкой. Уплотнение полости турбины
по валу осуществляется постановкой двух разрезных чугунных колец 5,
6 и дренажной полостью между ними. Для крепления турбины к корпу-
су насоса горючего па статоре турбины предусмотрены три бобышки,
приваренные к специальным кронштейнам. Крепление корпуса турбины
к корпусу насоса осуществляется тремя шпильками через радиальные
шпонки 16.
Для теплоизоляции статор и выхлопной коллектор покрыты чех-
лом 13 из стеклоткани и каолиновой ваты.
Материалы, применяемые для изготовления основных
деталей турбонасосного агрегата
Наименование деталей
Материал
Сопловой аппарат И турбины представляет собой сегмент
с четырьмя сопловыми отверстиями. Расширяющаяся часть со-
пел выполнена .конической. Для уменьшения веса конструкции
часть металла между соплами со стороны входа удаляется
фрезеровкой. Подвод газа от газогенератора к сопловому ап-
парату осуществляется по подводящему патрубку и распреде-
лительной трубе 12. Сопловой аппарат с приваренной к нему
трубой жесткости 40 образует основной силовой элемент ста-
тора, к которому крепятся направляющий аппарат и выхлоп-
ной коллектор турбины. Направляющий аппарат турбины
представляет собой сегмент 9 с приваренными к нему направ-
ляющими лопатками. Аппарат крепится ‘винтами к фланцу
статора.
Насос окислителя
Вал
Крыльчатка
Корпус, крышка
Шнек
Лабиринт
Кольцо уплотнения (по валу)
Насос горючего
Вал
Крыльчатка
Корпус, крышка
Шнек
Лабирннт
Манжета
Рессора
Турбина
Диски ротора первой и второй ступеней
Рабочие лопатки первой и второй ступеней
Сопловой аппарат
Лопатки направляющего аппарата
Подводящий патрубок статора
Обечайка выхлопного коллектора
Диафрагма
Кожух выхлопного коллектора
Сталь 38ХА
Сплав ал.АЛ4
Сплав ал.АЛ4
Сплав ал.АК8
Бронза БрОС5-25
Чугун СЧ18
Сталь 38ХА
Сплав ал.АЛ4
Сплав ал.АЛ4
Сплав ал.АК8
Сплав ал.АВ
Резина 9087, 9035
Сталь 38ХА
Сталь ЭИ787
Сплав ЖС6-К
Сталь ЭИ835
Сталь Х18Н10Т
Сталь ЭИ868
Сталь ЭИ868
Сталь ЭИ868
Ткань КТ-11
!ак, 00148
129
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИГАТЕЛЯ РД-119
Доводка турбонасосного агрегата двигателя РД-119 прохо-
дила по тем же основным этапам, что и доводка турбонасос-
ного агрегата двигателя РД-109. Ниже перечисляются работы,
которые проводились только при доводке турбонасосного аг-
регата двигателя РД-119.
При доводке манжетных уплотнений на специальной уста-
новке проведена следующая работа.
Манжета, стоящая за отражателем первой к компоненту,
была подвергнута конструктивной доработке, заключавшейся
в постановке в нее кольца в целях предотвращения соскаки-
вания пружины во время испытаний. Проверка при испыта-
ниях различных конструктивных вариантов колец показала,
что наиболее работоспособным оказался вариант с разрезным
кольцом, полностью исключившим возможность соскакивания
пружины с манжеты во время работы.
При доводочных испытаниях насосов на воде в целях про-
верки соответствия расчетных параметров фактическим
(рис. 297, 298, 299) были выполнены следующие работы.
Фиг. 297; Рабочие характеристики насосов:
число оборотов — 21 000 об/мин; Др — напор насоса; N — эффективная
мощность насоса; ц — к. п. д. насоса
Фиг. 298. Кавитационная характери-
стика насоса окислителя:
расход окислителя — 18,47 кГ/сек; число
оборотов — 21 000 об/мин-. Др — напор на-
соса; рих - давление на нходе в насос
Фиг. 299. Кавитационная характери-
стика насоса горючего:
расход горючего — 12,35 кГ/сек-, число обо-
ротов-21000 об/мин; Др — напор насоса;
рвх — давление на входе в насос
По результатам испытаний выдаваемый насосом горючего
напор оказался больше расчетного. Потребовавшаяся для по-
лучения расчетного напора подрезка центробежной крыльчат-
ки по наружному диаметру привела к снижению коэффициен-
та полезного действия насоса. В связи с этим в центробежной
крыльчатке был изменен угол установки лопаток, что позво-
лило обеспечить расчетный напор и сохранить коэффициент
полезного действия.
Доводочные работы, имевшие целью повышение всасыва-
ющей способности насосов окислителя и горючего, сводились
к выбору оптимальных вариантов шнеков. Были изготовлены
и испытаны 26 вариантов шнеков (15 шпеков — для насоса
окислителя, 11—для насоса горючего), отличавшиеся между
собой наружными диаметрами, густотами решеток, диффузор-
ностью рабочих каналов и углами установки лопаток.
На основании проведенных испытаний был выбран опти-
мальный конструктивный вариант шнека для каждого насоса.
Хотя исследовательскими работами было установлено, что оп-
тимальным является шнек с небольшой диффузорностыо, для
постановки в насосы были приняты шнеки с постоянным ша-
гом, несколько снижающие всасывающую способность по срав-
нению с оптимальным вариантом, но более технологичные в
изготовлении.
В результате доводочных испытаний насоса горючего на
поверхностях шнека, в местах перехода лопаток к ступице, бы-
ли обнаружены очаги кавитационной эрозии. В связи с этим
радиус перехода от лопаток к ступице был увеличен, что при-
вело к уменьшению кавитационной эрозии.
Для разгрузки подшипника вала насоса окислителя от осе-
вого усилия был уменьшен диаметр бурта крыльчатки со сто-
роны крышки. Такая мера наряду с предусмотренными раз-
грузочными отверстиями в диске крыльчатки и ребрами в
крышке, выравнивающими давление за крыльчаткой путем
торможения потока, снизила осевое усилие в насосе до допу-
стимой величины.
В процессе доводочных испытаний на специальном стенде,
при работе насоса горючего на воде, насоса окислителя и тур-
бины на двигательных рабочих телах, проверялась прочность
роторов с креплением лопаток к диску посредством сварки,
так как роторы с замковым креплением в ряде случаев имели
недостаточную прочность. Была окончательно уточнена тех-
нология изготовления роторов с использованием сварки тре-
нием. Для проверки качества сварного соединения каждый ро-
тор перед установкой в турбину проходит испытание на паро-
газе, имеющем такую же температуру, как и рабочее тело тур-
бины во время работы ее на двигателе, при повышенных чис-
лах оборотов (п=1,05 пНом и п=1,12 Пном), соответствующих
форсированному режиму двигателя.
В первоначальной конструкции насоса горючего был пред-
усмотрен шестеренчатый привод датчика числа оборотов.
С введением индукционного датчика числа оборотов необхо-
димость в шестеренчатом приводе отпала и была принята но-
вая конструкция насоса горючего без шестеренчатого привода.
ЕГосле этого на стенде были проведены испытания турбонасос-
ного агрегата с новым насосом горючего на номинальном и
форсированном режимах.
Произведена замена материалов некоторых деталей в це-
лях повышения надежности, технологичности и снижения веса
турбонасосного агрегата. В связи со склонностью стали ЭИ481
к образованию трещин при сварке материал свариваемых де-
талей статора и сегментов направляющих лопаток, ранее из-
готавливавшихся из указанной стали, был заменен: в стато-
ре— на сталь ЭИ835, в сегментах направляющих лопаток—
на сталь Х18Н10Т. Материал винтов (сталь ЭИ481), крепя-
щих диск ротора к валу, был заменен на сталь ЭИ787 из-за
склонности стали ЭИ481 к интеркристаллитной коррозии. Для
снижения веса турбонасосного агрегата некоторые (втулка в
насосе горючего, шпонки) стальные детали были заменены
титановыми.
Были предприняты попытки изготовления корпуса и кры-
шки насоса горючего из магниевого сплава. Однако магниевое
литье оказалось очень пористым и для обеспечения герметич-
ности требовало пропитки. В связи с тем что падежную про-
питку создать не удалось, от магниевого сплава пришлось от-
казаться.
Поскольку при испытаниях имели место случаи сильного
местного перегрева вала насоса окислителя в местах поста-
новки фторопластовых манжет, при доводке турбонасосного
агрегата на натурных компонентах в составе двигателя были
проведены работы по проверке влияния различного натяга
манжет на нагрев вала. На основании испытаний было введе-
но ограничение натяга манжет при сборке насоса окислителя,
исключившее указанный дефект.
Для повышения надежности работы турбонасосного агре-
гата на двигателе в высотных условиях было введено покры-
тие шлиц рессоры, соединяющей валы насосов окислителя и
горючего, дисульфидом молибдена. Прн испытаниях на стен-
де была проверена работоспособность рессоры с новым покры-
тием и уточнена технология его нанесения.
В результате испытаний агрегата в составе двигателя вве-
ден теплоизоляционный кожух, закрывающий нагретый до вы-
сокой температуры корпус турбины.
Фиг. 300. Зависимость мощности и
эффективного коэффицента полезного
действия турбины от числа оборотов:
температура парогаза на входе в турбину—
1033° К; давление на входе — 57 ата, дав-
ление на выходе —2,1 ата
Фиг. 301. Зависимость мощности тур-
бины и расхода парогаза от давления
на входе;
число оборотов — 21 000 об/мин; темпера-
тура парогаза -- 1033° К; сопротивление си-
стемы за Турбины! — постоянное
130
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-119
Фиг. 302. Клапан окислителя [86]:
,7 —шпилька; -/ — сильфон; 5 — пружина; 6 — прокладка; 7 — крышка
1 — корпус; 2 — болт разрывной;
Фиг. 303. Клапан окислителя
Фиг. 304. Клапан горючего [87]:
1 — клапан; 2 — шпилька; 3 — корпус; 4, 6 — пружины; 5 — крыш-
ка; 7 — уплотнительное кольцо
Клапан окислителя (фиг. 302) предназначен для управле-
ния подачей жидкого кислорода в камеру сгорания двигателя
РД-119. Конструктивно он полностью идентичен подобному
клапану двигателя РД-109 (фиг. 247) и отличается от послед-
него только отсутствием дроссельного устройства.
Клапан горючего (фиг. 304) предназначен для управления
подачей диметилгидразина в камеру сгорания в процессе за-
пуска двигателя.
Материалы основных деталей клапана следующие: кла-
пан 1, корпус 3 и крышка 5 — алюминиевый сплав АХ.8, пру-
жины 4 и 6 — сталь 50ХФА.
Работает клапан следующим образом. Перед началом ра-
боты двигателя усилием пружин 4 и 6 клапан открыт на пред-
Фиг. 305. Клапан горючего
варительную ступень. При пуске двигателя давление горючего
на входе в клапан повышается; как только сила давления го-
рючего на площадь клапана /, ограниченную внутренним диа-
метром уплотнительного кольца 7, превысит силу пружин,
клапан начинает открываться. Клапан полностью открывается
при упоре клапана 1 в верхний торец крышки 5, что соответст-
вует положению главной ступени.
В процессе сборки двигателя на заводе-изготовителе для
обеспечения опрессовки магистрали горючего клапан закры-
вается, для чего к штуцеру Б в крышке 5 подается сжатый
азот. Клапан 1, преодолевая усилия пружин, уплотняется по
седлу на корпусе. До и после опрессовки штуцер Б глушится
пылезащитной заглушкой.
13.1
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-119
Выход
Фиг. 306. Пироклапан [88]:
/ — корпус; 2 — угольник; 3 —- поршень; 4 — чека; 5 — клапан; 6 — пру-
жина
Пироклапан (фиг. 306) предназначен для перекрытия линии подачи
окислителя в камеру сгорания при выключении двигателя. Для срабаты-
вания пироклапана применен пиропатрон ДП1А-3, устанавливаемый в
гнездо угольника 2.
Материалы основных деталей пироклапана следующие: корпус /
и клапан 5 — алюминиевый сплав АК6, угольник 2 — алюминиевый
сплав Д16, поршень 3—алюминиевый сплав АК.8, чека 4 — бронза
БрАЖ-9, пружина 6 — сталь 1Х18Н9Т.
В открытом положении (до начала пуска двигателя, а также в про-
цессе его работы) клапан 5 удерживается чекой 4. При подаче напряже-
ния на пиропатрон происходит воспламенение его заряда; силой давле-
ния продуктов сгорания на поршень 3 срезается уплотнительный буртик
чеки 4, которая выходит из зацепления с клапаном 5 и заклинивается по
конусной поверхности в угольнике 2. Под действием силы пружины 6 и
перепада давлений клапан 5 перемещается и заклинивается в седле, вы-
полненном в выходном штуцере корпуса 1, прекращая доступ окислителя
в камеру сгорания.
Перекрывной клапан (фиг. 307) предназначен для управления по-
дачей диметилгидразина в газогенератор и пояс дополнительного охлаж-
дения камеры сгорания. В клапане имеется полость управляющего дав-
ления А, которая герметизируется резиновыми уплотнительными коль-
цами 10, и жидкостная полость Б, которая герметизируется резиновыми
уплотнительными кольцами 8. В клапаны 2 и 5, предназначенные для пе-
рекрытия магистралей, запрессованы фторопластовые уплотнительные
кольца.
Материалы основных деталей клапана следующие: седло 1, клапа-
ны 2 и 5 — алюминиевый сплав АВ, корпус 4 — алюминиевый сплав АК8,
пружина 3 — сталь ОВС, пружина 7 —сталь 50ХФА, шток 9 — сталь
2X13.
Работает клапан следующим образом. Перед началом работы газо-
генератора усилием пружины 7 и давлением горючего, действующего на
клапан 5, последний плотно прижимается к седлу на корпусе 4. При этом
между торцом клапана 2 и седлом 1 обеспечивается зазор, через кото-
рый осуществляется перепуск горючего в бак.
При подаче сжатого азота в управляющую полость /I поршень 11
под действием давления азота перемещается и, преодолевая усилие пру-
жины 7, перемещает шток 9 с клапанами 5 и 2, открывая тем" самым до-
ступ горючего в газогенератор; одновременно с этим клапан 2 усилием
пружины 3 и давлением горючего плотно прижимается к седлу и пре-
кращает перепуск горючего в бак.
При выключении двигателя сжатый азот стравливается из управля-
ющей полости; клапан 5 усилием пружины 7 и давлением горючего за-
крывается, при этом клапан 2 открывается для перепуска горючего
в бак.
У перекрывного клапана, устанавливаемого на линии подачи горю-
чего на пояс дополнительного охлаждения, штуцер перепуска горючего
герметично заглушен.
Вход
Фиг. 307. Перекрывной клапан [89]:
Г-седло: 2, 5 - клапаны: 3, 7 - пружины: 4 - корпус; «-кольцо;
5, ю — уплотнительные кольца; 9 шюк, 11 поршень
132
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-119
Фиг. 308. Пироклапан [90]:
/ — корпус пироклапана с трубопроводом; 2 — клапан; 3 — прижим
Фиг. 309. Отсечной клапан [91]:
1, 8 — пружины; 2 — корпус: 3, б — прокладки; 4, 10 —
уплотнительные кольца; 5 — угольник; 7 — поршень; 9—
клапан
Пироклапан (фиг. 308) предназначен для обеспечения более эффек-
тивной работы рулевых сопел в период разделения ступеней путем пере-
пуска в них газа, отбираемого из полости перед турбиной, и для пере-
крытия магистрали перепуска после преодоления возмущений, возникаю-
щих в результате разделения.
В резьбовое гнездо прижима 3 устанавливается пиропатрон ДП2-0,9.
Основные детали пироклапана выполнены из следующих материа-
лов: корпус 1 — из стали ЭИ835, клапан 2— из стали Х18Н10Т, при-
жим 3— из стали 1Х16Ы4Б.
Работает пироклапан так. Для прекращения перепуска газа подает-
ся напряжение на пиропатрон; при этом происходит воспламенение его
заряда. Силой давления газов на клапан 2 срезается уплотнительный
буртик клапана; клапан 2 перемещается и заклинивается в седле, вы-
полненном со стороны выхода на корпусе 1\ перепуск газа прекращается.
Клапан 2 при этом запрессовывается буртиком А во внутреннюю расточ-
ку меньшего диаметра корпуса 1, что обеспечивает надежное разделение
полости установки пиропатрона от газовой полости клапана.
Отсечной клапан (фиг. 309) предназначен для управления подачей
диметилгидразииа в форсуночную головку камеры сгорания.
Перекрытие магистрали осуществляется клапаном 9, в тарель кото-
рого запрессовано фторопластовое уплотнительное кольцо. Транспорти-
ровочная заглушка Р перед установкой клапана в гнездо форсуночной
головки камеры сгорания снимается. В форсуночной головке клапан
устанавливается с помощью резьбы, выполненной на корпусе 2; герме-
тизация жидкостной полости Б и управляющей полости А обеспечивает-
ся при этом прокладками 3 и 6. Разделение жидкостной полости и управ-
ляющей полости выполняется резиновыми кольцами 10\ резиновое коль-
цо 4 отделяет управляющую полость от атмосферы.
Работает клапан следующим образом. До подачн сжатого азота в
управляющую полость усилием пружин /, 8 и давлением горючего, дей-
ствующего на клапан 9, последний плотно прижимается к седлу. В этом
положении клапан закрыт. При подаче сжатого азота в управляющую
полость А клапана поршень 7 под давлением азота, преодолевая усилие
пружин 1 и 8, открывает клапан, обеспечивая доступ горючего к форсу-
ночной головке камеры сгорания. Для закрытия клапана азот из управ-
ляющей полости А стравливается.
Редуктор давления горючего, представленный на фиг. 310, предна-
значен для той же цели, что и редуктор давления двигателя РД-109
(фиг. 250), и выполняет те же функции, во конструктивно отличается от
последнего наличием гильзы // и геометрией золотника /2, который име-
ет форму грибка. Дросселирование в этом случае происходит через щель,
образуемую торцом грибка золотника и торцом гильзы. Кроме того, на-
стройка силы пружины производится с помощью регулировочных шайб 4
в отличие от редуктора изделия РД-109, в котором для этой цели приме-
няется гайка 6.
В редукторе давления горючего двигателя РД-119 основные дета-
ли—-корпус 1, гайка 2, штуцер 3, пружина 6 и сильфон 7—-заимствова-
ны из редуктора двигателя РД-109. Гильза 11 и золотник 12 выполнены
соответственно из бронзы БрА/КМц и стали 9X18.
1 Вход
Фиг. 310. Редуктор давления [92]:
1- корпус; 2 — гайка; 3 — штуцер; 4 — регулировочные шайбы; 5 — шарики; 6, 10 —
пружины; 7 — сильфон; S — штифт; 9 — тарель; 11 — гильза; 12 — золотник

АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-119
1.34
Фиг. 311. Газораспределитель [93]:^ _
1 — штифт- 2 — втулка; 5 —крышка; 4 — подшипник; Я — г*йка: 5 — ппужина; 7 — стакан; 8 — втулка; 9 — уп-
’	лотнеиие; 10— основание (узел); II—заслонка; 12 — корпус
Газораспределитель (фиг. 311) предназначен для
распределения между рулевыми соплами рыскания
(или тангажа) газа, поступающего из турбины.
Газ между соплами распределяется в результате
изменения проходных сечений в выходных патруб-
ках газораспределителя, происходящего при пово-
роте заслонки И, которая через втулку 2, укреплен-
ную на валике заслонки с помощью штифта 1, со-
единена с выходным валом электропривода. При
стыковке выходного вала электропривода с втул-
кой 2 заслонка И устанавливается в такое положе-
ние, при котором проходные сечения выходных па-
трубков перекрыты заслонкой на одинаковую вели-
чину.
Герметизация газовой полости осуществляется
уплотнением 9, оба торца которого притираются к
торцам смежных деталей при сборке. Уплотнение
плотно прижимается к торцу втулки 8 силой пружи-
ны 6, а также силой давления газа на мембрану,
приваренную роликовой сваркой к деталям основа-
ния 10.
Основные детали газораспределителя выполне-
ны из следующих материалов: корпус 12— из тита-
нового сплава ВТ-5 (литье); заслонка И — из ти-
танового сплава ОТ-4 (сварная конструкция); ста-
кан 7, крышка 3, втулка 2 — из титанового сплава
ВТ-6; втулка 8 — из стали ЭИ69; уплотнение 9 — из
меднографитового сплава МГ-4. В состав сварного
узла основания 10 входят детали, включая и мем-
брану, изготовленные из стали XI8H10T.
Газораспределитель, представленный нафиг. 312,
предназначен для распределения газа, поступающе-
го из турбины, между соплами крена. Конструктив-
но он выполнен по тому же принципу, что и газорас-
пределитель, представленный на фиг. 311. Детали —
штифт 1, втулка 2, подшипники 4, гайка 5, пружи-
на 6, стакан 7, втулка 8, уплотнение 9 и некоторые
детали основания 10 используются одни и те же в
обоих газораспределителях. Отличие состоит только
в размерах корпуса 12 и в конструкции заслонки 11,
которая выполнена таким образом, что в номиналь-
ном положении обеспечивает перекрытие обоих вы-
ходных патрубков.
Открытие того или иного из выходных патрубков
обеспечивается поворотом заслонки газораспредели-
теля при помощи электропривода, .соединенного с
втулкой 2.	...
фиг. .312. Газораспределитель
'	'	/2 — корпус
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-П9
Редуктор давления точной настройки, представ-
ленный на фиг. 313, по назначению, применяемым
материалам и по работе в основном аналогичен ре-
дуктору давления, показанному на фиг. 249. Отли-
чие между ними заключается в том, что редуктор
давления (фиг. 313) не имеет управляемого травя-
щего устройства в связи с отсутствием необходимо-
сти в нем в схеме двигателя РД-119. Для обеспече-
ния нормальной работы редуктора давления и повы-
шения его надежности на нем имеются два неуправ-
ляемых травящих устройства, установленные на
первой и второй дросселирующих ступенях.
Фиг. 314. Редуктор давления точной настройки
Фиг. 313. Редуктор давления точной настройки [95]
Фиг. 315. Предохранительный клапан [96]
Предохранительный клапан, приведенный на
фиг. 315, предназначен для предохранения пневмо-
клапанов, установленных на магистрали управляю-
щего давления, от перегрузки в случае повышения
давления азота выше допустимого. По применяе-
мым материалам, конструкции и работе он в основ-
ном аналогичен предохранительному клапану, опи-
санному в редукторе давления точной настройки
двигателя Р Д-111 (фиг. 427, сечение А—А). Отли-
чие заключается в том, что этот клапан имеет мень-
шее давление срабатывания (в силу данного об-
стоятельства габариты и вес клапана уменьшены).
На фиг. 316 показан электропневмоклапан, ис-
пользуемый на линиях подачи сжатого азота в уп-
равляющие полости перекрывных и отсечного кла-
панов.
Корпус 12 этого ЭПК выполнен из алюминиевого
сплава АК8. Во внутренней полости корпуса нахо-
дятся два клапана 6 и 9, соединенные друг с другом
с помощью резьбы. В выточках клапанов завулка-
иизироваиы резиновые уплотнения. Между клапа-
нами установлена втулка (сталь 2X13), которая
обеспечивает их заданный ход.
При обесточенном электромагните и подведен-
ном к входному штуцеру азоте клапан 6 под дейст-
вием усилия пружины 4 и давления азота прижат к
правому седлу, клапан 9 соответственно отжат от
своего седла. Сжатый азот через сверления и по-
лость Q заполняет полость А. Разгрузочный кла-
пан 14 при этом силой пружины 13 и давлением азо-
та прижат к седлу 2. Доступ азота к выходному
штуцеру перекрыт. Полость выхода ЭПК через от-
верстия в клапане 9 и колпачке 10 сообщена с ок-
ружающей атмосферой.
При включении электромагнита шток 1 переме-
щает клапан 14 в нижнее положение и прижимает
его к седлу корпуса 12. При этом сжатый азот из по-
лости А через полость Q и отверстия в электромаг-
ните стравливается в атмосферу. Под действием
давления азота на манжету со стороны входа кла-
пан 6 отрывается от своего седла и перемещается в
крайнее правое положение. Одновременно клапан 9
садится на седло, перекрывая дренаж из выходной
полости ЭПК- Сжатый азот поступает в выходной
штуцер.
При выключении электромагнита ЭПК возвра-
щается в исходное положение.
На фиг. 317 приведен электропневмоклапан, при-
меняемый для подачи сжатого азота к редуктору
давления управляющей системы двигателя. Конст-
руктивная схема и принцип работы этого ЭПК по-
добны схеме и принципу работы описанного выше
ЭПК (см. фиг. 316); отличия данного ЭПК заклю-
чаются в следующем:
135
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-119
Фиг. 317. Электропиевмоклапан [98]:
1 — пружина; 2 —шайба; 3 — штифт; 4 — май-
жета; 5 — фильтр; корпус фильтра;
7 — прокладка; 8 — корпус; 9 — клапан;
10 — электромагнит
Фиг. 318. Электроппевмоклапан [99];
1 — корпус; 2 — пружина; 3 — клапан; 4 — прокладка; 5 — втулка;
6 - шток; 7 — электромагнит
Фиг. 316. Электропневмоклапан [971:
/—шток; 2 — седло; 3 —прокладка; 4, 13 — пружины; 5 — за-
глушка; 6, 9 — клапаны; 7—гайка; 8 — манжета; 10 — колпачок;
// — защитное кольцо; 12 — корпус; 14 — разгрузочный клапан;
15 — электромагнит
а)	в отсутствии дренажного устройства на выходе;
б)	на входе в данный ЭПК установлен фильтр из латунных сеток ч
замши, предохраняющий управляющую систему двигателя от попадания
посторонних частиц.
Корпус 8 выполнен из алюминиевого сплава АК8; корпус фильтра —
из стали 38ХА; клапан 9 — из стали 2X13; завулканизированное в кла-
пане 9 уплотнительное кольцо и манжета 4 выполнены из резины.
Кроме описанных выше нормально закрытых ЭПК, на линии подачи
управляющего воздуха к клапану окислителя применен нормально от-
крытый ЭПК, показанный на фиг. 318. Корпус 1 его и клапан 3 с запрес-
сованным резиновым уплотнением выполнены из алюминиевого спла-
ва АВ, пружина 2 —из стали ОВС.
При обесточенном электромагните подведенный к входному шту-
церу воздух через открытый клапан поступает в управляющую магист-
раль клапана окислителя. При включении электромагнита шток, преодо-
левая усилие пружины 2 и давление воздуха, отрывает клапан от седла
втулки 5 и прижимает его нижним уплотнением к седлу корпуса 1. По-
ступление воздуха в управляющую магистраль прекращается, а имею-
щийся в ней и в управляющей полости клапана окислителя воздух страв-
ливается в окружающее пространство через щель между клапаном 3 и
седлом втулки 5 и через отверстия в электромагните.
На линии подачи горючего в газогенератор установ-
лен обратный клапан, показанный на фиг. 319. Все основ-
ные детали его изготавливаются из алюминиевого сплава
Д16, за исключением пружины 2, выполненной из стали
50ХФА, пружины 3 — из стальной проволоки ОВС п ре-
зиновых колец 4. .В клапан 3 запрессовано уплотнение из
фторопласта-4.
В исходном положении клапан 5 прижат к седлу уси-
лием большой пружины 2. При пуске двигателя под дей-
ствием давления газов от пиростартера, попадающих в
клапан со стороны штуцера выхода, поршень 1 переме-
щается в крайнее левое положение, освобождая клапан/>
от воздействия пружины 2. В момент когда давление го-
рючего на входе в клапан превысит давление газов пиро-
стартера во внутренней полости клапана и усилие пру-
жины 3, клапан 5 отрывается от седла и перемещается до
упора в торец поршня 1. Горючее начинает поступать в
газогенератор. В момент начала рабочего процесса в га-
зогенераторе возникает кратковременный импульс давле-
ния, распространяющийся в подводящую магистраль го-
рючего, на который установлен описываемый обратный
клапан. Импульс давления может сопровождаться изме-
нением направления потока горючего в обратную сторо-
ну. В этом случае клапан 5 под воздействием пружины 3
садится на седло, предотвращая обратный ток жидкости.
Благодаря описанным выше особенностям конструк-
ции обеспечивается малое гидравлическое сопротивление
клапана на номинальном режиме.
На линии отбора горючего в смеситель используется
обратный клапан, показанный на фиг. 320, Данный кла-
пан предназначен для предотвращения вытекания топли-
ва из топливной магистрали через смеситель, газогенера-
тор и полость турбины в дренаж при неработающем дви-
гателе, а также для предотвращения попадания в
топливную магистраль газов из газогенератора через
смеситель в момент пуска двигателя.
Внутри штуцера 4 установлена система жиклеров (за-
щищенных сетчатыми фильтрами от засорения посторон-
ними частицами) для обеспечения необходимого расхода
горючего в смеситель.
Корпус 1 и штуцер 4 выполнены из алюминиевого
сплава АВ, клапан 6 — из фторопласта-4; пружина 5 —
из стали ОВС; жиклеры 2 — из стали 1Х17Н2, фильтру-
ющие сетки — из стальной проволоки 1Х18Н9Т.
На линиях продувки форсуночной головки и пояса
«завесы» установлены обратные клапаны, конструкция
которых показана на фиг. 321. Данные клапаны препят-
ствуют проникновению горючего в продувочные маги-
страли.
Корпус 4 клапана изготовлен из алюминиевого спла-
ва АВ, пружина 1 — из стали ОВС, клапан 3 — из фторо-
пласта-4.
На линии отбора жидкого кислорода на испаритель
установлен обратный клапан, подобный показанному на
фиг. 321. Данный клапан предназначен для предотвраще-
ния стравливания гелия из системы наддува бака окисли-
теля в жидкостную магистраль окислителя при нерабо-
тающем двигателе. Отличие его от изображенного кла-
пана на фиг. 321 состоит лишь в разнице площадей про-
ходных сечений отверстий в клапане 3 и усилия пружин 1.
4	5
Фиг. S19. Обратный клапан [li>2J:
/ — поршень; 2, 3 — пружины; 4 — резиновое кольцо; 5 — клапан; 6 —
корпус
л Вход
Фиг. 320. Обратный клапан
[ЮЦ-
1 — корпус; 2 — жиклер: 3 — жик-
леры с фильтрами; 4 — штуцер;
5 —пружина; б — клапан
Фиг. 321. Обратный клапан
[100]:
/ — пружина; 2 — штуцер; 3 — кла-
пан; '/—корпус
136
УЗЛЫ ОБЩЕЙ СБОРКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-119
стыку, изображенно-
пироклапан
с
Трубопровод
Клапан
1 — гибкий
клапан;
чего; 10 — клапан горючего;
6 — ниппель; 7 — стопорное
Фиг. 328.
... трубопровод; 2...... . .	.
7 —обратный клапан горючего; 9 — редуктор давления горю-
____Г ___________________.	----- ------: ‘п
ратный клапан продувки; Н—перекрывной клапан
Магистраль горючего:
4, б, 6, 8. 13 — трубопроводы; 3 — обратный
// — перекрывной клапан завесы; 12 — об-
Магистраль окислителя, изображенная на фиг. 322, включает гиб-
кий трубопровод 4 подачи окислителя в камеру сгорания и трубопро-
вод 1 подачи окислителя в испаритель, В стыке насоса с клапаном окис-
лителя 3 устанавливается расходная шайба (фиг. 323). В стыке между
испарителем
фиг. 325.
и трубопроводом / устанавливается жиклер, показанный на
Фиг. 323. Место со-
единения насоса с
клапаном окисли-
теля
Фиг. 324. Место соедине-
ния гибкого трубопрово-
да с клапаном окисли-
теля
Гибкий трубопровод (фиг. 327) окислителя по назначению
и типу конструкции аналогичен гибкому трубопроводу двига-
теля РД-107 и отличается от него только размерами, конфигу-
рацией ниппелей 6 и деталями заделки оплетки. Диаметр про-
ходного сечения трубопровода равен 33 мм, высота гофр силь-
фона равна 5,5 мм, длина гофрированной части сильфона рав-
на ~4 диаметрам проходного сечения.
Ниппель и сильфон изготовлены из стали Х18Н10Т. Осталь-
ные детали трубопровода выполнены из тех же .материалов,
что и в трубопроводе двигателя РД-107.
Место соединения гибкого трубопровода с клапаном окис-
лителя изображено на фиг. 324, Соединение трубопровода с
пнроклапаном не отличается от показанного на фиг. 324. Уп-
лотнение этих стыков, а также стыков клапана окислителя с
насосом и пироклапана с камерой сгорания (фиг. 326) осуще-
ствляется с помощью плоских медных прокладок.
Трубопровод 1 изготавливается из трубы сечением 6 X
X 1 мм. Один конец трубы имеет штампованный сферический
ниппель с накидной гайкой для присоединения к обратному
клапану 2. К другому концу ее приварен ниппель с накидной
гайкой для присоединения к испарителю. Стык обратного кла-
пана с клапаном окислителя аналогичен
му ниже на фиг. 334.
Испаритель '
Фиг. 325. Место соеди-
нения испарителя с тру-
бопроводом
Фиг. 326. Место соединения
пироклапана окислителя
камерой сгорания
Фиг. 327. Гибкий трубопровод:
оплетка, 2 сильфон; 3 — муфта; 4 — кольцо; 5 — полукольцо;
кольцо; 8 — гайка
Магистраль горючего, приведенная па фиг. 328, включает трубопро-
воды подачн горючего в камеру сгорания 1, 2, в газогенератор 5, 4 и 6,
смеситель 8 и трубопровод завесы 13. В стыке между трубопроводами 1
и 2 установлена расходная шайба (фиг. 331). В стыке между перекрыв-
ным клапаном завесы 11 и трубопроводом 13 поставлен жиклер
(фиг. 335).
Трубопровод 2 представляет собой трубу сечением 36X1,5 мм, свар-
ной конструкции. С одного конца к ней приварен сферический ниппель с
опорным кольцом и накидной гайкой для присоединения к клапану горю-
чего, с другого — штуцер для присоединения к гибкому трубопроводу. -
К трубопроводу 2 приварен также ниппель с накидной гайкой для при-
соединения перекрывного клапана завесы и штуцер—для соединения с
обратным клапаном 3.
1\3ак. 00148
137
УЗЛЫ ОБЩЕЙ СБОРКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-Н§
Стык с обратным клапаном показан на фиг. 334. Уплотнение этого
стыка, а также стыка клапана горючего с насосом горючего (фиг. 329)
осуществляется плоскими алюминиевыми прокладками. Стык трубопро-
вода 2 с клапаном горючего показан на фиг. 330. Уплотнение места со-
единения выполняется алюминиевой прокладкой по сферической поверх-
ности ниппеля. Уплотнение стыка трубопровода 2 с перекрывным клапа-
ном завесы производится по сферической поверхности ниппеля.
Гибкий трубопровод 1 (фиг. 328) по конструкции не отличается от
описанного выше (см. фиг. 327).
Трубопровод 13 сварной конструкции, выполнен из трубы сечением
16 X 1 мм. К одному концу трубы приварен ниппель с накидной гайкой
для присоединения к перекрывному клапану завесы, к другому — глухое
донышко. К трубопроводу приварены четыре трубопровода сечением
6 х 1 мм со штампованными сферическими ниппелями и накидными гай-
ками для присоединения к штуцерам на коллекторе пояса завесы и шту-
цер— для присоединения обратного клапана продувки.
Насос Клапан
Фиг. 329. Место
соединения насоса с
клапаном горючего
Трубопровод
Клапан
Фиг. 330. Место со-
единения трубо-
провода горючею
с клапаном
Фиг. 331. Место со-
единения трубо-
провода горючего
с гибким трубо-
проводом
Уплотнение стыка трубопровода с перекрывным клапаном завесы
осуществляется по сферической поверхности жиклера; уплотнение стыка
трубопровода со штуцерами на камере сгорания — по сферическим по-
верхностям ниппелей.
Соединение обратного клапана продувки 12 с трубопроводом ана-
логично соединению, показанному на фиг. 334.
Трубопровод 5 (фиг. 328), выполненный из трубы сечением 16Х 1 диг,
с одного конца имеет штампованный сферический ниппель с накидной
гайкой, к другому концу его приварен штуцер для присоединения к ка-
мере сгорания. Уплотнение осуществляется по сферической поверхности
ниппелей. Трубопровод 4 аналогичен по конструкции трубопроводу 5.
Трубопровод 6 сечением 16X1 мм выполнен разъемным. В разъем
установлена мембрана. На концах трубопровода имеется два сфериче-
ских ниппеля для присоединения к перекрывному клапану газогенерато-
ра и обратному клапану горючего. Трубопровод 8 изготовлен из трубы
сечением 6x1 мм и имеет на концах штампованные сферические ниппе-
ля с накидными гайками для присоединения к смесителю и обратному
клапану 3.
Все трубопроводы магистрали
Х18Н10Т.
Вход
5
zzzzzS
фильтром:
Фиг. 337. Трубопровод с
I, 10 — гайки; 2, S —ниппеля; 3 — конус; 4 — решетка; 5 — завихритель; б — корпус;
7 — вставка; 8 — труба

горючего
выполнены из стали
Фиг. 332. Место соедине-
ния турбины с пирокла-
паном перепуска газа
Смеситель
клапан
Фиг. 334. Место соедине-
ния обратного клапана
с трубопроводом горю-
чего
Клапан
Фиг. 335. Место соединения пе-
рекрывиого клапана завесы с
трубопроводом горючего
Фиг. 333. Место соедине-
ния трубопровода со сме-
сителем
Магистраль выхлопных газов двигателя,
изображенная на фиг. 336, включает трубопро-
воды системы управления полетом ракеты.
Трубопровод (фиг. 337) служит для подачи га-
за, идущего на наддув бака горючего, из тур-
бины в смеситель. В стыке трубопровода со
смесителем установлен жиклер (фиг. 333).
В стыке турбины с пироклапаном перепус-
ка газа помещена вставка из органического
стекла, изображенная на фиг. 332 и предназна-
ченная для исключения влияния газового пере-
пуска на режим горения пороховой шашки в
газогенераторе при запуске двигателя.
Тройник 9 (фиг. 336) выполнен из двух
штампованных половин и приварен к выходу
испарителя 11. К двум другим концам тройни-
ка приварены трубопроводы 7 и 13 подачи вы-
хлопных газов в газораспредслители и шту-
цер для присоединения трубопровода пере-
пуска газа 10. К свободным концам трубопро-
водов приварены фланцы для присоединения
к газораспредслителям 2 и 16. Трубопровод 8,
приваренный к трубопроводу 7, на конце име-
ет сферический ниппель с накидной гайкой
для присоединения к газораспределителю 4.
Трубопроводы подачи выхлопных газов в
газораспределители выполнены из прямоли-
нейных и изогнутых участков тонкостенных
труб с диаметром проходного сечения 85 мм,
сваренных между собой с помощью промежу-
точных колец. Прямые участки труб выполне-
ны из листа толщиной 0,4 мм с одним продоль-
ным швом, изогнутые — из штамповок, с двумя
продольными швами.
Трубопроводы 1 и 17 канала тангажа и ка-
нала рыскания с диаметром проходного сече-
ния 68 мм по конструкции аналогичны трубо-
проводам 7 п 13, к ним привариваются профи-
лированные сопла каналов тангажа и рыска-
ния с. кронштейнами для крепления к корпусу
ракеты.
Трубопроводы 3, 5, 14 и 15, выполненные из
трубы сечением 22 X 1 мм, имеют на одном
конце штампованные сферические ниппеля с
накидными ганками для присоединения к трой-
никам 6, установленным на газораспределите-
ле 4, к другому концу их приварены кониче-
ские сопла канала крена с кронштейнами для
крепления к корпусу ракеты.
Тройник 9, трубопроводы 7 и 13 и трубо-
проводы каналов тангажа и рыскания выпол-
нены из стали Х15Н9Ю, трубопровод 8 и тру-
бопроводы канала крена — из стали Х18Н10Т,
тройники 6 из титанового сплава ВТ6.
Трубопровод 10, изготовленный из трубы
сечением 14 X 1 мм, одним концом приварен
к пироклапану перепуска газа 12, другим кон-
цом со сферическим ниппелем и накидной гай-
кой присоединяется к штуцеру на тройнике 9.
Материал трубопровода—сталь Х18Н10Т.
Трубопровод с фильтром, сечением 8 X
X 1 мм, изображенный на фиг. 337, сварной
конструкции. К корпусу 6 приварен завихри-
тель 5. Между завихрителем и конусом 3 уста-
новлена решетка 4. С другой стороны к корпу-
су приварена коническая вставка 7 с отвер-
стиями. На концах трубопровода приварены
ниппеля 2 и 9 с накидными гайками 1 и 10.
Трубопровод с фипьтром изготовлен из стали
Х18Н10Т. Фильтр трубопровода предназначен
для предотвращения засорения газового жик-
лера, установленного на входе в смеситель,
графитовой пылью, образующееся в газогене-
раторе при работе двигателя.
138
J'JJIDl иЬЩЕИ CJbUEKH ABHIAltJIM ЕД-119
Mb
Фиг. 338. Испаритель:
! - корпус; 2 — фланец; 3, 4 — змеевики; 5 — выходной штуцер; 6 — проволока; 7 — входной шту-
цер; 8 — отбортовка
Испаритель кислорода (фиг. 338) служит для газификации и подо-
грева жидкого кислорода, предназначенного для наддува бака окисли-
теля. Выхлопные газы турбины, имеющие температуру около 600° С, по-
ступают в корпус 1, омывают змеевики 3, 4, испаряя движущийся в них
жидкий кислород и подогревая его до температуры 230° С, после чего
подогретый газообразный кислород поступает в бак окислителя.
Змеевиками служат две трубки сечением 10x0,75 мм одинаковой
длины, свитые по окружности и вставленные одна в другую. Для сохра-
нения зазора между витками наружный змеевик обвязан в двух взаимно
перпендикулярных плоскостях проволокой 6.
Сварной корпус испарителя выполнен из двух цилиндрических поло-
вин толщиной 0,8 мм. В сферические днища корпуса вварены входной 7
и выходной 5 штуцера. Корпус крепится к выхлопному коллектору тур-
бины фланцем 2. К отбортовке 8 нижнего днища приваривается трубо-
провод отвода выхлопных газов турбины. Необходимый расход кислоро-
да через испаритель обеспечивается специальным жиклирующим отвер-
стием во входном штуцере.
Основные детали испарителя выполнены из стали Х18Н10Т.
Смеситель (фиг. 339) служит для получения парогазовой смеси жид-
кого горючего и генераторных газов, предназначенной для наддува бака
горючего.
Генераторные газы, имеющие температуру около 600°С, через шту-
цер 2 поступают в корпус 1 смесителя и смешиваются с жидким горючим,
которое впрыскивается через штуцер 3. При этом горючее испаряется.
Полученная парогазовач смесь поступает в бак горючего.
Для крепления смесителя на двигателе к его корпусу приварен крон-
штейн 4.
Необходимый расход жидкого горючего через смеситель обеспечи-
вается специальным жиклером, находящимся в магистрали .подвода жид-
кого горючего к смесителю, а расход генераторных газов — жиклером,
устанавливаемым в штуцере 2 смесителя. Все детали смесителя выпол-
нены из стали Х18Н10Т.
Шаробаллон, приведенный на фиг. 340, предназначен для питания
азотом пневмосистемы двигателя при его работе. Емкость его 4 л, на-
чальное давление азота 200 ати. Конструктивно шаробаллон выполнен
в виде двух полусфер, соединенных между собой электродуговой свар-
кой в среде защитных газов.
Шаробаллон имеет два диаметрально расположенных приварных
штуцера, в один из которых ввертывается переходник 2, а в другой —
переходник 4. К наружной поверхности шаробаллона приварено два
кронштейна 3 для крепления его к раме двигателя и кронштейн 5 — для
крепления электропневмоклапана. Переходник 4 используется при за-
правке шаробаллона азотом и для питания пневмосистемы двигателя, а
переходник 2 — для замера давления азота в шаробаллоне.
Корпус шаробаллона 1 выполнен из стали ЭИ763.
Фиг. 340. Шаробаллон:
/ — корпус шаробаллона; 2, 4 — переходники; 3— кронштейн
крепления шаробаллона; 5 — кронштейн крепления электропиеа-
моклш;а|ш
139
УЗЛЫ ОБЩЕЙ СБОРКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-119
Фиг. 341. Рама двигателя [Г04]:
1 — труба 30X1,5 лглс; 2 — резьбовая опора; 2— кннца; 4, 6 — кронштейны; 5 — ребро; 7 — пята
Рама двигателя (фиг. 341) представляет собой пространственную, ферменно-
го типа, цельносварную конструкцию из труб 1. Для обеспечения необходимой же-
сткости и прочности узлы соединения труб усилены вваренными кницами 3 и ребра-
ми 5. В верхней части рамы, в местах стыков труб, вварены три резьбовые опо-
ры 2, в нижней части рамы — три равнорасположенные по окружности пяты 7, с
помощью которых рама двигателя крепится к силовому кольцу корпуса ракеты.
Резьбовые опоры через шаровые соединения обеспечивают надежное крепление
камеры сгорания к раме двигателя. С помощью кронштейнов 6 и 4 к раме двига-
теля крепятся соответственно газораспредслитель и штепсели кабельных стволов
двигателя.
Все детали рамы изготовлены из стали 12Х2НВФА.
С помощью шаровых соединений (фиг. 343) обеспечивается заданное поло-
жение камеры сгорания и турбонасосного агрегата на двигателе. Шаровое соеди-
нение позволяет производить перемещение указанных агрегатов вдоль оси дви-
гателя и в направлениях, перпендикулярных к этой оси.
Регулировка положения камеры сгорания выполняется с помощью эксцент-
риков 2 и 14, обеспечивающих радиальное смещение агрегата в пределах ± 4 мм
от номинального положения.
Регулировка положения турбонасосного агрегата относительно камеры сго-
рания осуществляется втулкой 6 и обоймой 11, которые обеспечивают смещение
агрегата в плоскости, перпендикулярной к оси камеры сгорания, в пределах
± 2 мм.
Положение камеры сгорания и турбонасосного агрегата вдоль оси двигателя
регулируется перемещением болта 1 в резьбовой опоре рамы двигателя 17. Пос-
ле регулировки болт контрится гайкой 16.
Кроме того, положение турбонасосного агрегата вдоль оси двигателя регулирует-
ся перемещением подшипника 5 по резьбе болта.
Конструкция шарового соединения позволяет обеспечивать отклонение осей ка-
меры сгорания и турбонасосного агрегата до 3°.
После регулировки положение камеры сгорания и турбонасосного агрегата
фиксируется гайками 4 и 9 через сферические шайбы 7 и 13.
Болт 1 изготовлен из стали ЗОХГСНА; обойма 11 и подшипник 5 — из стали
ЭИ736, сферическая гайка 4, опорная шайба 13 и эксцентрики 2 и 14 — из стали
ЗОХГСА.
Фиг. 343. Шаровое со-
единение:
/—болт; 2, /-/—эксцентрики;
3 — камера сгорания; 4 —
сферическая гайка; 5 — под-
шипник; 6 - регулировочная
втулка 7 - сферическая
шайба; 8, /2, 18 — контргай-
ки; 9 — гайка; 10 — рама
турбонасосного агрегата; 11—
обойма; 13 - оперная шай-
ба; 15 — шайба; 17 — рама
двигателя
440
УЗЛЫ ОБЩЕЙ СБОРКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-119

2	3
Фиг. 345. Узел крепления турбонасосного
агрегата:
1 — обойма; 2 — подшипник; 3 — рама турбонасос-
ного агрегата; 4 — цапфа турбонасосного агрегата
Фиг. 344. Рама турбонасосного агрегата [105]:
1— труба 15 X 1,5 мм1, 2 —кница; 3, 5, 7 — узлы крепления турбонасосного аг-
регата; 4 — опора; 6'— труба 20 X 1,5 мм
Фиг. 346. Узел крепления турбонасосного
агрегата:
1 — обойма- 2 — подшипник; 3 — шайба: -/ — пап-
фа турбонасосного агрегата; 5 — рама турбонасос-
ного агрегата; S — контровочная шайба; 7 — болт
Рама турбонасосного агрегата (фиг. 344, 348) так же, как и рама
двигателя, представляет собой пространственную, ферменного типа,
цельносварную конструкцию из труб 1, 6. Для повышения жесткости со-
единение трех верхних труб усилено вваренной в них кницей 2. В верхней
части рамы вварены три узла 3, 5 и 7 для крепления турбонасосного аг-
регата, а в нижней — три опоры 4 для крепления рамы турбонасосно-
го агрегата к раме двигателя. Соединение рамы турбонасосного агрега-
та с рамой двигателя осуществляется с помощью шаровых соединений.
Фиг. 347. Узел крепления турбонасосного
агрегата:
/ — обойма; 2 —подшипник; 3 —приварная обой-
ма; 4— цапфа турбонасосного агрегата
Фиг. 348. Рама турбонасосного агрегата
Все детали рамы изготовлены из стали 12Х2НВФА.
Узлы крепления турбонасосного агрегата (фиг. 345, 346, 347) на ра-
ме аналогично узлам крепления турбонасосного агрегата двигателя
РД-107 обеспечивают крепление турбонасосного агрегата к раме, а так-
же исключают передачу усилий от температурных деформаций корпуса
турбонасосного агрегата на раму и усилий от деформаций рамы на тур-
бонасосный агрегат.
Узел крепления турбонасосного агрегата (фиг. 347) состоит из под-
шипника 2 и обоймы 1, вмонтированной в опору рамы турбонасосного
агрегата. Стыковка цапфы 4 турбонасосного агрегата с узлом крепления
осуществляется по скользящей посадке цапфы в подшипнике. Конструк-
ция узла допускает перемещение турбонасосного агрегата вдоль оси цап-
фы и угловое — за счет поворота сферического подшипника. Обойма и
подшипник изготовлены из стали 38ХА.
Два других узла крепления турбонасосного агрегата по конструкции
аналогичны узлам крепления турбонасосного агрегата двигателя РД-107.
Обоймы и подшипники узлов изготовлены из стали 38ХА.
141
ПИРОЗАЖИГАТЕЛЬНОЕ УСТРОЙСТВО ДВИГАТЕЛЯ РД-119
компонентов топлива в камере сгорания двига-
используется штатив пирозажигательного уст-
перед состыковкой ее ступеней штатив ПЗУ за-
Фиг. 349. Штатив пирозажигательно-
го устройства
тока при проверках целост-
9 установлена на резьбе
стенок камеры сгорания,
в нижней части его имеется
> коль-
кольна,
и плотно
Для воспламенения рабочих
теля РД-119 в условиях вакуума
ройства — ПЗУ (фиг. 349).
В период подготовки ракеты
крепляется в критической части камеры сгорания и выполняет функцию заглуш-
ки, герметизирующей внутреннюю полость камеры сгорания двигателя от по-
падания в нее окружающего воздуха. Электрокабель от штатива ПЗУ подсо-
единяется через штепсельную вилку к розетке кабеля предыдущей ступени раке-
ты. Штатив ПЗУ (фиг. 351) состоит из трех текстолитовых стоек 13, скрепленных
в верхней части головкой 9, а внизу основанием 14. В промежутках между стойка-
ми закреплены две группы пиропатронов 6, по три пиропатрона в группе. Пиро-
патроны крепятся стальными хомутами И и стеклолентой 12 так, что сопловые
отверстия одной группы пиропатронов направлены навстречу сопловым отверстиям
другой.
Размещение пиропатронов соплами навстречу друг другу способствует зажи-
ганию всех пиропатронов. Если по какой-либо причине загорится только часть
пиропатронов, то они подожгут противоположные и остальные пиропатроны.
Между соплами пиропатронов на стоиках смонтирован сигнализатор 10, выполнен-
ный из медной проволоки в виде двух колец, соединенных между собой сопротив-
лением 7. Сигнализатор предназначен для контроля воспламенения пиропатронов,
а сопротивление 7 — для ограничения контрольного
пости электрической цепи сигнализатора. В головке
распорка 8, центрирующая штатив относительно
Для крепления штатива ПЗУ в камере сгорания
замковая часть, состоящая из проставки 2, гайки 1, втулки 3 и резинового
ца 4. Закрепление штатива ПЗУ осуществляется с помощью резинового i
которое при стягивании замка гайкой 1 вытесняется из клинового паза
прижимается к стенке камеры сгорания. Гайка 1, проставка 2, втулка 3, голов-
ка 9 и основание 14 изготовлены из прессматериала волокнит.
Для герметизации внутренней полости камеры сгорания в штативе предус-
мотрена глухая диафрагма 5 из алюминиевой фольги, выдерживающая избы-
точное давление до 0,4 ати. Для обеспечения избыточного давления в камере сго-
рания, необходимого для надежного воспламенения пиропатронов, в нижней час-
ти штатива имеется упругая пластмассовая секторная диафрагма 15, обеспечиваю-
щая перепад давления до 0,3 ати при продувке камеры сгорания.
При пуске двигателя перед воспламенением пиропатронов в полость камеры
сгорания подается газообразный азот, при этом глухая диафрагма 5 разрушает-
ся и начинается продувка. При подаче напряжения на запалы пиропатронов они
воспламеняются. Пламя, омывая сигнализатор, ионизирует газ и резко снижает
электрическое сопротивление промежутка между кольцами сигнализатора, что по-
зволяет получить в контрольной релейной схеме системы управления ракетой сиг-
нал о срабатывании пиропатронов. После воспламенения рабочих компонентов
в камере сгорания и выхода двигателя на режим штатив ПЗУ выбрасывается по-
током газов из камеры сгорания двигателя.
Для повышения надежности работы пирозажигательного устройства в усло-
виях вакуума в нем используются пиропатроны (применяемые также в ПЗУ
двигателя РД-111), работающие в условиях вакуума.
Сигнализатор
Фиг. 350. Электросхема штатива пи-
розажигательного устройства
Фиг. 351. Штатив пирозажигательного
устройства [106]:
/— гайка; 2—проставка; 3— втулка; 4— кольцо; 5—глу-
хая диафрагма; 6 — пиропатрон; 7 — сопротивление;
8 — распорка; 9 — головка; /(/ — сигнализатор; /У —хо-
мут; 12 — стеклолента; 13 — стойка: /‘/ — основание; 15 —
секторная диафрагма; 15 — штепсельная вилка

ИСПЫТАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-И9
В 1960 г. на базе двигателя РД-109 была начата
разработка более совершенного двигателя РД-119, имею-
щего значительно лучшие энергетические характеристи-
ки при существенно меньшем весе, конструкции двигате-
ля. Разработка его была вызвана необходимостью со-
здания высокоэффективного двигателя для верхних сту-
пеней космических ракет.
Стендовые испытания двигателя РД-119 были начаты
в мае 1960 г. Этим испытаниям предшествовал большой
объем доводочных испытаний двигателя РД-109, позво-
ливший выбрать схему запуска, форсуночную головку ка-
меры сгорания, проверить работоспособность ряда агре-
гатов, в дальнейшем примененных на двигателе РД-119.
В начальный период доводки (до освоения производства
камер сгорания из титановых сплавов) камеры сгорания
двигателей РД-119 изготавливались из стали. Для сни-
жения веса вторая секция сопла камеры сгорания выпол-
нялась с «открытой» гофрированной проставкой и имела
максимальное удаление коллектора подвода горючего от
среза сопла (фиг. 352).
При доводке двигателя с камерой сгорания из титано-
вых сплавов ряд изменений был направлен на повышение
прочности конструкции камеры сгорания, в частности бы-
ли усилены коллекторы на сопловой части за счет введе-
ния жестких колец (фиг. 284, 285), увеличена прочность
пайки сопел, выполненных из титановых сплавов, и сни-
жен их вес за счет введения диффузионной пайки вместо
пайки серебряным припоем. Ряд изменений был направ-
лен на повышение надежности паяного соединения биме-
таллического кольца 5 (фиг. 267). Для ликвидации систе-
матически наблюдавшихся трещин в сварном шве между
стенками в районе критического сечения была введена
присадочная проволока с повышенным содержанием цир-
кония.
В период отработки двигателя с титановой камерой
сгорания возникли значительные трудности, связанные с
отработкой устойчивости рабочего процесса. Была прове-
рена работоспособность камер сгорания с различными
вариантами форсуночных головок, в том числе с головка-
ми, имеющими:
а)	разное количество однокомпонентных центро-
бежных форсунок и различные схемы их расположения
па головке;
б)	двухкомпонентные центробежные форсунки;
в)	двухкомпонентные струйные и струйно-центробеж-
ные форсунки;
г)	одпокомпонентиыс струйно-центробежные форсун-
ки («многоярусная» система смесеобразования).
Одновременно с указанными исследованиями по ка-
мере сгорания было проверено влияние различных вари-
антов схемы запуска двигателя и различных элементов
стендовых магистралей и технологии подготовки испыта-
ний на устойчивость внутрикамерных процессов.
Большой объем работ был проведен по анализу влия-
ния гидравлических характеристик центробежных форсу-
нок на характер рабочего процесса в камере. Наряду с
форсунками определялось влияние на устойчивость про-
цесса и полноту сгорания изменения длины цилиндриче-
ского участка камеры, а также местоположения и конст-
рукции поясов дополнительного охлаждения.
Лучшие результаты были получены на форсуночной
головке, принятой в настоящее время в качестве основ-
ного варианта (фиг. 270), с однокомпонентными центро-
бежными форсунками, имеющими шахматное располо-
жение. В процессе доводки этой головки оказалось воз-
можным свести к минимуму относительный расход через
периферийные форсунки горючего путем введения пояса
дополнительного охлаждения, расположенного перед до-
критической частью сопла (фиг. 276). В результате
удельная тяга камеры сгорания и двигателя в целом бы-
ла увеличена на 5 сек.
Значительное повышение надежности в части устой-
чивости рабочего процесса было достигнуто разбивкой
одноименных форсунок на классы (при разнице в рас-
ходах между соседними классами в 10%), а также ис-
ключением возможности самопроизвольного прогиба ог-
невого днища в полость камеры сгорания. Последнее бы-
ло достигнуто скреплением пакета днищ головки форсун-
ками-штырями 38, 39 (фиг. 269).
Надежность работы двигателя с такой камерой сгора-
ния была проверена большим количеством огневых ис-
пытаний.
Отработка турбонасосного агрегата и газогенератора
в составе двигателя РД-119 велась в направлении повы-
шения надежности их работы, снижения веса, улучшения
технологичности конструкции указанных агрегатов. Так,
в процессе отработки газогенератора фланцевое соедине-
ние корпуса с крышкой было заменено резьбовым соеди-
нением с заваркой, обеспечивающим герметичность сты-
ка при высоких температурах. При внедрении указанного
соединения были применены жаростойкие смазки
ВНИИНП-232 и ЖС, исключившие заедания в резьбо-
вом соединении корпуса и крышки газогенератора и
обеспечившие их многократное использование при пере-
борках двигателей.
В 1963 г. были успешно проведены чистовые доводоч-
ные испытания двигателя РД-119 и в том же году начато
его серийное производство [144, 145].
Двигатель РД-119 успешно прошел стендовые испы-
тания в составе ракеты, а также этап летно-конструктор-
ских испытаний, подтвердивших высокую его надеж-
ность.
Ракетой, в состав второй ступени которой входит дви-
гатель РД-119, 16 марта 1962 г. осуществлен запуск ис-
кусственного спутника Земли «Космос-1», положивший
начало запускам искусственных спутников Земли серии
«Космос».
Фиг. 352. Сопло:
65 — кольцо коллектора; 66 — коллектор; 67 — кольцо рубашки: 69— стопка сопла; 63 — рубашка гофрированная; 70 — кольцо среза; 71
кольцо замыкающее
Фиг. 353. Соединение гофрированной
проставки с огневой стенкой. Сече-
ние Н—Н (см. фиг. 352)
Фиг. 354. Соединение оребренного
кольца с огневой стенкой. Сечение
М—М (см. фиг. 352)

Фиг. 355. Соединение гофрированной
проставки с кольцом рубашки.
Место 1 (см. фиг. 352)
Фиг. 356. Распределение горючего на выходе из
коллектора подвода. Вид В (см. фиг. 352):
стенка не показана (72 — заглушка)
Фиг. 357. Соединение гофрированной
проставки с кольцом среза.
Место 11 (см. фиг. 352)
Фиг. 358. Установка заглушек в гоф-
рированную проставку. Сечение 4— А
(см. фиг. 355) и сечение Б — Б
(см. фиг. 357)
ИЗ
ДВИГАТЕЛЬ РД-111
Двигатель РД-111 является четырехкамерным жидкостным реактивным дви-
гателем, предназначенным для первой ступени межконтинентальной баллистиче-
ской ракеты. Он был создан в результате дальнейшего значительного развития ра-
бот по двигателям, в которых в качестве компонентов топлива используются жид-
кий кислород—окислитель, керосин — горючее. По величине развиваемой тяги
(143,5 т у земли, 166 т в пустоте), энергетическим, эксплуатационным и другим
характеристикам этот двигатель существенно превосходит ранее, созданные, в том
числе однотипные с ним РД-107 и РД-108.
Двигатель РД-111 отличается следующими основными особенностями:
—	четырехкамерной схемой с общей системой питания камер от одного турбо-
насосного агрегата. Такая схема позволила, с одной стороны, до предела сократить
число агрегатов автоматики, благодаря чему упростить и повысить надежность всей
двигательной установки, уменьшить вес и габариты двигателя, обес-
печить синхронность запуска и выключения камер сгорания, и, с другой стороны,
обеспечить качание камер сгорания и использовать их в качестве рабочих орга-
нов системы управления, что также позволило существенно упростить схему двига-
тельной установки; качание потребовало создания гибких узлов подвода компонен-
тов топлива на линии высокого давления между турбонасосным агрегатом и качаю-
щимися камерами сгорания;
—	высокой эффективностью организации рабочего процесса при давлении
газов в камерах сгорания 80 ата, что при эффективном завершении работ по
обеспечению устойчивости позволило получить близкую к предельным значениям
для двигателей открытой схемы величину удельной тяги (для данных компонентов
топлива и принятой степени расширения газов в соплах камер сгорания). Двига-
тель обеспечивает у земли удельную тягу 275 сек, в пустоте — 317 сек;
—	схемой запуска на несамовоспламеняющихся компонентах топлива (как
на кипящем, так и на переохлажденном кислороде) без предварительной ступени;
последнее существенно упростило задачу обеспечения пуска ракеты из шахтных
стартовых установок;
—	использованием основных компонентов топлива для выработки рабочего
газа для турбины и газов для наддува топливных баков ракеты; это позволило
свести к минимуму число компонентов на борту, ракеты;
—	• простотой эксплуатации: двигатель не требует обслуживания людьми на
стартовой позиции и не лимитирует время подготовки ракеты к пуску.
Все перечисленные положительные особенности двигателя РД-111 достигну-
ты при сравнительно малом его относительном весе: 11,5 кГ/т тяги — для двига-
теля, заполненного компонентами топлива. Малый вес достигнут благодаря со-
вершенству конструкции как двигателя в целом, так и ряда его агрегатов, в пер-
вую очередь камеры сгорания, относительный вес которой благодаря сокращению
длины цилиндра, применению сопла с угловым входом и другим усовершенство-
ваниям снижен до 4,1 кГ/т тяги, в то время как вес камеры сгорания двигателя
РД-107 составляет 8 кГ/т тяги.
Турбонасосный агрегат двигателя РД-111 имеет значительно большую по
сравнению с двигателем РД-107 мощность ввиду существенного увеличения дав-
ления подачи и расхода компонентов топлива. Однако вследствие использования
газогенераторной системы на основных компонентах топлива, позволившей повы-
сить эффективность рабочего тела турбины, потери удельной тяги на привод тур-
бонасосного агрегата не превышают 1,8%.
Автоматика двигателя РД-111 в основном многоразового действия, управ-
ляется сжатым воздухом. Для разгона турбонасосного агрегата при запуске
двигателя используется малогабаритныйпороховой стартер, газы из которого вы-
ходят через три автономных сопла основной турбины.
Двигатель РД-111 при работе на основном режиме предусматривает регули-
рование по тяге и соотношению расходов компонентов топлива. Тяга регулируется
путем изменения режима работы газогенератора, в котором с помощью двух топ-
ливных редукторов давления, управляемых третьим редуктором — воздушным,
поддерживается постоянное соотношение расходов компонентов и, следовательно,
температура газов. Регулирование соотношения расходов компонентов через двига-
тель осуществляется с помощью дросселя, установленного на выходе из насоса го-
рючего.
Для наддува бака горючего ракеты из газогенератора отбирается газ, охлаж-
даемый в теплообменнике. Через этот же теплообменник противотоком пропу-
скается кислород, который подогревается и поступает на наддув бака окислителя.
Для обеспечения тщательного контроля надежности товарной продукции каж-
дый двигатель проходит стендовые контрольные испытания продолжительностью
50 сек. В процессе испытания режим работы двигателя меняется в пределах
±7% номинального давления газов в камерах сгорания (при работе двигателя в
составе ракеты допускается форсирование и дросселирование в пределах лишь
±5%), а также изменяется соотношение компонентов топлива в пределах допу-
скаемых значений. По результатам контрольного испытания оценивается устойчи-
вость процесса горения в камерах сгорания, соответствие параметров двигателя
основным характеристикам, а также проверяется работоспособность материаль-
ной части.
Кроме контрольных испытаний, один двигатель от каждой партии проходит
партионное испытание на ресурс. При этом испытании также предусматривает-
ся изменение режима в широких пределах.
По двигателю РД-111 проведен большой объем доводочных работ как при
стендовых, так и при летно-конструкторских испытаниях. Были изучены условия
работы двигателя на ракете, а затем экспериментальным путем обеспечена и про-
верена работоспособность двигателя при всех возможных сочетаниях этих условий.
Разработка двигателя РД-111 проводилась в 1959—1962 гг. В 1962 г. были
успешно проведены чистовые доводочные испытания двигателя, в январе 1964 г.
завершились положительными результатами летно-конструкторские испытания.
С 1962 г. двигатель находится в серийном производстве.
В результате проведенных работ оказалось возможным обеспечить высокие
параметры и полную надежность двигателя РД-111. Свои характеристики двига-
тель обеспечивает и после семи лет хранения в реальных условиях эксплуатации,
в том числе трех лет — в полевых условиях.
Двигатель РД-111 был принят на вооружение Советской Армии.
144
ДВИГАТЕЛЬ РД-111
Фиг. 359. Двигатель РД-111 (слева — вид со стороны газогенератора; справа — вид со стороны насоса горючего):
1 — камера сгорания; 2 — кронштейн крепления рычага гидравлического привода; 3 — рама двигателя; '/ — датчик давления обратной связи
системы регулирования тяги двигателя (системы РКС); 5 — выхлопной коллектор турбины; 6 — теплообменник; 7 — трубопровод подвода
окислителя к теплообменнику; 8 — газогенератор; 9 — трубопровод подачи горючего в газогенератор; 10 — тру бопровод подвода генератор-
ного газа к теплообменнику; 11 — редуктор давления воздуха грубой настройки; 12 — силовое кольцо; 13 — наружный узел качания; 14 —
фиксатор камеры сгорания; 15 — узел подвода окислителя; 16 — клапан окислителя: 17 — выхлопной трубопровод; 18 — рама турбонасосного
агрегата; 10 — редуктор давления горючего; 20 — трубопровод подачи окислителя в газогенератор; 21 — редуктор давления окислителя; 2'2 —
насос окислителя; 23 — редуктор давления воздуха точной настройки с подогревателем; 24 — насос горючего; 25, 26 — электропневмоклапаны;
27 — внутренний узел качания; 2S — клапан горючего; 29— узел подвода горючего
10148
145
ДВИГАТЕЛЬ РД-111
ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ И ХАРАКТЕРИСТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-111 [168]
Тип двигателя  ........................ Жидкостный, реактивный
Назначение.............................Для первой ступени межконти-
нентальной баллистической
ракеты
Топливо:
окислитель.............................Жидкий кислород,
ВТУ № МРТУ-6-ЕУ-193—60
горючее	..................Керосин (топливо Т-1),
ГОСТ 10227—62
Фиг. 360. Дроссельная характеристика дви-
гателя [108]:
Р и Ро_ тяга в пустоте и у земли; Ру n Pj —
удельная тяга в пустоте и у земли; G — секунд-
ный расход топлива
Фиг. 361. Высотная характеристика двига-
теля [108]:
Р — тяга; Р\ — удельная тяга; ри — атмосферное
давление
Фиг. 362. Зависимость тяги выхлоп-
ного сопла турбины от окружающего
давления и суммарного расхода топ-
лива для привода турбины:
Р —тяга сопла; О, — суммарный расход
топлива для привода турбины
Номинальная тяга двигателя с учетом тяги вы-
хлопного сопла турбины:
у земли...................................143,5 т
в пустоте............................166 г
Количество камер	сгорания ............... 4
Удельная тяга — тяга на номинальном режи-
ме, отнесенная к суммарному секундному
расходу компонентов топлива:
у	земли	.	....................... 275 сек
в	пустоте...........................317 сек
Номинальное давление газов в камерах сгора-
ния	•;................................80 ата
Номинальное давление газов на срезе сопел
камер сгорания..........................0,6 ата
Секундный расход окислителя	.	369,9 кГ/сек
Секундный расход горючего................ 155 кГ/сек
Суммарный секундный расход топлива через
турбонасосный агрегат на номинальном ре-
жиме (без учета расхода горючего на при-
вод для качания камер сгорания) .	.	• 524,9 кГ/сек
Отношение секундных весовых расходов оки-
слителя и горючего, приведенное к номи-
нальным давлениям на входе в топливные
насосы и к номинальным удельным весам
компонентов (уо = 1,136 кГ/л при С, —
= — 183u С и 7г = 0,822 кГ/.l при 1,.= +15"С):
через турбонасосный агрегат	.	.	.	2,39‘±0,1
через камеры сгорания................2,55
Время от команды на воспламенение порохо-
вой шашки стартера до набора 75% номи-
нальной тяги.............................. Не более 1,5 сек
Продолжительность непрерывной работы на
поминальном режиме .......................НО сек
Время от команды на выключение двигателя
до достижения суммарной тяги ~15 т .	.	0,6±0,2 сек
Предстартовые расходы:
окислителя................................. 65—105 кГ
горючего............................. 55—85 к!
Системы подач и и
газогенерацнн
Система наддува топливных баков
Параметры генераторного газа на выходе нз
теплообменника:
расход..............................0,77 + 0,1 кГ/сек
давление.............................45+7 ата
температура.......................... 2301™ ° С
Параметры газообразного кислорода на выходе
нз теплообменника:
расход..............................2,3 + 0,3' кГ/сек
давление.............................38+5_ата
температура.......................... 275*С
Системы у п р а в л е н н я и
Способ регулирования тяги двигателя .
регулирования
Допускаемое регулирование тяги двигателя по
давлению газов в камерах сгорания .
Коэффициент передачи двигателя — измене-
ние давления газов в камерах сгорания при
повороте на один радиан винта редуктора
давления воздуха .........................
Способ регулирования соотношения секундных
весовых расходов окислителя и горючего
Изменением режима газогене-
ратора путем перенастройки
редуктора давления воздуха,
управляющего редукторами
окислителя и горючего
±5%
рючего
Допускаемые отклонения соотношения секунд-
ных весовых расходов от поминальной ве-
личины при крайних значениях температуры
и удельного веса горючего....................+м%
4,5±1,2 ат/рад
Изменением гидравлического
сопротивления дросселя го-
Фиг. 363. Средний закон нарастания
п разброс давления газов в камерах
сгорания при запуске двигателя [108]:
])/ - давление газов в камерах сгорания в
нроцеитпх ог номинального значения; t —
время от команды на воспламенение иоро-
хивого стартера
Способ подачн топлива в камеры сгорания и
газогенератор .............................
Тип турбины.................................
Тип насосов............................ ...
Число оборотов турбины ...		.
Мощность турбины..........................
Давление на входе в насосы:
окислителя:
минимальное................................
номинальное...........................
максимальное .........................
горючего:
минимальное.............................
номинальное ..........................
максимальное .........................
Разгон турбины при запуске двигателя
Суммарный секундный расход топлива через
газогенератор на поминальном режиме (с
учетом расхода для наддува бака горючего)
Отношение секундных весовых расходов оки-
слителя и горючего через газогенератор при
номинальных удельных весах окислителя и
горючего...................................
Номинальное давление газов в газогенераторе
Насосный, с приводом от тур-
бины
Активная, с двухступенчатым
колесом
Центробежные, одноступенча-
тые, с двусторонним входом
8500 об/мин
И500 л. с.
Способ управления полетом ракеты
Угол качания каждой камеры................
Момент сопротивления топливных магистралей
при качании камеры сгорания ....
Момент трепня в узлах качания камеры сго-
рания ...................................
Момент от асимметрии тяги камеры сгорания
(относительно осн качания) ....
Параметры электрического тока питания агре-
гатов управления:
род тока .................................
напряжение (на клеммах агрегатов) .
максимальная сила тока..............
Зажигание.................................
Давление воздуха перед редукторами:
в начале работы двигателя ....
к моменту выключения двигателя
после закрытия топливных клапанов .
Габаритные размеры
Длина ....................................
Диаметр (наибольший) ....................
Качанием камеп сгорания
До ±6°30'
Не более 120 кГм
Не более 30 кГм
Не более 80 кГм
Постоянный
27 + 3 fl
2,4 а
Пиротехническое
200 ±5 аги
Не менее 150 ати
Не менее 85 ати
двигателя
2095+10 лен
2742 ±10 л.и
Весовые данные [109]
4,5 ата
6,0 ата
10,0 ата
2,2 ата
3,5 ата
8,0 ата
Пороховым стартером
17,4 кГ/сек
0,38
76 ата
Вес узлов и агрегатов двигателя:
камеры сгорания.............................
турбонасосного агрегата ..............
газогенератора........................
агрегатов автоматики .................
теплообменника .......................
стартера с пороховой шашкой
рам, кронштейнов п деталей крепления
трубопроводов и узлов подвода
кабельных стволов, датчиков и приводов
Вес двигателя:
не заполненного компонентами топлива
заполненного компонентами топлива
Координаты центра тяжести двигателя:
нс заполненного компонентами топлива
заполненного компонентами топлива
Моменты инерции двигателя, заполненного
компонентами топлива.......................
135,9 кГ
414,6 кГ
11,3 кГ
50,1 кГ
19,2 кГ
10,2 кГ
303,2 кГ
127,6 Ki-
ll,9 кГ
Не более 1492 кГ
Не более 1670 к Г
— 1,291 ж; 0,013
z„ = 0
,гс = 1,296 м; //„ = 0,011 м;
zc = 0
J-i = 94,6 кГмсек2
Jy — 94,6 кГм сек2
Л = 114,6 кГмсек2
Фиг. 384. Средний закон спада
и разброс давления газов в камерах
сгорания при выключении двигателя
[1081:
/’/ давление гласи в камерах сгорания в
процентах от номинального значения; /1 —
команда на выключение двигателя
146
ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ, ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ И КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЯ РД-111

27 28
Дренаж
g
о
18
8
17
15
12
11
радей горючего
I
5з
§
14
К регулятору соотношения
компонентов ;з
29
30
31
10
1
45
!
Кманометру
Подвод 603-
* Пуха от на-
земной уста-
новки
19
В
05
мрепусквба
33
32
Отбор горючего к гидравлическим
'приводам качания камер сгорания
I
её
S *3
2 w
Хсз
(bvcj
4
ИгтрМгт
W
34
Б
Фиг. 365. Пневмогидравлическая схема двигателя [110].
- камера сгорания; 2, 6, 22, 27 — расходные шайбы; J — узел подводя
рючего; 7— узел подвода окислителя; 5 - реле давления на 8 ата
(контроля падения тяги до аз!5 т при выключении двигателя); 7 —
обратный клапан продувки камер сгорания; 8— клапан горючего;
Р — травящее устройство клапана; /0 —клапан окислителя; II —
обратный клапан; 12— фильтр; /,У — привод дросселя горючего;
/7 — дроссель горючего; /'''--выравнивающая шайба из магистрали
окислителя; Ki, 19, 25 — мембраны; /7 — насос горючего; 18 — насос
окислителя; 20 — теплообменник; 21 — пирозажигатсль газогенератора;
23— пироклалан окислителя; 26 — редуктор давления окислителя;
27— редуктор давления горючего; 28 — травящее устройство; 29 —
газогенератор; .‘/(/ — клапан циркуляции; .'// — турбина; 32 — клапан ге-
рючего газогенератора; 33 — пороховой стартер; 34 — пиропатрон; 35 —
привод редуктора давления воздуха точной настройки; 36 — редуктор
давления воздуха точной настройки; 37 — подогреватель редуктора
давления; 38 — редуктор давления воздуха грубой настройки; 39 — об-
ратный клапан; 40 — электроппевмоклапан, управляющий клапаном
окислителя; 41 — предохранительный клапан; 42 — обратный клапан с
фильтром па магистрали подвода воздуха от наземной установки; 43 —
пирозажигательнос устройство; 44 — электропневмоклапап, управляю-
щий клапаном горючего; 45 — датчик давления обратной связи системы
Давление и гидравлическое сопротивление топливных
магистралей двигателя
Элементы схемы	Гидравличе- ское сопро- тивление, ат	Обозначение сечений	Давление в сечении, ата
Магистраль горючего			
		а	3,5
Насос	—		
		6	138,0
Дроссель горючего	17,0		
		в	121,0
Клапан горючего	2,8		
		г	118,2
Трубопроводы и узел подвода	6,0		
		д	112,2
Зарубашечиая полость камеры сгорания	20,5		
		е	91,7
Форсуночная головка камеры сгорания	11,7		
		Ж	80,0
			
			
Магистраль окислителя			
		и	6,0
Насос	—		
		к	114,0
Шайба выравнивающая	7,6		
		л	106,4
Клапан окислителя	7,7		
		м	98,7
Трубопровод и узел подвода	6,4		
		н	92,3
Форсуночная головка камеры сгорания	12,3		
		ж	80,0
			
			
Магистраль горючего газогенератора			
			
Штуцер отбора горючего	—		
		в	121,0
Трубопроводы и клапан	12,0		
		р	109,0
Редуктор давления горючего и трубопровод	|	25,0		
		с	84,0
Форсупотая головка газогенератора	8,0		
		т	76,0
Магистраль,окислителя газогенератора			
			
Штуцер отбора окислителя	—		
		1С	114,0
Трубопровод, клапан циркуляции	3,5		
		ф	110,5
Редуктор давления окислителя, трубопро- вод и пироклапаи	22,5		
		III	88,0
Форсуночная головка газогенератора	12,0		
		т	76,0.
			
ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СХЕМА ДВИГАТЕЛЯ
Пневмогидравлическая схема двигателя представлена на
фиг. 365.
Перед запуском автоматика двигателя находится в сле-
дующем положении: электропневмоклапаны 40 и 44 обесточе-
ны, редуктор давления воздуха 36 настроен на давление, обес-
печивающее номинальный режим двигателя, при этом с мо-'
мента начала заправки ракеты кислородом включается перио-
дически обогрев его подогревателем 37; дроссель горючего 14
установлен в положение, обеспечивающее номинальное соотно-
шение компонентов топлива; в камерах сгорания установлены
штативы — заглушки пирозажигательных устройств 43 (ПЗУ).
ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ, ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ И КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЯ РД-111
Воздух управляющего давления от редуктора 38 через откры-
тые электропневмоклапаны 40 и 44 подведен в управляющие
полости клапанов горючего 8 и окислителя 10 камер сгорания,
клапана горючего 32 газогенератора и клапана циркуляции 30,
удерживая клапаны 8, 10 и 32 в закрытом положении, а кла-
пан. 30 — в открытом. Для исключения случайного открытия
топливных клапанов при аварийном падении бортового управ-
ляющего давления в магистраль управляющего воздуха от на-
земной установки подводится сжатый воздух давлением 47 ати.
Запуск двигателя РД-111 в отличие от ранее созданных
кислородных двигателей производится непосредственно на но-
минальный режим тяги без предварительных и промежуточ-
ных ступеней. Перед включением двигателя подается напря-
жение на нагревательные элементы диафрагм штативов ПЗУ
одновременно всех камер сгорания и происходит выгорание
диафрагм.
Через 5,3±0,3 сек, после подачи напряжения на нагрева-
тельные элементы диафрагм включается продувка магистра-
лей горючего двигателя азотом с разходом —0,5 кг)сек, ко-
торый] подводится через клапан 7.
Включение двигателя осуществляется путем подачи напря-
жения, на электроппевмоклапан 44, при этом одновременно
подается команда на выключение предпусковой продувки.
Клапан горючего 8 открывается на предварительную ступень,
и керосин начинает заполнять трубопроводы и зарубашечные
полости камер сгорания. Все дальнейшие операции по запу-
ску осуществляются автоматически.
Через 0,35 ± 0,06 сек после подачи напряжения на электро-
пневмоклапан 44 подается напряжение на пиропатроны пиро-
зажигательных устройств 43 камер сгорания и двух пироза-
жигателей 21 газогенератора. Пиропатроны воспламеняются,
и при их горении замыкаются цепи сигнализаторов воспламе-
нения в камерах сгорания и газогенераторе.
Через 1,4 ± 0,6 сек после подачи напряжения на электро-
пневмоклапан 44 при наличии замкнутого состояния контак-
тов сигнализаторов воспламенения во всех камерах сгорания
и хотя бы одного из двух сигнализаторов в газогенераторе по-
дается напряжение на электроппевмоклапан 40. Электропнев-
моклапан закрывается, и воздух начинает стравливаться из
управляющих полостей клапанов 10 и 30.
Через 0,4 ± 0,06 сек после подачи напряжения на электро-
пневмоклапан 40, до того как успевают заполниться заруба-
шечные полости камер сгорания и сработать клапаны 10 и 30,
подается команда на воспламенение заряда стартера 33. По-
роховые шашки воспламеняются, прорывается мембрана 16 и
образующиеся газы поступают на лопатки турбины; турбона-
сосный агрегат начинает работать, при этом увеличивается
давление компонентов топлива за насосами. Под действием
возрастающего давления компонентов за насосами открывает-
ся на предварительную ступень клапан окислителя 10, пол-
ностью открывается клапан горючего 8 и закрывается клапан
циркуляции 30-, компоненты топлива поступают в камеры сго-
рания. .. ..
При давлении за насосом горючего —6,5 ати открывается
клапан горючего 32 газогенератора, который до этого момен-
та удерживался в закрытом положении силой пружины; при
давлении за насосом окислителя —13,5 ати прорывается мем-
брана 25, установленная на линии окислителя газогенератора;
компоненты топлива поступают в газогенератор.
При совместной работе стартера и газогенератора проис-
ходит дальнейшее повышение числа оборотов турбины н на-
сосов. После догорания пороховых шашек стартера, что про-
исходит через —0,7 сек после команды на их воспламенение,
выход двигателя на номинальный режим осуществляется толь-
ко за счет работы газогенератора. При достижении давления
за насосом окислителя 90—105 ати рвется болт клапана окис-
лителя 10, клапан полностью открывается, двигатель выходит
на номинальный режим.
При давлении за насосом окислителя —5 ати открывается
обратный клапан //; при давлении в газогенераторе —25 ати
прорывается мембрана 19. Жидкий кислород поступает в за-
рубашечное пространство газогенератора, где подогревается,
а затем поступает в теплообменник 20, испаряется и допол-
нительно подогревается за счет проходящего через теплооб-
менник генераторного газа. Газифицированный кислород из
теплообменника поступает на наддув бака окислителя, а охла-
жденный турбогаз — на наддув бака горючего.
В процессе полета ракеты производится регулирование тя-
ги двигателя (необходимо при отклонении действительного
значения скорости ракеты от ее программной величины) и со-
отношения расходов компонентов топлива (необходимо при
рассогласовании уровней компонентов топлива в баках). Ре-
гулирование тяги осуществляется путем изменения расходов
компонентов топлива, поступающих в газогенератор, за счет
перенастройки редуктора 36 с помощью привода 35, который
является исполнительным органом системы регулирования
«кажущейся» скорости (РКС). Редуктор давления воздуха 36
управляет топливными редукторами 26 и 27, которые поддер-
живают в газогенераторе при изменениях режима постоянное
соотношение расходов компонентов топлива и, следовательно,
температуру газа. Во избежание конденсации воздуха в уп-
равляющей полости редуктора 26 предусмотрен проток возду-
ха через эту полость и обогрев жиклера травящего устройства
редуктора 26 путем обдува жиклера воздухом с целью пред-
отвращения его обмерзания. Кроме того, для уменьшения по-
стоянной времени редуктора давления 36 производится страв-
ливание воздуха из магистралей подвода управляющего дав-
ления к редукторам 26 и 27 через дополнительное травящее
устройство 28. Для улучшения процесса регулирования введе-
на обратная связь по давлению в камерах сгорания, осуществ-
ляемая с помощью прецизионного датчика давления 45.
Регулирование соотношения расходов компонентов топлива
осуществляется путем изменения гидоавлического сопротив-
ления дросселя горючего 14 с помощью привода 13, действу-
ющего в соответствии с сигналами бортовой системы регули-
рования одновременного опорожнения баков.
Выключение двигателя осуществляется путем подачи
команды одновременно на закрытие пироклапана 23, электро-
пневмоклапанов 40 п 44. При срабатывании пироклапана 23
питание газогенератора окислителем прекращается, давление
газов в газогенераторе падает, турбонасосный агрегат прекра-
щает работу. При снижении давления компонентов за насоса-
ми открывается клапан циркуляции 30 и закрываются клапа-
ны горючего 8, 32 и окислителя 10. Двигатель выключается.
При падении тяги двигателя до величины —15 т срабаты-
вает реле давления 5, предназначенное для выдачи команды
на разделение первой и второй ступеней ракеты.
Электрическая схема двигателя, приведенная на фиг. 366, включает
в себя кабельные стволы с подсоединенными к ним электроагрегатами.
Каждый из четырех кабельных стволов подключает к общей электриче-
ской схеме ракеты определенную группу электроагрегатов: первый ка-
бельный ствол — агрегаты систем регулирования, второй — нагреватель-
ные элементы стартера, третий — электропневмоклапаны и реле давле-
ния, четвертый — элементы пироавтоматики.
Каждый луч кабельных стволов маркируется. Подключение кабель-
ных стволов к общей электрической схеме ракеты осуществляется через
штепсельные разъемы.
и	я
Фиг. 366. Электрическая схема двигателя:
/ — датчик давления системы регулирования двигателя по кажущейся скорости; 2 — электродвигатели и потея-
цпометр обратной связи привода воздушного редуктора системы регулироиаиия двигателя по кажущейся скоро-
сти; ./ — электродвигатели и потенциометры обритой связи привода дросселя горючего системы дискретного
регулирования опорожнения баков; /. 7, /-?, 19 - кабельные стволы; 5, 5, /•/, 20 - - штепсельные разъемы; 6’ —тер-
морегуляторы п нагревательный элемент стартера; 9 — реле давления ни Ь ага-, Ю подогреватель р(‘дуктора
давления воздуха; 11 — элоктропневмоклапаи, управляющий клапаном горючего; 12 --электроппевмоклапан.
управляющий клапаном окислителя; /5, ](> — ппрозажигатсли газогенератора; 17 — пиропатрон отсечного клапана
окислителя па входе в газогенератор; 18 —• пиропатрон зажигания инроетартера
ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ, ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ И КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЯ РД-111
40
41
42
Фиг, 387. Конструктивная схема двигателя [111]:
1 — камера сгорания; 2, 27 — трубопроводы подачи горючего в газоге-
нератор; 3 — электроппевмоклапан, управляющий клапанами горючего;
‘/—распределитель; 5 — обратный клапан с фильтром на магистрали
подвода воздуха от наземной установки; 6 -- штуцер (с фильтром) за-
мера давления в распределителе; " — предохранительный клапан; 8 —
электроппевмоклапан, управляющий клапанами окислителя н циркуля-
ции; 9, 45 — обратные клапаны; 10, 43, 23 — трубопроводы управляю-
щего воздуха; // — редуктор давления воздуха грубой настройки; /2 —
трубопровод подвода воздуха высокого давления от бортовой системы,
/•/—редуктор давления воздуха точной настройки; 15 — привод редук-
тора давления воздуха точной настройки; 16, 17, 20 — трубопроводы
подвода управляющего воздуха к жидкостным редукторам; /д — тра-
вящее устройство: /5 — трубопровод подачн воздуха для обдува жик-
лера на редукторе давления окислителя; 21 — клапан горючего газо-
генератора; 22 — редуктор давления горючего; 24. 24а, ^ — трубопро-
воды дренажа воздуха; 25 — редуктор давления окислителя; 26— кла-
пан циркуляции; 28, 30 — трубопроводы подачн окислителя в газогене-
ратор; 22 — трубопровод дренажа насоса горючего; 31, 46 — пиропат-
роны; 32 — пнроклапан окислителя газогенератора; 33 — ппрозажн-
гатель; 34— газогенератор*. 55— трубопровод подачн окислителя
в теплообменник; 36 — теплообменник; 37 — трубопровод подачн
генераторного газа в теплообменник; 38 — трубопровод подачи окисли-
теля в зарубашечиос пространство газогенератора; 32 — турбонасосный
агрегат; 41, 42 — трубопроводы дренажа насоса окислителя;
равнивающая шайба; 44 — пороховой стартер;
окислителя; 48 — клапан окислителя;
вода управляющего воздуха к
выхлопной трубопровод;
сель горючего; 54 — узел подвода окислителя;
вода газа
давления;
вода газа
давления;
ром;
19
18
17
16
8
6
5
4
3
2021 22
23 24	25	26 24а	27
13 34	35
38
49
45
46
47
48
43 — вы-
47 — трубопровод
49, 51 — трубопроводы под-
клапанам окислителя и горючего; 50 —
52 —привод дросселя горючего; 53 — дрос-
ТрубОПрОВОД ПОД-
li датчику давления системы РКС; 56 — держатель датчика
57 —датчик давления системы РКС; 58 — трубопровод под-
к реле давления; 59 --- держатель реле давления; 60 — реле
5/ — узел подвода горючего’ 62 — обратный клапан с фильт-
6'8 — клапан горючего; 64, 65 — трубопроводы горючего
55
56
57
60
61
1'4§
КОНСТРУКЦИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-111
Общий вид двигателя представлен на фиг. 368, 369
и 370.
Двигатель состоит пз следующих основных узлов и
агрегатов: четырех камер сгорания, турбонасосного агре-
гата, газогенератора, стартера, теплообменника, агрега-
тов автоматики, двигательной рамы с двумя рамами тур-
бонасосного агрегата, топливных и воздушных трубопро-
водов, узлов и деталей общей сборки.
Камеры сгорания 1 крепятся к раме двигателя 4 с
помощью внутренних узлов качания 15 и к силовому
кольцу ракеты 2 — с помощью наружных узлов кача-
ния 14. Осн качания камер сгорания лежат в одной плос-
кости и проходят через ось двигателя. Качание произво-
дится относительно двух взаимно перпендикулярных
осей и осуществляется гидравлическими приводами, при-
соединяемыми к кронштейнам 3. Положение камер сго-
рания, при котором обеспечивается параллельность осей
камер сгорания осп двигателя (допускаемое отклоне-
ние в пределах 6'), определяется в процессе сборки
двигателя и фиксируется с помощью узла фиксации, име-
ющегося на корпусе наружного узла качания.
Турбонасосный агрегат 32 устанавливается на трех
опорах; одной опорой на корпусе насоса горючего он
крепится непосредственно к раме двигателя 4, а двумя
боковыми — к рамам турбонасосного агрегата 37, кото-
рые устанавливаются на рамс двигателя 4.
К выходному фланцу насоса горючего крепится кла-
пан горючего 31\ между фланцами насоса и клапана
устанавливается дроссель горючего, па котором монти-
руется привод. К клапану горючего присоединяются два
зеркально подобных друг другу трубопровода 29, от ко-
торых отходят четыре одинаковые ветви, состоящие каж-
дая пз гибкого трубопровода и узла подвода горючего 30.
Фиг. 368, Двигатель РД-111 [112]-
/—камера сгорания; 2 — силовое кольцо; 8 кронштейн крсп.'ръшя
рычага привода качания камеры сгорания; -/ — рама двигателя;
5 — датчик давления обратной связи системы РКС; 6 — газогенератор;
7 — ппрозажнгатели; 5 — клапан горючего газогенератора; ') — редук-
тор давления окислителя; 10 — клапан циркуляции; // — реле давления;
/2 — редуктор давления воздуха грубой гасзройки; М-- обратный кла-
пан с фильтром магистрали подвода воздуха от .чачемпой установки',
/•/ — наружный узел качания; 15 — впуiрсиппй ую-i качания; /а’- ?к-
ран; /7--защитный экран; /8 — выхлопной трубопровод; /.^—трубо-
провод окислителя; 20— клапан окислителя; 21 — узел подвода окис-
лителя
Ас — координата центра тяжести двигателя
КОНСТРУКЦИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-111
31
Ось выходного фланца насоса окислителя распола-
гается по оси двигателя; к фланцу насоса крепится кла-
пан окислителя 20, между фланцами насоса и клапана
устанавливается выравнивающая шайба. От клапана
окислителя отходят четыре одинаковые, магистрали, каж-
дая из которых включает гибкий трубопровод 19 и узел
подвода окислителя 21. К одному патрубку статора тур-
бины приваривается газогенератор 6, к другому патруб-
ку крепится на фланце пороховой стартер. К. двум па-
трубкам выхлопного коллектора турбины присоединяется
выхлопной трубопровод 18. Сопло выхлопного трубопро-
вода герметизируется легкой заглушкой, которая выби-
вается газами при запуске двигателя. При хранении и
транспортировке двигателя положение сопла выхлопного
трубопровода фиксируется кронштейном, который сни-
мается при установке двигателя на ракете, при этом креп-
ление сопла трубопровода производится к донной защите
хвостового отсека. При работе двигателя донная защита
воспринимает усилие от тяги выхлопного трубопровода.
Герметизация хвостового отсека в местах прохожде-
ния через защиту камер сгорания и узлов подвода горю-
чего обеспечивается с помощью подвижных уплотнений
между донной защитой и сферическими экранами 16,
имеющимися на камерах сгорания, а также с помощью
чехлов донной защиты и защитных экранов 17, располо-
женных на стыках узлов подвода горючего с фланцами
патрубков на камерах сгорания.
В плоскости верхнего пояса рамы двигателя разме-
щается теплообменник 34. Топливные редукторы давле-
ния 9 и 24 и клапаны газогенератора крепятся с по-
мощью кронштейнов к стойкам рамы турбонасосного
агрегата, редукторы давления воздуха 12 и 35 и электро-
пневмоклапаны 23— к раме двигателя. Датчик давления
обратной связи системы РКС 5 и реле давления 11 кре-
пятся к раме двигателя па пружинных держателях.
Керосин от насоса через дроссель и клапан, 3/ подво-
дится по двум трубопроводам 29, четырем гибким трубо-
проводам и узлам подвода 30 к коллектору каждой каме-
Фиг. 369. Двигатель РД-111. Вид со стороны насоса горючего [112];
22 — кронштейн крепления узла подвода; 2J — электроппевмоклапаны; 24 — редуктор
давления горючего; 2.6 — трубопровод подвода горючего в газогенератор; 26— обрат-
ный клапан; 27 — предохранительный клапан; 28 — распределитель; ^ — трубопро-
вод горючего; 30 — узел подвода горючего; .3/— клапан горючего
КОНСТРУКЦИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-111
У
ры сгорания. От штуцера на корпусе клапана 31 керосин
по трубопроводу через клапан 8 подводится к редуктору
давления 24 и затем по трубопроводу 25 поступает в га-
зогенератор 6.
Жидкий кислород от насоса через выравнивающую
шайбу и клапан 20 по четырем гибким трубопроводам 19
и узлам подвода 21 поступает в камеры сгорания. От
штуцера на корпусе насоса жидкий кислород по трубо-
проводу через клапан циркуляции 10 подводится к ре-
дуктору давления 9 и затем по трубопроводу поступает
в газогенератор. От клапана окислителя 20 жидкий кис-
лород по трубопроводу подводится к штуцеру газогене-
ратора, проходит через зарубашечнос пространство газо-
генератора и затем по трубопроводу 33 поступает в теп-
лообменник 34. Генераторный газ от штуцера статора
турбины по трубопроводу 36 направляется также в тепло-
обменник 34. Отработанный газ после турбины отводится
по трубопроводу 18.
Сжатый воздух для управления агрегатами автомати-
ки подается от бортовой системы ракеты к редукторам
давления 12 и 35. Воздух от редуктора 12 подается к
электропиевмоклапапам 23 и затем по трубопроводам в
управляющие полости клапанов горючего, окислителя и
клапана циркуляции. Воздух от редуктора 35 подводится
в управляющие полости редукторов давления горючего 24
и окислителя 9.
Воздух для обдува жиклера травящего устройства ре-
дуктора давления окислителя подводится по трубопрово-
ду от редуктора давления точной настройки и затем от-
водится по дренажному трубопроводу за борт ракеты.
Воздух для продувки полостей горючего камер сгорания
подается от наземной установки к клапану горючего.
Двигатель оснащается четырьмя раздельными кабель-
ными стволами, с помощью которых подводится напря-
жение к электропиевмоклапапам, датчику давления, по-
догревателю редуктора давления воздуха, приводам и пи-
ропатронам стартера. Штепсельные разъемы каждого из
кабельных стволов выводятся на панель, расположенную
на раме двигателя.
Фиг. 370. Двигатель РД-111. Вид со стороны теплообменника [112]:
.й? — турбонасосный агрегат; 33 — трубопровод подвода окислителя к теплообменнику; .'/•/ —тепло-
обменник; 35 — редуктор давления воздуха точной настройки; 36 — трубопровод подвода генера-
торного газа в теплообменник; 37 — рама турбонасосного агреппа
152
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-Ш
Фиг. 371. Камера сгорания
В конструкции камеры сгорания получили дальнейшее раз-
витие теоретические, конструктивные и технологические реше-
ния, использованные при создании камер сгорания двигателей
РД-107 и РД-108. Камера сгорания существенно форсирована
по давлению, времени пребывания компонентов топлива и рас-
ходов апряженности.
Профиль закритической части сопла выполнен с угловым
входом, с оптимальным, с точки зрения дальности полета ра-
кеты, профилем закритической части сопла. Наряду с исполь-
зованием бронзовых стенок в малотеплонапряженной закрити-
ческой части сопла используются стальные стенки, что в со-
четании с дальнейшим уменьшением толщины стенок (до
0,8 лш) и рубашек (до 1 мм), специальным профилировани-
ем сопла и форсированием камеры сгорания по всем показа-
телям существено улучшило весовые характеристики камеры.
Повышение полноты сгорания компонентов топлива за счет
рационального выбора системы смесеобразования и отказ от
специальных рулевых камер (благодаря управлению вектором
тяги путем качания основных камер сгорания) позволили
улучшить и энергетические характеристики двигателя РД-111
по сравнению с двигателями РД-107 и РД-108.
Дамера сгорания (фиг. 371, 378) состоит из четырех основ-
ных узлов: форсуночной головки, средней части и двух секций
сопла.
На форсуночной головке (фиг. 379) установлено 453 фор-
сунки окислителя 4 и 480 форсунок горючего 6, 8 и 15. Фор-
сунки центробежные с тангенциальными отверстиями распо-
ложены в шахматном порядке с переходом на круговое распо-
ложение в периферийной зоне головки. Шаг между форсун-
ками равен 15,6 мм.
Форсунки горючего, расположенные в ядре форсуночной
головки, и все форсунки окислителя разбиты на три класса
по расходу и равномерно расположены по площади головки.
Разница между расходами соседних классов одноименных
форсунок составляет 10%.
Между периферийным рядом форсунок и внутренней стен-
кой камеры сгорания установлено 60 штифтов 16, соединяю-
щих внутреннее днище 18 с силовым кольцом 14. Для прида-
ния головке необходимой жесткости н прочности среднее 5 и
наружное 12 днища соединены между собой через две коль-
цевые обечайки 11 и четыре ребра 7, которые установлены
таким образом, что не искажают геометрическую схему рас-
положения форсунок по площади головки.
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ КАМЕРЫ	СГОРАНИЯ [108]
Секундный расход окислителя		90,7 к.Г!сек
Секуднып расход горючего		35,6 к.Г]сек
Весовое соотношение компонентов топлива	2,55
Удельная тяга — тяга, отнесенная к суммар-	
ному секундному расходу топлива через ка-	
меру сгорания:	
у земли ,			280,5 сек
в пустоте		321,9 сек
Давление газов в камере сгорания ....	80 ата
Давление газов на выходе из сопла	0,6 ата
Давление окислителя перед форсунками .	92,3 ата
Давление горючего перед форсунками .	91,7 ата
Диаметр цилиндрической части ....	430 мм
Диаметр критического сечения сопла	189,5 мм
Диаметр выходного сечения сопла	805 мм
Объем камеры сгорания до критического се-	
чеипя 		43 л
Охлаждающий компонент		Горючее
Количество форсунок:	
горючего		480 шт.
окислителя 		453 шт.
Относительная расходопапряженность — рас-	
ход, отнесенный к площади форсуночной го-	
ловки и к давлению в камере сгорания.	1,08 			
	сек* см* • ата
Время пребывания продуктов в камере его-	
рання 		3 • 10-3 сек
Литровая тяга на земле		586,5 кГ/л
Коэффициент полноты давления ....	0,985
Коэффициент полноты удельной тяги .	0,945
0805
Фиг. 372. Геометрический контур камеры сгорания
иомер ССЧопий	1	2	3	4	5	6	7	8	9	Ю	II	12	13	14	15
/, лг.и (от Кри ТИЧ t- СКОРО ССЧСППЯj	0	10,24	20,29	40,67	71,59	99,57	1*29,89	170,76	205,70	252,II	301,60	475,88	420,94	730,01	936,11
г, мм	94,75	99,27	104,01	114,10	130,01	144,54	160,08	180,33	196,82	217,49	237,9.5	235,85	281,27	363,02	402,5
0	22’31'26"	24“40'26"	25°41'40"	26’50'56"	27’27'01"	271?21'45"	26°52'10’'	25°47'32"	24°43'4б"	23’14'52"	21’41'30"	19°30'2!"	18’17'09"	11°4б'27"	8’41'56'
1к. 00148
153
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-1 И
Фиг. 373. Типовое сечение тракта
охлаждения с оребренной внутренней
стенкой. Сечение Б—Б (сМ. фиг. 378):
2/ — рубашка; 22 — стенка внутренняя
оребренная
Фиг. 374. Типовое сечение тракта
охлаждения с гофрированной про-
ставкой. Сечение Г—Г (см. фиг. 378):
40 — проставка гофрированная; 41 — стен-
ка; 42 — рубашка
Фиг. 376. Штуцер замера давления
окислителя перед форсунками. Сече-
ние А—А (см. фиг. 378):
12 — днище наружное; 14 — кольцо сило-
вое; 49 — штуце-р замера давления окис-
лптеля перед форсунками
Фиг. 375. Место III (см. фиг. 378):
4'1 — бобышка слива горючего; 44 — кольцо
рубашки; 45 — кольцо замыкающее
Фиг. 378. Камера сгорания [114]:
I—кронштейн крепления тяги рулевой машины; 2 — кронштейн под вибродатчик; 3— штуцер замера давления горючего перед форсунками; 4 — форсунка окислителя;
о—диище среднее; б, 8, 15 — форсунки горючего; 7, 38 — ребра; 9— фланец с патрубком подвода окислителя; 10 — биметаллическая трубка; // — кольцевые обе-
чайки; 12 днище наружное; 13 — биметаллический переходник для замера давления в камере; 14 — кольцо силовое; 16 — штифт; 17 — кронштейн крепления шланга
окислителя; 18 — диище внутреннее; 19, 28, 88 — кольца соединительные; 20— кольцо цилиндра: 21 — рубашка цилиндра; 22 — стенка внутренняя оребренная; 2.3 — пояс
опорный; 24 — баидаж с опорными цапфами; 25 — кольца; 26 — экран противопожарный сферический; 27 — рубашка средней части; 29 — кольцо сопла; 30, 36, 42 — рубашки
сопла; 31, 41 —* стенки сопла; 32, 35 — кольца усиливающие; 34 — кольцо переходное; 37 — патрубок; 39 — кольцо коллектора; 40 — проставка гофрированная; 43 — бобышка
слива горючего; 44 кольцо рубашки; 45— кольцо замыкающее; 46 — бобышка ПЗУ; 47 — коллектор; 48 — перегородка распределительная; 49 — штуцер замера давления
окислителя перед форсунками; 50 — кронштейн иуль-фнксатора
154
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-111
20*
В	8-й
Г*	1 Сахма расположения форсунок
Фиг. 379. Форсуночная головка:
4 — форсунка окислителя; 5 — днище среднее; 7 — ребро; 6, 8, 15 — форсунки горю-
чего; 9 — фланец с патрубком подвода окислителя; // — кольцевые обечайки: 12 —
днище наружное; 14 — кольцо силовое; 16 — штифт; 18 — дпнще внутреннее
На силовом кольце 14 установлены (фиг. 376, 386) штуцер
замера давления перед форсунками окислителя 49 и биметал-
лический штуцер 51, служащий для замера давления газа в
камере сгорания при проведении стендовых контрольных ис-
пытаний. В летных условиях замер давления газа производит-
ся только на одной из четырех камер сгорания через биметал-
лический переходник 13 (фиг. 378) с приваренной к нему би-
металлической трубкой 10. Массивные бронзовая втулка
(фиг. 388) и корпус переходника, а также отсутствие разъема
между переходником и трубкой обеспечивают высокую надеж-
ность камеры в части исключения возможности прогаров в
месте замера давления газа.
Бронзовые внутренняя стенка средней части 22 (фиг. 378)
и стенка первой секции сопла 31 выполнены оребренными,
причем стенка первой секции сопла имеет уменьшающуюся по
мере удаления от критического сечения высоту ребер, что при-
водит к известному снижению веса. Стенка второй секции соп-
ла 41 выполнена из листовой стали и соединяется с рубашкой
через стальную гофрированную проставку 40. Для улучшения
условий сварки участок стенки второй секции сопла выполнен
из стали 1Х21Н5Т, обладающей хорошей свариваемостью
с бронзой.
Г-Д	Г--------°--------1	/IМ
S2
Фиг. 380. Форсунка окислителя
Фиг. 381. Форсунка горючего
Условное
обозначение
форсунки
g
\Р


Узлы камеры сгорания соединяются между собой, как и на
камерах сгорания двигателей РД-107 и РД-108 при помощи
сварки по внутренним стенкам и рубашкам через соединитель-
ные кольца 19, 28 и 33.
В районе области втекания к кольцевым буртам рубашки
средней части приварен бандаж с опорными цапфами 24, по-
средством которых камера крепится в подшипниках узлов ка-
чания двигателя. Вблизи силового бандажа установлен проти-
вопожарный сферический экран 26, выполненный из листово-
го титана.
Горючее подается к подводящему коллектору 47 камеры
сгорания через один патрубок 37, в котором для увеличения
прочности установлено ребро 38. Для снижения веса подводя-
щий коллектор выполнен эксцентричным. Для обеспечения
равномерного распределения горючего по периметру сопла в
коллекторе установлена перегородка 48 с отверстиями.
На срезе сопла установлены кольца 44 и 45, на одном из
которых приварена бобышка 43, служащая для слива охлаж-
дающей жидкости из зарубашечного пространства камеры
сгорания.
Для крепления тяги рулевой машинки к камере и фикса-
ции камеры сгорания в нулевом положении имеются крон-
штейны 1 и 50.
G,
Г/сек
74,5
50,2
93,1
74,5
198,9
di
4,6
3,8
Размеры, мм
d.2
d3
h
4,0
3,2
1,05
0,82
1,2
1,05
1,25
1,2
1,25
Фиг. 382. Форсунка горючего
Фиг. 383. Форсунка горючего
ЛА
Материалы, применяемые при изготовлении деталей камеры сгорания
Наименование
Материал
Внутренние стенки цилиндра, средней части и
первой секции сопла; внутреннее днище форсуноч-
ной головки, форсунки, штифты
Детали форсуночной головки: среднее и наруж-
ное днища, силовое кольцо, соединительные пере-
городки, ребра, патрубок и фланец. Соединитель-
ное кольцо форсуночной головки с нижней частью,
перегородка в коллекторе на срезе сопла, штуцера
Втулки биметаллических штуцеров
Рубашка цилиндра
Кольцо цилиндра, рубашка средней части', дета-
ли опорного пояса, бандаж с цапфами, кронштейн
крепления тяги рулевой машинки, кронштейн фик-
сатора камеры в нулевом положении
Кольцо средней части
Стенка сопла (вторая секция), кольца рубашек
и рубашки сопла, соединительные кольца сопла,
фланец подвода горючего
Стенка сопла (третья секция), кольцо замыкаю-
щее, коллектор и патрубок подвода горючего,
ребро в патрубке горючего
Противопожарный экран
Гофрированная проставка сопла
П р и п о й:
для пайки форсунок и штифтов
для пайки средней части и первой секции сопла
для пайки второй секции сопла
Сплав БрХ08
Сталь ЭИ654
Сплав № 5
Сталь 19Х2НВФА
Сталь 12Х2НВФА
Сталь 25
Сталь 1Х21Н5Т
Сталь Х18Н10Т
Титановый сплав ОТ4
Сталь ЮКП
ПСр 37,5
ПСрМНЦ 38
Г70НХ
155
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-111
300 ребер
Фиг.
386. Стык форсуночной головки с ниж-
ней частью:
3 _ штуцер замера давления горючего перед фор-
сунками; 16— штифт; 19 — кольцо соединительное;
5’1 — биметаллический штуцер замера давления
в камере (технологический)
Фиг. 385, Схема расположения ребер по длине камеры сгорания
Во время испытаний отмечались случаи прогара форсуночной голов-
в районе установки штуцера замера давления газа в камере. Для лик-
видации этого дефекта была разработана конструкция биметаллическо-
го замерного штуцера (фиг. 386) и биметаллического переходника
(фиг. 388).
Для повышения надежности и улучшения технологичности в процес-
се доводки была изменена конструкция стыков средней части с форсу-
ночной головкой и с первой секцией сопла. При этом была существенно
увеличена прочность паяных соединений в стыке средней части с первой
секцией сопла и исключены систематически наблюдавшиеся подплавле-
ния отбортовки внутреннего днища форсуночной головки в месте стыка
ее со стенкой нижней части. Первоначальные варианты стыков представ-
лены на фиг. 387 и 389.
кн
В процессе доводки камеры сгорания наибольшие трудности были
связаны с отработкой устойчивости рабочего процесса. При этом было
обнаружено сильное влияние на устойчивость ряда внешних факторов,
а именно: условий запуска двигателя, особенностей турбонасосного агре-
гата, равномерности распределения компонентов топлива по камерам
сгорания и т. п.
Работы по обеспечению устойчивости процесса и достижению необ-
ходимой полноты сгорания велись на форсуночных головках различных
вариантов. Была проверена работоспособность камер сгорания с форсу-
ночными головками, имеющими:
а)	двухкомпонентные центробежные форсунки при широком диа-
пазоне изменения перепадов давления на форсунках (от 33 до 4,5 ат);
б)	двухкомпонентные струйные и струйно-центробежные форсунки;
в)	чередующиеся по рядам струйные и центробежные двухкомпо-
нентные форсунки;
г)	двухкомпонентные или однокомпонентные форсунки, разбитые по
расходам на классы;
д)	однокомпоиентные форсунки.
Наряду с испытаниями различных вариантов форсуночных головок
проверялось влияние на устойчивость рабочего процесса изменения дли-
ны цилиндрического участка камеры сгорания.
Проведенные испытания показали, что головки с однокомпонентны-
ми форсунками обеспечивали существенно лучшие показатели по устой-
чивости рабочего процесса и удельной тяге.
Явное улучшение устойчивости достигалось при введении разбивки
одноименных форсунок на классы по величине расхода и при расшире-
нии разницы в расходах между соседними классами. В частности, рабо-
тоспособность головок с двухкомпонентными форсунками была достиг-
нута только при разнице в расходах между соседними классами в 20%.
Изменение перепада давления на форсунках и доли расхода горю-
чего, подаваемого через периферийные форсунки, во всех вариантах ис-
пытаний сказались слабо.
Лучшие результаты по устойчивости рабочего процесса при доста-
точно высокой удельной тяге были получены для форсуночной головки
с большим числом однокомпонентных форсунок, принятой в настоящее
время в качестве окончательного варианта (фиг. 379). Надежность этой
головки в части устойчивости была существенно улучшена за счет рас-
ширения разницы в расходе через форсунки между соседними классами
до ±10%- Дальнейшее увеличение этой разницы было ограничено за-
метным снижением удельной тяги.
Длина цилиндрической части камеры сгорания в процессе доводки
была уменьшена
вес конструкции
с 430 до 130 мм. Это позволило существенно снизить
и несколько ее упростить.
29 31
Фиг, 387. Первоначальный вариант
стыка средней части камеры с первой
секцией сопла (см. место //
на фиг. 378):
22 — стенка внутренняя оребренная; 27 —
рубашка средней части; 29— кольцо сопла;
5/ — стенка сопла; 52— проставка гофри-
рованная; 53— кольцо соединительное
14 16 18
55
10
Фиг. 388. Замер давления газа в камере сгорания через биметалли-
ческий переходник (сечение С—С на фиг. 378):
/0биметаллическая трубка; 14 — силовое кольцо; 16 — штифт; 18 — днище
внутреннее; 54 — втулка; 55 — корпус переходника
14
Первоначальный вариант
Фиг. 389.
стыка нижней части камеры сгорания
с форсуночной головкой (см. место I
на фиг. 378):
14 — кольцо силовое; 18 — днище внутрен-
нее



156
ГАЗОГЕНЕРАТОР ДВИГАТЕЛЯ РД-111
Фиг. 390. Газогенератор
Газогенератор (фиг. 390, 394) работает на тех же компонентах, что
и камера сгорания. Он состоит из двух основных узлов: форсуночной го-
ловки и нижней части.
На форсуночной головке установлено 36 форсунок окислителя 7 и
96 форсунок горючего 3, расположенных по концентрическим окружно-
стям. Расположение форсунок — близко к сотовому. Все форсунки
(фиг. 396, 397, 398) однокомпонентные, центробежные, с тангенциальны-
ми отверстиями.
Силовое кольцо 12 (фиг. 394), среднее днище 9, сферическое наруж-
ное днище 8 и стакан 5 образуют полость окислителя. Подача окислите-
ля в полость головки осуществляется через ниппель 10, приваренный
к наружному днищу. Полость горючего ограничена стаканом 5, силовым
кольцом 12, внутренним 2 и средним 9 днищами. Горючее в головку по-
дается через ниппель 6, приваренный к стакану. На силовое кольцо при-
вариваются два диаметрально расположенных гнезда пирозажигателя 1,
сообщающиеся с огневой полостью газогенератора отверстиями диамет-
ром 10 мм.
Для замера давления газа в газогенераторе и замера давлений го-
рючего и окислителя перед форсунками установлены соответственно шту-
цера 24, 23 и 22.
Для предохранения кольца 12 от прогара на нем имеется наплав-
ка 25 из сплава № 5 (фиг. 403).
Охлаждение нижней части автономное. В качестве охлаждающей
жидкости используется кислород, направляемый на наддув окислитель-
ного бака. Схема охлаждения дана на фиг. 392.
Нижняя часть газогенератора состоит из внутренней оребренной
стенки 15 (фиг. 394) и наружной рубашки 16, к которой приварены коль-
цо цилиндра 14 и кольцо сопла 17. Соединение стенки с рубашкой про-
исходит при помощи пайки по вершинам ребер (фиг. 404). К кольцам 14
и 17 приварены коллекторы 13 и 18 со штуцерами 19 и 21 для подвода
и отвода охлаждающей жидкости. Для прохода охлаждающей жидкости
в зарубашечное пространство нижней части в кольцах 14 и 17 выполне-
ны отверстия. Со стороны статора турбины к кольцу 17 приварено замы-
кающее кольцо 20 с бронзовой наплавкой 26 (фиг. 402).
Фиг. 391. Геометрический контур газогенератора
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ГАЗОГЕНЕРАТОРА [108]
Секундный расход окислителя.................
Секундный расход горючего...................
Весовое соотношение компонентов топлива .
Давление газов в газогенераторе .	.	.	,
Давление окислителя перед форсунками
Давление горючего перед форсунками .
Температура газа на выходе из газогенератора
Подогрев окислителя в рубашке охлаждения
Диаметр цилиндрической части газогенератора
Диаметр выходного сечения ....
Объем газогенератора.....................
Относительная расходонапряженность — рас
ход, отнесенный к площади форсуночной го
ловки и к давлению п гг1зогеператоре
1,78 кГ/сек
12,62 кГ/сек
0,38
76 ата
88 ата
84 ата
1073° К
69° С
179,8 мм
100,2 .11.1!
5,909 л
Г
0,93 --------------
с.к- • сек  ата
Время пребывания продуктов в газогенераторе 1,17  10-2 сек
Количество форсунок:
окислителя...................................36	шт.
горючего.....................................96	шт.
р=88 ата
Gr=W2^L.
р=84 ата
Фиг, 392. Схема охлаждения и смесеобразования
Фиг. 393. Расчетные характеристики параметров
охлаждения вдоль оси газогенератора:
суммарный удельный тепловой поток; / — темпера-
тура охлаждающей жидкости; /1 — температура сделки си
стороны огневого пространства; t2 — температура стенки
со стороны охлаждающей жидкости; /з — температура
рубашки в местах спая с ребрами; F — проходная пло-
щадь охлаждающего тракта
1-57
ГАЗОГЕНЕРАТОР ДВИГАТЕЛЯ РД-111
22
Ю
8 — дншце
6
5
it
23
12
9
8
7,
замера дав-
перед фор-
71— А (см.
Сечение
фиг. 394);
наружное; 22 — штуцер
 23
12
26
20
Штуцер замера дав-
W'szzzj
4, //--гайки накидные; 5 —стакан; 6 — ниппель
j0 ниппель подвода окислителя;
Фиг. 399. Штуцер
лепия окислителя
сунками.
Фиг. 400. Штуцер замера дав-
ления горючего перед форсун-
ками. Сечение Д—Д (см.
фиг. 394):
12— кольцо силовое; 23 — штуцер
Фиг. 394. Газогенератор [По]:
гнездо пи розажнгателя; 2 — днище внутреннее; 3 — форсунка горючего;
горючего; 7— форсунка окислителя; 8— днище наружное; 9—днище среднее;
18 — коллекторы; 14— кольцо цилиндра; 15 — стенка внутренняя; /Г
ющеП жидкости; 20 — кольцо замыкающее; 21 — штуцер отвода охлаждающей
форсунками; 23 — штуцер замера давления горючего перед форсунками;
/б — рубашка наружная;
" жидкости;
24 — штуцер замера
подвода
.......... ........  ..	12 — кольцо силовое; 13,
/7 — кольцо сопла; 19 — штуцер подвода охлажда-
...................... -----------------иеред
22—штуцер замера давления окислителя
давления в каморе газогенератора
Фиг. 401.
ления в камере газогенератора.
Сечение В—В (см. фиг. 394):
12 — кольцо силовое; 2/— штуцер
Фиг. 402. Место II (см.
фиг. 394);
/"--стенка внутренняя; 16 — ру-
башка наружная; 17 — кольцо соп-
ла; 18 — коллектор; 19 — штуцер
подвода окислителя; 20 — кольцо
замыкающее; 26 — наплавка брон-
зовая
22.8
А
Фиг. 396, Форсунка
/7///Z/////M1&/////J
Форсунка
горючего
Форсунка
окислителя
У
25,5
ЯМ»
" J,6
18_____

Фиг. 395. Схема расположения форсунок
---- «3
s,
4 omg.tf
горючего
окислителя
форсуночной
частью. Ме-
Фиг. 403. Стык
головки с нижней
сто 1 (см. фиг. 394):
12 — кольцо силовое; 13 — коллек-
тор; Н—кольцо цилиндра; /5—
стенка внутренняя; 25 — наплавки
бронзовая
1,25
4 отв. Ф 1,2,
Фиг. 398. Форсунка
пайка
Фиг. 405. Гнездо пирозажига-
теля. Сечение Б—Б (см.
фиг. 394):
/—гнездо пирозвжигателя; 12-
кольцо силовое
Фиг. 404. Типовое сечение
та охлаждения. Сечение
_____ (см. фиг. 394);
15 — стенка внутренняя; 16 — ру-
башка наружная
трак-
Г-Г
А->
1,45
4 отв. Ф0,9
Фиг. 397. Форсунка горючего
Условное обозначение форсункн	Размеры, мм	
	h	d
	1	' 1,8
	1,2	1,35
Материалы,
применяемые при изготовлении деталей
газогенератора
Наименование	Материал
Силовое кольцо форсуночной головки, гнезда пирозажигателеп, форсунки, кол- лекторы Детали форсуночной головки; внутрен- нее, среднее и наружное днища, стакан, ниппеля, рубашка нижней части, кольцо цилиндра, кольцо сопла, замерные штуцера Внутренняя стенка Кольцо замыкающее	Сталь Х18Н10Т Силан ЭИЙ54 Бронза БрХ08 Сталь Х25Н16Г7АР
Пр и п О U;	
для пайки форсунок для пайки нижней части	ПСрМНЦ38 ПСр37,5
«г
158
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИГАТЕЛЯ РД-111
Фиг. 406. Турбонасосный агрегат и газогенератор двигателя РД-111
Характерные размеры насосов и турбины
Насос ок и с л п т е л я
Диаметр центробежного колеса на входе .	.	200' мм
Диаметр центробежного колеса на выходе .	.	290 ш.и
Угол установки лопаток па выходе из центро-
бежного колеса.............................70”
Густота решетки шнека по наружному диа-
метру ....................................2,72
Угол установки лопатки шнека...............9°Э2'
На с о с го рюче г о
Диаметр центробежного колеса па входе .	.	168 мм
Диаметр центробежного колеса на выходе .	.	360 мм
Угол установки лопаток па выходе из центро-
бежного колеса............................65°
Густота решетки шнека по наружному диа-
метру ....................................2,82
Угол устапопки лопатки шнека...............!)''О7'
Т у р б и и а
Средний диаметр ротора.......................  575	Л1М
Диаметр критического сечения сопла .	.	12 мм
Диаметр сопла на выходе.....................  29,5	мм
Угол наклона оси сопел........................22°
Высота лопатки первой ступени на выходе .	.	42,8 мм
Высота лопатки второй ступени на выходе .	.	64,8 мм
Турбонасосный агрегат двигателя РД-111 (фиг. 406 и 407)
состоит из турбины и насосов окислителя и горючего.
Основные параметры и конструктивная схема турбонасос-
ного агрегата выбраны из условия обеспечения заданных рас-
ходов и давлений подачи окислителя и горючего при высокой
экономичности, высокой надежности и относительно неболь-
ших габаритах и весе ТНА.
Оба насоса турбонасосного агрегата одноступенчатые, цен-
тробежного типа, с двусторонним подводом компонента к
центробежному колесу. Перед каждым центробежным коле-
сом установлено два шнека: по одному с. каждой стороны.
Турбина — осевая, высокоперепадная, двухступенчатая,
активного типа.
Число оборотов, являющееся одним из основных парамет-
ров, определяющих вес, габариты и экономичность турбона-
сосного агрегата, выбрано из условия бескавитационной рабо-
ты насосов при заданных расходах, напорах и давлениях на
входе. Благодаря двустороннему подводу окислителя и горю-
чего к центробежным крыльчаткам, позволяющему при боль-
ших расходах компонентов получить малые скорости на входе
в крыльчатки, и наличию шнеков удалось обеспечить надеж-
ную, без срывов, работу насосов при числе оборотов, равном
8500 в минуту.
Для уменьшения веса и размеров насосов применены вы-
соконапорные центробежные крыльчатки с лопатками двоякой
кривизны и углами на выходе, равными 65—70°. Специальное
профилирование проточной части центробежных колес позво-
лило получить высокие коэффициенты полезного действия на-
сосов.
Рабочим телом турбины в течение всего времени работы
двигателя, за исключением запуска, который осуществляется
от порохового стартера, являются продукты сгорания основ-
ных компонентов топлива в газогенераторе с большим избыт-
ком горючего. Температура газа на входе в турбину принята
равной 1073° К. Дальнейшее повышение температуры, увели-
чивающее работоспособность газа, и, следовательно, выгодное
с энергетической точки зрения, значительно усложняет кон-
струкцию турбины и ухудшает весовую характеристику ТНА
в целом, а потому нецелесообразно.
Для повышения удельной мощности турбины, в значитель-
ной степени определяющей экономичность турбонасосного
агрегата, в ней срабатывается большой сверхзвуковой пере-
пад давлений. Дальнейшее увеличение перепада по сравнению
с принятой величиной нецелесообразно, так как приводит к
увеличению веса турбины при незначительном приросте удель-
ной мощности. 'При большом сверхзвуковом перепаде давле-
ний, срабатываемом в сопловом аппарате, и принятом значе-
нии температуры обеспечить высокий коэффициент полезного
действия турбины с одной ступенью не представляется воз-
можным. Поэтому турбина выполнена двухступенчатой.
Выбранная величина окружной скорости на среднем диа-
метре ротора турбины обеспечивает близкий к оптимальному
по экономичности режим работы турбины с двумя ступенями
скорости.
Профилирование лопаток ротора и направляющего аппа-
рата с учетом особенностей обтекания их газовым потоком,
имеющим большие сверхзвуковые скорости, позволило умень-
шить потери в проточной части и способствовало получению
высокого коэффициента полезного действия турбины. Угол на-
клона оси сопел принят оптимальным для двухступенчатой
турбины активного типа. С целью уменьшения веса ТНА тур-
бина расположена в агрегате с края. При таком ее размеще-
нии выхлопной коллектор не является силовым элементом и
имеет меньший вес.
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ТУРБОНАСОСНОГО
АГРЕГАТА [108]
Мощность турбонасосного агре-
гата ..........................
Число оборотов турбины п насо-
сов горючего, окислителя
Расход окислителя ....
Расход горючего................
Минимальное давление па входе в
насос окислителя ....
Минимальное давление па входе в
насос горючего.................
Давление па выходе из насоса
окислителя ....................
Давление на выходе из насоса
горючего ......................
Коэффициент полезного действия
насоса окислителя ....
Коэффициент полезного действия
насоса горючего................
Коэффициент	быстроходности
насоса окислителя ....
Коэффициент	быстроходности
насоса горючего..............
Относительная осевая скорость на
входе в насос окислителя
Относительная осевая скорость па
входе в насос горючего
Расход рабочего тела турбины
Удельная мощность (мощность,
отнесенная к единице секундно-
го расхода рабочего тела тур-
бины) ........................
Эффективный коэффициент полез-
ного действия турбины .
Температура рабочего тела на
входе в турбину ...............
Давление на входе в турбину
Давление на выходе из турбины
Окружная скорость на среднем
диаметре ротора турбины ,
Отношение окружной скорости на
среднем диаметре ротора к ско-
рости истечения из сопел
Вес турбонасосного агрегата, не
заполненного компонентами
Вес турбонасосного агрегата, за-
полненного компонентами .
Габаритные размеры турбонасос-
ного агрегата (длина X шири-
на X высота) ..................
Относительный вес турбонасосного
агрегата (вес агрегата, запол-
ненного компонентами, отнесен-
ный к единице тяги двигателя)
Вес турбонасосного агрегата, за-
полненного компонентами, отне-
сенный к единице мощности
11 500 л, с.
8500 об/мин
369,9 кГ/сек
155 кГ/сек
4,5 ата (при t — —183° С)
2,2 ата (при t = -15” С)
114 ата
138 ата
0,68
0,73
74
36
0,0786
0,0735
16,6 кГ/сек
кГ/сек
0,575
1073° К
76 ата
2,4 ата
258 м/сек
0,183
414,6 кГ
490 к.Г
1690X950X940 ли*
3,4 кГ/т тяги
42,6 Г/л. с.
159
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИГАТЕЛЯ РД-111
Насос окислителя и насос горючего в турбона-
сосном агрегате (фиг. 406 и 407) расположены со-
осно. Турбина имеет общий вал с насосом окислите-
ля, ротор турбины расположен на валу консольно.
Насос горючего имеет отдельный вал. Передача
крутящего момента турбины на вал насоса горюче-
го осуществляется через рессору 1 (фиг. 407) с
эвольвентнымп шлицами. Наличие раздельных ва-
лов насосов в сочетании с надежной системой уплот-
нений по валам исключает возможность соприкос-
новения окислителя и горючего.
Соединение насоса окислителя с насосом горюче-
го и статором турбины производится через ради-
альные призматические шпонки 2, благодаря кото-
рым температурные деформации деталей не нару-
шают общей соосности агрегатов.
Турбонасосный агрегат имеет три точки крепле-
ния на раме двигателя: две из них — цапфы, на ко-
торые устанавливаются сферические подшипники
рамы, расположены на корпусе насоса окислителя;
третья — проушина, допускающая продольное пере-
мещение турбонасосного агрегата относительно ра-
мы, выполнена па корпусе насоса горючего. Такая
конструкция опор позволяет избежать дополнитель-
ных нагрузок на агрегат в случае деформации
рамы.
Насос окислителя (фиг. 408) состоит из следую-
щих основных деталей: корпуса, крышки, центро-
бежной крыльчатки, шнеков, подшипников и уплот-
нений.
Основные рабочие полости насоса — патрубок
всасывания, спиральная улитка и диффузор — обра-
зуются внутренними поверхностями собранных ме-
жду собой корпуса 20 и крышки 28, которые явля-
ются отливками сложной формы. Принятая форма
патрубка всасывания обеспечивает подвод компо-
нента к шпекам и центробежной крыльчатке с не-
большим гидродинамическим сопротивлением. Реб-
ро, делящее поток жидкости на две равные части
и предотвращающее закрутку потока на входе, яв-
ляется одновременно и ребром жесткости, Патрубок
всасывания охватывает улитку снаружи, подкреп-
ляя ее.
Уплотнение стыков крышки с корпусом насоса
осуществляется алюминиевыми кольцами 25 и 39,
которые устанавливаются в специальных клиновид-
ных гнездах и обжимаются при затяжке гаек.
Центробежная крыльчатка 21 — двусторонняя,
закрытого типа, с профилированными лопатками
двоякой кривизны. Разделение полостей высокого и
низкого давлений осуществляется уплотнениями ще-
левого типа, представляющими собой плавающие
кольца 22 и 26, установленные по буртам центро-
бежной крыльчатки. Кольца выполнены из бронзы
и работают по хромированной поверхности крыль-
чатки. Такое уплотнение обеспечивает незначитель-
ное перетекание окислителя из полости высокого в
полость низкого давления.
Передача крутящего момента от вала к центро-
бежной крыльчатке и шнекам осуществляется через
прямоугольные шлицы.
160
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИГАТЕЛЯ РД-111
| ВхоЭ
уплотнении; « — диафрагма; 9—выхлопной коллектор; 10— замок; 11— теплоизо-
аппарат; 1ь распределительная труба; /7 — кронштейн; 18 — бобышка; 19 — шпонка;
,сл„ —. 35 — уплотнительные кольца; 28—крышка; 30, 42 — подшипники; 31, 35, 44 — фторо-
37 _1 гайка; 40 — кольцо
Фиг. 408. Турбина с насосом окислителя
1 - потоп' 2 - впит- 3 - вал насоса; 4 - стакан; 5 - штифт; 6, 33, 34, 43 - чугунные кольца уплотнения; 7, 36, 45 — корпуса
ляционный чехол; 12 -лопатка второй ступени; 13 - направляющий аппарат; /-/-лопатка первой ступени; /5 -сопловой
20 -корпус насоса; 21 - центробежная крыльчатка; 22, 26 - плавающие кольца; 23, 2.), 38._ 41 - вт>лки, 24 27 шнеки; 2%
‘ s	пластовые манжеты. За — пружинная шайба, и.
[116]:
уплотнений; 8 — диафрагма; 9—выхлопной коллектор;
ЗР — уплотнительные
Шнеки 24 и 27 с тремя лопатками постоянного шага выпол-
йены из деформируемого алюминиевого сплава. Выходные
кромки шнеков ориентированы относительно входных кромок
лопаток центробежной крыльчатки для уменьшения кавитаци-
онной эрозии лопаток центробежной крыльчатки. Кроме того,
в турбонасосном агрегате введена взаимная ориентация поло-
жения центробежных крыльчаток насосов окислителя и горю-
чего для идентичности всех изготавливаемых ТНА и для иск-
лючения случайного совпадения по фазе частот мерцания.
Подшипники 30 и 42, на которые опирается вал насоса, ра-
диально-упорные, шариковые, работают в среде жидкого кис-
лорода. Подшипники отличаются от обычных высокой точно-
стью изготовления, увеличенным радиальным зазором, мате-
риалами обойм и шариков, массивным сепаратором. Обоймы я
шарики изготавливаются из нержавеющей стали с высокой
твердостью, сепаратор — из бронзы.
Благодаря симметричному подводу окислителя, симметрич-
ному расположению шнеков и полной симметрии центробеж-
ной крыльчатки в насосе не возникает больших неуравнове-
шенных осевых сил. Небольшое неуравновешенное осевое уси-
лие от насоса и турбины воспринимается подшипником 42.
Внутренняя и наружная обоймы подшипника закреплены в
осевом направлении. Подшипник 30 .в осевом направлении не
закреплен.
Посадка подшипников на валу плотная; в корпусе и крыш-
ке подшипники устанавливаются с зазором, но в рабочих усло-
виях, при температуре жидкого кислорода, вследствие различ-
ных коэффициентов линейного расширения материалов корпу-
са (крышки) и подшипников зазор выбирается и обеспечи-
вается плотная посадка. Жидкий кислород для охлаждения
и смазки подшипников подводится из полости высокого давле-
ния через сверления в корпусе и крышке. Выбранный диаметр
жиклирующего отверстия в сверлении обеспечивает необходи-
мый для надежной работы подшипников расход кислорода.
Пакет деталей на валу затягивается гайкой 37 через пру-
жинные шайбы 32, которые обеспечивают более равномерную
затяжку пакета.
Узлы уплотнений насоса по валу состоят из разрезных чу-
гунных колец, фторопластовых манжет и дренажных полостей.
Фторопластовые манжеты 35 и 44 обеспечивают герметичность
уплотнения после заливки окислителя в насос до начала ра-
боты агрегата. Чугунные кольца уплотнений состоят из сег-
ментов, стянутых между собой пружиной. Вследствие малых
радиальных зазоров между кольцами и валом, а также ма-
лых осевых зазоров по торцам колец и сопрягаемых с ними де-
талей уплотнения утечка жидкого кислорода в дренажные по-
лости невелика.
Особое внимание при проектировании ТНА было уделено
надежному разделению по валу полостей насоса окислителя
и турбины во избежание соприкосновения газа с избытком го-
рючего, являющегося рабочим телом турбины, и окислителя.
Для повышения надежности работы системы уплотнений
по валу принят ряд мер: в отличие от ТНА ранее разработан-
ных двигателей в турбине установлено три кольца 6; пружина,
стягивающая сегменты первого от турбины кольца, выполне-
на из жаростойкой стали; дренажные полости газа и окисли-
теля, а также дренажный трубопровод окислителя имеют уве-
личенную площадь сечения.
Турбина (фиг. 408) состоит из следующих основных узлов:
ротора, статора, направляющего аппарата, выхлопного кол-
лектора и деталей, обеспечивающих уплотнение полости низ-
кого давления.
Зак. 00118
161
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИГАТЕЛЯ РД-111
Ротор / — однодисковый, с двумя венцами рабочих лопаток. Креп-
ление лопаток к диску ротора замкового типа. Ножки лопаток елочной
формы. Крепление ротора к фланцу вала насоса окислителя осуществ-
ляется винтами 2. Крутящий момент ротора передается на вал через
штифты 5. Для выравнивания давления по обе стороны ротора с целью
уменьшения осевого усилия в диске имеются три отверстия.
Основным силовым элементом статора является сопловой аппа-
рат 15, выполненный в виде неразрезного кольца, по окружности кото-
рого равномерно расположены двадцать два сопловых отверстия. Рас-
ширяющаяся часть сопел коническая. Три сопла соплового аппарата ис-
пользуются как пусковые и работают от порохового стартера только при
запуске. Подвод пороховых газов к пусковым соплам и газогенераторно-
го газа к основным соплам осуществляется по подводящим патрубкам и
распределительной трубе. Участок распределительной трубы в зоне пу-
плПО1 шлпчпмпя пт пгтяльной части тоубы вваренными в нее
Вход
10
8
4
3
7
6
5
21
24
2 b
22
23
15, 17,
 пла-
Фиг. 409. Насос горючего [117]:
/-центробежная крыльчатка; 2 - корпус; 3-вал; < в, 9, 21, 23, 25-манжеты- 5 24 — подшипники. 7
20 - уплотнительные кольца; 8, 18, 22 - крышки; ю, /9 - отражатели; 11, М - шпеки- °2 -кольцо- И °
вающее кольцо; 14 — втулка	' кольцо, и —
сковых сопел изолирован от остальной части трубы вваренными в
сферическими перегородками.
Температура пороховых газов существенно выше тем-
пературы основного рабочего тела турбины. Поэтому для
предотвращения прогара в области критического сечения
песковые сопла имеют вставку из малолегировапнои ста-
ли, обладающей высокой теплопроводностью. Все основ-
ные детали турбины выполнены из жаропрочных сплавов.
Сварная конструкция статора надежно обеспечивает
герметичность полости высокого давления.
Направляющий аппарат турбины состоит из четырех
сегментов направляющих лопаток /3; соединение лопа-
ток с сегментами осуществляется посредством сварки.
Сегменты с направляющими лопатками крепятся к ста-
тору болтами.
Выхлопной коллектор 9 турбины представляет собой
тонкостенную оболочку. Газ из него отводится через два
выхлопных патрубка, имеющих фланцевые соединения
с выхлопными трубами. Соединение выхлопного коллек-
тора со статором осуществляется сваркой, что обеспечи-
вает полную герметичность места стыка.
Полость низкого давления турбины со стороны насоса
окислителя ограничена диафрагмой 8, приваренной к
сопловому аппарату и корпусу уплотнения 7.
Уплотнение полости турбины по валу осуществляется
тремя разрезными чугунными кольцами 6. Между коль-
цом, расположенным в корпусе уплотнения, и кольцами,
находящимися в крышке уплотнения и стакане 4, имеет-
ся дренажная полость.
Для тепловой изоляции статор и выхлопной коллек-
тор покрыты чехлами 11 из стеклоткани и каолиновой
ваты.
Насос горючего (фиг. 409) состоит из корпуса, крыш-
ки, центробежной крыльчатки, шнеков, вала, подшипни-
ков и уплотнений.
Корпус 2 и крышка 18 насоса горючего представля-
ют собой отливки сложной формы и аналогичны по кон-
струкции корпусу и крышке насоса окислителя. Стыки
корпуса с крышкой в полостях высокого и низкого дав-
лений уплотняются резиновыми кольцами 15 и 17, рас-
положенными в клиновидных гнездах.
Центробежная крыльчатка 1 — двусторонняя, закры-
того типа, с лопатками двоякой кривизны. По ее буртам
установлены плавающие кольца 13, которые совместно
с кольцами 12 осуществляют разделение полостей высо-
кого и низкого давлений насоса. Узлы плавающих уп-
лотнении закреплены в корпусе и крышке втулками 14.

Шнеки 11 и 16 имеют три лопатки с постоянным шагом.
Симметрия входного патрубка насоса, центробежной
крыльчатки и симметричное расположение шнеков по-
зволяют не иметь в насосе больших неуравновешенных
осевых сил.
Вал насоса опирается на радиально-упорные шарико-
вые подшипники 5 и 24. Небольшие осевые силы, появ-
ляющиеся в насосе, воспринимаются подшипником5, ко-
торый закреплен в осевом направлении по внутренней
и наружной обоймам. Подшипник 24 в осевом направле-
нии не зафиксирован. Посадка подшипников на валу,
в корпусе и крышке — плотная. Оба подшипника рабо-
тают в среде консистентной смазки, стойкой к горючему.
Уплотнение полостей насоса по валу осуществляется
системой резиновых манжет 4, 6, 9 и 21, 23, 25 и дре-
нажных полостей.
До пуска турбонасосного агрегата при залитом ком-
понентом насосе манжетные уплотнения обеспечивают
полную герметичность по валу. При работе насоса в
случае некоторого износа манжет по внутреннему диа-
метру возможна небольшая утечка компонент.! по валу
в дренаж. Отражатели 10 и 19, понижая давление го-
рючего перед манжетами, создают условия, более бла-
гоприятные для работы манжет.
Манжеты 6, 9, 21 н 23— двустороннего действия.
С одной стороны они предотвращают вытекание смазки
из полостей подшипников, с другой — манжеты 9 и 21
не допускают проникновения компонента по валу пздре-
нажных полостей в полости подшипников, манжеты 6 и
23 наружным усом защищают рабочие поверхности ман-
жет от попадания на них пыли извне.
Материалы, применяемые для изготовления основных
деталей турбонасосного агрегата
Наименование деталей
Матернал
Насос окислителя
Вал
Рессора
Крыльчатка
Корпус, крышка
Шнек
Лабиринт
Кольцо уплотнения но валу
Насос горючего
Вал
Крыльчатка
Корпус, крышка
Шнек
Лабиринт
Турбипа
Диск ротора
Рабочие лопатки
Сопловой аппарат
Лопатки направляющего аппа-
рата
Обечайка выхлопного коллек-
тора
Подводящий патрубок статора
Сталь 38ХА
Сталь 38ХЛ
Сплав ал.ЛЛГ
Силан ал.АЛ!
Сплав ал.АК8
Бронза БрОС5-25
Чугун СЧ18-36
Сталь 38ХА
Сплав ал.АЛЧ
Силан ал.АУН
Силан ал.АКК
Силан ал.А В
Силан ЭИ 867
Силан ЭИ 827
Сталь ЭН 83.г>
Сталь 1Х18Н9ТЛ
Силан ЭИ 868
Сплав ЭИ 868
162
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИГАТЕЛЯ РД-111
Доводка турбонасосного агрегата двигателя РД-111 проводи-
лась по тем же основным этапам, что и доводка турбонасосного аг-
регата двигателя РД-107. Однако в связи с тем что турбонасосный
агрегат двигателя РД-111 является самым мощным отечественным
ТНА ЖРД, выполненного по незамкнутой схеме, к специфическим
особенностям доводки его добавилась отработка требуемой жест-
кости корпусов насосов, шнеков и элементов плавающих уплотне-
ний больших размеров, поскольку недостаточная жесткость кон-
струкции влияет на работоспособность основных узлов ТНА. Кро-
ме того, из-за особенностей компоновки турбонасосного агрегата
(турбина, работающая на газе с избытком горючего, расположена
рядом с насосом окислителя) большое внимание при доводкеТНА
уделялось отработке узлов уплотнения по валу между турбиной
и насосом окислителя.
В процессе доводки турбонасосного агрегата в составе двига-
теля были отдельные случаи взрывов насоса окислителя из-за воз-
горания металла внутри насоса. Одной из причин возгорания ме-
талла в полости насоса явилась недостаточная жесткость корпуса,
крышки насоса и шнеков, вследствие чего в процессе работы из-за
деформации корпусных деталей уменьшались рабочие зазоры в
элементах уплотнений. В отдельных случаях эти зазоры выбира-
лись полностью и происходило интенсивное трение в месте кон-
такта шнека с крышкой с последующим возгоранием металла.
Для ликвидации указанного дефекта была увеличена жесткость
корпуса и крышки насоса окислителя, а также жесткость шнеков
утолщением лопаток у корня и увеличением длины посадки гтулки
шнека на валу, были увеличены, кроме того, диаметральные зазо-
ры между наружным диаметром шнеков и уплотнительными втул-
ками в крышке и корпусе и зазор в плавающем уплотнении, раз-
деляющем полости высокого .и низкого давлений в насосе.
Для исключения наклепа на соприкасающихся торцах втулок
шнеков и ступицы центробежной крыльчатки в конструкцию были
введены медные прокладки между этими торцами.
При доводке ТНА в составе двигателя были отдельные случаи
частичного нарушения работоспособности фторопластовых манжет
и других элементов узлов уплотнения по валу, разделяющих по-
лости насоса окислителя и турбины. Эти дефекты свидетельство-
вали о локальных взрывах в уплотнениях вследствие проникнове-
ния по валу восстановительного газа из полости турбины в полость
насоса окислителя или проникновения паров окислителя в дренаж-
ную полость восстановительного газа турбины.
Для лучшего разделения полостей были проведены следующие
конструктивные мероприятия: введено дополнительное кольцо уп-
лотнения между дренажами рабочего тела турбины и окислителя;
Фиг. 410. Зависимость мощности и
эффективного коэффициента полезно-
го действия турбины от числа обо-
ротов:
температура газа па входе в турбину-—
1073° К; давление на входа— 76 яга
Фиг. 411. Зависимость мощности тур-
бины и расхода от давления на входе:
число оборотов — 8500 об/мин*, температура
газа на входе в турбину — 1073° К
заменен материал пружины, стягивающей первое кольцо уплотне-
ния турбины, на жаростойкую сталь с увеличением силы обжатия
кольца пружиной; изменена конструкция фторопластовой манжеты
в целях повышения герметичности по валу после охлаждения дета-
лей; увеличена в два раза площадь дренажных трубопроводов окис-
лителя.
Остальные этапы доводки турбонасосного агрегата двигателя
РД-111 проводились по ранее разработанной ОКБ методике.
Особенности доводки ТНА следующие.
1.	Проверка прочности и жесткости корпусов и крышек насо-
сов, статора и выхлопного коллектора турбины производилась при
гидростатических испытаниях до разрушения с тензометрировани-
ем напряжений ,в наиболее нагруженных местах и с замером де-
формаций индикаторами.
Разрушение корпуса насоса горючего исходного варианта про-
изошло при меньших давлениях гидроиспытания, чем требуемые,
•по цилиндрической части корпуса и улитке.
В связи с тем что отливки корпусов насосов имеют сложную
конфигурацию и не поддаются точному расчету на прочность, до-
водка прочности отливок произведена экспериментальным путем.
Необходимая прочность корпуса насоса горючего была достигну-
та путем увеличения на 5 мм толщины стенки цилиндрической ча-
сти корпуса и усилением наружных, опоясывающих улитку,ребер.
Фиг. 412. Кавитационная характери-
стика насоса окислителя:
расход окислителя — 369.9 кГ/сек.*, число
оборотов — 8500 об/мин* Лр —• напор насо-
са; рвх — давление иа входе а насос
Фиг. 413. Кавитационная характери-
стика насоса горючего;
расход горючего — 155 кГ/сек\ число оборо-
тов-8500 об/мин; Др —напор насоса;
рвх — давление иа входе в насос
Фиг. 414. Рабочие характеристики насосов:
число оборотов — 8Й00 об/мин; Др — напор насоса;
А/ — эффективная мощность насоса; 7]—к. п. д.
.	насоса-
При гидроиспытаниях, последующей разрезке и металлографи-
ческом исследовании статора турбины в сварных соединениях со-
плового аппарата с подводящей трубой были обнаружены трещи-
ны. Для устранения данного дефекта угловые и тавровые швы ста-
тора были заменены на стыковые. Для устранения трещин в мес-
тах приварки ребер в подводящем патрубке статора была не-
сколько изменена конфигурация ребер; на концах их были введе-
ны гибкие элементы, обеспечивающие более свободную деформа-
цию патрубка статора после сварки.
2.	При доводке насосов, испытываемых па воде, работы по улуч-
шению антикавитационных качеств насосов сводились к выбору
оптимальных вариантов шнеков. Шнеки испытывались на установ-
ках при номинальном числе оборотов. Было изготовлено и испы-
тано двадцать вариантов шнеков, из них двенадцать для насоса
окислителя и восемь — для насоса горючего. Шпеки отличались
между собой числом лопаток (две пли три), формой межлопаточ-
ного канала (диффузорные, конфузорные и постоянного шага), гу-
стотой решетки /— = 1,19—с-3,27 по наружному диаметру), углами
1 ь
установки лопаток на входе и выходе (Р1Л = 7°45'-ь 14°15' и р->, =
= 7°-- 26°50').
В результате проведенных исследований были получены экспе-
риментальные зависимости по выбору оптимальных параметров
шнеков и уточнена методика расчета насосов на кавитацию. Для
постановки в насосы были выбраны шнеки постоянного шага с тре-
мя лопатками. Они имели несколько худшие кавитационные свой-
ства, чем конфузорные, но это не влияло на характеристики изде-
лия; кроме того, шнеки постоянного шага обладают большей на-
порностью и проще в изготовлении.
Из-за недостаточной мощности стендов испытания насосов про-
изводились на пониженном числе оборотов.
При испытаниях насосов наблюдалась значительная кавитаци-
онная эрозия на входных участках лопаток центробежных крыль-
чаток; было отмечено влияние на величину эрозии взаимного по-
ложения выходных кромок лопаток шнеков и лопаток центробеж-
ных крыльчаток; было выбрано оптимальное расположение, при ко-
тором кавитационная эрозия незначительна, и введена фиксация
данного расположения.
Для улучшения работоспособности плавающего уплотнения,
разделяющего полости высокого и низкого давлений в насосе окис-
лителя, была произведена замена твердого анодирования буртов
крыльчаток хромированием. Для повышения работоспособности
уплотнений был также заменен материал лабиринтов в насосе го-
рючего с бронзы на алюминиевый сплав при покрытии буртов крыль-
чатки твердым анодным слоем. Произвести такую замену материа-
ла в насосе окислителя не представилось возможным пз-за взры-
воопасности при работе алюминия по алюминию в среде жидкого
кислорода.
3.	Доводка турбонасосного агрегата на номинальном и форси-
рованном режимах производилась на стенде при работе насосов
на воде, турбины —на парогазе (продуктах разложения пеоекиси
водорода).
При испытаниях была проверена прочность основных детален
и узлов, надежность работы турбонасосного агрегата на номи-
нальном и форсированном по оборотам режимах, сняты характе-
ристики турбины (фиг. 410 и 411),
После проведения всего цикла доводочных испытаний и наме-
ченных конструктивных мероприятий турбонасосный агрегат пока-
зал высокую степень надежности, высокую экономичность и полное
соответствие параметров техническим требованиям.
I*
163
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-111
Клапан окислителя (фиг. 415) предназначен для уп-
равления подачей кислорода в камеры сгорания. Откры-
тие его осуществляется в две ступени.
'Клапан имеет следующие конструктивные особенно-
сти. Полость управляющего воздуха Л отделена от жид-
костной
полости В сильфоном 6. Для предотвращения
Вход
Фиг. 415. Клапан .окислителя [118]:
/ — крышка; 2— пружина; 3 — корпус; 4 — клапан; 5—стакан; 6 — сильфон; 7 — траверса; 8— разрывной болт;
9 — травящее устройство, /0 — штуцер; // — втулка
л1
конденсации воздуха в управляющей полости после по-
ступления .в клапан жидкого кислорода (в период под-
готовки двигателя к пуску) в клапане предусмотрено спе-
циальное травящее устройство 9, через которое произво-
дится постоянный проток некоторого количества управ-
ляющего воздуха. Это дает возможность обеспечить бо-
Фиг. 416. Клапан
окислителя
I
ж
лее стабильные температурные условия для разрывного
болта, а следовательно, и более стабильно выдерживать
усилие его разрыва. Открытие клапана на предваритель-
ную ступень осуществляется пружиной 2, при этом обес-
печивается взаимное прижатие деталей в соединении ста-
кан 5 — траверса 7 — разрывной болт 8.
Основные детали клапана изготовлены из следую-
щих материалов: крышка 1 и корпус 3— из алюминие-
вого сплава АЛ4, клапан 4 и сильфон 6 — из стали
Х18Н10Т. разрывной болт 8 — из бронзы БрАЖ9-4,
стакан 5 — из алюминиевого сплава АВ, пружины —из
стали 50ХФА.
Работает клапан следующим 'образом. При подаче
сжатого воздуха через штуцер 10 в управляющую по-
лость А клапана сила давления управляющего воздуха,
действующего на эффективную площадь сильфона, при-
жимает клапан 4 к седлу корпуса 3. В этом' положении

закрыт. При
4 отходит от
сбросе управляющего давления
седла на величину хода предварн-
клапан
клапан
тельной ступени под действием усилия’пружины 2 (до
упора стакана 5 в торец траверсы 7, положение которой
определяется разрывным болтом 8). Ход предваритель-
ной ступени регулируется положением болта 8 во втул-
ке 11. Через щель, образуемую седлом корпуса 5,и тор-
цом тарели клапана 4, кислород поступает к выходным
патрубкам клапана. Такое положение клапана соответ-
ствует открытию его на предварительную ступень. По
.мере нарастания давления кислорода на входе в клапан
достигается такое давление кислорода, при котором раз-
рушается разрывной болт 8; после разрыва болта кла-
пан 4 перемещается вниз на величину хода главной сту-
пени (до полного открытия). Данное положение клапана
соответствует открытию его на главную ступень.
J64
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-111

Управляющий
воздух
Фиг. 417. Клапан горючего [119]:
Ь манжеты; 3 клапан; 4 — корпус; 5, 6 — пружины; 7 — опора; 8 — кольцо; 9 — опора пружины; 10 — крышка
Фиг. 418. Клапан горючего
Клапан горючего (фиг. 417) предназначен для уп-
равления подачей керосина в камеры сгорания двигате-
ля. Открытие клапана осуществляется в две ступени.
В клапане жидкостная полость А уплотняется резино-
вой манжетой 2, полость управляющего давления С —
резиновой манжетой 1.
Во входном патрубке клапана (перед штуцером от-
бора горючего на редуктор давления) установлен
фильтр для очистки горючего, поступающего в редуктор,
от частиц 'сажи и кристаллов льда.
Основные детали клапана изготовлены из следую-
щих материалов: корпус 4 — из алюминиевого сплава
АЛ4, пружина 5 и пружина 6 —из стали 50ХФА, крыш-
ка 10 — пз алюминиевого сплава АВ.
Работает клапан следующим образом. В полость
управляющего давления С подается сжатый воздух. Си-
лой давления управляющего воздуха, действующего на
площадь, ограниченную внутренним диаметром крыш-
ки 10, преодолеваются силы пружин 5 и 6 и клапан 3
прижимается к седлу .корпуса 4. Клапан закрывается.
При сбросе давления воздуха из управляющей поло-
сти усилием пружин 5 и 6 выбирается зазор между тор-
цом опоры 9 и буртиком опоры 7. Клапан открывается
на предварительную ступень.
П.ри повышении давления керосина на входе в кла-
пан до величины, при которой сила давления, дейст-
вующего на площадь клапана 3, ограниченную внут-
ренним диаметром манжеты 2, превысит силу обеих
пружин, клапан начнет открываться на главную сту-
пень. Открытие клапана на главную ступень происходит
до упора нижнего торца кольца 8 в дно крышки 10.
1'65
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-111
Фиг. 419. Клапан [120]:
1, 2 —манжеты; 3 — клапан; 4 — корпус; 5, 6 — пружины; 7 — штуцер;
8 — крышка
При повышении давления керосина на входе в кла-
пан до величины, при которой сила давления керосина,
действующего на площадь, ограниченную средним диа-
метром седла корпуса 4, преодолевает усилие пружин,
клапан 3 отходит от седла корпуса 4. Как только кла-
пан 3 отойдет от седла, давление керосина начинает
действовать на площадь, ограниченную внутренним диа-
метром манжеты 2, которая больше, чем площадь, ог-
раниченная средним диаметром седла корпуса 4, и кла-
пан резко открывается до упора в крышку 8.
Для закрытия клапана подается управляющее дав-
ление к штуцеру 7. Усилия пружин и сила давления
управляющего воздуха, действующего на площадь, ог-
раниченную наружным диаметром манжеты 1, преодоле-
вают силу давления керосина, действующего на пло-
щадь, ограниченную внутренним диаметром манжеты 2,
и клапан закрывается.
Клапан, представленный на фиг. 419, предназначен
для управления подачей керосина в газогенератор дви-
гателя. В клапане имеется управляющая полость А, ко-
торая отделяется -от атмосферы резиновой манжетой 1,
и жидкостная полость С, отделенная от атмосферы ре-
зиновой манжетой 2.
Материалы основных деталей клапана следующие:
клапан 3 и корпус 4— алюминиевый сплав АВ, пружи-
на 5 — сталь 50ХФА.
Клапан работает таким образом. К штуцеру 7 под-
водится управляющее давление. Под действием силы
давления управляющего воздуха, действующего на пло-
щадь, ограниченную наружным диаметром манжеты 1,
и силы пружин 5 и 6 клапан 3 прижимается к седлу
корпуса 4. В этом положении клапан закрыт. При
стравливании управляющего давления клапан 3 удер-
живается в закрытом положении пружинами 5 и 6.
Выход
Фиг. 420. Пироклапан [122]:
/ — поршень; 2 —клапан; 3 — толкатель; 4 — корпус
Пироклапан (фиг. 420) предназначен для прекращения подачи-кис-
лорода в форсуночную головку газогенератора при останове двигателя.
Клапан 2 имеет внутреннюю резьбу С для установки пиропатрона
ДША-0,9, предназначенного для создания в газовой полости А избыточ-
ного давления продуктов сгорания, необходимого для закрытия пиро-
клапана. Имеющийся натяг по посадочному диаметру поршня 1 устра-
няет возможность утечки газов от пиропатрона из газовой полости в
полость под поршнем.
Основные детали пгтооклапана -изготовлены из следующих материа-
лов: поршень 1 — из меди М3, клапан 2—из алюминиевого сплава Д16,
толкатель 3 — из стали ЭИ654, корпус 4 — из алюминиевого сплава АВ.
Работает пироклапан следующим образом. При подаче напряжения
на электрические контакты пиропатрона пирозаряд воспламеняется.
Давлением газов поршень 1 перемещается вниз и через толкатель 3
передает усилие на грибок клапана 2, под действием которого рвется
шейка клапана В, и грибок вместе с ввернутым в него толкателем 3
плотно садится на седло корпуса 4. При этом поршень 1 запрессовыва-
ется во внутреннюю расточку меньшего диаметра клапана 2, чем обес-
печивается надежное разделение кислорода и продуктов сгорания пиро-
заряда, Подача кислорода через клапан прекращается.
ВыхоЗ
Фиг. 421. Клапан циркуляции [121]:
/ — сильфон; 2, 4 — корпуса; 3— клапан; 5 — пружина
Клапан циркуляции, изображенный на фиг. 421, предназначен для
обеспечения протока кислорода в циркуляционную магистраль в период
подготовки двигателя к работе и для перекрытия этой магистрали перед
пуском двигателя.
Основные детали клапана: корпуса 2, 4 и клапан 3 выполнены из
алюминиевого сплава АВ, сильфон / — из стали Х18Н10Т, пружина 5 —
из стали 50ХФА.
Работает клапан так. Перед заполнением кислородной магистрали
двигателя жидким кислородом подается управляющее давление возду-
ха к штуцеру К. Клапан 3 под действием силы давления воздуха, дей-
ствующего на эффективную площадь сильфона, отходит от седла (прео-
долевая усилие пружины) и открывает тем самым проход для кисло-
рода через патрубок Б в бак окислителя. При стравливании сжатого воз-
духа из управляющей полости клапан 3 под действием силы пружины 5
перемещается и садится на седло -корпуса, закрывая циркуляционной
магистраль.
166:
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-111
Фиг. 422. Редуктор давления [123]:
/—корпус; 2 — гильза; 3 — золотник; 4—сильфон; 5 —
крышка; 6 — тарель; 7 —пружина; 8 — ввертной штуцер;
9— фильтр; 10 — прокладка; Ц — жиклеры; 12— штуцер;
13 — вкладыш; 14 — мембрана; 15 — кольцо; 16— гайка
Фиг. 423. Редуктор давления
Редуктор давления жидкого кислорода (фиг. 422) пред-
назначен для поддержания требуемого давления жидкого ки-
слорода па входе в газогенератор при работе двигателя.
Разрывная мембрана 14, перекрывающая выход из редук-
тора, предохраняет газогенератор от попадания в него жид-
кого кислорода до пуска.
Особенностью конструкции редуктора окислителя, отли-
чающей его от ранее описанных жидкостных редукторов, яв-
ляется применение в качестве разделительного элемента силь-
фона 4 и наличие связи между золотником 3 и сильфоном 4
с помощью разъемного соединения, состоящего из тарели 6
и пружины 7.
Фиксация золотника 3 от провертывания обеспечивается
выступами тарели 6, удерживаемыми в пазу зо-
лотника с помощью пружины 7. Золотник имеет шесть дрос-
селирующих щелей, расположенных в два ряда. Такие же
щели имеет и гильза 2. Сильфон 4 разделяет внутреннюю по-
лость редуктора на управляющую (воздушную) А и жидкост-
ную Б полости. Управляющая полость редуктора через от-
верстие в стенке крышки связана с травящим устройством В,
которое сообщается с атмосферой. Травящее устройство слу-
жит для обеспечения протока управляющего воздуха в целях
предотвращения увеличения его плотности при соприкоснове-
нии с деталями редуктора, омываемыми жидким кислородом,
что существенно ухудшило бы работу редуктора из-за уве-
личения времени запаздывания при перенастройке воздушно-
го редуктора. Чтобы не происходило переохлаждения воздуха
в травящем устройстве и засорения дозирующих отверстий в
жиклерах И выпадающим инеем, жиклеры обдуваются воз-
духом, поступающим из травящего устройства редуктора дав-
ления точной настройки,через штуцер 8.
Основные детали редуктора выполнены из следующих ма-
териалов: корпус 1, гильза 2 и золотник 3 — из алюминиево-
го сплава АКБ, тарель 6, сильфон 4 и гайка 16— из стали
Х18НЮТ, мембрана 14— пз алюминия АД-М, жиклеры 11 —
из бронзы БрА/КМц.
При пуске двигателя по мере увеличения оборотов насоса
давление жидкого кислорода в жидкостной полости редукто-
ра увеличивается и при достижении величины 15,5 ±2,5 ати
происходит прорыв мембраны 14 по нанесенной на ее по-
верхности подковообразной насечке. Окислитель начинает по-
ступать в газогенератор. После того как давление на выходе
из редуктора достигнет величины, соответствующей настроеч-
ному, поддержание этого давления происходит так же, как
и в ранее описанных жидкостных редукторах.
167
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-111
Дроссель горючего (фиг. 425) является исполнитель-
ным opranoiM системы опорожнения топливных баков
(СОБ) и предназначен для поддержания необходимого
соотношения расхода компонентов топлива в двигателе
путем изменения гидравлического сопротивления маги-
страли горючего.
Настройка дросселя на требуемый перепад давления
осуществляется с помощью электропривода, выходная
муфта которого соединена с полумуфтой 1 дросселя.
Вращение этой полумуфты передается кулачку И, на
профилированную поверхность которого через ролик 10
опирается шток 3, удерживаемый от проворачивания
винтом 9, входящим в зацепление с одним из шлицев,
нарезанных по наружному диаметру штока. Шток 3, пе-
ремещаясь (при вращении кулачка) поступательно,вра-
щает решетку 5, зубья которой, выполненные по наруж-
ному диаметру, входят в зацепление с червячной нарез-
кой штока 3. При повороте решетки 5 относительно не-
подвижной решетки 6, закрепленной в корпусе 2 штиф-
том 7, просветы между радиальными перемычками ре-
шеток увеличиваются или уменьшаются; при этом умень-
шается или увеличивается гидравлическое сопротивление
магистрали, на которой установлен дроссель. Кулачок//
спрофилирован таким образом, чтобы обеспечить тре-
буемую линейную зависимость перепада давления на
дросселе по углу поворота кулачка.
С кулачком // через тягу 12 связано устройство, со-
стоящее из пружины /5, опоры 14 и тарели 13, которое
служит для уменьшения момента, необходимого для пе-
рекладки дросселя приводом. Для уменьшения трения
при повороте подвижной решетки 5 последняя сопряга-
ется с неподвижной решеткой и гайкой 4 через шари-
ки 8. Уплотнение жидкостной полости от атмосферы осу-
ществляется резиновой манжетой.
Фиг. 424. Редуктор давления [124]:
/ — корпус; 2 — гильза; 3- золотник; 4 — крышка; 5— прижим; 6 — гайка; 7 — мембрана; 8 — кольцо уплотни-
тельное
Редуктор давления (фиг. 424) предназначен для поддержания требуемого
давления керосина на входе в газогенератор при .работе двигателя.
Резиновая армированная мемб.рана7 с гофрами разделяет управляющую (воз-
душную) А и жидкостную Б полости и служит также чувствительным элементом
редуктора. С помощью прижима 5 мембрана 7 жестко связана с золотником 3,
имеющим двенадцать сквозных дросселирующих щелей, расположенных в четыре
ряда. Аналогичные щели имеет и гильза 2, внутри которой перемещается золот-
ник. В нижней части корпуса 1 расположено восемь перепускных отверстий, слу-
жащих для-уменьшения гидравлических потерь на редукторе за счет уменьшения
расхода через щели.
Основные детали редуктора выполнены из следующих материалов: корпус /,
крышка 4 и гайка 6 — из алюминиевого сплава АВ, гильза 2 й золотник 3 — из
алюминиевого сплава А1<8, прижим 5~ из стали 25.
Поддержание требуемого давления керосина на выходе из редуктора (уста-
навливаемого подводом в управляющую полость соответствующего давления воз-
духа) происходит так же, как и в ранее описанных аналогичных редукторах (на-
пример, в редукторе двигателя РД-107, фиг. 98).
Фиг. 425. Дроссель горючего [125]:
/ — полумуфта; 2 — корпус; 3 — шток; 4 — гайка; 5, г> — решетки; 7 — штифт; 8 —шарики; 9- винт; /0 — ролик;
// — кулачок; 12 -—тяга; /3— тарель; !4 — опора; 15 — пружина
J68
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-111
Основные детали дросселя 'Выполнены из следующих
материалов: корпус 2 — из алюминиевого сплава АВ,
решетки 5 и 6—из стали X18IT10A, шток 3, гайка 4,
полумуфта / — из стали 2X13, кулачок И, тарель 13,
тяга 12 из стали Х17Н2, ролик 10, опора 14 — из брон-
зы БрАЖМц.	F
Фиг. 426. Дроссель горючего
Редуктор давления точной настройки (фиг. 427)
предназначен для редуцирования воздуха высокого
давления До необходимой величины (определяемой
исходя из требований к настройке двигателя). Кро-
ме того, он обеспечивает изменение выходного дав-
ления в требуемых пределах в процессе регулиро-
вания двигателя. Редуцированный воздух редукто-
ра точной настройки служит для управления рабо-
той жидкостных редукторов.
По конструкции и работе он аналогичен редук-
тору давления, устанавливаемому на двигателе
РД-107. Отличия его от редуктора двигателя
РД-107 заключаются в следующем:
—	редуктор имеет другую величину выходного
давления и иной диапазон регулирования;
—	(манжеты чувствительных элементов в целях
увеличения чувствительности редуктора выполнены
с малым профилем;
—	предохранительный клапан выполнен по схе-
ме, обеспечивающей более стабильное давление
срабатывания по сравнению со схемами, ранеепри-
менявшимися в предохранительных клапанах;
—	для уменьшения габаритов и веса редуктора
дросселирующие устройства первой и второй сту-
пеней редуктора смещены с одной оси и приближе-
ны Друг к другу;
—	размеры фильтрующего элемента, установ-
ленного на входе в редуктор, уменьшены;
—	в выходную полость корпуса редуктора до-
полнительно ввернут штуцер с фильтром 24 для под-
соединения .замерного манометра.
Предохранительный клапан редуктора (см. се-
чение А—А) принципиально отличается от ранее
приведенных предохранительных клапанов. Рабо-
тает этот клапан следующим образом. Настройка
на необходимое давление срабатывания осуществля-
ется вращением кожуха 26 до определенного под-
жатия пружины 25, с последующей контровкой ко-
жуха контргайкой 31. При работе редуктора реду-
цированный воздух, попадая во внутреннюю по-
лость корпуса 28, давит на втулку 27 и на нераз-
груженную площадь клапана 33. Сила от давления
воздуха на втулку 27 уравновешивается силой пру-
жины 25, настроенной на требуемое давление сра-
батывания предохранительного клапана. При по-
вышении выходного давления редуктора втулка 27
перемещается, дополнительно сжимая пружину 25;
зазор между штифтом 32 и клапаном 33 при этом
уменьшается; сила прижатия клапана 33 к седлу
корпуса 28 увеличивается (ввиду увеличения давле-
ния в корпусе 28), что повышает герметичность уп-
лотнения клапаном 33. При дальнейшем росте дав-
ления редуцированного воздуха наступает момент,
когда зазор между штифтом 32 и клапаном 33 вы-
бирается и дальнейшее перемещение втулки 27
происходит совместно с клапаном 33. Клапан отор-
вется от седла корпуса 28, и избыточное давление
воздуха стравится через образовавшуюся щель.
При падении давления в результате стравливания
до давления настройки втулка 27 силой пружины25
переместится в первоначальное положение; кла-
пан 33 сядет па седло корпуса 28; предохранитель-
ный клапан закроется.
Для обогрева редуктора давления точной на-
стройки в целях обеспечения стабильности его ра-
боты применен электроподогреватель, который по
конструкции и принципу работы аналогичен подо-
гревателю редуктора точной настройки двигателя
РД-107, показанному иа фиг. 102. Отличие заклю-
чается в том, что мощность его повышена до 230 ат.
22 Зак. 00148
169
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-Н1
Фиг. 428. Редуктор давления грубой настройки [126];
/ — регулировочный винт; 2, 8 — пружины; 3 — кожух; / — корпус; .5 — шток; 6 — фильтр; ? —клапан; S, 16 —
штуцера; 10, 1;> — прокладки; // — седло; /2 —манжета, 13 — втулка; /-/ — регулировочные шайбы
Обратный клапан с фильтром, пока-
занный на фиг. 430, (Применен на линии
продувки магистрали горючего. Продув-
ка осуществляется газообразным азотом.
При работе двигателя полость клапана со
стороны выхода заполнена керосином.
На входе в клапан установлен фильтр
из латунной сетки и замши. Остальные
детали клапана, за исключением сталь-
ной пружины, выполнены из алюминие-
вых сплавов: грибок клапана 1 с завул-
канизированным резиновым уплотнением,
корпус 2 и седло 4 — из сплава АВ, кор-
пус фильтра 5 — из сплава АК8.
Редуктор давления грубой настройки, представ-
ленный на фиг. 428, предназначен для редуцирова-
ния воздуха высокого давления до величины, необ-
ходимой для управления клапанами двигателя.
Описываемый редуктор имеет незначительные
конструктивные изменения по сравнению с редукто-
ром давления грубой настройки двигателя РД-107
(фиг. 103); в нем, в частности, уплотнительные
прокладки 10 и 15 штуцеров 9 и 16 перенесены под
резьбу, что вызвано требованием защиты воздуш-
ных полостей редуктора от частиц покрытия, кото-
рое может отслаиваться с поверхности резьбы при
ввертывании штуцеров.
На линии отбора кислорода в испаритель уста-
новлен обратный клапан, показанный на фиг. 429.
Клапан предназначен для разобщения полости бака
окислителя (по магистрали наддува) от магистра-
ли окислителя двигателя до начала его работы.
Все основные детали клапана, за исключением
фторопластового уплотнения в грибке и стальной
пружины (сталь 65Г), выполнены из сплава алю-
миния АВ.
Фиг. 429. Обратный клапан [128]:
/ — седло; 2 — грибок; 3 — пружина; 4 — корпус
крышка 8 не показана
Фиг. 431. Пирозажигатель [130]:
/ — гнездо; 2 — накидная гайка; 3 — четырехконтактная колодка; 4—прокладка; 5 — корпус; 5 — пиропатрон;
7 — сопло; 8 — крышка; 9 — германиевый диод
Электроды
з«
Ток контроля
.^воспламенения^-—
'/ок проверки ।
г»- цепи ।
'сигнализатора
''''•'Четырехконтактная
колодка
Сопло
'^Пиропатрон
Фиг. 430. Обратный клапан с фильтром [129].
/ — клапан; 2 — корпус; 3 — пружина; 4 — седло; 5 — корпус фильтра; 6— фильтр
Для воспламенения компонентов в газогенераторе
служит пирозажигатель, конструкция которого показана
на фиг. 431.
Внутрь корпуса 5, выполненного из стали ЗОХГСА,
помещен пиропатрон 6 типа ППЗ-З, опирающийся на -со-
пло 7. Подвод тона к пиропатрону осуществляется через
четырехконтактную колодку 3. Колодка 3 и сопло 7 вы-
полнены из пластмассы (прессматернал АГ-4).
Электрическая схема пирозажигателя (фиг. 432) со-
стоит из двух частей: одна служит для воспламенения
пиропатрона, другая — для подачи сигнала о том, что вос-
пламенение произошло. Для проверки цепи сигнализа-
тора служит германиевый диод 9. При воспламенении пи-
ропатрона пламя ионизирует воздух между двумя элек-
тродами в электрической цепи сигнализатора, вследствие
чего цепь замыкается и подается сигнал о том, что вос-
пламенение произошло. Подача тока при контроле вос-
пламенения пиропатрона производится в направлении,
противоположном направлению тока при проверке це-
пи сигнализатора.
На линиях подачи управляющего воздуха к клапанам
горючего п окислителя используются нормально откры-
тые электромагнитные пневмоклапаны. Подробно дан-
ные ЭП1< описаны во второй части Альбома конструк-
ций ЖРД (стр. 53).
На линии подпитки сжатым воздухом управляющей системы
Фиг. 432. Электрическая схема пирозажигателя
двигателя от наземной установки применен обратный клапан с
фильтром. Клапан служит для перекрытия данной магистралипри
отделении ракеты от стартовой установки.
На линии подвода управляющего воздуха к клапанам -окисли-
теля и горючего между электропневмоклапанами и редуктором
грубой настройки установлен обратный клапан, обеспечивающий
возможность демонтажа данного редуктора и соединенной с ним
воздушной магистрали высокого давления при заправленных ба-
ках ракеты (при этом давление управляющего воздуха к клапанам
горючего и окислителя подается в управляющую систему через ука-
занный выше обратный клапан с фильтром).
Обратные клапаны более подробно рассмотрены в разделе ав-
томатики двигателя РД-107 (фиг. 105 и 106).
170
УЗЛЫ ОБЩЕЙ СБОРКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-111
Фиг. 433. Магистраль подачи горючего в камеры сгорания:
Д 2 — трубопроводы; 3 — гибкий трубопровод; 4 — узел подвода горючего;
о — расходная шайба: 6 — клапан горючего; 7, 8 — уплотнительные прокладки
Фиг. 434. Соединение трубопроводов горю-
чего:
/ — трубопровод; 2 — фланец; 3 — болт со сфери-
ческой головкой; 4—уплотнительная прокладка;
5 — стопорное кольцо; 6 — накидной фланец; 7 —
опорная шайба; 8 ~ сферическая шайба; 9 — нип-
пель гибкого трубопровода
Фиг. 435. Трубопровод горючего:
 / — фланец; 2—-тройник, 3. —-ребро; 4—труба; б — накидной фланец; 6 — ниппель
Трубопроводы горючего образуют две магистрали: по од-
ной—горючее подается к качающимся камерам сгорания, по
другой —к газогенератору.
В магистраль подачи горючего в ^камеры сгорания
(фиг. 433) входят идущие от клапана горючего два трубо-
провода 1 и 2, к которым присоединяются гибкие трубопро-
воды 3 .и затем узлы подвода 4; в стыках фланцев патруб-
ков камер сгорания и узлов подвода 4 устанавливаются рас-
ходные шайбы 5.
Оба трубопровода 1 и 2 одинаковы по конструкции, при-
чем один представляет собой зеркальное отображение дру-
гого. Трубопровод (фиг. 435) изготавливается из трубы 4
сечением 75 X 2 мм, к которой с одной стороны приварива-
ется сферический ниппель 6, а с другой — тройник 2 с флан-
цами 7. На тройнике 2 имеется подкрепляющее ребро 3, ко-
торое в то же время обеспечивает равномерное разделение по-
тока.
Узел подвода горючего (фиг. 437) состоит из гибкой час-
ти 2, трубы 3 сечением 54 X 2 мм, штампованного патрубка 6,
фланца 1, сферического ниппеля 4 с накидным фланцем 5.
Основным элементом гибкой части узла подвода является
двухслойный сильфон, заключенный в двухслойную оплетку
из нержавеющей проволоки. Внутренний диаметр сильфона
50 мм. Оплетка является силовым элементом, воспринимаю-
щим растягивающие силы от внутреннего давления. На
фиг. 436 показана заделка гибкой части узла подвода. При
заделке оплетки ее концы помещаются между двумя кольца-
ми 3 и 4, затем устанавливается муфта 2 и производится ее
обжатие на определенную, специально подобранную величи-
ну, при этом правильное осевое положение муфты определя-
ется ее выступом, который входит в канавку на ниппеле.
Гибкий трубопровод 3 (фиг. 433) по конструкции анало-
гичен гибкой части узла подвода.
На фиг. 434 изображено соединение гибкого трубопрово-
да горючего с трубопроводом, идущим от клапана. Уплотне-
ние этого соединения достигается обжатием медной проклад-
ки 4, устанавливаемой в проточку фланца 2.
Магистраль подачи горючего в газогенератор состоит из
двух трубопроводов: один трубопровод изготавливается из
стальной трубы сечением 35 X'1,5 мм, другой, гибкий трубо-
провод,—из двухслойного сильфона. Соединение элементов
магистрали осуществляется с помощью накидных гаек, гер-
метичность обеспечивается постановкой в стыках медных про-
кладок.
подвода
___„	гибкая
3 — трубе; 4 — 1шп-
5 — накидной фланец;
6 — патрубок
Фиг. 436. Заделка гибкой
части узла подвода:
Z — ниппель; 2 — муфта; 3,
4 — обжимаемые алюминие-
вые кольца; 8 — двухслойный
сильфон-, 6 — двухслойная
оплетка
Фиг. 437. Узел
горючего:
I — фланец; 2
часть;
пель;
22*
171
УЗЛЫ ОБЩЕЙ СБОРКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-111
Фиг. 438. Магистраль подачи окислителя в камеры сгорания:
/ — узел подвода окислителя; 2—гибкий трубопровод; 3 — выравнивающая шайба; ‘/ — клапан окислителя;
5, 7, 8 — уплотнительные прокладки; tf—расходная шайба
3 4 5 6
v^zzzzz
Фиг. 439. Соединение гибкого трубопровода и узла под-
вода окислителя;
/— ниппель гибкого трубопровода; 2 — болт со сферической го-
ловкой; 3 — сферическая шайба; -/ — опорная шайба; 5 — на-
кидной фланец; 6 — стопорное кольцо; 7— уплотнительная про-
кладка; 8 — расходная шайба; 9—фланец; 10 — патрубок узла
подвода
Фиг. 440. Узел подвода
окислителя:
/ — гибкая часть; 2—тру-
ба; 3 — ниппель; 4 — ь.'акид-
ной фланец; 5 — патрубок;
6 — фланец
Кронштейн крепления узла подвода
окислителя:
/--болт; 2 — хомут; 3 -асбестовая прокладка; -/ — реб-
ро; 5 — самокоптрящаяся гайка; 6 — шайба; 7 — пята;
8, 9 — трубчатые стержин
Фиг. 441.
Трубопроводы окислителя составляют магистрали, по которым окис-
литель 'подается к качающимся камерам сгорания, в газогенератор и в
теплообменник.
В магистраль подачи окислителя к камерам сгорания (фиг. 438)
входят короткие гибкие трубопроводы 2 и узлы подвода окислителя 1;
в месте 'их .соединения устанавливаются расходные шайбы 6. Гибкие
трубопроводы окислителя 2 так же, как и узлы подвода, по конструк-
ции аналогичны соответствующим элементам магистрали горючего, от-
личаются они лишь размерами и конфигурацией. Для изготовления гиб-
кой части трубопровода и узла -подвода используются двухслойные силь-
фоны -с внутренним диаметром 63 мм.
Магистраль .подачи окислителя в газогенератор аналогична маги-
страли подачи в газогенератор горючего и отличается лишь конфигура-
цией трубопроводов. Подвод окислителя в'зарубашечное пространство га-
зогенератора и затем в теплообменник осуществляется по трубопрово-
ду сечением 16X1 мм. Для защиты жидкого кислорода от нагрева на
трубопровод подачи окислителя в газогенератор надевается .теплоизо-
ляционный чехол, изготавливаемый из стеклоткани с набивкой из стек-
ловолокна.
На гибкие трубопроводы горючего и окислителя, а также на гибкие
части узлов подвода для защиты оплетки от механических повреждений
надеваются протекторы из стеклоткани.
Узлы подвода устанавливаются на двигателе так, чтобы их гибкие
части пересекались посредине осью качания соответствующей камеры
сгорания. Это сводит к минимуму усилия, необходимые для изгиба гиб-
кой части узла подвода. Неподвижные участки узлов подвода крепят-
ся кронштейнами к раме двигателя, подвижные участки — к камерам
сгорания.
На фиг. 441 показан кронштейн крепления узла подвода окислите-
ля к раме двигателя. Кронштейн состоит из хомута 2, к внутренней по-
верхности которого приклеивается асбестовая прокладка 3, и двух труб-
чатых стержней 8 и 9, приваренных одним концом к хомуту, другим —
к пятам 7 кронштейна. При установке кронштейна хомут закрепляется
на муфте гибкой части узла подвода со стороны неподвижного участка,
а пяты кронштейна крепятся к проушинам рамы двигателя. Отверстия
в пятак и в раме имеют овальную форму, чем обеспечивается возмож-
ность регулирования положения узла подвода окислителя. Детали крон-
штейна изготавливаются из малоуглеродистой конструкционной стали
и соединяются аргонодуговой сваркой.
Кронштейны крепления узлов подвода горючего (фиг. 442) много-
звенной конструкции, они состоят из хомутов 1 и 2, охватывающих муф-
ты гибких частей узлов подвода и стойки рамы, и тендеров 3, связы-
вающих хомуты друг с другом. Тендеры, с помощью которых образу-
ются жесткие узлы ферменного типа, позволяют осуществлять регули-
ровку положения узлов подвода, что существенно облегчает сборку дви-
гателя.
Рис. 442. Кронштейн крепления узла подвода
горючего:
1 — хомут крепления к трубопроводу; 2 —хомуты крепле-
ния к раме; 3 — тендеры
172
УЗЛЫ ОБЩЕЙ СБОРКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-111
К трубопроводам продуктов газогенерации относятся трубопровод
подачи генераторного газа в теплообменник и выхлопной трубопровод.
Трубопровод подачи генераторного газа изготавливается из сталь-
ной трубы сечением 22 X 2 мм. Ниппель трубопровода со стороны при-
соединения к теплообменнику является одновременно жиклером, дози-
рующим расход генераторного газа.
На фиг. 444 показана конструкция стыка трубопровода со штуце-
ром статора турбины. При затяжке накидной гайки 3 ниппель 5 с помо-
щью опорной шайбы 4 прижимается к уплотнительной медной про-
кладке 2, расположенной в проточке штуцера 1. Ниппель 5 имеет две
сферические поверхности, вследствие чего ось его может устанавливать-
ся с некоторым перекосом (до 3°) по отношению к оси штуцера 1. Это
значительно упрощает монтаж трубопровода на двигателе.
На трубопроводы продуктов газогенерации надеваются теплоизоля-
ционные чехлы, изготовленные из стеклоткани с набивкой из стекло-
волокна.
Выхлопной трубопровод (фиг. 445) представляет собой тонкостен-
ную сварную конструкцию, состоящую ив двух патрубков 13, тройни-
ка 10, патрубка 7 и сопла 1. Соединение патрубков 7 и /3 с тройником 10
производится через гофрированные участки 8 и 11. На сопле имеется
шесть кронштейнов 3, воспринимающих силу тяги, кольцо 2, используе-
мое для герметизации двигательного отсека, и кольцо 6 — для установки
технологической заглушки при проверке герметичности магистрали ге-
нераторного газа.
На фиг. 443 показан стык выхлопного трубопровода с коллекто-
ром турбины. При затяжке болтов стыка бурт фланца 3 выхлопного
трубопровода заходит в выточку фланца 1 выхлопного коллектора тур-
бины, вдавливая при этом уплотнительную медную прокладку 2 тол-
щиною 1 мм. Этим достигается надежное уплотнение горячей газовой
магистрали.
Материалы, применяемые для изготовления основных деталей трубопроводов
Наименование деталей	Материал
Трубы магистралей окислителя, сильфоны, тру- бопроводы газогенератора, патрубки выхлопного трубопровода	Сталь Х18Н10Т
Приварные ниппели и фланцы трубопроводов и узлов подвода окислителя, их штампование пат- рубки	Сталь ЭИ654
Накидные фланцы трубопроводов окислителя	Сталь 30ХН2МФА
Трубы горючего	Сталь 12Х2НВФА, 1X21Н5Т
Приварные ниппели и фланцы трубопроводов и узлов подвода горючего, их штампованные пат- рубки	Сталь 1Х21Н5Т
Накидные фланцы трубопроводов горючего	Сталь 38ХА
Фланцы выхлопного трубопровода	Сталь Х25Н16Г7АР
Кольца, употребляемые при заделке оплетки сильфонов	Алюминиевый сплав АМгЗ
Фиг. 445. Выхлопной трубопровод:
/ — сопло; 2 — кольцо для крепления к донной защите; 8 — кронштейн;
4 — силовой коллектор; 5 — кольцо для установки заглушки; 6 — коль-
цо жесткости; 7, 13— патрубки; 8, // — гофрированные компенсаторы;
9 — ребро; 10 - тройник; 12 — фланец
Фиг, 446. Выхлопной трубопровод
173
УЗЛЫ ОБЩЕЙ СБОРКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-111
Фиг. 447, Пороховой стартер [133]:
1 — корпус; 2—пороховой заряд; 3— воспламенитель; 4, 5 — термореле типа РБ5;
6 — Нагревательная спираль; 7 —решетка; S—мембрана; 9— шайба; 10— статор тур-
бины; 11— прокладка; 12 — гайка; 13— пружина; 14— стопорная шайба: 15— дер-
жатель; 15—пиропатрон; 17 — штепсельная вилка
Фиг. 448. Электрическая схема системы
подогрева порохового стартера
(дана для температуры окружающей среды
от +15° С до +25° С):
/ — девятнадцатнконтактная штепсельная вилка; 2 — ка-
бельный ствол; 3 — нагревательная спираль; 4— термо-
реле РБ5-1-10; 5 — термореле РБ5-1-35
Выход
окислителя
Вход
окислителя
гене-
449. Теплообменник [132]:
генераторного
Вход
газа
выход
роторного газа
Фиг.
/ — корпус; 2 — трубки; 3, б — штуцера выходные; 4,7 —
донышки; 5, 8 —штуцера входные; 9 — мембрана; 10 —
। шайба; // — гайка; 1'2 — проволока
/I
стали
и ста-
из
Пороховой стартер предназначен для
начального разгона турбины турбонасос-
ного агрегата при запуске двигателя.
В корпусе 1 стартера (фиг 447) раз-
мещаются пороховой заряд 2 и воспламе-
нитель 3. Заряд 2 нитроглицеринового по-
роха рецептуры РНДСИ-5К, состоящий
из четырех одноканальных цилиндриче-
ских шашек, одним торцем опирается на
пружину 13, которая фиксирует его от
осевых перемещений при транспортиров-
ке двигателя, а другим торцем — на ре-
шетку 7, удерживающую заряд от выпа-
дения при его горении. Алюминиевый
футляр воспламенителя наполнен дым-
ным ружейным порохом (~ 100 Г). Сго-
рание дымного пороха, поджигание кото-
рого осуществляется пиропатроном 16,
приводит к образованию большего коли-
чества газов высокой температуры, вос-
пламеняющих пороховые шашки по все-
му объему стартера.
Сварной корпус стартера, выполненный
12Х2НВФА, имеет угольник для установки пиропатрона
кан со штифтами для размещения и крепления воспламени-
теля. Воспламенитель удерживается от -выпадения держате-
лем 15, закрепляемым с помощью-байонетного соединения.
Решетка 7 и стопорная шай-ба 14 изготовлены из ста-
ли 20, держатель 15 — из стали 12Х2НВФА, мало поддающих-
ся воздействию пороховых газов.
Стартер фланцем корпуса крепится к статору турбины 10.
Герметичность соединения обеспечивается медной проклад-
кой 11.
Герметизация полости стартера осуществляется с помощью
алюминиевой мембраны 8 толщиной 0,3 мм, устанавливае-
мой во фланец статора турбины и закрепляемой гайкой 12.
В процессе работы стартера мембрана прорывается и сгорает.
При доводке двигателя были определены предельные зна-
чения га-зюпроизводи-тельности и времени работы порохового
заряда, обеспечивающие надежный запуск двигателя.
Необходимый интервал параметров пороховых газов обес-
печивается сужением допусков на изготовление пороховых
шашек, отбраковкой партий пороха, имеющи-х значительные
от средних значений, и поддер-
стартера в диапазоне 5- ;-50° С
отклонения скорости горения
жанием температуры внутри
с помощью автоматической системы подогрева, включаемой
при температурах окружающей среды ниже 5° С.
Система подогрева стартера, смонтированная на его кор-
пусе, -включает нагревательную нихромовую спираль^ и во-
семь термореле (типа РБ5) 4, 5, обеспечивающих включение
электроцепи и выключение ее при перегреве корпуса. Пита-
ние опирали осуществляется от наземной электросистемы. Для
повышения надежности системы подогрева электроцепь и ре-
ле дублированы. Спираль обмотана стеклянной лентой и на-
вита на корпус, предварительно покрытый слоем электроизо-
ляционного компаунда К-153. Термореле помещены в чехлах.
Вся система залита сверху слоем компаунда. Подключение
электропитания системы подогрева осуществляется с по-
мощью кабельного ствола через штепсельную вилку 17, уста-
новленную на приваренный к корпусу стартера кронштейн.
Отбираемые для наддува баков окислителя и горючего кис-
лород и генераторные газы поступают в теплообменник
(фиг. 449), в котором кислород нагревается до температуры
~1285°С, а газы охлаждаются до температуры ~230°С.
174
УЗЛЫ ОБЩЕЙ СБОРКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-111
Теплообменник представляет собой
сварную конструкцию. Корпус 1 теплооб-
менника — труба (55x1,5 мм), согнутая
по дуге окружности радиуса —0,7 м.
К концам корпуса приварены донышки 4,
7 с отверстиями, в которые вварены труб-
ки 2 (6x1 мм), равномерно расположен-
ные внутри корпуса. По трубкам прохо-
дит газ, кислород омывает трубки снару-
жи. Для обеспечения одинакового зазора
между трубками на них навивается про-
волока 12.
К корпусу приварены штуцера под-
вода 8 и отвода 3 кислорода, а к доныш-
кам — входной 5 и выходной 6 штуцера
генераторного газа. В теплообменнике
организован противоток рабочих тел.
Мембрана Р, устанавливаемая в шту-
цер 5, шайба 10 и гайка 11 обеспечивают
разделение внутренних полостей газо-
генератора н бака горючего. Мембрана,
имеющая подковообразную насечку, рас-
крывается при повышении давления ге-
нераторного газа в теплообменнике до
25 атм. Расходы рабочих тел через теп-
лообменник обеспечиваются жиклерами,
проходное сечение которых определяется
при холодных испытаниях.
Все детали теплообменника, кроме
мембраны, выполнены из стали Х18Н10Т.
Мембрана выполнена из алюминиевого
сплава АД-М.
Рама двигателя (фиг. 450) крепится
к силовому кольцу 1 ракеты и совме-
стно с ним объединяет в блок четыре ка-
меры сгорания двигателя.
Рама (фиг. 451) представляет собой
пространственную ферменного типа цель-
носварную конструкцию из труб 4, 5, на
которой симметрично укреплены две ра-
мы турбонасосного агрегата.
Для обеспечения одинаковой жестко-
сти точек крепления камер сгорания на
силовом кольце и на раме двигателя тру-
бы рамы имеют увеличенное сечение и,
как следствие, увеличенный по сравне-
нию с обычно принятым для рам двига-
телей запас прочности. Жесткость рамы
повышена также за счет книц 1 и угол-
ков 6, 10, вваренных в местах пересечения
труб рамы.
Фиг. 450. Рама двигателя и рамы турбонасосного агрегата:
/ — силовое кольцо; 2 — рама двигателя; 3, 4 — рамы турбонасосного агрегата
В нижнем поясе труб рамы вварены
восемь пят 2, 9 для крепления рамы дви-
гателя к силовому кольцу, а также че-
тыре опоры 7, имеющие площадки с че-
тырьмя резьбовыми шпильками для креп-
ления узлов качания камер сгорания. Как
к пятам 2, 9, так и к опорам 7 приварены
ребра 12, повышающие жесткость кон-
струкции рамы.
На верхнем и нижнем поясах рамы
приварены вилки 3 узлов тандерных со-
единений (фиг. 452) и стакан 11
(фиг. 451) для обеспечения установки
турбонасосного агрегата. В стакане смон-
тирован один из узлов крепления
(фиг. 453) турбонасосного агрегата.
В вилках через тандерные соединения
установлены правая и левая рамы турбо-
насосного агрегата.
Рама турбонасосного агрегата пред-
ставляет собой сварную конструкцию из
четырех труб, в месте соединения кото-
рых расположена втулка 8 (фиг. 451) уз-
лов крепления турбонасосного агрегата.
Крепление турбонасосного агрегата к
правой раме осуществляется узлом шаро-
вого соединения, приведенным на
фиг. 455, а к левой — узлом, показанным
на фиг. 454. Места сварки втулки и труб
рамы турбонасосного агрегата усилены
уголками 6. В свободных торцах труб ра-
мы вварены резьбовые втулки с установ-
ленными в них регулировочными втулка-
ми тандерных соединений.
Трубы и узлы рам изготовлены из ста-
ли 12Х2НВФА.
Фиг. 451. Рама двигателя и рамы турбонасосного агрегата [131]'.
/—кницы; 2, S — пяты; 5—вилка; 4, 5—трубы; 6, /0 — уголки; 7 — опора; 8 —втулка; // — стакан,
12 — ребро
17.5
УЗЛЫ ОБЩЕЙ СБОРКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-111
Фиг. 453. Узел шарового соединения;
1, J — втулки турбонасосного агрегата; 2 — вилка турбонасосно-
го агрегата; 4 — самокоитрящаяся гайка; 5—стакан рамы дви-
гателя; 6 — винт; 7 — обойма: 8 — подшипник; 9 — валик; 10 —
крышка; // — гайка
Фиг. 454. Узел шарового соединения:
/ - втулка рамы турбонасосного агрегата; 2 — цапфа турбона-
сосного агрегата; J —обойма; -/ — подшипник; 5 — крышка
Фиг. 455. Узел шарового соединения:
/ — втулка рамы турбонасосного агрегата; 2—цапфа турбона-
сосного агрегата; 3 — обойма; 4 — подшипник; 5 — крышка; 6 —
пробка
Фиг. 452. Тандерное соединение:
/ — рама турбонасосного агрегата; 2, 4 — втулки турбонасосного
агрегата; 3, 9 — гайки; 5 — вилка рамы двигателя; 6 — опора;
7 — болт; 8 — подшипник
Заданное положение турбонасосного агрегата на двигате-
ле обеспечивается с помощью тандерных соединений
(фиг. 452) и узлов шарового соединения (фиг. 453, 454, 455).
Конструктивно узлы шарового соединения и таидерные соеди-
нения позволяют производить нивнлированис положения
турбонасосного агрегата как в вертикальном, так и в гори-
зонтальном направлениях, а также компенсировать допусти-
мые отклонения в изготовлении турбонасосного агрегата и
рам. Кроме того, узлы шарового соединения исключают пере-
дачу усилий от температурных деформаций корпуса турбона-
сосного агрегата на раму и усилий от механических деформа-
ций рамы на турбонасосный агрегат.
Регулировка тандерного соединения обеспечивается путем
одновременного вращения втулки 4 (фиг. 452) и опоры 6 от-
носительно втулки 2 или путем вращения только одной
втулки 4. Гайки 3, 9 служат для фиксации положения опо-
ры 6 и втулки 4.
Опора 6 изготовлена низ стали ЗОХГСА, втулки 2, 4 — из
стали 12Х2ИВФА, гайки 3, 9 и подшипник 8— из стали 38ХА.
Регулировка узлов шарового соединения (фиг. 453, 454,
455) обеспечивается поворачиванием подшипников 8, 4 и
обойм 7, 3, выполненных с эксцентриситетом сферических по-
верхностей относительно установочных поверхностей этих де-
талей. Фиксация взаимного положения подшипника и обоймы
производится поджатием их крышкой 5.
Одни из узлов имеет плавающую установку подшипника,
.в другом—подшипник жестко зажат с помощью пробки 6
через прокладку.
Регулировка узла шарового соединения (фиг. 453) обеспе-
чивается разворотом эксцентричной обоймы 7 подшипника и
эксцентричных втулок 1, 3, смонтированных в проушинах кор-
пуса турбонасосного агрегата.
Фиксация положения обоймы обеспечивается винтам 6,
фиксация положения втулок — установкой крышки 10, аволь-
вентный внутренний профиль которой входит в зацепление со
специальным венцом регулировочной втулки 1.
Подшипники, обоймы и крышки узлов шарового соедине-
ния (фиг. 454, 455) выполнены из алюминиевого сплава А1<8,
втулки — из стали 12Х2НВФА, а пробка — из стали 38ХА.
Подшипник и обойма узла (фиг. 453) изготовлены из алюми-
ниевого сплава АК.8, валик — из стали ЗОХГСА, втулки турбо-
насосного агрегата—из стали 38ХА.
176
УЗЛЫ ОБЩЕЙ СБОРКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-111
Каждая камера сгорания устанавливается на двух узлах качания:
наружном и внутреннем.
Наружный узел качания (фиг. 457) состоит из корпуса 1, в который
устанавливается роликовый двухрядный сферический подшипник 2;
подшипник закрепляется на цапфе 15 камеры сгорания гайкой 16.
С целью обеспечения возможности компенсации температурных и ме-
ханических деформаций подшипник 2 ставится с осевым зазором меж-
ду внешней обоймой и торцем корпуса.
Корпус наружного узла литой, изготовлен из стали 12Х2НВФЛ,
крышка — из деформируемого алюминиевого сплава Д16АМ.
На корпусе наружного узла качания имеется прилив, в -котором
монтируются регулируемые элементы узла фиксации номинального по-
ложения камеры сгорания. Фиксатор 5 устанавливается одновременно
во втулку 6 узла качания и втулку кронштейна камеры сгорания 4, при
этом пружина 10 удерживает его от случайного выпадения. Кольцо 11
служит для удаления фиксатора. Подшипник 7 и втулка 6 представля-
ют собой пару эксцентриков. Перемещение оси втулки 6 при регулиров-
ке достигается вращением этой втулки и подшипника 7 один относи-
тельно другого и относительно корпуса узла качания. Закрепление
втулки после регулировки производится с помощью винтов 3, гайки 9
и контровочной шайбы 8 с отгибными лепестками.
Фиг. 456. Наружный узел качания
Вид А
Фиг. 457. Наружный узел качания:
1 — корпус; 2, 7 — подшипники; 3—впит: 4— кронштейн камеры сгорания;
5—фиксатор; 6 —втулки; 8, 13 — контровочные шайбы; 9, 16, /5 —гайки;
10 — пружина; 11 — кольцо; 12 — крышка; 14 — уплотнительное кольцо;
15 — цапфа камеры сгорания; 17— регулировочная прокладка; 18 — болт;
20 — контргайка; 21 — штифт; 22 — силовое кольцо
На фиг. 458 и 459 показан внутренний узел качания. По конструк-
ции он аналогичен наружному узлу; отличается от него -отсутствием
узла фиксации номинального положения камеры сгорания. Кроме того,
подшипник 6 в корпусе 8 узла устанавливается без осевых зазоров,
в связи с чем обеспечивается фиксация камеры сгорания по оси кача-
ния. Крышка 7 узла качания является силовым элементом; выполнена
она из алюминиевого сплава АЛ4.
Фиг. 458. Внутренний узел качания
Фиг. 459. Внутренний
узел качания:
/ — болт; 2 — цапфа камеры
сгорания; 3 — уплотнительное
кольцо; 4 — контровочная
шайба; о — гайка; 5 — под-
шипник; 7 —крышка; S —
корпус
Р Зак, 00148
177
ПИРОЗАЖИГАТЕЛЬНОЕ УСТРОЙСТВО ДВИГАТЕЛЯ РД-111
Фиг. 460. Штатив пирозажигательного
устройства:
/ — ушко; 2 — перекладина
Фиг. 461. Электросхема штатива пи-
розажигательного устройства
Штатив пирозажигательного устройства (ПЗУ)
двигателя РД-111 представлен на фиг. 460.
В период предстартовой подготовки ракеты шта-
тив ПЗУ устанавливается в камеру сгорания двига-
теля и закрепляется винтами на срезе сопла каме-
ры сгорания за ушки 1 перекладины 2. В этом поло-
жении штатив ПЗУ является для камеры сгорания
заглушкой, герметизирующей внутреннюю полость
камеры сгорания от окружающего воздуха.
Для удобства транспортировки штатив ПЗУ
(фиг. 462) выполнен разборным.
В верхней части штатива на бумажно-бакелито-
вой трубке 19, вклеенной в основание 21, смонтиро-
ваны две группы пиропатронов 13 — по три пиропа-
трона в группе, направленных сопловыми отверстия-
ми навстречу друг другу. Каждая группа пиропа-
тронов закреплена между картонными опорами 12
двумя стальными хомутами 14, резиновым чех-
лом 18 и стеклолентой 17.
Между соплами пиропатронов на картонной дер-
жавке 16 расположены два сигнализатора 15 вос-
пламенения пиропатронов. Дублирование сигнали-
заторов введено для повышения надежности кон-
троля воспламенения пиропатронов. Каждый сиг-
нализатор выполнен из двух медных трубок в виде
отдельных колец, соединенных между собой герма-
ниевыми диодами 10. Диод служит для осуществле-
ния контроля целостности электрической цепи сиг-
нализатора воспламенения в период предстартовых
проверок. Основание 21 со смонтированными на
нем резиновой втулкой 20 и мембраной 22 из нит-
ропленки служит для центрирования штатива от-
носительно стенки камеры сгорания и является од-
новременно заглушкой, герметизирующей камеру
сгорания. Для выжигания мембраны на ней рас-
положены два нагревательных элемента 11.
В нижней части штатива на деревянную стойку 7
с приклеенной к ней бумажно-бакелитовой втул-
кой 8, алюминиевым стаканом 6 и алюминиевым
болтом 26 надет дюритовый шланг 9 для предохра-
нения внутренней стенки камеры сгорания от забо-
ин. В верхней части стойки, втулки и шланга имеет-
ся паз для вывода кабеля 25. В нижней части стой-
ки между фланцем стакана 6 и алюминиевой пере-
кладиной 2 установлена пружина 5, а между втул-
кой стальной сетки 3 и опорой 28 — пружина 4.
В закрепленном состоянии штатива ПЗУ в каме-
ре сгорания пружина 5 обеспечивает постоянное
поджатие основания 21 и втулки 20 к стенке каме-
ры сгорания, а пружина 4 — поджатие сетки 3 к сре-
зу сопла камеры сгорания. Сетка в штативе ПЗУ
используется для защиты его деталей от грызунов
в период хранения, а также для придания «парус-
ности» штативу в момент выбрасывания его из ка-
меры сгорания потоком газов.
Электропровод штатива проложен внутри труб-
ки 19. На выходе из стойки провода собраны в ка-
бель и заключены в медную оплетку. Кабельный
ствол с проводами подключен к штепсельной вил-
ке 24, которая подсоединяется к электрической схе-
ме питания пульта управления ракетой.
В штативе ПЗУ используется пиропатрон, разра-
ботанный специализированной организацией. Он
представляет собой стальную гильзу 2 (фиг. 463),
вставленную в картонный колпачок 3. В гильзу за-
прессован основной пиротехнический состав 1, над
которым размещен сопловой блок с электрозапала-
ми 11. Электрозапалы помещены в шелковый мешо-
чек 9 с воспламеняющимся составом 10. Сопловой
блок представляет собой текстолитовую втулку 7
с контактными стержнями 4 и двумя оловянными
диафрагмами 6, закрепленными с помощью стопор-
ного кольца 8 и гайки 5.
При срабатывании электрозапалов первоначаль-
но воспламеняется состав в мешочке, а затем — ос-
новной пиротехнический состав. Образующиеся при
воспламенении пиротехнического состава газы про-
рывают диафрагмы, и пламя, проходя через отвер-
стие соплового блока, получает направленное дви-
жение.
178
ИСПЫТАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-111
Доводочные работы по двигателю РД-111 были начаты в
1959 г. огневыми стендовыми испытаниями камер сгорания.
Эти работы проводились .на экспериментальных двухкамер-
ных двигателях с использованием агрегатов и узлов двига-
теля РД-107 — нижних частей камер сгорания, турбонасосно-
го агрегата, газогенератора, агрегатов автоматики, узлов и
Деталей общей сборки. При этом имелась возможность про-
водить испытания при давлениях газов в камерах сгорания
до 81 ата. К-моменту-изготовления двигателя РД-111 и нача-
лу его стендовых испытаний было проведено 63 испытания
25 вариантов конструкции камер сгорания. В результате был
предварительно выбран вариант форсуночной головки с од-
-нокомпонентными центробежными форсунками.
Одновременно с испытаниями камер сгорания проводились
автономные испытания газогенератора, турбонасосного агре-
гата, теплообменника и агрегатов автоматики, статические
'испытания рам, а также работы по доводке узлов качания, уз-
лов подвода и системы запуска двигателя. В результате были
выбраны варианты конструкции газогенератора и теплообмен-
ника, закончены доводочные испытания турбонасосного агре-
гата н предварительные доводочные испытания агрегатов ав-
томатики, выбрана как оптимальная система запуска с по-
мощью порохового стартера и уточнены параметры заряда
этого стартера.
При доводке газогенератора были .испытаны варианты с
охлаждаемыми и неохлаждаемыми нижними частями в соче-
тании с форсуночными головками, имеющими однокомпонент-
ные и двухко.мпонеитные форсунки, а также плоские или сфе-
рические внутренние днища. Исследовалось влияние на .ра-
боту газогенератора длины его цилиндрической части (Ацил =
100 - :-300 льч), а также количества (от одного до трех)
и расположения пирозажигателей.
Испытания показали, что отличий в работе газогенерато-
ров с плоской и сферической форсуночной головкой практи-
чески нет. Наилучшие .результаты по устойчивости рабочего
процесса и надежности показали газогенераторы с одноком-
поиентиыми форсунками и длиной цилиндрической части
150 мм. Все варианты установки пирозажигателей .обеспечи-
вали надежное воспламенение компонентов. В качестве окон-
чательного варианта была принята охлаждаемая конструкция
газогенератора.
Значительные по объему работы были проведены для обес-
печения равномерного поля температур па выходе из газоге-
нератора. Необходимые результаты были достигнуты путем
корректировки расходов отдельных форсунок. Для исключе-
ния единичных случаев подгара была введена плакировка
бронзой кольца головки и замыкающего кольца нижней части
газогенератора.
Огневые стендовые испытания двигателя РД-111 были на-
чаты в мае 1960 г. и проводились в ОКБ до конца июня
1962 г. За это время было проведено 549 испытаний экспери-
ментальных и предназначенных для летных испытаний дви-
гателей. Основной задачей этих испытаний являлось обеспе-
чение работоспособности и соответствия параметров двига-
теля требованиям технической документации.
В процессе доводки двигателя при огневых испытаниях
-наибольшие трудности встретились при отработке камеры
сгорания и схемы запуска двигателя.
Первые же испытания двигателя показали, что камера
сгорания с форсуночной головкой, считавшейся лучшей при
испытаниях двухкамерных двигателей, собиравшихся на базе
двигателя РД-107, не обеспечивала достаточной устойчивости
рабочего процесса при работе двигателя РД-111. В связи с
этим-был .проведен.большойжомплшсс..конструкторских и экс-
периментальных работ по проверке новых вариантов камер
сгорания. Особое внимание было уделено исследованию влия-
ния на устойчивость рабочего процесса схем смесеобразова-
ния, перепада на форсунках, интенсивности защитной завесы,
различных особенностей зоны подготовительных процессов,
гидравлического тракта двигателя, включая насосы, схемы за-
пуска, температуры компонентов топлива, жесткости конструк-
ции, В результате после проверки примерно семидесяти вари-
антов „конструкции был отобран наилучший вариант форсу-
ночной головки, а затем и всей камеры сгорания.
Отличительной особенностью -схемы запуска двигателя
РД-111 по сравнению с ранее разработанными кислородными
двигателями, например, РД-107 и РД-108 является-отсутствие
при запуске предварительной -и промежуточных -ступеней.
Предпосылкой к принятию для двигателя РД-111 такой схемы
.запуска явились специально проведенные испытания опытных
двигателей РД-107, которые показали принципиальную воз-
можность запуска мощного кислородо-керосинового двига-
теля непосредственно на номинальный режим.
Задача по отработке схемы запуска двигателя РД-111 ос-
ложнялась необходимостью обеспечения надежной работы
двигателя в процессе запуска при использовании как кипя-
щего, так и -переохлажденного-кислорода.
При огневых испытаниях основное внимание было уделено
отработке надежного воспламенения компонентов топлива в
камерах сгорания, отысканию оптимального закона подачи
компонентов топлива в них, обеспечению стабильности харак-
теристик двигателя при запуске. Работы проводились -с уче-
том условий эксплуатации двигателя -в составе ракеты. При
этом в первую очередь учитывались экспериментальные дан-
ные по фазовому состоянию, температуре и давлению кисло-
рода в различных местах магистрали окислителя -как перед
запуском, так и в процессе запуска. В результате проверки
влияния различных сочетаний условий эксплуатации как в
пределах границ, обусловленных технической документацией,
так и -вне их была -отработана окончательная -схема запуска.
При этом была установлена оптимальная последовательность
подачи команд на пусковые элементы; выбрано время между
командами; определена необходимая интенсивность факела
пирозажигательных устройств; найдены величина хода клапа-
на окислителя при его открытии на предварительную ступень,
усилие разрыва болта клапана окислителя и газопроизводи-
телыюсть заряда -стартера, при которых реализуются такие
законы-нарастания давления газов в камерах сгорания -и рас-
ходов компонентов топлива через двигатель, которые надеж-
но-обеспечивают безаварийный выход двигатсля на номиналь-
ный режим.
Характерным для запуска двигателя РД-111 является на-
личие кратковременной, но относительно интенсивной пуско-
вой -ступени, являющейся следствием работы двигателя на га-
зифицированном кислороде, который образуется в результате
дросселирования жидкого кислорода при прохождении его
через клапан, открытый на предварительную ступень, и подо-
грева кислорода при заполнении магистралей за клапаном.
При использовании переохлажденного кислорода продолжи-
тельность пусковой ступени равняется -—0,1 сек и давление га-
зов в камерах сгорания составляет ~0,5 ати, а при использо-
вании кипящего кислорода — соответственно —0,3 сек и
— 3 ати. Такая разница в интенсивности пусковой ступени
объясняется существенно уменьшенной газификацией пере-
охлажденного кислорода. Однако и в этом случае пусковая
ступень служит надежным -средством воспламенения основных
компонентов топлива.
Одновременно с отработкой камеры сгорания и схемы за-
пуска проводились работы по устранению выявленных при
огневых испытаниях недостатков в функционировании турбо-
насосного агрегата, газогенератора, агрегатов автоматики и
ряда узлов общей сборки. В конструкцию этих узлов и агре-
гатов был внесен целый ряд изменений, основные из которых
были направлены -на улучшение условий работы лабиринтных
уплотнений насосов окислителя, выравнивание поля темпера-
тур за газогенератором, исключение конденсации воздуха ®
управляющей полости редуктора окислителя, обеспечение за-
щиты редуктора горючего от попадания в него частичек льда
из бака ракеты, повышение запаса прочности гибких эле-
ментов магистралей, обеспечение защиты их -оплетки от воз-
можного -случайного повреждения в процессе эксплуатации
двигателя и на достижение надлежащей жесткости закрепле-
ния узлов подвода горючего. При этом такие агрегаты, как ре-
дуктор окислителя и пироклапан, были спроектированы прак-
тически вновь.
В.процессе стендовых испытаний двигателя РД-111 про-
изводилась проверка работоспособности двигателя при испы-
таниях на полный ресурс, качании камер сгорания, после вы-
держки под компонентами в течение 24 час, при крайних от-
клонениях параметров: давления газа в камерах сгорания, соот-
ношения компонентов топлива через двигатель, давлений на
входе в насосы и температуры компонентов, т. е. при всех ус-
ловиях, возможных при эксплуатации двигателя на ракете.
Наряду с автономными доводочными испытаниями было
проведено пять стендовых испытаний двигателей РД-111 в со-
ставе первой ступени ракеты. Целью испытаний было опре-
деление готовности к началу проведения летных испытаний,
.а затем проверка эффективности п достаточности изменений,
-принятых в двигательной установке в процессе ее отработки
и усовершенствования. Эти испытания проводились в период
с февраля 1961 г. по июль 1963 г.; результаты их были ус-
пешными, -существенных замечаний по работе двигателя
РД-111 не было.
Летные -испытания двигателя РД-111 в составе ракеты
были -начаты в апреле 1961 г., т. е. через одиннадцать 'Меся-
цев после начала стендовых доводочных испытаний. В про-
цессе этих испытаний был устранен ряд дефектов в работе
двигателя, основными из которых были: недостаточно отра-
ботанный вариант форсуночной головки камер сгорания, при-
водивший в отдельных случаях к потере устойчивости -рабо-
чего процесса; ненадежность запуска двигателя при исполь-
зовании переохлажденного кислорода на входе в насос; недо-
статочно жесткое закрепление -магистралей подвода горючего
к камерам сгорания; ненормальное функционирование жидко-
стных редукторов и др.
-Изучение условий эксплуатации -и проверка работоспособ-
ности двигателя в реальных условиях в сочетании с положи-
тельными результатами стендовых испытаний позволили к се-
редине 1962 г. успешно завершить основной объем доводоч-
ных -работ и провести официальные чистовые доводочные ис-
пытания двигателя РД-111 серийного производства [146].
-Проведенные стендовые и летные испытания подтвердили
высокую надежность двигателя РД-111 и показали, что все
характеристики и параметры двигателя соответствуют тре-
бованиям технической документации.
К настоящему времени работоспособность двигателя -до-
полнительно подтверждена многочисленными технологически-
ми огневыми испытаниями, проведенными на стенде серийно-
го завода, а также летными испытаниями ракет серийного
производства.
ДВИГАТЕЛИ РД-112 И РД-113
Двигатели РД-112 и РД-113 являются мощными од-
нокамерными жидкостными реактивными двигателями.
Двигатель РД-112 предназначен для первой ступени ра-
кеты, двигатель РД-113 — для верхних ступеней ракеты.
Последний отличается от двигателя РД-112 только боль-
шей высотностью и соответственно большими размерами
сопла.
В качестве топлива в двигателях предполагалось ис-
пользовать компоненты: жидкий кислород — окислитель
и несимметричный диметилгидразин — горючее.
Двигатели РД-112 и РД-113 принципиально отлича-
ются от ранее разработанных (например, от РД-111)
применением более совершенной схемы использования
топлива, по которой выхлопные газы турбины дожига-
ются в основной камере сгорания, что дает возможность
существенно повысить удельную тягу двигателя.
В двигателях для генерации рабочего тела турбины
используется весь окислитель и часть горючего. После
турбины генераторный газ, имея избыток окислителя,по-
ступает в камеру сгорания, где вступает в реакцию с ос-
тавшейся частью горючего. Применение такой схемы
(схемы с дожиганием рабочего тела турбины в основной
камере сгорания) позволяло поднять давление в камере
сгорания до 150 ата и при приемлемых габаритах дви-
гателя существенно увеличить его тягу и удельную тягу
как у земли (до 98 т и 304 сек соответственно у двига-
теля РД-112), так и в пустоте (соответственно до 111 т и
344 сек у двигателя РД-112 и до 116 т и 360 сек у двига-
теля РД-113).
*	По конструктивной схеме двигатели отличаются от
ранее разработанных двигателей того же класса приме-
нением одной камеры сгорания, сокращающим диамет-
ральный габарит, что особенно важно при компоновке
/многодвигзтельных установок (фиг. 464), отсутствием
двигательной рамы, существенным сокращением количе-
ства топливных магистралей.
Основные узлы и агрегаты двигателей имеют ряд
принципиальных особенностей, обусловленных примене-
нием новой схемы. Камера сгорания имеет форсуночную
головку, рассчитанную на подачу и смешение жидкого и
газообразного компонентов, причем последний должен
был подаваться при высокой температуре. Газопроизво-
дительность и размеры газогенератора значительно боль-
ше, чем у ранее разработанных двигателей. Турбонасос-
ный агрегат имеет низкоперепадную турбину для работы
на большом расходе при высоком давлении рабочего те-
ла. Давление после насосов, обеспечивающих питание
газогенератора, существенно выше давления в камере
сгорания. К жидкостным топливным магистралям дви-
гателя добавились крупногабаритные горячие газовые
магистрали для подачи рабочего тела из турбины в фор-
суночную головку камеры сгорания.
Двигатели РД-112 и РД-113, так же как и ранее раз-
работанные двигатели, оборудованы системами регули-
рования тяги и соотношения компонентов топлива. На
двигателях предусматривалось применение пирогидро-
автоматики.
Раскрутку вала турбонасосного агрегата при запуске
двигателя предполагалось осуществлять пусковой тур-
биной, приводимой в действие пороховыми газами стар-
тера. Компоненты топлива в газогенераторе и камере сго-
рания должны были воспламеняться от факела пиропа-
тронов зажигательных устройств.
Работы по двигателям РД-112 и РД-113, начатые в
1960 г., были прекращены в конце 1960 г. на стадии раз-
работки конструкции в связи с решением о применении
на ракете двигателей большей тяги.
Фиг, 464, Компоновка блока из четырех двигателей РД-112

*У..1 -Ч.Д1J Д'J IPJLJJ Ц.
180
ДВИГАТЕЛИ РД-112 И РД-113
ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ И ХАРАКТЕРИСТИКИ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-112
И РД-113 [135]
РД-112	РД-113
ПИРОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СХЕМА
ДВИГАТЕЛЕЙ РД-112 И РД-113
Тип двигателя.............................
Назначение................................
Топливо:
окислитель ..............................
горючее................................
Номинальная тяга двигателя при работе на
режиме главной ступени:
у земли ...............................
в пустоте .............................
Удельная тяга — тяга, отнесенная к суммарно-
му секундному расходу топлива:
у земли ...............................
в пустоте.............................
Давление газов в камере сгорания на номи-
нальном режиме...........................
Давление газов на срезе сопла камеры сгора-
ния ......................................
Секундный расход окислителя...............
Секундный расход горючего.................
Суммарный секундный расход топлива на но-
минальном режиме..........................
Отношение секундных весовых расходов оки-
слителя и горючего, приведенное к номи-
нальным давлениям на входе в насосы и к
поминальным удельным весам (fo при t0 =
= —181° С и 7Г при tr = 15° С) .	.	.	.
Время набора 75% номинальной тяги с момен-
та подачи напряжения на стартер
Жидкостный, реактивный
Для первой	Для верхних
ступени ракеты	ступеней ракеты
Жидкий кислород ТУ № 0У-83-55-МХП
Несимметричный диметилгидразин ВТУ
№ ЕУ-1О8-55-МХП
98 т	—
111т	116т
304 сек	—
344 сек	360 сек
150 ата
0,5 ата	0,1 ата
203, 1 кГ/сек
119,2 кГ/сек
322, 3 кГ/сек
1,704
Не более 1,5 сек
Системы подачи и газогенерации
Отношение секундных весовых расходов окис-
лителя и горючего в газогенератор .
Давление в газогенераторе.....................
Способ подачи топлива в камеру сгорания и
газогенератор ................................
Число оборотов турбонасосного агрегата .
Мощность турбины..........................
Минимальное давление па входе в насосы:
окислителя (при t„ — —181° С)
горючего (при tr = 15°С)..............
Температура газа на выходе нз газогенератора
31
263 ата
Центробежными насосами с приводом
от турбины
17 000 обмин
17 500 л. с.
4,2 ата
2,3 ата
823е К
В е с о в ы е
и г а б а р и т н ы е
данные двигателей
Вес двигателя, не заполненного компонентами
топлива ...................................
Вес двигателя, заполненного компонентами то-
плива .....................................
Относительный вес двигателя, заполненного
компонентами топлива......................
Длина .....................................
Диаметр (наибольший).......................
~790 кГ
~880 кГ
т тяги
2600 мм
1290 мм
1100 кГ
1220 кГ
кГ
~10,5 -------
’ т тяги
4200 мм
2480 мм
Пирогидравлическая схема двигателя РД-112 представле-
на на фиг. 465.
Все операции, обеспечивающие запуск двигателя, осуще-
ствляются автоматически.
Перед запуском производится кратковременная интенсив-
ная продувка магистралей горючего.
По команде на запуск двигателя воспламеняются пироза-
жигательные устройства 24 и 14. При срабатывании сигнали-
заторов воспламенения этих устройств подается напряжение
на пирозапал порохового стартера 3. После воспламенения по-
роховой шашки стартера пусковая турбина 2 под действием
пороховых газов начинает раскручивать вал турбонасосного
агрегата; нарастающим давлением компонентов топлива от-
крываются на предварительную ступень клапаны 16 и 25, про-
рывается мембрана в пусковом клапане 5. Компоненты топли-
ва, поступившие в газогенератор, воспламеняются от факела
горящих пиропатронов зажигательного устройства; продукты
сгорания, поступая из газогенератора на основную турбину 12,
ускоряют выход на режим турбона-
сосного агрегата. После догорания
Регулирование тяги двигателя осуществляется по команде
от системы управления, изменяющей с помощью сервоприво-
да 8 настройку регулятора расхода, что приводит к изменению
температуры рабочего тела турбины. Реле температуры 11
ограничивает чрезмерное форсирование двигателя, при кото-
ром температура газов после газогенератора становится выше
допустимого значения. Изменение соотношения компонентов
топлива осуществляется дросселем горючего 21 за счет изме-
нения его гидравлического сопротивления.
По команде на выключение двигателя срабатывают пиро-
клапаны 10, 19 и 26; клапаны окислителя и горючего закры-
ваются, перекрывая доступ компонентов топлива в газогене-
ратор и камеру сгорания. Одновременно с этим открывается
пироклапан сброса 27 п включается кратковременная интен-
сивная продувка магистралей двигателя сжатым азотом. Дав-
ление в камере сгорания падает; двигатель выключается.
Пирогидравлическая схема двигателя РД-113 по принци-
пу действия не отличается от схемы двигателя РД-112.
порохового заряда стартера турбо-
насосный агрегат продолжает рабо-
тать только от основной турбины.
Повышающимся давлением ком-
понентов полностью открываются
клапаны окислителя, горючего и пу-
сковой клапан. Двигатель выходит
на режим промежуточной ступени,
определяемый настройкой регулято-
ра расхода 7 и контролируемый ре-
ле давления 23.
Переход на режим главной сту-
пени тяги происходит по команде
путем срабатывания пироустройства
регулятора расхода, в результате че-
го устанавливается номинальный
расход горючего в газогенератор.
Повышение температуры газов в га-
зогенераторе приводит к увеличению
до номинальной величины мощности
турбины, оборотов турбонасосного
агрегата, давлений за насосами, в
газогенераторе и камере
сгорания.
схема двигателя.
Фнг. 465. Пирогидравлическая
РД-112 [136]:
/—камера сгорания; 2—пусковая 1
вой стартер; 4 — насос горючего вто;
новой клапан; б — насос горючего: 7 — регулятор расхода;
8 — сервопривод регулятора расхода; S — насос окисли-
теля; 10 — пироклапан; // — реле температуры; 12 —
турбина; 13 — газогенератор: 14, 24 — пирозажигателъное
устройство; 16 — расходная шайба; 16—клапан окисли-
теля; 17 — обратный клапан продувки; 18 — блок обрат-
ных клапанов; 19 — пироклапан окислителя; 20 — привод
дросселя; 2J — дроссель горючего; 22 — датчик давления;
23 — реле давления контроля промежуточной ступени;
25 — клапан горючего; 26— пироклапан горючего; 27—
пироклапан сброса
турбина; 3 — порохо-
>рой .ступени; 5 — пус-
21
16 17 18
14
ЗСтНп! Н ифи
22
23
6
24
25
26
27
11 12
lit
§
*
1 В
Подвод окислителя
НоШ горючего

ДВИГАТЕЛИ РД-112 И РД-113
В состав двигателей РД-112 и РД-113 (фиг. 466) входят
следующие узлы и агрегаты: камера сгорания, турбонасосный
агрегат, газогенератор, агрегаты автоматики и узлы общей
сборки.	
Большинство агрегатов двигателей, в том числе турбона-
сосный агрегат, газогенератор, агрегаты автоматики и другие,
полностью унифицированы.
Камеры сгорания двигателей РД-112 и РД-113 отличаются
друг от друга только закритической частью сопел. Часть узлов
общей сборки двигателей имеет незначительные отличия, мало
влияющие на работу двигателей.
Для крепления двигателя на ракете к камере сгорания
приварены три опорных стакана.
Турбонасосный агрегат крепится к камере сгорания на
двух газовых трубах,, отводящих газ от турбины к камере
сгорания. Кроме того, насос горючего соединяется с камерой
подвижной опорой. Такое крепление ТНА позволяет исключить
нагружение его при температурных деформациях самого аг-
регата и газовых труб. Компенсация температурных деформа-
ций узлов, соединяемых трубопроводами окислителя и горюче-
го, обеспечивается с помощью гибких металлических трубо-
проводов или за счет малой жесткости длинных трубопрово-
дов. Опора 6 крепления турбонасосного агрегата к камере
сгорания воспринимает боковую нагрузку на него со стороны
входных фланцев насосов. Газогенератор приваривается непо-
средственно к корпусу турбины. Основные топливные клапаны
крепятся к фланцам выходных патрубков насосов.
Подвод компонентов к камере сгорания на обоих двигате-
лях осуществляется одинаково: кислород из насоса окислите-
ля, проходя расходную шайбу 11 и клапан 12, поступает по
двум трубопроводам 14 с гибкими участками в газогенера-
тор /5; диметилгидразин из насоса горючего проходит через
дроссель 9 и клапан 7 и по двум гибким металлическим трубо-
проводам 20 подводится к входному коллектору камеры сго-
рания 1. Часть диметилгидразина, подаваемая насосом горю-
чего второй ступени, подводится по трубопроводу 10 в газоге-
нератор, проходя при этом пусковой клапан 5, регулятор рас-
хода 18 и отсечной пироклапан 16. Из газогенератора газ на-
правляется на лопатки турбины. После турбины газ посту-
пает по двум трубам 17 в головку камеры сгорания. Сброс по-
роховых газов из пусковой турбины осуществляется через тру-
бопровод 3, а сброс горючего из магистралей после выключе-
ния двигателя— через трубопровод 2.
Фиг. 466. Двигатели РД-112 и РД-113 (слева—двигатель РД-112; справа — двигатель
РД-113) [135]:
/ — камера сгорания; 2 — трубопровод дренажа горючего; — выхлопной трубопровод пусковой
турбины; 4—пороховой стартер; 5 — пусковой клапан: б — опора крепления; 7 — клапан горючего;
8— ппроклапап сброса; 9 — дроссель горючего; 10— трубопровод подачи горючего в газогенератор;
II — расходная шайба; 12 — клапан окислителя; /<3 — турбонасосный агрегат; 14— трубопровод по-
дачи окислителя в газогенератор; 15 — газогенератор; 16 — ппроклапан; 17 — трубы подачи газа
в камеру сгорания; 18 — регулятор расхода; 19 — привод регулятора; 20—трубопровод подачи го-
рючего з камеру сгорания
КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-112 И РД-113
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ КАМЕР СГОРАНИЯ [135]
	РД-112	РД-113
Секундный расход горючего	119,2 кГ/сек
Секундный расход окислителя Весовое соотношение компонентов	203,1 кГ1сек
топлива 		1,704
Давление газов в камере сгорания Давление газов на выходе из	150 ата
сопла		 Удельная тяга — тяга, отнесен- ная к суммарному секундному расходу топлива:	0,5 ата	0,1 ата
у земли 		304 сек	—
в пустоте 	 Диаметр цилиндрической части	344 сек	360 сек
камеры сгорания .... Диаметр критического сечения	480 мм
сопла 	 Диаметр выходного сечения	225 мм
сопла	....... Объем камеры сгорания до крити-	1268 мм	2462,8 мм
ческого сечения сопла	83л
Охлаждающий компонент	Горючее
Тип форсунок 	 Количество форсунок:	Однокомпоиентные
горючего		445 шт.
окислителя ..... Давление перед форсунками в по-	340 шт.
лости горючего ..... Давление перед форсунками в по-	162 ата
лости окислителя .... Относительная расходонапряжен- ность — расход, отнесенный к площади форсуночной головки и к давлению в камере сгорания Время пребывания продуктов в	162 ата Г 1,19 сек  см2 • ата
камере сгорания .....	2,68  10~3 сек
Литровая тяга в пустоте . Коэффициент полноты давления в	1340 кГ/л	1400 кГ/л
камере сгорания .... Коэффициент полноты удельной	0,97
тяги		0,95	0,935
Фиг. 467. Камера сгорания двигателя РД-112:
/ — форсуночная головка; 2 —стакан шаровой опоры; 3, 5 — кольца соединительные разъемные; 4 — средняя часть; 6 — сопло-надставка
Камеры сгорания двигателей РД-112 и.РД-113 отличаются
друг от друга только размерами закритических частей сопел.
Общий вид камеры сгорания двигателя РД-112 показан на
фиг. 467.
Ввиду того что основные особенности камер сгорания на-
шли более полное отражение и дальнейшее развитие в разра-
ботанных вслед за ними камерах сгорания двигателей РД-114,
РД-115, подробное описание которых приведено ниже, здесь
отмечаются лишь конструктивные решения, которые были из-
менены при переходе к проектированию камер сгорания упо-
мянутых двигателей. К ним относятся: конструкция места вво-
да окислительного газа в форсуночную головку, количестве
поясов завесы и материал сопла-надставки.
В камерах сгорания двигателей РД:112 и. РД-1.13 окисли-
тельный газ подводится к форсуночной головке через два пат-
рубка, которые приварены непосредственно к наружному сфе-
рическому днищу без каких-либо промежуточных коллекторов.
На камерах сгорания применен один пояс щелевой завесы,
установленный в конце цилиндрического участка камер.
Сопло-надставка выполнено из сталей: внутренняя стен-
ка— из стали 1Х18Н9Т, рубашка—из стали ЭИ811, гофриро-
ванные проставки — из стали 10КП.
183
ГАЗОГЕНЕРАТОР ДВИГАТЕЛЕЙ РД-112 И РД-113
11
9 10
Б-
12 13 14
-----18
фор-
21
— форсунка
— форсунка
— форсунка
— форсунка
— штифт
Фиг. 469. Схема расположения форсунок на
суночной головке газогенератора:
горючего
окислителя периферийная
окислителя основная
окислителя основная укороченная
15
16
17
Фиг. 468. Общий вид газогенератора:
1 — днище наружное; 2 — обечайка; 3— днище среднее; 4 — ниппель; 5—фор-
сунка горючего; 6 — форсунка окислителя; 7 — днище внутреннее; 8— кольцо;
9, 13— кольца соединительные; /А—рубашка; 11 — гнездо пирозажигателя;
/2 — стенка внутренняя; И —днище первое пояса разбавления; 1S — патрубок;
16 — кольцо выходное; 17 — втулка; 18 — днище второе пояса разбавления;
19 — штуцер замера давления окислителя перед форсунками; 2} — штуцер за-
мера давления газа; 2/— штуцер замера давления горючего перед форсун-
ками
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ
ГАЗОГЕНЕРАТОРА [135]
Секундный расход горючего ,
Секундный расход окислителя
Весовое соотношение компонентов
топлива ................... ,
Температура газа на выходе из га-
зогенератора .................
Давление газа на выходе из газо-
генератора ...................
Диаметр цилиндрической полости
Весовое соотношение компонентов
топлива у форсуночной го-
ловки ........................
Температура газа у форсуночной
головки .....
Давление горючего перед
сунками ................
Давление окислителя перед
сунками ................
Количество форсунок:
горючего ....
окислителя
Количество втулок в поясе
бавления ....
фор-
фор-
раз-
6,55 кГ/сек
203,1 кГ!сек.
31
823° К
263 ата
237 мм
10
2000° К
275 ата
275 ата
115 шт.
‘204 шт.
61 шт.
Переход к схеме ЖРД с дожиганием рабочего
тела после турбины в основной к' ц-’ре сгорания
привел к значительному росту парам мрев газогене-
ратора.
Большой расход компонентов (.:<оло двух третей
от суммарного расхода компонент ,в через двига-
тель, в том числе 100% окислителя > и большое дав-
ление в газогенераторе (почти в дза раза больше,
чем в камере сгорания) потребовали разработки но-
вых принципов организации процессов газогенера-
ции с целью получения минимальных габаритов и
веса и максимальной] надежности работы на всех
возможных режимах. Указанные требования были
удовлетворены применением двухзонного принципа
газогенерации. Все горючее, поступающее в газоге-
нератор, и часть окислителя сгорают в первой зоне
в соотношении, обеспечивающем высокую темпера-
туру продуктов сгорания, которая понижается во
второй зоне путем впрыска в поясе разбавления
оставшейся части окислителя.
Газогенератор (фиг. 468) выполнен в виде не-
разъемной паяно-сварной конструкции и состоит из
плоской форсуночной головки, цилиндрической
средней части и пояса разбавления типа решетки,
соединенных между собой сваркой по внутренней
стенке и через соединительные кольца 9, 13 по ру-
башке.
Форсуночная головка состоит из наружного 1 и
среднего 3 днищ, связанных между собой через
кольцо 8 и обечайку 2, и внутреннего днища 7, свя-
занного со средним частью форсунок 5 и 6 путем
пайки твердым припоем.
Форсунки однокомпонентные, центробежные с
тангенциальными отверстиями. Всего на форсуноч-
ной головке установлено 115 форсунок горючего и
204 форсунки окислителя. Форсунки окислителя
открытого типа; делятся они на основные и перифе-
рийные, отличающиеся расходом; часть основных
форсунок выполнена укороченными и спаяна только
с внутренним днищем. Расположение форсунок в
центральной части сотовое, по мере приближения к
периферии оно переходит в круговое.
Средняя часть состоит из рубашки 10 и фрезеро-
ванной внутренней стенки 12, спаянных твердым
припоем, к которым приварены четыре гнезда пиро-
зажигателей 11.
Пояс разбавления образован выходным коль-
цом 16, коллектором окислителя с двумя подводя-
щими патрубками 15, первым 14 и вторым 18 дни-
Материалы, применяемые для изготовления
газогенератора
Наименование
Материал
Днища наружное и
среднее, обечайка, коль-
цо, ниппель, рубашка,
кольца соединительные,
кольцо выходное, пат-
рубки, коллектор, дни-
ще второе пояса раз-
бавления
Стенка внутренняя
Днище внутреннее,
днище первое пояса раз-
бавления форсунки,
штифты, втулки
Гнезда пирозажигате
лей
Припои:
для пайки форсуноч-
ной головки и пояса
разбавления
для пайки средней
части
Сталь
ЭИ654
Сплав
Сплав
БрХ08
№ 5
Сталь
Х18Н10Т
ПСр37,5
ПСрМНЦ-38
Go“2O8,l КГ/сек
Рв275 ата
бг“ 6,55 КГ/ОвК
Р = 275 ата
Газ
Фиг. 470. Схема охлаждения и смесеобра-
зования
щами пояса разбавления, в которые впаяна 61 втул-
ка 17. Втулки расположены по концентрическим
окружностям. На боковой поверхности каждой втул-
ки имеется 15 отверстий, через которые окислитель
впрыскивается поперек движения газа. Для тепло-
вой защиты участков первого днища в нем между
втулками сделаны отверстия для впрыска окисли-
теля.
Штуцера для замера давления газа в газогене-
раторе 20, давления перед форсунками окислите-
ля 19 и горючего 21 установлены в области кольца
форсуночной головки.
184
Турбонасосный агрегат двигателей РД-112 и
РД-113 является первым турбонасосным агрегатом,
разработанным в ОКБ для двигателя, работающего
по схеме с дожиганием рабочего тела турбины в ка-
мере сгорания. Особенности схемы двигателя с до-
жиганием в значительной степени повлияли на
принципиальную схему и основные параметры агре-
гата подачи. Турбина ТНА двигателей РД-112 и
РД-113 дозвуковая, одноступенчатая, реактивная.
Характерные особенности параметров турбины —
большой расход рабочего тела, соизмеримый с рас-
ходами компонентов топлива через камеру сгора-
ния, высокое давление в проточной части турбины,
превышающее давление в камере. Центробежные
насосы агрегата подачи характеризуются повышен-
ной напорностыо, поскольку в величину потребного
напора входит перепад давлений, срабатываемый в
турбине.
Оптимальные геометрические размеры насосов
и турбин выбраны для варианта ТНА без струйных
преднасосов, устанавливаемых на входе в основные
насосы центробежного типа с целью снижения ми-
нимально допустимого давления во входных маги-
стралях двигателя. Выбранная геометрия агрегатов
практически является оптимальной и для варианта
ТНА со струйными преднасосами. Постановка
струйных преднасосов позволяет при некотором уве-
личении веса системы подачи снизить давление во
входных магистралях: по линии окислителя на
1 ат, по линии горючего на. 0,7 ат.
Более подробное обоснование выбора основных
параметров и схемы ТНА приведено в разделе, где
идет речь о двигателях РД-114 и РД-115, подобных
двигателям РД-112 и РД-113.
Параметры струйных преднасосов		
Параметры	Преднасос окислителя	Преднасос горючего
Давление на входе, ата		3,2*	1,6**
Расход эжектирующей жидкости, л/сек . . .	23	19,5
Коэффициент эжекции 		7,83	7,8
Скорость эжектирующего потока, м]сек . .	202	219
Коэффициент полезного действия струйного преднасоса 		0,105	0,096
Мощность, расходуемая на струйный пред- насос, л. с		1260	850
Напор, развиваемый струйным предиасосом (с учетом диффузора), ат		3,52	2,63
*При температуре — 18ГС.
** При температуре + 15°С.
Характерные размеры насосов
Параметры	Насос окислителя	Первая ступень насоса горючего	Вторая ступечи» насоса горючего
Диаметр втулки шнека и крыль- чатки, Мм		72	72	65
Наружный диаметр шнека, мм	132	132	—
Наружный диаметр крыльчат- ки, мм		220	232	154
Угол установки лопатки на вы- ходе из центробежного коле- са, град		70	80	80
Параметры насосов
Параметры	Вариант ТНА без струйных преднасосов			Вариант ТНА со струйными преднасосами		
	Насос окислителя	Первая ступень насоса горючего	Вторая ступень насоса горючего	Насос окислителя	Первая ступень насоса горючего	Вторая ступень насоса горючего
Расход, кГ/сек Давление на входе,	203,1	119,2	6,55	226,1	138,7	6,55
ат а	 Давление на выхо-	4,2*	2,3**	229	6,5*	4,2**	246
де, ата	 Коэффициент быст-	288	231	320	309,5	248	344
роходности .... Коэффициент полез-	53	43,5	29	53,6	44	27,5
него действия . . Относительная осе- вая скорость на	0,65	0,66	0,55	0,65	0,66	0,55
входе в насос . . Число оборотов в минуту 	 Суммарная мощность насосов, л. с. . .	0,076	0,076 17 000 17 500	0,068	0,082	0,082 17 600 19610	0,066
* При температуре — 181°С.
♦♦ При температуре -ф: 15°С.
Вес и габариты ТНА
Вес агрегата, не заполненного компонентами..................190 кГ
Габаритные размеры агрегата (длина X ширина X высота) 1230x400x570 мм
Относительный вес турбонасосного агрегата (вес агрегата, запол-
ненного компонентами, отнесенный к единице тяги двигателя) 1,94кГ/т тяги
Вес турбонасосного агрегата, заполненного компонентами, от-
несенный к единице мощности............................... ю,8 Г/л. с.
Параметры турбин
(вариант без струйных преднасосов)
Параметры	Основная турбина	Пусковая турбина
Расход рабочего тела, кГ/сек .............	210	2,65
Температура торможения на входе, ° К		823	1900
Давление торможения на входе, ата		259	40
Перепад давлений (отношение давления торможения на входе к статическому давлению на выходе)		1,55	13,35
Окружная скорость на среднем диаметре ротора, м/сек	187	47
Отношение окружной скорости на среднем диаметре к_ скорости истечения из сопел	'	0,503	0,031
Степень реактивности на среднем диаметре ротора . . .	0,2	0
Коэффициент полезного действия		0,7	0,078
Удельная мощность (мощность, отнесенная к единице л. с. расхода рабочего тела), 	 	 кГу' caic	86	132
Характерные размеры турбин
Параметры	Основная турбина	Пусковая турбина
Средний диаметр ротора, мм 		210	180
Высота сопловой лопатки, мм		28	—
Диаметр критического сечения сопла, мм		» 	8,8
Диаметр сопла на выходе, мм		—	15
Высота рабочей лопатки, мм 		33	21
Угол наклона оси сопел, град		22	22
Турбонасосный агрегат, представленный на фиг. 471, состоит из насоса окислителя, насоса го-
рючего, основной п пусковой турбин. Необходимая жесткость системы вращающихся деталей ТНА
обеспечивается наличием двух валов, опоры которых размещены в жестких и жестко друг с другом
скрепленных деталях корпусов насосов. Рессора 12 обеспечивает надежную передачу крутящего момен-
та с одного вала па другой при возможных взаимных смещениях и перекосах валов. Надежному раз-
делению компонентов топлива по валу способствует наличие двух валов, а также принятое размещение
агрегатов ТНА: насос окислителя имеет общий вал с основной турбиной, насос горючего — с пусковой
турбиной (рабочим телом основной турбины является газ с избытком окислителя, рабочее тело пуско-
вой турбины нейтрально к горючему).
Насос окислителя и основная ступень насоса горючего занимают в агрегате центральное положе-
ние; их корпуса 8 и 13, соединенные через радиальные шпонки И, создают жесткий корпус агрегата.
Основная и пусковая турбины расположены по краям агрегата. Такая конструктивная схема ТНА
позволяет обеспечить необходимую жесткость корпуса при наименьшем весе.
Насос окислителя имеет центробежную крыльчатку 33 закрытого типа с двусторонним входом.
На входе в крыльчатку с обеих сторон установлены шнеки 32. Крыльчатка и шнеки имеют шлицевое
соединение с валом. Корпус и крышка 10 насоса окислителя образуют основные рабочие полости на-
соса. Разъем корпуса и крышки в области высокого давления является для насоса внутренним, и негер-
метичность по этому стыку не опасна. Разъем в области низкого давления надежно уплотняется
алюминиевым кольцом 9.
Осевое усилие па роторе основной турбины, вызванное наличием положительной степени реак-
тивности по всей высоте рабочей лопатки (кроме корневых сечений), практически уравновешивается
на режиме главной ступени осевым усилием на крыльчатке насоса, создаваемым путем подбора
диаметров уплотняющих буртов. На крыльчатке с одной стороны предусмотрен второй бурт, исполь-
зуемый для технологических испытаний! насоса, когда отсутствует осевое усилие от ротора турби-
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-112 И РД-113
Материалы, применяемые для изготовления
деталей турбонасосного агрегата
Наименование детален	Материал
Насос окислителя	
Вал	Сталь 38ХА
Рессора	Сталь 38ХА
Крыльчатка	Сплав ал. АЛ4
Шнеки	Титановый сплав
Корпус, крышка	Сплав ал. АЛ4
Насос горючего	
Вал	Сталь 38ХА
Крыльчатка	Сплав ал. АЛ4
Шнеки	Титановый сплав
Корпус, крышка	Сплав ал. АЛ4
Основная турбина	
Ротор	Сталь ЭИ696А
Детали корпуса	Сплав ЭИ894
Сопловой аппарат	Сплав ЭП202
Пусковая турбин а	
Ротор	Сталь ЭИ395
Выхлопной коллектор	Сталь ЭИ712
Сопловой аппарат	Сталь 20
ны. Неуравновешенная составляющая осевой силы восприни-
мается сдвоенным радиально-упорным подшипником 7, Оба
подшипника насоса охлаждаются и смазываются окислителем.
Разделение полостей основной турбины и насоса осуществ-
ляется с помощью гидрозатвора; в полость гидрозатвора
(между двумя плавающими лабиринтными кольцами 5) по-
дается окислитель с давлением, превышающим давление в по-
лости выхлопного коллектора турбины. Фторопластовая ман-
жета 5 обеспечивает герметичность полости залитого насоса
окислителя до пуска двигателя. Система уплотнений по валу
со стороны насоса горючего состоит из набора разрезных чу-
гунных колец 30 и дренажной полости. Фторопластовые ман-
жеты 29, как и манжеты 5, уплотняют полость насоса до пуска
двигателя. Утечки жидкости из полости высокого давления в
полость всасывания насоса сведены к минимуму с помощью
плавающих лабиринтных уплотнений, расположенных над
буртами крыльчатки.
Насос горючего отличается от насоса окислителя наличием
второй ступени, а также системой уплотнений по валу. Один
из подшипников насоса горючего охлаждается компонентом,
другой — со стороны насоса окислителя — консистентной
смазкой, заполняющей его полость. Постановка со стороны
насоса окислителя подшипника, работающего в смазке, повы-
шает надежность разделения компонентов топлива по валу.
Система уплотнений насоса горючего по валу со стороны на-
соса окислителя состоит из отражателя, выполненного заодно
со шнеком 26, манжетных уплотнении и дренажной полости.
Манжетные уплотнения после отражателя обеспечивают гер-
метичность как при заливке, так и на работающем насосе.
Полость подшипника уплотнена сдвоенным манжетным уплот-
нением и двуусой манжетой 27. Эти манжетные уплотнения
предотвращают вытекание смазки из полости подшипника,
а также попадание в нее паров горючего. Система уплотнений
по валу со стороны пусковой турбины состоит из отражате-
ля манжет 17 с дренажной полостью между ними и сег-
ментного кольца. Сегментное кольцо предохраняет манжеты
от воздействия горячего рабочего тела пусковой турбины.
Разделение полостей первой и второй ступеней насоса по
валу осуществляется с помощью плавающего лабиринтного
уплотнения. Для упрощения конструкции и уменьшения осе-
вых размеров второй ступени лабиринт, установленный над
буртом крыльчатки 15 со стороны входа, выполнен неподвиж-
ным, Такое решение приемлемо, так как некоторое снижение
объемного коэффициента полезного действия второй ступени
насоса горючего практически не влияет на общий коэффи-
циент полезного действия ТНА.
Осевое усилие на валу насоса горючего уравновешивается
подбором диаметров буртов крыльчатки насоса горючего вто-
рой ступени.
Сварной корпус основной турбины ие имеет разъемов: на-
дежное уплотнение разъемов корпуса при больших рабочих
давлениях н температурах представляет большие трудности.
Шов А (фиг. 471) является местом окончательной сварки де-
талей корпуса. Лопатки соплового аппарата кренятся в узле
статора 3 с помощью пайки. Ротор 1 основной турбины кре-
пится к вачу насоса окислителя винтами, для передачи крутя-
щего момента с ротора на вал служат штифты, запрессован-
ные в отверстия фланца вала и диска.
Пусковая турбина — сверхзвуковая, одноступенчатая, ак-
тивная, Сопловой аппарат 18 пусковой турбины представляет
собой неразрезное кольцо с равномерно расположенными по
окружности сверхзвуковыми соплами. Кольцо соплового аппа-
рата придает жесткость сварному корпусу турбины. Сопловой
аппарат используется для греилепня корпуса турбины к на-
сосу горючего. Ротор 19 пусковой турбины имеет шлицевое
соединение с валом насоса юрючего. На конце вала 20, со
стороны пусковой турбины, имеются нпутреннне шлицы для
соединения со вспомогательной рессорой, приводящей во вра-
щение валик датчика оборотов ТНА. Фторопластовые манже-
ты и дренажная полость между ними обеспечивают герметич-
ность полости выхлопного коллектора пусковой турбины в ме-
сте вывода валика датчика оборотов.
186
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-112 И РД-113
На двигателях РД-112 и РД-113 применены агрегаты автоматики,
выполненные с использованием принципов как пиро- и гидроавтоматики,
так и с применением механических средств управления. Для пусковых
и перекрывных клапанов это позволило не только освободиться от сжа-
того газа в качестве управляющей силы, но и значительно упростить их
конструкцию. Так, в клапанах окислителя и горючего полностью исклю-
чены подвижные уплотнения в виде сильфонов (для жидкого кислорода)
и манжет, что одновременно с упрощением конструкции устранило такие
проблемы, как разработка крупногабаритных сильфонов на большие пе-
репады давлений и создание манжет с небольшим разбросом сил трения.
В результате основные клапаны окислителя и горючего удалось выпол-
нить небольшими по габаритам и относительно легкими при обеспечении
перекрытия расхода окислителя и горючего с номинальными давлениями.
Второй особенностью агрегатов автоматики является применение
в качестве элемента, задающего режим работы двигателя, регулятора
расхода. Замена традиционного жидкостного редуктора давления со всей
сопровождающей его громоздкой и инерционной системой управления
с помощью сжатого газа на регулятор расхода позволила увеличить на-
дежность системы управления двигателем и полностью освободиться ог
сжатого газа для управления агрегатами автоматики.
Прочие агрегаты автоматики, примененные на двигателе, такие, как
пироклапаны в магистралях на малые расходы и Дроссель горючего, вы-
полнены по обычным схемам.
Принципиальная схема клапана окислителя, предназначенного для
управления подачей кислорода в газогенератор в период запуска, на но-
минальном режиме и при выключении двигателя, представлена на
, фиг. 472. На схеме, приведенной на фиг. 472, а, клапан изображен в за-
крытом положении перед пуском двигателя. Тарель основного клапана 5
и тарель пускового клапана 9 усилиями пружин 4 и 10 соответственно
плотно прижаты к седлам, разобщая входную и выходную полости. Та-
рель 8, предназначенная для создания в начальный период запуска пере-
пада давлений по липни кислорода, соответствующего разности давле-
- ний компонентов на входе в насос окислителя и насос горючего, также
прижата к седлу усилием пружины 7. Жидкий кислород с входной поло-
сти через диаметральные зазоры между цилиндрическими поверхностя-
ми корпуса и соответствующими поверхностями направляющих буртов
основного п пускового клапанов, а также частично через специальное
калиброванное отверстие на цилиндрической поверхности основного кла-
Фиг. 472. Принципиальная
схема клапана окислителя и ее действие на основных эта-
пах работы двигателя;
/ — пиропатрон; 2 — пнроклапан; 3 — мембрана; 4, 7, /0 — пружины: 5 — основной клапан; б, 11 —
жиклеры; 8 — тарель; д — пусковой клапан
пана циркулирует по внутренним полостям, обеспечивая за-
холаживание клапана, и через жиклер 11 и полость пирокла-
пана 2 направляется по трубопроводу в бак кислорода.
В процессе запуска при нарастающем давлении на входе
в клапан расход кислорода на перепуск в бак будет несколько
увеличиваться. При этом давление в полости А из-за наличия
жиклера 11 также нарастает, а в полости под пусковым кла-
паном, соединенной широким каналом с перепускной магист-
ралью, практически остается без изменения. По достижении
заданного перепада давлений между входной и внутренней по-
лостью пускового клапана последний, преодолевая усилие пру-
жины, отходит от седла и полностью открывается. Кисло-
род, отжимая тарель 8 обратного клапана и теряя часть ста-
тического давления, через жиклер 6 поступает в газогенератор
После того как давление за насосами достигнет заданной
величины, разрушается мембрана 3 и давление кислорода во
внутренней полости основного клапана падает. Создавшимся
перепадом давлений основной клапан, преодолевая усилие
пружины 4, полностью открывается. Расход кислорода по ма-
гистрали перепуска в бак практически прекращается. Поло-
жение деталей клапана, соответствующее рассмотренному эта-
пу его работы, отражено на фиг. 472, б.
При воспламенении пиропатрона 1 пироклапан закрывает-
ся и прекращает проток кислорода в перепускную магистраль. Дав-
ления во внутренних полостях основного и пускового клапанов уравни-
ваются с входным давлением. Указанные клапаны, оказавшись разгру-
женными от перепада давлений, усилием пружин 4 н 10 закрываются.
Принципиальная схема, характеризующая закрытие клапана окислите-
ля при выключении двигателя, представлена на фиг. 472, в.
Принципиальная схема клапана горючего приведена на фиг. 473.
Принцип его работы в основном аналогичен принципу работы клапана
окислителя. Отсутствие необходимости в устройстве для срабатывания
в период запуска части статического давления компонента позволило
несколько упростить схему клапана.
На фиг. 473, а клапан показан в закрытом состоянии, соответствую-
щем его работе до пуска двигателя.
Открытие клапана на предварительную ступень, а также полное от-
крытие клапана осуществляются в определенные моменты в зависимо-
сти от величины нарастающего давления горючего пу-
тем преодоления силы сжатия соответственно пружин 2
и 3. При открытии на предварительную ступень клапан 1
перемещается до упора специальными выступами на
внутренней поверхности стакана в торец мощной пружи-
ны 3. В этом положении, как видно из фиг. 473,6, требу-
емый расход горючего обеспечивается специальным
дросселирующим буртом.
Полное открытие клапана, представленное на фиг.
473 в, осуществляется путем сжатия пружин 2 и 3, при
этом тарель с дросселирующим буртом перемещается в
крайнее нижнее положение. Для исключения утечки го-
рючего по зазорам между корпусом и направляющими
поверхностями клапана в перепускную магистраль пред-
усмотрено специальное торцевое уплотнение, вступаю-
щее в работу при полном открытии клапана.
Закрытие клапана производится отсечкой перепуск-
ной магистрали путем срабатывания пироклапана 4.
На фиг. 474 показан пироклапан сброса, который
служит в момент выключения двигателя для слива го-
рючего из зарубашечной полости камеры сгорания и ма-
гистралей, расположенных за клапаном горючего, с це-
лью уменьшения импульса последействия.
Фиг.
8
схема клапана горючего и ее действие на основных эта-
пах работы двигателя:
I — клапан; 2. 3 — пружины; '/ — пнроклапан
473. Принципиальная

Пироклапан сброса устанавливают на подсоединительном фланце.
Герметичность по месту стыка обеспечивается с помощью уплотнитель-
ного кольца 1. С противоположной стороны корпус 7, выполненный из
алюминиевого сплава АВ, имеет специальный фланец для подсоединения
дренажной трубы.
До срабатывания пироклапана полость А отделена от коллектора
горючего крышкой 3, прижатой к торцу подсоединительного фланца
пружинной шайбой 2, что обеспечивает минимальный проток горючего.
Со стороны гнезда под пиропатрон полость А отделена мембраной 4.
При работе двигателя внутренняя полость А полностью заполняется го-
рючим.
По команде па срабатывание пироклапана подается напряжение
к пиропатрону. После воспламенения заряда давление пороховых газов
разрушает мембрану 4 и через горючее, заполняющее соединительный
канал, передается в полость А. Под действием высокого давления про-
исходит разрушение корпуса по перемычке Б вдоль всей окружности.
Срезанная часть корпуса вместе с крышкой, пружинной шайбой и об-
рывком мембраны вылетают, освобождая проход для слива горючего.
Повсовдинитвльныи
фланец
Фиг. 474. Пироклапан сброса:
1 — уплотнительное кольцо; 2 —
пружинная шайба; 3 — крышка; 4 —
мембрана; 5 — прижим; б — гайка;
7 — корпус
9^ Чгш ОСУ148
187
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-112 И РД-113
Дроссель горючего, показанный на фиг. 475, является исполнитель-
ным органом' системы опорожнения баков (СОБ). Он предназначен для
изменения гидравлического сопротивления магистрали горючего при ра-
боте двигателя с включенной системой СОБ, а также для поднастройки
двигателя на требуемое соотношение компонентов перед стартом.
Дроссель горючего по своей конструкции и принципу действия в ос-
новном аналогичен дросселю двигателя РД-111, приведенному на
фиг. 425.
Пироклапан, изображенный на фиг. 476, предназначен для отсечки
подачи горючего в газогенератор при поступлении команды на прекра-
щение работы двигателя. Пироклапан устанавливается непосредственно
на газогенераторе.
Литой корпус 9 со стороны входа имеет проточку под уплотнение
стыка с фланцем подводящего трубопровода, а на противоположном
торце — проточку под уплотнение стыка с корпусом газогенератора.
В открытом положении клапан 6 удерживается чекой 5, входящей
в отверстие хвостовика клапана. Хвостовик клапана обеспечивает на-
правление, а также выполняет роль гидротормоза с целью некоторого
смягчения гидроудара при закрытии клапана. В представленной кон-
струкции скорость движения клапана в начальный период закрытия
определяется не столько величиной силы пружины 7, сколько скоростью
заполнения горючим замкнутой полости, расположенной в корпусе над
хвостовиком клапана, через специальное колиброванное отверстие.
Чека имеет срезной бурт, удерживающий ее в исходном положении
и обеспечивающий одновременно уплотнение в месте стыка корпуса 1
с корпусом 9. К чеке с помощью резьбового соединения присоединен
поршень 3, имеющий цилиндрический выступ с коническим буртом, обес-
печивающим более надежное заклинивание пакета чека — поршень пос-
ле срабатывания чеки.
При подаче команды на закрытие пироклапана чека усилием давле-
ния пороховых газов выдергивается из отверстия в хвостовике клапана.
В процессе дальнейшего движения чека заклинивается своим кониче-
ским буртом в корпусе 2. Освободившийся клапан под действием пружи-
ны и потока горючего идет на закрытие.
Герметичность посадки клапана на коническое седло обеспечивается
за счет применения фторопластового кольца, закрепленного в проточке
на тарели клапана.
Основные детали клапана выполнены из следующих материалов:
корпус 9 — из алюминиевого сплава АЛ4, клапан 6 — из алюминиевого
сплава Д16, чека 5 — из стали 1Х18Н9Т.
На фиг. 477 представлена схема пускового клапана, обеспечиваю-
щего заданный закон подачи горючего в газогенератор в начальный
период запуска двигателя. В его конструкцию введена мембрана 1, кото-
рая, разрушаясь при определенном давлении, обеспечивает заданную
последовательность подачи компонентов в газогенератор.
Пусковой клапан имеет профилированное отверстие с расположен-
ной в нем дросселирующей иглой 2. По мере нарастания давления в ма-
гистрали горючего при запуске двигателя тарель 3, сжимая пружину 4,
перемещает вдоль отверстия дросселирующую иглу. Профиль отверстия
и иглы подобраны таким образом, чтобы каждому значению давления
горючего, а следовательно, и положению иглы соответствовало требуе-
мое сечение в дросселирующей щели пускового клапана.
После выполнения своей функции пусковой клапан перестает воздей-
ствовать на расход горючего в газогенератор. К этому моменту тарель 3,
сжимая пружину, доходит до упора в седло и отсекает расход горючего
в перепускную магистраль. Одновременно дросселирующая игла, заняв
крайнее положение, обеспечивает свободный проход горючему в газоге-
нератор. Положение деталей клапана, соответствующее данному этапу
его работы, показано на фиг. 477, б.
Применяющийся на двигателе регулятор расхода по своей конст-
рукции аналогичен регулятору расхода двигателя РД-114 (см. фиг. 514),
но в отличие от последнего имеет дополнительное устройство,' обеспечи-
вающее первоначальную фиксированную настройку регулятора на пони-
женный расход горючего, соответствующий работе двигателя на режиме
промежуточной ступени. В регуляторе отсутствуют пусковые мембраны,
роль которых в данном двигателе выполняет пусковой клапан.
Фиг. 478; Пироклапан:
/, 9 —корпуса; 2 —пробка; а — поршень; -/ — манжета; 5 — чека; d — клапан; 7 — пру-
жина; 8 — уплотнительное кольцо
Фиг. 477. Принципиальная схема пускового клапана и ее действие
иа основных этапах работы двигателя:
1 — пусковая мембр.тпа; 2 — ui-a.-i; ,? — тарель; / — пружина
Кроме рассмотренных агрегатов автоматики, на двигателе в систе-
ме продувки полости окислителя установлен обратный клапан, по своей
конструкции и работе аналогичный описанному ранее обратному кла-
пану, показанному на фиг. 429 (двигатель РД-11 1), а в системе продувки
полости горючего — обратный клапан с фильтром, аналогичный обратно-
му клапану того же изделия, приведенному на фиг. 430.
188
Д ВИ ГАТ ЕЛИ РД-114 И РД-115
Фиг. 478. Двигатель РД-114
Двигатели РД-114 и РД-115 (фиг. 478 и 479) являются мощными однокамер-
ными жидкостными реактивными двигателями. Двигатель РД-114 предназначен
для первой ступени ракеты, а РД-115 — для верхних ступеней ракеты. Двигатель
РД-115 отличается от двигателя РД-114 только большей высотностью.
По принципиальной и конструктивной схемам эти двигатели аналогичны дви-
гателям РД-112 и РД-113, но по сравнению с «ими существенно форсированы по
тяге (до 152 г у земли—двигатель РД-114 и До 176 т в пустоте — двигатель
РД-115). В качестве топлива в двигателях предполагалось использовать жидкий
кислород и несимметричный диметил гидр азин.
Выполнение двигателей по схеме с дожиганием рабочего тела турбины в ос-
новной ‘камере сгорания позволяет достичь высоких значений удельной тяги
(307 сек у земли и 341 сек в пустоте у двигателя РД-114 и 357 сек в пустоте
у двигателя РД-115) при сравнительно низких значениях относительного веса
двигателей (не более 7,3——— у двигателя РД-114 и не более 8 ———у двига-
т тяги ' '	Т тяги
теля РД-115).
Однокамерная схема двигателей обеспечивает возможность достижения высо-
кой степени надежности силовых установок ракеты за счет существенного умень-
шения числа камер сгорания в установке.
Для крепления двигателей па ракете на головке камеры сгорания расположе-
ны четыре опорных узла. Основные агрегаты двигателей, кроме камер сгорания,
которые отличаются только размерами сопел, полностью унифицированы.
Камера сгорания двигателей предельно форсирована по основным ее характе-
ристикам: литровая тяга камеры сгорания достигает 1447 кГ/л, относительная
расходонапряженность форсуночной головки составляет 1,39^—-----------высокая
теплонапряженность камеры сгорания потребовала введения двух поясов щеле-
вой завесы и разветвленной схемы охлаждения сопла.
Турбонасосный агрегат двигателей РД-114 и РД-115 имеет существенно
большую мощность по сравнению с турбонасосным агрегатом двигателей РД-112
и РД-113. Для снижения входных давлений компонентов топлива на двигателях
предусматривалась установка струйных преднасосов окислителя и горючего, ис-
пользующих в‘качество рабочей жидкости часть расхода основных насосов. Для
сокращения длины газовых труб турбонасосный агрегат расположен выше отно-
сительно камеры сгорания, чем на двигателях РД-112 ,и РД-113, причем выступа-
ние газогенератора за габариты камеры сгорания (по высоте) допускается компо-'
новкой двигателей на ракете.
Изменение тяги двигателей осуществляется путем изменения мощности .турби-
ны турбонасосного агрегата за счет изменения расхода горючего в газогене-
ратор с помощью регулятора расхода. Для обеспечения управления полетом
ракеты предусмотрена возможность снижения тяги двигателя до 85% ее номи-
нального значения. Соотношение компонентов топлива регулируется дросселем
горючего. Начальное воспламенение топлива обеспечивается в газогенераторе
пирозажигательным устройством.
Разработка двигателей РД-114 и РД- 1 15 была начата в 1960 г. При разработ-
ке была выпущена рабочая документация и начаты модельные испытания по от-
работке процессов газогенерации, дожигания, подачи компонентов топлива и др.
В дальнейшем (в 1961 г.) разраоотка ^двигателей РД-114 и РД-115 была пре-
кращена в связи с принятием за основной вариант двигателей, использующих в
качестве окислителя азотный тегроксид.
189
ДВИГАТЕЛИ РД-114 И РДИ5
ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ И ХАРАКТЕРИСТИКИ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-114 и РД-115[138]
РД-114
Жидкостям й,
Для первой
ступени ракеты
Тип двигателя .
Назначение .
Топливо:
окислитель .
горючее .
РД-115
реактивный
Для верхних
ступеней ракеты
Номинальная тяга двигателя при работе на ре-
жиме главной ступени:
у земли
в пустоте
Удельная тяга —
му секундному
у земли
в пустоте
Давление газов в камере сгорания на номи-
нальном режиме..........................
Давление газов на срезе сопла камеры сгора-
ния ....................................
Секундный расход окислителя .	.	.	.	.
Секундный расход горючего...............
Суммарный секундный расход топлива на но-
минальном режиме........................
Отношение секундных весовых расходов окис-
лителя и горючего, приведенное к поминаль-
ным давлениям на входе в насосы и к но-
минальным удельным весам (7„ при
= —181° С и у,- при 1Г = 1баС)
Время набора 90% номинальной тяги от
мента подачи напряжения иа стартер
Продолжительность непрерывной работы
режиме главной ступени...............
Системы подач
Способ подачи топлива в камеру сгорания .
Жидкий кислород, ТУ № ОУ-83-55-МХП
Несимметричный диметилгпдразин, ВТУ
Ns ЕУ-108-55-МХП
152 т
168,6 т
176 т
тяга, отнесенная к суммарно-
расходу топлива:
307 сек
341 сек
357 сек
t,
мо-
на
И
150 ата
0,69 ата
120 сек
0,16 ата
316 кГ/сек
178,5 кГ/сек
494,5 кГ/сек
1,77
Не более
1,5 сек
130 сек
г е п е р а ц и
и
Число оборотов турбонасосного агрегата .
Мощность турбины..........................
Минимальное давление на входе в струйные
преднасосы:
окислителя (при t0 — —181° С) ....
горючего (при tr = 15° С)..............
Отношение секундных весовых расходов окисли-
теля и горючего в газогенератор ....
Давление в газогенераторе.................
Температура газа на выходе из газогенератора
Весовые и габаритные данны
и г а з о
Центробежными насосами с приводом
от турбины
15 000 об/мин
33 500
л. с.
е
3,5
1,8
ата
ата
31
293 ата
823° К
д в и г а т е л я
Вес двигателя, не заполненного компонентами
топлива
Вес двигателя,
топлива
Относительный
заполненного компонентами
вес двигателя, заполненного
компонентами
Длина .	.
Диаметр (наибольший) .
топлива
ПИРОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ
990 кГ
ШЛкГ
1110 кГ
1410 к Г
„ «Г
7,3-----
т тяги
2600 мм
1462 мм
СХЕМА
Пирогидравлическая схема двигателя
РД-114 представлена на фиг. 480.
Все операции, обеспечивающие запуск дви-
гателя, осуществляются автоматически.
По окончании наддува баков ракеты перед
запуском включается кратковременная интен-
сивная продувка магистралей горючего сжа-
тым азотом. По команде «Пуск» подается на-
пряжение на пирозажигательдое устройство 15
газогенератора. Воспламенение пиропатронов
устройства контролируется сигнализатором
воспламенения, при перегорании которого по-
8-'^
т
5000
3265
тяги
мм
мм
ДВИГАТЕЛЕЙ
РД-114 И РД-115
лопатки основной турбины, увеличивая сум-
марную мощность in скорость разгона насосов
турбонасосного агрегата. После турбины горя-
чие газы с избытком окислителя поступают в
камеру сгорания.
При дальнейшем увеличении оборотов насо-
сов турбонасосного агрегата давлением компо-
нентов прорывается мембрана на выходе из
регулятора расхода 11 и полностью открыва-
ются клапаны 22 и 23; двигатель выходит на
номинальный режим.
Регулирование тяги двигателя осуществ-
ляется с помощью регулятора расхода 11, уп-

обратной связи системы PKG
11 -----
Огл системы РНС и системы
по ограничению температуры
в газогенераторе
дается напряжение на электрозапалы порохо-
вого стартера 7. Газы, образующиеся при вос-
пламенении пороховой шашки, раскручивают
пусковую турбину 6. При увеличении числа
оборотов насосов турбонасосного агрегата
давлением компонентов в определенном поряд-
ке прорываются мембраны клапанов окисли-
теля 22 и горючего 23 .и мембрана 10. Компо-
ненты топлива через открывшиеся на предва-
рительную ступень клапаны с опережением
окислителя поступают в газогенератор. Про-
дукты сгорания из газогенератора подаются на
равняемого приводом 21. При увеличении ко-
личества горючего, подаваемого в газогенера-
тор, повышается температура газов, поступа-
ющих на турбину. Мощность турбины растет,
что приводит к росту давлений компонентов
топлива за насосами и в камере сгорания п
в итоге к увеличению тяги. Дросселирование
двигателя происходит в обратном порядке.
Датчик давления 24 газов в камере сгорания 1
осуществляет обратную связь в системе управ-
ления тягой двигателя. Одновременное опо-
рожнение баков ракеты обеспечивается
перенастройки дросселя горючего 5.
путем
При выключении двигателя одновременно
подается напряжение на пиропатроны клапа-
нов окислителя 22, горючего 23, пироклапа-
на 16 -и четырех пироклапанов сброса 2. Кла-
паны срабатывают, прекращая доступ компо-
нентов в камеру сгорания и газогенератор и
открывая дренаж горючего из зарубашечного
пространства камеры сгорания. Двигатель вы-
ключается.
Пирогидравлическая схема двигателя
РД-115по своему построению и принципу дей-
ствия не отличается от схемы двигателя.
РД-114.
23
24
22
16
15
К системе по ограничению
13
Подвод горючего
X системе СОБ
Подвод окислителя——
12
температуры в газогенераторе.
П1гт1Гп||п11п11г т11гт1|п11гт11п1 In!
10
480. Пирогидравлическая
схема двигателя РД-114 [140]:
Продувка
'азотам
фиг.
1 камера сгорания; 2 — пироклапан сброса: 3— обратный клапан продувки; 4— привод дросселя; 5 — дроссель горючего;!: — пусковая турбина; 7 - пороховой стартер;
8 — насос горючего второй ступени; 0 — насос горючего; 10 мембрана; // — регулятор расхода; 12 — насос окислителя; 13 — турбина; 14 — реле температуры; /5—пиро-
зажигательное устройство; 10 пнроклапан; /7 — газогенератор; 18 — обратный клапан продувки; /9 — жиклер; 20 — расходная шайба; 2/— привод регулятора; 22 —
клапан окислителя; 23 — клапан горючего; 24 — датчик давления
190
ДВИГАТЕЛИ РД-114 И РД-115
Двигатели РД-114 и РД-115 (фиг. 481 и 482) состоят из следующих основ-
ных узлов и агрега'Тов: камеры сгорания, турбонасосного агрегата, газогенерато-
ра, агрегатов автоматики и узлов общей сборки.
Полное унифицирование основных узлов и агрегатов двигателей (кроме ка-
мер сгорания) достигается благодаря принятому в компоновке двигателей
одинаковому положению турбонасосного агрегата относительно камеры сгорания.
Камеры сгорания двигателей отличаются только закритической частью сопел.
Однокамерная схема двигателя позволила исключить из его состава двига-
тельную раму и осуществить крепление двигателя на ракете непосредственно че-
рез четыре опоры камеры сгорания.
Турбонасосный агрегат крепится на камере сгорания через газовые трубы,
соединяемые с камерой с помощью сварки. Крепление турбонасосного агрегата
на жестких газовых трубах исключает нагружение турбонасосного агрегата при
температурном расширении этих труб. Подвижная опора, соединяющая турбо-
насосный агрегат с камерой сгорания, передает на камеру только боковые на-
грузки со стороны входных патрубков насосов. На основных магистралях
двигателя установлены гибкие металлические трубопроводы, выполняющие роль
компенсаторов.
Струйные преднасосы окислителя и горючего (на фиг. 481 и 482 не показаны)
располагаются на участках магистралей подводящих компоненты топлива к дви-
гателю. Разводка топливных магистралей двигателей РД-114 и РД-115 аналогична
разводке магистралей двигателей РД-112 и РД-113.
Фиг. 481. Двигатель РД-114 [138]:
/— камера сгорания; 2 — пнроклапан сброса; 3 — пороховой стартер;
4— пусковая турбина; 5 — трубопровод подачи горючего в камеру сго-
рания; 6 — клапан горючего; 7 — насос горючего; 8 — дроссель горюче-
го; 9— привод дросселя; 10 — насос окислителя; // — клапан окисли-
те пя; 12 — турбина; 13 — трубопроводы подачи окислителя в газогене-
ратор; 14 — пирозажпгательное устройство; 15 — пнроклапан; 16 — газо-
генератор; 17 — трубопровод подачи горючего в газогенератор; 18 — при-
вод регулятора расхода; 19 — регулятор расхода; 20 — трубы подачи
газа в камеру сгорания
Фиг. 482. Двигатель РД-115 [138]:
/--камера сгорания; 2 — пнроклапан сброса; .3 — пороховой стартер:
4 — пусковая турбина; 5 — трубопровод подачи горючего в камеру сго-
рания; 6 — клапан горючего; 7 — насос горючего; 8 — дроссель горюче-
го; 9 —«привод дросселя; 10— насос окислителя; 11 — клапан окислите-
ля; 12 — турбина; 13 — трубопроводы подачи окислителя в газогенера-
тор; 14 — пирозажигательное устройство; 15 — пнроклапан; 16 — газоге-
нератор; /7 — трубопровод подачи горючего и газогенератор; 18— при-
вод регулятора расхода; 19 — регулятор расхода; 20 — трубы подачи
газа в камеру сгорания
КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-114 и РД-115
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ КАМЕР СГОРАНИЯ [138]
Фиг. 483. Камера сгорания двигателя РД-114
Секундный расход горючего.......................
Секундный расход окислителя.....................
Весовое соотношение компонентов топлива
Давление газов в камере сгорания................
Давление газов на выходе из сопла...............
Удельная тяга — тяга, отнесенная к суммарному
секундному расходу топлива:
у земли....................................
в пустоте...............................
Диаметр цилиндрической части камеры сгорания
Диаметр критического сечения сопла
Диаметр выходного сечения сопла ....
Объем камеры сгорания до критического сечения
сопла........................................
Охлаждающий компонент........................
Тип форсунок.................................
Количество форсунок:
горючего................................
окислителя..............................
Давление перед форсунками в полости горючего
Давление перед форсунками в полости окислителу
Относительная расходоиапряженность — расход, от
несенный к площади форсуночной головки и к дав
лению газов в камере сгорания ....
Время пребывания продуктов в камере сгорания
Литровая тяга в пустоте......................
Коэффициент полноты давления в камере сгорания
Коэффициент полноты удельной тяги .	.	.	.
РД-114	РД-115
178,5 кГ/сек
316 кГ/сек.
1,77
150 ата
0,69 ата 0,16 ата
307 сек —
341 сек	357 сек
560 мм
278,8 мм
1431 мм	2589 лл
122 л
Горючее
Однокомпонентные
524
289
162 ата
162 ата
сек • см2  ата
2,75-IO-3 сек
1382 кГ/л	1447 кГ/л
0,978
0,942	0,932
При проектировании камер сгорания был сделан существенный
шаг вперед по пути освоения новых параметров, обеспечивающих
увеличение удельной тяги при одновременном улучшении весовых
характеристик двигателей.
Почти вдвое более высокое давление и существенно большая
тяга в одной камере сгорания по сравнению со всеми существую-
щими ко времени проектирования как отечественными, так и зару-
бежными камерами, применение высокоэффективного горючего,
а также использование вместо жидкого окислителя высокотемпера-
турного окислительного генераторного газа обусловили необходи-
мость разработки новых конструктивных решений по организации
смесеобразования, наружного и внутреннего охлаждения, необхо-
димость применения новых высокопрочных и жаропрочных мате-
риалов. Повышение расходонапряжеиности было вызвано
стремлением к уменьшению размеров'и веса камер сгорания. При
Фиг. 484. Геометрический контур камеры
сгорания двигателя РД-114
X мм	Г мм	в
0	139,4	24'06'36"
99,98	191,8	28'56'37"
198,99	246,3	28'22'45"
298,11	298,0	26'39'04"
409,33	351,2	24'25'51"
511,15	395,3	22'28'52"
621,17	438,7	20'33'28"
715,04	472,5	19'04'23"
814,04	505,4	17'38'54"
918,1	537,1	16'17'21"
1013,4	563,9	15'09'09"
1098,0	586,1	14'13'11"
1200,1	611,0	13'10'39"
1400,0	654,4	11'21'48"
1746	715,5	8'46'27"
Фиг. 485. Геометрический контур камеры сгорания
двигателя РД-115
ММ	Г мм	0
0	139,4	29'14'31"
62,75	178,56	33'20'56"
142,2	231,86	34'00'39"
222,23	285,28	33'18'32"
546,56	478,04	28'02'07"
581,38	496,39	27'30'13"
623,16	519,38	26'50'39"
653,69	533,18	26'27'08"
798,68	602,28	24'32'38"
977,67	680,15	22'30'19"
1196,04	765,81	20'23'29"
1498,95	870,93	17'57'42"
1978,71	1011,96	14'55'40"
2650,76	1170,30	11'44'07"
3322,32	1294,50	9'18'40”
192
КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-114 и РД-115
Вид fl
Фиг. 486. Камера сгорания двигателя РД-114 [138]:
/—форсуночная головка; 2 —средняя часть; 3 — вставка; 4 — сопло-надставка; 5 —кронштейн; 6
вой опоры
— стакан шаро-
этом широко использовался богатый опыт ОКБ по созданию кис-
лородных двигателей.
Для камер сгорания была принята наиболее освоенная с точки
зрения организации рабочего процесса и технологии изготовления
цилиндрическая форма в сочетании с плоской форсуночной голов-
кой и профилированным соплом с угловым входом (фиг. 484 и 485).
 Ввиду того что камеры сгорания двигателей РД-114 и РД-115
отличаются друг от друга только размерами закритических частей
сопел, дальнейшее описание конструкции будет дано на базе одной
камеры сгорания двигателя РД-114. Внешний вид этой камеры
представлен на фиг. 483.
Камера сгорания (фиг. 486) представляет собой неразъемную
паяно-сварную конструкцию и состоит из четырех основных узлов:
форсуночной головки 1, средней части 2, сопла-надставки 4 и
вставки 3.
Форсуночная головка (фиг. 487) состоит из внутреннего 1, сред-
него 2 и наружного 5 днищ, силового кольца 9, кольца 8, к которо-
му приварен коллектор 4 с двумя патрубками 6, имеющими ребра
жесткости 7. Кольцо коллектора, среднее и наружное днища соеди-
нены кольцевой обечайкой 5. Среднее и внутреннее днище связаны
между собой форсунками и штифтами с помощью пайки твердым
припоем. Для замера давления газов в камере сгорания исполь-
зуются два штифта с отверстиями, .над которыми приварены шту-
цера 10. Замер давления перед форсунками окислителя осуществ-
ляется через штуцер 11.
Окислительный генераторный газ через патрубки 6 подводится
в коллектор 4, откуда через 18 трапециевидных окон в кольце 8
проходит к форсункам.
Форсунки однокомпонентные. Расположение форсунок (основ-
ных) в центральной части форсуночной головки сотовое, на пери-
ферии оно плавно переходит в круговое. Форсунки окислителя
(фиг. 488), представляющие собой точеные втулки, расположены
в центре соты. Форсунки горючего (фиг. 489) центробежные, с тан-
генциальными отверстиями. Периферийные форсунки отличаются
от основных уменьшенными размерами.
КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-114 И РД-115
tj
Б-Б
Б
О
37
•— днище внутреннее;
Фиг. 487. Форсуночная головка:
У—днище внутреннее; 2 — днище среднее; 3 — днище наружное; -I — коллектор;
7—ребро жесткости; S — кольцо коллектора; 9 — кольцо силовое; 10 — штуцер;
ред форсунками ---------
— форсунка
— форсунка
— форсунка
— форсунка
— штифт

. 16	.
окислителя
5 — обечайка; 6 — патрубок;
// — штуцер замера давления пе-
окислителя основная;
окислителя периферийная;
горючего
горючего
основная;
периферийная;
14
07,2
13
23
Фиг. 488. Форсунка окислителя
Фиг. 489. Форсунка горючего
Форсунки	Размеры, .«м			Форсунки	Размеры,				
	dt	dQ	d4		di	d,	ds	dt	Л
Основная	12,5	11	20	Основ- ная	10	3	5	12	1,8
Периферий- ная	9,5	8	15	Перифе- рийная	8	2,5	4	10	1,2
16
18
14
13
12
А-А
490. Средняя часть камеры сгорания двигателя РД-114:
14, /5 — стенки внутренние цилиндра; 16, 18 — рубашки цилиндра; 17, 19 — коллек-
21, 24, 28 -- рубашки сопла; 22 — кольцо соединительное;
Фиг.
12, 13 — кольца завесы;
торы перепускные: 20, 27 — стенки внутренние сопла;	___ ______, __	...
23, 29 — кольца силовые; 25— коллектор приемный; 26 —кольцо коллектора; 80 — патрубок; 31, 32 — фланцы
Средняя часть, включающая цилиндрический участок, докрити-
ческую часть и первую секцию закритической части сопла
(фиг. 490), состоит из наружных рубашек 16, 18, 21, 24, 28 с сило-
выми кольцами 23, 29, кольцом коллектора 26 и соединительным
кольцом 22 и внутренних оребренных стенок 14, 15, 20, 27, выпол-
ненных из высокотеплопроводного материала. Соединение рубашек
и колец со стенками осуществляется путем пайки твердым припоем
по вершинам ребер и кольцевым буртам на цилиндрическом участ-
ке стенок.
К кольцу коллектора 26 приварен приемный коллектор горюче-
го 25 с двумя патрубками 30 и фланцами 31.
Ввиду того что при высоком давлении в камере сгорания и при-
менении высокоэффективного топлива простейший вид внутреннего
охлаждения — подача па стенку горючего через периферийные фор-
сунки— оказывается недостаточно надежным и может
большим потерям в удельной тяге, в камере сгорания
РД-114 внутреннее охлаждение осуществляется путем
стейку горючего через два специальных пояса завесы.
привести к
двигателя
подачи на
194
КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-114 И РД-115
Фиг. 491. Пояс завесы:
33 — винт регулировочный
Кольца завесы 12 и 13 приварены к рубашкам 18 и 21. В местах
расположения поясов завесы на рубашках установлены перепуск-
ные коллекторы 17 и 19. К коллектору 19, расположенному в кон-
це цилиндрической части, приварены четыре фланца 32, к которым
подводится горючее после охлаждения сопла-надставки.
Оба пояса завесы выполнены конструктивно одинаковыми. Го-
рючее иа завесу по отверстиям А (фиг. 491) и кольцевой проточ-
ке Б через специальные пазы, имеющие наклон для закрутки жид-
кости, поступает в коллектор В, откуда по тангенциальным отвер-
стиям проходит в коллекторы Г и Д и далее через две щели по тан-
генциальным насечкам, получив необходимую закрутку, выходит иа
стенку и равномерно стелется по ней, образуя тонкую и устойчивую
защитную пленку. При этом в соответствии с рекомендациями НИИ
расход через щель, расположенную ниже по потоку газа, вдвое
больше расхода через верхнюю щель. Кольца завесы со стороны
огневой полости имеют наплавку из медного сплава для улучшения
условий охлаждения. Сменой винтов 33 можно регулировать расход
горючего через пояса завесы.
Сопло-надставка (фиг. 492) изготовлено полностью из титано-
вых сплавов и состоит из рубашек 39, 43 с силовыми кольцами 35,
44, кольцом коллектора 41 и внутренней стенки 37 с кольцами 34,46,
обеспечивающими необходимую прочность и надежность места
стыка сопла-надставки со средней частью и жесткость среза сопла.
Связь между внутренней стенкой и рубашками осуществляется
через гофрированные проставки 36, 38 и 42 путем диффузионной
пайки. К кольцу 41 приварен коллектор 48 с четырьмя патрубка-
ми 40 для отвода горючего, охлаждающего сопло-надставку, и че-
тырьмя патрубками 49 с фланцами 47, служащими для установки
дренажных пироклапанов. Для обеспечения полного слива горюче-
го из зарубашечной полости на срезе сопла установлена бобыш-
ка 45.
Фиг. 492. Сопло-надставка камеры сгорания двигателя РД-114:
3J .Iff— кольца жесткости; 35, -М — кольца силовые; 37 — стенка внутренняя; 36, 38,
«'-просХч" гофрированные; 39. 43 - рубашки; 40 - патрубок; 41- кольце> коллек-
iopii; 45 — бобышка сливная; 47 — фланец; «-коллектор; 49 — натр;бок
КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-114 И РД-115
Фиг. 493. Вставка камеры сгорания двигателя РД-114:
27 — стенка внутренняя; 29, 35 — кольца силовые; 33 — кольцо жесткости:	5-/— кольца соединительные ра.чъ-
емпые; 5/ — кольцо биметаллическое; 52 — стенка внутренняя; 55 — кольцо
Для соединения сопла-надставки со средней частью ввиду не-
возможности непосредственной сварки разнородных материалов,
из которых они изготовлены, разработана специальная вставка
(фиг. 493), сочетающая в себе детали из трех разнородных материа-
лов: бронзовую оребренную стенку 52, титановое кольцо 53 и сталь-
ное кольцо 51 с бронзовой наплавкой, соединенные между собой
путем пайки твердым припоем.
Такая конструкция позволяет обеспечить надежную сварку
внутренней стенки 27, кольца внутренней стенки 34 и силовых ко-
лец рубашек 29, 35 средней части и сопла-надставки с соответст-
вующими деталями вставки 52, 53, 51 благодаря тому, что стыкуе-
мые детали выполнены из одинаковых материалов. Соединительные
кольца 50 и 54 выполняются из тех же материалов, что и соединяе-
мые детали,
Средняя часть соединяется с форсуночной головкой с по-
мощью сварки (фиг. 494). Внутренняя стенка 15 средней части
приваривается к внутреннему днищу 1 форсуночной головки,
а рубашка 16 сваривается с силовым кольцом 9 форсуночной
головки через разъемное соединительное кольцо 56, на кото-
ром установлен штуцер 55 замера давления перед форсунка-
ми горючего. Все соединительные кольца имеют бурты, пред-
назначенные для восприятия усилий от усадки сварных швов
во избежание недопустимого нагружения сварных швов по
внутренней стенке. В районе стыка форсуночной головки и
нижней части (фиг. 486) к камере сгорания приварены четыре
стакана шаровых опор 6 для крепления двигателя к ракете.
К средней части камеры сгорания приварен кронштейн 5, слу-
жащий одной из точек опоры турбонасосного агрегата.
Фиг. 494. Стык форсуночной головки и средней
части:
1 — днище внутреннее; 9 — кольцо силовое; 15 — стенка
внутренняя; 16 — рубашка; 55 — штуцер замера давления
перед форсунками горючего; 55 — кольцо соединительное
разъемное
Материалы, применяемые для изготовления деталей камеры сгорания
Наименование	Материал
Внутренние стенки средней части и внутренняя стен-	Сплав БрХ08
ка вставки	
Внутреннее днище форсуночной головки, форсунки и штифты	Сплав № 5
Детали форсуночной головки; среднее и наружное	Сплав ЭИ445Р
днища, силовое кольцо, соединительная перегородка, газовые патрубки, коллектор, ребра патрубков Рубашки цилиндрической части камеры сгорания и док- ритической части сопла	Сплав ЭИ763
Рубашки закритического участка средней части с си-	Сталь ЭИ811
левыми кольцами, соединительное кольцо, кольцо кол- лектора, коллектор, патрубки и фланцы средней части	
Внутренняя стенка, рубашки, силовые кольца, кольцо	Титановый сплав
коллектора, коллектор, патрубки и фланцы сопла-над- ставки, кольцо вставки и перепускные трубы	ОТ4
Гофрированные проставки сопла-надставки	Технический титан
	BT1-I
Припои:	
для пайки форсунок и штифтов	ПСр37,5
для пайки докритического участка средней части	ПСрМНЦ-38
для пайки закритического участка средней части	ПСр70
196
КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-114 И РД-115
Наружное охлаждение камеры сгорания осуществляется
горючим, которое, поступив в зарубашечное пространство
(фиг. 495), разветвляется на два потока. Большая часть горю-
чего направляется в сторону критического сечения сопла, ос-
тальная часть — в сторону среза сопла, где разделяется перед
последней гофрированной проставкой и собирается вновь в
коллекторе, установленном вблизи среза сопла. Из этого кол-
лектора горючее перепускается по специальным трубопрово-
дам в коллектор, расположенный в конце цилиндрического
участка камеры сгорания, и далее все горючее (за исключе-
нием горючего, поступающего в пояса завесы) направляется в
форсуночную головку.
Применение разветвленной системы наружного охлажде-
ния позволило значительно снизить гидравлические потери в
зарубашечиом тракте, а также уменьшить вес камеры сгора-
ния за счет уменьшения высоты зарубашечного пространства.
Применение же поясов завесы дает возможность существенно
уменьшить потери удельной тяги, связанные с внутренним
охлаждением.
Результаты расчетов охлаждения камер сгорания двигате-
лей РД-114 и РД-115 приведены на фиг 496 и 498.
vZh/ccx,(j. ios ккал/мг час
Фиг. 498. Расчетные характеристики параметров охлаждения вдоль оси камеры сгорания двига-
теля РД-115:
q — суммарный тепловой поток; / —температура охлаждающей жидкости;температсра iiiiji|iennen енджи со
стороны огневого пространства; /с — температура внутренней стенки со стороны охлаждающей жидкоеги; п — тем-
пература рубашки в местах спая с ребрами и гофрами; IV — скорость жидкости в охлаждающем тракте
Фпг. 495. Схема охлаждения и смесеобразования
Фиг. 496. Расчетные характеристики параметров охлаждения
вдоль оси камеры сгорания двигателя РД-114;
q — суммарный тепловой поток; t — температура охлаждающей жидко-
стИ' ti — температура внутренней стенки со стороны огневого простран-
ства; t-2 — температура внутренней стенки со стороны охлаждающей
жидкости; fa—• температура рубашки в местах спая с ребрами и гоф-
рами; W — скорость жидкости в охлаждающем тракте
Оребрение
Гофрированные 
проставки
780 ребер, равнорасположенных
\ по окружности
по
4
390 реоер 1,1, равно-
расположенных "*
окружности
498 ребер 1,1,равнорас-
положенных по
окружности
шаг гофрированной
проставки
fS Шаг гоеррированной
юу проставки
о ребер, равно-
По
расположенных по
окружности
Гофрированные проставки
Оребрение
ГШаг гофрированной проставки
’80 ребер, равнорасположен-
—пых по окружности
равнораспо-
ложенных по
окружности
Х-Шаг гофри-
рованной
проставки
498 ребер 1,1, 330 ребер М
равнораспо-
ложенных по
окружности
По 450 ребер, расположенных
по окружности
Фиг. 499. Схема расположения ребер и гофрированных проставок по длине камеры
сгорания двигателя РД-115
Фиг. 497. Схема расположения ребер н гофрированных
проставок по длине камеры сгорания двигателя РД-114
ГАЗОГЕНЕРАТОР ДВИГАТЕЛЕЙ РД-114 И РД-115
60= 316 кГ/сек
р=31О ата
6 г = 10,2 кГ/сек
р-310 ата
Фиг. 500. Схема охлаждения и смесеобразования
Для двигателей РД-114 и РД-115 был выбран газогене-
ратор двухзонного типа. Подробное обоснование такого
выбора здесь опущено ввиду его полной аналогии с обосно-
ванием выбора газогенератора двигателя РД-112. Наряду
с этим для газогенератора была разработана оригинальная
компоновочная схема. Газогенератор выполнен в виде ци-
линдрической камеры с плоской форсуночной головкой и
образованным распылителями поясом разбавления, поме-
щенными в несущую сферическую оболочку, выполняющую
одновременно роль коллекторов горючего и окислителя.
Газогенератор (фит. 501) выполнен в виде неразъем-
ной паяно-сварной конструкции и состоит из форсуночной
головки и нижней части.
Форсуночная головка (фиг. 502) состоит из трех
днищ — внутреннего 3, среднего 4 и наружного 1, прива-
ренных к кольцу 5. Внутреннее днище скреплено со сред-
ним форсунками 13, 14, 15 с помощью пайки твердым при-
поем. Форсунки (фиг. 503, 504) однокомпонентные, центро-
бежные с тангенциальными отверстиями. Всего на форсу-
ночной головке установлено 205 форсунок: 144 форсунки
окислителя и 61 форсунка горючего. Форсунки по каждому
компоненту делятся на основные и периферийные, отличаю-
щиеся только размерами. В центральной части форсуноч-
ной головки расположение форсунок сотовое, по мере при-
ближения к периферии сотовое расположение искажается и
переходит в круговое.
Горючее к
форсункам подводится через фланец 2
(фиг. 502), окислитель из коллектора — через отверстия в
кольце 5.
Соединение форсуночной головки с нижней частью осу-
ществляется сваркой кольца с наружной сферической ру-
башкой 7 и стенкой И. Наружная сферическая рубашка и
дефлектор 9 образуют коллектор окислителя, имеющий два
подводных патрубка 8.
Охлаждение стенки в районе'высокотемпературной зоны
осуществляется протоком окислителя по выфрсзерованным
в стенке каналам. Из каналов окислитель попадает к
32 распылителям 10, расположенным в двух круговых ря-
дах равномерно по окружности. Распылитель (фиг. 505)
представляет собой коническую трубку с отверстиями для
впрыска окислителя навстречу потоку газа. Половина рас-
пылителей в каждом ряду выполнена укороченными из
условий размещения в одном ряду 16 распылителей. Рас-
пылители соединяются со стенкой путем пайки твердым
припоем. Во избежание образования застойной зоны в кол-
лекторе окислителя в стенке 11 (фиг. 501) сделано 16 от-
верстий 0: 3 мм.
Штуцера для замера давления газа 17, давления окис-
лителя 16 и давления горючего 18, а также четыре гнезда
для пирозажнгателей 6, соединяющиеся с камерой газоге-
нератора через втулки 12, приварены к кольцу 5.
Несимметричное расположение патрубков подвода окис-
лителя и фланца подвода горючего вызвано требованиями
компоновки двигателя.
Материалы, применяемые для изготовления
газогенератора
Наименованне
Материал
Днища — внутреннее, среднее,
наружное; кольцо, рубашка, деф-
лектор
Стенка
Форсунки, распылители, втулки
Припой
Сталь
ЭИ 654
ЭП56
№ 5
Сталь
Сплав
ПСр 37,5

^/////^7ZZZZ^Z\
ОСНОВ-
Фиг. 503. Форсунка горючего
пая


02,4
12
12
fl
125
ЮЗ (укороченный распылитель)
?
Фиг. 504. Форсунка окислителя
основная
9 10
14огпв, ф4
Oichc.i ителя
Г орючего
Форсунка
 ;Х
ТОП-
а х
31
823° К
Форсуночная головка:
10,2 кГ/сек
316 кГ/сек
10
2000° К
310 ата
310 «та
Остальные
форсунки
условно не
показаны
Обозначе-
ние
293 ата
265 .и.ч
Фиг. 501. Общий вид газогенератора [1381;
! — днище наружное; 2 — фланец подвода горючего; 3 — днище bhvt-
ренпее; 4 — днище среднее; 5 — кольцо; 6 — гнездо пирозажигателя;
7 —рубашка наружная сферическая; 8 — патрубок подвода окислителя;
9 — дефлектор; 10 — распылитель; // — стенка
/ — днище наружное; 2—фланец
втулка; 13 - форсунка горючего
основная;
тотв.ф-ч-__________
12 отв. ф4 (укороченный
распылитель)
Фиг. 505. Распылитель
Фиг. 502.
подвода горючего; 3 — днище внутреннее; 4 — днище среднее; 5 — кольцо; 12 —
периферийная; 11 — форсунка окислителя основная; 15 — форсунка горючего
1в — ^штуцер замера давления окислителя перед форсунками; /7 — штуцер замера давления газа в
газогенераторе; 18 — штуцер замера давления горючего перед форсунками
ритора .............................
Диаметр цилиндрической полости
Весовое соотношение компонентов топ-
лива у форсуночной головки
Температура газа у форсуночной головки
Давление горючего перед форсунками
Давление окислителя перед форсунками
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ
ГАЗОГЕНЕРАТОРА [138]
Секундный расход горючего .
Секундный расход окислителя
Весовое соотношение компонентов
лива ...	......
Температура газа на выходе из газо-
генератора ...................
Давление газа на выходе из газогене-
Количество форсунок:
горючего..............................61 шт.
окислителя ......................144 шт,
Количество распылителей...............32 шт.

Форсунки
условно не
показаны
Остальные
, распылите-
^ли условно
не показаны
198
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-114 И РД-115
	Насос	Первая	Вторая
Параметры	окисли- теля	ступень насоса	ступень насоса
		горючего	горючего
Диаметр втулки шнека и крыль- ЧИТКИ, 			86	78	64
Наружный диаметр шнека, ям .	164	150	—
(1аружпый диаметр крыльчатки,	265	279	210
Угол установки лопатки на вы-			
ходе из центробежного колеса,	85	85	85
Параметры	Основная турбина	Пусковая турбина
Средний диаметр ротора, аки 		260	230
Высота сопловой лопатки, льи 		40	—
Диаметр критического сечения сопла, ли	—	11,2
Диаметр сопла на выходе, лш		—	18
Высота рабочей лопатки, ami		44	26,5
Угол наклона оси сопел, град		17	22
Параметры	Насос окислителя	Первая ступень насоса горючего	Вторая ступе нь насоса горюче о
Расход. кГ/сек ........	316	178,5	10.2
Давление на входе, ата		4,7**	2 4***	260
Давление иа выходе, ата ....	334	262,5	361
Коэффициент быстроходности . .	52	43	23
Коэффициент полезного действия Относительная осевая скорость иа	0,67	0,67	0,46
входе в иасос 	 Число оборотов D минуту .... Суммарная мощность насосов, л. с.	0.071	0,074 15000 30350	
Параметры	Основная турбина	Пусковая турбина
Расход рабочего тела, кПсек ....	326,2	4
Температура торможения на входе,0 К .	823	1900
Давление торможения на входе, ата . .	290	- > 40
Перепад давлений (отношение давления		
торможения на входе к статическому давлению на выходе)		1,62	13,3
Окружная скорость на среднем диаметре ротора, м[сек ...........	201	54
Отношение окружной скорости на среднем диаметре к скорости истечения из сопел	0,557	0,0345
Степень реактивности на среднем диаметре	+ 0,28	
ротора					. 0
Коэффициент полезного действия . , .	0,7	d,oo
Удельная мощность (мощность, отнесенная • >	, л. с, к единице расхода рабочего тела),	•	93,5	' 154
		
26*
1эа
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-114 И РД-115
Переход к схеме двигателя с дожиганием рабочего тела турбгь
ны в камере сгорания потребовал детальной проработки вопроса
о выборе принципиальной схемы ТНА и тщательного обоснования
выбора рабочего тела турбины и основных параметров ТНА [138].
Рассмотрена целесообразность применения рабочего тела тур-
бины с избытком окислителя и с избытком горючего при частичном
и полном использовании одного из компонентов топлива для газо-
генерации. На фиг. 507, 508 и 509 представлены зависимости распо-
лагаемой мощности турбины и потребной мощности насосов от ве-
личины срабатываемого в турбине перепада давлений для двух
возможных рабочих тел —с избытком горючего и с избытком окис-
лителя.
На основании рассмотрения представленных энергетических за-
висимостей и оценки преимуществ и недостатков применения каж-
дого из двух возможных рабочих тел сделаны следующие выводы:
1. Уменьшение расхода основного компонента рабочего тела на
газогенерацию вызывает рост перепада в турбине: при 50%-ном
использовании основного компонента потребная мощность насосов
не может быть обеспечена за счет увеличения перепада в турбине
(фиг. 507 и 508). Некоторый выигрыш в весе газогенератора, имею-
щийся при частичной газогенерации основного компонента рабоче-
го тела, не возмещает проигрыша в весе ТНА, вызванного увеличе-
нием числа ступеней насосов. Наличие на основном компоненте двух
фаз (газовой и жидкостной) усложняет конструкцию головки ка-
меры сгорания 11 затрудняет организацию смешения компонентов
в камере. В связи с изложенным для газогенерации используется
100% расхода одного из компонентов.
2. Энергетические возможности обоих рабочих тел примерно
одинаковы при одной и той же температуре (фиг. 509). Однако для
рабочего тела с избытком окислителя правильно принять более низ-
кую температуру, имея в виду необходимость обеспечения достаточ-
ной стойкости материалов при работе в среде горячего газа с высо-
ким давлением. При пониженной температуре рабочее тело с из-
бытком окислителя энергетически несколько менее выгодно, в-то же
время его применение имеет ряд преимуществ. Поскольку камера
сгорания охлаждается горючим, использование окислителя в каче-
стве основного компонента газогенерации позволяет получить вы-
игрыш в числе ступеней насосов, весе и габаритах ТНА, а также
упростить его конструкцию. Применение рабочего тела с избытком
окислителя имеет некоторые преимущества и с точки зрения компо-
новки двигателя. Поэтому применено рабочее тело с избытком окис-
лителя.
Номинальная температура рабочего тела на входе в турбину
принята равной 823° К. Принятая температура позволяет обеспе-
чить стойкость материалов газового тракта двигателя и достаточ-
ную их прочность на всех режимах без охлаждения: применение
охлаждаемых газовых трактов усложняет конструкцию и увеличи-
вает вес.
При выборе оптимального давления на входе в насосы исполь-
зованы зависимости веса системы подачи и приращения веса раке-
ты в целом от величины давления во входной магистрали насоса
окислителя (фиг. 510 и 511). Оценивалась целесообразность приме-
нения систем подачи следующих схем:
—	турбонасосный агрегат (без преднасосов);
—	бустерный турбонасосный агрегат + основной турбонасосный
агрегат;
— струйные преднасосы + турбонасосный агрегат.
Анализ представленных зависимостей показывает, что примене-
ние системы подачи со струйными преднасосами позволяет обеспе-
чить наименьший вес ракеты в целом. Разница в весе ракеты со
струйными преднасосами и без них для двигателя РД-115 больше,
чем для двигателя РД-114 и сопоставима с весом агрегата подачи.
Применение на двигателях РД-114 и РД-115 системы подачи с бу-
стерным турбонасосным агрегатом нецелесообразно.
При выбранном давлении на входе в насос окислителя (3,5 ат
сверх давления упругих паров) вес агрегата подачн близок к опти-
мальному для обоих вариантов —со струйными преднасосами и
без них. Постановка струйных преднасосов снижает минимальное
необходимое давление во входных магистралях: по линии окислите-
ля на 1,2 ат, по липин горючего на 0,6 ат. Это позволяет достичь
наименьшего веса ракеты в целом. Рабочее число оборотов ТНА
определяется из условия обеспечения надежной работы насоса
окислителя в зоне, достаточно удаленной от зоны развитой кавита-
ции, при выбранном давлении на входе и наивыгоднейшей принци-
пиальной схеме насоса (двустороннем входе, наличии шнеков на
входах в центробежную крыльчатку). Давление на входе в насос
горючего определено как минимально необходимое для надежной
работы насоса при рабочем числе оборотов и оптимальной принци-
пиальной схеме насоса.
Перепад давлений, срабатываемый в основной турбп..^, опреде-
ляется энергетической увязкой параметров ТНА (фиг. 509).
Принятая окружная скорость на среднем диаметре ротора по-
зволяет обеспечить близкий к максимальному коэффициент полез-
ного действия одноступенчатой турбины и необходимый запас проч-
ности рабочих лопаток при допустимом по величине концевых по-
терь отношении высоты рабочей лопатки к ее ширине.
Выбранные основные параметры пусковой турбины позволяют
иметь приемлемые размеры и вес порохового заряда, используемо-
го для получения рабочего тела, и самой пусковой турбины.
Фиг. 507. Зависимость располагаемой мощ-
ности турбины и потребной мощности на-
сосов от величины срабатываемогб в тур-
бине перепада давлений для рабочего тела
с избытком горючего при To*=llOO°Z< и
Г) =0,7:
№ — мощность1, PqPz — перепад давлений в тур-
бине; Тд —температура торможения рабочего
тела на входе в турбину; т| — эффективный коэф-
фициент полезного действия турбины;
/, 2, 3 — располагаемая мощность турбины соот-
ветственно при 100, 80 н 50%-ном использовании
основного компонента рабочего тела для газо-
генерацнн; 4— потребная мощность насосов
Фиг. 508. Зависимость располагаемой мощ-
ности турбины и потребной мощности насо-
сов от величины срабатываемого в турбине
перепада давлений для рабочего тела с из-
бытком окислителя при 7’0* = 823° К и Ц = 0,7:
А/ — мощность; PqP2 — перепад давлений в тур-
бине; То* — температура торможения рабочего
гела иа входе в турбину; П — эффективный коэф-
фициент полезного действия турбины;
/, 2, 3 — располагаемая мощность турбины соот-
ветственно при 100, 80 и 50%-иом использовании
основного компонента рабочего тела для газо- -
генерации; 4 —потребная мощность насосов
Фиг. 511. Весовой анализ системы подачи
двигателя РД-115 при различных давлениях
на входе в насос окислителя сверх давле-
ния упругости паров (/Оо = —18ГС):
G — вес; р0& — давление на входе в насос окисли-
теля; /оо — температура окислителя иа входе в
насос;
/ — приращение весв ракеты без струйных пред-
насосов; 2 — вес системы подачн с бустерным
ТНА; 3 — приращение веса ракеты со струйными
преднасосами; 4 — вес залитого ТНА, 5— прира-
щение виса баков ракеты (за начало отсче-
та для зависимостей L 3 и о принят вес баков
при Роо = 0,6 ат)
Фиг. 509. Зависимость располагаемой мощ-
ности турбины и потребной мощности насо-
сов от величины срабатываемого в турбине
перепада давлений при 100%-иом использо-
вании одного из компонентов для газогене-
рации (г) = 0,7):
W — мощность; — перепад давлений в тур-
бине; То* — температура торможения рабочего
тела на входе в турбину; г| — эффективный коэф-
фициент полезного действия турбины;
/, 2 — располагаемая мощность турбины для ра-
бочих тел’ с избытком окислителя и с избытком
горючего при Го* = И00° К; <3 — располагаемая
мощность турбины для рабочего тела с избытком
окислителя при Го* = 823° К; 4 — потребная мощ-
ность насосов
Фиг. 510. Весовой анализ системы подачи
двигателя РД-114 при различных давлениях
на входе в насос окислителя сверх давле-
ния упругости паров (/00 = —181° С):
G — вес; роо — давление па входе в насос окисли-
теля; /со — температура окислителя па входе в
насос;
/ -• приращение вссв ракеты без струйных пред-
насосов; 2 — вес системы подачн с бустерным
ТНА; 3 — прирвщеине веса ракеты со струйными
преднасосами; -/ — вес залитого ТИА: о прира-
щение веса баков ракеты (за начало отсчета для
зависимостей 1, 3 и 5 принят вес баков ракегы
при роо = 0,6 ат)
8Q0
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЕЙ РД114 И РД-115
Принцип действия рассмотренных выше агрега-
тов автоматики двигателей РД-112 и РД-113 нашел
дальнейшее развитие в агрегатах автоматики двига-
телей РД-114, РД-115.
Более глубокие проработки позволили упростить
конструктивные схемы некоторых агрегатов, напри-
мер клапана окислителя и клапана горючего, уве-
личить ожидаемую стабильность и надежность их
работы.
Другие агрегаты автоматики, такие, как дрос-
сель, пироклапан на магистрали горючего к газоге-
нератору, пиромембрана сброса и т. д., по своей
конструкции и принципу действия остались без из-
менения и отличаются от аналогичных агрегатов
дригат,глсй РД-112, РД-113 лишь своими проходны-
ми сечениями.
На фиг. 512 представлен клапан окислителя,
предназначенный для управления подачей жидкого
кислорода в камеру сгорания. Клапан одноразово-
го действия; до запуска двигателя обеспечивает
полную герметичность перекрытия магистрали жид-
кого кислорода; открывается в две ступени путем
разрушения специальных элементов конструкции
при нарастающем давлении кислорода; закрывается
по пирокоманде, обеспечивая перекрытие полного
давления.
Корпус 17 имеет один входной патрубок, распо-
ложенный перпендикулярно к основной оси клапа-
на, и два выходных патрубка. В нижней части кор-
пуса на шпильках крепится крышка 18, являющаяся
одновременно направляющей для хвостовика клапа-
на 6. На конце хвостовика закреплена направляю-
щая 19 с отверстием для чеки 5. В проточке у верх-
него торца клапана 6 закреплено фторопластовое
кольцо, обеспечивающее при закрытии клапана гер-
метичность уплотнения по месту посадки клапана
на коническую поверхность гайки 12, выполняющую
роль седла.
В верхней части корпуса выполнена проточка
с. уплотнительными канавками, в которой зажата с
помощью гайки 12 мембрана 11, надежно разоб-
щающая до пуска двигателя входную и выходную
полости клапана и обеспечивающая при запуске
двигателя открытие клапана на предварительную
ступень при заданном давлении жидкого кислорода.
Для четкой организации процесса среза мембраны
и тем самым уменьшения разброса по давлению
Фиг. 512. Клапан окислителя:
1, /7 — корпуса; 2 — поршень; 3, 4— манжеты; 5—чека; 6 — клапан; 7 — стопорное кольцо; 8, 13 —
тарели; 9 — гайка; 10 — стакан; 11— мембрана; 12'—гайка-седло; 14 — разрывной болт; 15, 16 —
пружины; 18 — крышка; 19 — направляющая
срабатывания клапана на предварительную ступень
мембрана зажата между тарелыо стакана 10 и та-
релью 13, которые, исключая прогибы мембраны,
обеспечивают стабильный срез ее по наружному
диаметру.
При открытии клапана на предварительную сту-
пень стакан 10 вместе со срезанной мембраной и
тарелыо 13 перемещается по потоку вдоль направ-
ляющей цилиндрической полости в бобышке корпу-
са до упора в торец специально сделанного гнезда,
где удерживается динамическим напором жидкости.
Расход жидкого кислорода на предварительной
ступени определяется величиной кольцевой щели,
образованной между внутренней поверхностью гай-
ки 12 и наружным буртом тарели 8. В указанном
положении тарель удерживается с помощью раз-
рывного болта 14, закрепленного в резьбовом отвер-
стии на торце клапана 6. По достижении на тарели
заданного перепада давлений разрывной болт раз-
рушается и тарель, перемещаясь вдоль направляю-
щей поверхности стакана и поверхности разрывного
болта, прижимается потоком к тарели 13, освобож-
дая путь для протока жидкого кислорода. В этом
положении клапан открыт на главную ступень.
Закрытие клапана производится путем воспла-
менения пиропатрона. Пороховые газы, создавая
усилие на поршень 2, вызывают срез уплотнитель-
ного бурта чеки 5 и выдергивают ее из отверстия на-
правляющей 19. При дальнейшем движении чека
конической частью заклинивается в корпусе 1, раз-
общая кислородную и пороховую полости. Клапан
усилием пружин 15 и 16 начинает перемещаться.
Скорость закрытия клапана определяется скоростью
заполнения объема пружинной полости кислородом
и в конечном счете площадью кольцевой щели
между клапаном и корпусом. В конце хода скорость
движения клапана замедляется за счет уменьшения
площади указанной кольцевой щели, что позволяет
снизить величину пика давления при закрытии кла-
пана.
Основные детали клапана выполнены из следую-
щих материалов: корпус — из алюминиевого сплава
АЛ4; крышка, клапан — из алюминиевого сплава
АК8; разрывной болт, пружины—-из стали
1Х18Н9Т; мембрана — из алюминия АД-М; чека —
из стали Х17Н2.
201
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-114 И РД-115
Клапан горючего (фиг. 513) обеспечивает управление подачей
горючего в процессе запуска и выключения двигателя. Он в основ-
ном аналогичен клапану окислителя, приведенному на фиг. 512, но
имеет меньшие проходные сечения. Имеются особенности и в кон-
структивном оформлении, но они несущественны.
Фиг. 513. Клапан горючего;
/—клапан; 2—крышка; 3, // — Корпуса; /—пружина; 5 — разрывной болт; 6, /2 — тарели; 7 — мем-
брана; 8 —стакан; 9 — кольцо; 10, // — гайки; 13 — чека; 15— поршень; 16 — манжета
Регулятор расхода, показанный на фиг. 514, предназначен для
регулирования или сохранения постоянным расхода горючего че-
рез газогенератор в процессе работы двигателя и является испол-
нительным органом системы регулирования тяги.
Дополнительно регулятор расхода использован для размещения
пусковой мембраны 13 и мембраны 6, обеспечивающей с помощью
установленного в ней жиклера требуемый расход горючего в газо-
генератор в начальный период запуска двигателя. Указанные мем-
браны размещены соответственно во входном и выходном фланцах
корпуса 1.
К верхнему фланцу корпуса 1 на шпильках крепится крышка 11,
через которую выводится вал для поворота регулирующей заслон-
ки 12. С внешней стороны крышки выполнен цилиндрический ста-
кан, оканчивающийся фланцем для присоединения привода системы
регулирования. Внутри стакана размещена полумуфта 8. Герме-
тичность в месте выхода вала заслонки из крышки обеспечивается
постановкой уплотнительного фторопластового кольца 7. Усилием
пружины 10 заслонка с уплотнительным кольцом постоянно при-
жаты к крышке.
С целью снижения до минимума момента трения при перекладке
заслонки усилие пружины передается на полумуфту через шарико-
подшипник 9.
В нижней части корпуса размещены гильза 4 и подвижный зо-
лотник <3. Гильза закреплена в корпусе гайкой 5. Золотник прижи-
мается пружинами 14 и 15 к днищу корпуса. Усилие пружин замы-
кается на корпус через шток 16. Герметичность в месте выхода што-
ка из корпуса достигается постановкой уплотнительной резиновой
манжеты 2.
Золотник с гильзой и пружинами представляет собой устройст-
во, позволяющее сохранять постоянный перепад давлений на дози-
рующей щели, образуемой в результате перекрытия части площади
окна в юбке крышки И профилированной стенкой заслонки.
При неизменной площади проходного сечения дозирующей ще-
ли, т. е. при неподвижной заслонке, благодаря постоянному перепа-
ду давлений достигается постоянство расхода. Изменение расхода
на заданную величину обеспечивается поворотом заслонки на опре-
деленный угол.
Величина постоянного перепада давлений предварительно уста-
навливается натяжением пружин 14 и 15 путем вращения штока.
Настройка регулятора на требуемый расход осуществляется с
помощью электропривода, при этом выходная муфта электроприво-
да передает вращение полумуфте 8 и далее заслонке 12, устанавли-
вая ее в требуемое положение.
Если при неподвижной заслонке произойдет по какой-либо при-
чине уменьшение расхода горючего через регулятор, то одновре-
менно снизится перепад давлений на дозирующем элементе. При
этом равновесие золотника нарушится, так как действие сил от пру-
жин начнет превышать действие гидродинамических сил на золот-
ник, направленных в противоположную сторону, и он начнет сме-
щаться. В результате проходное сечение окон в системе гильза —
золотник станет увеличиваться, перепад давлений на них снижать-
ся, а давление на входе в дозирующий элемент возрастать, что при-
ведет к увеличению расхода и восстановлению нарушенного пере-
пада.
Точность обеспечения заданного расхода зависит от жесткости
пружин 14 и 15. При различных положениях золотника изменение
силы пружин будет вносить некоторую погрешность.
Основные детали регулятора расхода выполнены из следующих
материалов: корпус, крышка, золотник, гильза — из алюминиевого
сплава АК8; заслонка, полумуфта — из стали Х17Н2.
Фиг. 514. Регулятор расхода:
/ — корпус; 2 —манжета: 3 — золотник; 4 — гильза: 5 — гайка; б‘, 13— мембраны; 7 — уплотнитель-
ное кольцо; 8 — полумуфта; Р — шарикоподшипник; 10, 14, 15 — пружины; // — крышка; 12 — за-
слонка; 1& — шток
202
ПЕРЕЧЕНЬ ИСТОЧНИКОВ
ПЕРЕЧЕНЬ ИСТОЧНИКОВ
I.	Пневмогидравлическая схема двигателя РД-106, чертеж Д069-020,
1953 г.
2.	Полумонтажная схема двигателя РД-106, чертеж Д061-ОСхПМ,
1954 г.
3.	Общий вид двигателя РД-105, чертеж ЭД050-000, 1953 г.
4.	Камера -сгорания, чертеж ЭД150-000, 1952 г., чертеж Д150-000,
1953 г.
5.	Форсуночная головка, чертеж Д150-150, 1953 г.
6.	Реактор, чертеж Д357-000, 1952 г., чертеж Д357-000, 1954 г.
7.	Турбонасосный агрегат, чертеж Д250-000, 1952 г.
8.	Эскизный проект двигателей РД-105 и РД-106, 1953 г.
9.	Клапан окислителя, чертеж Д446-100, 1954 г.
10.	Клапан горючего, чертеж Д445-100, 1952 г.
11.	Клапан перекрывной, чертеж Д462-100, 1952 г.
12.	Редуктор давления, чертеж Д466-200, 1953 г.
13.	Основные характеристики двигателя РД-107, ТУ № Д061-0ХВ,
1957 г., ТУ № Д061-0Х, 1964 г.
14.	Основные характеристики рулевых агрегатов двигателей' РД-107,
РД-108, ТУ № Д064-ОХВ, 1958 г., ТУ № Д064-ОХ, 1964 г.
15.	Данные по весам, положениям центров тяжести и моментам инер-
ции двигателей РД-107 и РД-108, Д060-ОРс-202, Д061-0Рс-202,
1958 г.
16.	Пневмогидравлическая схема двигателя РД-107, чертеж
Д061-0СхПГ, 1957 г., чертеж Д061-0СхПГ, 1963 г.
17.	Полумонтажная схема двигателя РД-107, чертеж Д061-0СхПМ,
1963 г.
18.	Общий вид двигателя РД-107, чертеж Д061-000, 1956 г., чертеж
Д061-000, 1962 г.
19.	Рулевой агрегат (правый), чертеж Д064-000, 1957 г., чертеж
Д064-400, 1963 г.
20.	Узел подвода, чертеж Д064-780, 1964 г.
21.	Справка по отличиям двигателей 8Д76 и 8Д77 и двигателей 8Д74ПС
и 8Д75ПС от двигателей 8Д74 и 8Д75, 1958 г.
22.	Технические условия на стендовые (контрольные и партионные) ис-
пытания двигателей РД-107 и РД-108, ТУ № ДОбО-ОИ, 1964 г.
23.	Технический отчет по доводочным испытаниям двигателей РД-107 и
' РД-108, 1957 г.
.„24. Технический проект двигателей РД-107 и РД-108, 1959 г.
25.	Основные характеристики двигателя РД-108, ТУ № Д060-0ХВ
1957 г., ТУ № Д060-ОХ, 1964 г.
26.	Пневмогидравлическая схема двигателя РД-108, чертеж
ДОбО-ОСхПГ, 1957 г., чертеж ДОбО-ОСхПГ, 1963 г.
27.	Общий вид двигателя РД-108, чертеж Д060-000, 1956 г., чертеж
Д060-000, 1962 г.
28.	Полумонтажная схема двигателя РД-108, чертеж ДОбО-ОСхПМ
1956 г., чертеж ДОбО-ОСхПМ, 1962 г.
29.	Камера сгорания, чертеж Д165-500, 1955 г., чертеж Д165-000,
1964 г.
30.	Головка форсуночная, чертеж Д165-200, 1964 г.
31.	Камера сгорания, чертеж Д166-000, 1957 г., чертеж Д166-000, 1964 г.
32.	Головка форсуночная, чертеж Д166-200, 1964 г.
33.	Насос окислителя с турбиной, чертеж Д260-110, 1956 г., чертеж
Д260-110, 1964 г.
34.	Насос горючего, чертеж Д266-100, 1956 г., чертеж Д266-100, 1964 г.
35.	Насос, чертеж Д255-100, 1956 г., чертеж Д255-100, 1964 г.
36.	Насос, чертеж Д258-000, 1956 г.
37.	Реактор, чертеж Д367-200, 1956 г., чертеж Д367-200, 1964 г.
38.	Клапан, чертеж Д443-500, 1956 г., чертеж Д443-500, 1958 г.
39.	Клапан, чертеж Д442-200, 1956 г., чертеж Д442-600, 1958 г.
40.	Пироклапан, чертеж Д492-000, 1957 г., чертеж Д492-000, 1958 г.
41.	Пиропатрон, чертеж Д494-300, 1958 г.
42.	Клапан перекрывной, чертеж Д463-400, 1957 г., чертеж Д463-400,
1959 г.
43.	Редуктор давления, чертеж Д449-200, 1957 г., чертеж Д449-200,
1965 г.
44.	Дроссель, чертеж Д481-200, 1957 г., чертеж Д481-200, 1964 г.
45.	Редуктор давления, чертеж Д429-500, 1957 г., чертеж Д429-500,
1958 г.
46.	Подогреватель, чертеж Д440-000, 1947 г.
47.	Редуктор давления, чертеж Д435-400, 1958 г.
48.	Электропневмоклапан, чертеж Д427-100, 1964 г.
49.	Клапан обратный, чертеж Д404-200, 1958 г., чертеж Д404-200,
1960 г.
50.	Клапан обратный с фильтром, чертеж Д413-700, 1957 г, чертеж
Д413-700, 1960 г.
51.	Клапан, чертеж Д406-900, 1957 г., чертеж Д406-900, 1961 г.
52.	Блок обратных клапанов, чертеж Д413-800, 1957 г., чертеж Д413-800,
1963 г.
53.	Блок клапанов, чертеж Д446-800, 1956 г., чертеж Д443-800, 1957 г.
54.	Блок клапанов, чертеж Д442-300, 1956 г., чертеж Д442-800, 1958 г.
55.	Дроссель, чертеж Д480-000, 1957 г., чертеж Д480-000, 1966 г.
56.	Клапан обратный, чертеж Д413-000, 1958 г., чертеж Д413-000,
1961 г.
57.	Клапан, чертеж Д444-000, 1957 г., чертеж Д444-000, 1958 г.
58.	Рама, чертеж Д063-100, 1964 г.
59.	Рама, чертеж Д063-500, 1964 г.
60.	Штатив ПЗУ, чертеж АУ369-100, 1963 г.
61.	Общий вид ПЩС, чертеж АУ375-300, 1964 г.
62.	Габаритный чертеж ПЩС, чертеж АУ375-ЗГаб, 1963 г.
63.	Электрическая схема ПЩС, чертеж АУ375-ЗСхЭ, 1964 г.
64.	Общий вид двигателя РД-109, чертеж Д080-000, 1958 г., чертеж
Д080-000, 1959 г.
65.	Основные характеристики двигателя РД-109, ТУ № Д080-ОХ, 1960 г.
66.	Пневмогидравлическая схема двигателя РД-109, чертеж
Д080-0СхПГ, 1958 г., чертеж Д080-0СхПГ, 1960 г.
67.	Полумонтажная схема двигателя РД-109, чертеж Д080-0СхПМ,
1958 г.
68.	Камера сгорания, чертеж Д167-000, 1958 г.
69.	Газогенератор, чертеж Д185-000, 1959 г.
70.	Насос окислителя, чертеж Д263-700, 1958 г.
71.	Турбина с насосом горючего, чертеж Д260-710, 1958 г., чертеж
Д260-860, 1959 г.
72.	Клапан с дросселем, чертеж Д456-200, 1958 г.
73.	Клапан, чертеж Д455-100, 1958 г., чертеж Д455-100, 1960 г:
74.	Пироклапан, чертеж Д492-100, 1958 г.
75.	Редуктор, чертеж Д449-900, 1960 г.
76.	Редуктор давления, чертеж Д429-900, 1958 т.
77.	Основные характеристики двигателя РД-119, ТУ № Д081-0Х, 1960 г.,
ТУ № Д081-0Х, 1961 г.
78.	Технические условия на расчетную подготовку стендовых испытаний
двигателя РД-119, ТУ № Д081-ОР, 1961 г.
79.	Пневмогидравлическая схема двигателя РД-119, чертеж
Д081-0СхПГ, 1960 г., чертеж Д081-0СхПГ, 1961 г.
80.	Полумонтажная схема двигателя РД-119, чертеж Д081-0СхПМ,
1960 г., чертеж Д081-0СхПМ, 1963 г.
81.	Общий вид двигателя РД-119, чертеж Д081-000, 1959 г., чертеж
Д081-000, 1963 г.
82.	Камера сгорания, чертеж Д181-000, 1960 г., чертеж Д180-000, 1962 г.
83.	Газогенератор, чертеж Д381-000, 1961 г.
84.	Насос окислителя, чертеж Д263-800, 1960 г.
85.	Турбина с насосом горючего, чертеж Д260-910, 1960 г., чертеж
Д260-810, 1963 г.
86.	Клапан, чертеж Д456-500, 1960 г.
87.	Клапан, чертеж Д455-400, 1961 г.
88.	Пироклапан, чертеж Д492-800, 1960 г., чертеж Д492-800, 1962 г.
89.	Клапан перекрывной, чертеж Д444-300, 1958 г., чертеж Д444-300,
1959 г.
90.	Пироклапан, чертеж Д499-000, 1963 г.
91.	Клапан отсечной, чертеж Д444-200, 1958 г.
92.	Редуктор, чертеж Д452-200, 1960 г., чертеж Д452-200, 1963 г.
93.	Газораспределитель, чертеж Д497-600, 1960 г.
94.	Газораспределитель, чертеж Д497-500, 1960 г.
95.	Редуктор давления, чертеж Д429-900, 1964 г.
96.	Клапан предохранительный, чертеж Д436-100, 1958 г.
97.	Электропневмоклапан, чертеж Д433-800, 1961 г., чертеж Д433-800,
1962 г.
98.	Электропневмоклапан, чертеж Т433-100, 1960 г., чертеж Т433-100,
1965 г.
99.	Электропневмоклапан, чертеж Д427-200, 1961 г.
100.	Клапан обратный, чертеж Д431-100, 1958 г., чертеж Д431-100, 1960 г.
101.	Клапан обратный, чертеж Д431-700, 1960 г., чертеж Д431-700,
1961 г,-
102,	Клапан обратный, чертеж Д460-300, 1958 г., чертеж Д460-300,
1960 г.
103.	Смеситель, чертеж Д088-000, 1960 г.
104.	Рама, чертеж Д083-900, 1963 г.
105.	Рама, чертеж Д083-500, 1964 г.
106.	Штатив, чертеж АУ369-600, 1965 г.
107.	Рама, чертеж Д083-600, 1959 г.
108.	Основные характеристики двигателя РД-111, ТУ № ДО9О-0Х, 1963 г.
109.	Данные по весам, положениям центров тяжести и моментам инер-
ции двигателя РД-111, ТУ № ДО9О-0Рс-104, 1962 г.
НО. Пневмогидравлическая схема двигателя РД-111, чертеж
Д090-0СхПГ, 1959 г., чертеж ДОЭО-ОСхПГ. 1963 г.
111.	Полумонтажная схема двигателя РД-111, чертеж Д090-0СхПМ,
1959 г., чертеж ДОЭО-ОСхПМ, 1963 г.
112.	Общий вид двигателя РД-111, чертеж Д090-000, 1960 г., чертеж
Д090-000, 1963 г.
113.	Технический отчет по доводке двигателя РД-111, 1963 г.
114.	Камера сгорания, чертеж Д190-000, 1959 г., чертеж Д193-000, 1964 г.
115.	Газогенератор, чертеж Д195-000, 1960 г., чертеж Д195-000, 1963, г.
20'3
ПЕРЕЧЕНЬ ИСТОЧНИКОВ
116.	Турбина с насосом окислителя, чертеж Д290-010, 1959 г., чертеж
Д290-010, 1963 г.
117.	Насос горючего, чертеж Д296-000, 1959 г., чертеж Д296-000, 1963 г.
118.	Клапан, чертеж Д456-400, 1959 г., чертеж Д456-400, 1960 г.
119.	Клапан, чертеж Д455-200, 1959 г., чертеж Д455-200, 1962 г.
120,	Клапан, чертеж Д444-800, 1960 г.
121.	Клапан, чертеж Д474-600, 1960 г.
122,	Пироклапан, чертеж Д492-300, 1960 г., чертеж Д492-500, 1961 г.
123.	Редуктор давления, чертеж Д452-500, 1961 г., чертеж Д452-500,
1963 г.
124.	Редуктор давления, чертеж Д449-800, 1959 г., чертеж Д449-800,
1963 г.
125.	Дроссель, чертеж Д481-700, 1959 г., чертеж Д481-700, 1963 г.
126.	Редуктор давления, чертеж Д435-500, 1961 г.
127.	Редуктор давления, чертеж Д441-200, 1959 г.
128.	Клапан обратный, чертеж Д460-200, 1958 г.
129,	Клапан обратный с фильтром, чертеж Д460-700, 1961 г., чертеж
Д460-700, 1963 г.
130.	Пирозажигатель, чертеж Д494-500, 1960 г.
131.	Рама, чертеж Д093-100, 1963 г.
132.	Теплообменник, чертеж Д092-200, 1963 г.
133.	Стартер, чертеж Д096-500, 1963 г.
134.	Штатив, чертеж АУ369-900, 1965 г.
135,	Жидкостные реактивные двигатели РД-112 и РД-113. Основные
данные, краткое описание, 1960 г.
Третья часть Альбома конструкций ЖРД составлена ведущими спе-
циалистами ОКБ, руководившими конструкторской разработкой пред-
ставленных в третьей части Альбома двигателей, их основных агрегатов
и отдельных систем.
Большую помощь в подготовке материалов Альбома оказали
Абель А. А., Карклина Л. В., Каторгин Б. И., Козло-
ва Л. П., Кириллов В. В., Токарев В. Н., Толкачев Б. А.,
Черт! емко Г. Д., Черников А. А., Шаталова Н. И. и другие
сотрудники ОКБ.
Сдано в набор 15.7.67	Подписано к печати 29.11.68.
Формат бумаги 60 X 9О’/4 — 51 печ. л. = 51 усл. печ. л.
Изд. № 7/3790СС	Зак. № 00148
204