/
Author: Глушко В.П. Агафонов С.П. Вебер А.Д. Вельт Г.А.
Tags: механика двигатели ракетная техника ракетные двигатели
Year: 1972
Text
Экз. №
0 91
'у L
АЛЬБОМ
КОНСТРУКЦИЙ ЖРД
ЧАСТЬ ЧЕТВЕРТАЯ
Составлен под руноводством анадемина
В. П. ГЛУШКО
СОСТАВИТЕЛИ: АГАФОНОВ С. П„ ВЕБЕР А. Д., ВЕЛЬТ Г. А„ ГНЕСИН М. Р., ИВАНОВ Н. В.,
НРЕМЕНЕЦНИЙ В. Я., ЛАВРЕНЕЦ-СЕМЕНЮН В. И., ПАВЛОВ А. П„ РАДОВСНИЙ В. П.
Ордена Трудового Красного Знамени
ВОЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ СССР
МОСКВА—1972
1
2
АННОТАЦИЯ
Альбом содержит основные конструкции ЖРД, раз-
работанные опытно-конструкторским бюро под руковод-
ством главного конструктора Глушко В. П. с 1929 г., и да-
ет краткие сведения по двигателям в целом и входящим
в них агрегатам. Четвертая часть Альбома посвящена
азотнокислотным ракетным двигателям, разработанным
в период 1951 —1962 гг.
Альбом может быть полезен для специальных ка-
федр высших учебных заведений и организаций, занима-
ющихся разработкой или использованием ракетных дви-
гателей.
В Альбоме пронумеровано всего 212 страниц.
ПРЕДИСЛОВИЕ
Четвертая часть Альбома посвящена краткому описанию азотнокис-
лотных ЖРД, разработанных коллективом ОКБ в 1951—1962 гг. Конст-
рукция мощных кислородных ЖРД, разработанных в ОКБ в тот же пе-
риод времени, представлена в третьей части Альбома.
Однокамерные двигатели РД-200 тягой 9—10 т и РД-210 тягой 2,7—
3 т разрабатывались с 1951 г. для зенитных ракет. В качестве горючего
(ТМ-114) использовались продукты переработки нефти, а самовоспла-
менение с азотной кислотой при запуске достигалось установкой в голов-
ке камеры двигателя на пути кислоты твердого активатора. Давление
в камере составляло 24 ата, подача топлива была принята вытеснитель-
ная. Эти двигатели проходили стендовые огневые испытания, которые не
были завершены в связи с прекращением разработки зенитных ракет, для
которых двигатели предназначались.
В 1953 г. была начата разработка четырехкамерного двигателя
РД-211 тягой 56 т для баллистической ракеты. ТНА мощностью
2400 л. с. приводился продуктами разложения 80%-пой перекиси водо-
рода, давление в камере составляло 40 ата. Горючим служило ТМ-185—
продукты переработки нефти, обеспечивавшие более устойчивое горение
с окислителем, чем обычные нефтепродукты; пусковым горючим для обес-
печения химического зажигания — ТГ-02; окислителем — 20%-ный рас-
твор четырехокиси азота в азотной кислоте (АК-20И). С 1954 г. на базе
этого двигателя для стартового ускорителя крылатой ракеты разрабаты-
вался двигатель РД-212 той же тяги, ио с использованием более эффек-
тивного окислителя АК-27И. Однако изменения тактико-технических тре-
бований к этим ракетам не позволили довести до конца стендовую отра-
ботку двигателей.
По новому ТЗ в 1954—56 гг. был разработан более мощный четырех-
камерный двигатель РД-213 тягой 70 т с ТНА. Давление в камере —
47,5 ата, удельный импульс двигателя у земли — 231 сек, в пустоте —
254 сек. Двигатель прошел официальные стендовые испытания, была
поставлена заказчику партия двигателей, но работы по крылатой ракете
были прекращены.
Двигатель РД-214, относящийся к классу мощных азотнокислотных
двигателей, по уровню развиваемой тяги (65 т у земли), удельного им-
пульса (230 сек у земли и 264 сек в пустоте), по своему относительному
весу (11,7 кГ]т тяги у земли, в залитом состоянии), надежности и экс-
плуатационным характеристикам значительно превосходит все разрабо-
танные двигатели этого класса, работающие на азотнокислотном окисли-
теле и углеводородном горючем. Расход топлива на привод ТНА мощно-
стью 2560 л. с. снижает удельный импульс двигателя лишь на 1,5%.
Созданный в 1955—59 гг. в итоге развития семейства мощных че-
гырехкамерных двигателей (РД-211, РД-212, РД-213) и наиболее
совершенный из них, он был принят на вооружение, находится в се-
рийном производстве и получил широкое применение на первых ступенях
ракеты дальнего действия и ракет-носителей серий «Космос» и «Интер-
космос». Двигатель РД-214 применяется с 1957 г. на боевой стратегиче-
ской ракете, а с 16 мая 1962 г. на первой ракете-носителе серии «Космос».
Еще немало лет эти ракеты будут нести свою службу.
Следующее семейство азотнокислотных двигателей открывает дви-
гатель РД-216 тягой 150 т блочной конструкции, разработанный в 1958—
60 гг. Двигатель состоит из двух автономных блоков, в каждый из кото-
рых входят по две камеры с комплектом агрегатов, включающим ТНА,
газогенератор и автоматику. Блоки смонтированы на общей раме и име-
ют единую систему пуска. Особенностями двигателя являются: использо-
вание более эффективного самовоспламеняющегося горючего — НДМГ;
повышенный режим работы (давление в камере — 75 ата); установка
ТНА (мощностью 4450 л. с.) между камерами в свободной зоне у критиче-
ского сечения, что резко сократило длину двигателя; работа газогенера-
тора на основных компонентах топлива; удельный импульс — 248 сек у
земли и 291 сек в пустоте; снижение удельного импульса из-за расхода
топлива на привод турбины всего на 1 —1,5%.
Двигатель РД-216 принят па вооружение, находится в серийном про-
изводстве и используется на первых ступенях стратегических ракет, а
также ракет-носителей серии «Космос».
С использованием того же блочного принципа в 1958—61 гг. были
разработаны трехблочпып двигатель РД-218 тягой 225 т для первой сту-
пени межконтинентальной ракеты и одпоблочнып — РД-219 тягой 90 т
для второй ступени этой же ракеты. Удельный импульс двигателя РД-219
равен 293 сек, а снижение импульса в связи с приводом ТНА (мощностью
4850 л. с.) составляет всего лишь 0,85% несмотря па высокое давление
в камере сгорания (75 ата) благодаря высоким значениям к. п. д. насо-
сов и турбины. Относительный вес залитого двигателя РД-219 равен
8,4 кГ/т тяги. Двигатели РД-216, РД-218 и РД-219 — самые мощные из
когда-либо разрабатывавшихся азотиокпелотных ЖРД.
Эти двигатели также приняты на вооружение и находились в серий-
ном производстве па нескольких заводах. Их надежность характеризует-
ся весьма высоким значением точечной вероятности безаварийной рабо-
ты, составляющим, например, для РД-214 —0,998, для РД-216 — 0,998,
для РД-219 —0,996.
Макеты двигателей РД-214 и РД-219 широко демонстрируются па
отечественных и международных выставках.
Создание семейства двигателей РД-216, РД-218, РД-219 позволило
в кратчайшие, сроки разработать и поставить па вооружение Советской
Армии систему принципиально новых стратегических ракет дальнего
действия, в том числе межконтинентальных, способных нести боевое де-
журство в течение многолетнего периода времени в различных метеоро-
логических условиях, готовых к немедленному старту как с открытых пу-
сковых установок, так и из шахт. Ракетные войска Советского Союза по-
лучили эксплуатационно удобную систему ракетного вооружения, бази-
рующуюся на долгохранимых, физически н химически стабильных ком-
понентах, пришедших па смену криогенным компонентам топлива.
Первое поколение советских стратегических ракет, в том числе меж-
континентальных, было создано на базе применения жидкого кислорода
в качестве окислителя. Использованные в них двигатели описаны во вто-
рой и третьей частях Альбома конструкций ЖРД нашего ОКБ.
Вторым поколением явились ракеты на базе азотпокислотпого окис-
лителя, двигателям которых посвящена настоящая — четвертая часть
Альбома. Наконец, двигателям третьего поколения советских межкон-
тинентальных ракет, базирующихся на еще более эффективном высоко-
кипящем стабильном окислителе, будет посвящена пятая часть Альбома.
В 1960—62 гг. был создан азотнокислотный двигатель РД-224 тягой
155 т для первой ступени межконтинентальной ракеты. Двигатель выде-
лялся повышенными характеристиками: давление в камере сгорания со-
ставляло 85 ата, удельный импульс — 251 сек у земли и 294 сек в пусто-
те. Окислитель отличался ингибитором (АК-27П вместо АК-27И); горю-
чее— НДМГ. Двигатель двухблочный, т. е. четырехкамерный с двумя
ТНА мощностью 5180 л. с. каждый. Относительный вес залитого двига-
теля — 9,3 кГ/т тяги у земли.
Двигатель РД-224 успешно прошел стендовые доводочные испыта-
ния, в том числе вместе со ступенью ракеты.
Для двигателя второй ступени этой же межконтинентальной ракеты
одновременно была разработана камера сгорания У102-000 на том же
топливе, тягой 48 т при давлении в ней 85,2 ата, а па выходе из сопла —
0,15 ата; удельный импульс — 307 сек.
В связи с прекращением работ по ракете эти разработки не получи-
ли дальнейшего развития.
В 1960 г. разрабатывалось новое семейство азотиокислотпых двига-
телей с повышенными характеристиками, по новой схеме — с дожига-
нием окислительного газогенераторного газа после турбины в основной
камере двигателя. Это исключило потери на привод турбины и позволи-
ло существенно повысить давление в камере — до 150 ата. Двигатели раз-
рабатывались для многоступенчатой космической ракеты. Однокамерный
двигатель РД-220 тягой 97 т предназначался для первой ступени ракеты
и имел удельный импульс 270 сек у земли и 306 сек в пустоте. Однока-
мерный двигатель РД-221 тягой 114 т для второй ступени ракеты отли-
чался лишь высотностью сопла, рассчитанного на удельный импульс
318 сек.
Была разработана документация па эти двигатели и начато их произ-
водство, однако вскоре приостановлено в связи с выявившейся необхо-
димостью увеличения тяги в полтора раза.
Поэтому в 1960—1961 гг. были разработаны проекты однокамерно-
го двигателя РД-222 тягой 150 т для первой ступени космической раке-
ты и двигателя РД-223 тягой 173 т, отличавшегося лишь высотным соп-
лом, для второй ступени этой ракеты. По своей схеме и режимам рабо-
ты эти двигатели были аналогичны РД-220 и РД-221. Была выпущена
техническая документация и начата экспериментальная отработка основ-
ных рабочих процессов.
Окончательный выбор для космической ракеты азотного тетроксида
как более эффективного окислителя привел к прекращению дальнейших
работ по азотиокпелотпому семейству двигателей и использованию всего
задела для создания нового поколения двигателей на более эффектив-
ном нысококипящем топливе, которые будут описаны в пятой части Аль-
бома конструкций ЖРД.
Выпуском настоящей—четвертой части Альбома завершается опи-
сание двигателей, разработанных коллективом за период с 1929 г. по
1962 г. Показан путь, пройденный коллективом за треть века от ГДЛ
до ОКБ. Однако работа нашей организации, именуемой ГДЛ—ОКБ, за
этот период времени показана частично. В описание не вошли двигате-
ли, использующие наиболее эффективные химические источники энер-
гии, разрабатываемые с 40-х годов, и использующие ядерную энергию,
разрабатываемые с 50-х годов. Надеемся, что последующие выпуски
Альбома восполнят этот пробел.
В. П. Г л у ш к о
Зак. 0086
3
СОДЕРЖАН ИЕ
Стр.
Стр.
Стр.
Предисловие ................................................... 3
Двигатель РД-200 ...............................................5
Основные данные, пневмогидравлическая, электрическая и коснтрук-
тивная схемы двигателя РД-200 ................................6
Конструкция двигателя РД-200 8
Камера сгорания двигателя РД-200 ...............................9
Система подачи компонентов топлива двигателя РД-200 ... 12
Агрегаты автоматики двигателя РД-200 ..........................15
Узлы общей сборки двигателя РД-200 17
Двигатель РД-210...............................................18
Пневмогидравлическая, электрическая и конструктивная схемы дви-
гателя РД-210................................................19
Конструкция двигателя РД-210...................................21
Камера сгорания двигателя РД-210...............................22
Система подачи компонентов топлива двигателя РД-210 ... 25
Агрегаты автоматики двигателя РД-210...........................27
Двигатель РД-211...............................................28
Пневмогидравлическая, электрическая и конструктивная схемы дви-
гателя РД-211 30
Конструкция двигателя РД-211...................................33
Камера сгорания двигателя РД-211...............................35
Турбонасосный агрегат двигателя РД-211.........................40
Агрегаты автоматик)! двигателя РД-211..........................44
Узлы общей сборки двигателя РД-211.............................46
Двигатель РД-212...............................................47
Пневмогидравлическая, электрическая и конструктивная схемы дви-
гателя РД-212..................................................49
Конструкция двигателя РД-212...................................52
Камера сгорания двигателя РД-212...............................54
Турбонасосный агрегат двигателя РД-212.........................58
Агрегаты автоматики двигателя РД-212...........................60
Узлы общей сборки двигателя РД-212.............................62
Наземное оборудование двигателя РД-212.........................63
Испытания двигателя РД-212....................................
Двигатель РД-213..............................................
Пневмогидравлическая, электрическая и конструктивная схемы дви-
гателя РД-213...............................................
Конструкция двигателя РД-213..................................
Камера сгорания двигателя РД-213..............................
Турбонасосный агрегат двигателя РД-213........................
Газогенератор двигателя РД-213................................
Агрегаты автоматики двигателя РД-213........................
Узлы общей сборки и наземное оборудование двигателя РД-213
Двигатель РД-214..............................................
Пневмогидравлическая, электрическая и конструктивная схемы дви-
гателя РД-214...............................................
Конструкция двигателя РД-214..................................
Камера сгорания двигателя РД-214..............................
Турбонасосный агрегат двигателя РД-214........................
Агрегаты автоматики двигателя РД-214..........................
Узлы общей сборки двигателя РД-214............................
Наземное оборудование двигателя РД-214........................
Испытания двигателя РД-214....................................
Двигатель РД-216..............................................
Пневмогидравлическая, электрическая и конструктивная схемы дви-
гателя РД-216...............................................
Конструкция двигателя РД-216..................................
Камера сгорания двигателя РД-216..............................
Газогенератор двигателя РД-216................................
Турбонасосный агрегат двигателя РД-216........................
Агрегаты автоматики двигателя РД-216..........................
Узлы общей сборки двигателя РД-216............................
Наземное оборудование двигателя РД-216........................
Испытания двигателя РД-216....................................
Двигатель РД-218..............................................
Пневмогидравлическая, электрическая и конструктивная схемы дви-
гателя РД-218.................................................
67
68
70
73
75
78
79
80
81
82
85
88
91
96
102
105
107
НО
111
114
117
120
124
125
131
136
141
144
146
149
Конструкция двигателя РД-218.................................153
Турбонасосный агрегат двигателя РД-218.......................155
Агрегаты автоматики двигателя РД-218.........................156
Узлы общей сборки двигателя РД-218...........................157
Двигатель РД-219.............................................159
Пневмогидравлическая, электрическая п конструктивная схемы дви-
гателя РД-219..............................................161
Конструкция двигателя РД-219.................................164
Камера сгорания двигателя РД-219.............................166
Турбонасосный агрегат двигателя РД-219.......................169
Агрегаты автоматики двигателя РД-219.........................170
Узлы общей сборки двигателя РД-219...........................171
Испытания двигателей РД-218 и РД-219.........................172
Двигатель РД-224 ............................................173
Пирогидравлическая, электрическая и конструктивная схемы двига-
теля РД-224 .............................................. 175
Конструкция двигателя РД-224 178
Камера сгорания двигателя РД-224 180
Турбонасосный агрегат двигателя РД-224 182
Агрегаты автоматики двигателя РД-224 184
Узлы общей сборки двигателя РД-224 186
Наземное оборудование двигателя РД-224 187
Испытания двигателя РД-224 ................................. 188
Камера сгорания У102-000 189
Двигатели РД-220 и РД-221.................................. 191
Принципиальные схемы двигателей РД-220 и РД-221 .... 192
Агрегаты двигателей РД-220 и РД-221..........................193
Двигатели РД-222 и РД-223 .................................. 195
Принципиальные схемы двигателей РД-222 и РД-223 .... 196
Конструкция двигателей РД-222 и РД-223 .................... 198
.Камеры сгорания двигателей РД-222 и РД-223 ................. 199
Газогенератор двигателей РД-222 и РД-223 ................. 204
Турбонасосный агрегат двигателей РД-222 и РД-223 .... 206
Агрегаты автоматики двигателей РД-222 п РД-223 ............. 208
Перечень источников ........................................ 209
ДВИГАТЕЛЬ РД-200
Фиг. 1. Камера сгорания с системой пуска [1]:
1 — камера сгорания; 2 —клапан горючего; 3 — активатор;
4 — клапан окислителя
Двигатель РД-200 является однокамерным жидкостным реактив-
ным двигателем, предназначенным для зенитной ракеты.
В качестве топлива в нем используются несамовоспламеняющиеся
компоненты: окислитель—азотная кислота, горючее — углеводородное
соединение ТМ-114.
Двигатель состоит из камеры сгорания с системой пуска .и вытесни-
тельной системы подачи топлива. Применение вытеснительной системы
подачи топлива (вместо насосной) незначительно увеличивает вес раз-
рабатываемой ракеты, ио позволяет выполнить двигатель более про-
стым, надежным и дешевым.
Горючее из бака ракеты вытесняется в двигатель сжатым воздухом,
поступающим из шаробаллона высокого давления через воздушный ре-
дуктор и запорный клапан. Окислитель вытесняется из бака продукта-
ми разложения концентрированной перекиси водорода, которая, в свою
очередь, вытесняется из бака сжатым воздухом, поступающим из шаро-
баллона через редуктор. Разложение перекиси водорода происходит в
газогенераторе в присутствии твердого катализатора Ж-ЗО-С.
С учетом возможности массового изготовления двигателя камера
сгорания его выполнена сварной, из штампованных стальных деталей.
Форма камеры сгорания —• сферическая, смесеобразование — форкамер-
ное. Камера сгорания охлаждается горючим.
Для обеспечения самовоспламенения компонентов топлива в камере
сгорания окислитель перед поступлением в нее активируется, проходя
через патрон активатора с марганцовокислым калием.
Запуск двигателя осуществляется путем открытия главных клапа-
нов окислителя и горючего, управляемых сжатым воздухом через элек-
тропневмоклапан. Команда на открытие клапанов подается одновре-
менно от всех реле, -срабатывающих по достижении определенного дав-
ления компонентов в каждом топливном баке. Опережение горючего до-
стигается за счет задержки открытия клапана окислителя при стравли-
вании воздуха из управляющей полости клапана через жиклер.
Разработка и экспериментальные испытания двигателя РД-200 были
начаты в 1951 г. В процессе испытаний проверялась работоспособность
камеры сгорания и отрабатывалась система пуска. При испытаниях
давление в камере сгорания двигателя изменялось от 13 до 24 та, а
соотношение компонентов топлива от 2,5 до 5,09. В ряде испытаний в ка-
мере сгорания возникали высокочастотные колебания, приводившие к
аварийному выключению двигателя. Всего было проведено до 70 огне-
вых испытаний, однако отработка двигателя не была закончена.
Разработка двигателя была прекращена в 1953 г. в стадии его экс-
периментальной отработки в связи с прекращением работ по зенитной
ракете.
Фиг. 2. Агрегат подачи окислители [1]
Фиг. 3. Агрегат подачи горючего [1]
5
ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ, ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ, ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ И КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЯ РД-200
ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ И ХАРАКТЕРИСТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-200 [1]
Тип двигателя ........................................Жидкостный, реактивный
Назначение............................................Для зенитной ракеты
Топливо:
окислитель
горючее
Способ зажигания
Азотная кислота
ТМ-114 (состав горючего:
легкое масло пироли-
за—49%, керосин трак-
торный— 49%, фенол—
2%)
Химический, самовоспла-
менение за счет актива-
ции окислителя
Номинальная тяга двигателя;
у земли.......................................... 9000_25о кГ
на высоте 10 км.................................. 9820 кГ
па высоте 20 км.................................. 10 045 кГ
Удельная тяга — тяга, отнесенная к суммарному секундному
расходу топлива:
у земли..........................................Не менее 210 сек
на высоте 20 км..................................Не менее 234 сек
Давление газов в камере сгорания па поминальном режиме 24 та
Секундный расход окислителя............................33,8 кГ/сек
Секундный расход горючего..............................9,0 кГ/сек
Отношение секундных весовых расходов окислителя и горю-
чего (Ki) на номинальном режиме........................3,76
Продолжительность непрерывной работы двигателя . . 60 сек
Система подачи
Способ подачи окислителя..................................
Способ подачи горючего...................................
Давление воздуха в баллонах вытеснительных систем переки-
си водорода и горючего (номинальное)....................
Вытеснение продуктами
разложения 83% (по
весу) перекиси водо-
рода (в качестве ини-
циатора разложения
используется твердый
катализатор Ж-ЗО-С)
Вытеснение сжатым воз-
духом
230 ати
Весовые данные
Вес заполненного топливом двигателя при заправленном баке
перекиси водорода и заполненных воздухом шаробаллонах 218 кГ
Вес камеры сгорания с системой пуска, заполненных компо-
нентами топлива..................................... 82 кГ
Вес системы подачи окислителя с заполненным сжатым
воздухом шаробаллоном и с заправленным баком пере-
киси водорода........................................58 кГ
Вес системы подачи горючего с заполненным сжатым возду-
хом шаробаллоном.....................................78 кГ
Габаритные размеры
Максимальный диаметр камеры сгорания............... 530 мм
Диаметр воздушного шаробаллона системы подачи горючего 550 мм
Габариты системы подачи окислителя:
высота............................................. 436 мм
ширина....................................... 598 мм
длина........................................ 505 мм
Пневмогидравлическая схема (фиг. 4) обеспечивает проведение под-
готовительных предпусковых операций, запуск, работу на основном ре-
жиме и выключение двигателя.
Подготовка двигателя к пуску начинается с заполнения шаробалло-
нов сжатым воздухом высокого давления, что осуществляется через вен-
тили 14\ давление в шаробаллонах контролируется манометрами.
После заполнения шаробаллонов производится настройка воздушно-
го редуктора давления 17 системы подачи горючего и настройка воздуш-
ного редуктора И системы подачи окислителя. Далее производится за-
полнение топливных баков 19, 20 компонентами топлива и заправка ба-
ка 9 через промывочно-сливной клапан 8 перекисью водорода.
Запуск двигателя начинается с включения электропневмоклапанов 12
и 22. При этом воздух из шаробаллона 13 поступает через редуктор дав-
ления 11 в воздушные полости топливных клапанов 23 и 2. Клапаны за-
крываются. Через небольшой промежуток времени, определяемый на-
стройкой реле времени, установленного в электросистеме двигателя,
включаются: электропневмоклапаны 16 п 18 системы подачи горючего,
пропускающие в бак горючего редуцированное давление воздуха из ре-
дуктора 17, и электропневмоклапан 10, разобщающий полость бака пе-
рекиси водорода 9 с атмосферой и пропускающий в этот бак редуциро-
ванное давление из редуктора 11, а также электроклапан 7, открываю-
щий доступ перекиси водорода в газогенератор 6. Образующийся в газо-
генераторе парогаз, прорывает разделительную мембрану 5 и поступает
в бак окислителя. В результате указанных операций обеспечивается
наддув бака горючего п бака окислителя.
По достижении давления компонентов топлива порядка 10 ати про-
рываются разделительные мембраны 21 и 4; горючее и окислитель под-
ходят к топливным клапанам 2 и 23 и в жидкостные полости двух реле
давления 3. При давлении компонентов топлива порядка 15 ати сраба-
тывают оба реле давления, подавая тем самым импульс на электриче-
ское реле, обесточивающее электропневмоклапан 22. Закрытие этого
клапана вызывает стравливание давления из воздушных полостей топ-
ливных клапанов, что, в свою очередь, ведет к их открытию. Жиклер 24
подбирается таким образом, чтобы обеспечить определенное опереже-
ние поступления горючего в камеру сгорания по отношению к поступ-
лению окислителя. Окислитель поступает в камеру сгорания, пройдя
через активатор 25. Горючее перед поступлением в камеру сгорания
предварительно пропускается через рубашку охлаждения.
В процессе работы двигателя постоянство режима обеспечивается
настройкой редукторов давления И и 17.
Выключение двигателя производится одновременным включением
электропневмоклапана 22, что ведет к закрытию топливных клапанов 2
и 23, и выключением электроклапана 7 и электропневмоклапанов 10 и
18, что ведет к прекращению подачи перекиси водорода в газогенера-
тор и прекращению наддува баков перекиси водорода и горючего.
Фиг, 4. Пневмогидравлическая схема двигателя РД-200 [2]:
/ — камера сгорания; 2 —клапан горючего; 3 — реле давления; 4, 5, 2/— мембраны;
6 — газогенератор; 7— электроклапан; 8 — промывочно-сливной клапан; 9 — бак пе-
рекиси водорода; 10, 12, 16, 18, 22 — электропневмоклапаны; II, /7 — редукторы дав-
ления; 13, 15 — шаробаллоны; 14 — вентиль высокого давления; 19— бак окислителя;
20 — бак горючего; 23 —клапан окислителя; 24 — жиклер; 25 — патрон с активатором
6
ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ, ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ, ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ И КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЯ РД-200
Р7
г Р5
КЗ
28
Фиг. 6. Принципиальная электрическая схема двигателя РД-200 [2]
Назначение агрегата
51
КГ-2
V
следую-
КУ
КО-1
КО-2
КГ-1
Питание
в. Связь
имеющи-
29
30
Обозначение
на схеме
КП-1
РГ
РО
Pl + Р8
ВР1, ВР2
Л1
В1
Т1
Т2
К1
К2
КЗ
К4
МД.__
Фиг. 5. Конструктивная
схема двигателя РД-200 [3]:
/ — камера сгорания; 2 — трубопровод управления топливными клапанами; 3— клапан го-
рючего* 4— реле давления; 5 —клапан окислителя; 6 — трубопровод подвода окислителя
в реле давления; 7,9, 15, 25, 3/— электропневмоклапаны; « — трубопровод подвода воз-
духа в бак перекиси водорода; 10 — редуктор, давления; 11— трубопровод подвода воздуха
в редуктор давления; 12 — трубопровод заправки баллона воздухом от наземной установ-
ки; 13, 23 — вентили высокого давления; 14, 22 — шаробаллоны; 16— промывочно-сливион.
клапан; 17—трубопровод запрааки бака перекисью водорода и слива; 18 трубопровод
подвода перекиси водорода в газогенератор; 19— бак перекиси водорода; 20 — электрокла-
пан; 21 — газогенератор; 24— трубопровод подвода воздуха в редуктор давления, ре-
дуктор давления* 27 — трубопровод подсоединения вентиля для подвода воздуха к мано-
метру 28 — вентиль* 29 — предохранительный клапан низкого давления; 30 — подвод воз-
' духа в бак горючего; 32 — трубопровод подвода горючего в реле давления
24 25
278
Электрическая схема (фиг. 6) включает командный пульт, блок
электромагнитных реле, а также реле давления и электромагнитные,
пневмо- и жидкостные клапаны, установленные на двигателе. "
схемы осуществляется постоянным током напряжением 27±3
между всеми элементами производится кабельными стволами,
ми разъемы Ш1 и Ш2 типа ШР.
Электросхема обеспечивает последовательное выполнение
щих операций:
1. Нажатием кнопки К1 «Включение» производится подключение
шины « + » к батарее питания Б1. О выполнении этой операции сигна-
лизирует лампа ЛГ, вольтметр В1 показывает фактическое значение на-
пряжения питания.
2. Включением тумблера Т1 с помощью реле Р1 подается напряже-
ние на ЭПК КО-1, пропускающего воздух в редуктор давления системы
подачи окислителя в целях проведения настройки редуктора.
3. Включением тумблера Т2 через контакты Р2 подается питание на
ЭПК КГ-1 для проведения аналогичной операции с редуктором давле-
ния системы подачи горючего.
4. Кнопкой КЗ «Старт» выдаются команды на закрытие топливных
клапанов (через ЭПК КУ) и на запуск временного реле ВР1. Через
ЭПК, управляющий клапанами окислителя и горючего
ЭПК магистрали воздуха высокого давления системы подачи
окислителя
ЭПК для наддува н дренажа бака с перекисью водорода
ЭПК магистрали воздуха высокого давления системы пода-
чи горючего
ЭПК магистрали воздуха низкого давления наддува бака
горючего
Электроклапан
Реле давления горючего
Реле давления окислителя
Электромагнитные реле
Реле времени
Электролампа
Вольтметр
Тумблер «Настройка редуктора воздуха окислителя»
Тумблер «Настройка редуктора воздуха горючего»
Кнопка «Включение»
Кнопка «Выключение»
Кнопка «Старт»
Кнопка «Аварийное выключение»
сек ВР1 с помощью реле Р5 подает питание на два ЭПК—К.О-2 и
разрешающие прохождение воздуха для наддува баков с пере-
водорода и горючим. Одновременно с этим электромагнитный
0,5—1
КГ-2,
кисыо
клапан КП-1 открывает подачу перекиси водорода в газогенератор.
5. По достижении в магистралях окислителя и горючего давления
настройки РО и РГ контакт реле Р7 обесточивает ЭПК КУ, в результа-
те чего топливные клапаны открываются и двигатель начинает работать.
В это же время с помощью реле Р7 запускается временное реле ВР2,
настроенное в соответствии с заданной программой.
6. По истечении времени работы двигателя ВР2 выдает команду на
отключение, которая выполняется через реле Р8 клапанами КУ, КП-1,
КГ-2 и КО-2. После срабатывания реле Р8 закрываются топливные кла-
паны и клапаны, обеспечивающие наддув баков с компонентами.
Для досрочного выключения двигателя нажимается кнопка К4 «Ава-
рийное выключение». В этом случае « + » питание реле Р8 подается, ми-
нуя ВР2.
Для прекращения работы схемы до команды «Старт» служит кноп-
ка К2 «Выключение», при срабатывании которой снимается напряжение
с реле РЗ и схема выключается.
7
КОНСТРУКЦИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-200
Фиг. 7. Камера сгорания с системой пуска [4]:
/ — камера сгорания; 2—клапан окислителя; 3 — трубопровод подвода окислителя к реле дав-
ления; 4 — активатор; 5 — трубопровод управления топливными клапанами; 6 — реле давления; 7 —
электропневмоклапан; 8—клапан горючего; 9 ~ трубопровод подвода горючего к реле давления
Двигатель РД-200 состоит из камеры сгорания с си-
стемой пуска и агрегатов подачи окислителя и горючего.
Камера сгорания с системой пуска (фиг. 7) состоит
из камеры сгорания 1, клапанов окислителя 2 и горюче-
го 8, электропневмоклапана подачи воздуха в воздуш-
ные полости топливных клапанов, коробки с реле дав-
ления 6 и трубопроводов.
Камера сгорания крепится на ракете пятью опорами,
приваренными к головке камеры. Клапан окислителя 2 и
активатор 4 установлены на головке камеры и крепят-
ся к силовым элементам ракеты кронштейном, приварен-
ным к корпусу активатора. В стыке активатора с флан-
цем камеры сгорания устанавливается расходная шайба.
От входного коллектора камеры окислитель подводится
к форкамерам по пяти изогнутым трубопроводам, явля-
ющимся одновременно компенсаторами. Клапан горюче-
го 8 расположен непосредственно на приемном патруб-
ке коллектора нижней части камеры сгорания.
Коробка с реле давления 6 и электропневмоклапан 7
крепятся к кронштейнам, приваренным к корпусу акти-
ватора.
Горючее, поступая в' камеру сгорания через клапан
горючего, проходит по зарубашечному пространству ка-
меры, одновременно охлаждая ее, и поступает к форсун-
кам форкамер.
Окислитель из бака проходит через клапан окислите-
ля, активатор и по пяти трубопроводам поступает к фор-
сункам форкамер.
В активаторе (фиг. 8) происходит активация азотной
кислоты, обеспечивающая самовоспламенение топливной
смеси в камере сгорания. Активация осуществляется при
смывании и уносе частиц перманганата калия (КМпО4)
с поверхности шариков активирующего вещества и обра-
зовании марганцевого ангидрида (Мп2От).
Активатор состоит из корпуса и помещенного в него
патрона с активирующим веществом. Корпус активато-
ра состоит из фланцев 1, 11, обечайки 12 и днища 14,
выполненных из углеродистой стали.
Патрон активатора состоит из обечайки 7, в которой
размещены в 15 слоев шарики активирующего вещест-
ва 5. Шарики диаметром 10 мм состоят из проволочного
каркаса с нанесенной на него смесью перманганата ка-
лия и связующего вещества. Для снижения гидравличе-
ских потерь отдельные слои шариков разделены двойны-
ми проволочными сетками 6. На торцах патрона заваль-
цованы решетки 3 и 8. Для предохранения отверстий ре-
шеток от закупорки шариками между их крайними ряда-
ми и решетками проложены двойные сетки 6 и дополни-
тельная сетка 4 со стороны нижнего фланца. На решет-
ки 3 и 8 наклеена герметизирующая пленка, предохра-
няющая шарики от попадания влаги. При поступлении
азотной кислоты пленка мгновенно разрушается.
В собранном виде патрон с активирующим вещест-
вом зажат между ободом активатора и буртом клапана
окислителя пружинной шайбой 10. Для обеспечения гер-
метичности в стыке активатора и корпуса клапана окис-
лителя устанавливается прокладка 9.
К корпусу активатора приварен кронштейн /.3 для
крепления коробки реле и электропневмоклапана.
Фиг. 8. Активатор [5, 6]:
/, // — фланцы; 2 — обод; 3, 8 — решетки; 4 — сетки' Л — щчглг-
ки активатора; 6 — двойная сетка; 7, 12 — обечайки-
кладка; 10 ~ пружинная шайба; М - кронштейн; 14 — днище
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-200
—31
Фиг. 9. Камера
, ос fbmninr 2 —наоужнос днище центрально» форкамеры; 3 — стенка центральной форкамеры;
/, 25-фланцы, 2 наружное д 5— среднее днище форкамеры; б - наружное дншце нерп-
I — рубашка центральной ф Р Р • s аз _ ШТуцера; II— форсунка окислителя (см. фиг. Ш);
*ДТХсУн^"его7^РУф“.гР 17);’ /'/-’стенка периферийной форкамеры; /2 - рубашка нерп-
сгорания [7]:
фернйпой форкамеры; J3 — стенка солонки; /-/ — рубашка головки; 15, 19, 22 — соединительные
кольца; /7 — стенка средней части; /Я — рубашка средней части; 20 — стенка участка критического
сечения; 2/— рубашка участка критического сечения; 23 — стенка закритнческой части сопла; 24 —
рубашка закритнческой части сопла; 26 — патрубок; 27, 30 — косынки; 28 — коллектор; 29 — слив-
ная бобышка; 31 — втулка
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ [1]
Секундный расход окислителя .
Секундный расход горючего . . . .
Весовое соотношение компонентов топлива
Давление газов в камере сгорания
Давление газов в выходном сечении сопла
33,8 кГ/сек
9,0 кГ/сек
3,76
24 ага
1 ата
Тяга номинальная:
у земли.............................................
на высоте 20 км.....................................
Удельная тяга —тяга, отнесенная к суммарному секундному
расходу топлива:
у земли.............................................
на высоте 20 км.....................................
Диаметр критического сечения..............................
9000_...,о кГ
10 045 кГ
Не менее 210 сек
Не менее 234 сек
185 мм
Диаметр выходного сечения сопла....................... 370 мм
Объем камеры сгорания до критического сечения:
без форкамер.........................................50,8 л
с форкамерами...................................59,3 л
Охлаждающий компонент.................................Горючее
Количество форкамер...................................6 шт.
Количество форсунок окислителя........................ 288 шт.
Количество форсунок горючего......................... 453 шт.
2 Зак. 0086
9
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-200
Разработка камеры сгорания двигателя
РД-200 велась с учетом представлений об ор-
ганизации смесеобразования, сложившихся к
моменту проектирования по результатам ис-
следований, проведенных при создании камер
сгорания двигателей РД-101, РД-102, РД-103.
Давление в камере сгорания, равное 24 ата, и
степень расширения выбраны исходя из за-
данной величины удельной тяги и возможно-
стей баллонной подачи компонентов.
Форма камеры сгорания — сферическая.
Сфера сопрягается с конической закритиче-
ской частью сопла радиусом, равным 1,35 диа-
метра критического сечения.
Геометрический контур камеры сгорания
представлен на фиг. 12.
Камера сгорания (фиг. 9) представляет со-
бой сварную конструкцию, выполненную в ос-
новном из листовых штампованных стальных
деталей, образующих внутреннюю стенку и на-
ружную рубашку.
Камера сгорания состоит из четырех основ-
ных узлов: форкамерной головки, средней ча-
сти, участка критического сечения н закрити-
ческой части сопла.
На головке устанавливаются шесть цилин-
дрических форкамер, укомплектованных одно-
ком понентнымп форсунками.
Соединение стенки и рубашки камеры сго-
рания осуществляется посредством контакт-
ной точечной сварки по выштамповкам (зи-
гам). Для уменьшения гидравлического со-
противления выштамповки имеют форму ова-
ла, вытянутого в направлении движения жид-
кости. Выштамповки выполнены на поверхно-
сти рубашек и распределены таким образом,
чтобы обеспечить необходимую прочность
соединения. Выштамповки фиксируют задан-
ную величину зазора h зарубашечной щели.
Форкамерная головка камеры сгорания об-
разована стенкой 13 толщиной 2 мм и рубаш-
кой 14 толщиной 2,5 мм. Зазор между рубаш-
кой и стенкой равен 2,5 мм. Степка и рубашка
головки имеют отбортовки для приварки фор-
камер. Пять периферийных форкамер распо-
ложены равномерно по окружности и накло-
нены к осп камеры сгорания под углом 20°;
одна форкамера расположена в центре го-
ловки.
Форкамеры состоят из штампованных сте-
нок 3, 11 и рубашек 4, 12, привариваемых к
отбортовкам стенки и рубашки головки.
В среднем днище 5 форкамер выполнены гнез-
да под форсунки окислителя, введенные для
надежного разделения полостей окислителя и
горючего.
Полости окислителя образованы средними
днищами форкамер и привариваемыми к ним
наружными днищами 2 и 6. Окислитель посту-
пает в форкамерную головку камеры сгорания
через фланец 1, установленный на централь-
Фиг, 10. Вид на камеру сгорания со стороны форкамерной головки
ной форкамере. От центральной форкамеры к
периферийным окислитель подается по трубо-
проводам 7.
Горючее поступает к форсункам через за-
рубашечную щель, переходящую в полость,
образованную стенкой и средним днищем фор-
камеры.
Схема охлаждения представлена на
фиг. 13.
Форсунки окислителя 9 (фиг. 9) и горюче-
го 10 крепятся к днищам посредством раз-
вальцовки.
На центральной форкамере размещено 73
форсунки горючего и 48 форсунок окислителя.
На периферийных форкамерах добавлено по
три форсунки горючего для улучшения охлаж-
дения стенок камеры сгорания.
Форсунки окислителя и горючего — цент-
робежные, с тангенциальными отверстиями.
Форсунка окислителя — открытого типа и
представляет собой простую точеную деталь
0370
Рис. 13. Схема охлаждения
(фиг. 16). Форсунка горючего состоит из корпуса 1 и завальцованного
в корпус донышка 2 (фиг. 17).
Форсунки установлены по схеме, представленной на фиг. 14. Пред-
полагалось, что при такой схеме благодаря наличию незаполненных
форсунками участков (в центре элементарных сот) будут созданы бла-
гоприятные условия для прогрева компонентов обратными токами и
стабилизации процесса, а также предполагалось, что указанные особен-
ности будут способствовать обеспечению высокой полноты сгорания н
устойчивости рабочего процесса.
10
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-200
Для сравнительной оценки предложенной схемы был разработан ва-
риант экспериментальной камеры сгорания с сотовым расположением
форсунок (фиг. 15), однако испытания таких камер сгорания не были
проведены из-за прекращения работ по двигателю РД-200.
Средняя часть, участок критического сечения и закритическая часть
сопла состоят из стенок 17, 20, 23 и рубашек 18, 21, 24 (фиг. 9).
Стенки изготовляются из листа толщиной 2 мм, рубашки средней ча-
сти и закритической части сопла — из листа толщиной 2,5 мм, рубашка
участка критического сечения — из листа толщиной 3 мм.
Зазор между стенкой и рубашкой на средней части и закритической
части сопла равен 2,5 мм, на участке критического сечения — 2 мм.
На срезе сопла установлен коллектор горючего 28 с приемным пат-
рубком 26. Для экономии в весе коллектор выполнен эксцентричным от-
носительно оси камеры сгорания.
Приемный патрубок горючего для большей жесткости скреплен через
косынку 27 с рубашкой сопла.
Для слива жидкости из зарубашечного пространства после холодных
и технологических огневых испытаний на коллекторе горючего установ-
лена сливная бобышка 29.
Форкамерная головка, средняя часть, участок критического сечения
и закритическая часть сопла соединяются между собой сваркой по стен-
ке и с помощью соединительных колец 15, 19, 22, привариваемых к ру-
башкам.
Для замера давления в камере сгорания и давления горючего и окис-
лителя перед форсунками установлены штуцера 16, 32 и 8 соответст-
венно.
Для соединения камеры сгорания с рамой двигателя к рубашке фор-
камерной головки приварено пять опор, состоящих из втулок 31 и при-
варенных к ним косынок 30.
Для определения гидравлических характеристик охлаждающего
тракта и элементов смесеобразования проводилась проливка водой от-
дельных форсунок, форкамер и камеры сгорания в целом. По данным
проливки полостей окислителя и горючего все форкамеры разбивались
на три класса в зависимости от величины полученного перепада давле-
ния при заданном расходе воды. На каждую камеру сгорания ставились
форкамеры только одного класса.
Для предохранения наружных и внутренних поверхностей от корро-
зии все камеры сгорания покрывались защитным слоем — подвергались
бонде риз ации.
Фиг. 14. Схема расположения форсунок на центральной форкамере (основ-
ной вариант)
Фиг. 19. Сливная бобышка. Место // (см. фиг. 9)
Материалы, применяемые для изготовления камеры сгорания
Степки камеры сгорания, и форкамер.........................
Рубашки камеры сгорания' и форкамер, соединительные коль-
ца, коллектор и патрубок горючего..........................
Среднее и наружное днища форкамер, форсунки, трубопро-
воды окислителя, фланец окислителя.........................
Опора, фланец горючего.....................................
Сталь 08
Сталь 20
Сталь Х18Ы9Т
Сталь 25
Фиг. 15. Схема расположения форсунок на центральной форкамере (по соте)
Испытания камер сгорания проводи-
лись па двигателях экспериментальной
серии, предназначенной для проверки ра-
ботоспособности конструкции.
Испытания велись при давлении в ка-
мере сгорания 13—24 ата и весовом со-
отношении компонентов топлива Л' =
=-- 2,5 ч- 5,09.
Основные трудности доводки были
связаны с возникновением высокочастот-
ных колебаний давления в камере сгора-
ния, вызывавших разрушение конструк-
ции.
Для обеспечения падежной работы
двигателя проверялись многие конструк-
тивно-технологические решения, направ-
ленные па повышение прочности конст-
рукции и устойчивости рабочего процес-
са. Такими решениями были:
а) изменение формы выштамповок
(зигов), уменьшение шага между вы-
штамповками;
б) введение усиливающих ребер па
коллекторе горючего;
в) изменение конфигурации трубопро-
водов окислителя;
г) установка аитипульсациоиных раз-
делительных перегородок в форкамерах
и т. п.
Несмотря па принятые меры, большая
часть испытаний имела неудовлетвори-
тельные результаты.
При доводочных работах было прове-
рено на огневых испытаниях несколько
вариантов экспериментальной камеры
сгорания цилиндрического типа с плос-
кой форсуночной головкой. Камеры этих
вариантов показали лучшие результаты
по устойчивости рабочего процесса по
сравнению с камерой исходной кон-
струкции.
В связи с прекращением работ по
двигателю РД-200 работы по камере сго-
рания были прекращены на этапе пред-
варительной экспериментальной отра-
ботки.
И
СИСТЕМА ПОДАЧИ КОМПОНЕНТОВ ТОПЛИВА ДВИГАТЕЛЯ РД-200
Подача топлива в камеру сгорания осуществляется путем вытесне-
ния компонентов из топливных баков: окислителя — парогазом, горю-
чего — сжатым воздухом [1].
Агрегат подачи окислителя (фиг. 20 и 21) состоит из шаробаллона
со сжатым воздухом 7, бака перекиси водорода 3, газогенератора 1 и
агрегатов автоматики.
Работа агрегата подачи основана на принципе разложения в газо-
генераторе маловодной перекиси водорода (~83% концентрации) в
присутствии твердого катализатора с образованием парогаза.
Перед пуском двигателя бак 3 заполняется перекисью водорода че-
рез промывочно-сливной клапан 2, при этом дренаж воздуха из бака
осуществляется через электропневмоклапан 10, который в обесточен-
ном состоянии сообщает бак с атмосферой. При необходимости слив
перекиси водорода производится также через клапан 2.
Шаробаллоп 7 заполняется сжатым воздухом через штуцер с об-
ратным клапаном на вентиле высокого давления 8.
При запуске двигателя первым включается электропневмоклапан 6
и воздух из шаробаллона поступает в редуктор давления 4, где реду-
цируется до требуемой величины.
Редуктор 4 поддерживает в баке 3 необходимое давление, опреде-
ляющее давление парогаза н, следовательно, расход окислителя, вы-
тесняемого парогазом в камеру сгорания из топливного бака.
Редуктор настраивается на заданное давление с помощью регули-
ровочного винта 5, предохранительный клапан 9 предотвращает повы-
шение давления в баке перекиси водорода сверх допустимого.
Перед пуском агрегата подачи включается электропневмокла-
пан 10, который разобщает бак перекиси водорода с атмосферой и от-
крывает доступ воздуха с рабочим давлением от редуктора 4 в бак 3.
При включении электроклапана 11 перекись водорода под давле-
нием воздуха поступает из бака 3 в газогенератор 1. Образующийся в
газогенераторе парогаз представляет собой смесь паров воды и свобод-
ного кислорода, имеющую температуру ~530° С.
По достижении в газогенераторе рабочего давления происходит
разрушение мембраны 12 (фиг. 21), разделяющей полости газогенера-
тора и топливного бака окислителя, н парогаз направляется по трубо-
проводу в бак.
Выключение парогазогенератора осуществляется за-
крытием электроклапана 11, перекрывающего подачу пе-
Фиг. 20. Агрегат подачи
окислителя [8]:
/ - гизогепсра п>|>: 2 -- ИР"-
мывочпо-елпвной клапан1,
8 — бак перекиси водоро-
да; -/--редуктор давления;
5-- винт настройки редук-
гора; 8, К1 — электронною
моклаианы; 7 —шаробал-
лоп со сжатым воздухом;
8 — вентиль высокого дав-
ления; И-- предохранп-
।единый клапан, И — элекг-
роклапан; Г2, 15 - кольца
рамы; /3—панель; /•/. 18,
Н) — кронштейны. /7, 18 -
хомуты
рекиси водорода в газогенератор, с последующим вы-
ключением электропневмоклапана 10, который открыва-
ет дренаж бака перекиси водорода.
Агрегат подачи горючего (фиг. 22 и 23) состоит из
шаробаллона со сжатым воздухом 4, вентиля высокого
давления 3, редуктора давления 1 и двух электропневмо-
клапанов 5 и 7 (фиг. 23).
Заполнение шаробаллона сжатым воздухом произво-
дится через штуцер с обратным клапаном на вентиле вы-
сокого давления 3.
Включение системы подачи горючего осуществляется
подачей команды на открытие электропневмоклапана 5,
при этом воздух из шаробаллона поступает в редуктор 1,
где его давление понижается до требуемой величины.
Настройка редуктора на заданное давление произво-
дится с помощью регулировочного винта 2. Предохрани-
тельный клапан 6 служит для предотвращения повыше-
ния давления наддува бака горючего сверх допустимого.
При включении электропиевмоклапаиа 7 воздух с ра-
бочим давлением из редуктора поступает в бак горюче-
го, осуществляя подачу компонента в камеру сгорания.
Прекращение подачи горючего в камеру сгорания
происходит при подаче команды на закрытие электро-
пневмоклапана 7, перекрывающего доступ воздуха в бак
Фиг. 21. Схема системы подачи окислителя (2’:
/ - - газогенератор; 2 — промывочио-елпвкпй KT.inair,
5—бак персккси водорода; 4 — редуктор давления; <—
впит настройки редуктора; a, if)— элоюр шневмоклапа-
ны; 7 шаробаллоп; «--вентиль высокого давления',
у—предохранительный клапан; 11 — элекгрокланап; /- —
мембрана
горючего.
СИСТЕМА ПОДАЧИ КОМПОНЕНТОВ ТОПЛИВА ДВИГАТЕЛЯ РД-200
Агрегаты системы подачи окислителя (фиг. 20) объединены в от-
дельный учел с помощью рамы, состоящей из двух колец 12 и 15, жестко
соединенных между собой. Одно кольцо служит для крепления бака 3
перекиси нодорода, другое— шаробаллопа 7 со сжатым воздухом; креп-
ление осуществляется е помощью хомутов 17 и 18.
Агрегаты управления системой подачи окислителя установлены иа
напели 13. которая на крон штейнах 14 и 19 крепится к хомутам и раме.
системе подачи горючего (фиг. 22) агрегаты управления расположе-
ны пеиосредсгвеипо на шаробаллопе 7 сжатого воздуха; крепление их
осущсс|вляегея г помощью кольца 7, кронштейна 6' и хомута 2. Крепле-
ние агрегатов подачи окислителя и горючего па ракете выполнено с по-
мощью кронштейнов /6 (фиг. 20) н 8 (фпг. 22).
Газогенератор (фиг. 24) состоит из корпуса, пакета твердого ката-
лизатора и крышки с обратным клапаном. Корпус газогенератора пред-
ставляет собой сварной узел, состоящий из цилиндра 8, полусфериче-
ского дна 9 и фланцев 6 и 10. Фланец 6 служит для крепления крышки 1
газогенератора, фланец 10 — для присоединения трубопровода, отводя-
щего парогаз в бак окислителя.
Внутренний объем корпуса частично заполнен твердым катализато-
ром 7, ограниченным пакетами сеток 4 и 14. В газогенераторе использу-
ется твердый катализатор типа Ж-ЗО-С, представляющий собой смесь
зерен неправильной формы размером от 6 до 10 мм. Половицу общего
количества зерен составляет собственно катализатор, остальное—носи-
тель. Зерна катализатора состоят из основы и поверхностного активного
слоя. Основой зерна является пористое железо, получаемое путем спе-
кания в определенных соотношениях карбонильного порошкового желе-
за, натриевой селитры и соды. Поверхностный активный слой катализа-
тора состоит из водного раствора перманганата калия и соды. Зерна но-
сителя состоят только из вышеуказанной основы и активным слоем не
покрываются.
Пакеты сеток 4 и 14 отделяют катализатор от жидкости и парогаза и
выполняют роль фильтров, предотвращающих попадание частиц ката-
лизатора в магистраль перекиси водорода и парогаза.
Пакет сеток 14 вместе с решеткой 13 приварен к стакану 12, кото-
рый опирается иа выступ в корпусе газогенератора. Внутри стакана
установлен шнек 11, служащий для закрутки потока парогаза; частицы
иедоразложившейся перекиси водорода и частицы твердого катализато-
ра, уносимые парогазом, как наиболее тяжелые отбрасываются в шнеке
на периферию, где происходит доразложение перекиси водорода.
Заполнение газогенератора катализатором производится при снятых
крышке 1 и пакете сеток 4. Плотная укладка катализатора достигается
путем тряски газогенератора на специальном вибростенде.
На крышке 1 газогенератора расположен штуцер 2, к которому кре-
пится трубопровод, подводящий перекись водорода, и обратный кла-
пан 3, предотвращающий заброс парогаза в подводящий трубопровод.
В крышке газогенератора, под обратным клапаном, имеется жиклирую-
щее отверстие, через которое перекись водорода поступает в газогене-
ратор. Величина перепада давлений на жиклирующем отверстии опре-
деляется из условия обеспечения устойчивой работы газогенератора.
Уплотнение фланцевого стыка корпуса и крышки осуществляется с
помощью медной прокладки 5.
Для защиты от коррозии детали газогенератора имеют жаростойкое
лаковое покрытие. Поверхности деталей, соприкасающиеся с катализа-
тором, имеют лаковое покрытие, стойкое к воздействию катализатора.
Снаружи корпус газогенератора закрыт теплоизоляцией 15, представля-
ющей собой обмотку из стеклянного жгута и стеклянной ленты.
Фиг. 23. Схема системы подачи горючего [2]:
1— редуктор давления; 2 —винт настройки редуктора;
J—вентиль высокого давления; 4— шаробаллон; 5, 7—
электропневмоклапаны; 6‘ — предохранительный клапан
Материалы, применяемые для изготовления основных деталей агрегатов
подачи компонентов топлива
Обечайки шаробаллонов..................................Сталь 20
Обечайки бака перекиси водорода........................Сталь Х18Н10Т
Камера бака............................................Резина
Корпус, дно газогенератора.............................Сталь 25ХГСА
Фланец корпуса, крышка газогенератора..................Сталь ЗОХГСА
Решетка................................................Сталь 20
Сетка..................................................Сталь 20
Уплотняющая прокладка..................................Медь Ml
Теплоизоляция..........................................Стеклянные жгут и
лента
СИСТЕМА ПОДАЧИ КОМПОНЕНТОВ ТОПЛИВА ДВИГАТЕЛЯ РД-200
Фиг. 24. Газогенератор [9]:
/ — крышка; 2 — штуцер; 3 — обратный клапан; 4, /4 —пакеты сеток; 5 —прокладка: 6, 10 —
фланцы; 7 — катализатор; 8 — цилиндр; 9 — дно; // — шнек; 12 — стакан; 13 — решетка; 15 — тепло-
изоляция
Бак перекиси водорода (фиг. 25) выполнен из листовой стали в виде
сферы. Конструкция бака позволяет обеспечивать непрерывную подачу
перекиси водорода и падежную работу газогенератора при различных
эволюциях ракеты.
Внутри бака имеется резиновая камера 2, передающая давление
сжатого воздуха перекиси водорода при вытеснении ее из бака и пре-
дотвращающая попадание воздуха в газогенератор. При незаправлен-
ном баке камера имеет сферическую форму п прилегает к внутренней
поверхности бака. При заправке бака, осуществляемой через штуцер 6,
перекись водорода поступает в пространство между баком н камерой,
прогибая нижнюю половину камеры вверх.
Для обеспечения равномерного прогиба п исключения неправильного
складывания при заполнении бака камера верхней своей половиной по
поверхности сферы герметично приклеена к баку специальным клеем, а
также имеет внутри утолщение, выполненное по диаметру. В верхней
части камера дополнительно крепится к баку с помощью кольцевого
утолщения, зажатого между фланцем 3 и крышкой 4. В нижней части
камеры, на малой горловине, имеется обратный кланам 5, необходимый
для отвода паров перекиси водорода в воздушную полость.
/-—обечайка; 2 —камера; 3 — фланец; 4 - крышка; 5—обратный клапан; о' —штуцер; 7 —
решетка; —диафрагма
Для исключения перекрытия выходного отверстия бака резиновой ка-
мерон и прекращения подачи перекиси водорода в нижней части бака
установлена диафрагма 8 с опорной решеткой 7. Диафрагма имеет ряд
кольцевых и радиальных гофров, образующих со стенкой бака каналы,
по которым осуществляется непрерывная подача перекиси водорода.
14
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-200
Фиг. 26. Клапан горючего [12]:
/--крышка; 2 поршень; 3, 7 —манжеты; 4 — стакан; 5 — шток; В — пружина; 8 —
клапан; 9 — корпус
На двигателе РД-200 применяются следующие агрегаты автоматики:
клапан окислителя, клапан горючего, электропневмоклапаны, электро-
клапан перекиси водорода, редукторы давления воздуха, промывочно-
сливной клапан, запорный клапан, вентиль высокого давления воздуха.
Eice указанные агрегаты (так же как и агрегаты автоматики других дви-
гателей, представленные в данной части Альбома) подвергаются специ-
альным испытаниям для проверки надежности их работы; основные ви-
ды н назначение таких испытаний описаны для аналогичных агрегатов
автоматики в третьей части Альбома при описании двигателя РД-107.
Клапан горючего (фиг. 26) предназначен для управления подачей
горючего в камеру сгорания.
Клапан имеет следующие конструктивные особенности. Перекрытие
магистрали осуществляется клапаном 8, в тарель которого с двух сторон
впрессованы пластмассовые уплотнительные кольца. Воздушная полость
А но месту подвижного соединения поршня 2 со стаканом 4 герметизи-
руется резиновой манжетой 3, а по стыку стакана с крышкой 1 специ-
альным треугольным выступом на торце стакана, входящим в соответст-
вующую проточку в крышке (уплотнение металл по металлу). Герме-
тизация подвижного соединения штока 5 со стаканом со стороны жид-
костной полости С обеспечивается резиновой манжетой 7, а герметич-
ность по стыку стакана с корпусом 9 — алюминиевой прокладкой.
Материалы основных деталей клапана следующие:
клапана 8, стакана, поршня — алюминиевый сплав АВ,
корпуса и крышки — алюминиевый сплав АЛ4, пружи-
ны 6 — сталь ОВС, штока — сталь 9X18.
Работает клапан следующим образом. При подаче в
воздушную полость А сжатого воздуха поршень, прео-
долевая силу пружины, через шток перемещает клапан 8,
прижимая ого тарель с уплотнением к седлу корпуса.
Клапан в этом положении закрыт. При сбросе давления
воздуха из полости А клапан 8 под действием пружины
отходит от седла в корпусе и плотно прижимается уп-
лотнительным кольцом тарели к седлу стакана. Клапан
открыт. В этом положении посадка клапана 8 на седло
стакана является дополнительным уплотнением для гер-
метизации жидкостной полости по месту подвижного
соединения штока со стаканом (наряду с уплотнением
манжетой 7).
Клапан окислителя (.фиг. 27) предназначен для уп-
равления подачей азотной кислоты в камеру сгорания.
Клапан конструктивно и по принципу работы идентичен
клапану горючего, ио имеет большее, чем клапан горю-
чего, проходное сечение. Кроме того, в отличие от кла-
пана горючего в клапане окислителя соединение стака-
на 4 с корпусом 10 н стакана с крышкой 2 осуществля-
ется шпильками 6. Уплотнение по стыку стакана 4 с кор-
пусом 10 и стакана с крышкой 2 осуществляется алюми-
ниевыми прокладками.
Редуктор давления (фиг. 28) предназначен для ре-
дуцирования воздуха высокого давления до рабочего и
выполнен по схеме редуктора уравновешенного типа
прямого действия. Редуцированный в данном редукторе
воздух используется для наддува бака перекиси водо-
рода и управления главными клапанами окислителя и
горючего.
Настройка редуктора на необходимое выходное дав-
ление осуществляется поджатием главной пружины 8
путем вращения регулировочного винта 9.
Редуктор работает следующим образом. Воздух высокого давления
через фильтр 5 поступает в камеру Б, а затем, дросселируясь через
щель между редуцирующим клапаном 3 и седлом 4, поступает в каме-
ру В, из которой отбирается на агрегаты управления двигателем. Ка-
мера В соединена отверстием в редуцирующем клапане 3 с камерой А.
Редуцированный воздух по этому отверстию проходит в камеру А и
воздействует на мембрану 7, выполняющую роль чувствительного эле-
мента, При падении давления на выходе редуктора (а следовательно,
и в камере В) давление в камере А также падает; равновесие сил,
действующих на подвижную систему редуктора, нарушается и реду-
цирующий клапан 3 под действием пружины 8 начинает перемещаться
влево, увеличивая дросселирующую щель между седлом 4 и редуци-
рующим клапаном 3. При увеличении дросселирующей щели потери
при дросселировании воздуха уменьшаются и давление воздуха в каме-
ре В (а следовательно, и на выходе редуктора) возрастает до величи-
ны, при которой восстанавливается равновесие сил на мембране 7 (т. е.
до величины настройки редуктора).
Фиг. 27. Клапан окислителя [13]:
поршень; 2 — крышка; 3, 8 — манжеты; 4 —стакан; ,5 — шток; 6 — шпилька; 7 — пружина;
9 ~ клапан; 10 — корпус
Если по каким-либо причинам давление на выходе редуктора воз-
растет выше величины настройки, то давление в камере А также воз-
растет; мембрана 7 под действием возросшего давления переместится
вправо совместно с редуцирующим клапаном 3 и сожмет пружину'8.
Щель между редуцирующим клапаном 3 и седлом 4 уменьшится. Поте-
ри при дросселировании воздуха увеличатся и давление воздуха в ка-
мере В (а следовательно, и на выходе редуктора) уменьшится.
15
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-200
Особенностью данной конструкции редуктора явля-
ется то, что воздух из камеры низкого давления В под-
водится к мембране 7 через канал малого диаметра (в
клапане 3), в связи с чем при возможных скачкообраз-
ных изменениях давления на выходе из редуктора про-
цесс изменения давления в полости А будет проходить
без резких колебаний. Таким образом, чувствительный
элемент (мембрана 7) не будет подвергаться резким ко-
лебаниям давления, что имеет существенное значение
для стабильной работы редуктора.
Для обеспечения большей точности настройки редук-
тора определенная часть воздуха стравливается в ат-
мосферу через вентиль травления 12 (который после на-
стройки редуктора перекрывается) и жиклер в клапа-
не 10.
Предохранительный клапан, установленный на выхо-
де редуктора, предназначен для ограничения возраста-
ния давления в системе за редуктором в случае повыше-
ния его по каким-либо случайным причинам.
Вентиль 13 служит для подвода воздуха к манометру.
Основные детали редуктора изготовлены: корпус 1 —
из стали 45, редуцирующий клапан 3 — из стали 2X13,
седло 4 — из латуни ЛЖМц-59-1-1, мембраны 6 и 7 — из
резины марки 9133, главная пружина 8-—из стали
50ХФА, вспомогательная пружина 2 — из стали ОВС.
Фильтр 5 представляет собой перфорированный алю-
миниевый стакан, обернутый одним слоем латунной сет-
ки, слоем замши п еще двумя слоями латунной сетки.
Редуктор давления (фиг. 29) предназначен для ре-
дуцирования воздуха высокого давления до рабочего.
Редуцированный воздух после данного редуктора ис-
пользуется для наддува бака горючего.
Редуктор представляет собой астатический регулятор
давления, в котором роль чувствительного элемента вы-
полняет золотник 3, расположенный внутри подвижного
сервопоршня 2, соединенного с помощью стопорного
кольца 6 с дросселирующей иглой 7.
Настройка редуктора на заданное выходное давление
осуществляется путем поджатия пружина 1 до требуемо-
го усилия установкой регулировочных шайб 12.
Редуктор работает следующим образом. Воздух высо-
кого давления со входа, дросселируясь через щель между
иглой и седлом корпуса, поступает в выходную полость
редуктора, Выходная полость через отверстия во втул-
ке 9 и специальные сверления в корпусе сообщается с
полостью фильтра 11, а затем через отверстия А и Б — с
полостью над золотником и с радиальными сверлениями
Т. Полость под золотником, а также радиальные сверле-
ния Е через ряд отверстий сообщаются с полостью К и
через дренажные отверстия в корпусе 10 с внешней сре-
дой. Усилие от давления воздуха на золотник уравнове-
шивается усилием пружины. При соответствии давления
воздуха в выходной полости редуктора настроечному зо-
лотник занимает такое положение, при котором проточ-
ка Ж в сервопоршне частично перекрывает сверления Т
и Е так, что в проточке Ж и, следовательно, в полости Н
устанавливается давление, уравновешивающее подвиж-
ную систему «сервопоршень — игла» в положении, обес-
печивающем требуемую величину дросселирующей щели
между иглой и седлом корпуса.
Фиг, 28. Редуктор давления [14]:
!, II — корпуса; 2, 8 — пружины; 3, 10 — клапаны; 4 — седло:
5 —фильтр; б, 7 —мембраны; 9 — винт регулировочный; 12 —
вентиль травления; /3 — вентиль
Если по каким-либо причинам выходное
давление возрастает, то золотник опускается,
увеличивая открытую площадь отверстий Т и
уменьшая площадь отверстий Е, при этом дав-
ление в проточке Ж, а следовательно, и в по-
лости И увеличивается, сервопоршень совмест-
но с иглой поднимается вверх, дросселирую-
щая щель между иглой и корпусом уменьшает-
ся и выходное давление понижается до на-
строечной величины.
При падении выходного давления процесс
регулирования протекает в обратном порядке:
золотник поднимается, дросселирующая щель
в отверстиях Т уменьшается, а в отверстиях Е
увеличивается, давление воздуха в полости Н
падает, сервопоршень совместно с иглой опус-
кается, дросселирующая щель между иглой и
корпусом увеличивается и выходное давление
возрастает до настроечной величины.
Фильтр 11, представляющий собой алюми-
ниевый перфорированный стакан, обернутый
одним слоем латунной сетки, слоем замши н
еще двумя слоями латунной сетки, предназ-
начен для очистки воздуха, поступающего к
регулирующим элементам (золотник, серво-
поршень), от загрязнения.
Основные детали редуктора изготовлены:
корпус 10 — из алюминиевого сплава АК4,
пружина 1 — из стали ОВС, уплотнительные
кольца 4, 5 и 8 — из резины марки 9103, сср-
вопоршень 2, золотник 3 и игла 7 — из стали
марки 9X18.
Так как величина зазора между сервопорш-
нем и золотником составляет 4—6 мк, то для
обеспечения необходимой точности работы ре-
дуктора указанные детали закалены на твер-
дость HRC 55—60 и обработаны холодом в це-
лях исключения фазовых (структурных) пре-
вращений, которые изменяют размеры дета-
лей.
Фиг. 29. Редуктор давления [I5j:
/ — пружина; 2 — сервопоршень; 3 — золотник; 4, 5, Я--уплот-
нительные кольца; 6 — стопорное кольцо; 7 — игла; 9 ---втулка;
10 — корпус; //- фильтр; 12 — шайба регулировочная
Электропневмоклапаны, ручной вентиль высокого дав-
ления и промывочно-сливной клапан, применяемые в дви-
гателе, заимствованы из других двигателей, описанных
ранее во второй части Альбома конструкций ЖРД'
— электропневмоклапан, служащий для управления
работой топливных клапанов, и электропневмоклапап,
служащий для управления подачей сжатого воздуха вы-
сокого давления к редуктору давления, а также ручной
вентиль высокого давления, служащий для заправки ша-
робаллона воздухом высокого давления от наземной
установки, — из двигателя РД-100;
— промывочно-сливной клапан, служащий для про-
мывки бака перекиси водорода, слива из него промывоч-
ной жидкости и заполнения бака перекисью водорода,
из двигателя РД-110.
Электроклапан, служащий для управления подачей
перекиси водорода в реактор, и электропневмоклапап,
используемый для обеспечения наддува и дренирования
бака перекиси водорода, аналогичны по конструкции аг-
регатам, описанным во второй части Альбома конструк-
ций ЖРД в разделах автоматики соответственно двига-
телей РД-100 и РД-101.
УЗЛЫ ОБЩЕЙ СБОРКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-200
Фиг. 30. Воздушный шаробаллон системы подачи окислителя:
J — штуцер; 2— подкладочное кольцо; 3 — обечайка; 4—штифты
Фиг. 31. Трубопровод подачи воздуха в редуктор давления:
/ — труба; 2 —накидная гайка; 3 — сферический ниппель; 4 — штуцер
К узлам общей сборки двигателя относятся кроме активатора, опи-
санного выше, воздушные шаробаллоны, коробка с двумя реле давле-
ния, трубопроводы и узлы крепления.
Шаробаллоны системы питания двигателя заполняются сжатым воз-
духом давлением 230 атм.
Воздушный шаробаллон системы подачи окислителя (фиг. 30) со-
стоит из двух обечаек 3 толщиной 3 мм, образующих сферу диаметром
240 лъи. Обечайки выполнены из стали ЗОХГСНА, имеющей после тер-
мообработки предел прочности сгп= 120-4- 140 кГ/мм2. Сварной шов
обечаек выполнен электродуговой сваркой с применением подкладоч-
ного кольца 2, которое перед сваркой фиксируется па обечайках с по-
мощью четырех приварных штифтов 4. К верхней обечайке приварен
подводящий штуцер, выполненный из стали ЗОХГСНА. На внутреннюю
поверхность шаробаллона наносится антикоррозионное покрытие.
Воздушный шаробаллон системы подачи горючего диаметром
550 мм н с толщиной стенки 6 мм имеет аналогичную конструкцию.
Подкладочное кольцо шаробаллона приваривается перед сваркой обе-
чаек с внутренней стороны одной из них.
На фиг. 32 изображена коробка с двумя реле давления. Ппенморс-
ле РДП< 1, предназначенные для выдачи электрического сигнала по
достижении в топливных магистралях давления 15± I атм, смонтирова-
ны в коробке 2. Коробка — сварной конструкции, из алюм.ипиевого
сплава АМгЗ. Монтаж внутри коробки выполнен проводом БПВЛ-0,75
3. Электрически реле соединены последовательно. Подсоединение кабе-
ля к коробке осуществляется через штепсельный разъем 4.
Воздушные трубопроводы двигателя выполнены из стали 20А с при-
варными сферическими ниппелями и накидными гайками на концах.
Сферические ниппели обеспечивают установку трубопровода с возмож-
ными при сборке перекосами без нарушения герметичности. На фиг. 31
изображен трубопровод подачи воздуха из шаробаллона в редуктор
давления. К трубопроводу приварен штуцер 4 для присоединения тру-
бопровода заправки шаробаллона. Внутренний диаметр трубопровода
10 мм, толщина стенки трубы 1 мм.
Трубопровод подачи перекиси водорода в газогенератор (фиг. 33)
состоит из трубы 1, развальцованной и собранной с уплотнительными
ниппелями 2, ниппелями 3 и накидными гайками 4 на обоих концах.
Труба 1 выполнена из нержавеющей стали ЭЯ1Т, внутренний диа-
метр трубы 13 мм, толщина стенки 1 мм.
--------1
Фиг, 32. Коробка с двумя реле давления:
/- реле РДГК; 2 — коробка; 3 — провод БПВЛ-0,75; -/ — штепсельный разъем
Фиг. 33. Трубопровод подачи перекиси водорода в газогенератор:
/ — труба; 2—уплотнительный ниппель; 3 — ниппель; 4 накидная гайка
г\г\п,
17
ДВИГАТЕЛЬ РД-210
Однокамерный жидкостный реактивный двигатель
РД-210 на тягу 2700 кГ разрабатывался для зенитной ра-
кеты.
В качестве топлива в двигателе применены несамо-
воспламеняющиеся компоненты: окислитель — азотная
кислота, горючее — углеводородное соединение ТМ-114.
Двигатель РД-210 должен был иметь более высокую
удельную тягу по сравнению с двигателем РД-200 бла-
годаря применению усовершенствованной камеры сгора-
ния.
Двигатель состоит из камеры сгорания с системой
пуска и вытеснительной системы подачи.
В отличие от двигателя РД-200 вытеснение окислите-
ля и горючего из баков ракеты в двигатель осуществля-
ется парогазом, который образуется в газогенераторе и
перед поступлением в бак горючего нейтрализуется в
угольном реакторе. Такая система подачи горючего мень-
ше по весу и габаритам, чем воздушная система вытес-
нения.
Принципиальная особенность камеры сгорания двига-
теля заключается в применении плоской форсуночной
головки, обеспечивающей лучшее смесеобразование, и
камеры цилиндрической формы, более простой в изго-
товлении. В связи с увеличением относительного тепло-
съема камера сгорания двигателя охлаждается окисли-
телем.
Автоматическое управление двигателем в процессе
пуска, работы на режиме и выключения осуществляется
системой электропневмоклапанов, электрических реле и
реле давления. Запуск двигателя производится так же,
как и двигателя РД-200, с опережением поступления го-
рючего в камеру сгорания. Команда на открытие главных
топливных клапанов подается при срабатывании реле
давления топливных магистралей.
В процессе разработки двигателя, начатой в 1951 г.,
была выпущена основная техническая документация и
начато освоение двигателя в производстве. Отдельные
агрегаты двигателя (автоматика) прошли эксперимен-
тально-доводочные испытания.
В 1954 г. дальнейшая разработка двигателя была пре-
кращена в связи со снятием с разработки зенитной ра-
кеты .
ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ И ХАРАКТЕРИСТИКИ ДВИГАТЕЛЯ
РД-210 [16]
Тип двигателя
Назначение
Топливо:
окислитель
горючее
Номинальная тяга двигателя при работе па ре-
жиме главной ступени:
у земли . .......................
в пустоте ...........................
Удельная тяга — тяга, отнесенная к суммарному
секундному расходу окислителя и горючего;
расходы окислителя и горючего приведены к
температуре +20° С:
у земли .............................
в пустоте ...........................
Давление газов иа номинальном режиме:
в камере сгорания...........................
на срезе сопла ......................
Номинальный секундный расход компонентов то-
плива через камеру сгорания при температуре
+ 20° С:
окислителя ..........................
горючего.............................
Суммарный расход............................
Отношение секундных весовых расходов окисли-
теля и горючего у земли (Ki), приведенное к
температуре +20° С........................
Время набора 95% тяги, считая от команды
«Пуск».......................................
Продолжительность непрерывной работы двига-
теля ......................................
Жидкостный, ре-
активный
Для зенитной ра-
кеты
Азотная кислота
(ГОСТ 701—41)
ТМ-114 (состав го-
рючего: легкое
масло пироли-
за— 49%; керо-
син трактор-
ный— 49%; фе-
нол — 2%)
2700 t wo кГ
3044 кГ
214 сек
241 сек
24 ата
1 ата
10.16 кГ/сек
2,46 кГ/сек
12,62 кГ/сек
4,12
Не более 2 сек
Не менее 60 сек
Система подачи
Способ подачи компонентов топлива в камеру
сгорания.................................Вытеснительный
Рабочее тело для вытеснения:
окислителя ..............................Генераторный газ,
получаемый в ре-
зультате разло-
жения перекиси
водорода
горючего..............................Генераторный газ,
получаемый в ре-
зультате разло-
жения перекиси
водорода и ней-
трализованный
по отношению к
горючему в уголь-
ном реакторе
Давление наддува топливных баков ... Не более 34 ата
Система газогенерации
Компоненты газогенерации........................Перекись водоро-
да 82—85% кон-
центрации (по
весу), твердый
катализатор мар-
ки Ж-30-С, уголь-
ные шашки
Расход перекиси водорода в газогенератор . Не более 0,3 кГ/сек
Расход парогаза через угольный реактор . . Не более
0,08 кГ/сек
Параметры парогаза на выходе из газогенера-
тора:
температура................................ 500° С
давление.............................34 ати
Параметры парогаза на выходе из угольного ре-
актора:
температура................................ 700° С
давление.............................34 ати
Емкость бака перекиси водорода . . . . Ил
Система управления
Давление воздуха в шаробаллоне .... 230 ати
Емкость шаробаллоиа........................4,2 л
Давление воздуха за редуктором .... 38 ати
Параметры электрического тока питания агрега-
тов управления:
род тока...................................Постоянный
напряжение (па клеммах агрегатов) . . 27±3 в
сила тока максимальная...............10 а
Система зажигания
Способ зажигания...........................Химический, само-
воспламенение
за счет актива-
ции окислителя
Активатор .................................Перманганат калия
20 25 30 Pj,ama
Фиг. 34. Дроссельная характеристика двигателя
РД-210 [16]:
р- — тяга у земли; О — секундный расход топлива: Р:0 -
удельная тяга у земли; Pj —давление в камере сгорания
Габаритные размеры
Камера сгорания с активатором, топливными
клапанами и трубопроводами:
длина......................................1400 мм
диаметр.............................. 400 лаг
Газогенератор:
длина...................................... 225 мм
диаметр................................95 мм
Угольный реактор:
длина...................................... 593 мм
диаметр . ..................... . 132 мм
Весовые данные
Вес камеры сгорания.......................23 кГ
Вес системы подачи топлива (шаробаллоиа,
бака перекиси водорода, газогенератора,
угольного реактора, трубопроводов, клапанов,
узлов крепления)..........................30 кГ
Вес системы подачи топлива с заполненным сжа-
тым воздухом шаробаллоиом и с заправлен-
ным баком перекиси водорода .... 45,8 кГ
Вес двигателя.............................62,5 кГ
Вес двигателя с заполненным сжатым воздухом
шаробаллоиом и с заправленным баком пере-
киси водорода.............................80,6 кГ
Фиг. 35. Высотная характеристика двигателя РД-210
[16]:
Р — тяга двигателя; Р^—удельная тяга двигателя
18
ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ, ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ И КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЯ РД-210
Фиг. 36. Пневмогидравлическая схема двигателя РД-210 [16]:
/ — камера сгорания: 2 —расходная шайба; 3 — клапан горючего; 4, fl—реле давления; 5, 9, 26,
27 — разделительные мембраны; 7 — бак окислителя; 8—бак горючего; 10, 25 — обратные клапаны;
// — угольный реактор; /2 — газогенератор; ]3— электроклапаи; 14 — промывочно-сливной клапан;
15—редуктор давления; 16— фильтр; 17, 93, 30 — электропневмоклапаны; 18 — шаробаллон; 19 —
вентиль высокого давления; 20— жиклирующее устройство; 21— предохранительный клапан; 22 —
вентиль; 24 — бак перекиси водорода; 28 —клапан окислителя; 29 — жиклер; 31 — активатор
Пневмогидравлическая схема двигателя (фиг. 36) обеспе-
чивает проведение предстартовых операций и определяет ра-
боту двигателя как в процессе запуска и останова, так и на ос-
новном режиме.
Перед заправкой двигателя компонентами топлива и пере-
кисью водорода производится настройка редуктора давле-
ния 15. Для этого предварительно шаробаллон 18 заполняет-
ся через обратный клапан вентиля 19 воздухом до давления
100—150 ати, а к вентилю 22 подсоединяется наземное устрой-
ство для настройки, состоящее из баллончика емкостью 2 л, на
выходе, из которого установлены последовательно манометр
для замера давления на выходе из редуктора и расходная
шайба. После этого открываются вентиль 22 и электропневмо-
клапап 17 и при рабочем расходе воздуха производится на-
стройка редуктора па требуемое давление, По окончании на-
стройки вентиль 22 и электропневмоклапан 17 закрываются и
Отсоединяется наземное устройство для настройки, а давление
сжатого воздуха в шаробаллоие 18 доводится до 230 ати.
При заполнении шаробаллона воздухом давление его конт-
ролируется манометром, подсоединенным к выходному шту-
церу вентиля 19.
После заполнения шаробаллона воздухом заправляются
компонентами топлива топливные баки 7 и 8 и перекисью во-
дорода — бак 24.
Запуск двигателя начинается с включения двух электро-
пневмоклапанов 17 и 30. При этом воздух из шаробаллона 18
поступает к редуктору давления 15, редуцируется в нем и с
давлением около 40 ати через открытый электропневмоклапан
30 поступает в воздушные полости топливных клапанов 3 и
28 и в воздушные полости обратных клапанов 10 и 25.
При заполнении системы воздухом клапан жиклирующего
устройства 20 под действием большого перепада давления па
нем открывается на величину максимального хода, обеспечи-
вая тем самым быстрое заполнение системы воздухом.
В определенный момент, определяемый настройкой реле
времени, установленного в электросистеме двигателя, включа-
ются электропневмоклапан 23, разобщающий полость бака пе-
рекиси 24 с атмосферой и пропускающий в этот бак редуци-
рованное давление из редуктора, и электроклапан 13, откры-
вающий доступ перекиси водорода в газогенератор 12. Паро-
газ, образующийся в газогенераторе, обеспечивает наддув бака
окислителя и бака горючего. В системе наддува бака окисли-
теля парогаз открывает обратный клапан 25, прорывает раз-
делительную мембрану 26 и обеспечивает наддув бака окисли-
теля. В системе наддува бака горючего парогаз проходит че-
рез угольный реактор И, где происходит нейтрализация паро-
газа благодаря горению угля в свободном кислороде парога-
за, а затем поступает к обратному клапану 10, открывает
его, прорывает разделительную мембрану 9 и обеспечивает
наддув бака горючего.
Когда давление компонентов топлива перед разделитель-
ными мембранами 5 и 27 достигает 10 ати, последние проры-
ваются, горючее и окислитель подходят к топливным клапа-
нам 3 и 28 и заполняют жидкостные полости двух реле давле-
ния 4 и 6. По достижении давления 15 ати оба реле срабаты-
вают, подавая через промежуточное электрическое реле
команду на выключение электроклапаиа 30, в результате чего
стравливается воздух из воздушных полостей топливных кла-
панов и последние открываются. Жиклер 29, замедляющий
стравливание воздуха из управляющей полости клапана окис-
лителя, подобран таким образом, чтобы обеспечить определен-
ное опережение поступления горючего в камеру сгорания по
отношению к поступлению окислителя.
Окислитель поступает в камеру сгорания, пройдя через ак-
тиватор 31, служащий для активации азотной кислоты. Акти-
вация азотной кислоты делает топливную смесь самовоспла-
меняющейся, что необходимо при запуске двигателя. Горючее
поступает в камеру сгорания, пройдя расходную шайбу 2.
При установившемся режиме работы двигателя клапан
жиклирующего устройства 20 закрывается п воздух из редук-
тора давления 15 поступает в систему через дросселирующие
отверстия в корпусе жиклирующего устройства. Такое дроссе-
лирование воздуха на выходе из редуктора давления необходи-
мо для устойчивой работы редуктора на номинальном режиме.
3*
ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ, ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ И КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЯ РД-210
Настройка двигателя заключается в регулировке заданного
соотношения компонентов и подборе такого давления наддува
топливных баков, которое обеспечивает заданную тягу. Первое
осуществляется подбором расходной шайбы 2, установленной
в магистрали горючего на выходе из топливного клапана 3.
Давление наддува топливных баков регулируется настройкой
редуктора давления 15.
Описанная система подачи компонентов топлива обеспечи-
вает нормальную работу двигателя при таком расположении
топливных баков, когда бак горючего находится выше бака
окислителя, так как только в этом случае наличие значитель-
ных продольных ускорений ракеты и большой разницы в высо-
тах столбов горючего и окислителя не приведет к заметному
изменению соотношения компонентов топлива. Это объясня-
ется тем, что большая величина столба горючего компенсиру-
ется меньшим значением удельного веса горючего по сравне-
нию с окислителем. При необходимости расположения бака
окислителя выше бака горючего, что может быть продиктова-
но, например, требованиями центровки ракеты, регулировка
заданного соотношения компонентов может быть обеспечена
специальным редуктором давления, который удобно компону-
ете яв общем корпусе с клапаном горючего. В этом случае в
качестве управляющего давления используется давление окис-
лителя на входе в головку камеры сгорания. Давление окисли-
теля подается в управляющую полость редуктора не непосред-
ственно, а через мембранный разделитель, введенный в кон-
струкцию специально для гарантированного отделения горю-
чего и окислителя во избежание взрыва при наличии утечек
по уплотнениям редуктора. Так как при запуске двигателя го-
рючее должно подаваться в камеру сгорания с небольшим
опережением, то в редукторе предусмотрен перепуск некото-
рого количества горючего помимо регулирующих щелей, т. е.
непосредственно из полости высокого давления в полость низ-
кого давления редуктора.
Выключение двигателя производится одновременным вклю-
чением электропневмоклапана 30, что ведет к закрытию топ-
ливных клапанов 3 и 28, и выключением электроклапана 13,
что ведет к прекращению подачи перекиси водорода в газоге-
нератор через обратные клапаны 25 и 10, вызывая тем самым
их закрытие под действием сжатого воздуха, подводимого в
воздушные полости этих клапанов.
Электрическая схема управления двигателем РД-210 ана-
логична схеме двигателя РД-200 (см. фиг. 6).
б 7
8
21
9 10 11 12 15 14 15
20
19
17 18
23
24
25
32 3?
30
29 28
27
53
34
55
56
схема двигателя РД-210 [161:
трубой ровод под под .1
37
Фиг. 37. Конструктивная
/ — камера сгорания; 2 — клапан горючего; 3,
равления клапанами горючего и окислителя; . „ ._ ..............
6. 32 — обратные клапаны; 7 — трубопровод ’подвода наронюа к обраиюму клапану; а — угольный
реактор; 9 — газогенератор; 10 — элекгроклапан; // — трубопровод подачи iieprhiieii водороди
к газогенератору; 12 - бак перекиси водорода; /•/ — трубопровод подволн в«и.Д1\в к ншпппч,
/5 — вентиль; /// — трубопровод подвода редуцированного воздуха; /7 — редуктор давления; /« —
трубопровод подвода воздуха к редуктору; 19 — фильтр; 2Я — трубопровод подвода воздуха к фильт-
ру; 22 — трубопровод подвода воздуха; 23 — широбалдон; 2-1 -трубопровод подвода сжитого во<-
духа при заправке щаробаллона; 25 — вентиль высокого давления; 2d — жиклируимцео усi poiiemo;
27 — предохранительный клапан: 28 — промывочно-сливной клапан; 29 -•- трубопровод ' тиранки
бака перекисью водорода и слива; 30 — трубопровод подвода перекиси водорода к -vivki рог..тана •
НУ; 31—трубопровод подачп парогаза; 33— клапан окнелиюля; 34 — трубопровод подвод.-i оьиг
лителя к реле даалення; 35 — реле давления; 3d — активатор; 37— трубопровод подводи пкис.тн юля
к камере сгорания
КОНСТРУКЦИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-210
Фиг. 38. Камера сгорания с системой пуска [16]:
/ — камера сгорания; 2— клапан горючею; 3—клапан окислителя; 4 — трубопровод подвода окис-
лителя к реле давления; 5 —активатор; 6 — электропневмоклапап; 7 — реле давления; 8 — трубо-
провод подачи окислителя к камере сгорания; 9 — трубопровод управления клапанами горючего
и окислителя; 10 — трубопровод подвода горючего к реле давления
Конструктивно двигатель РД-210 выполнен в виде камеры
сгорания с системой пуска и системы подачи компонентов топ-
лива, состоящей из агрегата подачи, угольного реактора и га-
зогенератора.
Камера сгорания с системой пуска (фиг. 38) включает ка-
меру сгорания 1, активатор 5, клапан окислителя 3, клапан го-
рючего 2, коробку с двумя реле давления 7, электропневмо-
клапан 6 и трубопроводы.
Камера сгорания крепится на ракете с помощью трех опор,
приваренных к цилиндрической части камеры вблизи голов-
ки. Непосредственно на головке камеры сгорания установлен
клапан горючего 2. В стыке клапана горючего с фланцем ка-
меры сгорания устанавливается расходная шайба.
Клапан окислителя 3 и активатор 5, соединенные между
собой, жестко крепятся к обшивке ракеты посредством двух
кронштейнов, приваренных к корпусу активатора. Активатор
соединяется с входным патрубком коллектора, расположен-
ным в нижней части камеры сгорания, и трубопроводом 8.
Коробка с реле давления 7 и электропневмоклапан 6 уста-
новлены на кронштейне корпуса активатора.
При длительном хранении ракеты в заправленном состоя-
нии ее магистрали отделены от магистралей двигателя алю-
миниевыми разделительными мембранами (на фиг. 38 не по-
казаны), устанавливаемыми непосредственно перед топливны-
ми клапанами.
Окислитель проходит через клапан окислителя 3, актива-
тор 5 и по трубопроводу 8 подводится к входному патрубку
камеры сгорания. Проходя по зарубашечпому пространству
камеры, окислитель поступает к форсункам камеры сгорания.
Горючее из бака поступает к форсункам камеры сгорания
через клапан горючего 2.
По принципу действия и конструкции активатор 5 анало-
гичен активатору двигателя РД-200.
Основной трубопровод подвода окислителя к камере сго-
рания состоит из стальной трубы с двумя приварными ниппе-
лями н накидными гайками. Герметичность стыка клапана
окислителя с активатором обеспечивается алюминиевой про-
кладкой.
Место установки расходной шайбы на магистрали горюче-
го (фиг. 39) уплотняется алюминиевыми прокладками.
Агрегат подачи крепится на ракете таким же образом, как
и агрегат подачи двигателя РД-200.
Фиг. 39. Место установки расходной
шайбы:
/ — расходная шайба; 2 — прокладки
21
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-210
Фиг. 41. Вид па форсуночную головку камеры сгорания.
Разрез по /1 —/1 (см. фиг. 40)
Фиг. 40. Камера сгорания [17]:
/ — форсунка окислителя (см. фиг. 47); 2 —форсунка горючего (см. фиг. 48); 3 —фланец; 4 — на-
кидная гайка; 5—наружное днище; 6, 10, 11, /7 — штуцера; 7 — среднее днище; 8, 14 — соедини-
тельные кольца; 9 — внутреннее днище; 12 — стенка цилиндра; 13 — рубашка цилиндра; 15—ру-
башка сопла; /б — стенка сопла; 18— патрубок; 19, 23 — косынки; 20— коллектор; 21 — сливная бо-
бышка; 22 — опора
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ [16]
Секундный расход окислителя..................10,16 кГ/сек
Секундный расход горючего....................2,46 кГ/сек
Весовое соотношение компонентов топлива . . 4,12
Давление газов в камере сгорания ... .24 ата
Давление газов в выходном сечешш сопла . . 1 ата
Тяга номинальная:
У 3eM‘™................................. 2700'1?$ кД
в пустоте.............................. 3044 кГ
Удельная тяга — тяга, отнесенная к суммарному
секундному расходу топлива:
у земли................................Не менее 2)4 сек
в пустоте..............................241 сек
Диаметр цилиндрической части................
Диаметр критического сечения................
Диаметр выходного сечения сопла . . . .
Объем камеры сгорания до критического сечения
Охлаждающий компонент.......................
Расходопапряжешюсть:
абсолютная...............................
240 мм
101 мм
206 мм
21 л
Окислитель
27,8 -----—;
сек см
относительная . . . .
Количество форсунок окислителя
Количество форсунок горючего .
Г
сек-см2-ата
90 шт.
108 шт.
Фиг. 42. Штуцер для замера
давления окислителя перед
форсунками. Место /
(см. фиг. 40)
Фиг. 43. Штуцер для замера
данлеиня газон н камере сгора-
ния. Место II (см. фиг. 40)
12
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-210
уменьшения длины закритическая часть сопла
профилируется дугой большого радиуса (7? =
= 1700 мм). Угол раствора сопла в выходном сече-
нии принят равным 7°30' на сторону.
При выборе компонента для внешнего охлажде-
ния камера сгорания рассматривались и горючее,
и окислитель. Как показали расчеты, охлаждение
камеры сгорания возможно как окислителем, так и
горючим.
При охлаждении горючим максимальная темпе-
ратура огневой стенки и подогрев охлаждающей
жидкости существенно выше (примерно на 80 и
70°С соответственно), чем при охлаждении окисли-
телем (фиг. 45). Кроме того, при охлаждении горю-
чим имеются серьезные трудности технологического
характера, связанные с необходимостью обеспече-
ния малого (1,3 мм) зазора между стенкой и ру-
башкой.
Выполнение камеры сгорания, надежно охлаж-
даемой горючим, возможно и при увеличенном до
2 мм зазоре. Это может быть достигнуто за счет
обеспечения протекания охлаждающей жидкости по
спиральным каналам, образованным, например,
установкой между стенкой и рубашкой спиральных
направляющих из проволоки или узкой ленты
(фиг. 46). Соответствующий вариант конструкции
был разработан, однако это решение также было
признано недостаточно технологичным.
В случае применения охлаждения окислителем
имеются трудности, связанные с защитой от
коррозии зарубашечного тракта. Однако, учитывая
понижение температуры огневой стенки и уменьше-
ние подогрева охлаждающей жидкости, а также
преимущества технологического характера, в каче-
стве охлаждающей жидкости принят окислитель.
Зазор между рубашкой и стенкой задан посто-
янным по длине камеры сгорания и равным 3,5 мм.
Разработка камеры сгорания двигателя РД-210
велась на основании опыта доводки камеры сгора-
ния двигателя РД-200.
В связи с улучшением устойчивости рабочего
процесса камеры сгорания двигателя РД-200 при
переходе от форкамерного смесеобразования к плос-
кой форсуночной головке для камеры сгорания дви-
гателя РД-210 принята цилиндрическая форма и
плоская форсуночная головка. Цилиндрическая
форма камеры сгорания с плоской форсуночной го-
ловкой является более предпочтительной как по
устойчивости рабочего процесса, так и для получе-
ния необходимой удельной тяги и организации вну-
треннего охлаждения стенок камеры сгорания.
Основные параметры, определяющие геометриче-
ские размеры, выбраны на основании существовав-
ших рекомендаций и имевшегося опыта по азотно-
кислотным камерам сгорания ЖРД.
Геометрический контур камеры сгорания пред-
ставлен на фиг. 44.
Диаметр цилиндрической части камеры сгорания
с учетом выбранного уровня расходонапряженности
и возможности размещения однокомпонентных фор-
сунок с принятым уровнем расхода составил 240 мм.
Длина цилиндрического участка равна 370 мм.
Сопло камеры сгорания профилированное. В целях
Фиг. 45. Расчетные параметры охлаждения вдоль оси камеры сгорания
(слева — охлаждение стенки окислителем, справа —• охлаждение горючим)^
S— контур камеры; q — удельные тепловые потоки; W — скорость охлаждающей жидкости; I — температура охлаждающей жидкости;
9г — температура стенки со стороны жидкости; 0< — температура стенкн со стороны газа
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-210
Фиг. 46, Стенка нижней части камеры сгорания, охлаж-
даемой керосином и имеющей спиральный охлаждаю-
щий тракт
Конструкция камеры сгорания представлена на
фиг. 40. Камера сгорания состоит из трех основных
узлов: форсуночной головки, цилиндрической части
и сопла.
Форсуночная головка состоит из трех днищ: вну-
треннего 9, среднего 7 и наружного 5. Внутреннее
и наружное днища штампуются из листового мате-
риала толщиной соответственно 2 и 2,5 мм\ среднее
днище изготовляется из поковки путем механиче-
ской обработки. К наружному днищу приваривает-
ся фланец .3 с накидной гайкой 4 для подвода горю-
чего.
Окислитель поступает в полость, образованную
внутренним и средним днищами, из зарубашечногс
пространства.
Горючее и окислитель впрыскиваются во вну-
треннюю полость камеры сгорания однокомпонент-
ными центробежными форсунками с тангенциаль-
ными отверстиями (108 форсунок горючего 2 и 90
форсунок окислителя 1). Форсунки установлены по
схеме, принятой для камеры сгорания двигателя
РД-200 (фиг. 41).
На основании работ по оценке влияния перепада
давления на форсунках на величину удельной тяги
и устойчивость процесса горения перепад давления
на форсунках окислителя и горючего принят равным
3 атм.
Для создания дополнительного внутреннего ох-
лаждения предусмотрено снижение соотношения
компонентов на периферии путем установки форсу-
нок горючего повышенного расхода.
Соединение отдельных частей камеры сгорания
между собой (фиг, 40), связь стенок и рубашек, кон-
струкция коллектора, конструкция форсунок
(фиг. 47 и 48) п их крепление выполнены аналогич-
но соответствующим узлам камеры сгорания двига-
теля РД-200.
По сравнению с камерой сгорания двигателя
РД-200 изменена форма выштамповок — овальные
зиги заменены круглыми как более технологичны-
ми. Выштамповки распределены на поверхности ру-
башек цилиндрической части и сопла, исходя из ус-
ловия обеспечения прочности соединения при мини-
мальном гидравлическом сопротивлении по тракту
охлаждающего компонента (окислителя).
Как на цилиндре, так и иа сопле толщина вну-
тренней стенки 1,5 мм, рубашки — 2 мм.
Для обеспечения слива жидкости из зарубашеч-
ного пространства на коллекторе 20 (фиг. 40) пре-
дусмотрена сливная бобышка 21.
Материалы, применяемые для изготовления деталей
камеры сгорания
Степка цилиндрической части и сопла , . . Сталь 08
Внутреннее и наружное днища, рубашки цилинд-
рической части и сопла, коллектор, патрубок Сталь 20
Среднее днище, опоры, фланец.................Сталь 25
Форсунки окислителя и горючего .... Х18Н9Т
Фиг. 47. Форсунка окислителя:
/ — корпус: 2 — донышко
Фиг. 48. Форсунка горючего:
1 -- корпус; 2 — донышко
R-R
Для замера давления в камере сгорания, давле-
ния горючего и окислителя перед форсунками уста-
новлены штуцера 11, 6 п 10 соответственно.
Для крепления камеры к раме двигателя имеют-
ся три опоры 22, привариваемые к рубашке цилин-
дра через косынки 2,3.
По камере сгорания двигателя РД-210 была раз-
работана техническая документация. Эксперимен-
тальная отработка камеры сгорания двигателя
РД-210 не проводилась.
24;
СИСТЕМА ПОДАЧИ КОМПОНЕНТОВ ТОПЛИВА ДВИГАТЕЛЯ РД-210
окислителя еорючего
Фиг, 49. Схема системы подачи компонентов топлива [16]:
'-лромывочпо-сливноИ клапан; 2 —бак перекиси водорода; ,1 - редуктор давления; -/ —
Фильтр; 5, .9 —эЛектропиевмокла||ип|,|; б — шаробаллон сжатого воздуха; /--вентиль вы-
сокого давления; 8 — винт настройки редуктора; 10 — электрокланап; // — газогенератор;
12— угольный реактор
На двигателе РД-210 применена, так же как и на двигателе
РД-200, вытеснительная система подачи топлива в камеру сго-
рания.
В отличие от двигателя РД-200, где в системе подачи использо-
вались два отдельных агрегата (агрегат подачи окислителя и аг-
регат подачи горючего), в двигателе РД-210 применена единая си-
стема подачи компонентов топлива (фиг, 49), состоящая из агре-
гата подачи (фиг. 50), газогенератора (фиг. 52) и угольного реак-
тора (фиг, 51).
Фиг. 50. Агрегат подачи (слепа — основной вид, справа — вид по стрелке /\) [18J:
/ --бак перекиси водородл; 2 - шаробалдоп; // — гроииеимiu>iir>s; 4—
предохранительный клапан; 5- фильтр; t> — прпмывочпо-с-ливпой клапан; 7,. 8 — хо-
муты; 9 — рама; /^—-вентиль высокого давления; /J — редуктор давления; 13—
электрокланап; // — вентиль
Принцип работы системы подачи в основном подобен принципу
работы агрегата подачи окислителя двигателя РД-200; отличие со-
стоит в том, что только часть суммарного расхода парогаза исполь-
зуется для вытеснения окислителя из топливного бака, другая же
часть парогаза поступает в угольный реактор, где образуется газ,
который служит для вытеснения горючего из топливного бака.
Такая схема наддува топливных баков, хотя и имеет дополни-
тельный агрегат — угольный реактор, дает возможность отказаться
от емкости, необходимой при наддуве бака горючего воздухом, п
уменьшить количество агрегатов управления.
На фиг. 49 представлена схема системы подачн топлива; прин-
цип ее действия заключается в следующем.
При включении электропиевмоклапапа 5 воздух высокого дав-
ления из шаробаллона сжатого воздуха 6 подастся через редуктор
3, снижающий давление воздуха до требуемой величины, к элек-
тропневмоклапапу 9.
СИСТЕМА ПОДАЧИ КОМПОНЕНТОВ ТОПЛИВА ДВИГАТЕЛЯ РД-210
Перед пуском газогенератора подается на-
пряжение на электропневмоклапан 9, являю-
щийся одновременно клапаном дренажа и над-
дува бака перекиси водорода. Электропнев-
моклапан 9 разобщает бак с атмосферой, воз-
дух поступает в бак, создавая необходимое
давление и вытесняя перекись водорода.
Пуск газогенератора осуществляется путем
открытия электроклапана 10, при этом пере-
кись водорода под действием сжатого воздуха
поступает в газогенератор, где происходит ее
каталитическое разложение. Образующийся
при этом парогаз (смесь паров воды и свобод-
ного кислорода) имеет температуру ~530°С.
Две трети суммарного расхода парогаза на-
правляется в бак окислителя, одна треть — в
угольный реактор 12, где происходит сгорание
угольных шашек в кислороде парогаза и обра-
зуется газ, нейтральный к горючему, пред-
ставляющий собой смесь паров воды, водорода
и окислов углерода и имеющий температуру
--'700° С. Из угольного реактора газ направ-
ляется по трубопроводу в бак горючего.
При выключении парогазогенератора сни-
мается напряжение с электроклапана 10, ко-
торый закрывается и прекращает подачу пере-
киси водорода в газогенератор. После этого
обесточивается электропневмоклапан 9, сни-
мает наддув бака перекиси водорода и откры-
вает дренаж.
Вентиль высокого давления 7 служит для
заправки шаробаллоиа 6 сжатым воздухом;
промывочно-сливной клапан / — для промыв-
ки бака 2, заполнения его перекисью водорода
и слива перекиси водорода из бака.
Фиг. 52. Газогенератор [19]:
/— крышка; 2, // — штуцера; 3 — обратный клапан; И —пакеты сегок; 5 — прокладка; 6 —фла-
нец; 7 — катализатор; 8 — цилиндр; 9 — дно; 10—ниппель с накидной гайкой; 12 — шнек; 13 —
стакан; 15 - теплоизоляция
7
Фиг. 51. Угольный реактор [20]:
/ — дно; 2 —штуцер; 3 — цилиндр; 4— фланец; 5 —накидной фланец; 6 — крышка; 7 —прокладка;
8, 12 — решетки; 9 — теплоизоляционный цилиндр; 10 — угольные шашкн; // — теплоизоляция
Агрегат подачи (фиг. 50) включает бак перекиси водорода 1, шаро-
баллон 2, агрегаты управления и систему трубопроводов. Бак перекиси
водорода подобен баку двигателя РД-200 и отличается от него лишь
меньшими размерами.
Газогенератор (фиг. 52) имеет два отвода парогаза: один (штуцер
11} —в бак окислителя, другой (ниппель 10} —в угольный реактор.
Угольный реактор (фиг. 51) включает следующие основные узлы:
корпус, крышку и пакет угольных шашек.
Корпус реактора — сварной конструкции, состоит из цилиндра 3,
дна 1 и фланца 4.
Внутри корпуса расположен пакет угольных шашек, заключенных
в теплоизоляционном цилиндре 9. С обоих торцов пакет ограничен ре-
шетками 8 и 12. Для повышения надежности и полноты взаимодейст-
вия свободного кислорода с углеродом на первый слой шашек нанесен
специальный воспламеняющийся состав. Температура воспламенения
~ 300 Н- 400° С.
Теплоизоляционный цилиндр завальцован в крышку 6 реактора.
Крышка с пакетом шашек крепится к фланцу корпуса реактора с
помощью накидного фланца 5. Стык между фланцем корпуса и крыш-
кой уплотнен прокладкой 7. Снаружи корпус реактора закрыт тепло-
изоляцией 11, представляющей собой обмотку из стеклянного жгута и
ленты.
26
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-210
Фиг. 53. Редуктор с клапаном [21]:
! — корпус; 2, 3 —гайки; '/ — опора; 5 — ограничитель;
6 — мембрана; 7 — гильза; 8 — золотник
Агрегаты автоматики, применяемые на
двигателе РД-210, обеспечивают его
пуск и останов.
Часть агрегатов автоматики двига-
теля РД-210 прошла экспериментально-
доводочные испытания при отработке
двигателя РД-200 и заимствована из не-
го. К числу таких агрегатов относятся
электропневмоклапаны, электроклапан
перекиси водорода, промывочно-сливной
клапан, вентиль высокого давления.
Клапан окислителя и клапан горючего
конструктивно и по принципу действия
идентичны соответственно клапану окис-
лителя и клапану горючего двигателя
РД-200 и отличаются в основном величи-
ной проходных сечений.
Ряд агрегатов разработан вновь; к
ним относятся обратные клапаны, воздуш-
ный вентиль, редуктор давления воздуха,
разделитель, редуктор с клапаном горю-
чего. Описание этих агрегатов приведено
ниже.
Редуктор с клапаном (фиг. 53) пред-
назначен для управления подачей и под-
держания требуемого давления горючего,
поступающего в камеру сгорания. Осо-
бенностью этой конструкции является
объединение в одном корпусе 1 клапана и
редуктора давления горючего.
Конструкция клапана и принцип его
работы аналогичны конструкции и прин-
ципу работы клапана горючего двигате-
ля РД-200.
Фиг. 54. Разделитель [22]:
/ — мембрана; 2, 7 —корпуса; 3 — ключ;
4 — замок проволочный; 5 —гайка;
6 — пружина
Особенностью редуктора давления горючего, в отличие от ранее
описанных редукторов подобного типа, является то, что управляю-
щая полость Б заполняется нейтральной жидкостью, через которую
изменение давления окислителя передается на чувствительный эле-
мент редуктора— резиновую мембрану 6, разделяющую управляю-
щую Б и рабочую А полости. Мембрана защемлена по внутреннему
поясу между золотником 8 и опорой 4 с помощью ганки 3, а по на-
ружному поясу — между гильзой 7 и ограничителем 5 с помощью
гайки 2.
Основные детали редуктора выполнены из следующих материа-
лов: корпус — из алюминиевого сплава АВ, гильза — из нержаве-
ющей стали 2X13, золотник — из алюминиевого сплава АМг7.
Поддержание требуемого давления горючего на выходе из ре-
дуктора (устанавливаемого подводом в полость Б соответствующе-
го давления нейтральной жидкости, равного давлению окислителя)
происходит так же, как и в ранее описанных аналогичных редукто-
рах (например, в редукторе давления двигателя РД-107).
Разделитель (фиг. 54) установлен перед управляющей полостью
Б редуктора горючего (фиг. 53) на магистрали окислителя, подво-
димого для управления редуктором, и предназначен для передачи
давления окислителя чувствительному элементу редуктора — мем-
бране с помощью нейтральной жидкости, заполняющей полость Л
разделителя, трубопровод между разделителем и редуктором и по-
лость Б редуктора. Кроме того, разделитель позволяет производить
регулировку соотношения компонентов топлива в камере сгорания.
Регулировка производится изменением усилия пружины 6
(фиг. 54), которое осуществляется путем поворота ключа 3 и осе-
вого перемещения опоры пружины, связанной с ключом через гай-
ку 5. Ключ от поступательного перемещения в корпусе 2 удержива-
ется проволочным замком 4.
Полость окислителя Б и полость А разделены между собой ме-
таллической мембраной 1, зажатой между корпусами 2 и 7.
Основные детали разделителя выполнены из следующих мате-
риалов: мембрана — из нержавеющей стали Х18Н10Т, корпус 2 —
из алюминиевого сплава АВ.
Редуктор давления (фиг. 55) служит для редуцирования сжато-
го воздуха, предназначенного для наддува бака перекиси.
По конструкции и принципу работы данный редуктор аналоги-
чен редуктору давления, представленному па фиг. 29. Отличие за-
ключается в том, что окончательная настройка редуктора произво-
дится с помощью дросселя настройки, расположенного и корпусе !,
который регулирует давление воздуха в камере /(.
Увеличение затяжки пружины 3 с помощью регулировочного
винта 4 увеличивает давление в камере К, что нарушает установив-
шееся равновесное положение регулирующей системы и заставляет
ее переместиться в сторону увеличения кольцевого зазора, образо-
ванного дросселирующей иглой и седлом, что, в свою очередь, вы-
зовет увеличение редуцирующего давления. При уменьшении за-
тяжки пружины 3 давление в камере К уменьшается, а следователь-
но, и уменьшается давление редуцированного воздуха.
Вентиль (фнг. 56) служит для обеспечения проверки настройки
редуктора давления.
Вентиль состоит из следующих деталей: корпуса 2, выполненно-
го из стали 45, шпинделя 1 с торцевым резиновым уплотнением,
втулки 5, маховика 6, резиновой манжеты 3 п гайки 4. С помощью
манжеты осуществляется герметизация внутренней полости венти-
ля от окружающей среды. Открытие вентиля (при проверке настрой-
ки редуктора) и закрытие его (по окончании проверки) произво-
дится вращением маховика 6.
Обратный клапан (фнг. 57) предназначен для предотвращения
попадания окислителя и его паров в систему газогенерации после
окончания работы двигателя.
Работает обратный клапан следующим образом. При подготов-
ке двигателя к работе клапан закрывается путем подачи сжатого
воздуха в полость втулки. По мере увеличения давления парогаза
на входе в обратный клапан (при работе двигателя) клапан 2 плот-
но прижимается к седлу втулки и разобщает полости сжатого воз-
духа п парогаза. По окончании работы двигателя давление паро-
газа надает п клапан 2, перемещаясь давлением сжатого воздуха,
плотно прижимается к седлу корпуса, исключая возможность попа-
дания окислителя в систему парогазогеиератора,
Материалы основных деталей следующие: корпуса /, втулки 3
н накидной гайки 4--сталь 2X13, клапана 2—-сталь ЭИ69.
Обратный клапан, предназначенный для предотвращения попа-
дания горючего в систему газогенерации, аналогичен по конструк-
ции описанному выше и отличается от него только диаметром про-
ходного сечения.
Фиг. 55, Редуктор давления [23]:
/“-корпус; 2 — ширин; 3 - - пружина; •/- пиит pv
гул и ропоч II lil (I
Выход
ВыхоЗ
Фиг. 57. Обратный клапан [25]:
/ — корпус; 2 — клапан; >7—втулки, 4 rnfinn
иакндная
27
ДВИГАТЕЛЬ РД-211
Четырехкамерный жидкостный реактивный двигатель РД-211 раз-
рабатывался для баллистической ракеты.
Двигатель РД-211 с тягой у земли 56 т относится к классу мощных
азотнокислотных двигателей с турбонасосной системой подачи компо-
нентов топлива в камеру сгорания. Применение насосной подачи топ-
лива позволяло достигнуть более высоких значений удельной тяги дви-
гателя у земли (224 сек) за счет значительного повышения давления в
камере сгорания (до 40 ата).
В качестве топлива в двигателе используются высококипящие компо-
ненты: азотнокислотный окислитель АК-20 и углеводородное горючее
ТМ-185. Для воспламенения топлива при запуске двигателя применя-
ется пусковое горючее ТГ-02, самовоспламеняющееся с окислителем.
Принципиальной особенностью двигателя является применение в
нем четырех камер сгорания с питанием их компонентами топлива от
одного турбонасосного агрегата. Подача компонентов топлива в каме-
ры сгорания осуществляется центробежными насосами с приводом их
от турбины, работающей на продуктах разложения 80% перекиси водо-
рода. Перекись водорода, подаваемая центробежным насосом, разлага-
ется в газогенераторе в присутствии твердого катализатора Ж-ЗО-С.
Одинаковые по конструкции камеры сгорания жестко скреплены в
один блок, что обеспечивает возможность безрамного крепления дви-
гателя на ракете. Турбонасосный агрегат устанавливается над камера-
ми сгорания на специальной раме. Применение многокамерной схемы
двигателя упростило процесс изготовления и значительно сократило
сроки отработки двигателя.
Управление работой двигателя обеспечивается системой пневмо- и
электропневмоклапанов.
Камера сгорания двигателя — цилиндрической формы, с плоской
форсуночной головкой и профилированным соплом, охлаждается горю-
чим. В конструкции камеры применено принципиально новое скрепле-
ние внутренней стенки с рубашкой паяными гофрированными простав-
ками, что позволило значительно снизить вес камеры. Турбонасосный
агрегат выполнен одновальным, с консольным расположением на валу
ротора турбины.
Перед запуском двигателя зарубашечная полость камеры сгорания
заполняется пусковым горючим. Начальный разгон турбонасосного аг-
регата при запуске двигателя осуществляется нарастающим давлени-
ем подачи перекиси водорода в газогенератор при закрытых топливных
клапанах. По достижении определенной величины давления за топлив-
ными насосами происходит открытие главных топливных клапанов, что
обеспечивает быстрый выход двигателя на номинальный режим.
В процессе работы двигателя постоянство тяги обеспечивается ре-
дуктором давления перекиси водорода, поддерживающим постоянный
расход перекиси в газогенератор. Перед отключением двигатель пере-
водится на конечную ступень с тягой 34 т.
Разработка двигателя была начата в 1953 году. В том же году были
начаты экспериментально-доводочные испытания камеры сгорания на
баллонной подаче топлива. В процессе этих испытаний проводились
широкие теоретические и экспериментальные исследования по выбору
наивыгоднейшей пары компонентов топлива, удовлетворяющей требо-
ваниям максимальной экономичности, приемлемых эксплуатационных
характеристик и наличия дешевой сырьевой базы. В результате этих
исследований были выбраны компоненты топлива АК-20 и ТМ-185.
Кроме того, при испытаниях камеры сгорания проводились работы по
обеспечению полноты сгорания и устойчивости рабочего процесса, а
также по улучшению технологичности и надежности ее конструкции.
В 1955 г. разработка двигателя была прекращена, так как в процессе
экспериментальных и доводочных работ выявилась возможность созда-
ния двигателя (РД-214) с более высокими показателями.
Фиг. 58. Двигатель РД-211 (слева—вид, со стороны редукторов давления; справа—-вид
со стороны газогенератора):
/ — камера сгорания; 2, -8 — редукторы давления; 3 — турбонасосный агрегат; 4 — перекрывной
клапан; 5 —клапан конечной ступени; 6 — редуктор перекиси водорода; 7 — трубопровод подачи
перекиси водорода в газогенератор; 9— реле давления; 10 — сливной вентиль; // — рама; 12 —-кла-
пан окислителя; 13 — газогенератор; 14 — электропневмоклапаиы; 15 — трубопровод подачи окисли-
теля в камеру сгорания; 16 — заправочный клалан; /7 — трубопроводы подачи горючего в камеры
сгорания
28
ДВИГАТЕЛЬ РД-211
ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ И ХАРАКТЕРИСТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-211 [26]
Систем а г а зо ге и е р а ц и и
Тип двигателя.....................................Жидкостный, ре-
активный
Назначение........................................Для ракеты даль-
него действия
Топливо:
окислитель........................................АК-20 ВТУ
№ АУ-6—53
МХП
горючее....................................ТМ-185 ВТУ
№ ЕУ-94—55
МХП
пусковое горючее...........................ТГ-02 ВТУ
№ ЕУ-12—52
МХП
Номинальная тяга двигателя па режиме главной сту-
пени:
у земли...........................................56 т (четыре каме-
ры сгорания с
тягой 14 т каж-
дая)
в пустоте.................................65,5 т
Тяга двигателя у земли при работе на режиме конеч-
ной ступени . .............................33,6 т
Удельная тяга — тяги, отнесенная к суммарному се-
кундному расходу окислителя, горючего и перекиси
водорода; расходы окислителя п горючего приведе-
ны к поминальным давлениям на входе в насосы:
у земли........................................... 223,6_2,2 сек
в пустоте.................................261,8...2.2 сек
Давление газа в камере сгорания на номинальном ре-
жиме ............................................ 40 ата
Суммарный секундный расход топлива па поминальном
режиме........................................... 244,5 кГ/сек
Расход окислителя.................................196,1 кГ/сек
Расход горючего.....................................48,4 кГ/сек
Отношение секундных расходов окислителя и горючего
(К1), приведенное к температуре +20° С и номиналь-
ным давлениям па входе в насосы..................4,05±0,15
Время нарастания тяги с момента включения главной
ступени до 90% номинального значения тяги . . Нс более 4 сек
Продолжительность работы на режиме главной ступени 122 сек
Величина импульса тяги при переходе с главной сту-
пени па конечную (за время 2,5 сек после иодачи
команды «Конечная ступень»)......................80± 16 т • сек
Импульс тяги в пустоте после подачи команды на
выключение двигателя.............................10±1,5 т сек
Компоненты газогеперанин:
перекись водорода концентрации
твердый катализатор.........................
Способ подачи перекиси водорода в газогенератор
Тип насоса перекиси водорода .....................
С и с т е м а п о д а ч и о с и о в и ы х к о м п о н е н т о в
Фиг. 59. Расчетная дроссельная характеристика двигателя РД-211 [26]:
/'- тяга у .земли; Р°о— тяга в пустоте; Pi"—удельная тяга у земли; pi - давление в камерах
сгорания; Д — точка, ниже которой (по давлению) в сопло входит скачок уплотнения
Средний секундный расход перекиси водорода, отнесен-
ный ко времени работы па главной ступени
Давление на входе в насос перекиси водорода:
максимальное на период набора тяги
па режиме..........................................
80±0,5% (по ве-
су). ВТУ 3 Гл.
управл. от
26.2.1951 г.
Ж-30-С ТУ
Ns ЕУ-12—52
МХП
Насосный, с при-
водом от турби-
ны
Центробежный, од-
ноступенчатый,
одностороннего
входа
6 кГ/сек
4,5 ага
Не менее 3 ата
С и с т е м а у п р а в л е и и я
Давление сжатого иоздуха перед редукторами:
номинальное ................................
в конце активного участка траектории
Давление воздуха за редуктором управления автома-
тикой ............................................
Давление воздуха за редуктором управления редукто-
ром перекиси иодорода ............................
Способ подачи топлива в камеру сгорания .... Насосный, с приво-
дом от турбины
Тип турбины.......................................Активная, односту-
пенчатая
Тип насосов окислителя и горючего.................Центробежные, од-
ноступенчатые
Насос окислителя..................................С двусторонним
входом и осевы-
ми крыльчатка-
ми на входе в
центробежное
колесо
Насос горючего....................................С односторонним
входом
Число оборотов турбины............................ 8500 в минуту
Мощность турбины................................ 2400 л. с.
Давление на входе в насосы:
окислителя:
номинальное.......................................6,0 ата
минимальное............................ . 4,3 ата
горючего:
номинальное...............................3,2 ата
минимальное..............................2,3 ата
Параметры электрического тока питания агрегатов
управления:
род тока ....................................
напряжение на клеммах агрегатов . . . .
сила тока максимальная ......................
Зажигание..........................................
200 ±5 ати
I1е менее 100 ати
50 ±. 1 ати
Задается при на-
стройке в зави-
симости от по-
требного секунд-
ного расхода пе-
рекиси водорода,
и также от се
температуры и
концентрации
1 10СТОЯННЫЙ
27 ±3 и
10 а
Химическое (с по-
мощью пусково-
го горючего)
Г а б а р и т и ы е р а з м е р ы д н и г а г е л я
Длина............................................... 2700 льн
/Диаметр (наибольший)................................1650 льк
В с с о в ы е д а и п ы с
Вес камер сгорания.................................... 384 кГ
Вес турбонасосного агрегата...........................155,5 кГ
Вес двигателя......................................... 635,2 кГ
Вес двигателя, заполненного компонентами топлива 754 кГ
ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ, ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ И КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЯ РД-211
Фиг. 60. Пневмогидравлическая схема дви-
гателя РД-211 [27]:
/ — камера сгорания; 2, 10, /4 — обратные кла-
паны; 3, 11 — элсктролневмоклапаиы; 4 — редук-
тор давления перекиси водорода; 5, 8 — редук-
торы давления воздуха; б—подогреватель; 7—
жиклер; 9—перекрывной клапан; 12 — промы-
вочно-сливной клапан; 13— газогенератор; 15 —
клапан конечной ступени; 16— турбина; 17, 21 —
расходные шайбы; 18 — насос окислителя; 19 —
насос горючего; 20 — насос перекиси водорода;
22 — реле давления; 23 — заправочный клапан;
24 — сливной вентиль; 25 —клапан горючего; 26—
клапан окислителя
26 2S 24 23 22
ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ, ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ И КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЯ РД-211
Пневмогидравлическая схема двигателя (фиг. 60)
включает системы подачи окислителя, подачи горючего,
парогазогенерации, питания воздухом и обеспечивает за-
пуск двигателя, работу его на двух режимах и выклю-
чение.
Подготовка двигателя к пуску начинается с зарядки
бортовых баллонов сжатым воздухом или азотом. Все
электрические клапаны двигателя обесточены. Затем
производится настройка воздушного редуктора давле-
ния 8, питающего воздухом с управляющим давлением
электропневмоклапаны 3 и 11, и настройка по точному
манометру воздушного редуктора давления 5, управля-
ющего редуктором перекиси водорода 4.
Сжатый воздух от заряженных бортовых баллонов
через редуктор 8 и обратный клапан 10 поступает к элек-
тропневмоклапанам 3 и 11. Так как последние обесточе-
ны, то воздух -с управляющим давлением поступает к пе-
рекрывному клапану 9, клапану конечной ступени 15,
клапанам горючего и окислителя 25, 26 и закрывает их,
предотвращая возможность попадания перекиси водоро-
да -в газогенератор, а компонентов топлива — в камеры
сгорания.
Для большей надежности к обратному клапану 2 до-
полнительно подается воздух с управляющим давлением
от наземной установки, который в случае неисправности
бортовой системы будет держать указанные выше кла-
паны в закрытом положении,
После заправки баков ракеты компонентами произво-
дится заправка пускового горючего ТГ-02 в зарубашеч-
пое пространство камер сгорания через один из запра-
вочных клапанов 23, другой клапан служит для отвода
из системы воздуха и избытка пускового горючего.
После заправки закрываются все дренажные клапа-
ны и подается наддув в баки. По достижении заданных
давлений наддува ракета готова к пуску.
Пуск двигателя производится следующим образом.
Подастся команда на электропневмоклапап 11, кото-
рый закрывается .и стравливает воздух из воздушной по-
лости перекрывпого клапана 9. Перекрывпой клапан от-
крывается, и перекись водорода из бака ракеты через на-
сос 20, редуктор 4 и перекрывной клапан 9 под давлени-
ем наддува и гидростатического напора поступает в га-
зогенератор 13. Образующийся генераторный газ начина-
ет вращать турбину. С увеличением давления перекиси
водорода за насосом турбонасосный агрегат постепенно
выходит на расчетный режим, при этом давление переки-
си водорода перед газогенератором становится равным
давлению настройки редуктора 4.
Когда давление за насосом горючего достигает уста-
новленного значения, срабатывает реле давления 22, по-
дающее команду па электропневмоклапан 3, последний
закрывается и стравливает воздух из воздушных поло-
стей клапана конечной ступени 15, клапана горючего 25
и клапана окислителя 26, которые открываются. В ре-
зультате перекись водорода, горючее и окислитель начи-
нают подаваться насосами в соответствующие магистра-
ли двигателя.
Пусковое горючее под давлением поступающего ос-
новного горючего впрыскивается в камеру. С поступле-
нием ,в камеру сгорания окислителя происходит самовос-
пламенение компонентов топлива. После израсходования
пускового -горючего процесс горения продолжается на
основных компонентах.
Когда тяга двигателя достигнет величины, соответст-
вующей отрыву ракеты от стартового стола, прерывается
связь с воздушной магистралью наземной установки. Об-
ратный клапан 2 закрывает выход воздуха из воздушной
магистрали двигателя, и обеспечение управляющим дав-
лением пневмоклапанов двигателя осуществляется толь-
ко через редуктор давления 8 и обратный клапан 10.
Перевод двигателя на режим конечной ступени про-
изводится включением электропневмоклапана 11; он от-
крывается и пропускает сжатый воздух в воздушную по-
лость перекрывного клапана 9, который закрывается, и
перекись водорода после этого поступает в газогенератор
только через расходный жиклер 7 и клапан 15. Расход
перекиси водорода определяется при этом проходным
сечением жиклера 7. Уменьшение расхода перекиси водо-
рода -приводит к падению оборотов турбонасосного агре-
гата и тяги двигателя до величины, соответствующей ре-
жиму конечной ступени.
Выключение двигателя производится путем выключе-
ния электропиевмоклапана 3, который открывается и
пропускает сжатый воздух в воздушные полости клапа-
нов 15, 25 и 26, что ведет к их закрытию и к прекраще-
нию подачи перекиси водорода в газогенератор, а оки-
слителя и горючего — в камеры сгорания. Турбонасос-
ный агрегат останавливается, и двигатель выключается.
При стендовых испытаниях двигателя, после выклю-
чения последнего, производится слив остатков компонен-
тов. Перекись водорода -сливается через промывочно-
сливной клапан 12, а остатки -горючего через -сливные
вентили 24.
Пневмогидравлическая схема обеспечивает также
проведение электроппевмэтических испытаний двигателя
в процессе производства, при стендовых испытаниях, на
технической позиции и в процессе длительного хранения
(одиночного или в комплекте с ракетой).
На двигателе -смонтирован кабельный ствол 4
(фиг. 61) со штепсельным разъемом 1, подсоединяе-
мым к соответствующему гнезду на ракете. Все
электрические цепи в кабельном стволе дублиро-
ваны.
Кабельный -ствол избирается из отдельных про-
водов и монтируется по конфигурации, -соответству-
ющей его раскладке и креплению на двигателе.
К кабельному стволу подсоединены следующие
агрегаты:
— электромагнит 2 электропиевмоклапана,
предназначенного для управления работой топлив-
ных клапанов;
— электромагнит 3 электропиевмоклапана,
предназначенного для управления перекрывным
клапаном;
Фиг. 61. Электрическая схема двигателя РД-211 [28]:
/ — штепсельный разъем; 2, 3 —• электромагниты электроппевмоклапапоп; 4— кабельный ствол;
5 — подогреватель редуктора давления воздуха; 6— реле давления
— подогреватель 5 редуктора давления воздуха;
— реле давления 6, предназначенное для подачи
команды па открытие топливных клапанов.
Электропроводка двигателя выполнена по двух-
проводной системе, причем каждый провод имеет
свое цифровое обозначение, которое проставляется
около каждого контакта штепсельного разъема и па
проводе, подсоединенном к агрегату. Кроме того,
каждый луч и штепсельный разъем имеют индивиду-
альный номер, указанный на бирке.
С помощью электрической схемы производятся
электрические проверки электроагрегатов (целост-
ность цепей, сопротивление изоляции) и электро-
пневмоиспытания двигателя.
31
ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ, ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ И КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЯ РД-211
32
КОНСТРУКЦИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-211
Фиг. 63, Двигатель РД-211. Вид
/ — газогенератор; 2 — турбонасосный агрегат; 3 — трубопровод подачи перекиси водорода в га-
зогенератор; ‘/ — трубопровод подвода воздуха к клапану конечной ступени; 5 —рама; 6, 17 —
электроппевмоклапаны; 7 — кронштейны крепления редукторов давления; 8, /2 — редукторы дав-
ления; Р — хомуты крепления редукторов давления; /0 — подогреватель; // — трубопровод подвода
воздуха к редукторам давления; 13—трубопровод подвода воздуха к редуктору перекиси водо-
рода; /4 — редуктор перекиси водорода; 15—распределитель; 16, /5 — обратные клапаны; 19—
держатель реле давления; 20 — дренажные трубопроводы; 2/— трубопровод подвода воздуха от
наземной установки; 22 — промывочно-сливной клапан; 23 — трубопровод подачи горючего к кла-
со стороны редукторов давления [29]:
пану; 24 — колодка; 25 -камера сгорания; 26 — сливной вентиль; 27, 29 — трубопроводы подачи
горючего в камеру сгорания; 28 — опора; 30 — клапан горючего; 31 — кронштейн крепления тру-
бопровода; 32 — трубопровод подвода воздуха к клапану горючего; 33—• трубопровод подачи
окислителя в камеру сгорания; 34— клапан окислителя; 35 — расходная шайба окислителя; 36 —
трубопровод подачи перекиси водорода к клапану конечной ступени; 37 — трубопровод подвода
воздуха к псрекрывному клапану перекиси водорода; 38 — перекрывной клапан перекиси водорода;
39— клапан конечной ступени
IK. 0086
33
КОНСТРУКЦИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-211
Фиг. 64. Двигатель РД-211, Вид по стрелке А (см. фиг 63) [291*
— заправочный клапан; 41 - грубопровод заправки пускового горючего
Двигатель РД-211 (фиг. 63, 64) состоит из
следующих основных агрегатов и узлов: четы-
рех унифицированных камер сгорания 25, тур-
бонасосного агрегата 2, газогенератора 1, аг-
регатов автоматики, рамы 5 и узлов общей
сборки.
Камеры сгорания соединены в один блок
с помощью двух рядов опор, расположенных
вблизи форсуночных головок (верхний ряд) и
в нижней части цилиндрических участков
(нижний ряд) камер сгорания и соединенных
попарно. Благодаря смещению опор верхнего
ряда относительно опор нижнего ряда обеспе-
чивается жесткость блока камер сгорания.
Опоры нижнего ряда соединены попарно с по-
мощью опор 28, в которых предусмотрены от-
верстия для крепления двигателя на ракете.
К верхнему ряду опор в четырех местах
с помощью узлов с шаровыми вкладышами
крепится рама 5. На раме с помощью трех уз-
лов с шаровыми вкладышами установлен тур-
бонасосный агрегат 2, имеющий для крепления
две цапфы, симметрично расположенные на
насосе окислителя, и проушину на насосе го-
рючего.
К двум входным патрубкам турбины при-
соединен газогенератор 1, который конструк-
тивно не отличается от газогенератора двига-
теля РД-105 (см. третью часть Альбома). Од-
нако в связи с изменением расхода перекиси
водорода через газогенератор с 7,7 кГ/сек на
6 кГ/сек удельная нагрузка на катализатор
,КГ сек перекиси водорода
в нем уменьшилась до 2,1-----5-----------.
кГ катализатора
Вес газогенератора составляет 14 кГ.
Клапан окислителя 34 крепится своим
фланцем к выходному патрубку насоса окис-
лителя, а клапан горючего 30, расположенный
в центре двигателя между камерами сгорания,
крепится на подводящем трубопроводе горю-
чего 23.
Агрегаты автоматики воздушной системы
смонтированы на насосе горючего и располо-
жены компактно в одном месте для удобства
обслуживания двигателя, установленного па
ракете. Сюда же выведены дренажные трубо-
проводы 20 и трубопровод подвода воздуха от
наземной установки, скрепленные колодкой 24.
На раме установлен держатель 19 с реле
давления.
К опорам камер сгорания верхнего ряда
кронштейном 31 крепится трубопровод горюче-
Стыки основных трубопроводов с. агре-
гатами представляют собой разъемные флан-
цевые соединения с плоскими металлическими
прокладками. Для удобства монтажа магист-
ралей часть стыков выполнена со сферически-
ми ниппелями и с накидными фланцами. Сты-
ки мелких трубопроводов представляют собой
ниппельные соединения с развальцованными
концами трубопроводов и с приварными нип-
пелями.
Окислитель из насоса, проходя через рас-
ходную шайбу 35 и клапан 34, подается по че-
тырем гибким трубопроводам 33 в камеры сго-
рания.
Горючее из насоса, проходя через расход-
ную шайбу, по трубопроводу 23 поступает
в клапан 30 и, проходя далее по четырем тру-
бопроводам 29 и по восьми гибким трубопро-
водам 27, — в камеры сгорания; при этом го-
рючее от каждого из трубопроводов 29 посту-
пает в две соседние камеры сгорания. К кла-
пану горючего 30 подсоединены два трубопро-
вода 41 с заправочными клапанами 40, предна-
значенные для заправки пускового горючего.
Заправка пускового горючего ведется через
один трубопровод до появления горючего
в другом. Слив горючего из камер сгорания
производится с помощью вентилей 26.
К фланцу выходного патрубка насоса пе-
рекиси водорода подсоединен редуктор пере-
киси водорода 14. От редуктора 14 перекись
водорода по трубопроводу 3 через перекрыв-
ной клапан 38, установленный непосредствен-
но на газогенераторе 1, подается в газогене-
ратор. На режиме конечной ступени перекись
водорода поступает в газогенератор по трубо-
проводу 36 через клапан конечной ступени 39,
который также установлен па газогенераторе.
Продукты разложения перекиси водорода из
газогенератора поступают в турбину по двум
патрубкам.
Слив перекиси водорода из магистрали п
промывка последней производятся через про-
мывочно-сливной клапан 22.
Сжатый воздух для управления агрегата-
ми автоматики поступает из баллонов высоко-
го давления ракеты к редукторам давления 8
п 12. От редуктора давления 12 воздух по тру-
бопроводу 13 подводится к редуктору перекиси
водорода. От редуктора давления 8 воздух не
трубопроводу И через обратный клапан 16 и
распределитель 15 подводится к элсктроппеп-
моклапанам 6 и 17. Через элсктроппевмокла-
пап 6 осуществляется подвод воздуха к пере-
крывному клапану 38 по трубопроводу 37. Че-
рез электроппевмоклапап 17 осуществляется
подвод воздуха к клапану окислителя, клапа-
ну горючего и клапану конечной ступени ио со-
ответствующим трубопроводам. Подвод воз-
духа от наземной установки производится но
трубопроводу 21 через обратный клапан 18,
установленный на распределителе.
Компоненты, просачивающиеся через уп-
лотнения насосов окислителя, горючего и пе-
рекиси водорода, отводятся по дренажным
трубопроводам 20.
Двигатель РД-211, представленный па
фиг. 63, 64, отличается от первоначального ва-
рианта двигателя, изображенного на фиг, 58,
расположением агрегатов автоматики воздуш-
ной системы, конфигурацией трубопровода по-
дачи перекиси водорода в газогенератор и
расположением .заправочных клапанов.
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-211
Фиг. 65. Камера сгорания [30]:
/, 3, 5 — форсунки окислителя (см. фиг. 70, 71, 72); 2, 7 — форсунки горючего (см. фиг. 73); 6 —
шпилька; 7—колпачок; 8 — гайка; 9 — фланец; 10 — патрубок; 11, 23,28, 31, 40, 50 — кольца; 12 —
наружное днище; 13, 15 — обечайки; 14, 19 — пластины; 16 — среднее днище; /7 — внутреннее дни-
ще; 18,22, 30,38, 47, 52, 56 — штуцера; 20 — кольцо головки; 21, 29, 3!) — соединительные кольца;
24—бобышка; 25 — рубашка цилиндра; 26— гофрированная проставка цилиндра; 27 — стенка ци-
линдра; 32 —рубашка докритшич кой части сопла; 33, 35, 36, 37 -гофрированные проставки докрн-
тнческоЙ части сопла; 34 -- стенки докрптичсскоЙ части сопла; 41, 42, 43, 45 -- гофрированные
проставки закритической части сопла; 44 — рубашка закритической части сопла; 46 -- стопка за-
критической части сопла; 48 — патрубок; 49— кольцо коллектора; 51 — сектор коллектора; 53 —
опора ; 54 -- косынка; 55 -- кронштейн
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ [26]
Секундный расход окислителя.............................50 кГ/сек
Секундный расход горючего...............................12 кГ/сек
Весовое соотношение компонентов топлива.................4,17
Давление газов в камере сгорания........................40 ата
Давление газов в выходном сечении сопла.................0,6 ата
Тяга номинальная:
у земли................................................. 14 000 кГ
в пустоте.........................................16 390 кГ
Тяга на режиме дросселирования............................
Удельная тяга — тяга, отнесенная к суммарному секундному
расходу топлива:
у земли.............................................
в пустоте...........................................
Диаметр критического сечения..............................
Диаметр выходного сечения сопла...........................
Объем камеры сгорания до критического сечения
35% от номинального
значения
226 сек,
264 сек
175 мм
540 мм
103 л
Охлаждающий компонент.................................
Количество форсунок окислителя .......................
Количество форсунок горючего..........................
Литровая тяга.........................................
Время пребывания продуктов сгорания в камере сгорания
Относительная расходонапряжениость....................
Вес камеры сгорания...................................
Горючее
480 шт.
271 шт.
13G кГ/л
6,74 • 10-1 сек
Г
0,86 ------------
см-сек'пта
Не более 93.5 кГ
35
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-211
г-Г
Фиг. 66. Вид на камеру сгорания со стороны форсуночной головки [30]:
/ — штуцер; 2, 5 — пластины; 3, 6 — втулки; 4 — косынка; 7 —сливиая бобышка;
8 — штуцер для замера давления газов
Для двигателя РД-211 принята цилиндри-
ческая камера сгорания с плоской форсуноч-
ной головкой и профилированным соплом.
Использование турбонасосной системы по-
дачи компонентов топлива позволило повысить
давление в камере сгорания. В то же время
отсутствие опыта по обеспечению надежного
охлаждения, а также ожидавшиеся трудности
в достижении высокой полноты сгорания и
устойчивости рабочего процесса при высоком
давлении накладывали определенные ограни-
чения на выбираемую величину давления в ка-
мере сгорания.
В связи с этими соображениями давление в камере сго-
рания было принято равным 40 ата, что почти вдвое пре-
вышало значения давления в созданных ко времени проек-
тирования двигателя РД-211 камерах сгорания, работаю-
щих от баллонной подачи.
Геометрический контур камеры сгорания представлен
на фиг. 67.
Диаметр и длина цилиндрической части выбраны, исхо-
дя из имевшегося опыта с учетом обеспечения возможно-
сти глубокого дросселирования.
При принятой величине относительной расходонапря-
р
женности, равной 0,86 —:------- , диаметр цилиндра ра-
см!- сек-ата
вен 480 мм. Для исходного варианта конструкции длина
цилиндра назначена равной 430 мм. Предполагалось, что
при доводочных .испытаниях это значение будет уточнено.
Диаметры критического и выходного сечений сопла оп-
ределены газодинамическим расчетом и равны соответст-
венно 175 и 540 мм.
Закритическая часть сопла — профилированная. Угол
контура плавно изменяется (по дуге большого радиуса) от
20° в районе критического сечения до 10° на срезе сопла.
При разработке системы смесеобразования на модель-
ных камерах типа ЭМ 140-000 были проведены сравнитель-
ные испытания форсуночных .головок с однокомпонентиы-
ми и двухкомпонентными форсунками. Однокомпонентныс
форсунки, показавшие лучшие результаты по устойчивости
рабочего процесса, были приняты для установки на камеру
сгорания двигателя РД-211. Для получения необходимой
полноты сгорания п возможности глубокого дросселирова-
ния были приняты сотовое расположение форсунок на го-
ловке (фнг. 68) и сравнительно высокий перепад давления
на форсунках, равный 13,5 «г. Расход через основные
форсунки окислителя и горючего составил соответственно
102 и 44 Г/сек.
Для повышения устойчивости рабочего процесса была
предусмотрена установка па головке антнпульсационных
перегородок, состоящих из кольцевой обечайки п шести ра-
диальных пластин длиной 80 мм, разделяющих начальный
объем камеры сгорания (в зоне смешения и начального го-
рения компонентов) па семь примерно равных частей.
В связи с повышением давления в камере сгорания до
40 ата конструктивное выполнение связей между стенкой и
рубашкой, аналогичное принятому для двигателей РД-200
и РД-210, оказалось неприемлемым как по прочностным
соображениям, так и по условиям обеспечения надежного
охлаждения. Применительно к двигателю РД-211 была раз-
работана принципиально новая конструкция, в которой
связь между стенкой и рубашкой осуществлялась через
гофрированные проставки, припаиваемые по вершинам
гофр к стенке и рубашке. В новой конструкции, нашедшей
широкое применение и в ряде последующих отечественных
ЖРД, более рационально используются прочностные ха-
рактеристики материала наружной оболочки '(рубашки), г
изготовление деталей стенки из тонколистовых материа-
лов благоприятно с точки зрения обеспечения надежного
охлаждения.
36
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-211
основные форсунки окислителя
у с упрочненным корпусом (см.фиг.70)
иные форсунки горючего
Фиг. 69, Схема охлаждения камеры сгорания
-форсунки окислителя с упрочненным
Y корпусом и пониженным расходом
(сл. фиг. 72)
-дистанционные втулки, (см. поз.4, фиг.71)
Разработка и внедрение новой конструкции позволи-
ли улучшить весовые характеристики камеры сгорания и
повысить удельную тягу за счет снижения расхода го-
рючего на создание защитной завесы у стенок камеры
сгорания. Вместе с тем новая конструкция сделала воз-
можным дальнейшее повышение давления как в камере
сгорания, таки в зарубашечном тракте.
Охлаждение камеры сгорания могло быть осуществ-
лено любым из компонентов топлива. Однако при ис-
пользовании в качестве охлаждающей жидкости окисли-
теля возникает опасность коррозии зарубашечного трак-
та, так как не представляется возможным полностью
удалить окислитель из зарубашечного пространства по-
сле контрольных испытаний двигателя. Поэтому в каче-
стве охлаждающей жидкости было принято горючее.
Внешнее охлаждение осуществляется по наиболее
простой схеме (фиг. 69). Горючее через два патрубка
подводится к коллектору у выходного сечения сопла и,
пройдя по зарубашечиому пространству, поступает в по-
лость горючего форсуночной головки, откуда через фор-
сунки впрыскивается в камеру сгорания. Для улучшения
охлаждения внутренних стенок предусмотрено обогаще-
ние пристеночного слоя горючим, поступающим через пе-
риферийные форсунки горючего (расход через перифе-
рийную форсунку горючего равен 48 Г/сек).
Камера сгорания (фит. 66) состоит из четырех паяно-
сварных узлов: форсуночной головки, цилиндрической
части, докритической и закритической частей сопла.
Форсуночная головка имеет плоские внутреннее (ог-
невое) 17 и среднее 16 днища и сферическое наружное
днище 12, привариваемые к силовому кольцу 20. К внут-
реннему днищу 17 с огневой стороны приварены коль-
цевая обечайка 15 и радиальные пластины 19. Среднее
и внутреннее днища связаны между собой форсунками
окислителя.
Для придания головке необходимой жесткости на-
ружное и среднее днища связаны между собой обечай-
кой 13 и шестью радиальными пластинами 14, располо-
женными в тех же местах, где установлены аналогич-
ные детали на внутреннем днище.
Внутреннее днище 17 охлаждается горючим, поступа-
ющим из зарубашечного пространства камеры сгорания
в полость, образованную внутренним и средним днища-
ми. Среднее и наружное днища образуют полость окис-
лителя. Подвод окислителя осуществляется через фла-
нец 9.
В полости окислителя, в центре среднего днища, уста-
новлен специальный колпачок 7 с отверстиями для про-
тока окислителя. Колпачок крепится к среднему днищу
с помощью гайки 8, наворачиваемой на шпильку 6. Гид-
равлическое сопротивление отверстий в обечайке 13 и
колпачке 7 выбирается таким образом, чтобы обеспечить
на режиме запуска постепенное увеличение расхода окис-
лителя для более плавного (безударного) воспламенения
компонентов топлива.
Фиг. 68. Схема расположения форсунок [31]
37
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-211
Фиг. 70. Форсунка окислителя с уп-
рочненным корпусом:
/—корпус; 2 — втулка; 3 — завихритель
Фиг. 71. Форсунка окислителя с ди-
станционной втулкой:
/ — корпус; 2 — втулка; 3 — завихритель;
•/ — дистанционная втулка
Фиг. 72. Форсунка окислителя с уп-
рочненным корпусом и пониженным
расходом:
/ — корпус; 2 — втулка; 3 — завихритель
Фиг, 73. Форсунка горю-
чего:
/ — корпус; 2 —втулка; 3 —
завихритель
Для соединения четырех камер сгора-
ния в единый блок и для подсоединения
двигателя к ракете создана специальная
система крепления (фиг. 75). На каждой
камере сгорания па стыке цилиндриче-
ской части с докритической частью сопла
установлены две опоры 53 (фиг. 6'5) для
крепления двигателя к раме ракеты. На
стыках цилиндрической части с докрити-
ческой частью сопла и с головкой уста-
новлено по два кронштейна 55 для соеди-
нения камер сгорания между собой. Крон-
штейны 55, установленные на стыке ци-
линдрической части с форсуночной голов-
кой, одновременно используются для
крепления рамы турбонасосного агрегата.
Опоры и кронштейны состоят из двух
пластин и привариваемых к ним втулок.
Кроме того, к опорам приварены косын-
ки 54 с отверстиями под пальцы резьбо-
вых растяжек, служащие для жесткого
скрепления камер сгорания между собой
при монтаже двигателя.
Впрыск окислителя и горючего в каме-
ру сгорания осуществляется однокомпо-
нентпыми форсунками со шнековыми за-
вихрителями. На головке установлена
751 форсунка: 480 форсунок окислителя
(фиг. 70. 71, 72) и 271 форсунка горюче-
го (фиг. 73).
Схема расположения форсунок — со-
товая (фиг. 68), шаг между форсунка-
ми— 13,5 мм.
Форсунки окислителя и горючего со-
стоят из трех детален (фиг. 70, 71, 72, 73):
корпуса 1, завихрителя 3 и втулки 2.
По границам обечайки 13 (см. фиг. 65)
и соединительных пластин 14 установле-
ны форсунки с упрочненными корпусами
(фиг. 70). Внутренняя конфигурация уп-
рочненных и основных форсунок одина-
кова.
Для фиксации зазора между внутрен-
ним и средним днищами установлены ди-
станционные втулки 4 (фиг. 71).
Цилиндрическая часть, а также докри-
тическая и закритическая части сопла со-
стоят из рубашек 25, 32, 44 (см. фиг. 65),
стенок 27, 34, 46 и гофрированных проста-
вок 26, 33, 35, 36, 37, 41, 42, 43 и 45.
Толщина рубашки на цилиндрической
и докритической частях равна 2,5 мм, на
закритнческой части сопла—1,75 мм.
Толщина стенки на всех участках равна
1 мм. Толщина гофрированных проста-
вок— 0,5 лги. Форма и размеры гофров
представлены на фиг. 74.
Соединение отдельных частей камеры
сгорания между собой осуществляется
путем сварки по стенке, а также с помо-
щью колец 21, 29, 39 (см. фиг. 65) , прива-
риваемых к кольцам жесткости 23, 28,
31, 40 и к рубашке 32.
У .выходного сечения сопла установлено кольцо 49,
к буртам которого приварен приемный коллектор горю-
чего. Коллектор состоит из двух секторов 51 и двух пат-
рубков 48 с приваренными к ним штуцерами 47. В коль-
це 49 предусмотрены отверстия для прохода горючего из
коллектора в за рубашечное пространство камеры сгора-
ния. Для замера давления окислителя перед форсунками
на наружном днище форсуночной головки установлены
два штуцера 18; штуцера для замера давления газов
в камере установлены на силовом кольце головки
(фиг. 66). Штуцер 22 (фиг. 65) для замера давления го-
рючего на .входе в форсуночную головку и штуцер 56
для замера температуры горючего устанавливаются на
кольце 21, соединяющем форсуночную головку с цилин-
дрической частью; на цилиндрической части камеры
сгорания вварена бобышка 24 с независимым охлажде-
нием, предназначенная для установки датчика замера
пульсаций давления газов в камере сгорания. На коллек-
торе горючего установлены штуцер 1 (фиг. 66) для заме-
ра давления охлаждающей жидкости в коллекторе и
сливная бобышка 7 для установки сливного вентиля.
Материалы, применяемые для изготовления
камеры сгорания [26]
Стейка.......................................Сталь XI81 ЮТ
Гофрированные проставки......................Сталь К)
Рубашка....................................Сталь 23X211ВФА
Детали форсуночной головки (дшнца, Ko.tniiti,
фланец)......................................Сталь .411(15 1
Форсунки...................................Сталь XI8119T
Детали коллектора (кольцо, сектор, патрубок и С га.т i, 25Х ГСА
штуцер)...............................
Припой для пайки форсуночной головки . № 87
Припой для пипки пнжней част . Пр. МНИ
.8,6- -1 1.5
Фиг. 75. Схема крепления камер сгорания
Наимено- вание участка камеры сгорания В ±0,2
Со стороны меньшего диаметра Со стороны дель того диаметра
Цилиндричес- кая часть 5,1 5,1
Докритичес- кая часть сопла 4 5,1
Закритичес- кая часть 4 5,3
Фиг. 74. С»чеиие по гофрам
38
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-211
Доводка камеры сгорания двигателя РД-211 проводилась в основ-
ном в двух направлениях: обеспечение высокой полноты сгорания и
устойчивости рабочего процесса и улучшение технологичности и надеж-
ности конструкции.
В качестве исходной для камеры сгорания двигателя РД-211 была
принята форсуночная головка, имеющая следующие характеристики:
а) сотовое расположение однокомпонентных форсунок со шнековы-
ми завихрителями;
б) высокий перепад давления на форсунках (12—13,5 ат)-,
в) наличие антипульсационных перегородок, делящих начальную зо-
ну горения на семь примерно равных частей;
г) жесткое скрепление наружного днища со средним через шесть ра-
диальных ребер и кольцевую обечайку.
Доводка камеры сгорания двигателя РД-211 проводилась при авто-
номных испытаниях от баллонной подачи.
Практически при всех испытаниях наблюдались высокочастотные
пульсации давления в камере сгорания. Для исследования влияния типа
горючего на устойчивость рабочего процесса были проведены сравни-
тельные испытания камер сгорания двигателя РД-211 при использова-
нии горючих: ТГ-02, ТТ-101, скипидара, ТМ-117, ТМ-130, ТМ-185, ТМ-200,
керосина Т-1, дизельного топлива и тракторного керосина.
Лучшие результаты с точки зрения устойчивости были получены при
использовании горючих ТАГ-185, ТМ-117, ТМ-200, однако только подбо-
ром горючего обеспечить работоспособность камеры сгорания не уда-
лось.
Испытания показали, что антипульсационные перегородки обладают
недостаточной стойкостью к прогарам.
Представляют интерес предпринятые в ходе испытаний попытки за-
щиты антипульсационных перегородок от обгорания. Полученные при
этом результаты послужили основой для дальнейших принципиальных
изменений конструкции (переход к многоярусному смесеобразованию и
снятие антипульсационных перегородок).
В процессе испытаний перегородки обгорали со стороны свободного
торца, причем высота их после первого испытания в отдельных местах
уменьшалась до 35—40 мм (при первоначальной высоте 80 мм). При
последующих испытаниях этих форсуночных головок дальнейшего обго-
рания перегородок практически не происходило. При этом было замече-
но, что укорочение перегородок в результате выгорания не приводило
к ухудшению устойчивости работы камеры. Такое положение имело ме-
сто, например, при испытаниях на горючем ТМ-185, скипидаре, ТМ-117
и ТМ-200. При использовании керосина и других горючих, па которых
камеры сгорания вообще работали неустойчиво, неоднократно наблю-
далось .и полное выгорание перегородок даже после первого испытания.
Поэтому предохранение перегородок от выгорания в то время рассмат-
ривалось как некоторая дополнительная мера к повышению надежности.
Для 'Этого в ближайшем к перегородке ряду форсунок горючего уста-
навливались форсунки, имеющие малый угол конуса распыла. В этом
случае на перегородки попадало меньшее количество горючего, что зна-
чительно улучшало условия их охлаждения.
При испытаниях этих головок наблюдалось улучшение устойчивости
рабочего процесса.
Так, например, при использовании в качестве горючего тракторного
керосина на испытаниях одной из головок с измененными форсунками
была отмечена устойчивая работа камеры сгорания при давлении газов
до 38 ата, в то время как при отсутствии форсунок с малыми углами
распыла камеры сгорания во всех случаях работали неустойчиво.
Однако такое изменение смешения компонентов привело к значитель-
ной местной интенсификации обратных токов газа, вследствие чего в ря-
де случаев было отмечено прогорание перегородок у огневого днища.
форсунка окислителя
Фиг. 76. «Вентильные» форсунки:
/ _ щайбг
Другой попыткой предохранения перегородок от выгорания было
уменьшение их длины до 40 мм. Эта величина была выбрана потому, что
случаи обгорания перегородок до величины, меньшей 40 мм, наблюда-
лись редко, и можно было предположить, что при уменьшенной исход-
ной длине выгорания перегородок не будет происходить совсем либо
окажется незначительным. Однако предположение это не подтвердилось;
при проведении испытаний такой головки наблюдались высокочастот-
ные пульсации, повлекшие за собой полное выгорание перегородок и
другие серьезные дефекты.
Наконец, следует упомянуть о попытке полного удаления перегоро-
док. Камеры сгорания с таким изменением прошли испытания на горю-
чих ТМ-185 и ТМ-200, причем одна из них работала вполне устойчиво,
другая же вышла из строя вследствие возникновения интенсивных вы-
сокочастотных пульсаций. В связи с получением обнадеживающих ре-
зультатов были предприняты дальнейшие попытки создания системы
смесеобразования без разделительных антипульсационных перегородок.
В качестве одной из мер повышения устойчивости рабочего процес-
са были исследованы так называемые «вентильные» форсунки.
«Вентильные» форсунки (фиг. 76) имеют большее сопротивление
в направлении, обратном действительному течению жидкости (при
обратном токе). Благодаря этому свойству ожидалось, что они будут
являться своеобразным демпфером для пульсаций, возникающих в ка-
мере. Разница в сопротивлениях при прямом и обратном токах достига-
ется в них путем установки шайбы 1, диаметр которой меньше диаметра
сопла.
Исходя из известного влияния перепада давления на форсунках на
устойчивость рабочего процесса при разработке форсуночной головки
с «вентильными» форсунками перепад давления на них был уменьшен
с 13,5 до 6 ат.
Испытания камер сгорания с «вентильными» форсунками показали
существенно лучшие результаты по устойчивости по сравнению с фор-
сунками исходного варианта.
В связи с тем что повышение устойчивости было достигнуто одно-
временным введением «вентильных» форсунок и снижением перепада
давления на них, для проверки влияния .на устойчивость собственно
«вентильного» эффекта были разработаны головки с обычными шнеко-
выми форсунками, имеющими тот же диаметр сопла, что и «вентиль-
ные», и рассчитанными на тот же перепад давления (6 ат).
Первые головки, имеющие обычные шнековые форсунки, были изго-
товлены без перегородок и с тем же расположением форсунок, что и на
головках с «вентильными» форсунками. Испытания камер сгорания с та-
кими форсуночными головками показали, что обычные шнековые фор-
сунки по сравнению с «вентильными» обеспечивают практически такую
же степень устойчивости при работе на горючих ТМ-117, ТМ485, ТМ-130.
Более того, при отдельных испытаниях камер сгорания с обычными
форсунками отмечена устойчивая работа на керосине Т-1, чего не было
достигнуто при испытаниях камер сгорания с «вентильными» форсун-
ками.
Параллельно с изготовлением форсуночных головок со старым рас-
положением форсунок были изготовлены головки с некоторыми измене-
ниями в схеме расположения форсунок. Это изменение заключалось
в установке на месте радиальных и антипульсационных перегородок
форсунок горючего. При этом расположение остальных форсунок было
изменено так, чтобы в районе установки перегородок не было наруше-
ния сотового расположения форсунок.
Предполагалось, что это позволит несколько повысить удельную тя-
гу за счет более равномерного распределения форсунок по поверхности
головки.
Хотя проведенные на испытаниях замеры не подтвердили этих пред-
положений, однако эта схема была принята вместо первоначальной и
применена в ряде последующих вариантов головок. С точки зрения
устойчивости испытания головок с .новым расположением форсунок
показали практически те же результаты, что и испытания головок со
старым расположением.
Таким образом, испытания показали, что «вентильный» эффект сам
по себе не ведет к повышению устойчивости, изменение перепада давле-
ния на форсунках является важным фактором, влияющим на устойчи-
вость рабочего процесса, и что обычные шнековые форсунки при пере-
паде давления на форсунках 6 ат и без антипульсационных перегоро-
док обеспечивают устойчивую работу камеры.
К числу конструктивно-технологических изменений, целесообразность
введения которых выявилась в процессе доводки, в первую очередь сле-
дует отнести снятие с наружного днища штуцера замера давления оки-
слителя перед форсунками и радиальных подкрепляющих ребер, соеди-
няющих среднее и наружное днища. Это мероприятие существенно
повысило надежность головки, так как места приварки штуцеров и ре-
бер к наружному днищу, будучи концентраторами напряжений, особен-
но часто являлись очагами разрушений при работе камер. Было выяв-
лено также, что при снятии центрального колпачка в полости окислите-
ля условия запуска не ухудшаются.
В связи с ликвидацией разъема между цилиндрической частью и
докритической частью сопла отпала необходимость в трех точеных коль-
цах, за счет чего существенно повысилась технологичность конструкции
и уменьшился вес.
39.
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИГАТЕЛЯ РД-211
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ТУРБОНАСОСНОГО АГРЕГАТА [26]
Мощность турбонасосного агрегата.........................
Число оборотов насосов и турбины.........................
Расход окислителя........................................
Расход горючего.......................................
Расход перекиси водорода .............................
Минимальное давление на входе в насос окислителя при
t = 35° С.............................................
Минимальное давление на входе в насос горючего при
t = 35° С.............................................
Минимальное давление на входе в насос перекиси водорода
при t = 35° С.........................................
Давление на выходе из насоса окислителя...............
Давление на выходе 813 насоса горючего.................
Давление на выходе из насоса перекиси водорода
Коэффициент полезного действия насоса окислителя
Коэффициент полезного действия насоса горючего
Коэффициент полезного действия насоса перекиси водорода
Коэффициент быстроходности насоса окислителя
Коэффициент быстроходности насоса горючего . . . .
Коэффициент быстроходности насоса перекиси водорода
Кавитационный коэффициент быстроходности насоса окисли-
теля .................................................
Кавитационный коэффициент быстроходности насоса го-
рючего .................................................
Относительная осевая скорость на входе в насос окислителя
Относительная осевая скорость на входе в насос горючего
Удельная мощность (мощность, отнесенная к единице секунд-
ного 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 ротора турбины
Отношение окружной скорости иа среднем диаметре ротора
к скорости истечения из сопел .........................
Вес турбонасосного агрегата, не заполненного компонентами
Вес турбонасосного агрегата, заполненного компонентами
Габаритные размеры турбонасосного агрегата (длина X ши-
рина X высота).........................................
Относительный вес турбонасосного агрегата (вес агрегата,
заполненного компонентами, отнесенный к единице тяги
двигателя) ............................................
Вес турбонасосного агрегата, заполненного компонентами, от-
несенный к единице мощности............................
2400 л. с.
8500 в минуту
196,1 кГ/сек
48,4 кГ/сек
6 кГ/сек
4,3 ата
2,3 ата
3,0 ата
60 ата
66 ата
70 ата
0,66
0,58
0,39
96
49
20
2320
1400
0,08
0,071
л. с.
400
0,44
773° К
40 ата
1,5 ата
218 м/сек
0,185
155 кГ
190 кГ
1015X610X666 Л(Л(
3,39 кГ/т тяги
79,2 Г/л. с.
Турбонасосный агрегат двигателя РД-211 (фиг. 77) состоит из
основных топливных насосов окислителя и горючего, вспомогатель-
ного насоса перекиси водорода и турбины. Основные насосы Слу-
жат для подачи компонентов топлива в камеру сгорания, вспомо-
гательный насос — для подачи перекиси водорода в газогенератор.
Турбина приводит во вращение все насосы.
В основу выбора типа и конструкции насосов и турбины были
положены требования получения высо'кой ’Экономичности агрега-
та, минимальных веса и габаритов. Для заданных расходов и по-
требных давлений подачи компонентов топлива оптимальными яв-
ляются насосы центробежного типа.
'Одним из основных параметров, влияющих на вес и габариты
турбонасосного агрегата, а также на режим работы насосов и тур-
бины, является число оборотов. Число оборотов определяется из
расчета на кавитацию насосов и зависит от давлений на входе,
антикавитационных качеств и работоспособности отдельных узлов
ТНА. В целях повышения антикавитационных качеств на входе
в центробежную крыльчатку насоса окислителя установлены осе-
вые крыльчатки.
При заданных расходах компонентов топлива и давлениях на
входе в насосы определяющим с точки зрения бескавитационной
работы является число оборотов насоса окислителя. Применение
осевой ступени в сочетании с двусторонним подводом окислителя
позволило обеспечить бескавитационную работу насоса окислителя
при п = 8500 об/мин. Это число оборотов принято для турбины и
насосов горючего и перекиси водорода.
Центробежные крыльчатки насосов окислителя и горючего вы-
полнены с лопатками двоякой кривизны, что обеспечивает более
высокие экономичность и антикавитациопные качества насосов.
Центробежная крыльчатка насоса перекиси водорода вследствие
малой доли этого насоса в суммарной мощности выполнена с ци-
линдрическими лопатками. Оптимальные значения основных пара-
метров осевых крыльчаток выбраны на основании исследований их
антикавитационных качеств, проводившихся в КБ в период разра-
ботки двигателя.
Турбина — осевая, высокоперепадная, одноступенчатая, актив-
ного типа. Рабочим телом турбины является парогаз, образующий-
ся в газогенераторе в результате каталитического разложения
~80% перекиси водорода.
Для ЖРД с выбросом газа после турбины в окружающую сре-
ду применение турбины подобного типа является наиболее целесо-
образным. Высокий сверхзвуковой перепад давления, срабатывае-
мый в турбине (Р= ----—), обеспечивает высокую удельную ра-
Рвых
боту рабочего тела и снижает потребный расход газа. Перепад,
выбранный для турбины, составляет Р = 27. Применение более вы-
сокого перепада становится нецелесообразным, так как при опреде-
ленном давлении на выходе из турбины приводит к существенному
повышению давления на входе в турбину, давая незначительный
прирост адиабатической работы газа.
Для принятых перепада давления и числа оборотов диаметр
турбины был выбран из условия получения требуемой экономично-
сти и приемлемых веса и габаритов.
Характерной особенностью турбин данного типа является ре-
жим работы при отношении п/сад ниже оптимального значения.
Однако и в этом случае высокая удельная мощность турбины, ко-
торая в значительной степени определяет экономичность турбона-
сосного агрегата, может быть получена в одноступенчатой турбине.
При профилировании проточной части турбины были использо-
ваны методика, разработанная для турбинных лопаток, обтекае-
мых сверхзвуковым потоком, и результаты испытаний эксперимен-
тальных турбин данного типа.
Конструктивная схема ТНА выбрана на основании сравнитель-
ного анализа различных схем. Как наиболее рациональная приме-
нена схема, по которой насосы и турбина располагаются соосно при
консольном размещении ротора турбины.
При данной схеме корпус турбины является малонагруженным,
что дает возможность выполнить выхлопной коллектор турбины
в виде легкой тонкостенной оболочки и существенно облегчить
ТНА.
Характерные размеры насосов и турбины
Насос окислителя
Диаметр центробежного колеса на входе................145 мм
Диаметр центробежного колеса на выходе............... 203 мм
Угол установки лопаток на выходе из центробежного колеса 25°
Густота решетки осевой крыльчатки по наружному диаметру 1,48
Угол установки лопатки осевой крыльчатки по наружному
диаметру.............................................13°30'
Насос горючего
Диаметр центробежного колеса на входе................145 мм
Диаметр центробежного колеса на выходе............... 273 мм
Угол установки лопаток на выходе нз центробежного колеса 25°
Насос перекиси водорода
Диаметр центробежного колеса на входе.................70 мм
Диаметр центробежного колеса на выходе................ 200 мм
Угол установки лопаток на выходе из центробежного колеса 18°30'
Турбина
Средний диаметр ротора................................ 490 мм
Диаметр критического сечения сопла....................7 мм
Диаметр сопла на выходе...............................15 мм
Угол наклона оси сопел................................20°
Высота рабочей лопатки ротора на выходе...............32,5 мм
Корпуса насосов окислителя и горючего образуют жесткую ос-
нову для размещения опор под подшипники и крепления ТНА на
двигателе. Между собой корпуса насосов стыкуются с помощью
фланцевых соединений с центровкой корпусов и крышек по поса-
дочным пояскам. Соединение и центровка корпуса турбины с кор-
пусом насоса окислителя осуществляется через радиальные шпон-
ки, обеспечивающие соосность сопрягаемых агрегатов при темпе-
ратурных деформациях, возникающих из-за разности рабочих тем-
ператур.
Особенностью конструктивной схемы ТНА является также рас-
положение всех насосов и турбины на одном, общем, валу. Приме-
нение общего вала было вызвано стремлением упростить и облег-
чить конструкцию, однако это привело к усложнению технологии
сборки и испытаний насосов и ТНА. Кроме того, применение вала
большой длины оказалось неблагоприятным из^за увеличения уп-
ругих деформаций вала и потребных зазоров в уплотнительных
элементах.
Вал агрегата опирается на два радиальных подшипника 40
и 56. Один из подшипников размещен в корпусе насоса окислителя
и работает в протоке компонента, подводимого из полости высо-
кого давления по сверлениям в корпусе насоса, другой — в крышке
насоса горючего и работает в среде консистентной смазки.
Турбонасосный агрегат крепится на раме двигателя в трех точ-
ках, одна из которых расположена на корпусе насоса горючего, а
две другие — на корпусе насоса окислителя. Конструкция опор
крепления агрегата позволяет компенсировать возникающие при
работе деформации рамы и тем самым исключает передачу допол-
нительных усилий иа ТНА.
4’0
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИГАТЕЛЯ РД-211
//(йос горючего вход
I
Выход
Фиг. 77. Турбонасосный агрегат [32]:
перекиси
— вал; 7,
/ — корпус насоса перекиси водорода; 2 — крышка насоса
бежные крыльчатки; 4, 21, 53 — лабиринты; 5—-шпонка; /. , .
манжетные уплотнения; 8 — подводящий штуцер; 9, 17, 19, 23, 43, 51,
/(/ — штуцер; /•/•—крышка насоса горючего; 16 — корпус насоса
окислителя; 20 — корпус насоса окислителя; 22, 45 — отражатели;
водорода; 3, 15. 42 — центро-
11, 12, 13, 38, 47, 50, 51, 55 —
57 уплотнительные кольца;
горючего; 18— крышка насоса
24 — шпонка; 25 — кронштейн;
• ------тп v6a * 28 -— сопловой аппарат; 29
'з7Л°чу^таоГкмьцо7’32-штифт; Л»-диск ротора турбины.
3 ----- 36- диафрагма; 37 - узел крепления; ЗД,
_ ---- крыльчатки; —
я труба*, 28 — сил левой
26 — теплоизоляционный кожух; 27^—- газораспределительпа^
выхлопной коллектор; 30 —винт; 3!
34 — рабочие лопатки; 35 — уплотнительная прокладка; -- .у р »
46 - торцевые сильфонные уплотнения; 40, 56 - подшипники 4/, 44 осевые
корпус уплотнения; 40 - дренажный штуцер; 52-сливной штуцер, м дшр.рув I
41
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИГАТЕЛЯ РД-211
Насосы состоят из следующих основных деталей и узлов: кор-
пуса, крышки, вала, центробежной крыльчатки и узлов уплотнений
по валу и по буртам крыльчатки. Конструктивные и геометриче-
ские отличия насосов обусловлены параметрами и свойствами пере-
кал и в а ем о й жид к ости.
Насос окислителя (фиг. 77) конструктивно более сложен, чем
насосы горючего и перекиси водорода, и имеет ряд особенностей.
Корпус насоса окислителя 20 имеет двусторонний подводящий
патрубок.
Крышка 18 состоит из внутренней стенки, ограничивающей по-
лость высокого давления, и наружной стенки, которая соединяется
с внутренней силовыми ребрами. С корпусом крышка образует со-
ответственно два стыка: в области высокого и низкого давления.
Уплотнение стыков осуществляется круглыми кольцевыми про-
кладками, которые расположены в клиновых гнездах, образован-
ных проточками в корпусе и крышке.
Центробежная крыльчатка 42 имеет двусторонний вход и сим-
метричное протекание жидкости. Па входе в центробежную крыль-
чатку установлены осевые крыльчатки 41 и 44.
Уплотнения насоса окислителя по валу состоят из торцевых
уплотнений сильфонного типа 31), 46 и манжет 38, 47.
Перед уплотнениям!! установлены отражатели 22 и 45, которые
снижают давление и улучшают условия работы уплотнений. Меж-
ду торцевым уплотнением и манжетой с каждой стороны насоса
расположены дренажные полости, из которых отводится компо-
нент в случае его просачивания через уплотнения. Уплотнение по
буртам центробежной крыльчатки в насосе окислителя, так же как
it в насосах горючего и перекиси водорода, осуществляется лаби-
ринтными кольцами 21, па внутренней поверхности которых имеют-
ся кольцевые канавки. Лабиринтные кольца устанавливаются соот-
ветственно в корпус и крышку и фиксируются от перемещения вин-
тами в насосах окислителя и горючего, а в насосе перекиси водоро-
да— путем вдавливания материала корпуса и крышки в пазы, име-
ющиеся па лабиринтах.
Особенностью конструкции насосов горючего и перекиси водоро-
да является односторонний подвод компонентов к центробежной
крыльчатке п соответственно этому односторонняя форма основных
деталей корпусов, крышек п центробежных крыльчаток. Наряду
с этим в отличие от насоса окислителя в качестве уплотнений по
валу насосов горючего и перекиси водорода применены системы
резиновых манжет. Со стороны насоса окислителя установлены
манжеты 50 п 51 с дренажной полостью между ними.
Разделение полостей насосов горючего и перекиси водорода по
валу осуществляется манжетами 13 и 55 со стороны горючего и
манжетами 11 и 12 со стороны перекиси водорода. Полость под-
шипника 56, образованная манжетами, заполнена смазкой, что до-
полнительно обеспечивает высокую надежность разделения компо-
нентов.
Насос перекиси водорода (фиг. 77) с коисолы-ю расположенной
центробежной крыльчаткой 3 па валу 6 ТИА крепится корпусом 1
к фланцу крышки насоса горючего. В отличие от основных насо-
сов он имеет на выходе точеный диффузор 58, а на входном па-
трубке. — подводящий штуцер 8.
Соединение топливных трубопроводов с основными насосами
фланцевое, с насосом перекиси водорода'—ниппельное.
Все детали насосов изготовлены из материалов, стойких к пе-
рекачиваемым компонентам.
Турбина (фиг. 77) состоит из следующих основных узлов: рото-
ра, статора, выхлопного коллектора и узла уплотнения полости
турбины.
Диск ротора турбины расположен консольно на валу и крепит-
ся к фланцу вала винтами. Передача крутящего момента на вал
осуществляется через штифты, запрессованные в отверстия флан-
цев диска и вала.
Крепление лопаток ротора в диске осуществляется с помощью
замкового соединения елочного типа. Лопатки вставляются через
вырез в ободе диска и удерживаются в кольцевых пазах обода
ножками елочной формы. После установки всех лопаток вырез за-
крывается трапециевидным замком.
Статор турбины — сварной конструкции, состоит из соплового
аппарата 28, газораспределительной трубы 27, диафрагмы 36 и
четырех узлов крепления 37 к насосу окислителя.
По окружности соплового кольца равномерно расположены соп-
ла круглого сечения с конической расширяющейся частью. Для
уменьшения теплоизлучения в окружающую среду газораспреде-
лительная труба изолирована теплоизоляционным кожухом 26 со
слоем стеклянной ваты, проложенной между трубой и кожухом.
Уплотнение полости турбины по валу осуществляется чугунным
разрезным кольцом 31, за которым находится дренажная полость,
ограниченная снаружи сильфоном, позволяющим обеспечить при
оборке ТНА герметичность стыка с корпусом уплотнения насоса
окислителя.
Выхлопной коллектор — сварной конструкции из тонкой листо-
вой стали с двумя тангенциальными отводами рабочего тела.
Материалы, применяемые для изготовления основных деталей
турбонасосного агрегата
Насос окислителя
Вал ....
Крыльчатка .
Корпус, крышка
Осевая крыльчатка
Лабиринт
Сталь 2X13
Сплав ал. АЛ4
Сплав ал. АЛ4
Сталь 1XI8H9T
Сталь Х18
Н а с о с горючего
Крыльчатка............................................Сплав ал. АЛ4
Корпус, крышка . Сплав ал. АЛ4
Лабпрнпт..............................................Сталь 2X13
Насос перекиси водорода
Крыльчатка............................................Сплав ал. АЛ4
Корпус, крышка . Сплав ал. АЛ4
Лабиринт..............................................Сталь 2X13
Турбина
Диск ротора.........................................Сталь 2Х13
Рабочие лопатки ................................... Сталь 2X13
Сопловой аппарат .................................. Сталь 25
Обечайка выхлопного коллектора......................Сталь 10
Подводящий патрубок статора ........................Сталь 25ХГСА
ДОВОДКА ТУРБОНАСОСНОГО АГРЕГАТА
Доводка турбонасосного агрегата двигателя включала в себя
следующие основные этапы:
Испытания в целях определения прочности
литых корпусных деталей насосов и жесткости
выхлопного коллектора
Испытания в целях определения прочности корпусов и крышек
насосов и жесткости выхлопного коллектора заключались в нагру-
жении деталей давлением с одновременным теизометрированием;
при этом определялись запасы прочности, а также характер рас-
пределения в испытуемых деталях напряжений и деформаций. Де-
тали насосов нагружались давлением до разрушения.
По полученным данным запасы прочности, определяемые по
рабочему давлению насоса, удовлетворяли требованиям, предъяв-
ляемым к конструкциям подобного типа. Величины деформаций
выхлопного коллектора при нагружении рабочим давлением не
превышают упругих деформаций.
Доводочные испытания иа ео с о в и а
соответствие основным заданным па р а м ет ра м
при работе па вод е
Отработка насосов производилась на гидравлическом стенде и
включала:
— снятие рабочих и кавитационных характеристик;
— исследование причин появления пульсаций в насосах, а так-
же разработку методов снижения пульсаций до допустимых ве-
личин;
— определение осевых усилий, действующих на подшипники, и
разгрузку подшипников от этих усилий.
В процессе испытаний насосов и снятия характеристик
(фиг. 78—80) было установлено, что все насосы по выдаваемым
напорам соответствуют предъявляемым требованиям.
Испытания показали наличие пульсаций давления на выходе
из насоса горючего, достигавших 17% величины выходного давле-
ния. Уменьшение величины пульсаций происходило только при зна-
чительном повышении давления на входе в насос.
Проведенные мероприятия, включающие изменение конструк-
ции центробежной крыльчатки, позволили снизить величину пуль-
саций до ~3%.
Определение осевых усилий в насосе горючего, имеющем одно-
сторонний подвод компонента к центробежной крыльчатке, произ-
водилось при изменении расхода жидкости через насос, давления
на входе в насос, положения крыльчатки в осевом направлении
и т. д. В результате проведенных работ была найдена оптимальная
разность диаметров буртов центробежной крыльчатки, при которой
осевое усилие на подшипник на рабочих режимах насоса составля-
ет приемлемую величину. Для насоса окислителя, имеющего цент-
робежную крыльчатку с двусторонним подводом компонента, вели-
чина осевого усилия оказалась незначительной, поэтому не потре-
бовалось проведения специальных конструктивных мероприятий по
снижению осевой силы.
42
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИГАТЕЛЯ РД-211
Фиг. 78. Внешняя характеристика насоса окисли-
теля [26]:
Др—напор насоса; N--эффективная мощность насоса;
Т) — к. п. д. насоса; Оо — расход окислителя
Фиг. 79. Внешняя характеристика насоса горючего
[26]:
Др — напор насоса; N — эффективная мощность насоса;
Т| —к. п,д. насоса; Ог — расход горючего
5 6 7 6Т, кГ/сек
Фиг. 80. Внешняя характеристика насоса переки-
си водорода [26]:
Др — напор насоса; W — эффективная мощность насоса;
1] — к. н. д. насоса; От—расход перекиси водорода
Доводка сильфонных уплотнений шла в направлении подбора
трущ-ихся пар с меныпим износом и увеличения жесткости силь-
фона.
В результате работ, проводившихся в целях повышения надеж-
ности работы уплотнений по валу, были введены отражатели перед
манжетами в насосе горючего и увеличен диаметр отражателя
в насосе окислителя.
Доводка турбонасосного агрегата на натурных
компонентах в составе двигателя
Испытания проводились совместно с двигателем на номиналь-
ном режиме и режимах, соответствующих 25 и 50% номинальных
расходов компонентов.
В связи с недостаточным в то время опытом работы с турбона-
сосным агрегатом в составе азотнокислотного двигателя па первых
испытаниях осуществлялся проток воды через полость между на-
сосами окислителя и горючего для снижения концентрации окис-
лителя в случае его просачивания по валу. Однако испытания по-
казали, что установленные в.насосах уплотнительные детали (отра-
жатели, сильфонные уплотнения, манжеты) обеспечивают надеж-
ное уплотнение.
Автономные испытания турбонасосного
агрегата при работе насосов окислителя
и горючего и а воде, насоса перекиси
водорода — и а компоненте, турбины — и а
натурном парогазе
При автономных испытаниях турбонасосного агрегата прове-
рялась работоспособность его основных агрегатов и узлов на но-
минальном и форсированном режимах.
Принятая конструктивная схема турбонасосного агрегата (одно-
вальный) могла способствовать возникновению значительных про-
гибов вала, приводящих к задеванию подвижных (вращающихся)
деталей за неподвижные. Были проведены работы, показавшие воз-
можность расширения зазоров в лабиринтных уплотнениях до не-
обходимых (для исключения задеваний) величин.
В результате испытаний были получены характеристики турби-
ны (фиг. 81 и 82).
Испытания по доводке отдельных узлов
турбонасосного агрегата
Наряду с доводкой турбонасосного агрегата велись работы по
отработке отдельных его узлов и деталей: торцевых сильфонных
уплотнений, резиновых и пластмассовых уплотнений, подшипников
и т. д.
Фиг. 81. Мощность и к. п.д. турбины в зависимости от оборо-
тов; давление на входе 40 ата-, температура парогаза 773° К [26]
Фиг. 82. Мощность турбины и расход парогаза в зависимое!и
от давления на входе; число оборотов 8500 в минуту; темпера-
тура парогаза 773° К [26]
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-211
Подвод управляю-
щего воздуха
Фиг. 83. Клапан окислителя [33]:
/ — корпус; 2 — клапан; 3 — седло; 4, 6 — манжеты; 5 — пружина;
9 — крышка; 10 — штуцер
Большинство агрегатов автоматики двигателя
РД-211 заимствовано из ранее описанных двигате-
лей. Новыми агрегатами, разработанными специ-
ально для данного двигателя, являются клапан
окислителя, клапан горючего, клапан конечной сту-
пени, редуктор давления воздуха, .используемый
в системе управления топливными клапанами, элек-
тропневмоклапан, предназначенный для управления
перекрывным клапаном, заправочный клапан и
сливной вентиль.
7 — кольцо; 8 — стакан;
Клапан окислителя (фиг. 83) предназначен для
управления подачей окислителя в камеры сгорания.
Внутренняя полость клапана разделена на три
части: жидкостную полость А, воздушную полость
Б и полость С, соединенную с атмосферой. Жидко-
стная полость А по месту подвижного соединения
клапана 2 с седлом 3 герметизируется резиновой
манжетой 4, а по стыку седла с корпусом 1— алю-
миниевой прокладкой. Герметичность подвижного
соединения клапана с крышкой 9 со стороны воз-
душной полости обеспечивается резиновой манже-
той 6, а по стыку штуцера 10 с крышкой — алюми-
ниевой прокладкой. Перекрытие магистрали осуще-
ствляется клапаном 2, в тарель которого с двух сто-
рон запрессованы фторопластовые уплотнительные
кольца. На клапан 2 напрессован стальной стакан 8
для того, чтобы скольжение манжеты осуществля-
лось по стальной поверхности.
Основные детали клапана выполнены из следую-
щих материалов: корпус и крышка — из алюминие-
вого сплава АЛ4, клапан 2 и седло — из алюминие-
вого сплава АВ, пружина 5 — из стали 50ХФА, ста-
кан— из стали XI8.
Работает клапан следующим образом. При пода-
че управляющего воздуха в полость Б силой дав-
ления на площадь, ограниченную манжетой 6, пре-
одолевается усилие пружины и клапан 2 перемеща-
ется вверх и прижимается фторопластовым уплот-
нительным кольцом к седлу корпуса.
Для открытия клапана при запуске двигателя
сбрасывается давление управляющего воздуха из
полости Б. Усилием пружины, переданным через
кольцо 7 на клапан 2, а также силой давления окис-
лителя на площадь, ограниченную диаметром седла
корпуса, клапан 2 отрывается от седла корпуса и,
перемещаясь вниз, прижимается фторопластовым
уплотнительным кольцом к седлу 3. Фторопласто-
вое кольцо является дополнительным уплотнением
к манжете 4.
При выключении двигателя подается сжатый
воздух в полость Б-, сила давления воздуха на пло-
щадь, ограниченную наружным диаметром манже-
ты 6, преодолевает усилие пружины и силу давле-
ния окислителя (вначале на площадь, ограничен-
ную диаметром седла 3, а затем, как только клапан
отойдет от седла, на площадь, ограниченную внут-
ренним диаметром манжеты 4) и перемещает кла-
пан 2 вверх, прижимая его фторопластовым уплот-
нительным кольцом к седлу корпуса.
Клапан горючего (фиг. 84) предназначен для
управления подачей горючего в камеры сгорания.
Перекрытие магистрали осуществляется клапа-
ном 2, в тарель которого завулканизировано рези-
новое уплотнительное кольцо. Жидкостная полость
А по месту подвижного соединения клапана 2 с кор-
пусом 1 герметизируется резиновой манжетой 3.
Воздушная полость Б по месту подвижного соеди-
нения клапана 2 с крышкой 5 герметизируется ре-
зиновой манжетой 6.
Основные детали клапана выполнены из следу-
ющих материалов: корпус — из алюминиевого спла-
ва АЛ4, крышка и клапан 2 — из алюминиевого
сплава АВ, пружина 4 — из стали 50ХФА.
Работа клапана горючего в основном аналогич-
на работе клапана окислителя, представленного на
фиг. 83. Отличительной особенностью клапана го-
рючего является применение для управления скоро-
Подвод управляю
щего воздуха
Фиг. 84. Клапан горючего [34]:
/ — корпус; 2 —клапан; 3, 6 - манжеты; -/ — пружина; 5 —крышка;
7 — грибок
стыо его открытия и закрытия обратного клапана
с грибком 7, который обеспечивает медленное страв-
ливание управляющего воздуха (через жиклер
в грибке) при открытии клапана и быстрый подвод
управляющего воздуха при закрытии. Таким обра-
зом, осуществляется необходимое запаздывание от-
крытия клапана горючего при запуске и быстрое
перекрытие магистрали при выключении двигателя.
На двигателе РД-211 установлены два клапана,
предназначенные для управления подачей перекиси
водорода в газогенератор. Основной перекрывной
клапан заимствован с двигателя РД-106; описание
44
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-211
Ilodeod управляю-
щего eoedyxa
Фиг. 85. Клапан конечной ступени [35]:
/ — седло; 2 - - корпус; кл;пкш; •/, .^—ман-
жеты
При заправке двигателя пусковым горючим за-
правочное устройство подсоединяется к входному
штуцеру седла 1, Специальное приспособление ме-
ханически отжимает клапан 2 от седла, что обеспе-
чивает возможность заполнения горючим полостей
клапана горючего, магистрали горючего и заруба-
шечпого пространства камеры сгорания. Такой же
клапан используется п в качестве дренажного (при
заправке пусковым горючим) для стравливания воз-
духа и слива избытка пускового горючего.
Седло 1, клапан 2 и корпус 4 выполнены из алю-
миниевого сплава АВ, пружина о1 — из стальной
проволоки ОВС. В тарель клапана 2 завулканизи-
ровано резиновое уплотнение.
Сливной вентиль, предназначенный для слива
горючего из зарубашечного пространства камеры
сгорания и из трубопроводов, расположенных за
клапаном горючего, аналогичен по конструкции и
принципу действия сливному вентилю, используемо-
му на двигателе РД-103, описанному во второй ча-
сти Альбома.
Остальные агрегаты автоматики, применяемые
на двигателе, ио не рассмотренные в данном разде-
ле, заимствуются из двигателей, описанных во вто-
его приведено в третьей части Альбома. Второй кла-
пан (фиг. 85) предназначен для подачи перекиси
водорода и газогенератор при работе двигателя на
режиме конечной ступени, В данном клапане име-
ются две внутренние полости А и Б, разделенные
между собой резиновыми манжетами 4 и 5. Пере-
крытие магистрали осуществляется клапаном 3,
в тарель которого запулкапизпровапо резиновое
кольцо.
При подаче управляющего воздуха в полость Б
силой давления па площадь, ограниченную наруж-
ным диаметром манжеты 5, клапан 3 прижимается
резиновым уплотнительным кольцом к седлу 1. Си-
ла давления воздуха препятствует открытию клапа-
на от гидростатического напора и наддува бака по-
сле заправки бака перекисью водорода.
При запуске двигателя сжатый воздух стравли-
вается из полости Б. Клапан открывается силой
давления перекиси водорода вначале на площадь,
ограниченную диаметром седла, а затем, как только
клапан отойдет от седла, на площадь, ограниченную
наружным диаметром манжеты 4. При полном от-
крытии клапана 3 он отжат вниз до упора в дно
корпуса 2.
При выключении двигателя подается сжатый
воздух в полость Б. Так как давление управляюще-
го воздуха больше давления перекиси водорода, то
клапан 3 перемещается вверх и перекрывает расход
перекиси водорода.
Основные детали клапана выполнены из следу-
ющих материалов: корпус 2—из алюминиевого
сплава АВ, клапан 3 и седло / — из алюминиевого
сплава АМг7.
Для управления клапанами двигателя использу-
ется воздух, редуцируемый с высокого давления до
рабочего в редукторе, представленном на фиг. 86.
По конструкции и принципу работы данный ре-
дуктор аналогичен редуктору давления, описанному
в разделе автоматики двигателя РД-103. Отличие
заключается в том, что предохранительный клапан
имеет травящее устройство, представляющее собой
жиклер, обеспечивающий постоянное стравливание
определенного количества воздуха, что необходимо
для устойчивой работы редуктора.
Основные детали редуктора изготовлены: кор-
пус 3 — из алюминиевого сплава АК8, клапан 6 —
из алюминиевого сплава АВ, седло 11— из алюми-
ниевого сплава Д16, регулировочный винт 1, кла-
пан 9, корпус 10 — из стали 2X13, втулка 12—из
латуни ЛС59, шток 4 — из латуни ЛЖМц59, пру-
жина 2—из стали 50ХФА, пружины 7 и 8 — из про-
волоки ОВС, мембрана 13 — из двух слоев рези-
ны 9104 и -одного слоя ткани АМ-93, штуцера 14
и 15 — из стали 25.
Для управления перекрывным клапаном на дви-
гателе применяется электропневмоклапан, анало-
гичный по конструкции и принципу действия элек-
тропневмоклапану, испольь
РД-119, описанному в треть
Заправочный клапан (Ф
заливки пускового горючей
тия заправочной магис'Д
ливки. Клапан устанав;.-Д
корпуса 4 в резьбовое г
рючего. 3
УЗЛЫ ОБЩЕЙ СБОРКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-211
Фиг. 88. Соединение клапана окислителя с
насосом:
/ — расходная шайба; 2 — уплотнительная про-
'япкв- ,J • rhnnp.'- нас«"а- 4 — фланец клапана
Магистраль подачи окислителя в камеры сгорания (фиг. 63, 64)
состоит из расходной шайбы 35, клапана окислителя 34 и четырех
гибких трубопроводов 33.
Клапан окислителя стыкуется с насосом (фиг. 88) фланцевым
соединением, уплотняемым двумя плоскими алюминиевыми про-
кладками. Расходная шайба выполнена из алюминиевого сплава.
Стык гибкого трубопровода окислителя с камерой сгорания
(фиг. 89) представляет собой соединение, уплотняемое сфериче-
ским ниппелем, прижимаемым накидным фланцем к плоской алю-
миниевой прокладке в ответном фланце. Затяжка соединения про-
изводится болтами со сферическими головками. Гибкий трубопро-
вод имеет проходной диаметр 50 мм и по конструкции аналогичен
гибкому трубопроводу окислителя двигателя РД-103 (см. вторую
часть Альбома).
В состав магистрали подачи горючего в камеры сгорания
(фиг. 63, 64) входят расходная шайба, трубопровод 23, клапан го-
рючего 30, четыре трубопровода 29 и восемь гибких трубопрово-
дов 27.
Уплотнение места соединения трубопровода горючего с насосом
(фиг. 90) обеспечивается клиновидной формой паза и медной
уплотнительной прокладкой, прижимаемой к скосу паза накидным
фланцем. Расходная шайба горючего выполнена из стали.
Стык клапана горючего с подводящим трубопроводом (фиг. 91)
аналогичен стыку гибкого трубопровода окислителя с камерой его-
Фиг. 91. Соединение клапана горючего
с трубопроводом:
' — накидной фланец; 2 —ниппель трубо-
ровода; 'i—уплотнительная прокладка;
4 — фланец клапана
Фиг. 92. Трубопровод подачи горю-
чего в камеры сгорания:
/ — труба; 2 — ниппель; 3 — распределитель
рання; при этом затяжка соединения, уплотняемого медной про-
кладкой, производится с помощью шпилек, ввернутых в клапан
горючего, и сферических гаек и шайб.
Стыки трубопровода 29 (фиг. 63) с клапанохм и трубопрово-
дом 27, а также стык трубопровода 27 с камерой сгорания пред-
ставляют собой ниппельные соединения с накидными тайками.
Трубопровод 23 изготовляется из стальной трубы размером
75 X 2,5 мм с приваренными ниппелями. Трубопровод 29
(фиг. 92) — сварной конструкции, состоит из трубы 1 размером
40 X 2,5 мм, ниппеля 2 и распределителя 3, изготовленных из алю-
миниевых сплавов. Гибкий трубопровод 27 (фиг. 63) имеет проход-
ной диаметр 20 мм и по конструкции аналогичен гибкому трубо-
проводу горючего двигателя РД-103.
Магистраль подачи перекиси водорода в газогенератор включа-
ет трубопроводы 3, 36 и трубопровод слива перекиси водорода, из-
готовляемые из стальных труб размером 35 X 1,5, 24 X 1 и 18 X
X 1 мм соответственно с развальцованными концами. Типовое со-
единение трубопроводов подачи перекиси водорода с агрегатами
представлено на фиг. 93.
Стык газогенератора с турбиной (фиг. 94) представляет собой
фланцевое соединение с плоской медной прокладкой.
Трубопроводы подвода воздуха к агрегатам автоматики в ос-
новном изготовляются из стальных труб размером 6x1, 12x1,
14 X 1 мм с приварными ниппелями. Типовое соединение трубопро-
водов подвода воздуха с агрегатами автоматики представлено на
фиг. 95.
Трубопроводы подвода воздуха к клапанам окислителя и горю-
чего выполнены из медных труб размером 12x1 мм с развальцо-
ванными концами.
Фиг. 93. Соединение трубопро-
вода перекиси водорода с аг-
регатом автоматики:
1 — уплотнительный ниппель; 2 —
накидная гайка; 3 —ниппель; 3 —
трубопровод; 5 —штуцер агрегата
Фиг. 94. Соединение газогене-
ратора с турбиной:
I — уплотнительная прокладка;
2~ фланец турбины; Я - фланец
газогенератора
Фиг. 95. Соединение трубоиро-
вода подвода воздуха с агре-
гатом автоматики:
/ лгнеги] я в гимз । пки; 2 на кил-
иля iMiiKa; J - ниппель груГишро-
вода
ДВИГАТЕЛЬ РД-212
Двигатель РД-212 является четырехкамерным жидкостным
реактивным двигателем, предназначенным для применения
в качестве стартового ускорителя крылатой ракеты.
Двигатель РД-212 с тягой у земли 57 т и удельной тягой
у земли 227 сек относится к классу мощных азотнокислотных
двигателей и является дальнейшим развитием двигателя
РД-211.
В качестве топлива в двигателе используются несамовос-
пламеняющиеся компоненты: азотнокислотный окислитель
АК-27И и углеводородное горючее ТМ-185. В качестве пуско-
вого горючего используется ТГ-02.
Конструкция двигателя и его агрегатов разработана ня
базе двигателя РД-211. В отличие от двигателя РД-211 на
двигателе РД-212 крепление камер сгорания друг с другом
осуществляется с помощью двух рядов опор, соединенных не-
посредственно между собой; узлы крепления расположены на
камерах сгорания. В конструкции двигателя улучшено крепле-
ние части агрегатов автоматики — введено их крепление к ра-
ме ТНА; для уменьшения взаимного влияния колебаний дав-
ления в камерах сгорания горючее от клапана подается
к каждой камере сгорания по отдельной магистрали. Для по-
вышения устойчивости рабочего процесса и экономичности
камеры сгорания изменена конструкция форсуночной голов-
ки— введено двухъярусное смешение компонентов топлива.
В турбонасосном агрегате улучшены антикавитационные ка-
чества насосов и устойчивость их работы при пульсациях по-
тока компонента на входе. В двигатель введен отдельный
воздушный редуктор для настройки редуктора давления пере-
киси водорода на режим дросселирования тяги. Для нагрева
воздуха, идущего на наддув бака перекиси водорода, на дви-
гателе устанавливается подогреватель воздуха, использующий
тепло выхлопных газов турбины.
В комплект наземного оборудования двигателей входят два
стартовых пневмощитка, предназначенных для проведения
предстартовых операций, контрольных испытаний и запуска
ракеты.
Разработка двигателя была начата в 1954 г. В процессе
разработки двигателя был проведен комплекс эксперимен-
тально-доводочных работ, включающий огневые стендовые
испытания двигателя.
В дальнейшем, в 1956 г., разработка двигателя была пре-
кращена в связи со значительным изменением основных дан-
ных ракеты, потребовавшим создания более мощного двигате-
ля. Опыт, накопленный при доводке двигателя, был использо-
ван при разработке двигателя большей тяги (РД-213).
Фиг. 96. Двигатель РД-212 (слева — вид со стороны редукторов давления;
справа—вид со стороны трубопровода горючего):
1 — камера сгорания; 2 —- запразочно-елнвной клапан; 3, 4, 12 — редукторы давле-
ния воздуха; 5—.трубопровод подачи перекиси водорода в газогенератор; 6 — пс-
рекрывной клапан; 7 — турбонасосный агрегат; 8, 10, 11 — электроиневмоклаианы;
9 — редуктор давления перекиси водорода; 13 — заправочный клапан; 14, 15--
сливиые вентили; 16 — реле давления; 17 — трубопровод подачи горючего в кла-
пан; 18— газогенератор; 19—рама; 20— клапан окислителя; 21 — гибкий трубопро-
вод подачи окислителя в камеру сгорания; 22 — трубопровод подачи горючего
в камеру сгорания; 23 — гибкий трубопровод подачи горючего в камеру сгорания
ДВИГАТЕ Ь РД- 12
ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ И ХАРАКТЕРИСТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-212 [38]
Тип двигателя
Назначение .
Топливо;
окислитель
горючее
пусковое горючее
Тяга двигателя у земли (средняя за все время работы на дан-
ном режиме), приведенная к номинальным давлениям па
входе в топливные насосы:
Жидкостный, реактивный
Стартовый ускоритель
крылатой ракеты
АК-27И сорт А
ВТУ АУ № 98—56
ТМ-185 ВТУ
№ ЕУ-94—55 МХП
ТГ-02 ВТУ
Ns ЕУ-66—54 МХП
на номинальном режиме
иа режиме дросселирования .........................
Разное,!) тяг двух любых камер сгорания двигателя на рабо-
чих режимах ... ...........................
Удельная тяга — тяга, отнесенная к суммарному секундному
расходу окислителя, горючего и перекиси водорода:
у земли.................................................
в пустоте..........................................
('.екудный расход окисли геля:
в,а номинальном режиме ..................................
па режиме дросселирования..........................
Секундный расход горючего:
на поминальном режиме....................................
на режиме дросселирования..........................
Суммарный секундный расход топлива;
на номинальном режиме ...................................
на режиме дросселирования..........................
Cool ношение секундных весовых расходов окислителя ш го-
рючего (A'i), приведенное к температуре компонентов то-
плива I 20" С и к поминальным давлениям на входе в топ-
ливные паеосы ...........................................
Средняя величина давления газов в камерах сгорания:
на помни,ильном режиме .................................
пи режиме дросселирования.........................
Давление продуктов сгорания на срезах сопел камер сгора-
ния:
ВП ПОМН11.ТЛЫЮМ режиме.............................
па режиме дросселирования.........................
Время набор,-| 90% номинальной тяги считая с момеша вк.ио
чення дни! а юля (начало jiocr.-i давления в камерах сгора-
ния) ............................. ......................
I |роДоЛЖН1СЛ1,|ЮС| |, непрерывной работы двигатели В Полеге,
из которых:
продолжи I единое 11> paooiu па номинальном режиме
нродо.1ж111е.ты>ог1ь рабои.1 и.ч режиме .ipoire.iiipoiia-
ппя , . . ...............................
57 г (четыре камеры сго-
рания по 14,25 т каж-
дая)
40 т (четыре камеры сго-
рания но 10 т каждая)
Не более I т
W г, сек
253 _5 сек
196,4 к Г/сек
145,1 кГ/сек
49,5 кГ/сек
35,7 кГ/сек
245.9 кГ/сек
180,8 кГ/сек
.3,97+0,15
40 и ти
29 ата
0,8 иги
0,6 ати
11с более 4 сек
100 сек
15 сек
55 сел'
С и е т е ,м а п о ,т, а ч и
Способ подачи гоплива в камеры сгорания
Тин турбины.............................................
Насосный, с приводом от
турбппы
Активная, одпостуненча-
тая, с полной пирки
a.Tbiiocri.io
Тип насосов:
насос окиглиIгля
насос горючего
I (он I pol'ie/Kin.lii, односту-
пенчатый, с двусторон-
ним входом н осевыми
крыльчатками па вхо
де в центробежное ко-
лесо
1(ентробежный, односту-
пенчатый, е o.nioeio-
рпПНН.М входом II оси-
ной крыльчаткой па
входе п центробежное
колесо
Число оборотов турбины:
на номинальном режиме..................................8100±600 в минуту
на режиме дросселирования........................ 6500 + 500 в минуту
Мощность турбины....................................... 2250 л. с.
Давление на входе в насосы:
окислителя:
на номинальном режиме..............................5, О^д’|7 ата
на режиме дросселирования........................4,3’+д’з7 ата
горючего:
на номинальном режиме..............................2,5^’50170!
на режиме дросселирования.........................З.О^д’^ота
Система газогенерации
Фиг. 97. Расчетная дроссельная характеристика двигателя
РД-212 [38]:
Р — тяга; Pi° — удельная тяга у земли; pi —давление в камерах
сгорания
Компоненты газогенерации:
перекись водорода концентрации
твердый катализатор...................
Способ подачи перекиси водорода в реактор
Тип насоса перекиси водорода . . . .
80,5—85% (по весу) ВТУ
№ ЕУ-77—55 МХП
Ж-ЗО-С ТУ МХП
Ns 12—54
Насосный, с приводом от
турбины
Центробежный, односту-
пенчатый, с односто-
ронним входом
Средний секундный расход перекиси водорода, отнесенный ко
времени работы двигателя:
па номинальном режиме.................................5,6±0,56 кГ/сек
на режиме дросселирования.........................3,6+0,36 кГ/сек
Давление иа входе в насос перекиси водорода:
па номинальном режиме..................................3,5 + 0,5 ата
па режиме дросселирования.........................3,0ZLo's ата
в процессе выхода на режим........................4,5+°,5 ата
Система управления
Давление сжатого воздуха перед редукторами:
номинальное ...........................................
в копне активного участка траектории . . . .
после выключения двигателя в полете...............
Давление воздуха за редуктором управления автоматикой
Давление воздуха за редукторами управления редуктором не-
реюпси водорода ........................................
Параметры электрического тока питания агрегатов управле-
ния:
род тока ...............................................
напряжение па клеммах агрегатов...................
сила тока максимальная ...........................
Зажигание...............................................
200 _ г, ати
Не менее 100 ати
11с. менее 70 атн
50+ 1 ати
По номограмме настрой-
ки
Постоянный
27 ± 3 в
10 а
Химическое (самовос-
пламенение окислителя
н пускового горючего)
Г а б а р и г н ы е р а з м с р и д в и г а т с л я
Длина ....
Дцаме|р (||:и|бо,ты||1|й)
В е с о в ы е д а н и ы с
250.3 лои
1480 мм
Вес камер сгорания........................................... 356 к/
Вее турбонасосного агрегата.................................Не более 160 к/
Вес .........................................................(>42
Все двигателя, занолпенного компонентами ioii.’iiibti . 764 к/
Координата центра тяжести двигателя, .танолиеиного компо-
нентами топлива............................................."У1' = РрО Л1Л1
Координата центра тяжести камеры сгорания .... А= .) 1о мм
Фиг. 98 Пусковая характеристика камеры сгорания двигателя РД-212
[381:
Or — расход ropKi-ieri); Он — расход окислителя; Kt- cootii<hii<"iiii<i komiioib-ц.
тон; G — суммари>,|й расход компонентов
ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ, ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ И КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЯ РД-212
1 Зак. 0086
Фиг. 99. Пневмогидравлическая схема дви-
гателя РД-212 [38]:
/ — камера сгорания; 2, 10, 24 — обратные кла-
паны; 3, 6, // — электропневмоклапаны; 4 — по-
догреватель; 5, 7, 8—редукторы давления воз-
духа; 9 — перекрывной клапан; /2 — редуктор
давления перекиси водорода; IS — заправочно-
сливной клапан; 14 — газогенератор; 15 — турби-
на; 16 — подогреватель воздуха; 17 — насос окис-
лители; 18, 22 —расходные шайбы; 19 — насос
горючего; 20 — насос перекиси водорода; 21, 27 —
сливные вентили; 23 — клапан окислителя; 25,
26 — реле давления; 28 — клапан горючего; 29 —
заправочный клапчи
49
ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ, ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ И КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЯ РД-212
Пневмогидравлическая схема двигателя ('фиг.99)
включает системы и агрегаты, которые обеспечива-
ют запуск, работу на номинальном режиме и режи-
ме дросселирования, а также выключение двига-
теля.
Подготовка двигателя к пуску начинается с за-
рядки бортовых баллонов сжатым воздухом. Все
электроиневмоклапаны двигателя обесточены. Про-
изводится настройка воздушного редуктора давле-
ния 8, питающего сжатым воздухом инав мок латаны
двигателя.
Сжатый воздух от редуктора давления 8 через
обратный клапан 10 и обесточенные электро-
пневмоклапаны 3 и 11 заполняет воздушные полости
перекрывиого клапана 9, клапанов окислителя 23
и горючего 28. Клапаны 9, 23 и 28 закрываются. Пос-
ле закрытия перекрывных клапанов производятся
заправка баков ракеты компонентами и заполнение
пусковым горючим зарубашечного пространства ка-
мер сгорания двигателя через один из заправочных
клапанов 29. Для большей надежности закрытия
указанных клапанов от стартового пневмощитка
через обратный клапан 2 подводится сжатый воздух
от наземной установки, тем самым обеспечивается
безопасность как при заправке баков ракеты компо-
нентами топлива, так и при последующем пребыва-
нии ее на стартовой установке.
Перед пуском ракеты производится настройка ре-
дукторов давления 5 и 7 на заданные параметры по
точным манометрам. Электрические подогреватели
редукторов до старта периодически включаются. На-
пряжение подается от наземной установки.
По достижении в баках заданных давлений над-
дува ракета готова к пуску. По команде «Пуск»
срабатывает электропневмоклапан 11, который за-
крывается, отсекая и стравливая сжатый воздух из
управляющей полости перекрывного клапана 9. Кла-
пан 9 открывается и перекись водорода под действи-
ем давления наддува и гидростатического напора
подается из бака ракеты через насос 20, редуктор
давления 12 и перекрывпой клапан 9 в газогенера-
тор 14. Образующийся в газогенераторе генератор-
ный газ поступает в турбину, в результате чего пос-
ледняя начинает раскручивать насосы. Давление за
насосами растет. По достижении за насосом горюче-
го давления, равного 8 ати, реле давления 25 сраба-
тывает и подает команду на включение электрапнев-
моклапаиа 3, который закрывается, стравливая
сжатый воздух из управляющих полостей клапанов
23 и 28. Клапаны 23 и 28 открываются и пропускают
компоненты в соответствующие магистрали. Окисли-
тель, а затем пусковое горючее поступают в камеры
и воспламеняются. После выработки пускового го-
рючего процесс горения продолжается на основных
компонентах.
Нужная последовательность открытия клапанов
23 и 28 достигается за счет разных сопротивлений
воздушных трубопроводов, через которые произво-
дится стравливание сжатого воздуха из управляю-
щих полостей клапанов. По мере раскрутки насосов
турбонасосного агрегата двигатель выходит на ре-
жим, определяемый настройкой редуктора Давления
12. Редуктор давления 12 в начальный период рабо-
ты двигателя управляется воздушным редуктором
давления 5, настроенным на режим дросселиро-
вания.
После срабатывания реле 26 (настроенных на
25 ати) всех двигателей, входящих в стартовую дви-
гательную установку, но не позже чем через 5 сек
от момента подачи команды на открытие клапанов
подается команда перехода на номинальный режим.
Если в течение 5 сек реле давления всех двигателей
не срабатывают, то все двигатели выключаются, а
схема приводится в исходное положение.
При нормальном прохождении запуска после
срабатывания реле давления 26 всех двигателей,
входящих в двигательную установку, подается ко-
манда на включение электропиевмоклапана 6, ко-
торый открывается и сжатый воздух от редуктора
давления 7, отрегулированного на номинальный ре-
жим, перенастраивает редуктор 12 также на этот
режим. Давление перекиси водорода перед, газоге-
нератором возрастает, и двигатель выходит на но-
минальный режим. Когда тяга двигателя достигнет
величины, соответствующей отрыву ракеты от стар-
тового стола, прерывается связь с воздушной маги-
стралью наземной установки и обратный клапан 2
закрывает выход воздуха из воздушной магистрали
двигателя.
По команде перехода на режим дросселирования
в полете обесточивается электропневмоклапап 6, ко-
торый закрывается и прекращает поступление уп-
равляющего воздуха от редуктора давления 7 на уп-
равление редуктором 12. Сжатый воздух, оставший-
ся в полости за электролневмоклапаном 6, стравли-
вается через жиклер до давления настрой'КИ редук-
тора 5, отрегулированного на режим дросселирова-
ния. Давление перекиси водорода за редуктором 12
понижается, расход парогаза уменьшается, оборо-
ты турбины падают и двигатель переходит на режим
дросселирования.
Выключение двигателя производится обесточи-
ванием электропневмоклапанов 3 и 11, которые от-
крываются и пропускают сжатый воздух к перекрыв-
шему клапану 9, клапанам окислителя 23 и горюче-
го 28. Перечисленные клапаны закрываются, подача
перекиси водорода в газогенератор и топлива в ка-
меры сгорания прекращается и двигатель останав-
ливается.
При стендовых испытаниях после вы ключения
двигателя производится слив окислителя >и горюче-
го через сливные вентили 21 и 27, а также слив пе-
рекиси водорода через заправочно-сливной кла-
пан 13.
Пневмогидравлическая схема вместе со старто-
вым пневмощитком обеспечивает возможность про-
ведения электропневматических испытаний двигате-
ля (одиночно или в комплексе с ракетой) , которые
производятся в процессе производства, при стендо-
вых испытаниях, в процессе длительного хранения,
а также на технической и стартовой позициях.
/ — штепсельный разъем; 2,3, 4 — электромагниты электропневмоклапанон; 5, 8 — подогреватели
редукторов давления воздуха; 6' —кабельный ствол; 7, 9 — реле давления
В электрическую схему (фиг. 100) входят кабельный ствол 6, три
электромагнита электропневмоклапанов 2, 3, 4, два подогревателя редук-
тора 5, 8 и два реле давления 7, 9. Все электроагрегаты питаются посто-
янным током напряжением 27 в.
Для обеспечения высокой надежности все электрические цепи в
кабельном стволе дублированы. Каждый луч и каждый провод замар-
кированы в соответствии со схемой. С агрегатами автоматики кабельный
ствол соединяется с помощью пайки. К системе управления он подклю-
чается через штепсельный разъем /.
Принцип построения электрической схемы приведен в описании дви-
гателя РД-211.
50
ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ, ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ И КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЯ РД-212
28
25
2k
18 19 20 21 22 23
15
14
12
11
7
6
31 32
35
3k
35
—36
37
38
39
40
42
43
5
44
46
47
/ — камера
48
49
50
10
9
8
Фиг. 101.
сгорания;
27
26
ft—41
Конструктивная схема двигателя РД-212 [40]:
__________________, 2 — гибкий трубопровод подачи горючего в камеру сгорания;
3 — заправочный клапан; 4 — клапан горючего; 5 — трубопровод подачи горючего в
клапан; 6 — гибкий трубопровод подачи окислителя в камеру сгорания; 7, 50 —
сливные вентили; 8 — клапан окислителя; 9, /5 — расходные шайбы; 10 — турбона-
сосный агрегат; // — газогенератор; 12 — перекрывной клапан; 13 — трубопровод по-
дачи перекиси водорода в газогенератор; 14 — подогреватель воздуха; /5 —трубо-
провод подвода управляющего воздуха от электропневмоклапана к пеоекрывному
клапану; /7 — редуктор давления перекиси водорода; 18 — трубопровод подвода уп-
равляющего воздуха к редуктору перекиси водорода; 19 — заправочно-сливной кла-
пан; 20 — трубопровод подвода управляющего воздуха к клапану окислителя; 21,
22, 32 — электиопневмоклапаны; 23, 31, -// — обратные клапаны; 24 — трубопровод
подвода управляющего воздуха к распределителю; 25 — редуктор давления воздуха;
26 — трубопровод подвода воздуха высокого давления в редукторы; 27, 33—подо-
греватели; 28 — редуктор давления воздуха, управляющий редуктором перекиси во-
дорода на номинальном режиме; 29 — распределитель; 30— крестовина; Л—редук-
тор давления воздуха, управляющий редуктором - - - - - ....—
дросселирования; Г"
................................. перекиси водорода на режиме
дросселирования; 35, 36 — дренажные трубопроводы насоса перекиси водорода; 37,
38 — дренажные трубопроводы насоса горючего; 39 — трубопровод дренажа из раз-
делительной полости насосов; 40, 43 — трубопроводы подзода горючего к реле дав-
ления; 42, 47 — реле давления; 44 — трубопровод подвода управляющего воздуха от
наземной установки; 45 — трубопровод подвода давления воздуха для проверки сра-
батывания реле; 46 — трубопровод подвода управляющего воздуха к клапану го-
рючего; 48 — трубопровод подвода давления газа из камеры сгорания к реле;
49 __ трубопровод подачи горючего в камеру сгорания
51
КОНСТРУКЦИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-212
Фиг. 102. Двигатель РД-212. Вид со стороны редукторов давления [41]:
I— газогенератор; 2 — турбонасосный агрегат; 3 — подогреватель воздуха; 4~ грубипровод подво-
да воздуха высокого давления в редукторы; 5 — редуктор давления, управляющий редуктором
перекиси водорода па номинальном режиме; /», 9, 10, 12, 14 — трубопроводы подводи управляющего
воздуха к редуктору перекиси водорода; 7—редуктор давления воздуха; й— трубопровод подачи
перекиси водорода в газогенератор; 11 — редуктор давления перекиси водорода; 13 — редуктор
давления, управляющий редуктором перекиси водорода на режиме дросселирования; 15 - гибкий
трубопровод подачи окислителя в камеру сгорания; 16—камера сгорания; 17, /й — трубопроводы
заполнения клапана пусковым горючим; 19 — клапан горючего; 20 — трубопровод подачи горю-
чего в камеру сгорания; 2/— гибкий трубопровод подачи горючего и камеру сгорания; 22 -- трубо-
провод подвода управляющего воздуха к клапану горючего; ^--трубопровод подачи горючего
в клапан-, 24 — трубопровод подвода управляющего воздуха к клапану окислителя; 25 — реле
давления; 26 — сливной вентиль; 27 — клапан окислителя; 28 — трубопровод поднодп управляющей1*)
воздуха к элсктропиевмоклапапам; 29— перекрывной клапан; 30 — трубопровод подвода управ-
ляющего воздуха к перекрывпому клапану
52
КОНСТРУКЦИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-212
Фиг, 103. Двигатель РД-212, Вид по стрелке А (см. фиг, 102) [41]:
Л/— рама; 32 — сливной вентиль; 33 — обратный клапан; 34 — гибкий грубопровпд подачи пуско-
вого горючего к клапану; 35 — заправочный клапан; 3(> — электропневмоклапап перенастройки ре-
дуктора перекиси водорода; 37 — распределитель; 38, 34 — электроппевмокланапы; ^ — подогре-
ватель; 4/— трубопровод подвода газа к реле давления; 42 — гибкий трубопровод заправки и сли-
ва перекиси водорода; 43 — трубопровод заправки к слива перекиси водорода; 44 — заправочно-
сливной клапан
Двигатель РД-212 по своей конструкции в основном аналогичен ранее
разработанному двигателю РД-211.
Двигатель (фиг. 102, 103) состоит из следующих основных агрегатов
и узлов: четырех камер сгорания 16, турбонасосного агрегата 2, газоге-
нератора 1, подогревателя воздуха 3, рамы 31, агрегатов автоматики и
узлов общей сборки двигателя.
Четыре камеры сгорания 16, как и камеры сгорания двигателя
РД-211, жестко связаны между собой двумя рядами (верхним и ниж-
ним) опор в один силовой блок, но в отличие от двигателя РД-211 связь
камер сгорания в нижнем ряду осуществляется непосредственным соеди-
нением опор камер, при этом оси отверстий опор верхнего и нижнего
рядов смещены для обеспечения жесткости блока. Крепление двигателя
па ракете производится с помощью четырех специальных опор, прива-
ренных в верхней части каждой камеры сгорания.
Газогенератор двигателя конструктивно подобен газогенератору дви-
гателя РД-105 (см. третью часть Альбома). Однако в связи с изменением
расхода перекиси водорода через газогенератор с 7,7 кГ1сек на 5,6 кГ]сек
удельная нагрузка па катализатор в нем уменьшилась до
. л кПсек перекиси водорода _ , л _
2,0 ------------------------ . Вес газогенератора составляет ~19 к/ .
кГ катализатора.
Часть агрегатов автоматики, управляющих основными топливными
клапанами, крепится не к корпусам насосов ТНА, как на двигателе
РД-211, а к раме. 31.
На двигателе применена иная по сравнению с двигателем РД-211
разводка магистрали подачи горючего в камеру сгорания: магистраль
присоединяется к клапану горючего и к одной камере сгорания (а не к
двум, как на двигателе РД-211). Незначительным изменением конфигу-
рации отличаются и трубопроводы системы подачи перекиси водорода.
Для удобства монтажа двигателя па ракете в магистраль заправки
пусковым горючим и магистраль слива перекиси водорода введены гиб-
кие трубопроводы.
Установленный на двигателе подогреватель воздуха 3 размещен в
выхлопном коллекторе турбины ТНА.
Снижение высотности сопла камер сгорания позволило несколько
уменьшить высоту и диаметр двигателя.
Окислитель из насоса, проходя через расходную шайбу и клапан
окислителя 27, по четырем гибким (гофрированным) трубопроводам 15
подается в камеры сгорания. Слив окислителя при песостоявшемся за-
пуске двигателя производится через сливной трубопровод, присоединен-
ный к клапану окислителя, п сливной вентиль 26.
Горючее от насоса проходит через расходную шайбу по трубопроводу
23 в клапан горючего 19, а затем по четырем трубопроводам 20 п восьми
гибким (резиновым) трубопроводам 21 подается в камеры сгорания.
Слив горючего при песостоявшемся запуске производится через сливные
вентили 32.
Через заправочный клапан 35 по трубопроводам 17, 18 и 34 происхо-
дит заправка магистрали горючего до клапана 19 пусковым горючим.
Перекись водорода от насоса через редуктор перекиси водорода 11,
трубопровод 8 и перекрывной клапан 28 поступает в газогенератор 1.
Слив перекиси водорода осуществляется через трубопроводы 42 и 43 и
заправочно-сливной клапан 44. Окислитель, горючее и перекись водо-
рода, -просачивающиеся через уплотнения насосов, отводятся в атмос-
феру по соответствующим дренажным трубопроводам.
Сжатый воздух от бортовых баллонов высокого давления ракеты по
трубопроводу 4 поступает к воздушным редукторам давления 5 и 7. От
редуктора давления 7 по трубопроводу 28, через распределитель 37,
электропневмоклапаны 38 и 39 и по трубопроводам 22, 24 и 30 сжатый
воздух поступает к клапанам 27, 19 и 29. От редуктора давления 5 по
трубопроводам 6, 9 и 10 и через электропневмоклапап 36 сжатый воздух
подводится к редуктору перекиси водорода 11.
53
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-212
Фиг. 104. Камера сгорания [42]:
/ — фланец; 2, <3/— штуцера; 3 — патрубок; 4, 12, 23, 36—кольца; 5, 35 — обечайки; 6— среднее
днище; 7 — внутреннее днище; 5 — наружное днище; Р—кольцо головки; 10 — опора; //. 22— со-
единительные кольца; 13 — гофрированная проставка цилиндра; 14 — рубашка цилиндра; /5—
стейка цилиндра; 16, 19, 20, 21 — гофрированные проставки докритической части сопла; /7 — ру-
башка докритической части сопла; 18 — стейка докритической части сопла; 24, 25, 28, 29, 30— гоф-
рированные проставки закритнческой части сопла; 26— рубашка закритнческой части сопла; 27 —
стенка закритнческой части сопла; 32 — патрубок; 33— кольцо коллектора; 34 — сливная бобышка;
37 — сектор коллектора; 38, 39—кронштейны
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ [38]
Секундный расход окислителя............................49,2 кГ/сек
Секундный расход горючего..............................12,4 кГ/сек
Весовое соотношение компонентов топлива................3,97
Давление газов в камере сгорания.......................40 ата
Давление газов в выходном сечении сопла................0,8 ата
Тяга номинальная:
у земли . .................................. 14 250 «Г
в пустоте........................................16 000 кГ
Удельная тяга — тяга, отнесенная к суммарному секундному
расходу топлива:
у земли . ................................231,3 сек
в пустоте........................................... 259,7 сек
Диаметр критического сечения............................175 мм
Диаметр выходного сечения сопла.......................... 470 мм
Объем камеры сгорания до критического сечения . . . 103 л
Охлаждающий компонент .................................Горючее
Количество форсунок окислителя......................... 504 шт.
Количество форсунок горючего........................... 283 шт.
Литровая тяга..........................................138,5 кГ/л
Время пребывания продуктов сгорания в камере сгорания . 7,03- 10~3 сек
п Г
Относительная расходонапряжениость.....................0,86 —;-----------
с.и2 -сек‘/ima
Вес камеры сгорания....................................Не более. 87 кГ
54
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-212
Фиг. 105, Вид па камеру сгорания со стороны форсуночной го-
ловки [42]:
1,2 — кронштейны
Камера сгорания двигателя РД-212 (фиг. 104)
разработана иа базе камеры сгорания двигателя
РД-211 и отличается от нее закритической частью
сопла, что вызвано изменением высотности сопла
двигателя РД-212.
По результатам доводочных работ по камере сго-
рания двигателя РД-211 в конструкцию форсуноч-
ной головки двигателя РД-212 внесены соответству-
ющие изменения:
— сняты антипульсационные перегородки;
— снижен перепад давления на форсунках до
6 ат\
— сняты радиальные подкрепляющие пластины,
связывающие среднее и наружное днища головки;
— спят центральный колпачок в полости окисли-
теля;
— скорректирована схема расположения форсу-
нок в целях заполнения форсунками участков, на ко-
торых ранее устанавливались антипульсационные
перегородки (фиг. 107).
На головке установлено 787 форсунок, из них
504 форсунки окислителя (фиг. ПО) и 283 форсун-
ки горючего (фиг. 111).
Кроме того, для улучшения технологичмости и
повышения надежности ликвидирован разъем меж-
ду цилиндром и докритической частью сопла
(фиг. 106). Новый узел, объединяющий цилиндр и
докритическую часть сопла, был назван средней
частью.
Разработана также новая конструкция закрити-
ческой части сопла, в которой в результате смеще-
ния коллектора от выходного сечения достигнуто
уменьшение веса и габаритов камеры.
Фиг. 106. Стык цилиндрической части с докрити-
ческой частью сопла
Неловкие 0 б 0 3 Н
Ж - Форсунки окислителя с малыми
углами конусов распыла
(см. фиг. 110)
-форсунки окислителя с большими
кВ/ углами конусов распыла
1 ' (см. фиг. 110)
А -форсунки окислителя с малыми
хП углами конусов распыла
с упрочненным корпусом
-форсунки окислителя с большими
углами конусов распыла
с упрочненным корпусом
а ч е н и я форсунок:
-форсунки горючего с малыми
углами конусов распыла
(ем. фиг- 111 )
- форсунки горючего с большими
углами конусов распыла
(см фиг. W)
-периферийные форсунки горючего
дистанционные втулки (см.фиг.по)
Фиг. 107. Схема расположения форсунок [43]
55
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-212
Фиг. 108. Схема охлаждения камеры сгорания
Фиг. 110. Форсунки окислителя с дистанционной втулкой (а —
с малыми углами конуса распыла; б — с большими углами ко-
нуса распыла):
/ — корпус; 2 — втулка; 3 — завихритель; 4 — дистаииионная в гулка
а б
Фиг. 111. Форсунки горючего (а — с малыми углами конуса
распыла; б —с большими углами конуса распыла):
/ — корпус; 2 —втулка; 3 --.авпхритель
В принятой конструкции охлаждающая жидкость (фиг. 108) из
коллектора поступает в зарубашечное пространство, где разветвля-
ется на два потока. Один поток идет по направлению к головке но
каналам, образованным гофрированной проставкой и рубашкой,
другой поток по таким же каналам направляется к срезу сопла и
оттуда по каналам, образованным этой же гофрированной про-
ставкой и стенкой, также направляется к форсуночной головке.
Соединительные кольца 11, 22 (фиг. 104) имеют бурты, воспри-
нимающие усилия от усадки швов приварки соединительных колец.
Для устранения имевших место па камере сгорания двигателя
РД-211 случаев разгара отверстий в кольце головки и штуцеров,
используемых для замера давления газов, изменена конфигурация
капала в кольце — капал выполнен не коленчатым (из двух 'пересе-
кающихся отверстий), а прямым (см. фиг. 112).
56
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-212
Фиг. 113. Схема крепления камер сгорания
Развертка по ЯБВГ
Несколько изменена система крепления (фиг. 113), Неизмен-
ность положения камер сгорания в блоке достигается за счет взаим-
ного смещения осей кронштейнов одного пояса относительно осей
кронштейнов другого пояса. Взамен двух опор для крепления дви-
гателя па ракете па камеру сгорания установлена одна мощная
опора 10 (фиг. 104).
Для уплотнения хвостового отсека ракеты у выходного сечения
сопла введена обечайка 35,
Материалы, применяемые для изготовления камеры сгорания [38]
Степка ................................................ Сталь Х18Н9Т
Гофрированные проставки................................Сталь 10
Рубашка цилиндрической и закритической частей . . . Сталь 12Х2НВФА
Рубашка докрптическоп части сопла......................Сталь ЭИ659
Детали форсуночной головки (днища, кольцо, фланец) . . Сталь ЭИ654
Форсунки...............................................Сталь Х18Н9Т
Детали коллектора (кольцо, сектор, патрубок, штуцер) . . Сталь 25ХГСА
Опора и кронштейны.......................................Сталь 20ХГСА
Припой для пайки форсуночной головки...................№ 87
Припой для пайки нижней части .................Пр МНЦ 5,5—11,5
Первые же испытания камер сгорания двигателя РД-212 показали
ухудшение работоспособности по сравнению с двигателем РД-211 из-за
появления высокочастотных пульсаций как при баллонной, так и при
турбонасосной системах подачи, что, возможно, было связано с измене-
нием вибрационных характеристик камеры сгорания при введении но-
вой закритической части сопла. В связи с этим возникла необходимость
в проведении работ по повышению устойчивости рабочего процесса.
Еще при доводочных испытаниях двигателей РД-211 было отмечено
повышение устойчивости при установке около антипульсационных пере-
городок форсунок горючего с малыми углами распыла. Этот эффект мог
оказаться полезным и для двигателя РД-212.
Для дополнительной проверки особенностей смесеобразования при
использовании форсунок горючего и окислителя с малыми углами кону-
сов распыла (40—50°) были изготовлены форсуночные головки двух ти-
пов: головки с применением только форсунок с малыми углами конусов
распыла и головки с применением форсунок как с малыми, так и с боль-
шими углами конусов распыла (так называемое двухъярусное смесеоб-
разование, фиг. 114).
Испытания камер сгорания с форсуночными головками первого типа
на всех использовавшихся ранее видах горючего, включая керосин Т-1,
при баллонной подаче топлива прошли без высокочастотных пульсаций.
При проведении этих испытаний было подтверждено, что снятие ан-
типульсационных перегородок не ухудшает устойчивости рабочего про-
цесса. Кроме того, следует отметить, что испытания головок первого ти-
па с антипульсационными перегородками свидетельствовали об интенси-
фикации обратных токов при уменьшении углов конусов распыла. Так,
несмотря на то что работа этих головок была совершенно устойчива, пе-
регородки прогорали у основания (у внутреннего днища головки). Были
также отмечены случаи подгара внутреннего днища головки на перифе-
рии и разгара отверстий и штуцеров, служащих для замера давления в
камере сгорания. В качестве серьезного недостатка форсуночных голо-
вок первого типа следует, кроме того, отметить худшую работу их при
дросселировании (нижняя граница зоны устойчивости при дросселиро-
вании камер сгорания с головками первого типа существенно подня-
лась) ,
Форсуночные головки с двухъярусным смесеобразованием при испы-
таниях показали (включая испытания на керосине Т-1) .наиболее высо-
кую степень устойчивости процесса по сравнению со всеми ранее испы-
Фиг. 114. Схема двухъярусного смешения компонентов топлива:
/ — форсунки окислителя; 2 — форсунки горючего
® О — форсунки с большими углами конуса распыла
ф О — форсунки с малыми углами конуса распыла
тайными головками. Эти форсуночные головки не имели дефектов пос-
ле испытании п обеспечили устойчивую работу одиночных камер как на
баллонной, так и на турбонасосной системах подачи топлива, и па осно-
вании этого были приняты как основные для камеры сгорания двигате-
ля РД-212.
Камеры сгорания с форсуночными головками, создающими двухъ-
ярусное смешение компонентов топлива, прошли первые успешные ис-
пытания в составе двигателя (в четырехкамерной сборке) при давлении,
газов в камерах сгорания до 35 ата, однако при повышении давления в
камере сгорания до 40 ата в ряде случаев была отмечена неустойчивая
работа двигателя, приводившая к серьезным дефектам материальной
части, в том числе и прогарам внутренней стенки. В связи с этим были
изготовлены и испытаны камеры сгорания с укороченной на 130 мм ци-
линдрической частью. Двигатели с такими камерами сгорания работали
устойчиво до давления в камере сгорания порядка 40—42 ата. Величи-
на удельной тяги и положение границы низкочастотных пульсаций при
укорочении цилиндра не изменились. При более высоких давлениях на-
ряду с удачными пусками были пуски, при которых в камере сгорания
возникали высокочастотные пульсации.
В связи с прекращением работ по двигателю РД-212 дальнейшие ра-
боты по повышению устойчивости проводились применительно к двига-
телям РД-213, РД-214.
8 Зак. 0086
57
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИГАТЕЛЯ РД-212
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ
ТУРБОНАСОСНОГО АГРЕГАТА [38]
Мощность турбонасосного агрегата .... 2250 л. с.
Число оборотов насосов и турбины .... 8100 в минуту
Расход окислителя..........................19G.8 кГ/сек
Расход горючего.............................49,6 кГ/сек
Расход перекиси водорода.....................5,6 кГ/сек
Минимальное давление ни входе в насос окисли-
теля .......................................4,63 ата
Минимальное давление на входе в насос горю-
чего .......................................2,3 ата
Минимальное давление на входе и насос переки-
си водорода.................................,з,о ата
Давление на выходе из насоса окислителя . 57 ата
Давление на выходе иа насоса горючего . . 62 ата
Давление на выходе на насоса перекиси водоро-
да ......................................... 61 ата
Коэффициент полезного действия насоса окислп-
, теля......................................0,65
Коэффициент полезного действия насоса горю-
чего .....................................0,6
Коэффшшен г полезного деиспшн насоса пере-
киси водород;!..........................0,3!)
Коэффициент быетроходпости насоса окислители !)6
Коэффициент быстроходности насоса горючего 52
Коэффициент быстроходности насоса перекиси
водорода...................................20
Каши анионный коэффициент быстроходности на-
соси окислителя............................ 2300
Каиитаииоиный коэффициент быстроходности на-
соса горючего...............................1970
Относительная осевая скорость на входе в насос
окислителя.................................. 0,0844
Относительная осевая скорость на входе в на-
сос горючего . .......................0,076
Удельная мощность (мощность, отнесенная к
единице секундного расхода рабочего тела тур- Л. с.
Сншы)..................................... 400 кГ,сек
Эффективный коэффициент полезного действия '
турбины...................................0,44
Температура рабочего тела па входе в турбину 773°К
Давление па входе в турбину.................37.5 ата
Даилтшио на выходе из турбины .... 1,5 ата
Окружная скорость иа среднем диаметре рото-
ра турбины................................. 208 м/сек
Отношение окружной скорости па среднем диа-
метре ротора к скорости истечения из сопел 0,18
Нее турбонасосного агрегата, не заполненного
компонентами...............................160 кГ
Вес турбонасосного агрегата, заполненного ком-
понентам!! ................................192 кГ
Габаритные размеры турбонасосного агрегат;!
(длина X ширина X высота)..................1120X800X600 чьи
Относительный вес турбонасосного агрегата (пес
агры атц, за полненного компонентами, отне-
сенный к единице 'inn'll двигателя) . . . 3,37 кГ/т тлей
Вее турбонасосного агрегата, заполненного ком-
понентами, отнесенный к единице мощности 85,3 Г/л. е.
Фиг. 115. Турбонасосный агрегат
Турбонасосный агрегат двигателя РД-212 (фиг. 115) разработан на
основе ранее спроектированного ТНА двигателя РД-211 (фиг. 77) и со-
стоит из двух основных топливных насосов — окислителя и горючего,
вспомогательного насоса перекиси водорода и турбины.
Параметры турбонасосного агрегата двигателя РД-212 несколько от-
личаются от параметров ТНА двигателя РД-211 из-за небольшой раз-
ницы в тягах этих двигателей и уточнения характеристик насосов п тур-
бины по результатам испытаний [44].
Конструктивные изменения ТНА направлены главным образом на
повышение антикавитационных качеств насосов, повышение устойчиво-
сти работы насосов при возникновении низкочастотных пульсаций дав-
лений па входе, а также па улучшение условий работы уплотнений па
валу и заключаются в следующем.
58
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИГАТЕЛЯ РД-212
Фиг. 117. Узел насоса горючего:
/ — отражатель; 2 — -манжетное уплотнение; <3 — стопор-
ное кольцо; '/ — центробежная крыльчатка; 5—осевая
крыл ьчатка
Фиг. 116. Узел уплотнений насосов окислителя и
горючего:
/—манжетное уплотнение; 2 —крышка; —корпус уп-
лотнения; •/, б — отражатели; 5 —торцевое сильфонное
уплотнение
Перед торцевым уплотнением насоса окислителя 5 (фиг. 116) со сто-
роны насоса горючего установлен отражатель 6 большего диаметра,
дополнительно введены отражатель 4 в дренажной полости окислителя
перед манжетой 1 и отражатель 1 (фиг. 117) в насосе горючего перед
манжетой 2.
Введение дополнительных отражателей позволило снизить давление
перед манжетами и улучшить условия их работы на валу.
В торцевом уплотнении 2 (фиг. 120) насоса окислителя изменено
крепление сильфона: сильфон 3 приваривается не непосредственно к
корпусу 1, как на двигателе РД-211 (см. фиг. 77), а к втулке 5, которая,
в свою очередь, завальцовывается в корпус уплотнения. Это позволяет
при переборках насоса использовать корпус уплотнения 1 неоднократно.
На входе в центробежную крыльчатку насоса горючего по аналогии
с насосом окислителя установлена осевая крыльчатка 5 (фиг. 117), поз-
волившая улучшить антикавитационные качества насоса и повысить
устойчивость насоса к возникновению низкочастотных пульсаций дав-
ления па входе.
В турбине двигателя РД-212 изменено расположение подводящих
патрубков статора (фиг. 118) в связи с конструктивным изменением га-
зогенератора, а также крепление теплоизоляционного кожуха (фиг. 119).
Фиг. 119. Крепление теплоизоляционного ко-
жуха к статору турбины:
1 — газораспределительная труба; 2 — теплоизоля-
ционный кожух; J— сопловой аппарат
Фиг. 118. Подводящий патрубок турбины:
1 — подводящий патрубок; 2 — сопловой аппарат
Фиг. 120. Узел уплотнения насоса окисли-
теля и турбины:
1 — корпус торцевого сильфонного уплотнения;
2 — торцевое сильфонное уплотнение; 3— сильфон;
'/ — манжетное уплотнение; 5—втулка; 6 —кор-
пус манжетного уплотнения
59
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-212
Подвод управляющего
воздуха
Фиг. 121. Клапан окислителя [45]:
/- корпус; /2 — прокладки; 3 — штуцер; •/ — клапан; 5 — штанга; 6 — сильфон; 7, /5 — манжеты;
8 — стакан; 9— поршень; 10—направляющая; // — основание; 13—крышка; 14 — пружина
В двигателе РД-212 применяется ряд новых, специально
разработанных агрегатов автоматики, основными из которых
являются следующие: клапан окислителя, сливные вентили
для горючего и окислителя, редуктор давления, используемый
в системе управления редуктором перекиси водорода, обрат-
ный клапан в системе настройки реле давления, заправочный
клапан. Остальные агрегаты автоматики или аналогичны рас-
смотренным в предыдущих частях Альбома, или полностью
заимствованы из других двигателей, о чем более подробно бу-
дет сказано в конце раздела.
Клапан окислителя (фиг. 121) предназначен для управле-
ния подачей окислителя в камеры сгорания.
Перекрытие магистрали осуществляется клапаном 4, в та-
рель которого запрессовано фторопластовое уплотнительное
кольцо. В клапане имеются жидкостная полость А и две поло-
сти управляющего давления Б и С, соединенные между собой
отверстием в штанге 5. Две последовательно расположенные
полости позволяют увеличить рабочее усилие на клапане 4 без
существенного увеличения габаритов клапана. Жидкостная
полость А и полость управляющего воздуха Б разделяются
сильфоном 6 и алюминиевой уплотнительной прокладкой 12.
Сильфон 6 размещается в разрезном стакане 8, который яв-
ляется направляющей для сильфона и, кроме того, ограни-
чителем хода клапана 4. Полость А герметизируется по месту
стыка основания с корпусом уплотнительной прокладкой 12.
Полость Б герметизируется по месту стыка направляющей с
корпусом уплотнительной прокладкой 12, кроме того, полость
Б герметизируется по месту подвижного соединения поршня
с направляющей манжетой 7. Полость управляющего возду-
ха С герметизируется по месту подвижного соединения порш-
ня с крышкой манжетой 15.
Основные детали клапана изготовлены из следующих ма-
териалов: корпус 1 и крышка 13 — из алюминиевого сплава
АЛ4, клапан 4, сильфон 6 и основание И — из стали 1Х18Н9Т,
пружина 14 — из стали 50ХФА.
Закрытие клапана осуществляется путем подачи управля-
ющего воздуха в воздушные полости Б и С через штуцер в
крышке 13. Под действием суммарной силы давления воздуха
па площадь, ограниченную наружным диаметром манжеты 15,
и па кольцевую площадь, ограниченную средним диаметром
сильфона и внутренним диаметром манжеты 7, сжимается пру-
жина 14 и поршень 9, штанга 5 и укрепленный на ней кла-
пан 4 перемещаются вверх. Клапан 4 плотно прижимается
фторопластовым уплотнительным кольцом к седлу корпуса 1.
Клапан закрыт. Процесс закрытия клапана аналогичен п при
наличии .расхода окислителя. Дополнительным фактором яв-
ляется давление окислителя, противодействующее закрытию.
Клапан данной конструкции обеспечивает отсечку окислителя,
имеющего давление выше давления управляющего воздуха.
Открытие клапана осуществляется путем стравливания
воздуха из управляющих полостей Б и С. Под действием силы
сжатия пружины, а при запуске двигателя — и давления
окислителя клапан 4 перемещается до упора в стакан 8, обес-
печивая свободный проход через клапан.
Фиг, 122. Сливной вентиль [46]:
/ — корпус; 2 — клапан; 3 — пружина; -/ — мембрана; 5 —крышка; 6 -
шпиндель; 7 — угор; 8 шайба; 9 - улавливатель
Сливной вентиль (фиг. 122) предназначен для слива окис-
лителя из насоса и трубопровода, соединяющего ТНА с кла-
паном окислителя.
На двигателе вентиль своим входным штуцером соединен
с системой окислителя специальным трубопроводом, к выход-
ному штуцеру вентиля крепится сливной трубопровод.
В закрытом положении клапан 2 своей сферической по-
верхностью плотно прижимается к конической поверхности
корпуса 1, обеспечивая герметичность вентиля. Для слива
окислителя отворачивается шпиндель 6 до упора его ограни-
чительного буртика в крышку 5, при этом пружина 3 отжимает
клапан от конической поверхности корпуса, обеспечивая про-
ток окислителя. Для исключения утечек окислителя в окружа-
ющую среду в процессе слива компонента предусмотрена гоф-
рированная разделительная мембрана 4, которая зажимает-
ся между корпусом и пружиной. Открытие и закрытие вентиля
производится вращением шпинделя соответственно по часовой
и против часовой стрелки вручную, с помощью ключа. Для об-
легчения установки ключа на четырехгранник шпинделя в вен-
тиле предусмотрен конический улавливатель 9.
Все детали вентиля, кроме шайбы 8, изготовлены из ста-
лей 1Х18Н9Т и 2X13. Шайба 8 — из стали 65Г.
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-212
| Выход
Фиг. 123. Сливной вентиль [47]:
I — корпус; 2 — клапан; Л —резиновое кольцо; У —ком-
пенсатор; 5 — втулка; 6—шпиндель; 7 — упор
Сливной вентиль (фиг. 123) предназначен для
слива горючего из зарубашечпого пространства ка-
меры сгорания и системы подачи горючего.
Вентиль состоит из следующих основных дета-
лен: корпуса 1, выполненного из алюминиевого
сплава АВ, клапана 2 п шпинделя 6 - из стали
2X13, компенсатора 4 — из алюминиевого сплава
Д16, втулки 5 — из бронзы, упора 7 и резинового
уплотнительного кольца 3.
С помощью входного штуцера вентиль крепится
к штуцеру коллектора камеры сгорания. К выход-
ному штуцеру вентиля крепится сливной трубо-
провод.
Закрытие и открытие вентиля производится вра-
щением шпинделя 6 соответственно по часовой и
против часовой стрелки (до упора в торец детали 7)
вручную.
Обеспечение требуемого давления перекиси во-
дорода на входе в газогенератор осуществляется с
помощью редуктора давления. Подробное описание
особенностей конструкции аналогичного редуктора
давления перекиси водорода приводятся в разделе
автоматики двигателя РД-213.
Управление редуктором давления перекиси водо-
рода осуществляется с помощью двух воздушных
редукторов.
Редуктор давления, обеспечивающий управле-
ние редуктором давления перекиси водорода на но-
минальном режиме работы двигателя, по конст-
рукции и принципу работы аналогичен редуктору
давления, приведенному в разделе автоматики дви-
гателя РД-103 во второй части Альбома. Отличие
заключается в том, что предохранительный клапан
не имеет травящего устройства.
Второй редуктор давления, конструкция которо-
го представлена на фиг. 124, обеспечивает управле-
ние редуктором давления перекиси водорода на ре-
жиме дросселирования двигателя.
По принципу работы данный редуктор аналоги-
чен предыдущему, но отличается тем, что вместо
предохранительного клапана установлено травящее
устройство 13, служащее для обеспечения стабиль-
ной работы редуктора за счет постоянного стравли-
вания определенного количества воздуха.
Основные детали редуктора изготовлены: кор-
пус 7 и клапан 9 — из алюминиевого сплава АВ,
седло 10 — из алюминиевого сплава Д16, опора 5,
регулировочная опора 14, пята 16 — из стали 25,
регулировочный винт 1 и шток И — из стали 2Х1з’
пружина 3 — из стали 50ХФА, мембрана 15 — из
двух слоев резины 9104 и одного слоя ткани АМ-93.
Переключение редуктора давления перекиси во-
дорода с номинального режима настройки на режим
дросселирования двигателя осуществляется с по-
мощью электропневмоклапана, который по конст-
рукции и принципу работы аналогичен главному
клапану газогенератора, приведенному в разделе
автоматики двигателя РД-100 во второй части
Альбома.
Обратный клапан (фиг. 125) служит для обеспе-
чения проверки срабатывания реле давления сжа-
тым воздухом от бортового пневмощитка, а также
для исключения утечки горючего из магистрали при
работе двигателя.
Сжатый воздух для проверки срабатывания ре-
ле давления подводится к штуцеру 1. Под действием
воздуха клапан 3, сжимая пружину 4, отходит от
седла штуцера 1 н обеспечивает доступ воздуха к
реле давления. Как только подача воздуха прекра-
щается, пружина 4 прижимает клапан 3 к седлу
штуцера 1.
Основные детали клапана выполнены из следу-
ющих материалов: штуцер 1 — из алюминиевого
сплава АВ, пружина 4 — из стальной проволоки
ОВС, корпус 5— из алюминиевого сплава Д1.
Фиг. 124. Редуктор давления [48]:
/ —• регулировочный впит; 2— кожух; 3'—пружина; -У —решетка-пружина; а — опора; б — корпус
мембраны; 7— корпус; в—’шайба; 9 — клапан; 10 — седло;, 11 — шток; 12 — пылезащитный колпа-
чок; 13 — травящее устройство; 14 — регулировочная опора; 16— мембрана; 16 -- пята
Заправочный клапан (фиг. 126) служит для за-
правки двигателя пусковым горючим.
При заправке двигателя пусковым горючим упор
заправочного приспособления отжимает грибок
клапана 3, открывая проход горючему через кла-
пан, При снятии заправочного приспособления гри-
бок клапана <3 плотно садится на внутреннее уплот-
няющее кольцо под действием пружины 1 и давле-
ния во внутренней полости клапана и не допускает
вытекания горючего из магистрали.
Герметичное уплотнение стыка гайки 4 с корпу-
сом 2 осуществляется с помощью треугольного вы-
ступа на торце гайки, входящего при затяжке гай-
ки в соответствующую кольцевую проточку на внут-
ренней поверхности корпуса 2.
Все детали клапана (кроме пружины) выполне-
ны из алюминиевого сплава АМг7, пружина —из
стальной проволоки ОВС. В кольцевые проточки
ганки 4 в качестве уплотнительных элементов за-
прессованы фторопластовые кольца.
Для исключения утечки управляющего воздуха
в бортовую воздушную систему через воздушный
редуктор давления при питании двигателя сжатым
воздухом от наземной установки используется в
пневмосистеме двигателя специальный обратный
клапан.
По своей конструкции и принципу действия дан-
ный клапан аналогичен обратному клапану, при-
меняемому для тех же целен на двигателе РД-103,
и отличается от него отсутствием жиклирующего
сверления в грибке клапана.
Остальные агрегаты автоматики, применяемые
па двигателе, но не рассмотренные в данном раз-
деле, заимствуются из двигателей, описанных во
второй, третьей и четвертой частях Альбома.
Фиг. 125. Обратный кла-
пан [49]:
1 — штуцер; 2 — проклад-
ка; 3— клапан; 4— пружи-
на; 5 —корпус; 6 — штифт;
7 — гайка
Фиг. 126. Заправочный
клапан [50]:
1 — пружина; 2 — корпус;
3 — клапан; 4 — гайка
К ним относятся:
— клапан горючего, предназначенный для уп-
равления подачей горючего в камеры сгорания, а
также для перекрытия магистрали при заправке
баков двигателя и при его выключении, заимство-
ванный из двигателя РД-211;
— перекрывной клапан, предназначенный для
управления подачей перекиси водорода в газогене-
ратор, а также выполняющий функции обратного
клапана, заимствованный из двигателя РД-106;
— редуктор давления воздуха, используемый в
системе управления топливными клапанами, и элек-
тропневмоклапап, служащий для управления рабо-
той перекрывного клапана, заимствованные из дви-
гателя РД-211;
— электропиевмоклапап, служащий для управ-
ления работой клапанов горючего и окислителя,
заимствованный из двигателя РД-101;
— два подогревателя, обеспечивающие устойчи-
вую работу воздушных редукторов давления, управ-
ляющих редуктором давления перекиси водорода,
заправочно-сливной клапан, служащий для заправ-
ки и слива перекиси водорода из бака и магистра-
лей, и обратный клапан, служащий для предотвра-
щения стравливания управляющего воздуха из лнев-
мосистемы двигателя при его отстыковке от назем-
ной воздушной системы, заимствованные из двига-
теля РД-103.
61
УЗЛЫ ОБЩЕЙ СБОРКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-212
Фиг. 127. Соединение трубопровода
перекиси водорода с перекрывшим
клапаном:
1 — перекрытой клапан. 2 — накидная
гайка; 3 — алюминиевая уплотнительная
прокладка; 4 —опорная шайба; 5 — сфери-
ческий шпигель
Основные магистрали систем по-
дачи окислителя, горючего и пере-
киси водорода и магистрали воз-
душной системы двигателя по сво-
ему составу и конструкции выполне-
ны в основном аналогично соответ-
ствующим магистралям двигателя
РД-211.
Магистраль подачи окислителя в
камеры сгорания включает расход-
ную шайбу, клапан и четыре гибких
(гофрированных) трубопровода с
диаметром проходного сечения
55 мм.
Магистраль подачи горючего в
камеры сгорания состоит из расход-
ной шайбы, трубопровода подачи
горючего в клапан, клапана, четы-
рех стальных трубопроводов и вось-
ми гибких (резиновых) трубопрово-
дов с внутренним диаметром 25 мм.
В магистраль заправки двигате-
ля пусковым горючим входят два
гибких (гофрированных) трубопро-
вода с внутренним диаметром 20 мм
и два -стальных трубопровода раз-
мером 14-Х1 мм. Устройство гибких
трубопроводов аналогично устройст-
ву гибких трубопроводов окисли-
теля.
В магистраль подачи перекиси
водорода входит трубопровод, изго-
тавливаемый из нержавеющей ста-
ли, размером 35Х 1,5 мм.
Фиг. 128. Рама ТНА [51]:
/, 3, 7 —узлы крепления ТИА; 2, 3— кницы; 4 — узел крепления
рамы; 5 —труба; О'--уголок
Фиг. 129. Подогреватель воздуха [52[:
1 — ВЫХЛОПНОЙ коллектор турбины; 2— пластина; 3 — болт; 4 — кроитгейп; Л —вы-
ходной штуцер; в, 8— гпЙКИ; 7 -прокладки; S—входной штуцер; W — коллектор
змеевиков; 11 — контровочная проволока
Соединение трубопровода с насосом и перекрывиым клапа-
ном осуществляется с помощью двусторонних сферических
ниппелей, приваренных к трубе, накидных гаек и опорных
шайб (см. фиг. 127).
Сливные, дренажные трубопроводы систем подачи окисли-
теля, горючего и перекиси водорода, а также трубопроводы
воздушной системы подобны соответствующим трубопроводам
двигателя РД-211.
Рама (фиг. 128), используемая для установки ТНА, пред-
ставляет собой цельносварную ферменную конструкцию из
труб 5. Для повышения жесткости конструкции узлы соеди-
нения труб усилены уголками 6 или врезными кницами 2, 8,
В верхнюю часть рамы вварены три узла крепления турбона-
сосного агрегата 1, 3, 7, а в нижнюю часть — резьбовые втул-
ки, в которые ввернуты четыре узла крепления рамы к каме-
рам сгорания 4. Материал труб рамы — сталь ЗОХГСА, ос-
тальных свариваемых деталей — сталь 25ХГСА.
Узлы крепления турбонасосного агрегата и узлы крепления
рамы аналогичны соответствующим узлам крепления рамы
ТНА двигателя РД-107.
В выхлопной коллектор турбины ТНА устанавливается по-
догреватель воздуха, идущего па наддув топливных баков.
В подогревателе воздуха (фиг. 12!)) выхлопные газы тур-
бины е температурой — 3(Юи С омывают коллектор змееви-
ков 10, отдавая тепло движущемуся по трубкам коллектора
воздуху.
Коллектор змеевиков соетоиг in 17 стальных (сталь 2()А)
трубок размером 10x0,5 лы|, которые припаяны латунью к
входному 9 и выходному 5 штуцерам, /(ля скрепления трубок
п обеспечения зазора между ними на коллекторе змеепшш
установлена пластина 2. Трубки проходят через отверстия
пластины. Пластина прикреплена к крои in refill у выхлопного
коллектора турбины болтами
Для обеспечения зазора между трубками но всей окружно-
сти коллектора трубки скреплены контровочной проволокой 11
в двух диаметрально расположенных сечениях.
Входной 9 и выходной 5 штуцера подогревателя крепятся
к днищу выхлопного коллектора гайками G и 8. Уплотнение
этих соединений обеспечивается графитизированными паропн-
товыми прокладками 7.
62
НАЗЕМНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ ДВИГАТЕЛЯ РД-212
В комплект наземного оборудования двигателей РД-212 в
комплексе крылатой ракеты входят два стартовых пневмощит-
ка (ПЩС) (фиг. 130). Каждый из них обеспечивает предстар-
товую проверку агрегатов автоматики и подготовку к старту
одновременно двух ускорителей крылатой ракеты вместе с
установленными па них двигателями.
С помощью стартового пневмощитка проводятся следую-
щие операции:
— заполнение сжатым воздухом давлением 320 ати бор-
товых баллонов ускорителей;
— заполнение и подпитка сжатым воздухом давлением
200 ати бортовых баллонов ускорителей;
— подпитка сжатым воздухом давлением 45 ати магист-
ралей системы управления;
— наддув баков окислителя и перекиси водорода ускори-
телей перед стартом;
— подача воздуха низкого давления для проверки сигна-
лизаторов наддува в баках окислителя и перекиси водорода.
Кроме того, пневмощиток может быть использован для
проведения различных операций при контрольных (предстар-
товых) испытаниях ускорителей и двигателей. Управление
пневмощитком может быть непосредственным (ручным) и ди-
станционным -- с помощью электрических команд па элек-
тропневмоклапаиы. Непосредственное управление осуществ-
ляется при проведении различных предстартовых операций,
дистанционное — при пуске ракеты.
Пневмосистема стартового пневмощитка
(фиг. 131) питается воздухом давлением 320 и
200 ати. Очистка поступающего в пневмощиток воз-
духа осуществляется фильтрами 1 и 11.
На линиях заполнения бортовых баллонов уста-
новлены вентили 2 и 10 и манометры 3 и 8.
Давление 200 ати понижается в пневмосистеме
редуктором давления 12 до давления 10—55 ати,
которое снижается до 0,5—10 ати редуктором 20.
На линиях наддува баков окислителя и переки-
си водорода смонтированы электропневмоклапаны
4, 5, 6, 7, которые в нормальном (обесточенном) со-
стоянии закрыты. В начале наддува баков на все
четыре электропиевмоклапана подается напряже-
ние, клапаны открываются и сжатый воздух посту-
пает в баки окислителя и перекиси водорода, повы-
шая в них давление. В дальнейшем подача воздуха
на наддув автоматически регулируется установлен-
ными на баках сигнализаторами давления, которые
подают команды на закрытие или повторное откры-
тие сблокированного с сигнализатором электропнев-
моклапана.
По линиям заполнения и подпитки бортовых
баллонов давлением 200 ати и подпитки магистра-
лей управляющего давления (45 ати} подача сжа-
того воздуха через пневмощиток осуществляется до
отрыва ракеты от пускового стола. При отрыве ра-
кеты с пускового пульта автоматически подается
напряжение на электропневмоклапаны 9 и 18 и они
закрываются, предотвращая сброс сжатого воздуха
в атмосферу.
Фиг. 130. Стартовый пневмощиток
Фиг. 131. Пневмосхема стартового пневмощитка:
/, // — фильтры; 2, 10 — вентили воздуха высокого давления; 3—манометр на 400 кГ/см^\ 4, 5 —
электропневмоклапаны наддува баков окислителя; 6, 7 — электропневмоклапаны наддува баков
перекиси водорода; 8 — манометр на 300 кГ/см^; 9 — электропневмоклапан подачи воздуха высо-
кого давления; 12 — редуктор воздуха высокого давления; 13 — предохранительный клапан; 14,
10 — вентили воздуха управляющего давления; /5 —манометр па 100 к.Г/см2\ /7 — дренажный
вентиль; 18 — электропневмоклапап подачи воздуха управляющего давления; 19 — манометр на
10 Kl'fCM* 20— редуктор воздуха управляющего давления
НАЗЕМНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ ДВИГАТЕЛЯ РД-212
Фиг. 132, Электросхема стартового пневмощитка:
1 — штепсельный разъем; 2 —обмотка электромагнита ЭП1<
Питание стартового пневмощитка и подача на него элек-
трических команд производятся с пульта управления, с кото-
рым пневмощиток соединен кабелем. Напряжение питания
электроцепей пневмощитка 27±3 в постоянного тока. Электро-
схема стартового пневмощитка представлена на фиг. 132.
Стартовый пневмощиток (фиг. 133) смонтирован в свар-
ном ящике 1, выполненном из листовой стали. Крышка 15
ящика съемная. Внутри ящика смонтирована вся арматура
щитка. Агрегаты автоматики соединяются между собой си-
стемой стальных трубопроводов.
На лицевой панели пневмощитка размещены 4 манометра,
рукоятки всех агрегатов с ручным управлением и штепсель-
ный разъем для соединения электрической системы ПЩС с
пультом управления.
При эксплуатации пневмощиток либо размещается в ме-
таллическом защитном кожухе, закрепленном непосредственно
на стартовой установке, либо помещается в бункере, распо-
ложенном в непосредственной близости от стартовой площад-
ки. В обоих случаях пневмощиток подвешивается на аморти-
зированных серьгах в вертикальном положении. Кронштейны
для подвески ПЩС расположены симметрично на его боковых
стенках.
На нижней и верхней стенках ящика размещены все шту-
цера для присоединения внешних трубопроводов, связываю-
щих пневмощиток с другими агрегатами наземного оборудо-
вания и ракеты.
Присоединяемые к верхним штуцерам трубопроводы объ-
единены скользящей по трубам металлической колодкой, ко-
Фиг. 133. Стартовый пневмощиток (вид сзади, со снятой крышкой) [53]:
1— ящик; 2 —редуктор воздуха высокого давления; 3 — электропневмоклапан подачи воздуха
управляющего давления; 4, /8 — вентили воздуха высокого давления; 5 — предохранительный кла-
пан; 6 — электропневмоклапан подачи воздуха высокого давления; /--манометр на 300 кГ/см~\
8, 9 — электроппевмоклапапы наддува баков перекиси водорода; /0 — манометр на 100 кГ/сл<2;
// — манометр па 10 кГ/см.*', 12, 13 — электропневмоклапаны наддува баков окислителя; 14 — ма-
нометр на 400 кГ/см2\ 15 — крышка; 16 — штепсельный разъем; /7 — кронштейн подвески; 19 —
редуктор воздуха управляющего давления; 20, 24 — фильтры; 21, 25 —вентили воздуха управляю-
щего давления; 22— дренажный вентиль
торая .исключает возможность неправильного их присоедине-
ния. От пневмощитка трубопроводы идут к коллектору, раз-
мещенному на пусковом столе, и далее к отрывным пневмати-
ческим разъемам ракеты; в коллекторе воздушные магистрали
(исключая линии наддува) раздваиваются для обеспечения
питания двух ускорителей,
64
НАЗЕМНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ ДВИГАТЕЛЯ РД-212
В стартовом пневмощитке используются агрегаты автоматики, отли-
чающиеся от бортовой автоматики значительно большим ресурсом ра-
боты, широким применением унифицированных узлов, а также более
простой формой деталей агрегатов.
Вентиль (фиг. 134) устанавливается в стартовом пневмощитке на
линии заполнения бортовых баллонов с давлением воздуха 320 ати и
линии заполнения и подпитки бортовых баллонов с давлением 200 ати.
В закрытом положении вентиля клапан 3 (из стали 2X13) своей по-
лированной поверхностью плотно прижат к седлу корпуса с помощью
впита 8, вращающегося в трапецеидальной резьбе бронзовой втулки 6.
При вращении маховика клапан 3 поднимается и открывает проход воз-
духу. Для исключения повреждений уплотнительной манжеты 5 шток 4
при вращении маховика 11 перемещается только в осевом направлении,
что обеспечивается фиксирующим штифтом 2, который входит в про-
дольный паз корпуса 1. Шпонка 10 фиксирует положение втулки 6 в кор-
пусе. Корпус вентиля изготовлен из латуни Л С-59-1.
Фиг. 134. Вентиль '54]:
/ — корпус; 2 — штифт; 3 — клапан; 4- шгок; 5 —ман-
жета; 6— втулка; 7— вкладыш; 8 — вин г; 9 —гайка;
/у —шпонка; // — маховик
Вход
Фиг. 135. Вентиль:
/ — корпус; 2 — штифт; 5 —клапан; 4 —
шток; .5—манжета; 6 — втулка; 7---вкла-
дыш; 8— винт; 9 —гайка; 10 — маховик
На линиях наддува баков ускорителей установлены электропневмо-
клапаны наддува, конструкция которых показана на фиг. 137. По конст-
рукции и принципу работы они аналогичны электропневмоклапану, при-
мененному в наземном оборудовании двигателя РД-100 (см. вторую
часть Альбома), и отличаются от него только электромагнитом 1.
Электропневмоклапан (фиг. 138) применяется в пневмощитке на ли-
нии заполнения бортовых баллонов давлением 200 ати.
Конструктивной особенностью данного электропневмоклапана явля-
ется то, что клапаны 10 и 13 не связаны между собой жестко штоком 11,
как это имеет место в других электропневмоклапанах такого же типа
(например, примененных в ПЩС двигателя РД-100, см. вторую часть
Альбома).
Фиг. 137. Электроиневмоклапап наддува [56j:
1 — электромигшп • 2 -- шток; 3 — седло; -I регу-
лировочная прокладка; 5, 10 — клапаны; 8 —
пружины; 7 -корпус; 9—манжета; // — проклад-
ка; 12 - штуцер
Вентиль (фиг. 135) используется в пневмощитке в качестве запорно-
го и дренажного вентиля па линиях управляющего давления (до 45 ати),
хотя рассчитан на рабочее давление до 230 ати.
По конструкции вентиль аналогичен вентилю, изображенному на
фиг. 134, но отличается от него меньшим проходным сечением, а также
пластмассовым уплотнением клапана 3.
Электропневмоклапап (фиг. 136) служит для дистанционного пере-
крытия линии управляющего давления ракеты.
По конструкции электропневмоклапап аналогичен электропневмокла-
пану, примененному в составе наземного оборудования двигателей
РД-107 и РД-108 (см. третью часть Альбома), отличается только разво-
ротом электромагнита 7 относительно корпуса 1.
Фиг. 138. Электропневмоклапап [57]:
/-•электромагнит; 2, //—штоки; 3 — седло; 4, 10, /3 —клапаны; 5 — штифт;
о—заглушка; 7, 16— пружины; 8 — кольцо; 9 — манжета; /2 — корпус; 14 —
прокладка; 15 — штуцер; 17 — регулировочная прокладка
Зак. 0086
65
НАЗЕМНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ ДВИГАТЕЛЯ РД-212
На фиг. 139 показана конструкция редуктора воздуха высокого
давления.
Принцип действия этого редуктора давления такой же, как и
редуктора, примененного в. двигателе РД-103. Конструктивной осо-
бенностью данного редуктора является то, что вместо резиновой
мембраны в качестве чувствительного элемента здесь применен
плунжер с резиновой манжетой /3; это позволило значительно уве-
личить ресурс работы редуктора. Кроме того, в конструкции ре-
Фиг. 139. Редуктор давления [581:
/—корпус; 2 — заглушка; 3, /7 —пружины; 4 — клапан; 5—штуцер;
б, 8, 23 — прокладки; 7 — седло; 9 — шток; 10— втулка; //, 20— опора;
12— кольцо; 13—манжета; 14, 16 — тарелн; 15—кожух; 18— втулка;
19— проволочное кольцо; 21 — контргайка; 22— винт
дуктора отсутствуют фильтр для очистки воздуха и предохрани-
тельный клапан, устанавливаемые непосредственно в магистралях
пневмощитка.
Редуктор воздуха управляющего давления (фиг. 140) отлича-
ется от редуктора давления, применяемого в стартовом пневмощит-
ке двигателя РД-101 (см. вторую часть Альбома), отсутствием у не-
го запорного вентиля и расположением дозирующего жиклера в
штуцере 20. На редукторе для крепления к панели пневмощитка
имеется поворотный фланец.
Фиг. 140. Редуктор давления [59]:
/ — корпус; 2, 9 — пружины; 3 — клапан; 4 — толкатель; 5 — шайба; 6 — мембрана; 7 — втул-
ка; 8 — проволочное кольцо; 10 — регулировочный винт; // — контргайка; /2 — тарель;
/3 — фланец; 44— стакан; 15 — кольцо; 16, 19 — прокладки; 17, 20— штуцера; 18 — центр
Конструкция предохранительного клапана показана на фиг. 141.
В собранном предохранительном клапане образуются три раз-
общенные между собой полости: Л, Б и В. Полости А и В постоят
но сообщаются с атмосферой. Предохранительный клапан работа-
ет следующим образом.
Сжатый воздух подводится к предохранительному клапану со
стороны штуцера 1 и через имеющееся в клапане 2 отверстие диа-
метром 0,4 мм проходит .в полость Б. Вследствие того что пло-
щадь клапана 2 со стороны пружины 7 несколько больше, чем по
седлу штуцера /, результирующая сила давления воздуха направ-
лена вниз и совместно с пружиной 7 прижимает клапан к седлу
штуцера 1.
Если давление в трубопро-
воде ниже давления настрой-
ки клапана, пружина 11 плот-
но прижимает клапан 8 к сед-
лу на перемычке корпуса. При
повышении давления в трубо-
проводе выше давления наст-
ройки пружина отжимает кла-
пан 8 от седла и воздух из по-
лости Б перетекает в по-
лость В, откуда стравливается
в атмосферу через дренажные
отверстия. Так как отверстие
в клапане 2 значительно мень-
ше отверстия в
пуса, воздух
стравливается
быстрее, чем
нее через отверстие в клапане
2. Образовавшаяся разность
давлений под клапаном 2 (по-
вышенное давление) и в поло-
сти Б (пониженное давление)
преодолевает силу сжатой!
пружины 7 и отжимает клапан
2 от седла штуцера 1. При
этом воздух из трубопровода
стравливается в атмосферу че-
рез шесть радиальных отвер-
стий в штуцере 1.
Штуцер 1 изготовлен из
стали 45, корпус 6 и клапан
2 — из алюминиевого сплава
АК8, причем последний имеет
резиновое уплотнение. Клапан
8 изготовлен из стали 2X13 и
имеет уплотнительный вкла-
дыш из сополимера МАТ-15.
перемычке кор-
из полости Б
значительно
он поступает в
ВхоЗ
Фиг. 141. Предохранительный клапан:
1 — штуцер; 2, 8 — клапаны; 3 — шайба; 4 — манжета;
5 — кольцо; 6 — корпус; 7, II — пружины; 9— контргай-
ка; Ю — гайка
ИСПЫТАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-212
Фиг. 142. Двигатель, установленный на стенд*
В 1955 г. после завершения предварительной автономной отработки
агрегатов были начаты доводочные испытания двигателя в целом.
На начальном этапе были проведены испытания двигателя, при ко-
торых турбина ТНА работала на продуктах разложения перекиси водо-
рода, а насосы — на воде. В результате была определена величина опе-
режения поступления компонентов топлива в камеры сгорания при ими-
тации различных условий запуска двигателя.
Стендовые огневые испытания были начаты с отработки запуска дви-
гателя. Ввиду того что стендовые топливные баки были расположены
ниже двигателя, а длинные питающие магистрали имели большие гид-
равлические сопротивления, огневые испытания двигателя проводились
с повышенными давлениями наддува баков. Указанное несоответствие
гидравлических характеристик стендовых питающих магистралей харак-
теристикам ракетной системы подачи приводило к значительному превы-
шению над номинальными значениями параметров двигателя при запус-
ке. В дальнейшем в целях обеспечения нормальных условий запуска
двигателя на стенде был отработан двухступенчатый наддув баков; за-
пуск начинался при значениях давления на входе в насосы горючего,
окислителя и перекиси водорода, близких к номинальным, а по мере вы-
хода двигателя на режим увеличивалось давление наддува баков (вклю-
чалась вторая ступень наддува), что компенсировало увеличение гидро-
сопротивлений стендовых магистралей и обеспечивало бескавитационную
работу насосов на режиме.
При первых огневых испытаниях двигателя топливо подавалось в
одну, а в дальнейшем — в две камеры сгорания (гидравлические систе-
мы питания остальных камер сгорания заглушались). При этих испыта-
ниях отрабатывалась система пуска двигателя и проверялось взаимодей-
ствие агрегатов. Всего было проведено десять испытаний продолжитель-
ностью 35—40 сек. каждое с давлением в камере сгорания ~40 ата.
Испытания подтвердили правильность выбора схемы запуска двига-
теля. Была показана возможность запуска двигателя как с заливкой пу-
сковым горючим зарубашечного тракта камеры сгорания, так и без
нее — с заливкой лишь трубопровода выше клапана горючего.
Последующие огневые испытания двигателя проводились с четырьмя
действующими камерами сгорания. Основной целью данных испытаний
являлась отработка устойчивости камер сгорания па номинальном ре-
жиме. При испытаниях камер сгорания с одноярусным смешением на-
блюдались случаи появления высокочастотных пульсаций давления в
камере. В связи с этим была разработана конструкция форсуночной го-
ловки камеры сгорания с двухъярусным смешением компонентов топли-
ва. Дальнейшие испытания показали, что это решение не устранило пол-
ностью случаев неустойчивости работы камер сгорания.
На этом этапе работы по двигателю были прекращены. Опыт довод-
ки двигателя был использован в дальнейшем при разработке более со-
вершенного двигателя РД-213.
Фиг. 143. Двигатель, работающий на стенде
ДВИГАТЕЛЬ РД-213
Двигатель РД-213 является четырехкамерным жидкостным
реактивным двигателем, предназначенным для установки на
стартовом ускорителе крылатой ракеты.
Двигатель РД-213 с тягой у земли 70 т и удельной тягой у
земли 231 сек принадлежит к одному семейству с двигателя-
ми РД-211 и РД-212 и является наиболее мощным из них.
Удельная тяга двигателя была повышена за счет увеличения
давления в камере сгорания до 47,5 ати.
Двигатель работает на несамовоспламеняющихся высоко-
кипящпх компонентах топлива: азотнокислотном окислителе
АК-27И и углеводородном горючем ТМ-185. В качестве пуско-
вого горючего применяется ТГ-02.
По расположению основных узлов и агрегатов двигатель
аналогичен ранее разработанному двигателю РД-212, за ис-
ключением расположения газогенератора. Горизонтально рас-
положенный газогенератор размещен на двигателе под тур-
биной (для уменьшения выступания его за габариты ТНА).
Конструкция основных агрегатов двигателя разработана
па базе агрегатов двигателя РД-212 с некоторыми изменения-
ми, связанными с увеличением тяги двигателя и улучшением
характеристик ряда агрегатов. В камере сгорания уменьшена
длина цилиндрической части и разработана новая форсуноч-
ная головка с трехъяруспым смешением компонентов топли-
ва. Турбонасосный агрегат имеет два соединенных рессорой
соосных вала и двухступенчатую турбину.
Кроме основного режима работы двигатель имеет режим
пониженной тяги, на который он выводится при запуске и пе-
ред выключением. Перенастройка двигателя с одного режима
на другой производится переключением клапана в редукторе
давления воздуха.
Разработка двигателя РД-213, начатая в 1956 г., проводи-
лась одновременно с разработкой двигателя РД-214. В связи
с тем что параметры этих двигателей незначительно отлича-
лись друг от друга, доводочные испытания проводились по
общей программе, за исключением испытаний по отработке
различных для каждого двигателя режимов запуска и от-
ключения.
Двигатель РД-213 успешно прошел цикл доводочных ис-
пытаний и в 1957 г. — чистовые доводочные испытания. Была
изготовлена п поставлена партия товарных двигателей. Впо-
следствии (в 1957 г.) разработка двигателя была остановлена
в связи с прекращением работ по ракетной системе.
Фиг. 144. Двигатель РД-213 (слева—видео стороны редукторов давления;
справа — вид со стороны трубопровода горючего):
/ — камера сгорания; 2, /3 — сливные вентили; 3, 7—редукторы давления воздуха;
4 — газогенератор; .5 — перекрывной клапан; 6 — турбонасосный агрегат: 8 —трубо-
провод подачи перекиси водорода в газогенератор; 9, 10, 12— электропневмоклапаны;
11, 15, 20 — реле давления; 14 — клапан горючего; 16 — трубопровод подачи горю-
чего в клапан; 17 — редуктор давления перекиси водорода; /8 —рама; 19 — клапан
окислителя; 21— гибкий трубопровод подачи окислителя в камеру сгорания; 22—
трубопровод подачи горючего в камеру сгорания; 23 — гибкий трубопровод подачи
горючего в камеру сгорания
ДВИГАТЕЛЬ РД-213
ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ И ХАРАКТЕРИСТИКИ
ДВИГАТЕЛЯ РД-213 [60]
Тип двигателя .......................................
Назначение...........................................
Топливо:
окислитель...........................................
горючее........................................
пусковое горючее...............................
Тяга у земли при номинальных давлениях на входе в топлив-
ные насосы, номинальных удельных весах компонентов то-
плива и атмосферном давлении 750 мм рт. ст. (без учета
тяги, создаваемой выхлопными патрубками турбины):
на режиме главной ступени..........................
на режиме дросселирования..........................
Разность тяг любых камер сгорания двигателя при всех ре-
жимах установившейся работы...............................
Удельная тяга — тяга, отнесенная к суммарному секундному
расходу компонентов топлива н перекиси водорода при но-
минальных давлениях на входе в насосы:
у земли:
на режиме главной ступени.........................
на режиме дросселирования.........................
в пустоте:
на режиме главной ступени...........................
на режиме дросселирования.........................
Средний секундный расход окислителя:
на режиме главной ступени.........................
па режиме дросселирования.........................
Средний секундный расход горючего:
на режиме главной ступени.........................
па режиме дросселирования.........................
Средний секундный суммарный расход топлива:
па режиме главной ступени...............................
на режиме дросселирования.........................
Соотношение секундных весовых расходов окислителя н го-
рючего (Ki) при номинальных удельных весах компонен-
тов топлива н номинальных давлениях на входе в топлив-
ные насосы...............................................
Средняя величина давления газа в камерах сгорания:
на режиме главной ступени...............................
па режиме дросселирования.........................
Давление продуктов сгорания на срезах сопел камер сгора-
ния:
па режиме главной ступени.........................
на режиме дросселирования.........................
Время с момента подачи команды на запуск двигателя до
набора 95% тяги режима предварительной ступени
Время набора 90% тяги режима главной ступени с момента
подачи команды «Главная ступень»........................
Время перехода иа режим дросселирования с момента пода-
чи команды до тяги 105% режима дросселирования
Продолжительность непрерывной работы, считая с момента
открытия главных топливных клапанов.....................
Жидкостный, реактивный
Стартовый ускоритель
крылатой ракеты
АК-27И сорт А ВТУ
АУ № 98—56
ТМ-185 ВТУ
№ ЕУ-114—55 МХП
ТГ-02 ВТУ
№ ЕУ-66—54 МХП
насос окислителя ................................
насос горючего....................................
Число оборотов турбины.................................
Мощность турбины.......................................
Давление на входе в насосы:
70 ±2,8 т
49± 1,96 т
Не более 1 т
231_5 сек
223_s сек
254_5 сек
255_в сек
236,8 кГ/сек
172,4 кГ/сек
59,6 кГ/сек
43,4 кГ/сек
296,4 кГ/сек
215,8 кГ/сек
3,97±0,2
47,5 ата
34,5 ата
0,95 ата
0,7 ата
Не более 6,5 сек
Не более 1 сек
Не более 2 сек
110 сек
из них:
Насосный, с приводом от
турбины
Активная, с полной пар-
циальностыо, колесо с
двумя ступенями
Центробежные, односту-
пенчатые, с осевыми
крыльчатками на входе
в центробежное колесо
С двусторонним входом
С односторонним входом
8000 в минуту
2930 л. с.
Фиг. 145. Расчетная дроссельная характеристика двигателя
РД-213:
/' — тяга у земли; /’(<> —удельная тяга у земли; р — давление в
камерах сгорания
на режиме главной ступени (совместно с режимом
предварительной ступени) ....................... 60 сек
па режиме дросселирования............................50 сек
Система подачи
Способ подачи топлива в камеру сгорания .................
Тип турбины .............................................
Тип насосов .............................................
горючего:
в момент запуска......................................3,75±0,25 ата
На режиме главной ступени.............................3, 6il]o ата
на режиме дросселирования....................................ата
окислителя:
в момент запуска на режиме главной ступени 5,75±0,25 ата 6,3t°;2 4,7±};8 дта
па режиме дросселирования
Система газогенерации
Компоненты газогенерации:
перекись водорода концентрации 80±0,5% (по весу) со
стабилизатором стан- нат натрия с пирофос- фатом натрия, ВТУ № ЕУ-77—55 МХП
твердый катализатор Ж-30-С-0 ВТУ МХП
Способ подачи перекиси водорода в газогенератор № ЕУ-153—57 Насосный, с приводом от
Тип насоса перекиси водорода турбины Центробежный, односту-
пенчатын, с односто-
Средний секундный расход перекиси водорода: роппнм входом
на режиме главной ступени 5,8±0,58 кГ/сек
на режиме дросселирования 3,5±0,35 кГ/сек
Давление На входе в насос перекиси водорода:
в момент запуска . . 5,5±0,5 ата
на режиме главной ступени 4,25_i,75 ата
на режиме дросселирования »°0 —1,05 ага
Система управления
Давление сжатого воздуха перед редуктором: 200 ±5 ати
поминальное
и конце активного участка траектории . Не менее 140 ати
после выключения двигателя в полете Не менее 70 ати
Давление сжатого воздуха за редуктором управления авто- матикой Давление сжатого воздуха за редуктором управления редук- 50±1 ати По номограмме настрой-
тором перекиси водорода
КП
Параметры электрического тока питания агрегатов управле-
ния:
род тока Постоянный
напряжение (на клеммах агрегатов) 27±3 а
сила тока максимальная 10 а
Зажигание Химическое (самовоспла-
мепепне окислителя и
пускового горючего)
Весовые д а и и ы е
Вес камер сгорания........................................Не более 406 кГ
Вес турбонасосного агрегата..............................135 кГ
Вес двигателя.............................................Не более 625 кГ
Вес двигателя, заполненного компонентами топлива . . Не более 735 кГ
Габаритные размеры д в и г а тсл я
Длина........................................2503 мм
Диаметр.......................................1480 мм
69-
ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ, ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ И КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЯ РД-213
Фиг. 146. Пневмогидравлическая схема дви-
гателя РД-213 [61]:
/ — камера сгорания; 2, //, 25 — обратные кла-
паны; 3, 4, 12 — электропневмоклапаньг, 5—ре-
дуктор давления перекиси водорода; £ —подо-
греватель; 7, 9 — редукторы давления воздуха;
8 — заправочно-сливной клапан; 10 — перекрыв-
пой клапан; 13 — газогенератор; 14— турбина;
/5 — подогреватель воздуха; 16 — насос окисли-
теля; 17, /9—расходные шайбы; /8—насос го-
рючего; 20 — насос перекиси водорода; 21, 24,
27 — реле давления; 22, 28 — сливные вентили;
23 — клапан окислителя; 26 — клапан горючего
70
ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ, ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ И КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЯ РД-213
Пневмогидравлическая схема двигателя
(фиг. 146) включает системы и агрегаты, которые
обеспечивают запуск, работу па номинальном ре-
жиме и режиме дросселирования, а также выключе-
ние двигателя.
При подготовке к пуску все электропневмокла-
паны двигателя обесточены. В этом состоянии про-
изводится заправка баков ракеты компонентами
топлива и перекисью водорода. Перекись водорода
заправляется через клапан 8. После заправки ба-
ков ракеты производится заправка пускового го-
рючего в полости насоса и трубопровода горючего
до клапана горючего 26.
После зарядки бортовых баллонов ракеты сжа-
тым воздухом выполняется настройка воздушного
редуктора давления 9, подающего управляющее
давление на агрегаты автоматики двигателя, и на-
стройка на два режима по точному манометру воз-
душного редуктора давления 7, управляющего ре-
дуктором давления перекиси водорода 5. Сжатый
воздух от бортовых баллонов через редуктор дав-
ления 9 н обратный клапан 11 поступает к электро-
пневмоклапанам 3, 4, 12. Так как электропневмо-
клапап 3 в обесточенном состоянии открыт, то уп-
равляющий воздух поступает к клапану окислите-
ля 23 и через обратный клапан с жиклером — к
клапану горючего 26. До момента подачи управля-
ющего воздуха клапаны окислителя и горючего
удерживаются в закрытом положении силой пру-
жин, обеспечивающих герметичность при пусковых
давлениях компонентов топлива на входе в двига-
тель. Воздух с управляющим давлением подается
в клапаны 23 и 26 для обеспечения стабильного
запуска двигателя. Для большей надежности воз-
дух подводится к топливным клапанам также от на-
земной установки через обратный клапан 2. Элек-
тропневмоклапан 12 в обесточенном состоянии за-
крыт, а герметичность перекрывного клапана 10
обеспечивается усилием его пружины.
Для запуска двигателя подается команда на
электропневмоклапан 12, который открывается и
пропускает воздух в воздушную полость клапана 10.
Перекрывной клапан открывается, и перекись водо-
рода из бака через насос 20, редуктор давления 5
и клапан 10 под давлением наддува и гидростати-
ческим напором поступает в газогенератор. Обра-
зующийся в газогенераторе парогаз поступает на
турбину, в результате чего последняя начинает рас-
кручивать насосы. Давление за насосом 20 растет,
увеличивается расход перекиси водорода и, следо-
вательно, парогаза. С ростом оборотов турбонасо-
сного агрегата растет давление за насосами окис-
лителя и горючего. По достижении определенного
значения давления горючего за насосом срабаты-
вает реле давления 24, подающее команду на элек-
тропневмоклапан 3, который закрывается, стравли-
вая воздух из воздушных полостей клапана окисли-
теля 23 и клапана горючего 26. Давление компонен-
тов, преодолевая усилие пружин, открывает кла-
паны 23 и 26, в результате чего в камеры сгорания
начинают поступать сначала окислитель, а затем
пусковое горючее. Для обеспечения опережения
поступления окислителя воздух из воздушной поло-
сти клапана горючего стравливается через жиклер
обратного клапана.
С поступлением в камеры сгорания пускового го-
рючего происходит самовоспламенение компонентов
топлива. После израсходования пускового горючего
процесс горения продолжается на основных компо-
нентах. Двигатель выходит на режим предваритель-
ной ступени. В процессе выхода двигателя на режим
предварительной ступени по достижении в камерах
сгорания давления 25 ата срабатывает реле дав-
ления 27. Через установленное время после сраба-
тывания реле 27 всех двигателей подается команда
на электропневмоклапан 4, который открывается и
пропускает воздух с управляющим давлением к ре-
дуктору 7. Редуктор 7 перенастраивается и изме-
няет настройку редуктора перекиси водорода. Дви-
гатель выходит на номинальный режим. Для обес-
печения аварийного выключения двигателя при уве-
личении по каким-либо причинам оборотов турбо-
насосного агрегата сверх допустимого значения ис-
пользуется реле давления 21, которое устанавлива-
ется после насоса перекиси водорода. Когда тяга
двигателя достигает величины, соответствующей от-
рыву ракеты от стартового стола, прерывается
связь с воздушной магистралью наземной установ-
ки. Выход воздуха из бортовой системы перекрыва-
ется обратным клапаном 2.
Для переключения двигателя на режим конеч-
ной ступени снимается напряжение с электропнев-
моклапана 4, который закрывается и стравливает
воздух из управляющей полости редуктора 7, по-
следний перенастраивает редуктор перекиси водо-
рода. Обороты турбонасосного агрегата уменьша-
ются, и двигатель переходит на режим конечной сту-
пени.
Для выключения двигателя снимается напряже-
ние с электропневмоклапанов 3, 12. Электропневмо-
клапан 12 закрывается и стравливает воздух из
воздушной полости клапана 10, который под дейст-
вием пружины закрывается. Электропневмоклапан
3 открывается и пропускает воздух в клапаны 23
и 26 и закрывает их. При закрытии клапанов 10,
23 и 26 прекращается подача перекиси водорода в
газогенератор, а окислителя и горючего — в каме-
ры сгорания. Двигатель выключается.
Пневмогидравлическая схема вместе со старто-
вым пневмощитком обеспечивает возможность про-
ведения электропневматических испытаний двига-
теля (одиночно или в комплексе с ракетой), кото-
рые могут производиться в процессе производства,
при стендовых испытаниях, в процессе длительного
хранения, а также на технической и стартовой по-
зициях.
В 8 7
Фиг. 147. Электрическая схема двигателя РД-213:
/ — штепсельный разъем: 2,3, 4 — электромагниты электропиевмоклапапов; 5—подогреватель ре-
дуктора давления воздуха; 6 — кабельный ствол; 7, 8. 9 — реле давления
На электрической схеме (фиг. 147) представлен
кабельный ствол 6, подсоединенный к следующим
электроагрегатам двигателя:
— электромагниту 2 электропневмоклапана, уп-
равляющего топливными клапанами;
— электромагниту 3 электропневмоклапана, уп-
равляющего перекрывным клапаном;
— электромагниту 4 электропневмоклапана, уп-
равляющего редуктором давления воздуха;
— подогревателю 5 редуктора давления;
— реле давления 7, обеспечивающему подачу
команды на открытие топливных клапанов;
— реле давления 8, обеспечивающему подачу
команды на переключение двигателя на номиналь-
ный режим;
— реле давления 9, обеспечивающему аварий-
ное выключение двигателя.
К агрегатам автоматики кабельный ствол под-
соединяется с помощью пайки, а к приборам систе-
мы управления ракетой — через штепсельный разъ-
ем 1.
Принцип построения электрической схемы при-
веден в описании двигателя РД-211.
71
ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ, ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ И КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЯ РД-213
Фиг. 148. Конструктивная схема двигателя РД-213 [62]:
/ — камера сгорания; 2 — гибкий трубопровод подачи горючего в ка-
мору сгорания; 3—клапан горючего; •/-'трубопровод подачи горючего
в клапан; .5 —гибкий трубопровод подачи окислителя в камеру сго-
рания; 6, 9 — дренажные трубопроводы насоса окислителя; 7, 47 —
сливные вентили; 8 — клапан окислителя; ID, 13 — расходные шайбы;
/У —дренажный трубопровод турбины; /2 — газогенератор; /,?•—нере-
крывной клапан; /-/ — трубопровод подачи перекиси водорода в газо-
генератор; /5 — подогреватель воздуха; К> — трубопровод подвода уп-
равляющего воздуха от электропиевмоклапана к иерекрывному клапа-
ну; 17 — турбонасосный агрегат; ///—редуктор давления перекиси во-
дорода; 20 — трубопровод подвода управляющего воздуха к редуктору
перекиси водорода; 2/ — заправочно-сливной клапан; 22 — трубопровод
подвода управляющего воздуха к клапану окислителя'. 23 •- тройник;
24, 25 , 26 — электроиневмоклапаны; 27. 29, 41 — обратные клапаны; 28 —
распределитель; 30 — трубопровод подвода управляющего воздуха к
распределителю; 31 — трубопровод подвода управляющего воздуха к
клапану горючего; 32— дренажный трубопровод насоса перекиси во-
дорода; 33, 42, 43 — реле давления; 31, 37 — редукторы давления воз-
духа; 35 — трубопровод подвода воздуха высокого давления в редук-
торы; 36— подогреватель; 38 — дренажные трубопроводы насоса го-
рючего; 39, 45 — трубопроводы подвода горючего к реле давления; 40 —
трубопровод подвода давления воздуха для проверки срабатывания
реле; 44 — трубопровод подвода давления гхза из камеры сгорания
к роле; 46 — трубопровод подачи горючего в камеру сгорания
.72
КОНСТРУКЦИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-213
Фиг, 149. Двигатель РД-213. Вид со стороны редукторов давления [63]:
/ — турбонасосный агрегат; 2 —- подогреватель воздуха; 3 — рама; 4 — трубопровод подвода воз-
духа высокого давления в редукторы; 5 — редуктор давления воздуха; 6’— двухступенчатый ре-
дуктор давления, управляющий редуктором перекиси водорода; 7 — трубопровод подачи перекиси
водорода в газогенератор; 8 — трубопровод подвода управляющего воздуха к редуктору перекиси
водорода; 9— трубопровод подвода перекиси водорода к реле давления; 10 — редуктор давления
перекиси водорода; 11, 14, 25 — реле давления; 12 — трубопровод подачи горючего в клапан; 13 —
электропневмоклапап, управляющий двухступенчатым редуктором давления; 15 — гибкий трубо-
провод подачи окислителя в камеру сгорания; /6’ —клапан окислителя; /7 —камера сгорания,
18 — трубопровод подвода управляющего воздуха к кларану горючего; /4 — трубопровод подачи
горючего в камеру сгорания; 20 — гибкий трубопровод подачя горючего в камеру сгорания; 21 —
клапан горючего; 22 — трубопровод подвода газа к реле давления; 23 — сливной вентиль; 24 — га-
зогенератор; 26 ~ трубопровод подвода управляющего воздуха к перекрывиому клапану; 27 —
иерекрывной клапан
Зак. 0086
73
КОНСТРУКЦИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-213
Фиг. 150. Двигатель РД-213. Вид по стрелке Л (см. фиг, 149) [63]:
28 — распределитель; 2.9, 30 — электропиепмоклапапы; .3/ —сливной вентиль; 32 — трубопровод под-
вода управляющего воздуха к распределителю; 33 — подогреватель; .'И — гибкий трубопровод за-
правки и слива перекиси водорода; .3.5 — трубопровод заправки и слива перекиси водорода; 36 —
запрапочпо-сливиой вентиль
Двигатель РД-213 по своей конструкции в основном подобен ранее
разработанному двигателю РД-212.
Двигатель (фиг. 149, 150) состоит из следующих основных агрегатов
и узлов: четырех камер сгорания 17, турбонасосного агрегата 1, газо-
генератора 24, подогревателя воздуха 2, рамы 3, агрегатов автоматики
и узлов общей сборки двигателя.
Четыре камеры сгорания 17 подобно камерам двигателя РД-212 же- _
стко связаны между собой в один силовой блок двумя рядами (верхним
и нижним) опор. В связи с уменьшением длины цилиндрической части
и изменением геометрии сопла камеры сгорания значительно сократи-
лась высота двигателя по сравнению с двигателем РД-212.
Как и на двигателе РД-212, к верхнему ряду опор камер сгорания с
помощью четырех узлов с шаровыми опорами крепится рама 3. На трех
верхних опорах рамы устанавливается турбонасосный агрегат 1, имею-
щий для крепления две цапфы на корпусе насоса окислителя и проуши-
ну — на корпусе насоса горючего. Крепление ТНА на раме обеспечива-
ется с помощью узлов со сферическими вкладышами. Для уменьшения
габаритных размеров двигателя газогенератор расположен на двигате-
ле горизонтально под выхлопным коллектором турбины ТНА.
Изменения в схеме запуска и выключения двигателя привели к изме-
нению конструкции клапанов окислителя и горючего. Однако располо-
жение и крепление клапанов сохранено таким же, как и на двигателе
РД-212.
Основные магистрали систем подачи окислителя, горючего и переки-
си водорода, а также магистрали воздушной системы двигателя по свое-
му составу и конструкции выполнены в основном аналогично соответст-
вующим магистралям двигателя РД-212.
Соединение магистралей двигателя принципиально не отличается от
соединений магистралей двигателя РД-212.
Вследствие переноса системы заправки двигателя пусковым горючим
на ракетные магистрали из конструкции двигателя исключены трубо-
проводы заправки пусковым горючим.
Окислитель от насоса через расходную шайбу и клапан окислителя 16
по четырем гибким (гофрированным) трубопроводам 15 поступает в ка-
меры сгорания. Через сливной трубопровод, присоединенный к клапа-
ну окислителя, и сливной вентиль 23 окислитель сливается при несосто-
явшемся запуске двигателя.
Горючее, поступая из насоса, проходит через расходную шайбу, тру-
бопровод 12, клапан горючего 21 и по четырем трубопроводам 19 и
восьми гибким (резиновым) трубопроводам 20 подается в камеры сго-
рания. При несостоявшемся запуске двигателя горючее сливается через
сливные вентили 31.
Перекись водорода, проходя через редуктор 10, трубопровод 7 и пе-
рекрывной клапан 27, из насоса поступает в газогенератор 24. При не-
состоявшемся запуске двигателя перекись водорода сливается через тру-
бопроводы 34, 35 и сливной вентиль 36.
Окислитель, горючее и перекись водорода, просачивающиеся через
уплотнения насосов, отводятся в атмосферу через соответствующие дре-
нажные трубопроводы.
Сжатый воздух от бортовых баллонов высокого давления по трубо-.
проводу 4 поступает к редукторам давления 5 и 6. От редуктора дав-
ления 5 по трубопроводу 32, через распределитель 28, электропневмо-
клапаны 13, 29, 30 и по трубопроводам сжатый воздух подается в кла- •
паны 16, 21, 27. По трубопроводу 8 воздух от редуктора давления 6 по-
ступает к редуктору перекиси водорода 10.
74
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-213
Фиг. 151. Камера сгорания [64]:
/, 2, 4, 5— форсунки окислителя; 3 — форсунка горючего; 6 — фланец; 7, 36 — штуцера; 8, 5'7 — пат-
рубки; 9, 17,29, 42 — кольца; 10, 47 —обечайки; // — среднее днище; 12 — внутреннее днище; 13 —
наружное днище; 14 — кольцо головки; 15— опора; 16, 27 — соединительные кольца; 18— стенка
цилиндра; 19 — гофрированная проставка цилиндра; 20 — рубашка цилиндра; 27 —стенка докрити-
ческой части сопла; 22,24, 25, 26 — гофрированные проставки докрнтической части сопла; 23 —
рубашка докрнтической части сопла; 28,30, 31,34, 35 — гофрированные проставки закрнтпчеекой
части сопла; 32— стенка закрптнческой части сопла; 33, 39 — рубашки закрптпческой части со-
пла; 38 — кольцо коллектора; 40—-сливная бобышка; 43— сектор коллектора; 44, 45 — кронштейны
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ [60]
Секундный расход окислителя.............................59,2 кГ/сск
Секундный расход горючего...............................14,9 кГ/сек
Весовое соотношение компонентов топлива................3,97
Давление газов в камере сгорания........................47,5 ата
Давление газов в выходном сечении сопла.................0,95 ата
Тяга номинальная:
у земли...............................................17 300 кГ
в пустоте ................................... 19 100 кГ
Удельная тяга — тяга, отнесенная к суммарному секундному
расходу топлива;
у земли............................................. 234 сек
в пустоте .......................................... 258 сек
Диаметр критического сечения..............................175 мм
Диаметр выходного сечения сопла.......................... 470 мм
Объем камеры сгорания до критического сечения . . . 81 л
Охлаждающий компонент................................Горючее
Количество форсунок окислителя....................... 480 шт.
Количество форсунок горючего.........................313 шт.
Г
Расходоиапряжеиность относительная...................0,86 --------;-----
сек-см--ата
Время пребывания продуктов сгорания в камере . . . 5,6- 10-3 сек
Литровая тяга........................................214 кГ/л
Вес камеры...........................................Не более 81 кГ
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-213
Фиг. 152. Вид на камеру сгорания со стороны форсуночной головки
Сущность трехъярусного смесеобразования состоит в том, что
дополнительно к двум «ярусам», образованным определенным со-
четанием форсунок с малыми и большими углами конусов распы-
ла, создается третий ярус, который образуется за счет впрыска ком-
понентов топлива через центральные отверстия в завихрителях фор-
сунок с большими углами конусов распыла. Расход через отверстие
в завихрителе составляет при этом около 50% общего расхода че-
рез форсунку.
Эффективность трехъярусного смешения с точки зрения устой-
чивости рабочего процесса проверялась на камерах сгорания с ис-
ходной (430 мм) и уменьшенной на 130 мм длиной цилиндра.
Результаты этих испытаний показали, что форсуночные голов-
ки с трехъярусным смешением обеспечивают устойчивую работу
двигателя в диапазоне давлений в камере сгорания до 60 ата и что
введение струйного распыла не снижает удельную тягу даже при
укорочении цилиндра на 130 мм.
Важно отметить, что введение трехъярусного смесеобразования
практически не сказалось на положении зоны низкочастотных пуль-
саций и, таким образом, не привело к снижению диапазона устой-
чивости работы двигателя при дросселировании.
Наряду с отработкой новой схемы смесеобразования были про-
ведены работы по изысканию более оптимального с точки зрения
полноты сгорания и условий охлаждения стенок расположения фор-
сунок.
Фиг. 155. Схема трехъярусцого смешения компонент он тонлшта:
I — струйно-центробежная форсунка окислин?ля; У — струйны-цгнтробожпая
форсунка горючего; 3 — цонтробежпая форсунка окнслиюлн с малым углом
распыла; 4— центробежная форсунка горючего с малым углом распыла
Камера сгорания двигателя РД-213 (фиг. 151) разработана на
базе камеры сгорания двигателя РД-212 и конструктивно отлича-
ется от последней лишь длиной цилиндрической части, целесооб-
разность уменьшения которой была выявлена при доводке двига-
теля РД-212, и системой смесеобразования.
Необходимость проведения дальнейших работ по смесеобразо-
ванию была связана с тем, что в соответствии с требованиями так-
тико-технического задания давление в камере сгорания двигателя
РД-213 было повышено до 47,5 ата, а система смесеобразования,
принятая для двигателя РД-212, обеспечивала устойчивую работу
только до 40 ата.
В результате проведенных исследований была создана новая,
трехъярусная схема смесеобразования (фиг. 155), являющаяся
дальнейшим развитием разработанной для двигателя РД-212
двухъярусной схемы.
Фиг. 153.' Узлы крепления камеры сгорания.
Разрез по А—А (см. фиг. 152):
/. 3 — стойки опоры; 2, 4 —ушки
Фиг. 154. Узлы крепления ка-
меры сгорания. Разрез по Б—Б
(см. фиг. 152):
1,3 — стойки опор; 2, 4 — ушки
76
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-213
обозначения форсунок^
Условные
центробежные форсунки
Г окислителя (см. фиг. 157)
d^.-струйно-центробежные форсунки
т Окислителя (см, фиг. 158)
дистанционные втулки,
-основные центробежные форсунки
“W" горючего ( см. физ. 159 )
/К -основные струйно-центробежные
-^>Н форсунки горючего (вм фиг. 160)
1 - периферийные центробежные
-Л- форсунки горючего
В результате проведенных исследова-
ний была предложена новая, близкая к
сотовой схема расположения форсунок,
в которой при практически неизменном
количестве форсунок размещение их вы-
полнено по концентрическим окружно-
стям (фиг. 156).
Всего на головке установлено 793 фор-
сунки: из них 480 форсунок окислителя
(фиг. 157, 158) и 313 форсунок горючего
(фиг. 159, 160). При этом, естественно,
во взаимное расположение форсунок вне-
сены определенные искажения по срав-
нению со строго сотовым расположени-
ем, однако эти искажения достаточно
малы и не приводят к дополнительным
потерям по полноте сгорания.
Как и в исходной, в новой схеме во-
круг каждой форсунки горючего распо-
лагаются по три форсунки окислителя с
большим углом конуса распыла и по три
форсунки с малым углом конуса рас-
пыла.
Круговое расположение форсунок су-
щественно улучшило равномерность по-
ля температур по периферии головки, что
позволило существенно (примерно на
30%) снизить расход через периферий-
ные форсунки горючего и тем самым уве-
личить удельную тягу на одну-две еди-
ницы.
По сравнению с камерой сгорания
двигателя РД-212 несколько изменены
элементы системы крепления. Камеры
сгорания соединены в блок с помощью
кронштейнов, расположенных у форсу-
ночной головки (верхний ряд) и на сред-
ней части (нижний ряд). При этом ушки
одной пары кронштейнов (фиг. 153) сме-
щены вдоль осн камеры сгорания относи-
тельно ушек другой пары кронштейнов
(фиг. 154) для обеспечения соединения
ушек соседних камер внахлестку.
Камеры сгорания с форсуночными го-
ловками, имеющими трехъярусное смесе-
образование и круговое расположение
форсунок, успешно прошли чистовые до-
водочные испытания.
Фиг. 157. Форсунка окислителя:
/ — корпус; 2 — втулка; 5 —завихритель
хрптель
Фиг. 158. Форсунка окислителя:
/ — корпус; 2 — втулка; J—завихритель
Фиг. 160. Форсунка горючего:
/ — корпус; 2 — втулка; 3 — зави-
хритель
Материалы, применяемые для изготовления
камеры сгорания
Стенка..........................................
Гофрированные проставки.........................
Рубашка цилиндра и докритической части сопла
Рубашка закритической части сопла...............
Детали форсуночной головки (дпшца, кольцо, фланец)
Форсунки........................................
Припой для пайки форсуночной головки .
Припой для панки нижней части...................
Сталь Х18Н9Т
Сталь 10
Сталь 21Х2НВФА
Сталь 12Х2НВФА
Сталь ЭИ654
Сталь Х18Н9Т
№ 87
Пр МНЦ 5,5—11,5
Фиг. 156. Схема расположения форсунок
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИГАТЕЛЯ РД-213
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ТУРБОНАСОСНОГО
АГРЕГАТА [60]
Мощность турбонасосного агрегата.........................
Число оборотов насосов и турбины.........................
Расход окислителя........................................
Расход горючего..........................................
Расход перекиси водорода.................................
Минимальное давление на входе в насос окислителя
Минимальное давление на входе в насос горючего
Минимальное давление на входе в насос перекиси водорода
Давление на выходе из насоса окислителя..................
Давление на выходе из насоса горючего....................
Давление на выходе из насоса перекиси водорода
Коэффициент полезного действия насоса окислителя
Коэффициент полезного действия насоса горючего
Коэффициент полезного действия насоса перекиси водорода
Коэффициент быстроходности насоса окислителя
Коэффициент быстроходности пасОса горючего ....
Коэффициент быстроходности насоса перекиси водорода
Кавитационный коэффициент быстроходности насоса окисли-
теля ....................................................
Кавитационный коэффициент быстроходности насоса горю-
чего .........................................
Относительная осевая скорость па входе в насос окислителя
Относительная осевая скорость па входе в насос горючего
Удельная мощность (мощность, отнесенная к единице секунд-
ного 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 ротора турбины
Отношение окружной скорости на среднем диаметре ротора к
скорости истечения из сопел ............................
Вес турбонасосного агрегата, не заполненного компонентами
Вес турбонасосного агрегата, заполненного компонентами
Габаритные размеры турбонасосного агрегата (длина X ши-
рина X высота)...........................................
Относительный вес турбонасосного агрегата (вес агрегата, за-
полненного компонентами, отнесенный к единице тяги дви-
гателя) ................................................
Вес турбонасосного агрегата, заполненного компонентами, от-
несенный к единице мощности.............................
2930 л. с.
8000 в минуту
236,8 кГ/сек
59,6 кГ/сек
5,8 кГ/сек
5,1 ата
2,6 ата
2,5 ата
66 ата
71/2 ата
71,7 ата
0,68
0,66
0 38
94,2
57,8
18,1
2210
1820
0,103
0,0925
505 —
0,53
793° К
л. с.
кГ)сек
48 ата
1,7 ата
188 м/сек
0,16
185 кГ
218 кГ
3,11 кГ/т тяги
74,4 Г/л, с.
1220X806X606 .чл
Фиг. 161. Узел уплотнения насоса окислителя и насоса горючего:
корпус насоса горючего; 2~—вал насоса горючего; 3, 4, 3,7, 9— манжетные уплотне-
ния; 5 — подшипник насоса горючего; 8 — подшипник насоса окислителя; 10 — торцевое
сильфонное уплотнение; 11— вал насоса окислителя; /2 — рессора
Турбонасосный агрегат двигателя РД-213 [65] является модифи-
кацией ТНА двигателя РД-211 (фиг. 77) и состоит из двух основ-
ных топливных насосов — окислителя и горючего, вспомогательного
насоса перекиси водорода и турбины.
Назначение всех насосов и турбины соответственно то же, что и
в турбонасосном агрегате двигателя РД-211.
Существенным конструктивным отличием ТНА двигателя
РД-213 от ТНА двигателя РД-211 является расположение насосов
п турбины не на одном общем валу, а соосно на двух валах, один из
которых является валом насоса окислителя и турбины, а другой —
насосов горючего и перекиси водорода. Каждый из валов опирается
на два радиальных шариковых подшипника. Передача крутящего
момента турбины на вал насосов горючего и перекиси водорода осу-
ществляется рессорой 12 (фиг. 161).
Такая конструктивная схема турбонасосного агрегата позволи-
ла значительно упростить технологию сборки и испытаний насосов
и ТНА, уменьшить деформации валов и повысить тем самым надеж-
ность работы уплотнительных элементов по валам.
Следствием увеличения тяги двигателя РД-213 явилось увели-
чение секундных расходов компонентов топлива и, следовательно,
повышение суммарной мощности насосов.
Для повышения удельной мощности турбины, которая в значи-
тельной степени определяет экономичность турбонасосного агрега-
та, в ТНА двигателя РД-213 применена двухступенчатая турбина
(фиг. 162) вместо одноступенчатой в двигателе РД-211.
Введение второй ступени в турбине, давая выигрыш в удельной
мощности, приводит, как правило, к увеличению веса турбины. По-
этому в ТНА двигателя РД-213 одновременно с введением второй
ступени уменьшен размер среднего диаметра ротора турбины (с
490 мм до 450 мм). Это, хотя и дало некоторый проигрыш в к. п. д.
турбины из-за снижения режима ее работы по — , обеспечило лишь
<-’ал
незначительное увеличение ее веса. Суммарный эффект, получен-
ный от введения второй ступени, составил увеличение удельной
мощности турбины на ~20%.
Направляющий аппарат второй ступени (фиг. 162) состоит из че-
тырех сегментов с направляющими лопатками. Крепление лопаток
в сегментах осуществляется с помощью Т-образной ножки, которая
входит в Т-образный паз сегмента. Сегменты с направляющими
лопатками крепятся к статору с помощью болтов. Лопатки на-
правляющего аппарата и сегменты изготовляются из алюминиево-
го сплава.
Выхлопной коллектор турбины ТНА двигателя РД-213 имеет
иную конструкцию, чем коллектор ТНА двигателя РД-211. Это
вызвано необходимостью разместить в коллекторе подогреватель
воздуха для наддува баков компонентов топлива и стремлением
уменьшить вес коллектора.
Выхлопной коллектор представляет собой сварную конструкцию
из оболочек, изготовленных из тонколистовой малоуглеродистой
стали. Выбранная форма коллектора обеспечивает необходимую
жесткость его без ребер жесткости. Коллектор имеет два симмет-
ричных, диаметрально расположенных отвода рабочего тела.
В турбонасосном агрегате двигателя РД-213 оба подшипника
насоса окислителя работают в консистентной смазке, в то время
как подшипник насоса окислителя ТНА двигателя РД-211 работа-
ет в протоке компонента. В связи с этим в ТНА двигателя РД-213
изменена конструкция узлов уплотнения по валу насоса окислите-
ля II турбины.
Узел уплотнения насоса окислителя (фиг. 163) состоит из тор-
цевого сильфонного уплотнения 2, отражателя 1, двух манжетных
уплотнений 3 и 5 и дренажной полости между торцевым 2 и ман-
жетным 3 уплотнениями. Полость подшипника 4 между манжета-
ми 3 и 5 на 2/з объема заполнена консистентной смазкой. Уплотне-
ние полости турбины по валу осуществляется не одним, а двумя
чугунными кольцами, разделенными дренажной полостью.
Фиг. 162. Турбина:
/ — сопловой аппарат; 2 — теплоизоляционный кожух;
3 — газораспределительная труба; 4 — рабочие лопатки
первой ступени; 5 — лопатки направляющего аппарата;
6 — выхлопной коллектор; 7 — рабочие лопатки второй
ступени
Фиг. 163. Узел уплотнения насоса окислителя и турбины:
/ — отражатель; 2 — торцевое сильфонное уплотнение; 3, 5 — ман-
жетные уплотнения; -/ — подшипник; 6 — чугунное кольцо
78
1A3UItntrrtivr
7 2 5 U 5 6 7
Фиг. 164. Газогенератор [66]:
/ — крышка; 2 — корпус; <? —уплотняющая прокладка; 4 — пакет катализатора; 5 — решетки; 6 —
ребро; 7 —шнек; 8-— труба-, 9 — стеклянный жгут; 10 — штуцера для измерения температуры и
давления парогаза; // — фланец крепления к турбине; 12— стеклянная вата; 13 — сетки опор
и разделителя; /4 — разделитель; 15 — болт
ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ГАЗОГЕНЕРАТОРА [60]
Удельная нагрузка
кПсек перекиси водорода
кГ катализатора
Время непрерывной работы газогенератора с выдачей паро-
газа постоянной температуры................................
Давление парогаза на выходе из газогенератора
Температура парогаза на выходе из газогенератора .
Расход перекиси водорода (80% концентрации по весу)
Вес газогенератора (с катализатором).......................
2,7
Не менее 135 сек
48 ата
793° К
5,8 кГ/сек
~ 19 кГ
Материалы, применяемые для изготовления деталей
газогенератора
Корпус, дно...........................................Сталь 25ХГСА
Фланцы, кольцо, трубы.................................Сталь ЭИ712
Болты, гайки..........................................Сталь 30ХГСА
Уплотняющая прокладка.................................Медь 1
Детали опор и разделителя.............................Стали 10КП и 20
Сетки, ограничивающие катализаторные пакеты . . . Проволока сталь-
ная Х18Н9Т
Оболочки кожухов......................................Сталь 10КП
Сетки кожухов.........................................Проволока сталь-
ная О
Газогенератор (фиг. 164) является агрегатом, в котором
происходит каталитическое разложение маловодной перекиси
водорода. В качестве катализатора используется твердый ката-
лизатор типа Ж-ЗО-С, представляющий собой смесь зерен не-
правильной формы размером от 6 до 10 мм. 50% общего коли-
чества зерен составляет собственно катализатор, остальные
50% — носитель. По структуре зерна катализатора состоят из
основы и поверхностного активного слоя. Основой зерна явля-
ется пористое железо, получаемое путем спекания в опреде-
ленных соотношениях карбонильного порошкового железа,
натриевой селитры и соды. Поверхностный активный слой ка-
тализатора состоит из водного раствора перманганата калия
и соды. Зерна носителя состоят только из указанной выше ос-
новы и активным слоем не покрываются. Образующийся в ре-
зультате разложения перекиси водорода парогаз (смесь водя-
ного пара и газообразного кислорода) является рабочим те-
лом турбины.
На входе в газогенератор приварен ниппель с жиклером,
создающим определенный, необходимый для устойчивой ра-
боты газогенератора, перепад давления жидкости. Пройдя
через жиклер, перекись водорода попадает во внутреннюю
полость газогенератора и проходит через пакеты катализато-
ра. Наличие двух симметрично расположенных пакетов ката-
лизатора позволяет при небольшом диаметре газогенератора
получить приемлемый перепад давления в последнем и необхо-
димую величину поверхности соприкосновения перекиси водо-
рода с катализатором, обеспечивающую достаточную интен-
сивность реакции разложения. Отдельные неразложившиеся
капли перекиси водорода, прошедшие через катализаторные
пакеты, доразлагаются в устанавливаемых для этой цели сет-
ках и шнеках, чем обеспечивается получение парогаза требу-
емой температуры. Сетки, ограничивающие катализаторные
пакеты со стороны перекиси и со стороны парогаза, выполня-
ют также роль фильтров, предотвращающих попадание частиц
катализатора в магистраль перекиси водорода и в проточную
часть турбины. Полученный парогаз по двум трубам газогене-
ратора поступает в коллектор турбины.
Газогенератор состоит из корпуса и крышки, скрепленных
друг с другом посредством фланцевого соединения, узлов
опор и разделителя. Сварные узлы корпуса 2 п крышки 1
включают трубы 8, заканчивающиеся фланцами 11 для креп-
ления газогенератора к турбине.
Уплотнение фланцевых соединений корпуса с крышкой и
газовых труб газогенератора с турбиной осуществляется с по-
мощью медных прокладок. Надежная герметичность соедине-
ния корпуса с крышкой обеспечивается равномерной затяж-
кой болтов 15 тарированным ключом с заданной величиной
усилия затяжки, ограниченной допустимой нагрузкой на
"болты.
Наличие фланцевого разъема упрощает зарядку газогене-
ратора катализатором. Плотная зарядка достигается путем
тряски газогенератора на специальном виброприотгособлении.
Пакеты катализатора 4, расположенные внутри корпуса,
отделены один от другого разделителем, состоящим из стака-
на и решеток 5. Для ограничения обоих пакетов со стороны
парогаза служат узлы опор, вставляемые в корпус при за-
грузке катализатора и фиксируемые крышкой. Каждая опора
состоит из решетки 5, шнека 7 и ребер 6. В узлы опор и раз-
делителя входят сетки 13 (по 10 сеток в каждую опору и по
2 сетки в разделитель со стороны каждой решетки). Для за-
щиты от коррозии узлы газогенератора имеют лаковое покры-
тие, при этом наружные поверхности покрываются жаростой-
ким покрытием, внутренние поверхности узлов, соприкасаю-
щиеся с катализатором, имеют лаковое покрытие, стойкое к
воздействию катализатора. Газогенератор заключен в тепло-
изолирующий кожух 12, состоящий из двух половин, связан-
ных одна с другой проволокой. Каждая половина кожуха со-
стоит из оболочки и расположенной внутри нее сетки; между
оболочкой и сеткой находится слой стеклянной ваты, являю-
щейся теплоизолирующим материалом. Тепловая изоляция
трубопроводов газогенератора обеспечивается обмоткой их
стеклянным жгутом 9 и стеклянной лептой поверх жгута.
Доводка газогенератора двигателя РД-213 проводилась
параллельно с доводкой газогенератора двигателя РД-107,
На основании доводочных работ, подробно описанных в треть-
ей части Альбома, в газогенераторе двигателя РД-213:
I) усилено фланцевое соединение;
2) улучшены условия для нанесения лакового покрытия
путем выделения деталей, вваренных в корпус и крышку газо-
генератора, в отдельные сварные узлы;
3) заменен материал свариваемых деталей газогенератора,
4) ручной способ загрузки газогенератора катализатором
заменен механическим;
5) введено требование проливки газогенератора;
6) заменен материал сеток, ограничивающих катализатор-
ные пакеты со стороны парогаза.
79
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-213
Новыми агрегатами автоматики, используемыми на
данном двигателе и не применявшимися ранее, являются
следующие: редуктор давления перекиси водорода, редук-
тор давления воздуха, установленный в системе управле-
ния редуктором перекиси водорода, и заправочно-слив-
ной клапан. Остальные агрегаты автоматики или анало-
гичны рассмотренным в предыдущих частях Альбома,
или полностью заимствованы из других двигателей, о чем
более подробно будет сказано в конце данного раздела.
Клапан окислителя и клапан горючего являются про-
межуточными модификациями топливных клапанов, кон-
струкция и подробное описание окончательного варианта
которых приведены ниже, в разделе автоматики двига-
теля РД-214. Отличие указанных клапанов от клапанов
двигателя РД-214 заключается в марке материала неко-
торых деталей, кроме того, в клапане окислителя двига-
теля РД-213 применен однослойный сильфон.
Фиг. 165. Редуктор давления [67]:
/—крышка; 2 — гайка; 3— прижим; 4—мембрана; 5 — золотник;
6 — гильза; 7 — штуцер; 8 — корпус
Обеспечение требуемого давления перекиси водоро-
да нд. входе в газогенератор осуществляется с помощью
редуктора давления перекиси водорода, конструкция ко-
торого представлена на фиг. 165. Особенностью конструк-
ции редуктора является применение плоской армирован-
ной резиновой мембраны 4 с уплотнительными «усами»,
разделяющей управляющую (воздушную) А и жидкост-
ную Б полости и служащей одновременно чувствительным
элементом. С помощью прижима 3 мембрана жестко свя-
зана с золотником 5, имеющим шесть сквозных дроссели-
рующих щелей, расположенных в два ряда. Ана-
логичные щели имеет и гильза 6, внутри которой переме-
щается золотник, Штуцер 7 служит для подсоединения
сливного трубопровода. Основные детали редуктора —
корпус 8, золотник 5, гильза 6 — выполнены из алюмини-
евого сплава АМг7, крышка 1 — из алюминиевого спла-
ва АВ.
Вхов
9 Ю /1 12 15 14 15
1 И
16 17
редуктора давления
перекиси водорода,
приведено в разделе
Принцип работы данного
аналогичен работе редуктора
подробное описание которого
автоматики двигателя РД-107.
!ЙЙЙ%
Фиг. 166. Редуктор давления [68]:
/ — регулировочный винт; 2 — регулировочная втулка; 3 — штуцер; 4, 5 — манжеты; 6 — поршень;
7, 10 — опоры; 8 —кожух; 9 —пружина; // — пята; 12 — регулировочная опора; 13 — мембране;
14 — шток; /5 — седло; 111 — клапан; /7 — корпус
Редуктор давления, представленный на фиг. 166,
служит для редуцирования воздуха высокого давле-
ния. Редуцированный воздух предназначен для уп-
равления редуктором давления перекиси водорода.
От ранее описанных редукторов, например ис-
пользуемого для управления редуктором давления
перекиси водорода в двигателе РД-103 (см. вторую
часть Альбома), данный редуктор отличается тем,
что для обеспечения перевода двигателя на режим
дросселирования в редукторе имеется специальное
устройство, состоящее из поршня 6, манжет 4 и 5 и
регулировочной втулки 2.
При работе двигателя па номинальном режиме в
полость Т через штуцер 3 подводится управляющее
давление; поршень 6, перемещаясь вправо посредст-
вом регулировочного винта 1, дополнительно сжи-
мает пружину 9. При команде на дросселирование
двигателя давление воздуха из полости Т сбрасыва-
ется через специальный электроппевмоклапан и
-поршень 6 под действием пружины 9 отходит влево
до упора в регулировочную втулку 2. При этом си-
ла сжатия пружины 9 уменьшается, баланс сил. дей-
ствующих на подвижную систему редуктора, нару-
шается и клапан 16 под действием силы пружины
и давления воздуха на входе приближается к сед-
лу 15, Дросселирующая щель уменьшается, что вле-
чет за собой уменьшение давления па выходе из ре-
дуктора.
Основные детали редуктора выполнены; корпус 17
и клапан 16 — из алюминиевого сплава АВ. седло
15 — из алюминиевого сплава Д16, опора 10, пята
11, кожух 8 и регулировочная опора 12 — из ста-
ли 25, регулировочный винт 1, шток 14 и регули-
ровочная втулка 2 — из стали 2X13, поршень 6— из
бронзы БрАЖМц, пружина 9 — из стали 50ХФА,
мембрана 13 — из двух слоев резины 9104 и одного
слоя ткани АМ-93, манжеты 4 и 5 — из резины
9035.
Для управления клапаном окислителя и клапа-
ном горючего на двигателе применен нормально от-
крытый электропневмоклапан, по конструкции и
принципу действия аналогичный электропневмокла-
пану, используемому на двигателе РД-101 для тех
же целей и подробно рассмотренный во второй ча-
сти Альбома в разделе автоматики указанного дви-
гателя.
Второй электроппевмоклапан, используемый на
двигателе и предназначенный для управления пере-
крьивным клапаном перекиси водорода, аналогичен
электропневмоклапану, применяемому на двигателе
РД-100 для управления дренажными клапанами пе-
рекиси водорода и перманганата натрия и подробно
рассмотренному во второй части Альбома в разде-
ле автоматики указанного двигателя.
Третий электропневмоклапан, используемый на
двигателе, предназначен для управления работой
редуктора давления и отличается от описанного вы-
ше только углом разворота электромагнита.
Отличительной особенностью указанных электро-
пневм'оклапаиов является наличие ряда усовершен-
ствований как в конструкции самого клапана, так
и в конструкции электромагнита,
Заправочно-сливной клапан (фиг. 167) служит
для заправки и слива перекиси водорода из бака и
магистралей.
При заправке бака перекисью водорода упор за-
правочного приспособления отжимает тарель 3, от-
крывая проход перекиси водорода через клапан.
При , снятии заправочного приспособления тарель
пдотно садится на внутреннее уплотняющее кольцо
под действием пружины 1 и давления во внутренней
полости клапана и не допускает вытекания переки-
си из магистрали. Слив перекиси производится ана-
логично заправке.
Герметичное уплотнение стыка корпуса 2 с гай-
кой 4 осуществляется с помощью треугольного вы-
ступа на торце гайки, входящего при затяжке
гайки в соответствующую кольцевую проточку на
внутренней поверхности корпуса 2.
Все детали клапана (кроме пружины) выполне-
ны из алюминиевого сплава АМг7, пружина —из
стальной проволоки ОВС. В кольцевые проточки
гайки в качестве уплотнительных элементов запрес-
сованы фторопластовые кольца.
Остальные агрегаты автоматики, применяемые на
двигателе, но не рассмотренные в данном разделе,
заимствуются из двигателей, описанных во второй,
третьей и четвертой частях Альбома.
К ним относятся:
— перекрывной клапан, предназначенный для
управления подачей перекиси водорода в газогене-
ратор, а также выполняющий функции обратного
клапана, заимствованный из двигателя РД-107;
— редуктор давления, используемый в системе
управления топливными клапанами, заимствован-
ный из двигателя РД-211;
— подогреватель, обеспечивающий устойчивую
работу воздушного редуктора, управляющего ре-
дуктором перекиси водорода, и обратный клапан,
предназначенный для разобщения пневмомагистра-
ли двигателя и наземной воздушной магистрали
при переходе двигателя на питание от бортовой
сети, заимствованные из двигателя РД-103;
— сливной вентиль, предназначенный для слива
горючего из зарубашечного пространства камеры
сгорания н системы подачи горючего; сливной вен-
тиль, предназначенный для слива окислителя из на-
соса и трубопровода, соединяющего ТНА с клапа-
ном окислителя; обратный клапан, предназначенный
для исключения утечки управляющего воздуха в
бортовую систему при питании двигателя сжатым
воздухом от наземной установки, и обратный кла-
пан, предназначенный для проверки срабатывания
реле давления сжатым воздухом от бортового пнев-
мощитка, а также для исключения утечки горючего
из магистрали при работе двигателя, заимствован-
ные из двигателя РД-211.
'80
УЗЛЫ ОБЩЕЙ СБОРКИ И НАЗЕМНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ ДВИГАТЕЛЯ РД-213
Основные магистрали систем подачи окислителя, горючего и перекиси
водорода и магистрали воздушной системы двигателя по своему составу
и конструкции выполнены в основном аналогично соответствующим
магистралям двигателя РД-211.
Рама, узлы крепления рамы и турбонасосного агрегата идентичны по
конструкции раме и узлам двигателя РД-212.
В выхлопном коллекторе турбины двигателя устанавливается подо-
греватель воздуха, используемого для наддува топливных баков.
В подогревателе воздуха (фиг. 168) выхлопные газы турбины с тем-
пературой — 300° С омывают коллектор змеевиков 2, подогревая движу-
щийся по трубкам сжатый воздух.
Коллектор змеевиков 2 состоит из пяти рядов спиральных (сталь
20А) трубок, по четыре трубки в каждом ряду. Концы трубок припаяны
латунью к входному 8 и выходному 11 штуцерам. Для скрепления трубок
и обеспечения зазора между ними на коллекторе змеевиков установле-
ны четыре пластины 6, состоящие из шести частей, соединенных между
собой стальной проволокой 5. Трубки проходят через отверстия, равно-
мерно расположенные в пластинах. Для свободного прохода выхлопных
газов к выходу из подогревателя в пластинах имеется большое количест-
во дополнительных отверстий.
Одна из пластин связана с коллектором 1 через скобу 3, прикреплен-
ную к кронштейну коллектора болтом 4.
К днищу коллектора турбины тайками 7, 9 крепятся входной и выход-
ной штуцера подогревателя. Уплотнение этих соединений обеспечивается
паронитовьими прокладками 10.
При доводочных испытаниях подогревателя в широком диапазоне
изменялись расход подогреваемого воздуха и его входные параметры —
температура и давление. При доводке имитировались система вытесни-
тельной подачи воздуха и распределение подогретого воздуха по бакам.
АОБ
Фиг. 168. Подогреватель воздуха [70]:
/ — выхлопной коллектор турбины; 2 — коллектор змеевиков; 3 — скоба; 4 — болт; 5—проволока;
6— пластина- 7, 9 — гайки; 8 — иходной штуцер; 10 — паронитовая прокладка; // — выходной
штуцер
В комплект наземного оборудования
двигателя РД-213, так же как и двига-
теля РД-212, входят два стартовых пнев-
мощитка. В отличие от пневмощитка
двигателя РД-212 в пневмощитке двига-
теля РД-213 введена дополнительно ли-
ния управления дренажно-предохрани-
тельным клапаном перекиси водорода,
которая питается воздухом с рабочим
давлением 45 ати и содержит электро-
пневмоклапан (фиг. 136). После электро-
пневмоклапана линия раздваивается и
выводится из пневмощитка двумя шту-
церами. Магистрали заполнения и под-
питки бортовых баллонов давления
200 ати и подпитки управляющего давле-
ния 45 ати также раздвоены. Кроме того,
в пневмощитке двигателя устанавлива-
ется более совершенный предохранитель-
ный клапан, показанный на фиг. 169.
Клапан работает следующим обра-
зом. Сжатый воздух подводится к шту-
церу 12, пружины 16, И поджаты регули-
ровочным винтом 1, опора 6 прижата к
торцу корпуса 8. Давление воздуха и
усилие пружины 11 плотно прижимают
клапан 9 к седлу плунжера 7. Если сила
давления па плунжер 7 превысит усилие
противодействующих пружин 16, 17,
плунжер вместе с клапаном 9 начнет пе-
ремещаться вверх. При этом выбирается
зазор К и дальнейшее перемещение кла-
пана 9 становится невозможным. Если
давление в магистрали будет повышать-
ся, дальнейшее перемещение плунжера 7
вверх приведет к отрыву клапана 9 от
седла плунжера и воздух из магистрали
начнет стравливаться в полость Б и через
отверстия в стакане 4 (закрытые пылеза-
щитными резиновыми кольцами 5) в ат-
мосферу. При снижении давления в ма-
гистрали пружины 16,17 переместят плун-
жер 7 вниз до соприкосновения с клапа-
ном 9 и стравливание воздуха прекра-
тится,
В связи с наличием незначительного
травления клапана редуктора воздуха
высокого давления для исключения воз-
можного повышения давления в маги-
страли до срабатывания предохрани-
тельного клапана в клапане 9 предус-
мотрено дренажное отверстие, обеспечи-
вающее постоянное стравливание в ат-
мосферу до 0,4 л/сек воздуха нормаль-
ного давления.
Вход
Фиг. 169. Предохранительный
клапан [71]:
у — регулировочный винт; 2 —
контргайка; 3, 6 — опоры; 4 — ста-
кан; 5—кольцо; 7 — плунжер; 8 —
корпус; Р—клапан; Ю — проставка;
И, 16, /7 —пружины; 12 — штуцер;
13 — пружинное кольцо; 14 — сто-
порное кольцо; 15 — манжета
11 Зак. 0086
81
ДВИГАТЕЛЬ РД-214
Двигатель РД-214 является мощным жидкостным
реактивным двигателем, устанавливаемым на боевую
баллистическую одноступенчатую ракету дальнего дей-
ствия и двухступенчатую ракету — носитель спутников
Земли с научной аппаратурой серии «Космос».
Двигатель РД-214, относящийся к классу мощных
азотнокислотных двигателей, по уровню развиваемой
тяги (64,8 т у земли), удельной тяги (230 сек у земли),
своему относительному весу (11,7 кГ/т тяги), надеж-
ности и по эксплуатационным характеристикам значи-
тельно превосходит все ранее разработанные двигатели
этого класса. Созданный в итоге развития целого семей-
ства мощных многокамерных двигателей (включающего
двигатели РД-211, РД-212 и РД-213), являясь наиболее
совершенным из них, он получил широкое практическое
применение в качестве силовой установки боевых и кос-
мических ракет.
В двигателе используется стабильное высококипящее
топливо: раствор окислов азота в азотной кислоте
АК-27И —окислитель и углеводородное соединение
ТМ-185 — горючее. Для начального воспламенения топ-
лива в двигателе применяется смесь ксилидина и три-
этиламина ТГ-02 — пусковое горючее.
Двигатель (как и ранее разработанные двигатели
РД-211 и РД-212) состоит из четырех камер сгорания,
питающихся топливом от одного ТНА, насосы которого
приводятся во вращение турбиной, работающей на про-
дуктах разложения 80%-ной перекиси водорода. Подача
основных компонентов топлива в камеры сгорания и
перекиси водорода в газогенератор осуществляется
центробежными насосами.
Использование принципиально новой многокамерной
схемы двигателя в сочетании с хорошо изученной систе-
мой подачи топлива позволило значительно ускорить
создание столь важного для обороны страны мощного
двигателя на долгохраиимом топливе. При этом приня-
тая принципиальная схема двигателя обеспечила значи-
тельное улучшение его весовых и габаритных характе-
ристик, а также существенное упрощение процесса его
изготовления и снижение стоимости. Успешная отра-
ботка двигателя впервые подтвердила принципиальную
Фиг. 170. Двигатель РД-214. Вид со стороны редуктора давления:
/ — камера сгорания; 2 — привод; 3 — газогенератор; '/ — перекрывной кла-
пан; 5 — турбонасосный агрегат; б, 7, 9 — редукторы давления; 8 — трубопро-
вод подачи перекиси водорода в газогенератор; 10— реле давления;
11 — электропневмоклапаны, 12— сливной вентиль
возможность создания мощного многокамерного дви-
гателя азотнокислотного класса и заложила основы для
создания в дальнейшем целого ряда мощных двигателей
на стабильном топливе для боевых стратегических ра-
кет.
Особенностью компоновки двигателя является ориги-
нальное взаимное крепление четырех камер сгорания в
блоке, обеспечивающее жесткость пакета камер сгора-
ния и передачу тяги непосредственно от каждой камеры
сгорания к корпусу ракеты без специальной рамы.
Высокие характеристики двигателя были достигнуты
в результате создания принципиально новой конструк-
ции камеры сгорания, совершенного турбонасосного агре-
гата, простой и надежной автоматики, а также благодаря
улучшению ряда других агрегатов двигателя.
Камера сгорания — паяно-сварной конструкции, име-
ет тонкую эффективно охлаждаемую огневую стенку,
спаянную с помощью гофрированной проставки с сило-
вой наружной стенкой. Для получения высокой устой-
чивости горения в камере сгорания разработана прин-
ципиально новая конструкция форсуночной головки,
обеспечивающая три фронта горения топлива по длине
цилиндрической части камеры сгорания.
В турбонасосном агрегате двигателя топливные на-
сосы выполнены на отдельных валах, что способствует
надежному разделению компонентов топлива. Ротор
турбины консольно расположен на валу ТНА; турбина
имеет благодаря этому легкий, но жесткий статор и тон-
костенный выхлопной коллектор.
На двигателе применена в основном пневмоуправля-
емая автоматика, однако для уменьшения разброса им-
пульса последействия тяги на магистралях окислителя
применены отсечные пироклапаны, обеспечивающие
весьма быстрое закрытие магистралей при выключении
двигателя.
В комплект наземного оборудования двигателя вхо-
дит стартовый пневмощиток, который используется для
проведения различных технологических и контрольных
операций при предстартовых испытаниях и пуске ра-
кеты.
82
ДВИГАТЕЛЬ РД-214
Перед запуском двигателя магистраль горючего до
клапана заполняется пусковым горючим (~30 л).
Начальный разгон ТНА осуществляется при закры-
тых клапанах окислителя и горючего при подаче пере-
киси водорода в газогенератор под давлением наддува
бака, а затем по мере нарастания оборотов ТНА — под
давлением на выходе из насоса перекиси водорода. По
достижении определенной величины давления за насо-
сом горючего производится открытие клапанов окисли-
теля и горючего и двигатель быстро выходит на режим
главной ступени тяги.
В процессе работы двигателя осуществляется регули-
рование его тяги путем изменения расхода перекиси во-
дорода, поступающей в газогенератор, редуктором дав-
ления, управляемым воздушным редуктором давления.
Система регулирования тяги позволяет существенно по-
высить эффективность ракеты за счет обеспечения ее
полета с оптимальной скоростью по всей траектории ак-
тивного участка. Обратная связь системы регулирования
впервые осуществлена по углу поворота винта воздуш-
ного редуктора давления.
Перед отключением в целях получения минимальной
величины разброса импульса последействия тяги двига-
тель переводится на конечную ступень с тягой, равной
21 т.
При доводке двигателя особое внимание было уде-
лено отработке запуска, устойчивости рабочего про-
цесса, вопросам, связанным с уменьшением величины и
разброса импульса последействия тяги, и отработке на-
Фиг. 171. Двигатель РД-214. Вид со стороны трубопровода горючего:
/3 — трубопроводы подачи горючего в камеру сгорания; /4 —клапан горю-
чего; 15—рама; —трубопровод горючего; /7 — клапан окислителя; 18 —
пиропатроны; 19 — узел ппроклалана
дежности. В результате отработки была достигнута вы-
сокая степень надежности двигателя, которая позво-
лила при серийном его изготовлении отказаться от про-
ведения контрольно-технологических огневых испыта-
ний каждого экземпляра вновь изготовленного двига-
теля.
Высокий уровень надежности двигателя и стабиль-
ность его характеристик обеспечиваются и после дли-
тельного (до 7 лет) хранения в составе ракеты.
Перечисленные особенности двигателя РД-214, его
высокие характеристики в сочетании с высоким удель-
ным весом топлива обеспечили возможность создания
первой отечественной боевой стратегической ракеты на
стабильном топливе. Освоение стабильного топлива дало
возможность создать ряд боевых стратегических ракет,
допускающих длительное, в течение нескольких лет, хра-
нение в заправленном виде в состоянии максимальной
боевой готовности, значительно усиливших обороноспо-
собность нашей Родины.
Двигатель разрабатывался, начиная с 1955 г.
В 1959 г. был завершен основной объем доводочных,
стендовых и летно-конструкторских испытаний двигате-
ля. С этого же времени начато его серийное производст-
во одновременно на нескольких заводах.
Двигатели РД-214 были приняты на вооружение
Советской Армии, а в последние годы широко использу-
ются для запуска космических объектов с научной ап-
паратурой.
11*
83
ДВИГАТЕЛЬ РД-214
ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ И ХАРАКТЕРИСТИКИ
ДВИГАТЕЛЯ РД-214 [72]
Система подачи
Тип двигателя
Назначение
Топливо:
окислитель
Фиг. 172. Дроссельная характеристи-
ка двигателя РД-211 [74]:
Р— тяга у земли; Р° — удельная тяга
у земли: —давление в камерах сго-
рания
горючее................................
пусковое горючее.......................
Номинальная тяга двигателя на режиме главной
ступени:
у земли.....................................
в пустоте ............................
Удельная тяга — тяга, отнесенная к суммарному
секундному расходу окислителя, горючего и
перекиси водорода; расходы окислителя п го-
рючего приведены к температуре +15° С и но-
минальным давлениям на входе в насосы:
у земли.....................................
и пустоте ............................
Давление газов в камерах сгорания на номи-
нальном режиме..............................
Давление газа па срезах сопел камер сгорания
Секундный расход окислителя ................
Секундный расход горючего...................
Суммарный секундный расход топлива па номи-
нальном режиме при номинальных давлениях
на входе в насосы ..........................
Отношение секундных весовых расходов окисли-
теля и горючего (Ki) при поминальных давле-
ниях на входе в насосы и поминальных удель-
ных весах окислителя и горючего ....
Время набора 90% номинальной тяги считая с
момента подачи команды на открытие топлив-
ных клапанов ...............................
Продолжительность непрерывной работы двига-
теля на режиме главной! ступени . . . .
Величина импульса тяги у земли при переходе с.
главной ступени на конечную (за время 2,5 сек
после подачи команды) ......................
Тяга двигателя у земли при работе на режиме
конечной ступени ...........................
Жидкостный, ре-
активный
Для ракеты даль-
него действия
АК-27И сорт А
ВТУ АУ
№ 98—56
ТМ-185 ВТУ № ЕУ
114—55 МХП
ТГ-02 ВТУ № ЕУ
66—54 МХП
64,8 т
74,4 т
230_4 сек
264_4 сек
44,5 ата
0,7 ата
221,2 кГ/сек
55,7 кГ/сек
Способ подачи топлива в камеру сгорания . . Насосный, с при-
водом от турби-
ны
Тип турбины.................................Активная, с двумя
ступенями ско-
рости
Тип насосов.................................Центробежные, од-
ноступенчатые, с
осевыми крыль-
чатками па вхо-
де в центробеж-
ное колесо
иасос окислителя.......................С двусторонним
входом
иасос горючего.........................С односторонним
входом
Число оборотов турбины...................... 8000 в минуту
Мощность турбины............................ 2560 л. с.
Давление па входе в насосы:
окислителя:
номинальное.............................5,5 ата
минимальное при t = 35° С..............4,2 ата
горючего:
номинальное ...........................3,5 ата
минимальное при t = 35° С...............2 ата
Система газогенерации
276,9 кГ/сек
3,97
Не более 3 сек
135 сек
80 ± 16 т сек
Компоненты газогенерации:
перекись водорода концентрации
твердый катализатор
Способ подачи перекиси водорода
Секундный расход перекиси водорода
главной ступени ...................
. 80±0,5% (по ве-
су), стабплиза-
тор — стаипат нат-
рия с пирофос-
фатом натрия
ВТУ № ЕУ-77—
55 МХП
. . . Ж-30-С-0
ВТУ МХП
№ ЕУ-153—57
. Насосный, с при-
водом от турби-
ны
ia режиме
. . . 5,0 ±0,5 кГ[сек
niuucnui и агрегата при выходе двигателя на режим [74]:
~ Давление в камере сгорания; п — число оборотов турбонасосного агре-
гата; т — время
21 ±2 т
Фиг. 174. Средний закон спада тяги
при переходе двигателя РД-214 иа
режим конечной ступени [72]:
Р —тяга у земли; т — время
Фиг. 175. Изменение параметров двигателя вследствие измене-
ния удельной мощности турбины при изменении атмосферного
давления [72]:
ДР — изменение тяги; Д/^—изменение давления в камере сгорания;
р ft— атмосферное давление
Фиг. 176. Зависимость тяги выхлопных патрубков турбины
(без расширяющихся сопел) от давления окружающей
атмосферы [72]:
Рвых. патр — тяга выхлопных патрубков; — атмосферное дав-
ление
Система управления
Давление сжатого воздуха в баллоне . . . 200±5 ати
Управляющее давление воздуха за редуктором
управления автоматикой.....................50± 1 ата
Параметры электрического тока питания агрега-
тов управления:
род тока...................................Постоянный
напряжение...........................27±3 в
Зажигание..................................Химическое (вос-
пламенение окис-
лителя с пуско-
вым горючим)
Система регулирования
Параметр регулирования
Способ регулирования
Пределы регулирования
Тяга двигателя
Изменение расхода
рабочего тела че-
рез турбину
±6,5% (ио давле-
нию в камере
сгорания)
Габаритные размеры двигателя
Длина....................................... 2383 мм
Диаметр (наибольший).........................1480 льи
Весовые дай и ы е
Вес камер сгорания........................... 352 кГ
Вес турбонасосного агрегата..................Не более 218 кГ
Вес двигателя................................Цс более 655 кГ
Вес двигателя, заполненного компонентами то-
плива .......................................Не более 760 кГ
Центр тяжести (от среза сопла):
конструкции двигателя........................А,-= 1300 л:л!
двигателя, заполненного компонентами то-
плива ....................................А'с' = 1340 мм
Моменты инерции двигателя, заполненного ком-
понентами топлива.................................Д = 39 кем-сек2
1у = 41 кем • сек2
J х — 13 кем сек2
4
ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ, ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ И КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЯ РД-214
9
К
8
7
20
21
6
22
23
24
з
Ё
56
о
3
I
3
§
о
27 — сливная бо-
И
управления
3
2
1
манометру
ts
о
CQ
О
«о
£
Ё
5
К бортовым агрегатам_
В
з
§
V3
со
13
О
о
и
«3
й:
Б
О
Ё5<
Фиг. 177, Пневмогидравлическая схема дви-
гателя РД-214 [73]:
/ — камера сгорания; 2, /0, 24 — обратные кла-
паны; 3 — пироклапан; 4, 11 — электропневмокла-
паиы; 5, 8 — редукторы давления воздуха; 6—по-
догреватель; 7 — электропривод; 9 — перекрывиой
клапан; 12—редуктор давления перекиси водо-
рода; /3 — заправочно-сливной клапан; 14 — газо-
генератор; 15 — турбина; 16, 25— расходные шай-
бы; 17 — насос окислителя; 18 — насос горючего;
19—насос перекиси водорода; 20 — сливной вен-
тиль; 21 — клапан окислителя; 22, 23 — реле дав-
ления; 26 — клапан горючего;
оышка
§
§
§
5=
ьс
3
§
§
3
§
о
Q
®
Q
Б
&
9
е;
I
S.
«
о
ес>
Б
к
о
«XI
25
26
27
О
О
о
х
56
о
i
8
&
с
о
о
о
о
О
%
58
о
5
ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ, ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ И КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЯ РД-214
Пневмогидравлическая схема двигателя (фиг. 177)
включает системы и агрегаты, обеспечивающие запуск,
работу на номинальном режиме и режиме конечной сту-
пени, а также выключение двигателя.
Перед подготовкой к пуску все электропневмокла-
паны обесточены, давление управляющего воздуха от-
сутствует. В этом состоянии двигателя можно произво-
дить заправку баков ракеты компонентами топлива и
перекисью водорода. Бак с перекисью водорода заправ-
ляется через заправочно-сливной клапан 13. После за-
правки баков ракеты топливом производится заправка
пускового горючего: заполняется тракт горючего от кла-
пана 26 (клапан закрыт) до специального разделитель-
ного клапана на выходе из бака горючего.
Подготовка двигателя к пуску начинается с зарядки
бортовых баллонов сжатым воздухом высокого давле-
ния. После зарядки бортовых баллонов производится на-
стройка воздушного редуктора давления 8, питающего
управляющим давлением агрегаты автоматики двига-
теля, и с помощью электропривода 7 по точному мано-
метру предварительно настраивается воздушный редук-
тор 5, управляющий редуктором давления перекиси во-
дорода 12.
Сжатый воздух от бортовых баллонов через редуктор
давления 8 и обратный клапан 10 поступает к электро-
пневмоклапанам 4 и И. Так как электропневмоклапан 4
в обесточенном состоянии открыт, управляющий воздух
поступает к клапану горючего 26 через обратный клапан
с жиклером и к клапану окислителя 21. Эти клапаны за-
крыты усилиями пружин, которые обеспечивают герметич-
ность клапанов при пусковых давлениях на входе в дви-
гатель. Воздух с управляющим давлением подается в
клапаны 21 и 26 для обеспечения стабильного запуска
двигателя. Для большей надежности воздух подводится
к топливным клапанам также от наземной установки че-
рез обратный клапан 2 с фильтром.
Электропневмоклапан 11 в обесточенном состоянии
закрыт, герметичность перекрывпого клапана 9 обеспе-
чивается усилием его пружины.
При подаче команды на запуск двигателя электро-
пневмоклапан 11 открывается и пропускает управляю-
щий воздух в воздушную полость перекрывпого кла-
пана 9. Под действием управляющего давления перекрыв-
ной клапан открывается. Перекись водорода из бака
через насос 19, редуктор 12 и клапан 9 под давлением
наддува и гидростатическим напором поступает в газо-
генератор 14. Образующийся в газогенераторе парогаз
поступает на турбину, в результате чего последняя начи-
нает раскручивать насосы. По мере раскрутки насосов
турбонасосного агрегата растет давление за насосом 19,
увеличивается расход перекиси водорода, а также давле-
ние за насосами окислителя 17 .и горючего 18. По дости-
жении определенной величины давления за насосом горю-
чего срабатывает реле давления 22, подающее команду па
электропневмоклапан 4. Электропневмоклапан закрыва-
ется, стравливая управляющий воздух из воздушных по-
лостей клапанов окислителя 21 и горючего 26. Под дей-
ствием сил давления компонентов, превышающих силы
пружин клапанов 21 и 26, клапаны открываются и ком-
поненты топлива поступают в камеры сгорания двига-
теля. Стравливание воздуха из воздушной полости кла-
пана горючего производится через жиклер обратного
клапана, что обеспечивает опережение поступления
окислителя в камеры сгорания. Пусковое горючее,
соприкасаясь с окислителем в камерах сгорания, воспла-
меняется. Начинается процесс горения. По израсходо-
вании пускового горючего процесс горения продолжа-
ется на основных компонентах.
Когда тяга двигательной установки увеличится до
тяги, равной весу ракеты, ракета отрывается от пуско-
вого стола, при этом прерывается связь с воздушной
магистралью наземной установки. Обратный клапан 2
закрывает выход воздуха из воздушной магистрали, пи-
тание которой осуществляется далее только от борто-
вой системы через редуктор давления 8.
На поминальном режиме система управления двига-
телем обеспечивает регулирование его тяги. Регулирова-
ние тяги осуществляется путем изменения расхода рабо-
чего тела турбины за счет перенастройки редуктора
перекиси водорода с помощью редуктора 5, управляе-
мого специальным электроприводом 7.
Выключение двигателя производится в два этапа.
Сначала производится перевод двигателя на режим ко-
нечной ступени. Для этого подается команда па электро-
магнит двухступенчатого воздушного редуктора точной
настройки 5. Редуктор перенастраивается на меньшее
давление, соответственно меняя настройку редуктора
давления перекиси водорода 12. За редуктором 12 уста-
навливается давление, обеспечивающее заданную тягу
па режиме конечной ступени. По достижении ракетой
заданной скорости от системы управления подается ко-
манда па окончательное выключение двигателя. С этой
целью подается команда на закрытие пироклапанов 3 и
обесточиваются электроппевмоклапаны 4 и 11. Пирокла-
паны 3 закрываются и перекрывают доступ окислителя
в камеры сгорания, закрываются перекрывной клапан 9,
клапан окислителя 21 и клапан горючего 26. Таким об-
разом прекращается подача перекиси водорода в реактор
и компонентов топлива в камеры сгорания. Двигатель
выключается.
Фиг. 178. Электрическая схема
двигателя РД-214 [75]:
1, 5 — штепсельные разъемы; 2 — реле давления; 3, 4 — электромагниты электропневмаклаианон;
6—9, 11—14 — пиропатроны отсечных клапанов; 10, /7—кабельные с изолы; 15 — электромагнит ре
дуктора; 16 — подогреватель редуктора
В двигателе для осуществления электрической связи между
электроагрегатами и системой управления используются два ка-
бельных ствола 10, 17, показанных на электрической схеме
(фиг. 178).
Кабельный ствол 17 управления двигателем обеспечивает пита-
ние электромагнитов 3, 4 электропиевмоклапапов, управляющих
топливными клапанами, электромагнита редуктора давления 15,
подогревателя редуктора давления 16 и реле давления 2. Кабель-
ный ствол 10 отключения двигателя служит для подачи напряже-
ния на пиропатроны отсечных пироклапанов камеры сгорания.
Разъемами 1 и 5 кабельные стволы подсоединяются к бортовой
сети ракеты, а к электроагрегатам подпаиваются.
Принцип построения электрической схемы приведен в описании
двигателя РД-211.
ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ, ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ И КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЯ РД-214
22
21
20
/4
17
19
15
16
18
/3
/2
II
10
9
8
7
9
3
2
27
28
29
31
32
33
39
35
56
57
38
6
39
90
91
92
5&
4 —
Фиг. 179. Конструктивная схема двигателя РД-214 [76]:
/ — камера сгорания; 2 — клапан горючего; 3, // — расходные шайбы;
трубопровод подачи горючего к клапану; 5 — трубопровод подвода горючего
к реле давления; 6, 23 — обратные клапаны; 7 — реле давления; 8 — трубо-
провод слива окислителя из клапана; 9 — сливной вентиль; //7 —клапан окис-
лителя; 12 — дренажный трубопровод турбины; /3перекрывший клапан; /4 —
газогенератор; /5 — трубопровод подвода управляющего воздуха к перекрыв-
ному клапану; 16 — турбонасосный агрегат; 17 — трубопровод подачи пере-
киси водорода в газогенератор; 18 — редуктор перекиси водорода; 19— гиб-
кий трубопровод слипа перекиси водорода; 20 — заправочно-сливной кла-
пан; 21, 32 — электропневмоклапаны; 22 — обратный клапан с фильтром; 24 —
распределитель; 25 — трубопровод подвода управляющего воздуха к распре-
делителю; 26— привод; 27, 29 — редукторы давления воздуха; 28 — трубо-
провод подвода воздуха высокого давления к редукторам давления; 30 —
подогреватель; 31— трубопровод подвода управляющего воздуха к редуктору
перекиси водорода; 33— трубопровод подвода управляющего воздуха к кла-
пану горючего; 34— трубопровод подвода управляющего воздуха к клапану
окислителя; 35 — трубопровод подвода управляющего воздуха от наземной
установки; 36 — трубопровод подвода давления воздуха для проверки сраба-
тывания реле; 37— дренажный трубопровод насоса перекиси водорода; 38 —
дренажный трубопровод насоса горючего; 39, 40 — дренажные трубопроводы
насоса окислителя; 41— узел пнроклапана; 42 — пиропатрон; 43 — трубопровод
подачи горючего в камеру сгорания; 44 — гибкий трубопровод подачи горю-
чего в камеру сгорания
87
КОНСТРУКЦИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-214
Фиг. 180. Двигатель РД-214. Вид
1— турбонасосный агрегат; 2 — трубопровод дренажа парогаза из турбины; 3 — рама; 4, 5, 30—
кронштейны крепления редукторов давления; о — редуктор давления; 7 — трубопровод подачи
перекиси водорода в газогенератор; Я — трубопровод подвода воздуха к редуктору перекиси во-
дорода; 9 —-редуктор давления перекиси водорода; 10 — колодка; 11 — дрена.-киые трубопроводы;
12 — обратный клапан; 13, 14 — электропневмоклапаиы; 15 — кронштейн крепления электропневмо-
клапанов; 16 — кронштейн крепления трубопровода горючего: /7—камера сгорания; 18 — трубо-
со стороны редукторов давления [77]:
провод подвода воздуха к клапану горючего; 19, 20 — трубопроводы подачи горючего в камеру
сгорания; 21 — клапан горючего; 22 — трубопровод слива окислителя из клапана; 23 — сливной
вентиль; 24 — кронштейн крепления сливного вентиля; 25—клапан окислителя; 26 — пиропатрон;
27 — узел пироклапана; 28 — гибкий трубопровод слива перекиси водорода; 29 — газогенератор;
31 — перекрывной клапан перекиси водорода; 32 — трубопровод подвода воздуха к псрекрывному
клапану
88
КОНСТРУКЦИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-214
Фиг. 181. Двигатель РД-214. Вид со стороны насоса перекиси водорода [77]:
33 — исходная шайба окислителя; 34 — трубопровод подачи горючего к клапану; 35 — держатель
прпе давления- 36’— трубопровод подвода горючего к реле давления; 37 — реле давления; 38 - об-
етный клапан- 39 - трубопровод подвода воздуха к распределителю; 40 - трубопровод подвода
воздуха от наземной установки; 4! — трубопровод подвода воздуха для проверки срабатывания
КОНСТРУКЦИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-214
Фиг. 182. Двигатель РД-214. Вид по стрелке А (см. фиг. 180) [77]:
« — обратный клапан с фильтром; «—распределитель; « — подогреватель; « — редуктор давле-
ния; « — трубопровод подвода воздуха к редукторам давления; 47 — привод; 48 — заправочпо-
сливной клапан
Двигатель РД-214 (фиг. 180, 181, 182)
состоит из следующих основных агрегатов и
узлов: четырех унифицированных камер сго-
рания 17, турбонасосного агрегата 1, газоге-
нератора 29, агрегатов автоматики, рамы 3 и
узлов общей сборки.
Камеры сгорания 17 скреплены в блок с
помощью двух рядов опор, расположенных
вблизи форсуночных головок (верхний ряд) и
в нижней части цилиндрических участков
(нижний ряд) камер сгорания. Благодаря
смещению одного ряда опор относительно дру-
гого обеспечивается жесткость блока камер
сгорания. Выбранная силовая схема позво-
ляет крепить двигатель непосредственно к не-
сущим элементам корпуса ракеты через спе-
циальные опоры, приваренные в верхней части
камер по одной на каждой камере сгорания.
К верхнему ряду опор с помощью четырех
узлов с шаровыми вкладышами крепится
рама 3. На трех верхних опорах рамы уста-
навливается турбонасосный агрегат 1, имею-
щий для крепления две симметрично располо-
женные цапфы па насосе окислителя и про-
ушину на насосе горючего.
Газогенератор 29 присоединен к двум пат-
рубкам турбины. Газогенератор двигателя
РД-214 [78] в основном конструктивно подо-
бен газогенератору двигателя РД-213. В отли-
чие от последнего газогенератор двигателя
РД-214 имеет меньший по диаметру корпус
вследствие замены катализатора Ж-ЗО-С
катализатором Ж-30-С-0, имеющим больший
насыпной вес и повышенную удельную на-
грузку
(до 3,1
кГ/сек перекиси водорода
) и
кГ катализатора
измененную конфигурацию трубопроводов.
В результате этих изменений вес газогенера-
тора был снижен до 17,7 кГ.
Клапан окислителя 25 крепится непосред-
ственно к фланцу выходного патрубка насоса.
Клапан горючего 21 расположен в центре дви-
гателя и присоединен к трубопроводу 34, ко-
торый с помощью кронштейна 16 крепится
к опорам верхнего ряда крепления камер сго-
рания. Сливной вентиль 23 скреплен крон-
штейном 24 с ближайшей опорой камеры сго-
рания.
Агрегаты автоматики воздушной системы,
а также держатель 35 с реле давления 37
установлены на раме и расположены ком-
пактно в одном месте для удобства обслужи-
вания двигателя, установленного на ракете.
Сюда же выведены дренажные трубопро-
воды 11, трубопровод подвода воздуха от на-
земной установки 40 и трубопровод подвода
давления воздуха для проверки срабатыва-
ния реле 41, скрепленные колодкой 10.
На двигателе РД-214 применяются те же
типы соединений трубопроводов с агрегатами,
что и на ранее разработанных двигателях.
Конструктивные особенности соединений дви-
гателя РД-214 связаны с введением в схему
двигателя пироклапана окислителя и с пере-
носом расходной шайбы горючего в стык кла-
пана горючего с трубопроводом.
В магистралях двигателя применяются
ранее разработанные гибкие трубопроводы,
позволяющие компенсировать неточности из-
готовления и сборки, вибрационные нагрузки
и температурные деформации конструкции
при работе двигателя.
Подача окислителя из нагнетающего пат-
рубка насоса через расходную шайбу 33 и
клапан 26 в камеры сгорания производится по
четырем гибким трубопроводам, входящим в
узлы 27. Слив окислителя из клапана произ-
водится по трубопроводу 22 через сливной
вентиль 23.
Горючее из выходного патрубка насоса по
трубопроводу 34 через расходную шайбу,
установленную на резьбе в ниппеле трубопро-
вода, подается к клапану 21 и далее по четы-
рем трубопроводам 20 и по восьми гибким
трубопроводам 19 в камеры сгорания, при
этом горючее от каждого из трубопроводов 20
попадает только в одну камеру сгорания.
Перекись водорода от нагнетающего пат-
рубка насоса подается в газогенератор 29
через редуктор давления перекиси водорода 9,
установленный непосредственно на фланце на-
соса, проходя по трубопроводу 7 через пере-
крывной клапан 31, смонтированный на газо-
генераторе. Продукты разложения перекиси
водорода поступают по двум патрубкам из
газогенератора в турбину. Слив перекиси во-
дорода из магистрали и промывка последней
производятся по гибкому трубопроводу 28
через заправочно-сливной клапан 48. Уста-
новка заправочно-сливной магистрали пере-
киси водорода производится при монтаже
двигателя на ракету, при этом заправочно-
сливной клапан крепится к обшивке хвосто-
вого отсека ракеты.
Воздух высокого давления из бортовых
баллонов ракеты подводится по трубопро-
воду 46 к редукторам давления 6 и 45. От
редуктора давления 45 воздух подводится по
трубопроводу 8 к редуктору давления пере-
киси водорода. От редуктора давления 6 воз-
дух по трубопроводу 39 через обратный кла-
пан 12 и распределитель 43 подводится к
электропневмоклапанам 13 и 14. С помощью
электропневмоклапана 13 осуществляется под-
вод воздуха по трубопроводу 32 к перекрыв-
ному клапану перекиси водорода 31. С по-
мощью электропиевмоклапапа 14 произво-
дится подвод воздуха к клапанам окислителя
и горючего по соответствующим трубопрово-
дам. Воздух к электропневмоклапанам от на-
земной установки подводится по трубопро-
воду 40.
Компоненты, просачивающиеся через
уплотнения насосов окислителя, горючего и
перекиси водорода, отводятся по дренажным
трубопроводам 11. Рабочее тело турбины,
просочившееся через ее уплотнения, выво-
дится отдельно по трубопроводу 2.
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-214
I
Фиг. 183. Камера сгорания [79]:
/, 2,22, Л—• штуцера; 3 — опора; 4— рубашка цилиндра; 5—стенка цилиндра; 6—гофрирован-
ная проставка цилиндра; 7, 10, 11, 12 — гофрированные проставки докрнтической части сопла; 8 —
с гонка докрнтической части сопла; .<? -- рубашка докрнтической части сопла; 13 — соединительное
кольцо; 14, 28—кольца; 15, 16, 18, 19,21— гофрированные проставки закритической части сопла;
17, 26 — рубашки закритической части сопла; 20—стенка закритической части сопла; 23— патру-
бок; 24 — кольцо коллектора; 26 — бобышка; 27 — обечайка; 29— подкладка; 30— сливная бобыш-
ка; 31 — сектор коллектора; 32, 33 — кронштейны
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ [72]
Секундный расход окислителя ....
Секундный расход горючего ....
Весовое соотношение компонентов топлива
Давление газов в камере сгорания
Давление газов в выходном сечении сопла
Тяга номинальная:
у земли ...........................
в пустоте .........................
55,3 кГ!сек
13,9 кГ/сек
3,97
44,5 ата
0,7 ата
16 200 кГ
18 500 кГ
Тяга па режиме дросселирования............................35% от номиналь-
ного значения
Удельная тяга — тяга, отнесенная к суммарному секундному
расходу топлива:
у земли................................................ 233,6 сек
в пустоте........................................... 267,3 сек
Диаметр критического сечения............................175,9 мм
Диаметр выходного сечения сопла.......................... 540 мм
Объем камеры сгорания до критического сечения . . . 81 л
Охлаждающий компонент.................................Горючее
Количество форсунок окислителя........................ 480 шт.
Количество форсунок горючего..........................313 шт.
Относительная расходонапряженпость....................0,85--------------
сек-см--ата
Время пребывания продуктов сгорания в камере . . . 5,2 • 10~3 сек
Литровая тяга у земли................................. 200 кГ/л
Вес камеры сгорания...................................Не более 88 кГ
91
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-214
Фиг, 184. Вид на камеру сгорания со стороны форсуночной головки:
/, 3 — стойка опор; 2, 4 — ушки
Разработка камеры сгорания двигателя РД-214 (фиг. 183) велась на
основании опыта изготовления и доводки камер сгорания двигателей
РД-211, РД-212, РД-213, имеющих близкие параметры.
В соответствии с тактико-техническим заданием на двигатель РД-214
давление в камере сгорания было принято равным 44,5 ата.
Геометрические размеры камеры сгорания (за исключением длины
цилиндрического участка), уменьшенной па 130 мм, соответствуют гео-
метрическим размерам камеры сгорания двигателя РД-211. Диаметр
критического сечения был уточнен по фактическим данным и принят
равным 175,9 мм. Геометрический контур камеры сгорания представлен
на фиг. 185.
Для двигателя РД-214 принята трехъярусная схема смесеобразова-
ния, причем расположение и конструкция форсунок такие же, как и на
двигателе РД-213.
Схема охлаждения камеры сгорания (фиг. 186) подобна принятой
для двигателя РД-213.
Фланец окислителя на форсуночной головке заменен фланцем боль-
шего диаметра с гнездом под установку пироклапана, уменьшающего
импульс последействия при отключении двигателя.
Камера сгорания (фиг. 183) состоит из двух основных частей: форсу-
ночной головки и нижней части. Соединение деталей и узлов камеры
сгорания осуществляется путем пайки твердым припоем и сварки.
Форсуночная головка (фиг. 187) состоит из силового кольца 6, внут-
реннего 3, среднего 4 и наружного 5 днищ и фланца 1 для установки
пироклапана. Среднее и внутреннее днища связаны между собой фор-
сунками окислителя. Кроме того, среднее днище соединено с наруж-
ным днищем и фланцем обечайкой 2. Внутреннее днище охлаждается
Фиг. 186. Схема охлаждения камеры сгорания
горючим, поступающим из зарубашечного пространства камеры сгора-
ния в полость, образованную внутренним и средним днищами.
Подвод окислителя в форсуночную головку осуществляется через
фланец 1. Для обеспечения равномерного распределения окислителя
по площади форсуночной головки в обечайке 2 выполнено шесть отвер-
стий.
Впрыск топлива в камеру сгорания осуществляется одиокомпонепт-
ными центробежными форсунками со шнековыми завихрителями. Всего
на головке установлено 793 форсунки, из них 480 форсунок окислителя
и 313 форсунок горючего. Форсунки расположены по концентрическим
окружностям. Взаимное расположение форсунок близко к сотовому.
Шаг между форсунками переменный (от 12 мм в центре до 18 мм на
периферии).
В соответствии со схемой трехъярусного смесеобразования часть
форсунок окислителя и горючего создает конусы распыла с относи-
тельно большими углами 95—120° (первый ярус), другая часть создает
конусы распыла с углами 30—50° (второй ярус). В форсунках с боль-
шими углами конусов распыла имеются центральные отверстия в завих-
рителе, которые обеспечивают струйный впрыск части компонентов
(третий ярус). Расходы через форсунки указанных разновидностей оди-
наковы, причем струйная часть распыла форсунок с большими углами
конусов распыла составляет примерно 50 % общего расхода через фор-
сунку. Периферийные форсунки горючего — чисто центробежные (угол
конуса распыла примерно 90°), имеют уменьшенный вдвое по сравнению
с основной форсункой расход.
92
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-214
Схема расположения
Условные обоз
ф Центробежная форсунка окислителя (поз.н)
ф Струйно-центробежная форсунка окислителя (поз. 9)
^Центробежная форсунка окислителя с
упрочненным корпусом (поз. 19)
ф- Струйно-центробежная форсунка окислителя с
упрочненным корпусом (поз. 12)
Фиг. 187. Форсуночная головка [80]:
1 — фланец; 2.—обечайка; 3 — внутреннее днище; 4 — среднее днище; 5 — наружное днище' 6 —
кольцо; 7 —штуцер; 8, 10, 13 — форсунки горючего; 9, 11, 12, 14 — форсунки окислителя ’
Форсунки окислителя и горючего с малым углом конуса рас-
пыла отличаются от форсунок с большим углом конуса распыла
меньшим диаметром сопла, большими шагом и глубиной винтовой
нарезки завихрителя и отсутствием центральных отверстий в
завихрителе.
Перепад давления на форсунках в условиях огневых испытаний
составляет 8 ат для форсунок горючего и 7 ат для форсунок
окислителя.
Для облегчения условий комплектации двигателя камерами
сгорания (для уменьшения разброса гидравлических сопротивле-
ний) форсунки при проливке делятся по расходу на три класса.
На каждой форсуночной головке устанавливаются форсунки только
одного класса.
Для обеспечения необходимой прочности связи внутреннего и
среднего днищ в местах с большими расстояниями между форсун-
ками предусмотрена установка форсунок окислителя 3 с упрочнен-
ными корпусами (фиг. 190),
Для фиксации зазора между внутренним и средним днищами
на форсунках окислителя имеются специальные бурты. С этой же
целью на часта форсунок окислителя устанавливаются дистан-
ционные втулки 5 (фиг. 188).
Нижняя часть камеры сгорания (фиг. 183) состоит из двух уз-
лов: средней части, включающей цилиндрический участок и док-
ритическую часть сопла, и закритической части сопла,
Средняя часть и закритическая часть сопла состоят из рубашек
4, 9, 11, 25 и стенок 5, 8, 20, соединенных между собой через гофри-
рованные проставки 6, 7, 10, 11, 12, 15, 16, 18, 19, 21 путем пайки
твердым припоем (фиг, 183),
Толщина рубашки средней части 2,5 мм, рубашки закритической
части сопла 1,5 мм. Толщина стенки равна 1 мм, толщина гофри-
рованных проставок 0,5 мм. Величина зазора в зарубашечном
пространстве на большинстве участков равна 3 мм, в районе кри-
тического сечения для улучшения охлаждения этот зазор умень-
шен до 2,3 мм.
н а ч е н и я
- ф- Центробежная форсунка горючего (поз. 13)
• ф Струйно-центробежная форсунка
горючего (поз. 10)
- ф Периферийная центробежная форсунка
горючего с пониженным расходом (поз. 8)
Фиг. 188. Форсунки с участка-
ми днищ. Разрез по В—В
(см. фиг, 187):
1 — форсунка окислителя с упроч-
ненным корпусом; 2, 4 — форсунки
окислителя; 3 — форсунка горюче-
го; 5 — дистанционная втулка
93
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-214
Фиг. 189. Стык головки с цилиндром
Длина и количество гофрированных проставок
на докритической и закритнческой частях сопла
выбираются таким образом, чтобы шаг гофров
со стороны большего диаметра (равный 6 мм) не
превышал допустимых по условиям прочности зна-
чений, со стороны меньшего диаметра шаг (равный
4 мм) выбран из условия обеспечения необходимой
для пайки величины прямолинейного участка у
вершины гофра.
Между рубашками 17, 25 закритнческой части
сопла приваривается кольцо коллектора 24-, к бур-
там которого приварен коллектор, состоящий из
двух секторов 31 и двух патрубков 23 со штуце-
рами 22. На кольце 28 установлена сливная бо-
бышка 30.
Для уплотнения хвостового отсека ракеты на
срезе сопла устанавливается обечайка 27 с резьбо-
выми бобышками 26.
Соединение докритической и закритнческой час-
тей сопла осуществляется путем сварки стенок и
через соединительное кольцо 13, привариваемое
к кольцу 14 и рубашке 9. Аналогично выполнено
соединение головки с цилиндром (фиг. 191).
Соединительные кольца имеют бурты, восприни-
мающие усилия от усадок сварочных швов при-
варки этих колец и тем самым разгружающие
стенку. На кольце 2 установлен штуцер 3 для за-
мера давления горючего на входе в форсуночную
головку (фиг. 191).
Для замера давления газа в силовом кольце
головки предусмотрены два отверстия диаметром
4 мм и установлены штуцера 34 (фиг. 183). Име-
ется штуцер 1 для замера давления окислителя пе-
ред форсунками.
Фиг. 191. Стык головки с цилиндром:
/ — кольцо головки; 2 — соединительное кольцо; 3 - штуцер для за-
мера давления горючего; 4 — кольцо; S — стенка цилиндрической части
Для соединения камер сгорания в блок и для крепления
двигателя предусмотрена специальная система крепления
(фиг. 192). На каждой камере сгорания па докритической
части сопла установлено по два кронштейна 32 (фиг. 183)
для соединения с соседними камерами сгорания. На стыке
цилиндрической части с форсуночной головкой установлены
опора 3 для крепления двигателя на ракете и два крон-
штейна 33, служащие для соединения камер сгорания с со-
седними камерами сгорания. Эти же кронштейны используют-
ся и для установки рамы турбонасосного агрегата. Опора вы-
полнена из поковки. Каждый кронштейн состоит из стоек 1, 3
(фиг. 184) п приваренных к ним ушек 2, 4. Геометрическая
неизменяемость блока камер сгорания обеспечивается за счет
взаимного углового смещения кронштейнов верхнего и ниж-
него поясов.
Фиг. 190. Форсунки с участками днищ:
1 форсунка окислителя; 2 — форсунка горючего; 3 — форсунка окис-
лителя с упрочненным корпусом
В конструкции камеры сгорания двигателя РД-214 приме-
нены различные виды сталей, в том числе и специальные,
стойкие по отношению к окислительной среде.
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-214
Проведен большой объем работ по созданию технологи-
ческого процесса, обеспечивающего качественное изготовле-
ние камеры сгорания: освоена сварка специальных сталей,
внедрены новые кислотостойкие припои, вакуумная бесфлю-
совая пайка с предварительным гальваническим покрытием
поверхностей, автоматическая сварка и т. д.
После сборки узлы нижней части проходят рентгенирова-
ние, испытание на прочность и герметичность и окончатель-
ную механическую обработку под стыковку.
После приварки опор и кронштейнов камера сгорания про-
ходит термообработку при температуре 250+30°С и гидропнев-
моиспытания при давлениях соответственно 75 и 20 ати. Далее
камера сгорания проходит промывку и проливку по трактам
горючего и окислителя.
По результатам проливки производится комплектация ка-
мер сгорания для четырехкамерного блока по допустимым ве-
личинам разниц перепадов давления.
Фиг. 193. Участок, закритической части сопла с коллектором горючего
Доводочные испытания камер сгорания велись в составе
четырехкамерной сборки двигателя РД-214.
При испытаниях особое внимание обращалось на отработ-
ку режима конечной ступени (для двигателя РД-214 необхо-
димо дросселирование до 35% по тяге).
Испытания подтвердили результаты, полученные ранее на
двигателе РД-213, — принятый вариант камеры сгорания
удовлетворял всем требованиям как по устойчивости и завер-
шенности рабочего процесса, так и по стойкости материальной
части по отношению к прогарам. На заключительном этапе
доводочных испытаний была проведена сравнительная оценка
двух вариантов форсуночной головки: основного (описанного
выше) и варианта с «поднятыми» завихрителями. В основном варианте
расстояние от завихрителя до среза сопла форсунок окислителя равно
3 мм, в варианте с «поднятыми» завихрителями расстояние от завихрите-
ля до среза сопла форсунок увеличено до 12 мм. Этот вариант, представ-
ляющий интерес в смысле унификации корпусов форсунок окислителя и
втулок всех форсунок, показал хорошие результаты при работе на режи-
ме главной ступени и при форсировании. Однако испытания двигателей
с такими форсуночными головками на режиме конечной ступени пока-
зали повышение порога устойчивости при дросселировании (низкочас-
тотные пульсации в камере сгорания возникали при давлении порядка
15,5 ата, в то время как для двигателя с основными форсунками — при
13 ата). В связи с этим форсунки с «поднятыми» завихрителями в каме-
рах двигателя РД-214 не используются.
Материалы, применяемые для изготовления
камеры сгорания [75]
Стенка.................................................Сталь Х18Н9Т
Гофрированные проставки................................Сталь 10
Рубашка цилиндра и докритической части сопла . . . Сталь 21Х2НВФА
Рубашка закритической части сопла......................Сталь 12Х2НВФА
Детали форсуночной головки (днища, кольцо, фланец) . . Сталь ЭИ654
Форсунки..................................................Сталь Х18Н9Т
Припой для пайки форсуночной головки...................К» 87
Припой для пайки нижней части..........................Пр. МНЦ 5,5—11,5
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИГАТЕЛЯ РД-214
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ТУРБОНАСОСНОГО
АГРЕГАТА [72]
Мощность турбонасосного агрегата . . 2560 л. с.
Число оборотов насосов и турбины . . 8000 в минуту
Расход окислителя.....................221,2 кГ/сек
Расход горючего.......................55,7 кГ/сек
Расход перекиси водорода .... 5,9 кГ/сек
Минимальное давление на входе в насос
окислителя при f = 35° С .... 4,2 ата
Минимальное давление на входе в насос
горючего при t — 35° С..............2,0 ата
Минимальное давление на входе в на-
сос перекиси водорода при £=35° С . . 2,5 ата
Давление на выходе из насоса окислителя 60 ата
Давление на выходе из насоса горючего 74 ата
Давление на выходе из насоса перекиси
водорода............................66 ата
Коэффициент полезного действия насоса
окислителя............................0,685
Коэффициент полезного действия насоса
горючего..............................0,655
Коэффициент полезного действия насоса
перекиси водорода......................0,38
Коэффициент быстроходности насоса окис-
лителя ..................................97
Коэффициент быстроходности насоса го-
рючего ..................................48
Коэффициент быстроходности насоса пе-
рекиси водорода , ................20
Кавитационный коэффициент быстроход-
ности насоса окислителя . 2280
Кавитационный коэффициент быстроход-
ности насоса горючего..........2120
Относительная осевая скорость на входе.
в насос окислителя..................0,096
Относительная осевая скорость на входе
в насос горючего....................0,087
Расход рабочего тела турбины . . . ~5 кГ/сек
Удельная мощность (мощность, отнесен-
ная к единице секундного расхода ра-
л. с.
бочего тела турбины)....................515 —----
кГ1сек
Эффективный коэффициент полезного дей-
ствия турбины.........................0,545
Температура рабочего тела на входе в тур-
бину ................................. 783° К
Давление на входе в турбину . . . 41,5 ата
Давление на выходе из турбины . . .1,5 ата
Окружная скорость на среднем диаметре
ротора турбины........................188 м/сек
Отношение окружной скорости па среднем
диаметре ротора к скорости истечения из
сопел.................................0,16
Вес турбонасосного агрегата, не заполнен-
ного компонентами.....................185 кГ
Вес турбонасосного агрегата, заполненно-
го компонентами.......................218 кГ
Габаритные размеры турбонасосного агре-
гата (длина X ширина X высота) . 1220X806X606 мм
Относительный вес турбонасосного агрега-
та (вес агрегата, заполненного компо-
нентами, отнесенный к единице тяги дви-
гателя) ..............................3,36 кГ/т тяги
Вес турбонасосного агрегата, заполненно-
го компонентами, отнесенный к единице
мощности..............................85,0 Г/л. с.
Характерные размеры насосов н турбины
Насос окислителя
Диаметр центробежного колеса на входе . . 145 мм
Диаметр центробежного колеса на выходе . .210 мм
Угол установки лопаток на выходе из центро-
бежного колеса............................45°
Густота решетки осевой крыльчатки по наружно-
му диаметру..............................1,51
Угол установки лопатки осевой крыльчатки по
наружному диаметру.......................14°30'
Насос горючего
Диаметр центробежного колеса на входе . . 145 лш
Диаметр центробежного колеса на выходе . 304,5 мм
Угол установки лопаток на выходе из центро-
бежного колеса.............................40°
Густота решетки осевой крыльчатки по наружно-
му диаметру..............................1,51
Угол установки лопатки осевой крыльчатки по
наружному диаметру........................15°
Насос перекиси водорода
Диаметр центробежного колеса на входе . . 70 мм
Диаметр центробежного колеса на выходе . . 204 мм
Угол установки лопаток па выходе из центро-
бежного колеса............................70°
Турбин а
Средний диаметр ротора..................... 450 мм
Диаметр критического сечения сопла ... 8 мм
Диаметр сопла на выходе....................15,5 мм
Угол наклона оси сопел....................17°
Высота лопатки первой ступени па выходе . 26 мм
Высота лопатки второй ступени па выходе . 46 мм
Турбонасосный агрегат двигателя РД-214
(фиг. 194) состоит из топливных насосов окислителя
и горючего, насоса перекиси водорода и турбины.
Насосы окислителя и горючего служат для пода-
чи компонентов топлива в камеру сгорания, .насос,
перекиси водорода — для подачи перекиси водоро-
да и газогенератор, турбина — для привода насосов
во вращение.
Заданные величины расходов компонентов топ-
лива и давлений подачи определили тип насосов. В
турбонасосном агрегате применены центробежные,
одноступенчатые насосы; насос окислителя — с дву-
сторонним подводом компонента к центробежному
колесу, насосы горючего и перекиси водорода—с
односторонним. Насосы окислителя и горючего име-
ют осевые ступени перед центробежными колесами.
Одним из основных параметров, влияющих на
вес и габариты турбонасосного агрегата, а также па
режим работы насосов и турбины, является число
оборотов. Число оборотов определяется из расчета
насосов на кавитацию и зависит от давления на вхо-
де в насосы, антикавитациопных качеств насосов и
работоспособности отдельных узлов ТНА: шарико-
вых подшипников, уплотнений по валу и т. п.
В турбонасосном агрегате двигателя РД-214 при
заданных расходах компонентов топлива и давлени-
ях на входе в насосы определяющим по условиям
бескавитационпой работы является число оборотов
насоса окислителя.
Фиг. 194. Турбонасосный агрегат:
/ — радиальная шпонка; 2 —цапфа; 3 — проушина
Применение осевой ступени в сочетании с двусто-
ронним подводом окислителя позволило обеспечить
бескавитациониую работу насоса окислителя при
числе оборотов 8000 в минуту. Для турбины, насо-
сов горючего и перекиси водорода принято это же
число оборотов.
Турбина — осевая, высокоперепадная, двухсту-
пенчатая, активного типа. Рабочим телом турбины
являются продукты каталитического разложения в.
газогенераторе 85% перекиси водорода.
Для повышения удельной мощности турбины, ко-
торая в значительной степени определяет экономич-
ность турбонасосного агрегата, перепад давления,
срабатываемый в турбине, выбран сверхзвуковым,
— Р*
большой величины: Р = "х = 28. Дальнейшее
Дшх
увеличение перепада по сравнению с выбранной ве-
личиной нецелесообразно, так как дает незначитель-
ный прирост удельной мощности, по приводит к
увеличению веса турбины.
Для обеспечения высокого коэффициента полез-
ного действия турбины при большом сверхзвуковом
перепаде давления применена двухступенчатая тур-
бина.
Выбранные средний диаметр ротора и окружная
скорость па среднем диаметре обеспечивают режим
работы турбины, близкий к оптимальному по эконо-
мичности, а также достаточную прочность рабочих
лопаток при наименьших размерах и весе.
Профилирование проточной части турбины вы-
полнено с учетом обтекания лопаток потоком с
большими скоростями.
Характерной особенностью решетки, составлен-
ной из лопаток первой ступени, обтекаемых потоком
е. большими сверхзвуковыми скоростями (7И 2,0),
является торможение потока до звуковых скорос-
тей во входной части канала, поворот заторможен-
ного потока и последующий разгон его в диффузор-
ном участке и в косом срезе капала.
Лопатки направляющего аппарата обтекаются
потоком с небольшими сверхзвуковыми скоростями
,(М ~ 1,2 4- 1,3) н образуют решетки с каналами,
плавно суживающимися к выходу.
Лопатки второй ступени ротора, работающие в
дозвуковом потоке, образуют решетку с каналами
постоянного сечения.
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИГАТЕЛЯ РД-214
В турбонасосном агрегате (фиг. 194) все насосы и турбина располо-
жены соосно на двух отдельных валах.
Турбина имеет общий вал с насосом окислителя, ротор турбины рас-
положен на валу консольно. При такой компоновке представляется воз-
можным выполнить турбину в виде легкой сварной конструкции. Пере-
дача крутящего момента турбины на вал насоса горючего осуществляет-
ся рессорой, т. е. так же, как в ТНА двигателя РД-213 (фиг. 161).
Насос перекиси водорода имеет общий вал с насосом горючего,
крыльчатка насоса перекиси водорода расположена на валу консольно.
Наличие раздельных валов насосов и надежная система уплотнений по
валам позволили полностью исключить возможность соприкосновения
окислителя и горючего.
Соединение насоса окислителя с турбиной осуществляется через ра-
диальные шпонки 1 (фиг. 194), исключающие возможность возникнове-
|ция напряжений, связанных с температурными деформациями деталей
турбины. Соединение насоса окислителя с насосом горючего и насоса
горючего с насосом перекиси водорода — фланцевое, с помощью шпилек.
Турбонасосный агрегат крепится на раме двигателя в трех точках:
с помощью двух цапф 2 на корпусе насоса окислителя, на которых уста-
повлены сферические подшипники, и проушины <3 на корпусе насоса го-
рючего, допускающей продольное перемещение турбонасосного агрегата
относительно рамы. Такая конструкция опор позволяет избежать допол-
нительных нагрузок на агрегат при возможных деформациях рамы.
Турбина (фиг. 195) состоит из следующих основных узлов: ротора,
статора, выхлопного коллектора, направляющего аппарата и деталей,
обеспечивающих уплотнение полости низкого давления по валу.
Ротор турбины 20 — одиодпсковый, с двумя венцами рабочих лопа-
ток. Лопатки крепятся к диску ротора ножками елочной формы, которые
вставлены в кольцевые пазы обода диска. Установка лопаток в пазы
производится через вырезы в ободе диска. После установки лопаток вы-
резы закрываются специальными замками, имеющими трапециевидную
форму, исключающую возможность их выпадения под действием цент-
робежных сил.
Крепление ротора к фланцу вала насоса окислителя осуществляется
с помощью винтов 21. Крутящий момент ротора передается на вал через
штифты 24, запрессованные в отверстия фланцев вала и диска ротора.
В диске ротора имеются три отверстия для выравнивания давлений по
обе стороны диска для уменьшения осевого усилия на роторе.
Основным силовым элементом статора является сопловой аппарат
29, представляющий собой иеразрезное кольцо, по окружности которого
равномерно расположены сопловые отверстия. Расширяющаяся часть
сопел выполнена конической.
Подвод газа к соплам осуществляется по двум патрубкам и распре-
делительной трубе 16, приваренной к сопловому аппарату. Сварная кон-
струкция статора обеспечивает полную герметичность полости высокого
давления.
Полость низкого давления со стороны насоса окислителя ограничена
диафрагмой 30, приваренной к сопловому аппарату и корпусу уплот-
нения.
Направляющий аппарат турбины состоит из четырех сегментов на-
правляющих лопаток 26. 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 18.
Для уплотнения полости турбины по валу установлены два чугун-
ных разрезных кольца 23 и 22, одно —в корпусе уплотнения насоса
окислителя, другое —в корпусе уплотнения турбины.
Для крепления корпуса турбины к корпусу насоса окислителя статор
турбины имеет четыре бобышки с кронштейнами 14, приваренными к
трубе статора и сопловому аппарату. Соединение корпуса турбины с
корпусом насоса осуществляется шпильками через радиальные шпон-
ки 31.
Распределительная труба, подводящая парогаз, закрыта теплоизо-
ляционным кожухом 15, представляющим собой две тонкостенные обо-
лочки, объем между которыми заполнен стекловолокном.
Выхлопной коллектор 19 при выбранной конструктивной схеме рас-
положения насосов и турбины в ТНА является несиловым элементом
конструкции п выполнен из листовой стали в виде легкой обечайки. Вес
коллектора в этом случае меньше, чем при расположении турбины меж-
ду насосами.
Насос окислителя (фиг. 195) состоит из корпуса, крышки, центробеж-
ной крыльчатки, двух осевых крыльчаток, вала, подшипников и узлов
уплотнений по валу.
Корпус 9 и крышка 1 отлиты из алюминиевого сплава. Основные ра-
бочие полости насоса — патрубок всасывания, улитка и диффузор —
образованы внутренними поверхностями корпуса и крышки. Патрубок
всасывания обеспечивает двусторонний равномерный и плавный подвод
жидкости к осевым и центробежной крыльчаткам. Патрубок имеет раз-
делительное ребро, являющееся также ребром жесткости. Спиральная
улитка корпуса подкреплена снаружи патрубком всасывания, который
в виде арки охватывает улитку в самом нагруженном месте.
Стык корпуса насоса с крышкой в полости высокого давления уплот-
нен фторопластовым кольцом, расположенным в клиновом гнезде, кото-
рое образуется выточками в корпусе и крышке. Наружный стык в поло-
сти низкого давления уплотнен аналогично алюминиевым кольцом, за-
жатым между фланцами.
Центробежная крыльчатка 10 — двусторонняя, закрытого типа. Ло-
патки крыльчатки выполнены пространственными, двоякой кривизны.
Симметричная конструкция двусторонней крыльчатки с расположением
уплотнительных буртов на равных диаметрах и симметричное располо-
жение осевых крыльчаток позволяют практически уравновесить осевое
усилие в насосе. Неуравновешенная составляющая осевой силы воспри-
нимается подшипником 12.
Полости высокого и низкого давления насоса разделены уплотнения-
ми лабиринтного типа. Лабиринты 35 установлены в корпусе и крышке
насоса и закреплены от выпадения винтами. Зазор между лабирин-
тами и уплотнительными буртами крыльчатки выбран минимально
возможным по условиям безопасной работы.
На входе в центробежную крыльчатку установлены осевые крыль-
чатки 34 и 37, отлитые из хромоникелевой стали. Осевые крыльчат-
ки имеют по десять пространственно изогнутых лопаток переменного
по радиусу сечения. По наружному диаметру лопатки скреплены
бандажом. Соединение центробежной и осевой крыльчаток с валом
насоса — шлицевое.
Вал насоса опирается на два радиальных шариковых подшип-
ника 2 и 12, работающих в среде консистентной смазки. Подшип-
ник 12, воспринимающий осевое усилие от насоса и турбины, за-
креплен в корпусе и на валу по торцам внутренней и наружной
обойм. Подшипник 2 не закреплен по обоймам в осевом направле-
нии и допускает взаимное перемещение корпуса и вала. Посадка
подшипников на валу и в корпусе — плотная.
Пакет деталей на валу насоса окислителя затягивается гайкой
через пружинные шайбы 38. Необходимая сила затяжки регламен-
тируется выдерживанием в определенных пределах величины зазо-
ра между кольцами, в которые упираются пружинные шайбы. По-
становка пружинных шайб и регламентация зазора позволяют по-
лучить более равномерную затяжку пакета, состоящего из большого
количества деталей со значительным суммарным осевым размером.
Неравномерная затяжка пакета увеличивает динамическую несба-
лансированность узла ротора турбины с вращающимися деталями
на валу при повторных переборках агрегата.
Система уплотнений насоса по валу как со стороны турбины,
так и со стороны насоса горючего состоит из отражателя, торцево-
го сильфонного уплотнения, манжет и дренажной полости. Отра-
жатели 8 и 33 выполняют функции уплотнений только при враще-
нии вала, препятствуя попаданию компонента в полость перед тор-
цевыми уплотнениями и улучшая условия их работы.
Торцевые уплотнения 7 и 32 работают как во время стоянки, так
и при вращении. Контактная пара торцевого уплотнения образова-
на торцевой поверхностью втулки 2 (фиг. 196) и фторопластового
кольца.
Узел торцевого уплотнения состоит из фторопластового кольца
3, завальцоваппого в обойму 4, сильфона 8, соединенного сваркой
с обоймой и втулкой 7, и пружины 5, обеспечивающей прижатие
фторопластового кольца к торцу втулки 2. Крепление узла уплот-
нения к корпусу осуществляется гайкой. В гофрах сильфона уста-
новлены кольца 9 в целях увеличения его прочности.
Просочившийся через торцевое уплотнение окислитель попадает
в дренажные полости, из которых он далее отводится по специаль-
ным дренажным трубопроводам. Манжеты 4, 5, И и 13 (фиг. 195)
ограничивают дренажные полости и одновременно уплотняют по-
лости подшипников от вытекания смазки.
13 Зак. 0086
97
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИГАТЕЛЯ РД-214
Вход
Материалы, применяемые
для изготовления основных
деталей турбонасосного агрегата
Насос окислителя
Вал.........................................Сталь 2X13
Рессора................................. . Сталь 38ХА
Крыльчатка..................................Сплав ал. АЛ4
Корпус, крышка..............................Сплав ал. АЛ4
Осевая крыльчатка....................... . Сталь 0Х18Н9Л
Лабиринт................................ . Сталь 2X13
Насос г о р го ч е г о
Вал.........................................Сталь 2X13
Крыльчатка..................................Сплав ал. АЛ4
Корпус, крышка..............................Сплав ал. АЛ4
Осевая крыльчатка.................... . . Сталь 0Х18Н9Л
Лабиринт....................................Сталь 2X13
Насос .перекиси водорода
Крыльчатка.........................Сплав ал. АЛ-1
Корпус, крышка.....................Сплав ал. АЛ4
Лабиринт...........................Сталь 2X13
Т у р б и и а
Диск ротора........................Сталь 2X13
Рабочие лопатки............................. Сталь 2X13
Сопловой аппарат .......................... Сталь 25
Лопатки направляющего аппарата .... Сплав ал. АД4
Обечайка выхлопного коллектора .... Сталь 12Г2А
Подводящий патрубок статора.................Сталь 12Х2НВФА
Выход
Фиг, 195, Насос окислителя с турбиной [81]:
1 — крышка насоса окислителя; 2, 12 — подшипники; 3 —вал; 4, 5, 11, 13 — манжетные уплотне- бины; 21 — винт; 22, 23 — чугунные кольца; 24 — штифт; 25 — рабочие лопатки второй ступени; 26—
ния; 6 — гайка; 7, 32 — торцевые сильфонные уплотнения; 8, 33 — отражатели; 9 - корпус насоса лопатки направляющего аппарата; 27 — уплотнительная прокладка; 28—рабочие лопатки первой
окислителя; 10 — центробежная крыльчатка; 14 — кронштейн; 15 — теплоизоляционный кожух; 16— ступени; 29 — сопловой аппарат; 30 — диафрагма; 31— шпоика; 34, 37 — осевые крыльчатки; 35 —
газораспределительная труба: /7 —фланец; 18— болт; 19 — выхлопной коллектор; 20— ротор тур- лабиринт; 38 — пружинная шайба; 39 — гайка
Фиг. 196. Торцевое уплотнение:
1 — отражатель; ’ — втулка; 3 —
фторопластовое кольцо; 4 — обой-
ма; 5 —пружина; 6 — уплотнитель-
ное Кольцо; 7 —втулка; 8 —силь-
фон; 9 — кольцо
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИГАТЕЛЯ РД-214
Фиг. 201, Кавитационная характеристика насоса окис-
лителя при номинальном расходе и п = 8000 об/мин
[83, 84]:
А/> - ппнор ипсоеа: />|1Ч— давление на входе в насос
Фиг. 202. Кавитационная характеристика насоса горю-
чего при номинальном расходе и п = 8000 об/мин
[83, 84]:
Др — напор насоса: рвх—давление на входе в насос
Были разработаны и испытаны центробежные крыльчатки насо-
сов окислителя и горючего с пространственными лопатками.
б) В результате испытаний на воде насоса окислителя выяви-
лась необходимость постановки во всасывающих полостях насоса
ребер, препятствующих образованию крутки потока на входе в осе-
вые крыльчатки. Установка ребер улучшила характеристики насо-
са, расширив диапазон его устойчивой работы.
в) Для получения минимального давления перед манжетами
насоса горючего, уменьшения их износа и для повышения срока
службы исследовались варианты гпдрозатвора (импеллера), отде-
ляющего полость насоса от манжет. В результате исследования в
конструкцию насоса был введен гпдрозатвор, имеющий больший
по сравнен ню с первоначальным диаметр.
г) I Ip'ii испытаниях насоса окислителя на воде проводились из-
мерения осевой силы, возникающей при работе насоса, которые по-
казали, что полученная величина осевой силы находится в допусти-
мых пределах.
д) Разгрузка подшипников вала насоса горючего от осевых сил
была осуществлена с помощью ряда конструктивных мероприятий:
изменения диаметра бурта центробежной крыльчатки со стороны
крышки, введения в крышке специальных ребер, тормозящих поток,
подбора размеров и соответствующего расположения перепускных
отверстий в несущем диске крыльчатки и изменения диаметра гид-
роз.п вора.
е) При пснытанпях были сняты рабочие и кавитационные ха-
рактеристики насосов (фиг. 198—202). Испытания показали, что ве-
личина пульсаций давления па выходе из насосов не превышает
допустимых значений.
До в о дк а т у р б о п а с о с н о го агрегата
на ст(чч1 де при работе насосов на воде,
ту р б и п ы - н а натурном п а р о г а з е
Проводились автономные испытания турбонасосного агрегата
на стенде, при этом насосы окислителя и горючего работали на во-
де, насос перекиси водорода—на компоненте, а турбина на на-
турном пирогазе.
Данные испытания подтвердили работоспособность узлов и аг-
регатов на номинальном и форсированном режимах и показали, что:
а) смещение осей валов насосов окислителя и горючего до 1 мм
не ухудшает работоспособность;
б) скорость выхода ТНА на ре-
жим зависит от давления на входе
в насос перекиси водорода, особен-
но в интервале давлений от 3 до
4,5 ати, т. е. изменением этого дав-
ления можно регулировать скорость
выхода на режим двигателя;
в) давления в полостях турбины
по обе стороны диска ротора имеют
существенное отличие по величине,
которое приводит к значительному
осевому усилию на роторе, действу-
ющему на подшипник насоса окис-
лителя; для выравнивания давления
были сделаны три разгрузочных от-
верстия в диске ротора.
Полученные при испытаниях характеристики турбины приведе-
ны на фиг. 203 и 204.
Испытания насоса окислителя
для определения коррозионной
стойкости деталей в окислителе АК-27И
Были проведены в специальной термокамере испытания зали-
того окислителем АК-27И насоса для проверки коррозионной стой-
кости деталей. Насос испытывался в течение 10 суток при перемен-
ном температурном режиме. В результате проверки установлено
частичное нарушение анодного покрытия на внутренних поверхно-
стях деталей из сплава АЛ4. Однако в местах нарушения анодного
покрытия образуется пленка из окиси алюминия и стойкость поверх-
ности к компоненту сохраняется.
Детали из других материалов показали удовлетворительную
коррозионную стойкость.
Исследование
характер и с тик
турбины
Проводились работы по исследо-
ванию характеристик турбины. Ха-
рактеристики были получены экс-
периментально, с использованием
метода моделирования режимов
работы турбины с помощью газа с
большим молекулярным весом.
При модельных испытаниях были
сняты зависимости к. п. д. и удель-
ной мощности от отношения и/сад
при разных перепадах давления,
срабатываемых в турбине (Р =
= Рвх*[Рв1лх- Было определено влия-
ние на к. п.д. турбины густоты ре-
шетки лопаток первой и второй сту-
пеней и направляющего аппарата, а
также влияние бандажа лопаток
первой и второй ступеней ротора.
По результатам исследований при-
нятый в конструкции относитель-
ный шаг решеток соответствует оптимальному значению. Опыты
показали, что отсутствие бандажа на лопатках второй ступени не
сказывается на энергетических показателях турбины; к. п. д. и
удельная мощность турбины без бандажа на лопатках первой сту-
пени ниже на ~Ъ,Ъ°[а на расчетном режиме.
Доводка турбонасосного агрегата
на натурных компонентах
-в составе двигателя
а) При первых испытаниях двигателя был отмечен замедленный
выход его на режим вследствие недостаточного избытка располага-
емой мощности турбины над потребной мощностью насосов.
Был проведен анализ влияния различных факторов на величину
располагаемой мощности турбины, в результате которого для уве-
личения располагаемой мощности турбины было повышено пуско-
вое давление насоса перекиси водорода до 4,5 ати, увеличен напор
этого насоса на 20 м за счет постановки высоконапорной крыль-
чатки и изменен диаметр критического сечения сопел турбины с
7,4 до 8 мм, тем самым время выхода двигателя па режим было
значительно сокращено.
б) Для ликвидации негерметичности по стыку выхлопного кол-
лектора со статором турбины конструкция места стыка была изме-
нена—па фланце статора введен клинообразный выступ, а на
фланце выхлопного коллектора введено соответствующее ему уг-
лубление, что значительно увеличило усилие обжатия прокладки.
в) Проведено исследование влияния многократных переборок
турбонасосного агрегата на сбалансированность ротора. Было об-
наружено, что изменение дисбаланса происходило вследствие пере-
косов деталей, входящих в пакет на валу ротора, из-за различной
силы затяжки пакета. Для сохранения допустимого дисбаланса в
пакет деталей на валу были введены две пружинные шайбы.
Фиг. 203. Мощность
рогов; давление на
и к. п. д. турбины в зависимости от обо-
входе 41,5 ата; температура парогаза
783° К [84, 85]
Фиг. 204. Мощность турбины и расход парогаза в зависимости
от давления на входе; число обоцотов 8000 в минуту; темпера-
тура парогаза 783° К [84, 85]
101
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-214
В данном разделе представлены основные агрегаты автоматики, ис-
пользуемые на двигателе. По остальным агрегатам автоматики или да-
ется краткое описание с указанием их особенностей по сравнению с уже
приведенными в других разделах Альбома аналогичными агрегатами
автоматики, или, если они полностью заимствуются, приводится ссылка
с указанием двигателя, из которого они .взяты.
Клапан окислителя (фиг. 206) предназначен для управления 'подачей
окислителя в камеры сгорания.
Конструктивные особенности клапана следующие. Перекрытие маги-
страли осуществляется клапаном 5, в тарель которого запрессовано
фторопластовое уплотнительное кольцо. Жидкостная полость А отделена
от полости управляющего воздуха Б сильфонам 6. Для увеличения на-
дежности сильфон выполнен двухслойным. Сильфон размещается в раз-
резном стакане 3, который служит направлением для сильфона, а также
является ограничителем хода клапана 5.
Основные детали клапана изготовлены из следующих материалов:
корпус 1 и крышка И — из алюминиевого сплава АЛ4, стакан 3— из
алюминиевого сплава АВ, клапан 5 и основание 9— из стали 1Х18Н9Т,
пружины 7 и 8 — из стали 50ХФА, сильфон 6 — из стали Х18Н10Т.
Работает клапан следующим образом. Без давления управляющего
воздуха в полости Б усилие пружин 7 и 8 обеспечивает падежное пере-
крытие магистрали клапаном при давлении окислителя па входе, равном
сумме гидростатического напора столба окислителя и давления наддува
в баке. Перед заправкой бака подается сжатый воздух в полость Б.
Сила давления воздуха иа площадь, ограниченную средним диаметром
сильфона, и усилие пружин препятствуют преждевременному открытию
клапана в процессе запуска двигателя. Для открытия клапана стравли-
вается сжатый воздух из полости Б. Сила давления окислителя сначала
па площадь, ограниченную средним диаметром седла корпуса, а затем
(как только клапан 5 отойдет от седла) иа площадь, ограниченную сред-
ним диаметром сильфона 6, преодолевает усилие пружин, и клапан 5 пе-
ремещается до упора в торец стакана 3. Клапан открыт.
Для закрытия клапана при выключении двигателя подается сжатый
воздух в полость Б, под действием давления воздуха и усилия дружин
клапан 5, преодолевая силу давления окислителя па площадь, ограни-
ченную средним диаметром сильфона, перемещается вверх и прижима-
ется уплотнительным кольцом к седлу корпуса.
ТО2
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-214
Клапан горючего (фиг. 207) предназначен для управления подачей
горючего в камеры сгорания. Клапан имеет следующие конструктивные
особенности. Перекрытие магистрали осуществляется клапанам 4, в та-
рель -которого запрессовано уплотнительное фторопластовое -кольцо.
Внутренняя полость клапана разделена на две полости: жидкостную по-
лость А и полость управляющего воздуха Б. Жидкостная полость А гер-
метизируется -по месту подвижного соединения клапана 4 с корпусом 2
манжетой 3; воздушная полость Б герметизируется по месту подвижно-
го соединения клапана 4 с крышкой 1 манжетой 7. Жиклер в грибке 8
обратного клапана, вмонтированного в дно крышки /, обеспечивает
медленное стравливание управляющего воздуха из полости Б, благодаря
чему достигается запаздывание открытия клапана по сравнению с кла-
паном окислителя.
Основные детали клапана горючего изготовлены из следующих мате-
риалов: клапан 4 и крышка 1 — из алюминиевого сплава АВ, корпус 2 —
из алюминиевого сплава АЛ4, пружина 5 — из стали 50ХФА.
Работает клапан следующим образом. При отсутствии сжатого воз-
духа в управляющей полости Б усилие пружины 5 обеспечивает надеж-
ное перекрытие магистрали клапаном при давлении горючего на входе,
равном сумме гидростатического напора и давления наддува в баке.
Перед пуском двигателя подводится сжатый воздух в полость Б, при
этом грибок 8, сжимая пружину 9, отходит от седла крышки 1 и откры-
вает свободный проход воздуху в полость Б. Сила давления сжатого
воздуха на площадь, ограниченную наружным диаметром манжеты 7, и
усилие пружины 5 препятствуют преждевременному открытию клапана 4
в процессе запуска двигателя. Для открытия клапана сбрасывается сжа-
тый воздух из полости Б. Сила давления жидкости вначале на площадь,
ограниченную средним диаметром седла корпуса 2, а затем (как только
клапан 4 отойдет от седла) на площадь, ограниченную внутренним диа-
метром манжеты 3, преодолевает усилие пружины и перемещает кла-
пан 4 до упора в дно крышки 1. Клапан открыт. При отключении двига-
теля в полость Б подается сжатый воздух; под давлением воздуха и уси-
лия пружины 5 клапан 4, преодолевая силу давления жидкости на пло-
щадь, ограниченную внутренним диаметром манжеты 3, перемещается
вверх и прижимается уплотнительным кольцом к седлу корпуса.
Обеспечение требуемого давления перекиси водорода на -входе в газо-
генератор осуществляется с помощью редуктора перекиси водорода.
Особенностью конструкции данного редуктора давления по сравне-
нию с редуктором, используемым на двигателе РД-213, является приме-
нение гофрированной резиновой мембраны вместо плоской резиновой
-мембраны, а также уменьшение верхнего предела диаметрального зазо-
ра между гильзой и золотником для обеспечения лучшей работоспособ-
ности редуктора давления не только на номинальном режиме, но и на
режиме дросселирования.
Для срабатывания пироклапанов, обеспечивающих перекрытие до-
ступа окислителя -в камеры сгорания при выключении двигателя, поиме-
ияются пиропатроны. Основным элементом пиропатрона (фиг. 209) яв-
ляется пирозаряд 7. Полость в корпусе 6, в которой размещен пироза-
ряд, герметизирована с одной стороны панелью 4 с запрессованными в
нее двумя латунными клеммами 3 и алюминиевой прокладкой 5, с дру-
гой стороны — мембраной 8, приклеенной к корпусу 6. Подводящие про-
• -водники пирозаряда 7 герметично впаяны в клеммы 3. Крышка 2 с за-
жимом / обеспечивает крепление кабельного ствола.
Основные детали пиропатрона изготовлены из следующих материа-
лов: корпус б — из алюминиевого сплава АК8, крышка 2 — из алюминие-
вого сплава АВ, панель 4 — из пластмассы ФКП-1, мембрана 8 — из алю-
миния АД-М."
При подаче электрического тока к пиропатрону воспламеняется пи-ро-
заряд 7. Образующиеся в результате воспламенения пиро'заряда газы
обеспечивают срабатывание пироклапана.
Фиг. 208, Клапан горючего
/--зажим; 2 — крышка; ,3 —клеммы; 4 — панель; 5 —
прокладка; б—корпус; 7— пирозаряд: 8— мембрана
103
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-214
Редуктор давления, представленный .на фиг. 210, предназначен для
управления работой редуктора давления перекиси водорода.
По конструкции, принципу работы и применяемым материалам он
аналогичен редуктору давления, описанному в третьей части Альбома в
разделе автоматики двигателя РД-107. Отличие заключается в том, что
данный редуктор давления имеет электромагнит 8, который предназна-
чен для перенастройки редуктора с номинального режима па режим
дросселирования двигателя. При работе двигателя па номинальном ре-
жиме электромагнит 8 обесточен, клапан К поджат вверх и давление
в полости М равно давлению в полости Я.
При подаче команды на дросселирование двигателя на электромаг-
нит подается напряжение, клапан К усилием якоря электромагнита пе-
реводится в нижнее положение, перекрывая отверстие П и сообщая по-
лости М и Н с окружающей средой. Давление в полости Н падает, втул-
ка 13 перемещается вправо, уменьшая дросселирующую щель между кла-
паном 9 и седлом 10, что влечет за собой уменьшение давления на вы-
ходе редуктора.
Для обеспечения стабильной работы редуктора при низких темпера-
турах на него устанавливается подогреватель, конструкция которого
аналогична конструкции подогревателя, описанного во второй части
Альбома в разделе автоматики двигателя РД-103.
Для управления клапаном окислителя и клапаном горючего на дви-
гателе применен нормально открытый электропневмоклапап, по конст-
рукции и принципу действия аналогичный электропневмоклапапу, ис-
пользуемому на двигателе РД-101 для тех же целен и подробно рассмот-
ренному во второй части Альбома в разделе автоматики указанного дви-
гателя.
Второй электропневмоклапап, используемый на двигателе и предназ-
наченный для управления перекрывиым клапаном перекиси водорода,
аналогичен электропневмоклапапу, применяемому на двигателе РД-100
для управления дренажными клапанами перекиси водорода и перманга-
ната натрия и подробно рассмотренному в разделе автоматики указан-
ного двигателя.
Отличительной особенностью указанных электроппевмоклапаиов яв-
ляется наличие ряда усовершенствований как в конструкции самого кла-
пана, так и -в конструкции электромагнита.
Остальные агрегаты автоматики, применяемые на двигателе, но нс
рассмотренные в данном разделе, заимствуются из двигателей, описан-
ных во второй, третьей и четвертой частях Альбома.
К ним относятся:
— перекрывпой клапан, предназначенный для управления подачей
перекиси водорода в газогенератор при работе двигателя, и обратный
клапан, предназначенный для перепуска сжатого воздуха из системы на-
земной установки в пневмомагнетрали двигателя и отделения этих ма-
гистралей от наземной воздушной сети при переходе двигателя на пита-
ние сжатым воздухом от бортовой сети, заимствованные с двигателя
РД-Ю7;
— редуктор давления, используемый в системе управления топлив-
ными клапанами, заимствованный пз двигателя РД-211;
— заправочно-сливной клапан, предназначенный для заправки н
слива перекиси водорода из бака и магистралей, заимствованный из дви-
гателя РД-213;
— сливной вентиль, предназначенный для слива окислителя из насо-
са и трубопровода, соединяющего ТНА с клапаном окислителя, обрат-
ный клапан, предназначенный для обеспечения проверки срабатывания
реле давления сжатым воздухом от бортового пневмощитка, а также для
исключения утечки горючего из магистрали при работе двигателя, и об-
ратный клапан, предназначенный для исключения утечки управляюще-
го воздуха в бортовую воздушную систему через воздушный редуктор
давления при питании двигателя сжатым воздухом от наземной установ-
ки, заимствованные из двигателя РД-212.
104
УЗЛЫ ОБЩЕЙ СБОРКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-214
Фиг. 211. Магистраль окислителя:
/- клапан окислителя: 2, 6, Ю — уплотнительные прокладки; 3 —фланец насоса; 4 — расходная
шайба; 7 — крепежные детали; Я — узел пироклапана; 9 — пиропатрон; // — стакан; 12 — камера
сгорания
Фиг. 212. Узел пироклапана [90]:
/, Я—накидные ф.тпщы; 2 — клапан- <3 — стопорное кольцо; ‘/ — гайка:
.5 — расходная шайба: 6 — корпус ппроклапапа; 7 — гибкий трубопро-
вод; 9 — разрезное стопорное кольцо; /о — уплотнительная прокладка;
// — стакан; 12 — фланец камеры сгорания
Магистраль окислителя (фиг, 211) состоит из расходной шайбы
4, клапана окислителя 1 и четырех узлов пироклапана 8. Расход-
ная шайба выполнена из алюминиевого сплава.
Узел пироклапана (фиг. 212) состоит из гибкого трубопровода
7 и приваренного к нему корпуса пироклапана 6. Внутри корпуса
пироклапана, изготовляемого точным литьем из стали, выполнена
бобышка с резьбовой втулкой, па которую при сборке узла после-
довательно устанавливаются уравнительная расходная шайба 5,
стопорное кольцо 3, гайка 4 и клапан 2. Замкнутая полость, обра-
зуемая клапаном и бобышкой, сообщается отверстиями с двумя
резьбовыми гнездами, в которые ввертываются пиропатроны. Об-
разующиеся при срабатывании пиропатронов газы разрывают шей-
ку клапана, и клапан садится в стакан 11, установленный во флан-
це камеры сгорания 12, закрывая проход для окислителя.
Соединение узла ппроклапапа с камерой сгорания уплотняется
двумя алюминиевыми уплотнительными прокладками 10.
Накидной фланец 1, клапан 2, ганка 4 и расходная шайба 5 вы-
полнены из алюминиевых сплавов, остальные детали — из стали.
Гибкий трубопровод 7 имеет диаметр проходного сечения
50 мм и по конструкции аналогичен гибкому трубопроводу окисли-
теля двигателя РД-103.
Стыки клапана окислителя с насосом и узлами пироклапана
аналогичны по конструкции соответствующим стыкам двигателя
РД-211.
1 Зак. 0086
105
УЗЛЫ ОБЩЕЙ СБОРКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-214
Магистраль горючего (фиг. 213) состоит из
трубопровода 4, расходной шайбы 5, клапана
горючего 7, четырех трубопроводов 8 и восьми
гибких трубопроводов 11.
Стыки трубопровода 4 с насосом и клапа-
ном горючего уплотняются медными проклад-
ками 3 и 6, прижимаемыми к фланцам насоса
и клапана сферическими ниппелями с помо-
щью накидных фланцев, шпилек и сфериче-
ских гаек. Расходная шайба 5, выполненная
из стали, ввертывается на резьбе в ниппель
трубопровода.
Соединение гибкого трубопровода горюче-
го с камерой (фиг. 214) уплотняется плоской
медной прокладкой 2, которая накидной гай-
кой 3 зажимается в «замок», образуемый про-
точками на штуцере камеры сгорания 1 и нип-
пеле трубопровода 5.
Трубопровод 4 (ф,иг. 213) изготовляется из
стальной трубы размером 75 X 2,5 мм с при-
варными ниппелями.
Трубопровод 8— сварной конструкции, со-
стоит из трубы размером 40 X 2,5 мм, тройни-
ка, двух патрубков, двух штуцеров и наконеч-
ника, изготовляемых из алюминиевого сплава.
Гибкий трубопровод И имеет диаметр про-
ходного сечения 25 мм и по конструкции ана-
логичен гибкому трубопроводу горючего дви-
гателя РД-103.
Магистраль перекиси водорода (фиг. 180)
включает трубопровод 7, выполненный из
стальной трубы размером 35 X 1,5 мм с при-
варными сферическими ниппелями, и гиб-
кий трубопровод 28. Гибкий трубопровод 28
имеет диаметр проходного сечения 20 мм и по
конструкции аналогичен гибкому трубопрово-
ду окислителя.
Трубопроводы магистрали подвода воздуха
к агрегатам автоматики выполнены из сталь-
ных труб размером 6 X 1, 12 X 1 и 14 X 1 мм
с приварными ниппелями.
Фиг. 214. Соединение гибкого
трубопровода горючего с ка-
мерой сгорания:
/ — штуцер камеры сгорания;
2 — уплотнительная прокладка;
<7 —накидная гайка; 4 — разрезное
стопорное кольцо; 5 — ниппель iру-
бопровода
Фиг. 215. Узел крепления рамы:
I - рама; 2 — .паровой iinaiuHninm; 3 —
рым-бо.чг; Г — опоры камер сгорания
Рама ТНА, узлы крепления рамы п турбо-
насосного агрегата иа рамс аналогичны по
конструкции раме п узлам двигателя РД-212,
за исключением незначительных отличий в
размерах, координирующих узлы крепления
турбонасосного апрогата.
Все трубы и уголки рам, а также детали
узлов, вваренных непосредственно в раму, из-
готавливаются из стали 12Х2НВФА, которая
обладает лучшими сварочными характеристи-
ками по сравнению со сталями 25ХГСА и
ЗОХГСА, из которых изготавливались детали
рамы двигателя РД-212.
Соединение рамы с опорами камер сгора-
ния представлено па фнг. 215.
Фиг. 213. Магистраль горючего:
/ — насос горючего; 2 — крепежные детали; 3, 6, 10 —
уплотпи1сльные прокладки; 4, <? —трубопроводы; 5 —
расходная шайба; 7 —клапан горючего; ,9 —штуцер ка-
меры сгорания; И — гибкий трубопровод
106
НАЗЕМНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ ДВИГАТЕЛЯ РД-214
Стартовый пневмощиток (фиг. 216) входит в комплект наземно-
го оборудования двигателя РД-214.
В процессе предстартовой подготовки ракеты с помощью пнев-
мощитка проводится ряд операций, а именно:
— контрольный наддув баков окислителя, горючего и проверка
их герметичности;
— заполнение сжатым воздухом бортовых баллонов ракеты;
— подача воздуха для управления дренажно-предохранитель-
ными клапанами баков окислителя, горючего и перекиси водорода;
— подача сжатого воздуха для задействования ампульных ак-
кумуляторных батарей ракеты;
— предстартовый наддув и контроль наддува бака перекиси
(водорода;
— контроль предстартового наддува баков окислителя и горю-
чего.
Кроме того, пневмощиток может использоваться для проведе-
ния различных технологических и контрольных операций при пред-
стартовых испытаниях ракеты.
Работой пневмощигка можно управлять непосредственно — с
помощью вентилей и дистанционно — подачей электрических команд
с пульта управления. Непосредственное управление осуществляется
при проведении различных контрольных и предстартовых испыта-
ний, дистанционное — при старте ракет.
Воздух высокого давления (230 атм} подводится к пневмощит-
ку через штуцер «Подвод 230 ат-» (фиг. 217) и, проходя через
фильтр 30, отсечной нормально открытый электропневмоклапан 29,
распределяется по трем магистралям: высокого, управляющего и
низкого давления, каждая из которых включает несколько отдель-
ных линий подачи воздуха, заканчивающихся штуцерами на боко-
вых стенках пневмощитка.
Снижение давления в пневмосистеме щитка обеспечивается ре-
дуктором давления 21 с 230 до 45 ати, редуктором давления 15 —
с 45 до 1 ати и редуктором давления 2, постоянно настроенным на
10 ати.
Фиг. 216. Стартовый пневмощиток:
/ — ящик; 2 —крышка; 3 —ручка; 4 — кронштейн подвески; 5 — дренажный вентиль липни уп-
равления дренажно-предохранительнымн клапанами баков окислителя н горючего; S —запорный
вентиль управления дренажно-предохраннтельпымн клапанами баков окислителя и горючего; 7 —
запорный вентиль проверки герметичности баков окислителя и горючего; S — запорный вентиль
наддува бака перекиси водорода; 9 — манометр на 4 кГ/см^ контроля давления наддува бака
окислителя; 10, 12, /4 — сигнальные лампы контроля замыкания контактов пневмореле; // — мано-
метр на 10 кГ/см^- /3 —манометр па 4 кГ/см"! контроля давления наддува бака горючего; 15 —
дренажный вентиль линии заполнения баллонов; 16 — запорный вентиль заполнения баллонов;
/7 _ дренажный вентиль линии управления дренажно-предохраннтельным клапаном бака перекиси
водорода; /3 —запорный вентиль управления дренажно-предохраннтельным клапаном бака переки-
си водорода; 19 — манометр на 100 кГ/см^ контроля управляющего давления; 20 — запорные вен-
тили контроля наддува баков окислителя, горючего и перекиси водорода; 21 — редуктор воздуха
низкого давления; 22 —запорный вентиль подвода давления к ампульной батарее; 23 —табличка
пневмосхемы ПЩС; 24 — предохранитель на 10 я; 25 — защита дренажных обратных клапанов
Отсечного электропневмоклапана; 26 — предохранительный клапан; 27 — электророзеткп внешних
потребителей тока; 23—редуктор воздуха управляющего давления; 29 — запорный вентиль контро-
ля управляющего давления; 30 — штепсельные разъемы; 31 — предохранительные заглушки штеп-
сельных разъемов; 32 —табличка электросхемы ШЦС; 33—манометр на 300 кГ/см^ контроля
высокого давления
Фиг. 217. Пиевмосхема стартового пневмощитка:
1, 4, 7, 14, 18, 20, 23, 25, 26, 32 — запорные вентили; 2— редуктор давления на i0 атм; 3, 6, 22 —
дренажные вентили; 5, 8,29 — нормально открытые электроиневмоклапапы; 9, 16 — манометры на
4 пГ/см'--, ю, 13, 17, 19— пневмореле; // — манометр на 100 к/'/слг-; 12— манометр на 10 кГ/с.ч^-,
/5 — редуктор воздуха низкого давления; 2/— редуктор воздуха управляющего давления; 24 — ма-
нометр на 300 кГ/СМ2', 27 — жиклер; 28, 33 — нормально закрытые элсктропвевмоклананы; 30 —
фильтр воздуха; 31 —- нредохранительиый клапан
107
НАЗЕМНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ ДВИГАТЕЛЯ РД-214
Проведение рабочих операций обеспечивается автоматикой
ПЩС следующим образом:
— подача сжатого воздуха давлением 230 ати для проверки
герметичности баков ракеты осуществляется вентилями 25 и 26; за-
полнение баков производится до заданного давления, которое кон-
тролируется манометрами 9, 12 и 16; герметичность систем контро-
лируется по спаду в них давления;
— заполнение бортовых баллонов ракеты производится сжатым
воздухом давлением 230 ати при открытии вентиля 23; давление
контролируется манометром 24; подпитка бортовых баллонов сжа-
тым воздухом производится до отрыва ракеты от стартового стола;
— управление дренажно-предохранительными клапанами ба-
ков окислителя и горючего (при их заправке компонентами) осуще-
ствляется путем подвода к ним и сброса управляющего давления
воздуха; ручное управление осуществляется вентилями 3 н •/, ди-
станционное—электропневмоклапаиом 5; управление дрепажно-
предохраиительиым клапаном бака перекиси водорода производит-
ся соответственно вентилями 6 и 7 и ЭПК 8;
— подвод воздуха к ампульным батареям заправки аккумуля-
торов ракеты осуществляется включением ДПК 33; воздух от ре-
дуктора давления 21 проходит через открытый электропневмокла-
пан 33, вентиль 1 и, редуцируясь в редукторе давления 2' до 10 ати,
поступает к ампульным батареям; ручной вентиль 1 предусмотрен
для предстартовых проверок линии;
— предстартовый наддув бака перекиси водорода начинается
при включении электропиевмоклапана 28; по достижении в баке
заданного давления срабатывает пневмореле 13, ио сигналу кото-
рого ЭПК 28 выключается, одновременно пиевмореле дает команду
на наддув топливных баков;
— контроль предстартового наддува бака окислителя осущест-
вляется реле 10; по достижении в баке требуемого давления реле
10 срабатывает и дает команду на прекращение наддува бака и
прохождение последующих команд по запуску двигателя; исправ-
ность реле давления 10 контролируется при подводе к нему воздуха
от редуктора давления 15 через вентиль 14 по манометру 9 и конт-
рольной лампе пневмощитка;
— контроль предстартового наддува бака горючего осуществля-
ется пиевмореле 17; пневмореле 19 служит для подачи команды па
выключение двигателя, если давление в баке горючего после сра-
батывания пиевмореле 17 снизится ниже допустимого значения, ис-
правность реле 17 и 19 проверяется так же, как и исправность
реле 10;
— контроль управляющего давления и отбор воздуха для дру-
гих надобностей осуществляются путем открытия ручного запорно-
го вентиля 32; электропневмоклапан 29 перекрывает все линии
пневмощитка после отрыва ракеты от пускового стола и прекра-
щает сброс сжатого воздуха в атмосферу.
Электропитание пневмощитжа и подача на него
электрических команд производятся с пульта уп-
равления, с которым пневмощиток соединен кабе-
лем через два параллельно включенных штепсель-
ных разъема. Внутренние электрические соедине-
ния в пневмощитке осуществляются одним кабель-
ным стволом в соответствии с электросхемой
(фиг. 218). Рабочее напряжение электросети
пневмощитка 27 ± 3 в постоянного тока.
Ппевмощиток (фиг. 216) представляет собой
сварной ящик со съемной крышкой, в котором
смонтирована вся арматура.
Агрегаты автоматики соединяются между собой
системой стальных трубопроводов и образуют ряд
воздушных линий, обеспечивающих проведение упо-
мянутых выше операций.
В пневмощитке ящик 1 и крышка 2 выполнены
из листовой стали. На ящике имеются ручки 3 для
переноски, а также кронштейны 4, предназначенные
для установки пневмощитка в рабочее положение.
На лицевой панели пневмощитка размещены ма-
нометры, рукоятки всех непосредственно управля-
емых агрегатов (вентилей, редукторов давления,
предохранительного клапана), штепсельные разъ-
емы для присоединения нпевмощитка к кабелю,
идущему от пульта управления, розетки для под-
ключения манометрических термостатов и перенос-
ной лампы, сигнальные лампы контроля срабаты-
вания реле давлений и предохранитель. На нижней
стенке ящика (рабочее положение его вертикаль-
ное) размещены штуцер подвода сжатого воздуха и
штуцер для контроля управляющего давления.
Па верхней стенке ящика размещено девять
штуцеров для присоединения трубопроводов, свя-
зывающих ппевмощиток с ракетой.
Для исключения неправильного подсоединения к
пиевмощитку трубопроводов, идущих от ракеты п
наземного оборудования, штуцера высокого, управ-
ляющего и низкого давления имеют разную резьбу.
Для исключения чрезмерного повышения давле-
ния внутри ппевмощитка дренаж воздуха из маги-
стралей высокого давления выведен наружу. Дре-
нажные отверстия защищены от 'попадания пыли и
влаги обратными клапанами. Два клапана располо-
жены на лицевой панели ц защищены от повреж-
дений общей крышкой 25. Третий клапан 33 распо-
ложен (фиг. 219) на боковой сделке ящика. Дре-
наж воздуха из магистралей управляющего и низ-
кого давления осуществляется во внутреннюю по-
лость ппевмощитка. Для стравливания избыточного
давления воздуха в атмосферу на крышке ящика
установлен такой же обратный клапан, как иа ма-
гистрали высокого давления.
19,20 !
19,20,
/М /К6
Фиг. 218. Электросхема стартового нневмощитка:
/, 2,3, 4, 5 —обмотки электромагнитов ЭПК; 6 — предохранитель па 10 а; 7, 8, 9 - сигнальные
л’ам’пы контроля замыкания контактов пиевмореле; 10, 11, /2 —розетки внешних потребителей тока;
13, 14, 15, Л! — пиевмореле контроля наддува баков; // — штепсельные разъемы
Фиг. 219. Стартовый ппевмощиток (вид сзади с открытой крышкой):
/ - дренажный вентиль липни управления дренаж11о-предохрап1п'ельиого клапана бака перекиси
водорода; 2 -- редуктор данлепия айну;..... батарей; 3 дренажный вентиль лшшп заполнения
биллонов- 4 — пиевмореле контроля давления вредил рп ильного паддуиа бака горючего; а мапо-
метр на <1 кГ/с,и- контроля давления наддува бака горючего; ь — пиевмореле контроля давления
предварительного наддува бака горючего; 7 — манометр пи 10 кГ/елтЯ юнироля диплопия оллдуал
баки перекиси водорода; Н — пиевмореле контроля давления |||>едв.1ршсл1,ного наддува оак«
перекиси водорода; 9 — манометр иа -1 контроля давления наддува бака окислителя; IV —
пиевмореле контроля давления предварите......ого наддува бака окислителя; п- -запорный вен-
тиль контроля герметичности баков окислителя и горючего; /2— запорные вентили контроля на-
стройки пневматических реле; 13 — дренажный вентиль линии управления дрепажио-предохраии-
ТСЛЫ11.1МП клапанами окислителя п горючего; /'/ — запорный вентиль наддува бака перекиси водо-
рода; 15 — запорный вентиль управления дрепажио-предохрапптельными клапанами окислителя
и горючего; /(> — манометр па 3(10 иГ/см- контроля высокого давления; /7 редуктор воздуха
управляющего давлении; /8 — элсктроипевмаклаиаи управления дрспажио иредохрапптельными кла-
панами окислителя и горючего; /9— запорный вентиль контроля управляющего давления, у
штепсельные разъемы; 2/— кабельный ствол; 22 — фильтр воздуха; 2.3 — предохранительны!! кла-
пан; 24 — отсечной электроппевмоклапап; 2.5 — электроппевмоклапап предварительного . наддува
б;1кн перекиси водорода; 26 — электроппевмоклапап подводи воздуха к ампульной батарее; 2/ за-
порный вентиль подвода воздуха к ампульной батарее; 28 — элсктронпсвмоклапан управления
дренажно-предохранительным клапаном перекиси водорода; 29 — редуктор воздуха иизкого дав-
ления; 30— манометр на 100 кГ/см'1 контроля управляювгего давления: 31 — запорный вентиль
управления дрепажно-предохрапительпым клапаном перекиси водорода; 32 — запорный вентиль
заполнения баллонов; 33 — обратный клапан дренажа линии заполнения баллонов
.108
НАЗЕМНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ ДВИГАТЕЛЯ РД-214
На стартовой позиции пневмощиток помещается внутри защит-
ного кожуха 4 (фиг. 220) на раме <3, установленной в кожухе на
пружинных амортизаторах 9. Пневмощиток своими кронштейнами
вставляется в пазы кронштейнов 5 рамы и закрепляется винтами 6.
Кожух крепится к пусковому столу с помощью кронштейна 1 и
штыря 2. Штепсельные разъемы кабеля, присоединяемого к пнев-
мощитку, закрываются коробкой 7. Трубопроводы от ракеты и на-
земного оборудования подводятся к штуцерам ппевмощитка через
имеющиеся в кожухе отверстия.
/. 5— кронштейны; 2- штырь; 3-- рама; 7 — кожух; б--впит; 7—коробка; 8 — крышка;
9 — а морги штор
Фиг. 220, Установка пневмощитка в защитном кожухе:
Фиг. 222. Вентиль [92];
/ — корпус; 2, б — шайба; 3, 4 —
втулки; .5 —рукоятка; 7, 8 — гайки;
Р — кольцо; 10 — шпиндель
В стартовом пневмощитке
использованы в основном агре-
гаты автоматики (электропнев-
моклапаны, редукторы воздуха
высокого и низкого давления,
предохранительный клапан,
вентили и фильтр воздуха),
применяемые в стартовом пнев-
мощитке двигателя РД-212.
Кроме того, был специально
разработан ряд агрегатов.
Редуктор давления
(фиг. 221) на линии ампуль-
ных батарей служит для сни-
жения давления воздуха с
45 ати иа входе в редуктор до
10 ати на выходе из редуктора.
Внутри корпуса 3 имеется
перемычка с центральным от-
верстием под шток 12. Цент-
ральное отверстие в перемычке
корпуса оканчивается -седлом,
к которому прижимается сво-
им пластмассовым уплотнени-
ем клапан 13.
Плунжер 11 — алюминие-
вый. Он имеет -центральное от-
верстие под хвостовик штока
12. Для обеспечения более ста-
бильной работы редуктора в
плунжере имеется сквозное
жиклирующее отверстие, обес-
печивающее постоянный рас-
ход воздуха из полости низко-
го давления редуктора (через
дренажное отверстие корпуса)
в атмосферу.
Принцип работы редуктора
следующий. Воздух -высокого
давления через входной шту-
цер А поступает в полость вы-
сокого давления редуктора.
При разгруженной пружине 6
клапан редуктора усилием
пружины и давлением воздуха
плотно прижат к седлу и даль-
нейший проход воздуха закрыт.
Настройка редуктора на заданное давление на выходе осуществля-
ется поджатием основной пружины 6 путем вращения крышки 7. При
поджатии пружины клапан открывается больше, при этом воздух дрос-
селируется меньше и увеличивается давление за редуктором.
Вентиль (фиг. 222) используется в пневмощитке в качестве запор-
ного на линиях контроля наддува баков окислителя, горючего и пере-
киси водорода при давлении до 8 ати.
Корпус 1 вентиля представляет собой тройник, выполненный из ла-
туни. На корпусе имеются два штуцера: входной А и выходной Б. Внут-
ри корпуса имеется резьба,, в которую ввертывается шпиндель 10. Ост-
рая кромка отверстия входного штуцера под шпинделем 10 образует
седло, а конический конец шпинделя является клапаном. На квадрат-
ный конец шпинделя устанавливается рукоятка 5. Фторопластовое коль-
цо 9 разобщает воздушную полость вентиля с атмосферой и предотвра-
щает утечку воздуха при открытом вентиле.
При повернутой до отказа рукоятке (по ходу часовой стрелки)
шпиндель плотно садится своим коническим клапаном на седло корпу-
са и исключает проход воздуха во внутреннюю полость — вентиль за-
крыт. Вентиль открывается при повороте рукоятки иа четверть оборо-
та (на корпусе пневмощитка имеется специальный ограничитель).
Электропневмоклапаны (фиг. 223 и 224) по конструкции и принци-
пу работы аналогичны ранее описанным элекгропневмоклапанам, при-
меняемым в ПЩС двигателей РД-100 и РД-107, РД-108 соответст-
венно.
Фиг. 223. Электропневмоклапан:
/ — корпус; 2 — входной штуцер; <?, 11 — проклад-
ки; 4 — втулка; 5—ппок; //--электромагнит;
7 — верхний клапан; 8 — штифт; 9 — выходной
штуцер; 10 — нижний клапан; 12 — пружина; 13 —
крышка
Фиг. 221. Редуктор давления на
10 ати [91]:
/ — прокладка; 2 —пружина; 3 — корпус; 4 — ог-
раничительное кольцо; 5 —манжета; 6 — основная
пружина; 7 —крышка; 8— тарель; 9 — контргай-
ка; 10 — пылезащитное кольцо; //-—плунжер;
/2 — шток; 13 — клапан; 14 — заглушка
1 вход
Фиг. 224. Электроппевмоклапан:
/--корпус; 2 — клапан; 3, // — пружины; 4 - разгрузоч-
ный клапан; 5 — седло; б — электромагнит; 7 —шток;
8— регулировочная прокладка; 9 — уплотнительная про-
кладка; 10 — заглушка.; /2 —стопорная шайба; 13 —
контровочный штифт; 14— втулка; 15 — прокладка; 16 —
манжета; /7 — ограничительное кольцо* • -
1.09
ИСПЫТАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-214
Разработке двигателя предшествовали проводившиеся в течение
ряда лет теоретические и опытно-конструкторские работы по выбо-
ру топливной пары компонентов, по обоснованию оптимальных парамет-
ров, по выбору конструктивной и принципиальной схем двигателя, по
разработке конструкций агрегатов. Эти работы, проводившиеся на дви-
гателях РД-211 и РД-212, позволили разработать двигатель РД-214 в от-
носительно короткие сроки. Использование опыта отработки предшеству-
ющих двигателей позволило начать огневые доводочные испытания дви-
гателя сразу в четырехкамерной сборке.
Доводочные испытания двигателя, начавшиеся в 1957 г., проводились
в два этапа [74].
Испытания двигателя первого этапа
Основными задачами первого этапа доводочных 'Испытаний были от-
работка запуска, проверка работоспособности и надежности двигателя в
течение заданного времени работы и отработка системы регулирования.
В отличие от двигателя второго этапа разработки на двигателе перво-
го этапа в системе регулирования тяги была использована обратная
связь по давлению в камере сгорания, выключение двигателя с конечной
ступени производилось с помощью пневмоклапанов горючего и окисли-
теля.
При отработке запуска двигателя были проведены огневые испытания
с заливкой пускового горючего только в зарубашечную полость камер сго-
рания. Испытания показали, что этого количества пускового горю-
чею (13—14 л) недостаточно для обеспечения надежного запуска. При
переходе с пускового горючего на основное в процессе нарастания дав-
ления в камере сгорания в ней возникают высокочастотные пульсации
давления, приводящие к разрушению двигателя.
Кроме того, было установлено, что замедленный выход на номиналь-
ный режим также приводит к возникновению в камере высокочастотных
пульсаций давления. При последующих экспериментальных исследова-
ниях было определено оптимальное количество пускового горючего, рав-
ное 30 л: в пелях ускорения запуска двигателя давление па входе в насос
перекиси водорода было увеличено с 3,5 до 4,5 ата. В результате приня-
тых мероприятий была обеспечена надежная и устойчивая работа двига-
теля при запуске.
Проверка работоспособности двигателя на поминальном режиме (в
течение 135 сек) и на режиме конечной ступени (5—7 сек) показала, что
двигатель надежно и устойчиво работает на всех рабочих режимах. Од-
новременно при этих испытаниях проводилась отработка системы регули-
рования тяги двигателя, использовавшей обратную связь по давлению в
камере сгорания. При испытаниях определялись статические и динамиче-
ские характеристики двигателя и контура обратной связи путем скачко-
образных и синусоидальных изменений напряжения иа обмотке усилителя
системы регулирования. Была определена величина коэффициента усиле-
ния двигателя. Испытания показали, что динамические характеристики
двигателя и контура обратной связи в значительной степени зависят от
величины расхода воздуха, стравливаемого через предохранительный кла-
пан воздушного редуктора давления. Величина этого расхода была стро-
го регламентирована.
После, указанной серии доводочных испытаний были проведены конт-
рольно-технологические огневые испытания партии товарных двигателей,
а также чистовые доводочные испытания. Четыре двигателя успешно про-
шли стендовые испытания в составе ракеты. От этой же партии были ото-
браны двигатели для летно-конструкторских испытаний. При прохожде-
нии летно-конструкторских испытаний двигатели функционировали нор-
мально.
В процессе летно-конструкторских испытаний двигателей первого эта-
па^выявилась необходимость в значительном снижении импульса после-
действия тяги и его разброса. В связи с этим была изменена конструкция
двигателя и проведен второй этап доводочных работ.
Испытания двигателя второго этапа
При проведении испытаний второго этапа основные усилия были нап-
равлены па уменьшение разброса величины импульса последействия тяги
при выключении, а также на проверку надежности работы двигателя.
Для уменьшения разброса величины импульса последействия тяги
проводились специальные огневые испытания двигателя, при которых от-
рабатывался режим конечной ступени при сниженной тяге, а также изу-
чались факторы, способствующие уменьшению величины разброса им-
пульса последействия тяги.
Проведенные испытания показали, что при снижении давления в ка-
мерах сгорания до Ю—II ата в них возникают низкочастотные пульса-
ции давления, которые могут приводить к разрушению двигателя. При
давлении в камере сгорания 15—16 ата (что соответствует тяге 16 т) и со-
отиошении секундных весовых расходов компонентов топлива, равном
3,2—3,5, двигатель работает устойчиво. Однако при таком давлении в ка-
мере сгорания значительное влияние на устойчивость двигателя оказыва-
ет весовое соотношение расходов компонентов. В связи с этим оконча-
тельно тяга па режиме конечной ступени выбрана равной 21 т.
В целях дальнейшего уменьшения разброса величины импульса пос-
ледействия тяги объем полости окислителя форсуночной головки камеры
сгорания был уменьшен на 20% и на входе в камеру был введен отсечной
пироклапан окислителя. В результате проведенных мероприятий разброс
импульса последействия тяги был уменьшен почти в шесть раз.
В процессе испытаний второго этапа в целях дальнейшего увеличе-
ния надежности двигателя при запуске давление на входе в насос пере-
киси водорода было увеличено с 4,5 до 5,5 ата.
Результаты испытаний двигателя второго этапа показали, что двига-
тель надежно и устойчиво работает при запуске, на режимах главной и
конечной ступени.
Фиг. 225. Двигатель, работающий на стенде
Двигатель в 1959 г. успешно прошел чистовые доводочные и летно-
конструкторские испытания, был сдан в серийное производство и принят
на вооружение Советской Армии [168].
Б процессе серийного производства при огневых испытаниях двигате-
ля имели место случаи возникновения высокочастотных пульсаций давле-
ния в камерах сгорания при запуске. Все случаи возникновения высоко-
частотных пульсаций сопровождались большими «пиками» расходов топ-
лива и «забросами» давления в камере сгорания. Последующий анализ
показал, что причинами этих явлений являются большие значения к.п.д.
насосов серийного изготовления и меньший вес катализатора в газогене-
раторе. Введение технологических мероприятий, а также снижение верх-
него предела пускового давления на входе в насос перекиси водорода на
0,3 ат полностью исключили аварии двигателей серийного изготовления.
Надежность двигателя характеризуется следующей величиной: ниж-
няя односторонняя граница вероятности безотказной работы при гаран-
тии 0,95 составляет 0,994.
Заводские испытания двигателя
Для подтверждения работоспособности и надежности двигателей се-
рийного производства, а также для более точной настройки двигателей
иа номинальные параметры па начальном этапе проводились стендовые
огневые контрольно-технологические испытания каждого двигателя на
сокращенный ресурс работы. Кроме того, для подтверждения работоспо-
собности партии товарных двигателей при рабочих условиях проводились
выборочные (партионные испытания двигателя на полный ресурс работы.
Время работы двигателя па режиме главной ступени при технологи-
ческих испытаниях составляло 40 сек,, при партионных испытаниях
140 сек, продолжительность работы па режиме конечной ступени при обо-
их видах испытаний 5—7 сек. При этих испытаниях измеря-
лись параметры, характеризующие работу основных агрегатов
двигателя. После испытаний производилась дефектация ма-
териальной части двигателя, После технологического испыта-
ния двигатель перебирался с заменой всех агрегатов, кроме
камеры сгорания, ТНА и газогенератора.
Контрольные испытания двигателей, начавшиеся в 1957 г.,
внесли значительный вклад в общий объем доводочных работ.
Результаты многочисленных огневых технологических испы-
таний, а также анализ параметров двигателей при этих ис-
пытаниях показали высокую надежность двигателей серийного
производства. Кроме того, было установлено, что изменение
технологии проливки некоторых агрегатов позволяет без про-
ведения контрольных испытаний обеспечить требуемую точ-
ность настройки двигателя па поминальные параметры.
В результате начиная с 1963 г. контрольно-технологиче-
ские испытания двигателей были отменены.
•110
ДВИГАТЕЛЬ РД-216
Двигатель РД-216 является блочным жидкостным
реактивным двигателем большой тяги, предназначенным
для одноступенчатой баллистической ракеты дальнего
действия.
Двигатель состоит из двух автономных двигательных
блоков РД-215, в каждый из которых входят по две каме-
ры сгорания с турбонасосным агрегатом, газогенератором,
комплектом агрегатов автоматики и узлов общей сборки.
Двигательные блоки смонтированы на общей раме и име-
ют общую систему запуска.
Двигатель РД-216, созданный первым в ряду мощных
двигателей большой тяги на высокоэффективном само-
воспламеняющемся азотнокислотном топливе, положил
начало целому семейству ЖРД, конструкция которых ос-
новывается на использовании аналогичных по схеме дви-
гательных блоков.
Двигатель РД-216 по всем основным параметрам зна-
чительно превосходит ранее разработанный двигатель
РД-214-— развивает у земли тягу (150 т), почти в 2,5 раза
превышающую тягу двигателя РД-214, имеет более вы-
сокий уровень удельной тяги (у земли —248 сек, в пусто-
те— 291 сек), меньшую высоту и значительно меньший
относительный вес (10,1 кГ/т тяги).
В двигателе впервые использовано новое, значительно
более эффективное горючее — несимметричный диметил-
гидразин, — самовоспламеняющееся в паре с ранее осво-
енным азотнокислотным окислителем АК-27И. Таким об-
разом, разработка двигателя положила начало освоению
и широкому внедрению в ракетную технику высокоэффек-
тивного топлива, на базе которого был создан комплекс
совершенных боевых ракет, допускающих длительное хра-
нение в заправленном состоянии.
Теоретические и экспериментальные исследования
показали, что для разработки семейства азотнокислотных
жидкостных ракетных двигателей, необходимых для соз-
дания комплекса мощных стратегических ракет дальнего
действия, включающего и межконтинентальные, наиболее
целесообразной является блочная схема двигателей, вы-
годная благодаря возможности сокращения объема и сро-
ков отработки двигателей на имевшихся стендах, а также
сроков разработки и изготовления двигателей в серийном
производстве; при этом исходя из конкретных требований
разработки двигателей для обеспечения весьма широкого
Фиг. 226, Двигатель РД-216. Вид со стороны газогенератора:
/ — камера сгорания; 2 — турбонасосный агрегат; 3, // — пиромембранные
клапаны; 4 — трубопровод подачи окислителя в клапан; 5 —клапан окислите-
ля; 6—пироклапан; 7 — баллон сжатого азота; 8— рама; 9— телеметрический
датчик; 10— датчик давления; /2 — газогенератор; 13—клапан горючего
диапазона тяг (от 75 до 225 т) была принята тяга единич-
ного двигательного блока, равная у земли 75 т [93].
При разработке двигательного блока была применена
принципиально новая схема, основанная на использова-
нии для привода турбины ТНА высокотемпературных про-
дуктов неполного сгорания основных компонентов топли-
ва, что позволило обеспечить более высокий уровень дав-
ления газов в камере сгорания. Использование для газо-
генерации основных компонентов привело также к упро-
щению ТНА (исключению из состава ТНА дополнитель-
ного насоса для вспомогательного компонента топлива),
схемы двигателя и его эксплуатации, а также к уменьше-
нию потерь удельной тяги, связанных с выбросом рабо-
чего тела турбины.
Потребный уровень тяги двигательного блока оказа-
лось возможным обеспечить за счет применения в блоке,
как минимум, двух камер сгорания, тяга каждой из кото-
рых более чем вдвое превышает тягу единичной камеры
сгорания двигателя РД-214. Это достигнуто путем повы-
шения давления газов в камере (до 75 ата) при одновре-
менном повышении ее экономичности. Повышению эконо-
мичности камеры сгорания способствовала также и раз-
работка совершенной системы смесеобразования, которая
обеспечивала высокую эффективность рабочего процесса
и его устойчивость при высоком давлении газов и при су-
щественно повышенной расходонапряженности.
По конструктивной схеме камера сгорания двигателя
подобна камере двигателя РД-214, при этом в ее кон-
струкции используется целый ряд элементов докритиче-
ской части камеры сгорания двигателя РД-214 благодаря
выбору диаметра цилиндрической части камеры сгорания
двигателя РД-216 таким же, как и у камеры сгорания
двигателя РД-214. Сопло камеры сгорания двигателя по
своим размерам больше сопла камеры двигателя РД-214.
Питание камер сгорания компонентами топлива осу-
ществляется в двигательном блоке турбонасосным агре-
гатом, расположенным между камерами для сокращения
высоты двигателя. По конструктивной схеме ТНА двига-
теля подобен ТНА двигателя РД-214, но в отличие от не-
го снабжен двухступенчатой турбиной, работающей на
продуктах сгорания основных компонентов топлива;
это потребовало разработки турбины, работоспособной в
среде продуктов сгорания при существенно более высокой
температуре газа, чем в турбине двигателя РД-214.
Ш
ДВИГАТЕЛЬ РД-216
Запуск двигателя осуществляется с помощью энергии
продуктов сгорания основных компонентов топлива, пода-
ваемых в газогенератор на пусковом режиме из специаль-
ных пусковых бачков под давлением наддува азотом. Не-
обходимый темп заполнения магистралей двигателя ком-
понентами топлива и потребный характер выхода двига-
теля на режим главной ступени обеспечиваются как ве-
личиной давления наддува пусковых бачков, так и давле-
нием открытия гидроуправляемых главных топливных
клапанов.
Регулирование тяги двигателя на режиме главной сту-
пени производится за счет изменения суммарного расхода
топлива через газогенератор, что осуществляется с по-
мощью жидкостных редукторов давления, управляемых
давлением азота через редуктор давления. Настройка ре-
дуктора давления азота изменяется с помощью электро-
привода, получающего команды непосредственно от систе-
мы управления полетом ракеты.
На последних секундах полета ракеты двигатель рабо-
тает на режиме пониженной тяги (режим конечной ступе-
ни), перевод на который осуществляется с помощью пере-
настройки редуктора давления азота. Выключение двига-
теля производится с помощью нпроавтоматики в две сту-
пени: вначале выполняется отсечка иодачи топлива в га-
зогенератор, после чего начинается спад давления газов
в камерах сгорания; при снижении давления после насо-
сов до величины, безопасной в отношении гидроударов в
основных трубопроводах, подается команда на закрытие
топливных клапанов. Для уменьшения импульса после-
действия тяги при выключении двигателя производится
открытие дренажного клапана горючего.
Совершенная конструкция двигателя позволила значи-
тельно упростить эксплуатацию ракеты за счет уменьше-
ния числа применяемых компонентов (на двигателе ис-
пользуются три компонента вместо пяти, применяемых на
двигателе РД-214), а также благодаря более широкому
использованию пироавтоматики и ограничению использо-
вания газообразного азота (главные топливные клапаны
двигателя управляются давлением основных компонен-
Фиг. 227. Двигатель РД-216. Вид со стороны насоса горючего:
/‘/-—трубопровод дренажа горючего; /5 — выхлопной трубопровод турбины с
теплоизоляционным чехлом;. /6 — трубопровод подачи горючего в камеру
сгорания; //-.редуктор давления с приводом; /8 — пусковой бачок окислите-
ля; /9 —пусковой бачок горючего; 20 — реле давления
тов, а на двигателе РД-214 — воздухом); кроме того, пот-
ребное количество проверочно-регламентных операций
при подготовке двигателя к пуску существенно уменьше-
но по сравнению с двигателем РД-214.
Высокий уровень надежности двигателя и стабиль-
ность его характеристик обеспечиваются и после длитель-
ного (до 7 лет) хранения в составе ракеты. Для обеспече-
ния длительного хранения двигателя па заправленной
топливом ракете в конструкции двигателя предусмотре-
ны разделительные пиромембраппые клапаны, устанавли-
ваемые на входах в насосы и открывающиеся непосредст-
венно перед запуском (или за несколько суток до него),
и нормально закрытые ппроклапапы, отделяющие полости
пусковых бачков от газовых подушек баков ракеты.
Создание двигателя РД-216 п других родственных ему
двигателей позволило в кратчайшие сроки разработать и
поставить па вооружение Советской Армин систему прин-
ципиально новых стратегических ракет дальнего действия
(включающую и межконтинентальные), способных обес-
печивать боевое дежурство в течение длительного времени
при любых метеорологических условиях, готовых к немед-
ленному запуску как с открытых стартовых площадок,
так и из шахт и решающих большой комплекс задач по
обеспечению обороноспособности страны.
Двигатель РД-216 был разработан за период 1958—
1960 гг. Двигатели прошли полный объем доводочных ис-
пытаний, начатых в 1959 г., п летные испытания в составе
ракет.
В 1960 г. было начато серийное производство двигате-
лей. Опп были приняты па вооружение Советской Армии.
В процессе серийного производства п эксплуатации двига-
тели прошли сотни огневых испытаний, которые подтвер-
дили высокую надежность двигателя.
Модификация двигателя, отличающаяся только отсут-
ствием режима конечной ступени (применяется односту-
пенчатый редуктор давления азота), используется в каче-
стве маршевого двигателя па первой ступени двухступен-
чатой космической ракеты, применяемой для запуска ис-
кусственных спутников Земли.
112
ДВИГАТЕЛЬ РД-216
ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ И ХАРАКТЕРИСТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-216 [94]
Тип двигателя . ....................................Жидкостный, ре-
активный
Назначение............................................Для ракеты даль-
него действия
Топливо:
окислитель .... ...................АК-27И сорт А
ВТУ АУ
№ 98—56
горючее..........................................Днметилгидразин
несимметричный
МРТУ
№ ЕУ-108—61
Номинальная тяга двигателя при работе на режиме главной
ступени с учетом тяги выхлопных патрубков турбин:
у земли..........................................149,8 т
в пустоте........................................176,2 г
Двигатель работоспособен:
в интервале температур компонентов топлива . . . ±40° С
в интервале температур окружающей среды . . . —40-±+50° С
Допустимое время нахождения двигателя с заполненными
компонентами топлива магистралями с момента срабаты-
вания пиромембранных клапанов, установленных на входе
в насосы и пироклапанов дренажа из пусковых бачков . 240 час
Габаритные размеры
(без учета рамы крепления к ракете)
Длина.............................................2195 мм
Диаметр........................................... 2260 мм
Весовые данные
Вес двигателя (без транспортировочных деталей, агрегатов и
узлов системы телеметрических замеров):
незаполненного компонентами топлива...............Не более 1350 кГ
заполненного компонентами топлива............Не более 1540 кГ
Состав двигателя..................................Двигатель РД-216
состоит из двух
двухкамерных
двигательных
блоков РД-215,
собранных на об-
щей раме и име-
ющих общую си-
стему запуска
ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ И ХАРАКТЕРИСТИКИ
ДВИГАТЕЛЬНОГО БЛОКА РД-215
Номинальная тяга у земли при атмосферном давлении
750 мм рт. ст. с учетом тяги выхлопного патрубка турбины 74,9 т
Тяга двигателя в пустоте на режиме дросселирования при но-
минальных давлениях на входе в топливные насосы и при
настройке двигателя .на фактические удельные веса 'компо-
нентов топлива.........................................57±2 г
Разность тяг камер сгорания в любой момент времени па
установившемся режиме работы:
па режиме главной ступени............................Не более 1500 кГ
на режиме дросселирования............................Не более 1200 кГ
Номинальная удельная тяга — тяга двигателя, отнесенная к
суммарному секундному расходу окислителя и горючего;
расходы окислителя и горючего приведены к температуре
компонентов топлива +15° С и номинальным давлениям
на входе в насосы:
у земли........................................... 247,7±3 сек
в пустоте.........................................291,4±3 сек
Давление газов в камерах сгорания на номинальном режиме 75 ата
Расчетное давление продуктов сгорания на срезах сопел ка-
мер сгорания ..........................................0,44 ата
Номинальный секундный расход компонентов топлива через
ТНА:
расход окислителя.................................216,0 кГ/сек
расход горючего....................................86,4 кГ/сек
суммарный расход................................. 302,4 кГ/сек
Номинальное отношение секундных весовых расходов окис-
лителя и горючего через ТНА (Ai) при номинальных давле-
ниях на входе в насосы и номинальных удельных весах
компонентов топлива....................................2,5±0,15
Время набора 60% тяги считая с момента подачи команды на
запуск двигателя ......................................
Время набора 90% тяги, считая с момента подачи команды на
запуск двигателя...........................................Не более 2 сек
Время набора 90% тяги, считая с момента воспламенения в
камерах сгорания...........................................Не более 1 сек
Разница во времени набора 60 и 90% тяги для двух двига-
тельных блоков РД-215 в составе двигателя РД-246 . . Не более 0,2 сек
Время с момента подачи команды на дросселирование до мо-
мента перехода на 110% тяги режима дросселирования . Не более 2 сек
Продолжительность непрерывной работы двигателя:
на режиме главной ступени...........................125 сек
на режиме дросселирования............................21 сек
Разброс величины импульса тяги в пустоте при переходе на
режим дросселирования относительно среднего значения
Среднее значение импульса тяги в пустоте за время между
первой и второй командами на выключение двигателя
Значения импульса тяги в пустоте после подачи второй
команды на выключение двигателя........................
Допустимое изменение режима по давлению газов в камерах
сгорания при работе системы РАС относительно номиналь-
ного значения .........................................
Не более
12,5 т • сек
8,72 т сек
Не более 5 г • сек
±5%
Система подачи
Способ подачи топлива в камеры сгорания.................Насосный, с при-
водом от турби-
ны
Тип турбины.............................................Активная, двух-
ступенчатая
Тип насосов окислителя и горючего.......................Центробежные, од-
ноступенчатые,
двустороннего
входа
Число оборотов турбины.................................. 9300 в минуту
Мощность турбины........................................ 4450 л. с.
Давление на входе в насосы в процессе выхода па режим при
закрытых топливных клапанах;
окислителя..............................................5,1 ±0,5 ата
горючего..........................................3,0±0,5 ата
Давление на входе в насосы иа режиме главной ступени:
окислителя:
минимальное при температуре +40° С . . . . 3,5 ата
номинальное...................................5,8 ата
максимальное..................................8,0 ати
горючего:
минимальное при температуре +40° С .... 1,5 ата
номинальное...................................2,9 ата
максимальное..................................4,0 ати
Давление на входе в насосы иа режиме дросселирования:
окислителя:
минимальное при температуре +40° С . . . . 2,6 яга
номинальное.......................................5,6 ата
максимальное......................................8,0 ати
горючего:
минимальное при температуре +40° С .... 1,25 ата
номинальное.........................................2,8 ага
максимальное......................................4,0 ати
Фиг. 228. Дроссельная харак-
теристика двигательного блока
РД-215 [94]:
Р — тяга; — давление газов в
камере сгорания
Фиг. 229. Изменение основных
параметров двигательного бло-
ка РД-215 при изменении рИ
[941:
Р[1~ давление окружающей сре-
ды; 6Р — изменение тяги; бр^ —
изменение давления газов в каме-
ре сгорания; 6Go— изменение рас-
хода окислителя; 6ОГ — изменение
расхода горючего
Фиг. 230. Средний закон
нарастания тяги двига-
тельного блока РД-215
при запуске:
/’ - - тяга; т— время
Фиг. 231. Средний закон спада
тяги двигательного блока
РД-215 при переходе с главной
ступени на конечную [94]:
рсо _ тя,а в ПуСТОТС, т _ 11ремя
Фиг. 232. Средний закон спада
тяги между первой и второй
командами при отключении
двигательного блока РД-215 с
конечной ступени [94]:
— тяга в пустоте; т — время
Система газогене рации
Номинальный секундный расход компонентов топлива через
газогенератор:
окислителя.......................................0,8 кГ/сек
горючего.................................... ... 4,4 кГ/сек
суммарный расход.................................5,2 кГ/сек
Температура генераторного газа.........................1100° К
Давление в газогенераторе..............................57 ата
Давление газа на выходе из выхлопного коллектора турбины
у земли................................................1,25 ата
Система управления
Параметры электрического тока питания агрегатов управле-
ния:
род тока...........................................Постоянный
напряжение (на клеммах агрегатов).................27±3 в
Напряжение (постоянного тока) на клеммах подогревателя 45±5 в
Коэффициент передачи (Ад)—изменение давления газов в
камерах сгорания при повороте винта редуктора давления
азота на угол, равный 1 рад............................4,1 ±0,6 атм/рад
Давление газообразного азота перед редуктором давления
азота;
в начале работы двигателя........................ 200^д° ати
к моменту перехода двигателя иа режим дросселирова-
ния ..................................................Не менее 115 ати
Зак. 0086
113
ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ, ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ И КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЯ РД-216
Фиг. 233. Пневмогидравлическая схема двигателя РД-216 [95]:
/—камера сгорания; 2 — насос горючего; 3 — иасос окислителя; 4 — турбина; 3 — ииромембраиный
клапан горючего; 6 — реле давления; / — ииромембраиный клапан окислителя; 8 — отсечной пи-
роклапан; 9, 34 — расходные шайбы; /(/ — клапан окислителя; // — баллон газообразного азота
высокого давления; /2 — газогенератор; 13— пироклапаи окислителя; 14— пироклапаи -горючего;
/5, .42 — блоки обратных клапанов; 16 — редуктор давления окислителя; /7 —редуктор давления го-
рючего; 18, 25 —обратные клапаны; /5 —привод системы PKC; 20 — редуктор давления азота
с подогревателем; 21 — датчик давления; 22— пироклапаи; 23— пусковой бачок окислителя; 24—
мембранный узел'; 26— предохранительный клапан; 21 — пусковой бачок горючего; 28 — клапан
автозаправки; 29 — обратный клапан с фильтром; 3U, 3/ —сливные вентили; 33 — клапан го-
рючего
Двигатель РД-216, пневмогидравлическая схема которого пред-
ставлена иа фиг. 233, состоит из двух двухкамерных двигательных
блоков РД-215, собранных на общей раме и имеющих общую систе-
му запуска.
Пневмогидравлическая схема каждого двигательного блока со-
стоит из следующих систем:
— питания двигателя окислителем;
— питания двигателя горючим;
— газогенерации.
В систему питания окислителем входят: насос окислителя 3, кла-
пан окислителя 10, расходная шайба 9, пироклапаны 8, трубопрово-
ды, подводящие окислитель от насоса к камерам сгорания, и слив-
ной вентиль окислителя 31. При сборке двигателя па входе в насос
устанавливается пиромембранный клапан 7 с двумя пиропатронами.
В систему питания горючим входят: насос горючего 2, клапан го-
рючего 33, расходная шайба 34, трубопроводы, подводящие горючее
к камерам сгорания, и сливной вентиль горючего 30. При сборке
двигателя устанавливается пиромембраииый клапан 5 с двумя пи-
ропатронами.
В систему газогенерации входят следующие агрегаты: газогене-
ратор 12, пироклапапы 13, 14 и редукторы окислителя 16 и горючего
17, управляемые редуктором давления азота 20. Необходимое коли-
чество газообразного азота запасено в общем для обоих двигатель-
ных блоков баллоне высокого давления 11.
Пусковая система, общая для обоих двигательных блоков, вклю-
чает следующие агрегаты и узлы: пусковой бачок окислителя 23, пу-
сковой бачок горючего 27, блоки обратных клапанов 15 и 32, обрат-
ные клапаны 25, обратный клапан с фильтром 29, клапан автоза-
правки 28, предохранительный клапан 26, пироклапаны 22, мембран-
ные узлы 24 иа магистралях наддува пусковых бачков и сливные
вентили 30, 31.
При подготовке двигателя к пуску производится заполнение азо-
том высокого давления баллона 11.
Перед запуском двигателя подается сигнал на срабатывание пи-
роклапапов 22 и пиромембрапиых клапанов 5 и 7, отделяющих по-
лости двигателя от баков ракеты. При этом заполняются компонен-
тами магистрали двигателя до клапанов 10, 15, 32, 33 и заправляют-
ся пусковые бачки 23 и 27. Заправка пусковых бачков происходит
автоматически следующим образом: под гидростатическим напором
горючего и окислителя открываются клапаны 28 и 29, компоненты
топлива поступают в пусковые бачки, вытесняя из них воздух в га-
зовые подушки баков изделия через открывшиеся пироклапаны 22
и специальные трубопроводы с жиклерами. При этом пусковые бач-
ки заполняются полностью, а уровни компонентов в трубопроводах,
соединяющих пусковые бачки с газовыми подушками баков .изде-
лия, уравниваются с уровнями компонентов в баках.
Командой иа запуск двигателя является срабатывание ЭПК
СДУ, через который азот высокого давления поступает в магистраль
наддува пусковых бачков из наземных баллонов. Под давлением
сжатого азота срабатывают мембранные узлы 24, открываются об-
ратные клапаны 25 и компоненты топлива из пусковых бачков через
блоки обратных клапанов 15 и 32 поступают в газогенераторы 12,
где самовоспламеняются. Образующийся газ поступает в турбины 4.
114
ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ, ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ И КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЯ РД-216
Турбонасосные агрегаты начинают работать при закрытых топлив-
ных клапанах 10 и 33. По достижении определенного давления за на-
сосами открываются топливные клапаны и компоненты топлива по-
ступают в камеры сгорания 1, где самовоспламеняются. В тот мо-
мент, когда давление на выходе из насосов двигателя превысит дав-
ление компонентов, поступающих из пусковых бачков, блоки обрат-
ных клапанов 15 и 32 переключатся и газогенераторы перейдут на
питание от насосов ТНА. Двигатель выходит на номинальный ре-
жим. При повышении давления на выходе из насоса горючего за-
крывается клапан автозаправки 28, вследствие чего пусковой бачок
горючего после опорожнения вновь не заполняется компонентом.
При отрыве ракеты от пускового стола включается в работу си-
стема РКС (регулирование кажущейся скорости ракеты), которая
регулирует тягу двигателя таким образом, чтобы траектория поле-
та ракеты в каждый момент времени соответствовала заданной. Ре-
гулирующими органами, с помощью которых осуществляется воз-
действие системы РКС на двигатель, являются редукторы давления
азота 20, управляющие работой редукторов давления горючего 17 и
окислителя 16. Величина давления управляющего азота определяет
давление и расходы компонентов топлива через газогенераторы, а
следовательно, обороты насосов ТНА и тягу двигателя. Изменение
настройки редукторов давления азота при регулировании произво-
дится путем поворота винтов редукторов приводами 19. Для улучше-
ния процесса регулирования в системе РКС предусмотрена обрат-
ная связь по давлению газов в камерах сгорания. Измерительными
устройствами обратной связи системы РКС являются датчики дав-
ления 21, предназначенные для измерения давления в камерах сго-
рали я.
Фиг. 234. Схема кабельного ствола с подсоединенными пиропатронами
пиромембранных клапанов и пироклапанов дренажа [96]:
/ — кабельный ствол; 2, 3 — пиропатроны; -/ — бирка; 5 — штепсельный разъем
Переключение двигателя на режим дросселирования произво-
дится путем подачи от системы управления ракеты напряжения на
электромагниты редукторов давления азота 20. При срабатывании
электромагнитов редукторы перенастраиваются на меньшее давле-
ние. Давление в управляющих полостях редукторов окислителя 16
и горючего 17 уменьшается, обороты насосов ТНА падают и двига-
тель переходит на режим с пониженной тягой. На режиме дроссели-
рования двигатель не регулируется системой РКС, а режим обеспе-
чивается только настройкой редукторов давления азота.
По достижении ракетой заданной конечной скорости от системы
управления подается первая команда на выключение двигателя. По
этой команде срабатывают пироклапаны 13 и 14. Для уменьшения
гидроудара в момент отсечки окислителя в пироклапанах 13 пре-
дусмотрены предохранительные мембраны. С момента прекращения
подачи компонентов топлива в газогенераторы начинается спад дав-
ления за топливными насосами ТНА и спад тяги двигателя. При сра-
батывании реле 6 от системы управления подается вторая команда
па выключение двигателя. По этой команде срабатывают пирокла-
паны 8 и подается команда на пиропатроны, открывающие дренаж-
ные отверстия в клапанах 33, через которые горючее из зарубашеч-
кого пространства камер сгорания выбрасывается за борт. Величина
давления, при которой срабатывают реле 6, выбрана так, чтобы гид-
роудар, возникающий при срабатывании отсечных пироклапанов 8,
не превышал допустимого для магистралей значения. При падении
давления на выходе из насосов горючего до определенной величины
закрываются клапаны 33.
В случае необходимости аварийного выключения двигателя по-
дается команда на пироклапаны 13 и 14 газогенераторов; газогене-
раторы выключаются, начинается спад тяги двигателя и по коман-
де от реле 6 срабатывают пироклапаны 8.
Электрическая схема двигателя определяет связь между электро-
агрегатами двигателя и штепсельными разъемами, предназначенны-
ми для включения электросистемы двигателя в систему управления
ракетой. Питание электроагрегатов осуществляется постоянным то-
ком напряжением 27 ± 3 в.
Кабельная сеть двигателя выполнена по двухпроводной системе,
причем каждый провод имеет свое цифровое или буквенное обозна-
чение, которое проставляется около контактов штепсельного разъ-
ема 5 (см. фиг. 234) и на каждом проводе, подсоединенном к агре-
гату. Кроме того, каждый луч и штепсельный разъем имеют инди-
видуальный номер, указанный на бирке.
В процессе сборки двигателей кабельные стволы крепятся лен-
точными хомутами к раме двигателя и подсоединяются к соответст-
вующим агрегатам посредством пайки (например, пиропатрон 3) или
с помощью штепсельного разъема (например, пиропатрон 2).
На фиг. 234 показана принципиальная схема подключения ка-
бельного ствола к пиропатронам пиромембрэнных клапанов и пиро-
клапанов дренажа из пусковых бачков.
Аналогично подсоединяется кабельный ствол к пиропатронам 2
пироклапанов отсечки окислителя и горючего на входе в газогене-
раторы, отсечки окислителя на входе в камеры сгорания и дренажа
горючего из зарубашечного пространства камеры (фиг. 235).
На фиг. 236 изображены схемы двух кабельных стволов:
— схема кабельного ствола 1, проводники которого подпаяны к
реле давления 2, 9 и электромагнитам 3, 8, управляющим редукто-
рами давления азота;
— схема кабельного ствола 4, проводники которого подпаяны к
подогревателям 5, 6 редукторов давления азота.
Фиг. 235. Схема кабельного ствола с подсоединенными пиропатронами
пироклапанов отсечки компонентов топлива [96]:
/ — кабельный ствол; 2 — пиропатрон; 3 — штепсельный разъем
Фиг. 236. Схемы кабельных стволов с подсоединенными электроагрегатами [96]:
/, 4 — кабельные стволы; 2, 5 — реле давления; 3, S — электромагниты редукторов давления азота;
5, 6 — подогреватели; 7, 10—штепсельные разъемы
1
5*
ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ, ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ И КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЯ РД-216
3339 35 36 37 38 39 90 4/ 42 43 цц
Фиг. 237. Конструктивная
/ — камера сгорания; 2 — выхлопной трубопровод турбины; 3 — гибкий трубопровод подачи го-
рючего к камере сгорания; 4, 22 — расходные шайбы; 5— турбонасосный агрегат; 6 — пнромсм-
бранный клапан горючего; 7 — нпромембраиный клапан окислителя; 8 — обратпий клапан с
фильтром; 9, 15, 18, 40, 47, 92 — пиропатроны; 10 — датчик давления; // — демпфер; /2 — ннрежла-
пап окислителя; 13 — дренажный трубопровод ппроклапапа горючего; 14 — пироклапа п горючего;
16 — узел пироклапанов; /7 — трубопровод подачи окислителя к газогенератору; 19 — редуктор дав-
ления окислителя; 20, 88 — блоки обратных клапанов; 21 — трубопровод подачи окисли геля к кла-
пану; 23 — дренажный трубопровод блока обратных клапанов; 24— клапан окислителя; 25 — тру-
бопровод заправки пускового бачка окислителя; 26 — трубопровод подачи окислителя к блоку
обратных клапанов; 27— трубопровод подачи горючего к клапану автозаправки; 28— трубопровод
подачи горючего к газогенератору; 2.9 —редуктор давления горючего; 30 — трубопровод подвода
управляющего давления к редуктору окислителя; 31 — трубопровод подвода управляющего давле-
ния к редуктору горючего; 32— баллон; 33, 54— жиклеры; 34— трубопровод дренажа горючего нз
пусковой системы; 35, 53 — мембранные узлы; 36, 52, 82 — обратные клапаны; 37 — трубопровод
Дренажа наддува из пускового бачка горючего; 38, 51 — жиклеры и штуцера с фильтрами;
схема двигателя РД-216 [97]:
39, 48 — пироклапаны; 41- пусковой бачок горючего; 42 - предохранительный к i:iп.111; 43 ipyoonpo-
вод подачи горючего от пускового бачка к распределителю; 44, 63, 65,78, 79, 81, 90 -- тройники:
45—трубопровод подачи окислителя от бачка к распределителю; 46—пусковой бачок окислителя;
49 — трубопровод дренажа наддува из пускового бачка окислителя; 50 — трубопровод дренажа
окислители из пусковой системы; 55 — реле давления; 56— трубопровод подводи давления к роле»;
57 — дренажный трубопровод турбины; 58, 59 — дренажные трубопроводы насоса горючего; 60 - -
трубопровод подачи горючего к редуктору давления; 61 — трубопровод слива пч магистрали окис-
лителя; (12 — коллектор; 61, 66, 70, 80 — сливные вешили; 6’7--трубопровод слива окислителя п«
пусковой системы; 68, 71 — распределители; 69— электропривод; 72— редуктор давления азота;
73 — подогреватель; 74 — трубопровод подвода азота высокого давления к редуктору; 75, 83 - -
дренажные 'трубопроводы насоса окислителя; 76 -- трубопровод слива пз магистрали горючего;
77 — трубопровод подачи горючего к блоку обратных клапанов; 84 — трубопровод слива горючего
из насоса; 85 — трубопровод слива окислителя пз насоса; 86 — трубопровод запрапки пускового
бачка горючего; 87 — трубопровод дренажа горючего; 89 — клапан автозаправки; 91 — клапан
горючего
116
КОНСТРУКЦИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-216
Фиг. 238. Двигатель РД-216. Вид со стороны пусковых
двигателя; 2 — узел пироклапана; 3 — камера сгорания- 4
7 — турбонасосный агрегат; 3 — д-с-— ' L
в редуктор давления; 10 — клапа'н горючего1 ~/7
бачков [98]:
, . ----г- —г, 5 — пироклапаныт 6 — газогс-
о трубопровод дренажа турбины; 9—трубопровод подачи
к-пяпп» " — трубопровод дренажа горючего; 12 —
14 — трубопровод подачи горючего к бло>
гт’ттл — - - -элект-
горючего;
/ — рама
норатор;
горючего
теплоизоляционный чехол- 13-'выхлопные трубопровода; , рущл.ровод подачи горючего
ку ооратиых клапанов; /о - блок обратных клапанов; /0—рама ТНА; 17 — кронштейн- 18 —
ропривод; I) — трубопровод подачи горючего в распределитель; 20 —пусковой бачок гоп
2/•-пусковой бачок окислителя 1
117
КОНСТРУКЦИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-216
Фиг. 239. Двигатель РД-216. Вид со стороны насоса горючего |.98|:
22 — трубопровод подвода азота к псрекрывному клапану; 23, :Ю — держатели; 24—датчик дав-
ления; 2.5 — баллон азота; 25— шаровая опора крепления камеры сгорания; 27 — клапан окисли-
теля; 22 — трубопровод подачи окислителя в блок обратных клапанов; 2S — трубопровод поДПЧИ
окислителя в клапан; 31 — реле давления; 32 — трубопровод подачи горючего в камеру сгорания;
33 — редуктор давления горючего; 34— кронштейн; 35 — трубопровод подачи горючего в газогене-
ратор; ,'И — трубопровод подвода’ управляющего давления к редуктору горючего; 37 — редуктор
давления азота; 38 — трубопровод подвода газов к датчику давления
118
КОНСТРУКЦИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-216
Фиг. 240. Двигатель РД-216. Вид по стрелке А (см. фиг. 238) [98]:
39 —- редуктор давления окислителя; 40 — блок обратных клапанов; 41 — коллектор дренажа окис-
лителя; 42 — трубопровод подачи окислителя в газогенератор
Блочный двигатель РД-216 (фиг. 238, 239,
240) состоит из двух одинаковых двухкамер-
ных блоков РД-215, собранных па общей раме
и имеющих общую систему запуска. Каждый
двухкамерный блок включает две камеры сго-
рания 3, турбонасосный агрегат 7, газогенера-
тор 6, клапан окислителя 27, клапан горючего
10, редуктор давления азота 37 с приводом 18,
редукторы давления окислителя 39 и горючего
33, блоки обратных клапанов окислителя 40 и
горючего /5, пироклапаны 4, 5 и узлы пирокла-
пана 2.
В состав двигателя кроме двух двигатель-
ных блоков входят следующие узлы: рама дви-
гателя 1, баллон азота высокого давления 25,
перекрывной клапан, пусковые бачки 20 и 21,
клапан автозаправки иа линии горючего, об-
ратный клапан на линии окислителя, сливные
вентили и сливные магистрали. Двигатель кре-
пится па ракете с помощью рамы 1.
Каждая камера сгорания крепится к раме
двигателя с помощью трех шаровых опор. Ка-
меры сгорания одного двигательного блока со-
единены между собой рамой ТНА 16. Камеры
сгорания соединяются с рамой ТНА регулиру-
емыми шаровыми эксцентриковыми опорами,
которые закреплены в стаканах, приваренных к
цилиндрической части каждой камеры.
На раме ТНА в трех точках закреплен тур-
бонасосный агрегат 7. Две из этих точек креп-
ления в форме цапф расположены па корпусе
насоса окислителя, третья в форме платы — на
корпусе насоса горючего. Конструкция шаро-
вых эксцентриковых опор крепления ТНА поз-
воляет исключить передачу через них дополни-
тельных нагрузок при возможных деформациях
рамы или ТНА.
Непосредственно к входному патрубку ста-
тора турбины приваривается газогенератор 6.
Для отвода отработанных газов турбины к ста-
тору турбины приваривается выхлопной кол-
лектор, теплоизолированный снаружи чехлом
12 из ультратонкого стекловолокна. На вход-
ных фланцах насосов устанавливаются пиро-
мембраны, отделяющие топливные магистрали
ракеты от магистралей двигателя.
К выходному патрубку насоса горючего кре-
пится клапан горючего 10, соединяющийся с
коллекторами камер сгорания двумя гибкими
трубопроводами. Гибкие трубопроводы обеспе-
чивают компенсацию монтажных деформаций
при сборке магистрали и температурных и си-
ловых деформаций при работе двигателя.
Клапан окислителя 27 соединяется с выход-
ным патрубком насоса окислителя трубопрово-
дом 29, имеющим сферический ниппель со сто-
роны насоса. Сферический ниппель обеспечива-
ет установку трубопровода с возможным при
сборке небольшим перекосом без нарушения
герметичности соединения. Клапан окислителя
соединяется с входными патрубками форсуноч-
ных головок камер сгорания узлами пироклапа-
на 2, включающими гибкие трубопроводы. В
стыке пироклапанов с патрубками форсуноч-
ных головок устанавливаются расходные шай-
бы, необходимые для выравнивания расходов
окислителя в камеры сгорания.
К раме ТНА кронштейном крепится двух-
ступенчатый редуктор давления азота 37.
Блок обратных клапанов горючего 15 уста-
навливается непосредственно на клапане го-
рючего, блок обратных клапанов окислителя
40 — на трубопроводе, соединяющем иасос с
клапаном окислителя.
К раме двигателя крепится датчик давле-
ния 24, установленный в держателе 23 и соеди-
няющийся с полостью камеры сгорания трубо-
проводом. На раме двигателя с помощью крон-
штейнов укреплены также пусковые бачки го-
рючего 20 и окислителя 21, баллон 25 и ряд
других агрегатов.
Окислитель из насоса поступает в форсуноч-
ные головки камер сгорания, проходя через
расходную шайбу, установленную на выходе
из насоса, трубопровод 29, клапан окислителя
27 и узлы пироклапана 2. Далее через форсун-
ки окислитель впрыскивается в полость камер
сгорания. При запуске окислитель проходит в
газогенератор из пускового бачка 21 по трубо-
проводу, через распределитель, трубопровод
28, блок обратных клапанов 40, жидкостный
редуктор 39, трубопровод 42 и пироклапан 5.
Слив окислителя производится через сливной
вентиль. Дренаж окислителя из насосов, пуско-
вой системы, блока обратных клапанов осуще-
ствляется через трубопроводы, объединенные
коллектором дренажа окислителя 41.
Горючее из насоса горючего подается в кол-
лекторы камер сгорания через расходную шай-
бу, установленную па выходе из насоса, клапан
горючего 10 и трубопроводы 32. Из коллекто-
ров горючее, проходя по зарубашечиой полости
камер сгорания, поступает в форсуночные го-
ловки и через форсунки впрыскивается в каме-
ры сгорания. При запуске горючее поступает
в газогенератор из пускового бачка 20 по тру-
бопроводам 19, через блок обратных клапанов
15, редуктор давления 33, трубопровод 35 и пи-
роклапан 4, Слив горючего из системы произ-
водится через вентиль слива и сливные бобыш-
ки камер сгорания. При выключении двигателя
горючее из зарубашечного пространства камер
сгорания через дренажное отверстие в клапане
горючего 10, по трубопроводам дренажа горю-
чего 11 выбрасывается в атмосферу. Дренаж
горючего из пироклапаиов и насосов произво-
дится по трубопроводам, присоединенным к
трубопроводам 11.
Азот высокого давления, используемый для
. управления агрегатами автоматики, поступает
из баллона 25' по трубопроводу 22, через пере-
крывной клапан и трубопроводы к редукторам.
-119
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-216
Фиг. 241. Камера сгорания [99]:
/—форсуночная головка: 2 — стакан шаровой опоры; 3, /7 — соединительные кольца; -/,5, /9. 36,
37 — кольца; 6'— гофрированная проставка цилиндра; 7 — стенка цилиндра; 8 — рубашка цилинд-
ра; 9— стакан; 10— ребро; //, 14, /5 — гофрированные проставки докрнтической части сопла;
12 — стейка докрнтической части сопла; 13 — рубашка докрнтической части сопла; 16, 18, 2(1, 23,
24, 31 — гофрированные проставки закритической части сопла; 21, >1’ рубашки закрнчичеекой
части сопла; 22— стейка закритической части сопла; 25 — фланец; 26 — патрубок; 27 — ребро
жесткости; 28, 39 — перегородки; 29 — распределительный коллектор; 3(1 — кольцо коллектор!; 33
кронштейн; 34 — сектор коллектора; 35 — переходник; 38— сливная бобышка; 40, •//-- бобышки;
42 — скоба; 43 — подкладка
120
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-216
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ [94]
Секундный расход окислителя............................
Секундный расход горючего..............................
Весовое соотношение компонентов топлива................
Давление газов в камере сгорания.......................
Давление газов в выходном сечении сопла...............
Тяга номинальная:
у земли ..............................................
в пустоте' .....................................
Удельная тяга — тяга, отнесенная к суммарному секундному
расходу топлива:
у земли...............................................
в пустоте ......................................
Диаметр критического сечсиня..........................
Диаметр выходного сечеиия сопла.......................
Объем камеры сгорания до критического сечения
Литровая тяга на земле................................
Охлаждающий компонент.................................
Количество форсунок окислителя........................
Количество форсунок горючего..........................
Время пребывания продуктов сгорания в камере сгорания
Относительная расходонапряжеииость...................
Вес камеры сгорания..................................
107,6 кГ/сек.
40,95 кГ/сек
2,63
75 ата
0,44 ата
37 350 кГ
43 725 кГ
251,4 сек
294,3 сек
205,5 ям
892 мм
84 л
444,6 кГ/л
Горючее
480 шт.
313 шт,
3,8 • 10“’ сек
Г
1,09 -------2-----
сек cmj • ата
Не более 130 кГ
По сравнению с двигателем РД-214 тяга камеры сгорания двигателя
РД-216 увеличена более чем в два раза, удельная тяга у земли повыше-
на на 16 сек, удельный вес уменьшен в 1,6 раза. В то же время размеры
камеры сгорания — диаметр и длина цилиндрической части — остались
неизменными (диаметр цилиндра 480 мм, длина 300 мм), что было очень
важно для сохранения технологической преемственности конструкции (ча-
стичное использование оборудования, оснастки, заготовок, инструмента
и т. п.) и возможности проведения предварительных доводочных работ
по двигателю на соответственно доработанных экспериментальных ка-
мерах сгорания двигателя РД-214.
Указанное повышение параметров камеры сгорания двигателя РД-216
по сравнению с двигателем РД-214 было достигнуто благодаря примене-
нию впервые в отечественной практике новой, более эффективной топлив-
ной пары (АК-27И и несимметричный диметилгидразин), форсированию
камеры сгорания по расходонапряженности, давлению и степени расши-
рения.
Естественно, что для улучшения параметров потребовались проведе-
ние ряда исследований и разработка специальных конструктивных меро-
приятий.
Были проведены исследования новой топливной пары по обеспечению
устойчивости рабочего процесса, изучению охлаждающих свойств несим-
метричного диметилгидразина, оценке влияния расходонапряженности
на устойчивость и т. п.
Для улучшения охлаждения толщина внутренней стенки уменьшена с
1 до 0,8 мм, нижняя часть выполнена в цельнопаяном варианте, в котором
исключены не поддержанные гофрированными проставками участки внут-
ренней стенки, стык внутренних стенок смещен от критического сечения
в сторону выходного сечения сопла, на наиболее теплонапряженных уча-
стках введены гофрированные проставки со спиральными каналами. Пе-
реход к цельнопаяной нижней части одновременно с улучшением охлаж-
дения позволил повысить технологичность конструкции.
Геометрический контур камеры сгорания представлен на фиг. 242.
14а основании газодинамического расчета диаметр критического сече-
ния принят равным 205 мм, диаметр выходного сечения сопла —892 мм
(в дальнейшем, в ходе производства, диаметр критического сечения был
уточнен по фактическим замерам и составил 205,5 мм). Для уменьшения
длины за критическая часть сопла профилируется дугой большого радиу-
са (7200 мм). Угол раствора сопла у выходного сечения принят 10° иа
сторону.
В разработанной камере сгорания применена трехъярусная система
смесеобразования, аналогичная принятой для двигателя РД-214. Схема
расположения форсунок идентична схеме, принятой для камеры сгора-
ния двигателя РД-214: форсунки расположены по концентрическим ок-
ружностям, (взаимное расположение форсунок близко к сотовому.
16 Зак. 0086
121
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-216
Расходы через форсунки скорректированы в целях обеспечения при-
нятых значений перепадов давления (8 ат). Распределение расходов в
струйно-центробежных форсунках между струйной и центробежной ча-
стями распыла оставлено таким же, как и на двигателе РД-214.
Охлаждение стенок камеры сгорания (фиг. 243) осуществляется го-
рючим. Для улучшения охлаждения стенок предусмотрено обогащение
горючим пристеночного слоя.
На докрнтической части сопла для улучшения охлаждения введены
спиральные гофрированные проставки 11, 14 и 15 (фиг. 241). Тем самым
повышена скорость охлаждающей жидкости и исключена возможность
местного перегрева горючего из-за неравномерности поля температур
вдоль отдельных образующих (из-за отклонения в величине расхода или
характере распиливания отдельных форсунок и т. п.).
По условиям компоновки двигателя ввод горючего в зарубашечную
полость камеры сгорания осуществляется через один патрубок. Из-за ог-
раничений по габаритным размерам камеры сгорания в месте расположе-
Фиг. 244. Форсуночная головка [100]:
/ — фланец; 2 — обечайка; 3 — наружное днище; '/ — среднее днище; 5 — внутреннее днище; в —
кольцо; 7 —форсунка окислителя с малым углом конуса распыла; 8 — струйио-цеитробежиай фор-
сунка окислителя с большим углом конуса распыла; 9 — струйно-центробежная форсунка с боль-
шим углом конуса распыла; 10 — периферийная форсунка горючего пониженного расхода; 11 —
форсунка окислителя с малым углом конуса распыла; 12 — дистанционная втулка; 13 — бобышка;
14, 15 — штуцера
ния коллектора горючего последний выполнен в виде двух полостей,
разделенных силовой перегородкой. Для снижения веса коллектор вы-
полнен эксцентричным относительно оси камеры сгорания.
]'орючее через патрубок входит в приемную полость, из которой че-
рез отверстия в перегородке 28 переходит в распределительную полость.
Диаметры отверстий в перегородке и шаг между ними подобраны таким
образом, чтобы обеспечить равномерное поступление горючего к отвер-
стиям в кольце коллектора 30, через которые горючее попадает в зару-
башечную полость. Пройдя через отверстия в кольце, горючее разветвля-
ется на два потока. Один поток горючего идет к форсуночной головке,
другой — .в сторону выходного сечения сопла по каналам, образованным
гофрированной проставкой и рубашкой, далее после поворота у выход-
ного сечения сопла горючее по каналам, образованным гофрированной
проставкой и стенкой, также идет в сторону форсуночной головки. В кол-
лекторе между проставками 24 и 31 потоки сливаются.
в-в
Фиг. 246. Форсунки горю-
чего:
а — oicnoBiiasi с малым
углом конуса распыла;
б -основная с большим
углом конуса распыла:
/ — корпус; 2 — втулка; 3 —
завихритель
6
Фиг. 245. Форсунки окислителя:
а — с малым углом конуса распыла; б -- с
большим углом конуса распыла:
/ — корпус; 2— втулка; 3 — завихритель
Камера сгорания состоит из двух основных узлов: форсуночной го-
ловки и нижней части.
Форсуночная головка (фиг. 244) состоит из силового кольца 6, внут-
реннего 5, среднего 4, наружного <3 днищ и фланца 1, образующих поло-
сти горючего и окислителя.
Внутреннее и среднее днища связаны между собой форсунками окис-
лителя 7 и 8. Среднее днище 4 соединено с наружным днищем 3 и флан-
цем 1 обечайкой 2. Требуемый зазор между средним и внутренним дни-
щами обеспечивается установкой дистанционных втулок 12.
Впрыск компонентов топлива в полость камеры сгорания осуществля-
ется через одиокомиюпеитные центробежные и струйно-цептробежиые
форсунки со шнековыми завихрителями. Всего на форсуночной головке
установлено 793 форсунки, из них 480 форсунок окислителя и 313 форсу-
нок горючего.
Каждая форсунка состоит из трех деталей: корпуса 1, завихрителя.?
и втулки 2 (фиг. 245 и 246).
Форсунки окислителя и горючего с малым углом конуса распыла от-
личаются от струйно-центробежных форсунок с большим углом конуса
распыла диаметром сопла, шагом и глубиной нарезки завихрителя. В за-
вихрителях струйно-центробежных форсунок выполнены центральные
(осевые) отверстия для обеспечения струйного впрыска части расхода
окислителя и горючего.
122
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИ ГАТЕЛЯ РД-216
Нижняя часть представляет собой цельнопаяную конструкцию, объе-
диняющую цилиндрический участок, докритическую и закритическую ча-
сти сопла.
Из соображений прочности и устойчивости проставки при пайке на ци-
линдре шаг между гофрами принят 6 мм. Длина и количество гофриро-
ванных проставок на докритической и закритической частях сопла вы-
бираются таким образом, чтобы шаг гофров на торцах проставок со сто-
роны малого диаметра составлял 4,5 мм, а со стороны большого диаметра
не превышал 6 мм.
Гофрированные проставки 11, 14 (фиг. 241) имеют высоту 5 мм, про-
ставки 15, 16, устанавливаемые в районе критического сечения, имеют
меньшую высоту (4,5 мм). На проставках 20, 23, 24, 31 закритической
части сопла высота плавно изменяется к выходному сечению сопла от 5
до 3 мм. Это уменьшение высоты проставок практически не приводит к
увеличению гидравлических сопротивлений и благоприятно в смысле
уменьшения веса и улучшения технологичности, так как уменьшает сте-
пень вытяжки при штамповке проставок.
Установленный в закритической части сопла эксцентричный коллектор
горючего состоит из кольца коллектора, сектора приемного коллектора
34, патрубка 26 с фланцем 25, распределительного коллектора 29, ребра
жесткости 27 и силовой перегородки 28.
Для слива горючего из зарубашечиой полости у выходного сечения
сопла установлены три сливные бобышки 38, там же установлена перего-
родка 39 с бобышками 41. предназначенными для уплотнения хвостового
отсека ракеты, п бобышки 40 (3 шт.) для крепления выхлопной трубы.
Для крепления к раме двигателя на каждой камере сгорания в месте
стыка форсуночной головки с нижней частью установлено по три стакана
шаровых опор 2, а также установлен переходник 35 под вибродатчик.
Для крепления рамы турбонасосного агрегата на каждой камере сгора-
ния имеется по два кронштейна, состоящих из ребер 10 и стаканов 9. Кро-
ме того, на коллекторе горючего установлен кронштейн 33 крепления
выхлопной трубы.
Иа силовом кольце головки и соединительном кольце между форсу-
ночной головкой и нижней частью установлены штуцера для замера дав-
ления газа в камере сгорания и давления горючего и окислителя перед
форсунками.
Материалы, применяемые для изготовления камеры сгорания
Внутренняя стенка....................................Сталь Х18Н9Т
Гофрированные проставки..............................Сталь 10
Рубашка цилиндра и докритической части сопла .... Сталь 21Х2НВФА
Рубашка закритической части сопла, детали форсуночной го-
ловки (днища, кольцо, фланец)....................Сталь 1Х21Н5Т
Форсунки.............................................Сталь Х18Н9Т
Припой для пайки форсуночной головки ...... ПЖК-35
Припой для пайки нижней части.......................Г70НХ
Первые доводочные испытания камеры сгорания двигателя РД-216
проводились автономно, от баллонной подачи, при давлении в камере до
68—70 ата для полноразмерной камеры и до 72—74 ата для эксперимен-
тальной камеры сгорания, не имеющей закритической части сопла.
Испытывались форсуночные головки двух вариантов:
— форсуночная головка с шахматным расположением форсунок,
сферическими внутренним и средним днищами, двухъярусным смешени-
ем (все форсунки, кроме периферийных, струйно-центробежные), с расхо-
дом через периферийные форсунки горючего, равным 23% суммарного
расхода горючего, идущего через головку;
— форсуночная головка с расположением форсунок, идентичным рас-
положению их у двигателя РД-214 (близким к сотовому), плоскими внут-
ренним и средним днищами, трехъярусным смешением, с расходом через
периферийные форсунки, составляющим 20,5%.
Перепад давления на форсунках окислителя и горючего в обоих ва-
риантах был одинаков и равен 8 ат. Доли компонентов, впрыскивае-
мых через струи, в этих вариантах также примерно равны (20—25%).
Испытания от баллонной подачи не позволили выявить предпочти-
тельный вариант форсуночной головки (следует подчеркнуть, что эти ис-
пытания велись при пониженных давлениях в камере). Было отмечено,
однако, что камеры сгорания с форсуночными головками с сотовым
расположением форсунок и трехъярусным смесеобразованием в равных
условиях испытаний имеют некоторые преимущества в обеспечении устой-
чивости рабочего процесса.
Часть доводочных испытаний была проведена на экспериментальных
двигателях с ТНА, изготовленными на базе ТНА двигателя РД-214. Эти
испытания проводились также с форсуночными головками обоих вариан-
тов.
Сравнение результатов этих испытаний показало, что с точки зрения
экономичности форсуночные головки указанных вариантов практически
равноценны. У камеры с шахматным расположением форсунок и двухъ-
ярусным смесеобразованием при форсировании по давлению и повышен-
ных коэффициентах избытка окислителя была замечена тенденция к воз-
никновению высокочастотных пульсаций.
В результате анализа этих испытаний для двигателя РД-216 была
принята форсуночная головка с сотовым расположением форсунок и
трехъярусным смешением компонентов.
В этот же период были проведены испытания двигателя с камерами
сгорания, имеющими длину цилиндрической части 200 мм вместо приня-
тых 300 мм. При этом было получено некоторое снижение удельной тяги
(на 1,5—2 сек), что послужило основанием для прекращения работ по
данному варианту.
Последующие испытания камер сгорания с выбранной форсуночной
головкой проводились в составе двигателя. Целью этих испытаний явля-
лась проверка работоспособности и надежности камеры сгорания в диа-
пазонах изменения в ней давления (40—80 ата), соотношения компонен-
тов (2,3—3,2) и температуры горючего на входе в камеру сгорания
(—40 н- +45°С), превышающих заданные по ТТЗ пределы (по ТТЗ
диапазон изменения давления в камере сгорания —45,5н-79 ата, соотно-
шения компонентов — 2,3ч-3).
Эти испытания показали, что при работе на режимах дросселирова-
ния (р{ — 40 ата, К = 3,2) возможны случаи прогара внутренней стенки в
области втекания. Этот дефект был устранен введением спиральных гоф-
рированных проставок в области втекания.
Камеры двигателя РД-216 со спиральными гофрированными простав-
ками успешно прошли полный объем доводочных испытаний и были пе-
реданы для серийного изготовления.
Фиг. 2-17. Камера сгорании
123
ГАЗОГЕНЕРАТОР ДВИГАТЕЛЯ РД-216
Расход через периферийные форсунки выбран таким образом,
чтобы обеспечить пониженное соотношение компонентов вблизи пе-
охлаждаемого корпуса газогенератора.
Перепад давления на форсунках окислителя и горючего одина-
ков и равен 16,5 ат.
Форсуночная головка (фиг. 249) состоит из трех днищ: средне-
го 7 и привариваемых к нему внутреннего 8 и наружного 3. Внутрен-
нее и среднее днища, образующие полость окислителя, связаны меж-
ду собой форсунками горючего 14, 15, 16 и штифтами.
Наружное и среднее днища образуют полость горючего.
Подвод горючего осуществляется через ниппель 5, установлен-
ный в центре наружного днища, а подвод окислителя — через угло-
вой ниппель 10, установленный на среднем днище. Штуцера 1 и 2
служат для замера давления горючего и окислителя перед форсун-
ками соответственно.
Форсунки (фиг. 251 и 252) состоят из корпуса 1, завихрителя 3
и втулки 2. Форсунок окислителя — 19 шт., горючего — 54 шт.
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ГАЗОГЕНЕРАТОРА [94]
Секундный расход окислителя..............................0,8 кГ/сек
Секундный расход горючего................................4,5 кГ/сек
Весовое соотношение компонентов топлива..................0,18
Давление в газогенераторе................................58 ата
Температура газов........................................1100° К
Относительная расходонапряженность.......................0,75 -------------
сек -см1- ата
Диаметр цилиндра.........................................125 мм
Длина цилиндрического участка............................105 мм
Количество форсунок окислителя...........................19 шт.
Количество форсунок горючего.............................54 шт.
Время пребывания продуктов сгорания в газогенераторе . 3,9 • 10“3 сек
Газогенератор (фиг. 248) предназначен для получения восста-
новительного газа, используемого в качестве рабочего тела турбины
турбонасосного агрегата.
Камера газогенератора иеохлаждаемая, цилиндрической формы.
В месте присоединения газогенератора к статору турбины диаметр
камеры уменьшен. Внутренний диаметр цилиндрической части газо-
генератора равен 125 мм, длина цилиндрического участка 105 мм.
Форсуночная головка плоская, с сотовым расположением одно-
компоиентных форсунок со шнековыми завихрителями. Форсунки
-окислителя чисто центробежные. Основные форсунки горючего
струйно-центробежные. Сочетание указанных разновидностей фор-
сунок позволяет создать эшелонированный (двухъярусный) впрыск
и смешение компонентов.
Первый ярус образуется за счет взаимодействия конусов распы-
ла окислителя и горючего, второй ярус создается струйным впры-
ском горючего через центральные отверстия в завихрителях. При
такой организации впрыска горючего соотношение компонентов и
температура продуктов сгорания в первом ярусе несколько выше,
чем на выходе из газогенератора, что благоприятно для обеспече-
ния устойчивости рабочего процесса и условий термического разло-
жения горючего.
Углы конусов распыла форсунок окислителя — 70°, горючего —
80°, Доля струйного расхода горючего составляет примерно 20%
суммарного расхода горючего через форсуночную головку (в пери-
ферийных форсунках горючею центральные отверстия не выполня-
ются) .
Материалы, применяемые для изготовления
газогенератора
Корпус газогенератора
Внутреннее и среднее днища
головки ...................
Наружное днище головки
Форсунки...................
Припой для пайки форсуноч-
ной головки ....
Фиг. 249. Форсуночная головка [102]:
/, 2 — штуцера; 3 — наружное днище; 4,
.9-—накидные гайки; 5, 10— ниппеля; 5,
//--стопорные кольца; 7 — среднее дни-
ще; 8 — внутреннее диише; 12 — штифт;
/// — форсунка окислителя; /4, 15, 16 —
форсунки горючего
Сплав ЭИ868
Сталь X18II10T
Сталь 1Х21Н5Т
Сталь Х18Н9Т
ПЖК-35
Фиг. 251. Форсунка окислителя:
1 — керну»; 2 —втулка; 3 — эавихрит»лв
в
Фиг. 252. Форсунки горючего:
/ — корпус; 2—- втулка; 3 — аавихрптель
Условные обозначения форсунок:
Ж Форсунка окислителя
(см. фиг. 251)
Форсунка горючего
"х-г (см. фиг. 252,а)
™ ЗД)г"
Форсунка горючего
Ч7 г (’см.<риг.2о2,в)
-Ш- Штифт ( поз. 12, \
w V см. фиг. 2W
Фиг. 250. Схема расположения форсунок
Отработке и доводке газогенератора в составе двигателя предшество-
вал большой объем автономных испытаний с баллонной системой подачи.
Часть испытаний газогенератора была проведена с заменой статора тур-
бины соплом, площадь которого была равна суммарной площади сопло-
вых отверстий статора. Однако впоследствии от таких упрощенных ис-
пытаний пришлось отказаться в связи с тем, что отсутствие присоединен-
ных газовых объемов статора существенно искажало получаемые ре-
зультаты с точки зрения устойчивости. Поэтому все завершающие авто-
номные испытания газогенераторов велись только совместно со статором
основного варианта конструкции.
В процессе автономных испытаний исследовались различные схемы
расположения форсунок (сотовая и шахматная), влияние конструктив-
ных особенностей форсунок (с тангенциальным входом, со шнековым за-
вихрителем и струйно-центробежные), варьировались перепады давления
иа форсунках (от 6 до 20 ат) и длина цилиндрической части корпуса
(от 105 до 250 мм). Испытания велись в широком диапазоне значений
давления в газогенераторе и соотношения компонентов.
В результате проведенных испытаний было обнаружено заметное улу-
чшение устойчивости рабочего процесса при замене центробежных фор-
сунок горючего струйно-центробежными, а также при уменьшении дли-
ны цилиндрической части камеры. Кроме того, была выявлена вона не-
устойчивой работы газогенератора в области пониженных давлений (на
значительном удалении от рабочего диапазона параметров).
При испытаниях газогенератора в составе двигателя наличие указан-
ной зоны сказалось в том, что в период запуска в газогенераторе возника-
ли кратковременные высокочастотные пульсации давления, не приводя-
щие к каким-либо дефектам.
В составе двигателя работа газогенератора на режиме главной ступе-
ни была вполне устойчивой и надежной.
124
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИГАТЕЛЯ РД-216
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ТУРБОНАСОСНОГО АГРЕГАТА [94]
Мощность турбонасосного агрегата.......................
Число оборотов насосов и турбины.......................
Расход окислителя......................................
Расход горючего........................................
Минимальное давление на входе в насос окислителя при
t = 40° С..............................................
полезного действия насоса окислителя
полезного действия насоса горючего
быстроходности насоса окислителя
быстроходности насоса горючего ,
кавитации насоса окислителя
Минимальное давление на входе в насос горючего при
t = 40° С................................ . , .
Давление на выходе из насоса окислителя.............
Давление на выходе из насоса горючего...............
Коэффициент
Коэффициент
Коэффициент
Коэффициент
Коэффициент _______,
Кавитационный коэффициент быстроходности насоса окисли-
теля ..............................................
Коэффициент кавитации насоса горючего................
Кавитационный коэффициент быстроходности насоса горю-
чего ..............................................
Относительная осевая скорость на входе в шнек насоса окис-
лителя .............................................
Относительная осевая скорость на входе в шнек насоса го-
рючего . ........................................
Расход газа через турбину..............................
Удельная мощность (мощность, отнесенная к единице секунд-
ного расхода рабочего тела турбины)................
Эффективный коэффициент полезного действия турбины
Температура рабочего тела па входе в турбину . . . .
Давление, па входе п турбину..........................
Давление па выходе из турбины.........................
Окружная скорость па среднем диаметре ротора турбины
Отношение окружной скорости на среднем диаметре ротора
к скорости истечения из сопел ........................
Вес турбонасосного агрегата, не заполненного компонентами
Вес турбонасосного агрегата, заполненного компонентами
Габаритные размеры турбонасосного агрегата (длина X ши-
рина X высота)........................................
Относительный вес турбонасосного агрегата (вес агрегата,
заполненного компонентами, отнесенный к единице тяги
двигателя)............................................
Вес турбонасосного агрегата, заполненного компонентами, от-
несенный к единице мощности...........................
4450 л. с,
9300 в минуту
216,0 кГ/сек.
86,4 кГ/сек
3,5 ата
1,5 ата
90 ата
106 ата
0,66
0,7
80
37
0,04
3100
0,044
3200
0,083
0,099
5,2 кГ/сек
0,44
1100° К
57 ата
1,25 ата
204 м/сек
0,120
186,6 кГ
214,6 кГ
1118X941X610 мм
2,86 кГ/т • тяги
48,2 Г/Л. с.
Характерные размеры иасосов и турбины
Насос окислителя
Диаметр центробежного колеса на входе................140 мм
Диаметр центробежного колеса на выходе...............198 мм
Угол установки лопаток на выходе из центробежного колеса 85°
Густота решетки шнека по наружному диаметру . . .2,19
Угол установки лопатки шнека по наружному диаметру . 9°33'
Насос горючего
Диаметр центробежного колеса на входе................120 мм
Диаметр центробежного колеса на выходе............... 275 мм
Угол установки лопаток на выходе из центробежного колеса 85°
Густота решетки шнека по наружному диаметру . . . 2,54
Угол установки лопатки шнека по наружному диаметру . 9°38'
Турбина
Средний диаметр ротора............................... 420 мм
Диаметр критического сечения сопла.....................8,5 мм
Диаметр сопла на выходе..............................19 мм
Угол наклона осп сопел...............................17°
Высота рабочей лопатки ротора на выходе:'
первой ступени.........................................33 мм
второй ступени................................49 мм
Высота лопатки направляющего аппарата................42 мм
Турбонасосный агрегат двигателя РД-216 (фиг. 253), предна-
значенный для подачи компонентов топлива в камеру сгорания и
газогенератор, состоит из насосов окислителя и горючего и турби-
ны, которая служит для привода насосов.
Для заданных величин расходов и давлений подачи компонен-
тов топлива двигателя РД-216 оптимальными являются лопаточные
насосы шнекоцентробежного типа, одноступенчатые, с двусторон-
ним подводом компонента к центробежному колесу. Одним из ос-
новных параметров, влияющих на вес и габариты турбонасосного
агрегата, а также на режим работы насосов и турбины, является
число оборотов. Число оборотов определяется из расчета на кави-
тацию насосов и зависит от давлений на входе в насосы, антикави-
тационных свойств насосов и работоспособности при данном числе
оборотов отдельных деталей и узлов ТНА. Для расходов компонен-
тов топлива двигателя РД-216 при заданных давлениях на входе
в насосы число оборотов насоса окислителя, выбранное исходя из
условия бескавитацнонной работы насоса, является определяющим.
Оно меньше, чем число оборотов, выбранное из условий бескави-
тационной работы насоса горючего. Для повышения антикавита-
ционных качеств иа входе в центробежные крыльчатки насосов
окислителя и горючего установлены шнеки.
Применение шнеков перед центробежной крыльчаткой в сочета-
нии с двусторонним подводом компонентов позволило обеспечить
бескавитационную работу насоса окислителя в случае минималь-
ных входных давлений при числе оборотов 9300 в минуту. Это
число оборотов принято и для насоса горючего и для турбины, со-
осно расположенных с насосом окислителя. Проточная часть насо-
сов спроектирована с учетом опыта КБ по разработке мощных на-
сосов ЖРД. При этом центробежные крыльчатки насосов окисли-
теля и горючего выполнены высоконапорными (р2л~Э0°) с лопат-
ками двоякой кривизны, что обеспечивает более высокие экономич-
ность и антикавитационные качества насосов и меньший относи-
тельный вес по сравнению с обычными низконапорными крыльчат-
ками. Оптимальные значения основных параметров шнеков выбра-
ны на основании проводившихся в КБ исследований их антикави-
тационных качеств.
Турбина двигателя РД-216 — осевая, высокоперепадная, двух-
ступенчатая, активного типа. Рабочим телом турбины являются
продукты сгорания основных компонентов топлива в газогенерато-
ре. Для двигателя, в котором отработавший в турбине газ выбра-
сывается наружу, необходимо, чтобы расход его был минимальным.
Применение в этом случае высокоперепадной турбины является на-
иболее целесообразным. Большой перепад давления, срабатывае-
мый в турбине (расчетное значение степени расширения в сопловом
аппарате 6 = 31), позволяет получить высокую удельную мощность
турбины. Дальнейшее увеличение степени расширения становится
нецелесообразным, так как приводит при выбранном давлении на
выходе из турбины к существенному повышению давления на вхо-
де, давая незначительный прирост адиабатической работы газа.
Для принятых значений отношения давлений и числа оборотов
средний диаметр турбины, а следовательно, и режим работы по
и г
---- выораны из условия получения требуемой экономичности и
сал
приемлемых веса и габаритов. При профилировании проточной ча-
сти турбины были использованы методика, разработанная для тур-
бинных ступеней, обтекаемых сверхзвуковым потоком, и результа-
ты испытаний турбин данного типа.
Конструктивная схема турбонасосного агрегата (фиг. 253) вы-
брана на основании сравнительного анализа различных схем. Как
наиболее рациональная применена схема, в которой насосы и тур-
бина расположены соосно, насос окислителя и насос горючего име-
ют раздельные валы, турбина имеет общий вал с насосом окисли-
теля. Крутящий момент от турбины на вал насоса горючего пере-
дается рессорой с эвольвентным зацеплением.
Корпус насоса окислителя и корпус насоса горючего образуют
жесткую основу для размещения опор под подшипники валов и для
крепления ТНА иа двигателе. Соединение корпусов между собой —
фланцевое с центровкой по посадочному пояску.
Корпус турбины при консольном расположении ротора мало на-
гружен, что дает возможность выполнить выхлопной коллектор в
виде легкой тонкостенной оболочки и существенно уменьшить вес
ТНА. Для соединения корпуса турбины с корпусом насоса окисли-
теля служат специальные кронштейны. Соединение осуществляется
через радиальные шпонки 14 (фиг. 254), обеспечивающие соосность
сопрягаемых агрегатов при температурных деформациях, возника-
ющих из-за разности рабочих температур.
Турбина состоит из следующих основных узлов: ротора 1, соп-
лового аппарата 11, выхлопного коллектора 7 и узла уплотнения
полости турбины по валу.
Ротор турбины — однодисковый, с двумя венцами рабочих ло-
паток 8 и 10, установлен на консоли вала 21 и крепится к фланцу
вала пятью винтами 5. Соединение лопаток с диском ротора — зам-
ковое, елочного типа (фиг. 255). Лопатки вставляются в обод диска
через два паза (первой и второй ступеней), которые затем закры-
ваются специальными вкладышами 2. Трапециевидная форма вкла-
дышей исключает возможность их выпадения под действием цент-
робежных сил.
Чтобы предупредить возникновение значительной разницы дав-
лений по обе стороны диска и связанное с этим увеличение осевого
усилия, диск имеет три разгрузочных отверстия.
Сопловой аппарат является основным силовым элементом стато-
ра турбины. Он представляет собой кольцо, по окружности которо-
го равномерно расположены сопловые отверстия круглого сечения
с конической расширяющейся частью. Газ поступает из газогенера-
тора в патрубок 1 (фиг. 257) и по газораспределительной трубе 12
(фиг. 254) подводится к соплам. Сварная конструкция статора обе-
спечивает полную герметичность полости высокого давления. По-
лость низкого давления статора ограничена со стороны насоса окис-
лителя диафрагмой 34, приваренной к сопловому аппарату и к кор-
пусу уплотнения. По валу полость низкого давления уплотняется
двумя разрезными чугунными кольцами 3 и 4, одно из которых
установлено в корпусе уплотнения турбины, другое — в корпусе
уплотнения насоса окислителя. Кольца разделены между собой
дренажной полостью.
Направляющий аппарат турбины состоит из четырех сегментов
направляющих лопаток 9. Лопатки соединены между собой и с
фланцем, которым направляющий аппарат крепится к статору, с по-
мощью сварки. Выхлопной коллектор турбины (фиг. 254 и 256) вы-
полнен штамповкой и сваркой из тонколистового жаропрочного
сплава. Отработавший газ отводится из турбины по двум патруб-
кам. Патрубки имеют переменное по длине сечение: от эллипса до
круга на выходе. Необходимую жесткость патрубкам придают
внутренние ребра.
125
126
Фиг. 253, Турбонасосный агрегат
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИ ГАТЕЛЯ РД-216
Вход
7
16
17
10 11
19
20
21
WW
22
23
2Э 28
6 —
- ло-
II —
Фиг. 254. Турбина с насосом окислителя [103]:
1 — ротор; 2 — штифт; 3, -/ — чугунные кольца; 5, 33 — винты;
замок; 7 — выхлопной коллектор; 8— лопатка второй ступени; 9
патка направляющего аппарата; 10— лопатка первой ступени;
сопловой аппарат; 12 — газораспределительная труба; 13 — кронштейн;
/4— шпонка; 15 — плавающее кольцо уплотнения; 16—корпус; 17,
23 —шпеки; 18 — крышка; 19, 32 — подшипники; 20, 22,31, 33 —• май-
жетные уплотнения; 21 — вал; 23, 30 — торцевые уплотнения; 24, 26 —
уплотнительные кольца; 25, 29 — втулки; 27— крыльчатка; 34 — диаф-
рагма
3 —
kWW<S
Фиг. 255. Соединение лопаток с диском ротора:
/ — штифт; 2 — вкладыш; 3 — замковая лопатка; 4 —
фиксирующий винт
Насос окислителя (фиг. 254) состоит из корпуса, крышки, цент-
робежной крыльчатки, шнеков, вала, подшипников и узлов уплот-
нений по валу.
Корпус 16 насоса и крышка 18—отливки сложной формы из
алюминиевого сплава. Внутренние поверхности корпуса и крышки
образуют основные рабочие полости насоса: патрубок всасывания,
улитку и диффузор. Патрубок всасывания обеспечивает двусторон-
ний и плавный подвод жидкости к шнекам и центробежной крыль-
чатке. Ребро в патрубке, разделяющее поток жидкости на две ча-
сти, является и ребром жесткости. Спиральная улитка корпуса сна-
ружи подкреплена патрубком всасывания, который в виде арки
охватывает улитку в самом нагруженном месте. Стыки корпуса и
крышки в полостях низкого и высокого давления уплотнены коль-
цами 24 и 26, расположенными в клиновых гнездах, образованных
выточками в корпусе и крышке. Кольцо 24 выполнено из алюминие-
вого сплава, кольцо 26 — из фторопласта-4.
Центробежная крыльчатка 27—-закрытого типа, с двусторон-
ним входом. Лопатки крыльчатки выполнены пространственными
((двоякой кривизны). Полости высокого и низкого давления -насоса
разделены уплотнениями лабиринтного типа с плавающими коль-
цами 15, установленными над буртами центробежной крыльчатки.
Диаметральный зазор между плавающими кольцами и уплотни-
тельными буртами крыльчаток выбран минимально возможным для
обеспечения безопасной работы. Подбор материала плавающих ко-
лец произведен на основании исследования трения различных пар
материалов в среде окислителя. Выбранные пары обеспечивают на-
дежную, без возгорания, работу уплотнения и в случае незначитель-
ного касания буртов крыльчатки о плавающие кольца.
Расположение плавающих колец на равных диаметрах уплот-
нительных буртов центробежной крыльчатки при симметричной ее
конструкции, а также симметричное расположение шнеков 17 и 28
позволяют практически уравновесить осевое усилие в насосе. Не-
уравновешенная составляющая осевой силы воспринимается под-
шипником 32.
Шнеки 17 и 28 — трехлопастные; лопатки шнеков имеют винто-
вую поверхность. Обладая более высокими антикавитационны1ми
качествами, чем центробежная крыльчатка, и повышая давление пе-
ред крыльчаткой, шнеки позволяют обеспечить..бескавитационную
работу насоса при'болец низких давлениях .на входе. Соединение
центробежной крыльчатки и шнеков с валом насоса — шлицевое.
127
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИГАТЕЛЯ РД-216
Материалы, применяемые для изготовления
основных деталей турбонасосного агрегата
Насос окислителя
Вал................................Сталь 2X13
Крыльчатка.........................Сплав АЛ4
Корпус, крышка.....................Сплав AJ14
Шнеки..............................Сплав АК8
Плавающие кольца уплотнений . . . Сплав АВ
Рессора..................'. . . Сталь 38ХА
Насос горючего
Вал ....... . Сталь 38ХА
Крыльчатка.........................Сплав АЛ4
Корпус, крышка.....................Сплав АЛ4
Шнеки..............................Сплав АК8
Плавающие кольца уплотнений . . . Сплав АВ
Турбина
Диск ротора . ,..................Сплав ЭИ867
Рабочие лопатки первой и второй ступеней Сплав ЭИ827
Лопатки направляющего аппарата . . Сталь 1Х18Н9ТЛ
Сопловой аппарат...................Сталь ЭИ835Ш
Сегмент направляющих лопаток . . . Сталь Х18Н10Т
Обечайка выхлопного коллектора . . Сплав Э14868
Подводящий патрубок статора . . . Сплав ЭИ868
Фиг. 256. Выхлопной коллектор турбины. Вид по
стрелке Л (см. фиг. 254)
Фиг. 257. Подводящий патрубок турбины:
• -1 — патрубок; 2—сопловой аппарат
Вхо0
Выход
Фиг. 258. Насос горючего (104]:
/ — корпус; 2,4,6, 9, 10, // — уплотнения; 3 — вал; 5, 8 — подшипники; 7, /7 —шнеки; /2 — крыш-
ка; 13, /Ч — уплотнительные кольца; 15 — крыльча гка; 16 — плавающее кольцо уплотнения
Вал 21 опирается на два радиальных шариковых подшипника 19
и 32, которые работают в среде консистентной смазки, стойкой к
окислителю. Подшипник 32, воспринимающий осевое усилие от на-
соса и турбины, закреплен в корпусе и на валу по торцам внутрен-
ней и наружной обойм. Подшипник 19 не закреплен в осевом на-
правлении по обоймам, вследствие чего допускается взаимное пе-
ремещение корпуса — крышки насоса и вала. Посадка подшипни-
ков на валу — плотная.
Уплотнение полости насоса по валу осуществляется системой
торцевых и манжетных уплотнений. Торцевые сильфонные уплотне-
ния 23 и 30 обеспечивают полную герметичность полостей насоса
по валу при залитом компонентом насосе во время стоянки тур-
бонасосного агрегата. При работе насоса возможен некоторый из-
нос фторопластовых колец сильфонных уплотнений по торцу. Про-
сочившийся в этом случае компонент отводится по дренажным ка-
налам. Для снижения давления перед торцевыми уплотнениями и
облегчения условий их работы установлены отражатели, выполнен-
ные за одно целое со шнеками 17 и 28. Манжетные уплотнения 20
и 22, 31 п 33 предотвращают вытекание смазки из полостей под-
шипников, заполненных смазкой па 2/3 их объема, а также проник-
новение компонента из дренажных полостей в полости подшипников.
Насос горючего (фиг. 258) по конструкции и технологии изготов-
ления подобен насосу окислителя. Корпус 1 и крышка 12 насоса
являются отливками из алюминиевого сплава. Рабочие полости на-
соса— патрубок всасывания, улитка и диффузор — образованы
внутренними поверхностями корпуса и крышки. Стыки корпуса и
крышки в зонах высокого и низкого давления уплотнены кольцевы-
ми резиновыми прокладками 13 и 14 круглого сечения. Гнезда под
прокладки имеют клиновидную форму.
Центробежная крыльчатка 15 — закрытого типа с пространст-
венными лопатками двоякой кривизны, имеет двусторонний вход.
В качестве осевых ступеней в насосе горючего, так же как и в
насосе окислителя, применены трехлопастные шнеки 7 и 17 с ло-
патками, имеющими винтовую поверхность. Соединение шнеков и
центробежной крыльчатки с валом 3 — шлицевое.
Полости высокого и низкого давления насоса разделены уплот-
нениями лабиринтного типа с плавающими кольцами 16, которые,
так же как и в насосе окислителя, располагаются над уплотнитель-
ными буртами центробежной крыльчатки равного диаметра. Дву-
сторонняя симметрия рабочих элементов насоса (патрубка всасы-
вания, центробежной крыльчатки, симметрично расположенных
шнеков) позволяет свести до минимального значения осевое усилие,
действующее на подшипники вала. Неуравновешенная осевая сила
воспринимается подшипником 5, который закреплен в корпусе и на
валу по внутренней и наружной обоймам.
Вал 3 насоса опирается на радиальные шариковые подшипни-
ки 5 и 8, посадка подшипников на валу — плотная. Подшипник 8
в осевом направлении не закреплен и допускает взаимное переме-
щение корпуса — крышки и вала вдоль оси.
Уплотнение полостей насоса по валу осуществляется системой
манжетных уплотнений и дренажей. При залитом компонентом на-
сосе во время стоянки ТНА сдвоенные манжетные уплотнения 4 и
11 обеспечивают полную герметичность полостей насоса по валу.
При работе насоса возможен некоторый износ манжет по диамет-
ру; в этом случае просочившийся компонент отводится по дренаж-
ным каналам. Манжетные уплотнения 2 и 6, 9 и 10 предотвращают
вытекание смазки из полостей подшипников, заполненных смазкой
на 2/3 объема, а также проникновение компонента в полости под-
шипников из дренажных полостей.
128
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИ ГАТЕЛЯ РД-216
В процессе изготовления турбонасосного агрега-
та проводятся следующие технологические испы-
тания ответственных деталей, узлов и агрегатов
ТНА:
1, Гпдроиспытацня литых корпусов и крышек на-
сосов (после их механической обработки), статора
и выхлопного коллектора турбины (после сварки и
механической обработки) в целях проверки проч-
ности деталей п узлов. Давления гидроиспытаний
превышают максимальные рабочие давления и на-
значаются в соответствии с принятыми запасами
прочности.
2. Ппеимоиспытапия литых и сварных деталей и
узлов в целях проверки плотности литья и сварных
швов, а также ппевмоиспытанпя собранных насосов
и турбины в целях проверки герметичности по сты-
кам фланцев п резьбовым соединениям. Давления
ппсимонспытапнй задаются частными техническими
условиями или техническими требованиями чер-
тежа.
3. Статическая и динамическая балансировки
вращающихся деталей. Статической балансировке
подвергаются центробежные крыльчатки, шнеки,
ротор турбины; динамической балансировке — ро-
тор турбины с пакетом вращающихся деталей на
валу. Все детали, кроме ротора, балансируются на
параллелях; ротор — па балансировочной машине.
Величина допустимого дисбаланса регламентирует-
ся техническими требованиями чертежа и техниче-
скими условиями па сборку ТНА.
4. Испытания насосов па производительность,
при которых снимаются рабочие и кавитационные
характеристики насосов (фиг. 259 - 262), а также
проверяется прочность шпеков. При испытаниях па
производительность насосы работают на воде.
5. Контрольные испытания, которые турбонасос-
ный агрегат проходит в составе двигателя.
ДОВОДКА ТУРБОНАСОСНОГО АГРЕГАТА
Доводка турбонасосного агрегата двигателя
РД-216 проводилась по тем же основным этапам,
что и турбонасосного агрегата двигателя РД-214;
основной отличительной особенностью было изго-
товление турбины из жаропрочных материалов, по-
требовавшее особо тщательной отработки сварки.
О т р а б о т к а сварных с о е д и и е ни й
т у р б и и ы и сборки турбонасосного
а г р е г а т а, связанная с приме н е п и е м
ж а р о и р о ч п ы х и нержавеющих
материалов
а) В связи с тем что при металлографических
исследованиях сварных швов статоров систематиче-
ски выявлялось наличие трещин в соединениях соп-
лового аппарата с подводящей трубой, эти соедине-
ния были кппгттпгтичпл ’изменены: они стали вы-
полняться стыковыми с подкладками, обеспечиваю-
щими формирование проплава сварного шва.
б) В целях исключения трещин в местах при-
варки ребер к подводящему патрубку статора была
несколько изменена конфигурация ребер: на концах
их были введены гибкие элементы, облегчающие
деформацию патрубка статора.
в) Для устранения трещин в сварных швах при-
варки лопаток направляющего аппарата к сегмен-
ту жаропрочные материалы, из которых изготовля-
лись эти детали (лопатки — из сплава ВЛ7-45У,
сегмент — из стали ЭИ395), были заменены хорошо
свариваемой сталью: 1Х18Н9Т — для лопаток и
Х18Н10Т — для сегмента.
г) В первоначальной конструкции турбины был
предусмотрен двухдисковый сварной ротор из жа-
ропрочных материалов, считавшийся по сравнению
с ротором, имеющим замковое соединение лопаток
с диском, легче по весу и менее трудоемким в изго-
товлении. Однако отработать надежное соединение
лопаток ротора с дисками сваркой плавлением не
удалось из-за наличия трещин в сварных швах.
Поэтому сварной ротор был заменен однодисковым
ротором, крепление лопаток с каждым венцом дис-
ка в котором осуществлялось с помощью замка
елочного типа.
д) При ввертывании шпилек, выполненных из
стали ЭЙ481, в бобышки статора, изготовленные из
стали ЭИ835, наблюдались случаи «заедания» резь-
бового соединения, в связи с чем тугая резьба шпи-
лек была заменена нормальной метрической резь-
бой с введением на шпильке квадратного пояска
для контровки. В шпонке было введено ответное
квадратное отверстие.
е) В насосе окислителя для улучшения монтажа
и демонтажа торцы гаек и шайб, выполняемых из
нержавеющих сталей, опескоструиваготся, что пре-
дотвращает наволакивание металла по торцам при
сборке.
Проверка прочности и жесткости
узлов и деталей турбонасосного
агрегата
Проверка прочности и жесткости корпусов и
крышек насосов, статора и выхлопного коллектора
турбины производилась при гидростатических испы-
таниях до разрушения с замером деформаций инди-
каторами, при этом на корпусах и крышках насо-
сов в наиболее нагруженных местах осуществля-
лось тензометрирование.
Так как разрушения корпуса и крышки насоса
горючего происходили при более низких давлениях,
чем это было задано в документации, толщины их
стенок были увеличены. После усиления стенок кор-
пус и крышка насоса горючего удовлетворяли
предъявляемым требованиям прочности и жесткости
так же, как и остальные корпуса, крышки и свар-
ные узлы.
Фиг. 259. Рабочая характеристика насоса окис-
лителя:
Др —напор насоса; N — мощность насоса; Т| — к. и. д, на-
соса; Go — расход окислителя; число оборотов — 9300 в ми-
нуту
Фиг. 260. Рабочая характеристика насоса горю-
чего:
Др —напор насоса; N — мощность насоса; 1]— к. п. д. на-
соса; Gr — расход горючего; число оборотов — 9300 в ми-
нуту
Фиг. 261. Кавитационная характеристика насоса
окислителя:
Др —напор насоса; Рвх —давление на входе в иасос;
число оборотов — 9300 в минуту; расход окислителя —
216 кГ/сек
Фиг. 262. Кавитационная характеристика насоса горю-
чего:
Др —напор насоса; рвх — давление на входе в насос; число
оборотов — 9300 в минуту: расход горючего — 86,4 кГ/сек
129
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИГАТЕЛЯ РД-216
Отработка подшипников и уплотнений
насосов
На специальных установках проводились испы-
тания по проверке работоспособности шарикопод-
шипников, торцевых и манжетных уплотнений. Про-
верка работоспособности подшипников и манжет-
ных уплотнений производилась при сочетании наи-
худших условий, которые могут возникнуть при ра-
боте двигателя с учетом возможного изменения тем-
пературы.
По результатам испытаний были выбраны: оп-
тимальная конструкция шарикоподшипников, сдво-
енная конструкция манжетных уплотнений, марка
резины для манжетных уплотнений, материал тру-
щегося элемента торцевого уплотнения.
Доводка насосов при работе на воде
В гидравлической лаборатории проводились ис-
пытания насосов на воде для проверки соответствия
расчетных параметров (напора, к. п. д., всасываю-
щей способности) фактическим (см. характеристики
фиг. 259—262). Из-за недостаточной мощности стен-
дов испытания насосов проводились на пониженном
числе оборотов.
а) Доводочные работы, имевшие целью повы-
шение всасывающей способности насосов окисли-
теля и горючего, сводились к выбору оптимальных
вариантов шнеков или осевых крыльчаток. Были
изготовлены и испытаны двухзаходные шнеки с пе-
ременным шагом, трехзаходные с постоянным ша-
гом и осевые крыльчатки. На основании проведен-
ных испытаний в насосы окислителя и горючего бы-
ли установлены трехзаходные шнеки, обеспечиваю-
щие при достаточной прочности наилучшую всасы-
вающую способность.
б) При первых испытаниях насоса окислителя
были отмечены случаи повреждения (надиры на
буртах крыльчатки и кольцах) и выхода из строя
плавающего лабиринтного уплотнения, состоящего
из пары — стальное кадмированное кольцо и бурт
центробежной крыльчатки с твердым анодировани-
ем. В насосе горючего также имели место случаи
повреждения поверхностей лабиринтной пары, со-
стоявшей из бронзового кольца и бурта крыльчатки
с твердым анодированием. В связи с этим появилась
необходимость в подборе работоспособной лаби-
ринтной пары. Наиболее надежной оказалась па-
ра— плавающее кольцо из сплава АВ с твердым
анодированием, и хромированный бурт центробеж-
ной крыльчатки. Эта пара и была введена в оба
насоса.
в) При испытаниях насосов производились заме-
ры осевых усилий, возникающих в насосах и дейст-
вующих на подшипники, а также исследовалось
влияние диаметрального зазора между плавающи-
ми кольцами и буртами центробежной крыльчатки
на величину осевого усилия. Было обнаружено, что
для разгрузки подшипника вала насоса горючего
от осевого усилия до допустимой для подшипника
величины необходимо превышение величины диа-
метрального зазора между буртом центробежной
крыльчатки и лабиринтом, установленным со сторо-
ны корпуса насоса, над величиной аналогичного за-
зора со стороны крышки насоса. Это требование
введено в техническую документацию на турбона-
сосный агрегат.
г) При разборках насосов после испытаний не-
однократно наблюдалась значительная кавитацион-
ная эрозия на входных участках лопаток центро-
бежных крыльчаток. Было отмечено влияние на ве-
личину эрозии взаимного положения выходных кро-
мок лопаток шнеков и входных кромок лопаток
Фиг. 263. Зависимость мощности и к. п. д. турбины от
числа оборотов:
давление па входе в турбину —57 ата-, температура рабочего
тела — 1100° К
центробежных крыльчаток. В связи с этим прово-
дились испытания по выбору оптимального распо-
ложения шнеков относительно центробежных крыль-
чаток и введена фиксация данного расположения.
Доводка турбонасосного агрегата
на стенде при работе насосов
на воде, турбины — на продуктах
разложения перекиси водорода
При горячих испытаниях турбонасосного агрега-
та были проверены прочность основных деталей и
узлов турбины и насосов, а также надежность рабо-
ты турбонасосного агрегата на номинальном и фор-
сированном по оборотам режимах.
а) После первых испытаний выявилась необхо-
димость в уточнении величины потребного расхода
газа через турбину. В связи с этим в сопловом ап-
парате были уменьшены диаметры критических се-
чений сопел и перепрофилированы сопловые отвер-
стия.
б) Для уменьшения коробления статора, возни-
кающего из-за разницы рабочих температур стато-
ра и стыкуемого с ним через шпонки корпуса насоса
при малых диаметральных зазорах по шпилькам,
стягивающим указанный пакет деталей, были уве-
Фиг. 264. Зависимость мощности турбины и расхода ра-
бочего тела от давления на входе:
число оборотов — 9300 в минуту: температура рабочего те-
ла — 1100“ К
личены зазоры между корпусом насоса и шпилька-
ми. При этом отверстия в лапах корпуса были вы-
полнены овальной формы. Это позволило бобыш-
кам статора при нагреве перемещаться вместе со
шпонками в радиальном направлении (по шпоноч-
ным пазам в лапах).
в) Кожух турбины, состоящий из металличе-
ской оболочки, расположенной внутри нее сетки и
находящейся между ними стеклянной ваты, не обес-
печивал требуемую теплоизоляцию при испытаниях,
поэтому он был заменен мягким кожухом, теплоизо-
лирующим материалом в котором являлось термо-
стойкое каолиновое волокно.
Полученные при испытаниях характеристики
турбины представлены на фиг. 263 и 264.
Доводка турбонасосного агрегата
и а натурных к о м п .о и е н т а х в
составе двигателя
а) В процессе отработки двигателя имели места
случаи поломок однослойного сильфона торцевого
уплотнения, установленного в крышке насоса окис-
лителя. В результате замены однослойного сильфо-
на в торцевом уплотнении двухслойным значитель-
но увеличилась прочность и случаев поломок силь-
фонов в дальнейшем не наблюдалось.
б) Для уменьшения коробления направляющего
аппарата из-за разницы температурных деформа-
ций статора и направляющего аппарата была уве-
личена жесткость последнего путем увеличения тол-
щины наплавленного металла в месте соединения
лопаток с сегментом и обеспечена возможность пе-
ремещения направляющего аппарата относительно
статора за счет выполнения овальных отверстий в
сегменте вместо круглых.
После проведения конструктивных мероприя-
тий, необходимость которых выявилась в процессе
доводочных испытаний, турбонасосный агрегат по-
казал высокую степень надежности, высокую эко-
номичность и полное соответствие параметров тех-
ническим требованиям.
130
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-216
Фиг. 265. Клапан горючего [105]:
/, 9 —крышки; 2 — пружина; 3, 4 — манжеты; 5, 8 —корпуса; 6 — клапан; 7 —шайба; /0 — кольцо
Фиг. 266. Клапан горючего
В данном разделе рассматриваются агрегаты
автоматики, входящие в системы питания двигателя
РД-216 окислителем и горючим (клапан окислите-
ля, клапан горючего, сливные вентили, пиромем-
бранный клапан горючего, пироклапаны, пиромем-
бранный клапан окислителя, редукторы давления
окислителя и горючего, редуктор давления азота) и
в пусковую систему (блоки обратных клапанов,
обратные клапаны, клапан автозаправки, пирокла-
паны, предохранительный клапан). На всех агре-
гатах, которые срабатывают от пиропатронов, уста-
навливается по два пиропатрона для увеличения
надежности срабатывания (в случае отказа одного
из пиропатронов).
Клапан горючего (фиг. 265) предназначен для
управления подачей горючего в камеры сгорания и
для дренажа горючего после выключения двигате-
ля для снижения импульса последействия. Кроме
того, из клапана через штуцер в крышке 1 произво-
дится отбор горючего в газогенератор. Перекрытие
магистрали осуществляется клапаном 6, в тарель
которого запрессовано уплотнение из фторопласта.
Работает клапан следующим образом. До вклю-
чения двигателя клапан закрыт усилием пружины,
при этом клапан 6 уплотнительным кольцом прижат
к седлу корпуса 5. При включении двигателя нара-
стает давление горючего на входе в клапан. Как
только сила давления горючего на кольцевую пло-
щадь, ограниченную внутренним диаметром манже-
ты 3 и диаметром седла корпуса 5, превысит силу
сжатия пружины, клапан 6 отойдет от седла корпу-
са, открывая доступ горючему в камеры сгорания;
в связи с увеличением площади клапана, на кото-
рую действует давление (до наружного диаметра
манжеты 4), дальнейшее открытие клапана (до упо-
ра в торец кольца 10) происходит резко.
При отключении двигателя падает давление го-
рючего на входе. По достижении определенного дав-
ления на входе от системы управления подается
команда на срабатывание пиропатронов, установ-
ленных в гнездах С корпуса 8 (пиропатрон заимст-
вован из ранее описанного двигателя РД-107). Дав-
лением пороховых газов, образующихся в результа-
те воспламенения пирозарядов, через смазку, за-
полняющую пространство между корпусом 8 и
крышкой 9, срезается перемычка В корпуса 8. Дав-
лением горючего центральная часть корпуса 8,
крышка 9 и шайба 7 выбрасываются из клапана.
обеспечивая тем самым сброс горючего из заруба-
щечного пространства камеры сгорания в окружаю-
щую среду.
Как только сила сжатия пружины превысит силу
давления горючего на кольцевую площадь, ограни-
ченную наружным диаметром манжеты 4 и внутрен-
ним диаметром манжеты 3, клапан 6 начинает пе-
ремещаться вверх н плотно прижимается уплотни-
тельным кольцом к седлу корпуса 5. Клапан за-
крыт.
Основные детали клапана горючего изготовлены
из следующих материалов: крышки 1 и 9, клапан 6
и корпус 8 — из алюминиевого сплава АВ; корпус
5 — из алюминиевого сплава АЛ4, пружина 2 — из
стали 50ХФА.
17*
131
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-216
Фиг. 267. Клапан окислителя [106]:
/ — траверса; 2 —-пружина; 3 — корпус; тарель; 5 —кольцо; 6 — гайка; 7 —прижим; Л —мем-
брана; 9— штанга; /(/—разрывной болт; // — опора
патронов, конструкция которых и
принцип работы идентичны кон-
струкции и принципу работы пиро-
патрона, установленного на клапане
горючего.
Основные детали пироклапана
изготовлены из следующих материа-
лов: корпус и угольник — из алюми-
ниевого сплава АК6, клапан 2 — из
алюминиевого сплава АВ, втулка 3
и уплотнитель 8 — из алюминиевого
сплава АМгЗ, стакан 4 — из стали
Х18Н10Т, направляющая — из алю-
миниевого сплава Д16, гайка 9 — из
стали 38ХА, поршень — из стали
ЭИ654.
Работает пироклапан следующим
образом. При выключении двигате-
ля подведением напряжения к пиро-
патронам, установленным в угольни-
ке, воспламеняются пирозаряды.
Образующиеся при сгорании пироза-
рядов газы выпрессовы'вают пор-
шень из угольника и передают уси-
лие через поршень и уплотнитель 8
на втулку 3. Уплотняющий бурт X
втулки срезается.
По мере движения пакета, со-
стоящего из деталей 2, 3, 8 и 10, вниз
открывается дренаж из жидкостной
полости ппроклапапа (через про-
дольные пазы на втулке, отверстия
М в направляющей и дренажный
штуцер Е в корпусе). Затем уплот-
нитель заклинивается в направляю-
щей, разобщая полости газа и жид-
кости. Поршень, перемещаясь вниз
п выходя из угольника, открывает
доступ пороховым газам к отверсти-
ям Н направляющей 6, через кото-
рые они сбрасываются в окружаю-
Клапан окислителя (фиг. 267) предназначен для
управления подачей окислителя ,в камеру сгорания.
Клапан имеет следующие конструктивные осо-
бенности.
Две полости — входная и выходная — разделе-
ны мембраной 8, которая обеспечивает до начала
работы двигателя герметичность магистрали при
суммарном давлении от гидростатического напора
окислителя и наддува бака.
Мембрана со стороны входа в клапан прижата к
торцу тар ели 4 прижимом 7, кольцо 5 ввертывается
до упора в прижим 7, что исключает возможность
среза мембраны при пневмоиспытаниях двигателя
(при подаче сжатого воздуха со стороны выхода).
Клапан удерживается в закрытом состоянии раз-
рывным болтом 10. На этот болт надета траверса 1,
на которую опирается штанга 9. Зазоры в соедине-
нии «штанга — траверса—болт» выбирает пружи-
на 2, прижимая штангу к траверсе, а траверсу — к
разрывному болту. Величиной ввертывания болта
10 в опору 11 регулируется положение торца М та-
рели 4 относительно торца К корпуса 3 до их сов-
мещения в одной плоскости для исключения надры-
ва мембраны от давления на входе до запуска дви-
гателя.
Основные детали клапана изготовлены из следу-
ющих материалов: траверса 1 и пружина 2 — из
стали Х18Н10Т, корпус 3 — из алюминиевого спла-
ва АВ, мембрана 8 — из алюминия АД1, разрывной
болт 10 — из алюминиевого сплава АМгЗ.
Работает клапан следующим образом. До пуска
двигателя клапан закрыт. При запуске двигателя
растет давление окислителя на входе в клапан. При
давлении, равном 25—30 ати, суммарным усилием
Фиг. 268. Клапан окислителя
пружины п давления окислителя на площадь, огра-
ниченную наружным диаметром тарели 4, рвутся
болт 10 по шейке С и мембрана 8. Пакет деталей 1,
9, 4, 7 перемещается до упора в дно корпуса 3. Кла-
пан открыт.
Пироклапан горючего (фнг. 269) предназначен
для прекращения подачи горючего в газогенератор
при выключении двигателя. Перекрытие магистра-
ли осуществляется клапаном 2.
Жидкостная полость Б герметизирована резино-
вым уплотнительным кольцом 5 и буртом /< втул-
ки 3. Дренажная полость А герметизирована по ме-
сту соединения направляющей 6 с корпусом 1 рези-
новым уплотнительным кольцом 7. Поршень 10
впрессован в угольник 11. Две резьбовые бобышки
на угольнике предназначены для ввертывания пиро-
Фиг. 269. Пироклапан горюче-
го [107]:
/ — корпус; 2~ клапан; 3~ втулка:
‘/ — стакан; 5, 7 —кольца; 6 — на-
правляющая; 8 — уплотнитель;
9 — гайка; 10 — поршень; 11 — уголь-
ник
132
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-216
щую среду. Клапан 2 с втулкой и
уплотнителем под действием давле-
ния газов и за счет кинетической
энергии движущихся деталей про-
должает двигаться вниз и заклини-
вается по конусной поверхности в.
корпусе, чем осуществляется герме-
тичное перекрытие магистрали.
Фиг. 270, Пироклапан горючего
Фиг. 271. Пироклапан окислителя [108]:
/ —штуцер; 2, 7 —гайки; .3 —мембрана;
4— корпус; 5 — угольник; 6 — манжета;
8 — клапан
Пироклапан окислителя (фиг. 271) предназна-
чен для прекращения подачи окислителя в газоге-
нератор при выключении двигателя.
Перекрытие магистрали осуществляется клапа-
ном 8. В угольнике 5 устанавливаются два пиропат-
рона. Конструкция и принцип работы пиропатрона
идентичны конструкции и принципу работы пиро-
патрона, установленного на клапане горючего.
Основные детали пироклапана изготовлены ня
следующих материалов: корпус 4— из стали
Х18Н10Т, угольник 5 — из алюминиевого сплава
АК6, манжета 6—из стали ЭИ654, клапан 8 — из
алюминиевого сплава АМгЗ, гайка 7 — из стали
38ХА, мембрана >3 — из алюминиевого сплава
АМгА, штуцер 1 — из стали 2X13.
Работает пироклапаи следующим образом. При
подаче напряжения к пиропатронам последние вос-
пламеняются. Давлением газов, образующихся при
сгорании пирозарядов, пакет деталей, состоящий из
манжеты 6 и клапана 8, перемещается вниз (после
среза буртика А) до заклинивания клапана по ко-
нусной поверхности корпуса. Пироклапаи закрыт.
Для уменьшения гидравлического удара при за-
крытии клапана в нем предусмотрена специальная
демпферная полость за мембраной со стороны шту-
цера 1. В момент срабатывания пироклапана разру-
шается мембрана, объем жидкостной полости кла-
пана увеличивается и давление в ней снижается.
Клапан автозаправки (фиг. 272) предназначен
для автоматической заправки горючим пускового
бачка и для разобщения пусковой системы с основ-
ной системой магистрали горючего после запуска
двигателя.
Две жидкостные полости клапана А и Б разделе-
ны резиновыми манжетами 4 и 8. Входной штуцер
корпуса 5 соединяется с полостью на входе в насос,
выходной штуцер корпуса — с трубопроводом ма-
гистрали пускового бачка горючего. К штуцеру
крышки 1 подводится давление горючего, отбирае-
мого непосредственно за насосом. Магистраль авто-
заправки перекрывается клапаном 6, в тарель кото-
рого впрессовано фторопластовое уплотнительное
кольцо.
Основные детали клапана изготовлены из следу-
ющих материалов: крышка 1, шток 2 и клапан 5 —
из алюминиевого сплава АВ, пружина 3 и пружи-
на 9 — из стали ОВС, корпус — из алюминиевого
сплава АК8.
Работает клапан следующим образом. В закры-
том положении силой пружины 9 клапан 6 прижат
фторопластовым уплотнительным кольцом к седлу
корпуса. При этом шток прижат усилием пружи-
ны 3 к дну крышки. После срабатывания пиромем-
бранного клапана, установленного на входе в насос,
горючее поступает к входному штуцеру корпуса.
Под действием давления столба жидкости (на пло-
щадь, ограниченную седлом корпуса), преодолева-
ющего усилие пружины 9, клапан 6 отходит от сед-
ла и перемещается вниз до упора в торец штока,
обеспечивая поступление горючего в пусковой ба-
чок до полного его заполнения. Как только давле-
ние горючего в пусковом бачке и на входе в клапан
автозаправки сравняются, клапан 6 усилием пру-
жины 9 вновь прижмется уплотнительным кольцом
к седлу корпуса.
При подаче давления наддува в пусковой ба-
чок (а следовательно, и к выходному штуцеру кла-
пана) к усилию пружины 9, прижимающей клапан
6 к седлу, добавляется сила от этого давления, что
обеспечивает надежное разобщение полости пуско-
вого бачка и полости входа в клапан. При работе
двигателя давление на выходе из насоса горючего,
а значит, и в полости Б клапана автозаправки ра-
стет. Таким образом, после опорожнения пускового
бачка клапан остается закрытым, так как под дей-
ствием силы давления горючего в полости Б на пло-
щадь, ограниченную внутренним диаметром манже-
ты 8, шток 2, преодолевая усилие пружины 3, пере-
мещается вверх и прижимает плотно клапан 6
уплотнительным кольцом к седлу корпуса.
Пироклапан (фиг. 274) предназначен для разде-
ления магистралей двигателя и бака окислителя
ракеты, находящегося в заправленном состоянии,
в целях предотвращения воздействия паров окисли-
теля на элементы двигателя до заправки пускового
бачка, а также для сообщения пускового бачка
окислителя с газовой подушкой бака окислителя
ракеты при заправке пускового бачка.
Герметичное разделение полости бака и пуско-
вого бачка осуществляется буртиком К клапана 4,
который зажимается штуцером 5. Штуцер 5 соеди-
няется с трубопроводом, идущим в газовую подуш-
ку бака ракеты. Входным штуцером пироклапаи со-
единяется с пусковым бачком. В штуцера М уста-
навливаются пиропатроны.
Основные детали пироклапана изготовлены из
следующих материалов: корпус 1 — из алюминиево-
го сплава АК6, упор 2— из алюминиевого сплава
Д16, поршень 3— из титанового сплава ВТ6, кла-
пан 4 — из стали 1Х17Н2, штуцер 5 — из алюмини-
евого сплава АВ, втулка 6 — из фторопласта.
Работает пироклапан следующим образом. Пе-
ред заправкой пусковой системы двигателя подает-
ся напряжение к пиропатронам, последние воспла-
меняются. Силой давления пороховых газов на пор-
шень 3 срезается буртик К клапана 4. Клапан пере-
мещается влево и заклинивается конической
частью Н в корпусе, обеспечивая свободный проход
окислителя через пироклапан. После срабатывания
пирозарядов пороховые газы остаются в замкнутом
объеме А.
Для разделения магистралей двигателя и бака
горючего ракеты, а также для сообщения пусково-
го бачка горючего с газовой подушкой бака горю-
чего ракеты при заправке пускового бачка приме-
няется пироклапаи (фиг. 275), конструкция и прин-
цип работы которого идентичны конструкции и
принципу работы пироклапана, приведенного на
фиг. 274. Отличие заключается в меньшем сечении
входа и выхода клапана.
Фиг. 274. Пироклапаи [ПО]:
/ — корпус; 3 — упор; 3 — поршень; 4 — клапан; 5— штуцер; 6 — втулка;
7 —пробка
Фиг, 275. Пироклапан
133
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-216
вход
6 7 8 9 10
3 4 5
17
Фиг. 276. Редуктор давления окислителя
20 С
19
18
Управляющее
давленые
воздуха
л — Лильто- 7 is, ‘19 — клапаны; 10, '20 — штоки; 15 — предохранительный клапан;
1 и’ ’ устройство; 17 — электромагнит; 21 — корпус
Вход
Выход
6 /
5
Фиг. 277. Редуктор давления окислителя [111]:
/ — корпус; 2 крышка; 3 — сильфонный узел; 4 — пружина;
лотник; 6’ — гильза
5 — зо-
Редуктор давления окислителя (фиг. 277)
жит для поддержания заданного давления окисли-
теля на входе в газогенератор при работе двига-
теля.
В отличие от ранее описанных редукторов в ка-
честве разделительного и чувствительного элемента
используется сильфонный узел 3, разделяющий
управляющую А и рабочую Б полости. Сильфон-
ный узел 3 состоит из сильфона и приваренных к
нему аргонодуговой сваркой пяты и основания. Ос-
нование сильфонного узла через прокладки зажато
между корпусом 1 и крышкой 2. Д пяте сильфонно-
го узла с помощью пружины 4 прижат золотник 5,
слу-
помещающийся в гильзе 6. Гильза и золотник име-
ют прорези, образующие дросселирующую щель.
Принцип работы редуктора основан па сравне-
нии и поддержании постоянной разницы между вы-
ходным давлением и давлением в управляющей по-
лости, подводимых к чувствительному элементу
редуктора — сильфонному узлу 3.
Если в силу каких-либо причин давление па вы-
ходе из редуктора (в полости Б) понижается (или
повышается) при неизменном давлении в управля-
ющей полости А, пята сильфона с прижатым к иен
золотником 5 будет перемещаться вниз (вверх),
открывая (закрывая) щели в гильзе. При этом рас-
ход и, следовательно, давление па выходе из редук-
тора будут повышаться (понижаться) до тех пор,
пока не восстановится равновесие сил, действую-
щих на сильфон. Таким образом, давление на вы-
ходе из редуктора следит за давлением в управля-
ющей полости. Изменение управляющего давления
азота приводит к изменению настройки редуктора,
т. е. к изменению давления жидкости на выходе из
редуктора.
Основные детали редуктора выполнены из сле-
дующих материалов: корпус 1 и крышка 2 — из
алюминиевого сплава АД6, золотник 5 и гильза 6—
из стали 9X18, сильфонный узел 3— из стали
Х18Н10Т.
Редуктор давления горючего служит для под-
держания заданного давления горючего на входе
в газогенератор при работе изделия.
Фиг. 278. Редуктор давления азота
///—регулировочные винты; 2, 11 — пружины; 3, /2—втулки; 4,8, 13 — манжеты; 5, > —седла;
-------------------------------------- ----------------л -------- jq—травящее
Конструкция и работа редуктора аналогичны
работе и конструкции редуктора перекиси водо-
рода, используемого в двигателе РД-213 и описан-
ного ранее.
Для управления редукторами давления окисли-
теля и горючего в двигателе применен редуктор
давления газообразного азота, изображенный на
фиг. 278.
По применяемым материалам и принципу ра-
боты данный редуктор аналогичен редуктору дав-
ления, описанному в разделе автоматики двига-
теля РД-107 третьей части Альбома. Отличие зак-
лючается в том, что для перенастройки редуктора
на низкое выходное давление, необходимое для ра-
боты двигателя на режиме дросселирования, в нем
установлен электромагнит 17.
При срабатывании электромагнита клапан 18
перекрывает отверстие в корпусе 21, соединяю-
щееся с полостью С, и открывает дренаж. Давле-
ние азота в полости Д падает, усилие от давления,
действующее на втулку 12, уменьшается, н она пере-
мещается вправо. В результате прикрывается щель
между клапаном 7 и седлом 9. Давление азота на
выходе редуктора уменьшается до требуемого зна-
чения.
Для уменьшения габаритов и веса редуктора
оси узлов первой и второй ступеней редуцирования
смещены и детали этих узлов сближены.
Для обеспечения стабильной работы редуктора
давления азота на нем устанавливается подогрева-
тель, который по конструкции и принципу работы
Б-Б
Выход
к манометру
[112]:
аналогичен описанному в разделе автоматики дви-
гателя РД-107 третьей части Альбома.
Предохранительный клапан (фиг. 279) исполь-
зуется для сброса избыточного давления азота при
наддуве пускового бачка горючего в случае повы-
шения давления выше заданного, па которое настро-
ена пружина клапана.
Корпус 6, клапан 5 и опора 1 в данном клапане
изготовлены из стали 1Х17Н2, пружина 4 — из
стали XI8H10T, кожух 3 — из алюминиевого сплава
АК6, стакан 2— из алюминиевого сплава АВ.
Сливной вентиль, предназначенный для слива
компонентов из магистралей двигателя в случае
песостоявшегося пуска, аналогичен по конструкции
и принципу
описанному
РД-212.
работы сливному вентилю окислителя,
в
разделе автоматики двигателя
Фиг. 279. Предохранительный клапан [113];
•опора; 2 — стакан; 3 — кожух; 4 — пружина;
клапан; 6 — корпус
134
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-216
Фиг. 280. Обратный клапан с фильтром [114]:
/ — штуцер; 2 —фильтр; 3 — корпус; /—кольцо; 5 —клапан; « — пру-
жина; 7 — прокладка; 8 — крышка
Обратный клапан с фильтром (фиг. 280) уста-
навливается на линии заправки пускового бачка
окислителя и служит для исключения вытекания
окислителя из пускового бачка на вход в насос при
запуске двигателя. Фильтр предназначен для пред-
отвращения попадания в клапан твердых частиц,
образующихся при срабатывании пиропатрона в
пиромембранном клапане, стоящем на входе в на-
сос окислителя.
Корпус 3, пружина 6 и корпус фильтра 2 выпол-
нены из стали Х18НГ0Т, штуцер 1—из стали 2X13,
крышка 8 — из алюминиевого сплава АВ, кла-
пан 5—из фторопласта и кольцо 4 — из алюминие-
вого сплава АД1.
Клапан работает следующим образом. После
открытия пиромембранного клапана на линии
окислителя последний под гидростатическим давле-
нием поступает к входному штуцеру клапана 1, под
действием давления окислителя клапан 5 отходит
от седла (преодолевая усилие пружины 6), обеспе-
чивая тем самым заполнение окислителем пуско-
вого бачка. После заполнения бачка проток окис-
лителя через обратный клапан прекращается и кла-
пан 5 под действием пружины садится на седло.
Обратный клапан (фиг. 281) используется для
перекрытия воздушной магистрали наддува пуско-
вого бачка окислителя после отрыва изделия от
пускового стола.
Корпус клапана 5 и пружина <3 выполнены из
стали Х18Н10Т, крышка 1 — из алюминиевого
сплава АВ, клапан 4 — из фторопласта.
Фиг. 281. Обратный клапан
[115]:
1 — крышка; 2— прокладка; 3 —
пружина; 4 — клапан; 5 — корпус
Фиг. 282. Обратный клапан [116]:
/ — клапан; 2 — седло; 3 —прокладка; 4~
корпус: 5—пружина
Клапан работает следующим образом. При под-
ведении к входному штуцеру клапана воздуха (под
давлением наддува) последний, преодолевая усилие
пружины 3, открывает клапан и поступает в бачок,
обеспечивая вытеснение окислителя в газогенера-
тор. При сбросе давления со стороны входного шту-
цера клапан 4 закрывается усилием пружины 3 и
давлением во внутренней полости клапана.
Обратный клапан (фиг. 282) уставаливается на
магистрали наддува пускового бачка горючего и
служит для перекрытия данной магистрали при от-
рыве изделия от пускового стола.
Корпус 4 и седло 2 выполнены из алюминиевого
сплава АВ, пружина 5 —из стали Х18Н10Т, кла-
пан 1 —из алюминиевого сплава АВ с завулкани-
зированным в него резиновым уплотнением.
Работа данного обратного клапана полностью
аналогична работе клапана, приведенного на
фиг. 281.
Блок обратных клапанов (фиг. 283) служит для
управления подачей окислителя в газогенератор.
В блок обратных клапанов входят два обратных
клапана 1 и 6. Клапан 1 управляет подачей в газо-
генератор окислителя из пускового бачка, а кла-
пан 6 — подачей окислителя в газогенератор по ос-
новной магистрали (от насоса).
Уплотняющее кольцо 10 служит для исключения
перетекания окислителя из внутренней полости
блока в дренажную магистраль при запуске и после
выхода двигателя иа режим.
Пружины 4, 8 и 13 выполняются из стали
Х18Н10Т, корпус 5, гнездо 7 и гильза 9 — из стали
2X13, штуцер 2 и крышка /2 —из алюминиевого
сплава АВ, клапаны 1, 6 и кольцо 10 — из фторо-
пласта.
Фиг. 283. Блок обратных клапанов [117]:
I, « — клапаны; 2 — штуцер; «—прокладка; 4, 8, 13 —
пружины; 5 — корпус; 7 —гнездо; 9 — гильза; 10 — коль-
цо; // — прокладка; /2 —крышка
Работает блок обратных клапанов следующим
образом. Перед пуском двигателя клапаны 1 и 6
закрыты и препятствуют доступу окислителя в газо-
генератор из пускового бачка и из основной маги-
страли. При пуске двигателя поступающий под
давлением наддува из пускового бачка окислитель
открывает клапан 1, перемещая его до упора в кор-
пус 5, и через выходной штуцер попадает в газоге-
нератор. Давление окислителя в полости блока
преодолевает усилие пружины 13 и отжимает гиль-
зу 9 до упора в фторопластовое кольцо 10 и крыш-
ку 12. Этим же давлением клапан 6 плотно прижи-
мается к седлу корпуса 5. По мере роста оборотов
ТНА давление окислителя, подводимое к блоку от
насоса окислителя, преодолевает действующее на
клапан 6 суммарное усилие от давления окисли-
теля, поступающего из пускового бачка, и от пру-
жины 8\ клапан 6 при этом открывается, обеспечи-
вая доступ окислителя из насоса в газогенератор.
Вслед за этим, когда суммарное усилие на кла-
пане 1 от давления окислителя во внутренней по-
лости блока и от пружины 4 превысит силу, дей-
ствующую на этот клапан при протоке через него
окислителя из пускового бачка, клапан 1 закрыва-
ется, разобщая пусковой бачок и внутреннюю по-
лость блока обратных клапанов.
Фиг. 284. Блок обратных клапанов [118]:
1 колпачок; 2 — гайка; 3, 7, 12—пружины; 4 — стакан; 5 — манжета;
6—кольцо; 8—корпус; 9, II—клапаны; 10 — прокладка;
13 — штуцер
После отключения двигателя давление на входе
в блок падает и клапан 6 закрывается пружи-
ной 13.
Блок обратных клапанов горючего (фиг. 284)
служит для управления подачей горючего в газоге-
нератор.
Блок обратных клапанов включает два обрат-
ных клапана 9 и 11. Клапан 9 управляет подачей
в газогенератор горючего из основной магистрали,
а клапан 11 — из пускового бачка. Клапан 11 цен-
трируется в корпусе 8. Прижатие клапана к седлу
штуцера 13 осуществляется пружиной 12. Стакан 4
служит опорой для манжеты 5 и направлением для
клапана 9. Пружина 3 через стакан 4 прижимает
клапан 9 к седлу корпуса 8. Между клапаном 9 и
стаканом 4 имеется пружина 7.
Работа данного блока обратных клапанов пол-
ностью аналогична работе блока обратных клапа-
нов линии окислителя (фиг. 283).
Бее основные детали блока обратных клапанов
изготовлены из алюминиевого сплава АВ, пружи-
ны 7 и 12 — из стальной проволоки ОВС, пружи-
на 3 — из проволоки 50ХФА, манжета 5 и колпа-
чок 1 — из резины, в клапаны 9 и И запрессованы
кольцевые фторопластовые уплотнения.
135
УЗЛЫ ОБЩЕЙ СБОРКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-216
W
1
п
12
Насос окислителя
Камера
сгорания
Фиг. 285. Магистраль окислителя:
/— трубопровод: 2 —расходная шайба; 3,
б, 7, 9, 12 — уплотнительные прокладки;
4— клапан окислителя; 5 — узел пиро-
клапана; 8 —стакан; 10, // — крепежные
детали
Камера
сгорания
Фиг. 286. Стык трубопровода с
клапаном окислителя:
/—расходная шайба; 2 —уплат-
нительиая прокладка; 3 — клапан
окислителя; 4 — трубопровод
Фиг. 287. Стык пироклапана с камерой сгорания [119]:
/ — стакан; 2 —клапан; 3 — корпус пироклапана; 4— расходная шайба; 5 —
стопорная шайба; б — накидной фланец; 7 — контргайка; 8 — стопорное коль-
цо; 9 — уплотнительные прокладки; 10 - камера сгорания
Устанавливаемые иа двигателе основные топливные
магистрали двигательных блоков полностью унифици-
рованы.
Магистраль окислителя (фиг. 285) состоит из трубо-
провода 1, клапана окислителя 4 и двух узлов пирокла-
пана 5.
Трубопровод 1 представляет собой трубу, изготовлен-
ную сваркой двух штампованных из листовой стали
половин. С одной стороны к трубе приварен сферический
ниппель с накидным фланцем для крепления к насосу
окислителя, с другой стороны — плоский фланец. Во
фланце имеется внутренняя резьба, в которую при сборке
ввертывается расходная шайба 2. Место стыка трубо-
провода 1 с клапаном 4 изображено на фиг. 286. Герме-
тичность стыка обеспечивается алюминиевой уплотни-
тельной прокладкой 2. Узел пироклапана состоит из гиб-
кого трубопровода, корпуса пироклапана, трубы и
накидных фланцев. Конструкция гибкого трубопровода
аналогична конструкции основного трубопровода маги-
страли горючего, описанной ниже. Корпус пироклапана,
изготовляемый из стали, имеет снаружи две резьбовые
бобышки, в которые устанавливаются пиропатроны.
К клапану окислителя узел пироклапана крепится
с помощью накидного фланца и стопорного кольца. Гер-
метичность стыка обеспечивается алюминиевой уплотни-
тельной прокладкой 6 (фиг. 285). К входному фланцу ка-
меры сгорания пироклапаи крепится с помощью накид-
ного фланца 6 (фиг. 287) и стопорного кольца 8. Герме-
тичность соединения обеспечивается уплотнительными
алюминиевыми прокладками 9. На резьбовую втулку
пироклапана устанавливается расходная шайба 4. Креп-
ление шайбы 4 и контровка клапана 2 осуществляются
гайкой 7 со стопорной шайбой 5.
136
УЗЛЫ ОБЩЕЙ СБОРКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-216
Фиг. 288. Трубопровод горючего:
Л 9 — ниппеля; 2 — стопорное кольцо; 3 — накидной фланец; 4 — муфта; S, 6 — кольца; 7 — гоф-
рированный шланг; 8— оплетка; 10—наконечник
Магистраль подачи горючего от насоса
к камерам сгорания включает клапан горю-
чего и трубопроводы подвода горючего от
клапана к коллекторам камер сгорания.
Трубопровод (фиг. 288) состоит из двух-
слойного гофрированного шланга 7 с оплет-
кой, к которому приварены ниппеля 1и9. Со-
единение концов шланга с ниппелями выпол-
нено с помощью муфт и алюминиевых колец.
К ниппелю 9 приварен литой наконечник 10,
изготовленный из стали 1Х18Н9Л. Трубопро-
вод с помощью накидных фланцев 3 и стопор-
ных колец 2 крепится к клапану горючего и к
камере сгорания. Уплотнение стыка обеспечи-
вается алюминиевой уплотнительной проклад-
кой 2 (фиг. 289).
В месте стыка клапана горючего с насо-
сом устанавливается расходная шайба 1
(фиг. 290), изготовленная из алюминиевого
сплава АЛ4. На уплотнительных торцах шайб
выполнены кольцевые уплотнительные ка-
навки. Герметичность стыка обеспечивается
алюминиевыми прокладками 2, устанавливае-
мыми в кольцевые проточки корпусов насоса
и клапана горючего.
В систему газогенерации (фиг. 291)
двигательного блока входят следующие
агрегаты: газогенератор 6, пироклапа-
ны 4 и 5, жидкостные редукторы давле-
ния 9 и 16, блоки обратных клапанов 10
и 19, распределители 14 и 24 и соединя-
ющие их трубопроводы, а также пуско-
вые бачки 1 и 2.
Трубопроводы горючего системы газо-
генерации имеют приварные сферические
уплотнительные ниппеля, накидные гай-
ки и опорные шайбы. Трубопровод 7 в
отличие от трубопровода 22 имеет при-
варной замерный штуцер и сферический
ниппель с резьбой для установки жик-
лера. Все детали трубопроводов изго-
товлены из нержавеющих стальных труб
со штампованными наконечниками,
имеющими торцевую уплотнительную
поверхность.
Трубопроводы подвода окислителя, а
также сливные и дренажные трубопро-
воды изготовляются из нержавеющих
стальных труб и имеют аналогичную
конструкцию.
Фиг. 290. Стык клапана горючего с насосом:
/ —расходная шайба; 2 — уплотнительные прокладки;
3 — насос горючего; 4— клапан горючего
Фиг. 289. Стык трубо-
провода горючего с ка-
мерой сгорания (клапа-
ном горючего):
/ — камера сгорания (кла-
пан горючего); 2 — уплот-
нительная прокладка; 3 —
стопорное кольцо; 4 — на-
кидной фланец; 5 — трубо-
провод
Фиг. 291. Магистрали питания газогенератора:
/ — пусковой бачок горючего; 2 — пусковой бачок окис-
лителя; 3 — трубопровод подачи окислителя к распреде-
лителю; 4 — ппроклапан горючего; 5 — пироклапан окис-
лителя; 6 — газогенератор; 7 — трубопровод подачи го-
рючего к газогенератору; 8 — трубопровод подачи окис-
лителя к газогенератору; 9, 16 — редукторы давления;
/О, 19 — блоки обратных клапанов; // — трубопровод по-
дачи окислителя к клапану окислителя; /2 — трубопро-
вод заправки пускового бачка окислителя; /3 — трубо-
провод подачи окислителя к блоку обратных клапанов;
14t 24 — распределители; /5 —обратный клапан с филь-
тром; /7 — трубопровод подачи горючего к клапану ав-
тозаправки; 18 — трубопровод подачи горючего к редук-
тору давления; 20 — клапан автозаправки; 21 — трой-
ник; 22 — трубопровод подачи горючего к блоку обрат-
ных клапанов; 23 — трубопровод заправки пускового
бачка горючего; 25 — трубопровод подачи горючего к
распределителю
18 Зак. 0086
137
УЗЛЫ ОБЩЕЙ СБОРКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-216
Фиг, 293, Выхлопной трубопровод:
/> 5 —трубы; 2 — патрубок; 3 — кольцо; 4 — кронштейн
Пусковой бачок горючего (фиг. 294) выполнен сваркой
стальных деталей--цилиндра 3 со сферическими днищами 2
и 6. К сферическому днищу 6 приварены две решетки 7 и 10,
которые служат для равномерного распределения газообраз-
ного азота, поступающего в бачок при его наддуве в целях
предотвращения попадания газа в выходной трубопровод.
В бобышку 9 ввертывается штуцер для присоединения тру-
бопровода, соединяющего пусковой бачок с газовой полостью
топливного бака, и устанавливается жиклер, ограничивающий
расход азота в газовую полость бака при наддуве пускового
бачка.
Выхлопной трубопровод (фиг. 293) пред-
ставляет собой сварной узел, основные детали
которого изготовлены из тонкой листовой
жаропрочной стали.
Два выхлопных трубопровода приварива-
ются к выхлопному коллектору турбины.
Кронштейном 4 трубопровод крепится к кол-
лектору камеры сгорания. Трубы 1 и 5 выпол-
няются с гофрами, обеспечивающими уста-
новку трубопроводов па двигателе и компен-
сацию термических напряжений, возникающих
в процессе работы двигателя.
Фиг. 295. Пусковой бачок окислителя [121]:
1 — тройник: 2 — труба; 3 — штуцер
Горючее из бачка поступает в магистраль через штуцер 12,
через который производится и автозаправка бачка. Крон-
штейны 1 и 5 служат для крепления бачка к раме. Крон-
штейн 4 предназначен для крепления предохранительного
клапана. К. кронштейну 11 крепится пусковой бачок окисли-
теля (фиг. 295), представляющий собой стальную трубу 2 с
приваренными к ней штуцером 3 и тройником 1. Подача окис-
лителя в магистраль и автозаправка бачка осуществляются
через штуцер 3.
Фиг. 296. Мембранный узел го-
рючего:
/ — переходник; 2 — мембрана;
3 — штифт; 4~ гибка; 5 -- корпус;
6 — заглушка; 7 — штуцер; й — на-
кидная гайка; 9 —стопорное кольцо
Мембранный узел (фиг. 296) служит для отделения по-
лости пускового бачка от магистрали наддува. Алюминиевая
мембрана 2 толщиной 1,5 мм имеет подковообразную на-
сечку. Мем'брана зажимается ножевым уплотнением между
корпусом 5 и переходником 1. Этим обеспечивается герме-
тичность соединения. При подаче давления в магистраль
наддува мембрана прорывается по насечке и отгибается по
направлению потока, прилегая к корпусу мембранного узла.
Все детали узла, кроме мембраны, изготовляются из стали
1Х21Н5Т.
Фиг. 294, Пусковой бачок горючего [120]:
/, 5 — кронштейны крепления бачка; 2. б —днища;
3 — цилиндр; 4, 11 — кронштейны; 7, К) — решетки;
8, 9 — бобышки; 12 — штуцер
138
УЗЛЫ ОБЩЕЙ СБОРКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-216
Фиг. 297. Рама двигателя [122]:
12 3 / — трубы 76X2,5 мм; 5, 3 — втулки; S, 7 — трубы 58X2 ММ; 9,10, 11, 12, /3 — трубы
50x2 мм; 14, 15, 16, П — уголки; 18, 20 — пяты; 19 — кница
Рама двигателя (фиг. 297, 298) представляет собой цельносварную
ферменную конструкцию из труб. Для повышения жесткости конструк-
ции узлы соединения труб усилены уголками 14, 15, 16, 17 и кницами 19.
Для крепления рамы двигателя к ракете в верхней части рамы в мес-
тах стыков труб вварено восемь опорных пят 18 и 20. Нижняя часть
рамы образует замкнутый сварной пояс, состоящий из четырех треуголь-
ных равносторонних трубчатых рам, соединенных между собой.
К нижнему поясу рамы приварено 12 резьбовых втулок 5 и 8, которые
служат для крепления камер сгорания к раме двигателя с помощью
шаровых опор.
Все детали рамы двигателя изготовляются из стали 12Х2НВФА.
Фиг. 299. Шаровая опора:
/ — регулировочное кольцо; 2 — подпятник;
3 —шайба; / — гайка; 5 — контргайка; 5 —
шаровая пята; 7 — втулка рамы двигате-
ля; 8 — стакан камеры сгорания
Шаровые опоры (фиг. 299) рамы двигателя позволя-
ют производить регулировку взаиморасположения камер
сгорания двигателя, т. е. выдерживать требуемое рас-
стояние между их осями, параллельность осей, а также
положение срезов сопловых частей камер сгорания вдоль
оси двигателя.
Шаровая пята 6 ввертывается в резьбовую втулку
рамы двигателя. Положение шаровой пяты после регу-
лировки фиксируется контргайкой 5. В стакан шаровой
опоры, приваренный к камере сгорания, вставлено регу-
лировочное кольцо 1. Головка шаровой пяты зажата
между подпятником 2, помещенным внутри регулировоч-
ного кольца, и шайбой 3. Поджатие пяты осуществля-
ется накидной гайкой 4, навернутой на стакан шаровой
опоры.
Радиальное смещение шаровой пяты 6 в стакане опо-
ры осуществляется регулировочным кольцом 1 и подпят-
ником 2, имеющими эксцентриситет посадочных поверх-
ностей по 2 мм. Регулировка обеспечивает смещение оси
шаровой опоры от оси стакана до 4 мм. Конструкция
шаровой опоры допускает также отклонение осн шаро-
вой пяты до 6° за счет поворота головки шаровой пяты
по сферическим поверхностям подпятника и шайбы.
Подпятник 2, шайба 3 и регулировочное кольцо 1 из-
готовляются из стали ЗОХГСНА, материал остальных де-
талей шаровой опоры —сталь 30ХГСА.
139
УЗЛЫ ОБЩЕЙ СБОРКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-216
Фиг. 300. Рама турбонасосного агрегата [1231:
л 18 — ВТУЛКИ; 2, 19, 22 — уголКИ; 3, 5, 6, 8, 13, 14, !>, 17, 21, 23, 29 -
трубы 30X1,5 3MG •/, К), 20, 25—КНИЦЫ; 7, 27 —втулки; .9. 12 — трубы
40X2 д/.к; 10, //—трубы 34X1,5 мм; 24, 28 - ребра; 25 — узел крепле-
ния турбонасосного агрегата
Шаровые опоры (фиг. 301) рамы турбонасосного агрегата позволяют
производить регулировку положения турбонасосного агрегата на двига-
теле.
Шаровая пята 1 ввертывается в резьбовую втулку рамы турбонасос-
ного агрегата. Положение шаровой пяты после регулировки фиксиру-
ется контргайкой 2. В стакан шаровой опоры, приваренный к камере
сгорания, вставлена шайба 3. Головка шаровой пяты зажата между шай-
бой 3 и регулировочной втулкой 4, на выступающую часть которой поса-
жено регулировочное кольцо 5. Поджатие пяты осуществляется гайкой 7,
ввернутой в стакан шаровой опоры. Шайба 6 заведена своим ушком в
паз стакана опоры и исключает возможность проворачивания втулки 4
и кольца 5 при монтаже шаровой опоры.
Радиальное смещение шаровой пяты 1 в стакане опоры осуществля-
ется регулировочной втулкой 4 и регулировочным кольцом 5, имеющими
эксцентриситет внешних цилиндрических поверхностей относительно
внутренних по 1,2 мм. Регулировка обеспечивает смещение оси шаро-
вой опоры от оси стакана до 2,4 мм. Конструкция шаровой опоры допус-
кает также отклонение оси шаровой пяты до 7° за счет поворота головки
шаровой пяты по сферическим поверхностям шайбы 3 и регулировочной
втулки 4.
Шаровая пята 1 изготовлена из стали ЗОХГСНА, контровочная шай-
ба 6-—из стали 12Х2НВФА, материал остальных деталей — сталь
ЗОХГСА.
Узлы крепления турбонасосного агрегата (фиг. 302, 303, 304) обеспе-
чивают монтаж турбонасосного агрегата на раме. При этом узлы исклю-
чают передачу усилий от температурных деформаций корпуса турбо-
насосного агрегата на раму, а также передачу усилий от механических
деформаций рамы на турбонасосный агрегат.
Узел неподвижного крепления цапфы ТНА (фиг. 302) состоит из
втулки 5, приваренной к раме, обоймы 4, вкладыша 3, цапфы 1, при-
крепленной к корпусу турбонасосного агрегата четырьмя шпильками,
кольца 2, крышки 6 и ряда крепежных деталей.
Вкладыш и обойма изготовляются с эксцентриситетом сферической
поверхности относительно цилиндрической поверхности по 3 мм. Регу-
лировка обеспечивает смещение оси цапфы 1 от оси втулки 5 до 6 мм.
После регулировки обойма 4 прижимается крышкой 6. Кольцо 2 и
болт 8 с контровкой его отгпбной стопорной шайбой 7 служат для жест-
кого фиксирования положения одной из боковых опор турбонасосного
агрегата.
Узел подвижного крепления цапфы ТНА (фиг. 303) в отличие от
описанного выше узла (фиг. 302) имеет скользящую посадку цапфы
турбонасосного агрегата. Конструктивно в остальном узлы одинаковы.
Втулки изготовлены из стали 12Х2НВФА, цапфы — из стали ЗОХГСА,
вкладыши, обоймы и крышки — из алюминиевого сплава АК8, кольцо-—
из стали 25, болт — из стали 38ХА.
Узел крепления (фиг. 304) состоит из втулки 3, приваренной к раме,
обоймы 4, вкладыша 5, вилки 1 и пальца 2, прикрепленного к вилке
шпилькой 6.
Обойма во втулке фиксируется раскерппвапием в четырех местах.
К корпусу турбонасосного агрегата вилка 1 крепится четырьмя шпиль-
ками.
Конструкция узла обеспечивает возможность осевого перемещения
турбонасосного агрегата вдоль оси пальца и углового за счет поворота
вкладыша. Вилка, палец, обойма и вкладыш изготовляются из алюми-
ниевого сплава АК8, втулка —из стали 12Х2НВФА, шпилька —из стали
38ХА.
Рама турбонасосного агрегата (фиг. 300) представ-
ляет собой цельносварную ферменную конструкцию из
труб. Для повышения жесткости конструкции узлы со-
единения труб усилены уголками 2, 19 и 22, кницами 4,
16, 20 и 25 и ребрами 24 и 28.
В нижней и средней частях рамы вварены три втул-
ки 7 и 27 для узлов крепления турбонасосного агрегата;
в верхней части рамы специальные резьбовые втулки 1 и
18, приваренные к трубам 9 и 12, служат для крепления
рамы турбонасосного агрегата к камерам сгорания с по-
мощью шаровых опор. В состав рамы входит узел 26 для
крепления турбонасосного агрегата.
Материал всех деталей рамы —сталь 12Х2НВФА.
Фиг. 301. Шаровая опора рамы тур-
бонасосного агрегата:
/ — шаровая пята; 2—контргайка; 3, б —
шайба; 4 — регулировочная втулки; 5 —
регулировочное кольцо; 7 — гайка; 8 — ста-
кан камеры сгорания; .9—втулка ра-
мы ТНА
Фиг, 302. Узел неподвижного крепле-
ния цапфы ТНА:
/„цапфа. 2 — кольцо; 3 — вкладыш; 4 — обоПма;
5 —втулка; б —крышка; 7 — стопорная шайба;
8 — болт
Фиг. 303. Узел подвижного крепления цап-
фы ТНА:
/ — крышка; 2—цапфа; 3 — вкладыш; 4 -обой-
ма; б — втулка
Фиг. 304. Узел крепления турбонасосного
агрегата:
I — пилка; 2— палец; 3 —втулка; 4 —обойма;
5 — вкладыш; 6 — шпилька
140
НАЗЕМНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ ДВИГАТЕЛЯ РД-216
Стартовое двигательное устройство (СДУ) является одним из агре-
гатов наземного оборудования, первоначально применявшимся при
запуске ракет с двигателями РД-216. СДУ (фиг. 305) обеспечивает
наддув пусковых бачков окислителя и горючего и продувку трубопро-
вода горючего для удаления из него воздуха.
Впоследствии пневмоавтоматика СДУ была включена в состав старто-
вого пневмощптка, используемого при подготовке к запуску и пуске ракеты.
Смонтированные в СДУ (фиг. 306) агрегаты образуют пневмолинии
наддува пускового бачка окислителя и бачка горючего, а также линию
с жиклером 6 продувки азотом трубопровода горючего для удаления из
пего атмосферного воздуха. На входе в СДУ установлен фильтр азота 7,
который защищает арматуру от попадания в нее посторонних частиц.
Пневмолинии наддува пусковых бачков окислителя и горючего начи-
наются от нормально закрытого электропневмоклапана, включают пнев-
моклапаны 3, 4 п закапчиваются выходными штуцерами. Пиевмокла-
паны служат для защиты агрегатов СДУ от воздействия паров окисли-
теля и горючего.
Электросхема СДУ представлена на фиг. 307. Питание СДУ электро-
током и подача на него команд производится с пульта управления, с
которым СДУ соединяется кабелем через штепсельный разъем И
(фиг. 308). Рабочее напряжение в электросети равно 27 ± 3 в постоян-
ного тока.
СДУ (фиг. 308) устанавливается непосредственно у стартового стола
п при запуске ракеты подвергается кратковременному воздействию
высокотемпературного пламени; поэтому СДУ выполнено в виде ящика,
имеющего металлический каркас. 1, закрытый со всех сторон стекло-
текстолитовыми панелями. Внутри ящика смонтирована вся пневмоар-
матура. Ящик снабжен двумя серьгами 2 для установки и закрепления
его в рабочем положении, а также четырьмя ножками.
Фиг. 305. Стартовое двигательное устройство (СДУ)
На верхней стенке ящика расположены два штуцера 5 и 7, служащие
для присоединения трубопроводов наддува пусковых бачков окислителя
и горючего (соответственно), а на нижней — штуцер 13 для присоеди-
нения трубопровода подачи азота высокого давления от наземной уста-
новки.
На лицевой панели ящика размещены штепсельный разъем 11, шту-
цер 9 контроля давления на входе в СДУ и трафаретки пневмосхемы и
электросхемы.
Для исключения повышения давления внутри ящика при срабаты-
вании электропневмоклапаиа 14 на нижней стенке ящика установлен
дренажно-пылезащитный клапан 15. При давлении внутри ящика более
0,1 ати резиновая диафрагма клапана отжимается и стравливает азот
в атмосферу.
Аналогичные дренажно-пылезащитные клапаны 3 и 8 применены в
пневмосхеме СДУ для стравливания паров окислителя и горючего. Все
три дренажно-пылезащитных клапана снаружи защищены от повреж-
дений специальными кожухами.
Эксплуатация СДУ производится комплектно с пусковым оборудова-
нием двигателя РД-216. Каждыгй раз после сборки азотных коммуника-
ций, питающих СДУ, производится проверка давления на входе, кото-
рое должно быть в рабочем режиме равно 140 ати.
Фиг. 306. Пневмосхема СДУ:
1 — электропневмоклапан; 2, 5 — дренажно-пылезащитные кла-
паны; 3, 4 — ипевмоклапаны; 6 — жиклер; 7—фильтр
Фиг. 307. Электросхема СДУ:
/--штепсельный разъем; 2 —обмотка
электромагнита ЭПК
Для проверки к штуцеру подвода азота (см. фиг. 306) присоединя-
ется дроссель (фиг. 309), к которому подводится сжатый азот от назем-
ной установки. К штуцеру контроля давления СДУ присоединяется мано-
метр.
К выходным штуцерам СДУ присоединяются жиклеры, имитирующие
сопротивление азотных коммуникации (от СДУ д0 пусковых бачков)
При подаче азота и открытом электропневмоклапане 3 (фнг. 306) дрос-
селем .устанавливается требуемое давление на входе в СДУ. '
Применение системы жиклеров позволило исключить из состава
СДУ ряд сложных агрегатов автоматики: редукторы давления, предо-
хранительные клапаны и вентили.
Перед запуском двигателя сжатый азот через дроссель, фильтр и
жиклер поступает в трубопровод, соединяющий СДУ с пусковым бач-
ком горючего, осуществляя тем самым его продувку. Излишнее давле-
ние азота стравливается через пылезащитный клапан 5. При запуске
подается напряжение на электропневмоклапан 1 и ЭПК открывается.
Давлением сжатого азота пневмоклапаны 3, 4 открываются, закрывая
при этом дренаж, и сжатый азот поступает в пусковые бачки окисли-
теля и горючего. При снятии напряжения электропневмоклапан закры-
вается и стравливает оставшийся в магистралях азот; пневмоклапаны
при этом под действием пружин закрываются, открывая дренаж маги-
стралей за пневмоклапанами,
Фнг. 308. Общий вид СДУ [124]:
/ — каркас; 2 —серьга; 3, 8, /5 — дренажно-пылезащитные клапаны; 4,
9, 13 — штуцера; /0—жиклер; // — штепсельный разъем; 12 — фильтр:
g _ пневмеклапаньг, 5, 7,
/4 _ электроппевмоклапан
141
НАЗЕМНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ ДВИГАТЕЛЯ РД-216
ESS?
Вход
Фиг. 309. Дроссель [125]:
/ — корпус; 2— шток; 3 —кольцо; 4 — заглушка;
,5 — контргайка; 6 — стакан; 7 — шайба; 8 — ман-
жета; .9 —гайка накидная
Автоматика СДУ работает при давлении сжатого азота
до 230 ати.
Пневмоклапан, представленный на фиг, 310, используется
в СДУ в качестве обратного клапана с дренажом. При этом
через клапан могут стравливаться агрессивные пары компо-
нентов топлива.
При подводе к входному штуцеру азота клапан 5, преодо-
левая сопротивление пружины 4, прижимается к седлу штуце-
ра 3 и перекрывает дренаж магистрали за пневмоклапаном.
При сбросе давления азота па входе в пневмоклапан пружина
отжимает клапан к седлу 7. При этом открывается дренаж
азота, а также паров окислителя или горючего из пускового
бачка, проходящих через продольные щели, между гранями
клапана и отверстием в корпусе.
При использовании пневмоклапана в магистрали горюче-
го корпус и штуцер пиевмоклапана изготовляются пз алюми-
ниевого сплава А1<8, а клапан —из сплава АВ. При исполь-
зовании пиевмоклапана в магистрали окислителя корпус и
клапан изготовляются из стали ЭИ654, а штуцер — из стали
2X13. Седло в том и другом случае выполняется из ста-
ли 2X13, а уплотнением в клапане служит фторопласт.
Жиклер (фиг. 311), устанавливаемый на линии продувки
трубопровода горючего, при подводе на вход воздуха давле-
нием 200 ати обеспечивает расход воздуха 140—320 см3/сек.
Дросселирующие шайбы 3 жиклера выполнены из брон-
зы БрАЖМц.
По конструкции и принципу работы электроипевмокла-
паи СДУ аналогичен электропневмоклапану, используемому в
стартовом пневмощитке (ПЩС) двигателей РД-107 и РД-108
(см. третью часть Альбома).
Электромагнит (фиг. 312), устанавливаемый па элсктро-
пиевмоклапане СДУ, отличается от ранее разработанного
тем, что при одном и том же напряжении и ходе якоря он раз-
вивает более высокое усилие тяги. Конструктивными особен-
ностями этого электромагнита являются цилиндрическая
форма обмотки катушки и резьбовое крепление крышки 5.
Для исключения возможности повреждения проводов при
вибрации пространство под клеммной панелью 8 заливается
капроном 14.
Фильтр (фиг. 313) отличается от ранее описанных фильт-
ров, применяемых в наземном оборудовании, только формой
корпуса и креплением фильтрующего элемента.
Дренаж
Вход
Фиг, 310. Пневмоклапан [126]:
/ — корпус; 2, 6 — прокладки; 3 — штуцер; 4— пружина; 5—клапан; 7—седло
Фиг. 311. Жиклер:
I — штуцер; 2 —гайка; 3 — шайба-жиклер; 4 — прокладка; 5 •
шайба; 6 — сетка; 7 — фторопластовое кольцо; 8 — корпус
4
3
5 S
11
14
13
12
15
16
17
9
10
Фиг. 312. Электромагнит:
катушка; 2-- обмотка; 8— якорь; 4 — регулировочный пинт;
9— крышки; 6, Ш, /3 прокладки; 7 — коробка; 8—панель;
ш; 12 -- впит; 14 — капроновое заполнение; /5-кор-
с; 16— стопорное кольцо; /7- накидная гайка
ВхоЗ
Фиг. 313. Фильтр;
/ — штуцер; 2 — прокладка; 3 —наружная сетка;
^/ — проволока; 5 — корпус; 6 — стакан; 7--зам-
ша; 8 — внутренняя сетка
142
НАЗЕМНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ ДВИ ГАТЕЛЯ РД-216
Фиг. 314. Пиевмосхема СДУ [127]:
/ —фильтр; 2, 5, 19— вентили; 3, /7 — редукторы давления; 4, 18 — предохранительные клапаны;
6, 20 — электропневмоклапаиы; 7, 2! — дренажно-предохранительные клапаны; 8, 9 — пневмоклапа-
иы; 10, 11 — реле давления; /2, /5 — баллоны; 13, 14. 16 — манометры
Для поддержания постоянного давления наддува пусковых
бачков в линиях СДУ установлены редукторы давления 3, 17
и предохранительные клапаны 4, 18, а для контроля давле-
ния— реле давления 10, 11 и манометры 13, 14. В дальней-
шем указанные агрегаты, так же как и устанавливаемые в
СДУ вентили 2, 5, 19, манометры 13, 14, 16, электропневмокла-
пан 20 и бачки 12, 15, удалось исключить из состава СДУ в
связи с переходом к наддуву пусковых бачков двигателей че-
рез жиклеры.
Редуктор давления (фиг. 315), специально разработанный
для СДУ, предназначен для снижения давления с 230 ати до
140—80 ати на выходе из редактора. Корпус 8 редуктора
давления представляет собой сложную деталь из алюминие-
вого сплава АВ с двумя выходными штуцерами и резьбовой
бобышкой, иа которой крепится корпус фильтра 23 с фильт-
рующим элементом 1. В редукторе применен разгруженный
от давления редуцирующий клапан 21. Полость низкого дав-
ления редуктора уплотняется манжетой 19.
Для исключения повышения давления на выходе из редук-
тора (в случае негерметичности посадки клапана 21 на сед-
ло 6) в нем имеется плунжер 18 с набором жиклерных шайб
и фильтрующим элементом, защищающим от засорения от-
верстия в шайбах. Через систему жиклерных шайб неболь-
шое количество воздуха с выхода редуктора постоянно страв-
ливается в кожух пружины 16 и через отверстия в кожухе, за-
крытые резиновым пылезащитным кольцом 10, воздух выхо-
дит в атмосферу.
Крепление редуктора к стенке корпуса СДУ осуществля-
ется с помощью фланца 12, который на кожухе пружины 16
закреплен проволочным кольцом 15 и имеет свободное пере-
мещение по окружности.
Корпус фильтра и проставка выполнены из стали 38ХА,
клапан и штифт — из 2X13, фланец и корпус пружины — из
Ст20, пружина 9 — из проволоки 50ХФА, а пружина 5 —из
ОВС. Уплотнение седла редуктора выполнено из капролак-
тама.
Для обслуживания двигателя РД-216 первоначально было спроекти-
ровано стартовое двигательное устройство (СДУ), в котором применя-
лись редукторы давления азота.
При запуске двигателей СДУ должно было обеспечивать:
— наддув пусковых бачков окислителя и горючего;
— продувку трубопровода горючего от СДУ до пускового бачка.
Конструктивно СДУ было выполнено в виде металлического ящика,
внутри которого размещались агрегаты автоматики и арматура. В СДУ
в основном были применены агрегаты, которые применялись в старто-
вых пневмощитках более ранних разработок. Пневмосхема СДУ пред-
ставлена на фиг. 314.
Вход
Фиг. 315. Редуктор давления [128]:
1 — фильтрующая элемент; 2 — прокладка; 3, /5 —кольца; 4 — шайба; 5, 9 — пружн|||,|; « — седло;
7 — проставка; 8 — корпус; 10 — резиновое кольцо; // — тарель; /2 —фланец; 13, /7—гайки; 14 —
винт регулировочный; 16 — кожух пружины; 18— плунжер с жиклером; 19, 22 — манжеты; 20-•
штифт; 2/—клапаны; 93 — корпус фильтра
143
ИСПЫТАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-216
Опытно-конструкторская отработка двигателя РД-216 проводилась в
период 1958—1960 гг. и состояла из отработки двухкамерного двига-
тельного блока и собственно двигателя [129]. Использование блочной
конструкции двигателя позволило существенно ускорить отработку дви-
гателя за счет того, что основной объем доводки был проведен примени-
тельно к двухкамерному двигательному блоку на имевшихся испыта-
тельных стендах. Кроме того, аналогичный двухкамерный блок РД-217
положен в основу конструкции других, параллельно разрабатывающих-
ся двигателей РД-218 и РД-219. Поэтому использование статистических
данных испытаний двигательного блока РД-217 и двигателя РД-219 по-
зволило существенно расширить фронт отработки двигательного бло-
ка РД-215. Благодаря блочной конструкции двигателя основные задачи
его доводки (отработка запуска, регулирования, выключения, доведение
основных параметров двигателя до уровня требуемых, набор статисти-
ки огневых испытаний для проверки условий работоспособности и для
оценки надежности) были решены при испытаниях двухкамерного дви-
гательного блока, а не при огневых испытаниях двигателя, имевших в
основном проверочный характер.
ОТРАБОТКА ДВУХКАМЕРНОГО ДВИГАТЕЛЬНОГО БЛОКА
Автономная доводка пусковой системы
К установке, имитирующей пусковую систему двигательного блока,
относится комплекс агрегатов и отдельных элементов, обеспечивающих
раскрутку вала ТНА до момента перехода газогенератора двигателя на
режим самопитапия: пусковые бачки с системой наддува, магистрали
питания газогенератора компонентами топлива от пусковых бачков и га-
зогенератор с соплом — имитатором турбины. Основные задачи автоном-
ной отработки на установке пусковой системы заключались в определе-
нии потерь давления по магистралям, наибольшего давления в газоге-
нераторе, расходов компонентов топлива, обеспечивающих нормальный
запуск газогенератора, необходимых объемов пусковых бачков и про-
верке работоспособности системы.
Первоначально наддув пусковых бачков осуществлялся сжатым
азотом, проходящим через редукторы давления.
В результате испытаний пусковой системы было определено, что си-
стема наддува пусковых бачков позволяет изменять пусковое давление
в газогенераторе от 19 до 30 ати и соотношение компонентов от 0,11 до
0,21.
При испытаниях газогенератор работал устойчиво па всех режимах
при соотношении компонентов топлива, не меньшем 0,11-—0,12. Однако
диапазон изменения соотношения компонентов топлива был ограничен
из-за недостаточной производительности редуктора давления наддува
пускового бачка горючего.
В дальнейшем была определена зависимость давления в газогенера-
торе от настройки редукторов давления и определены объемы пусковых
бачков.
Впоследствии вместо редукторов давления в магистралях наддува пу-
сковых бачков были введены дозирующие жиклеры. При отработке это-
го варианта пусковой системы были определены диаметры жиклеров,
обеспечивающие пусковое давление в газогенераторе, равное 35 ати, и
соотношение компонентов, близкое к номинальному.
В 1962 г. автономные испытания пусковой системы были проведены
вновь для отработки повышенного пускового режима работы газогенера-
тора (с давлением 47 ати и соотношением компонентов топлива 0,16—
0,17) в целях повышения надежности запуска. Изменением гидравли-
ческих характеристик пусковых магистралей при выбранных давлени-
ях наддува пусковых бачков было обеспечено опережение поступления
горючего в газогенератор, равное ~0,1 сек.
Отработка запуска двигательного блока
В связи с тем что основные вопросы, связанные с пусковой системой,
были решены при автономных испытаниях последней, основные задачи
отработки запуска двигательного блока сводились к определению дав-
лений открытия главных топливных клапанов п обеспечению устойчи-
вости и надежного запуска камеры сгорания. При огневых испытаниях
двигательных блоков были определены давления открытия главных топ-
ливных клапанов, при которых обеспечивалось опережение поступления
окислителя в камеру сгорания 0,1—0,2 сек, число оборотов ТНА на пу-
сковом режиме находилось в диапазоне 4500—6000 в минуту. При боль-
ших оборотах воспламенение в камере могло произойти при низком дав-
лении перед насосом окислителя (воспламенение при провале входного
давления, связанном с повышенным расходом окислителя в момент от-
крытия клапана). При этих условиях воспламенение происходило бы со
значительным по величине пиком давления в камере сгорания. Уменьше-
ние числа оборотов ТНА ниже 4000—4500 в минуту было недопустимо из-
за опасности появления неустойчивого горения в камере сгорания па пу-
сковом режиме и большого разброса времени набора тяги.
При выбранных давлениях открытия главных топливных клапа-
нов обеспечивалась требуемая синхронность выхода па режим различ-
ных экземпляров двухкамерных двигательных блоков.
При отработке запуска была проверена работоспособность двига-
тельных блоков в диапазоне изменения пусковых давлений и температур
компонентов на входе в двигатель, превышающем возможный при эксплу-
атации двигателя.
Последующие огневые доводочные испытания двигателей подтвер-
дили правильность принятых конструктивных решений и высокую надеж-
ность запуска.
Отработка регулирования тяги двигательного блока
Регулирующие органы — редукторы давления компонентов топлива
и азота — были предварительно отработаны при автономных испыта-
ниях; при огневых испытаниях двигательного блока проверялась рабо-
тоспособность этих органов совместно с системой РКС, определялись ве-
личина коэффициента усиления двигателя (изменение давления газов
в камере при повороте винта азотного редуктора па угол, равный 1 рад),
постоянная времени двигателя и запаздывание.
При огневых испытаниях производилось определение основных пара-
метров двигательного блока при работе его на режимах, характерных
для релейной системы РКС, основной особенностью которой является
наличие колебательных режимов работы двигателя при отработке дви-
гателем возмущений, действующих иа ракету в полете.
Результаты испытаний показали, что статические и динамические
характеристики двигательного блока удовлетворяют предъявляемым
требованиям и что двигательный блок работоспособен на всех режимах,
возможных при работе релейной системы РКС.
Система регулирования двигательного блока отработана так что
позволяет осуществлять изменение давления газов в камере сгорания в
пределах, потребных для выбора возмущений, действующих при полете
ракеты.
Проверка работоспособности двигательного блока на различных
режимах и при изменении внешних возмущающих
факторов
При огневых испытаниях работоспособность двигательного блока
проверялась во всем возможном диапазоне изменения давления газов в
камере (щ) и соотношения компонентов топлива (ZC), определяемом
расчетным путем, и даже за пределами возможных их изменений. Кроме
того, огневыми испытаниями проверена и подтверждена работоспособ-
ность двигательного блока во всем диапазоне изменения температур ком-
понентов топлива и давлений иа входе в двигатель, возможном при
эксплуатации.
Доводочные испытания выявили недостаточность охлаждения камеры
сгорания па режиме конечной ступени в сочетании с максимальными зна-
чениями температуры горючего и соотношения компонентов топлива,
Доработка конструкции камеры сгорания (введение проставок со спи-
ральными гофрами в докрнтической части камеры) обеспечила надеж-
ную работу системы охлаждения па всех режимах, возможных при экс-
п л у а т а ц и и двигателя.
При специальных доводочных испытаниях была проверена работо-
способность двигательного блока при одновременном влиянии ряда фак-
торов в наиболее опасных их сочетаниях. Для подтверждения правиль-
ности расчетов была экспериментально определена зависимость удель-
ной тяги двигательного блока от температуры компонентов топлива и от
соотношения компонентов; была уточнена дроссельная характер петита
двигательного блока п определена сходимость настройки на давление
газов в камере сгорания и соотношение компонентов топлива при по-
вторных испытаниях.
Кроме того, была проверена работоспособность двигательного блока
после длительной выдержки под компонентами топлива и их парами,
была установлена величина гидроудара па входе в насос окислителя в
зависимости от расхода окислителя при выключении двигателя, было
проверено изменение к. п. д. турбины в зависимости от продолжительнос-
ти испытания (при повторных пусках) п установлено, что это изменение
находится в допустимых пределах и не требует перенастройки двигатель-
ного блока.
При всех доводочных испытаниях определялись основные параметры
двигательного блока (тяга, удельная тяга, разпотяговость камер сгора-
ния, скорость набора давления в камере сгорания при запуске, харак-
тер падения давления в камере сгорания при переходе с режима главной
ступени на режим конечной ступени и др.) и было подтверждено их со-
ответствие требованиям технического задания.
Отработка выключения двигательного
блока
При отработке выключения главное внимание было уделено умень-
шению величины импульса последействия тяги и его разброса па участке
спада давления в камере сгорания после второй команды на выключе-
ние. Опыт отработки выключения двигателя РД-214 позволил избежать
трудностей, связанных с надежной отсечкой подачи топлива и гидроуда-
1рами iB момент отсечки.
144
ИСПЫТАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-216
Для выбора схемы выключения, обеспечивающей минимальный им-
пульс последействия тяги, при огневых испытаниях двигательных блоков
проверялись различные способы выключения:
— выключение с дренажем горючего из зарубашечного пространства
камеры сгорания;
— выключение без дренажа горючего из зарубашечного пространства
камеры сгорания;
— ' выключение с дренажем горючего из зарубашечного пространства
камеры в сочетании с продувкой полости горючего камеры сгорания
(для ускорения удаления горючего из зарубашечного тракта камеры).
Испытания показали, что наименьшую величину импульса последей-
ствия тяги двухкамерного двигательного блока обеспечивает выключе-
ние с дренажем горючего и с продувкой. Выключение только с дренажем
горючего (без продувки) обеспечивало несколько большую величину им-
пульса последействия тяги, однако не выходящую за требуемые пре-
делы.
При огневых испытаниях двигательных блоков определялась зависи-
мость величины импульса последействия тяги от температуры компонен-
тов топлива, однако испытания, проводившиеся па стендах в земных ус-
ловиях, не позволили выявить закономерности, несмотря иа широкий ди-
апазон изменения температуры топлива (±40°С). При испытаниях было
выяснено, что задержка закрытия главного клапана горючего более чем
на 0,5 сек. приводит к существенному разбросу импульса последействия
тяги и сводит па пет все выигрыши от использования и дренажа горюче-
го и продувки.
В связи с тем что стендовые испытания, проводившиеся в земных
условиях, не могли дать полной картины процессов при выключении дви-
гателей, для гарантированного обеспечения требований технического
задания к импульсу последействия тяги была выбрана схема выклю-
чения с дренажем и продувкой горючего.
В дальнейшем результаты летных испытаний позволили отказаться
от продувки полости горючего камер сгорания, поскольку и при таком
выключении обеспечивались требования технического задания к импуль-
су последействия тяги и его разбросу.
В завершение отработки были проведены официальные чистовые до-
водочные испытания двигательных блоков серийного производства, под-
твердившие полную их работоспособность [169].
ОТРАБОТКА ДВИГАТЕЛЯ
Автономная доводка пусковой системы
В установку, имитирующую пусковую систему двигателя, в отличие
от пусковой системы двигательного блока входят два газогенератора с
соплами-имитаторами турбин, большие по объему пусковые бачки и иные
по конструкции магистрали питания газогенераторов. Эти отличия обус-
ловили необходимость в уточнении объемов пусковых бачков и давления
их наддува.
Кроме вопросов, встретившихся при автономной отработке пусковых
систем, при испытаниях дополнительно определялась синхронность за-
пуска обоих газогенераторов.
Автономная отработка пусковой системы двигателя показала, что
пусковая система удовлетворяет предъявляемым требованиям как по
характеру динамических характеристик запуска газогенераторов, так и
по надежности и стабильности работы газогенераторов на пусковом ре-
жиме. Был выбран в качестве основного вариант системы наддува пу-
сковых бачков с дозирующими жиклерами и определены основные пара-
метры пускового режима.
Огневые испытания двигателя
В связи с тем что основные вопросы доводки двигателя были решены
при отработке двухкамерного двигательного блока, а объем отработки
двигательного блока был достаточен для обеспечения надежности назем-
ных и летных испытаний двигателей в составе ракеты, доводка блочного
двигателя не проводилась. Работоспособность двигателей РД-216 в со-
ставе ракеты была подтверждена огневыми стендовыми испытаниями.
Основными задачами огневых стендовых испытаний двигателя совместно
с системой топливоподачн и системой управления ракеты являлись:
— проверка работоспособности и синхронности выхода на режим при
запуске двигательных блоков;
— проверка работоспособности двигателя в комплексе с ракетной
системой топливоподачн;
— оценка параметров двигателя на переходных режимах;
— проверка функционирования двигателя как элемента системы
РКС.
Двигатели успешно выдержали эти испытания, после чего были допу-
щены к летно-конструкторским испытаниям (ЛДИ).
Летно-конструкторские испытания двигателя
Летно-конструкторские испытания (ЛДИ) двигателей в составе раке-
ты проводились для подтверждения работоспособности двигателей в на-
турных условиях полета, а также для оценки эксплуатационных качеств
как собственно двигателей, так и системы питания и испытательно-пус-
кового оборудования.
Летным испытаниям подвергались двигатели серийного изготовления.
Двигатели успешно выдержали летные испытания. По результатам
ЛКИ была уточнена величина импульса последействия тяги, были от-
корректированы настройка двигателя на давление газов в камере сго-
рания и соотношение компонентов топлива, подтверждены все ожида-
емые энергетические и эксплуатационные характеристики двигателя.
Статистика всех проведенных наземных и летных испытаний подтвер-
дила высокий уровень надежности двигателя.
Заводские испытания двигателя
Для оценки надежности двигателей и проверки стабильности их про-
изводства технологический процесс изготовления двигателей включает
огневые контрольно-технологические испытания (КТИ) двухкамерных
двигательных блоков, которым подвергается каждый двигательный блок,
огневые контрольночвыборочные испытания (КВИ), проводящиеся на
одном двигательном блоке (либо на двигателе) от партии, а также огне-
вые специальные проверочные испытания (СПИ), которые проводятся на
одном двигательном блоке (или на одном двигателе) от годовой партии
(один раз в год).
Основными целями проведения КТИ является проверка настройки
двигателя на основные параметры, соответствия основных параметров
требованиям технической документации, оценка работоспособности дви-
гателя, устойчивости рабочего процесса в камерах сгорания и в газоге-
нераторе, отбраковка недостаточно работоспособных и «неустойчивых»
экземпляров двигательных блоков. Продолжительность КТИ выбирает-
ся по минимальному времени, достаточному для оценки устойчивости
рабочего процесса и замера основных параметров запуска и режима
главной ступени.
Для проведения КТИ двигательные блоки изготовляются с технологи-
ческими трубопроводами, агрегатами автоматики и системой запуска.
После проведения КТИ агрегаты двигательных блоков проходят нейтра-
лизацию, слецобработ’ку, пневмо- и гидроиспытания и поступают на
сборку товарных двигательных блоков, которые в последующем форми-
руют двигатель.
Один двигательный блок (либо двигатель), собранный в товарном
виде, с системой измерений и отобранный от месячной партии двигатель-
ных блоков (двигателей), проходит КВИ. Продолжительность КВИ
равна продолжительности работы двигателя в полете. Цель КВИ — про-
варка работоспособности двигателя в товарной сборке в условиях, мак-
симально приближенных к условиям полета (по ресурсу, виду сборки).
При КТИ и КВИ параметры двигательного блока тгменяются так,
чтобы они не выходили за пределы, возможные при эксплуатации дви-
гателя.
СПИ в отличие от КВИ проводится при значениях основных парамет-
ров, находящихся за пределами, возможными при эксплуатации дви-
гателей, для более тщательной проверки работоспособности двигателей.
Проведение огневых испытаний двигательных блоков в процессе их
серийного производства позволило выявить склонность отдельных экзем-
пляров серийных двигательных блоков к высокочастотной неустойчивос-
ти рабочего процесса в камерах сгорания и в газогенераторе при запуске
и на режиме главной ступени (1—2% изготовленных двигательных бло-
ков) .
В процессе дополнительно проведенных исследований было выявлено,
что большинство случаев высокочастотной неустойчивости при запуске
связано с воспламенением в камере в момент, когда имело место падение
давления на входе в насос окислителя («провал» давления был связан с
динамикой запуска),
Доработка стендов серийных заводов для обеспечения гидродинами-
ческого подобия стендовых питающих магистралей магистралям ракеты
позволила сократить относительное количество случаев высокочастотной
неустойчивости до незначительной величины, допускаемой при высоком
уровне надежности двигателя.
'5 Зак. 0086
145
ДВИГАТЕЛЬ РД-218
Двигатель РД-218 является блочным жид-
костным реактивным двигателем большой тя-
ги, предназначенным для установки на первой
ступени двухступенчатой межконтинентальной
ракеты. Создание двигателя РД-218 позволило
разработать первую отечественную межконти-
нентальную ракету на стабильном топливе.
Двигатель РД-218, принадлежащий к тому
же семейству блочных ЖРД, что и двигатель
РД-216, является наиболее мощным из них и
состоит из трех двухкамерных двигательных
блоков РД-217, смонтированных на общей раме
н имеющих общую систему запуска. Развивая
тягу, максимальную для класса азотиокислот-
пых двигателей (225 т у земли), двигатель
РД-218 имеет такую же высокую удельную тя-
гу, что н двигатель РД-216 (248 сек у земли и
291 сек в пустоте), и еще меньший относитель-
ный вес (9,8 кГ/т тяги).
В двигателе используются те же компонен-
ты топлива, что н в двигателе РД-216: окисли-
тель— АК-27И и горючее — несимметричный
дпметилгидразин.
Двигательный блок РД-217 по конструкции
практически полностью унифицирован с двига-
тельным блоком РД-215 и отличается от него
только расположением шаровых опор иа ка-
мерах сгорания, формой выхлопного коллек-
тора н выхлопных труб турбины ТНА и давле-
нием открытия главного клапана окислителя.
Пусковая система двигателя в отличие от
пусковой системы двигателя РД-216 рассчита-
на иа запуск не двух, а трех газогенераторов,
что сказалось в основном на объемах пусковых
бачков и па величине давления их наддува. Для
наддува пусковых бачков двигателя первона-
чально применялось стартовое двигательное
устройство (СДУ), унифицированное с СДУ
двигателя РД-216. Перед запуском СДУ наст-
раивалось дросселем на давление перед рас-
ходными жиклерами бачков, равное 160 ати.
Фиг. 316. Двигатель РД-218 с силовым кольцом ракеты.
Вид сверху:
/ — камера сгорания; 2 — турбонасосам!! агрегат; 3 —пиромем-
бранный кланам окислителя; 4 — узлы ппроклапапа; 5 — редук-
тор давления азота; 6’— пиромембранный клапан горючего; /
пиропатроны; 8— блок обратных клапанов окислителя; У —
реле давления; 10 — датчик даалепня; // — редуктор давления
окислителя; 12— пироклапан; 13 — пусковой бачок горючего,
— пускоаой бачок окислителя; 15 — трубопровод подачи го-
рючего а камеру сгорания
146
ДВИГАТЕЛЬ РД-218
Работа агрегатов двигателя при запуске, на
режиме главной ступени и три выключении
аналогична работе агрегатов двигателя РД-216;
в отличие от двигателя РД-216 двигатель
РД-218 перед выключением не переводится ня
режим пониженной тяги (режим конечной сту-
пени).
Двигатель РД-218 был разработан за пе-
риод 1958—1961 гг. Он прошел полный объем
доводочных испытаний, начатых в 1959 г., и
летные испытания в составе ракеты.
В 1960 г. было начато серийное изготовле-
ние двигателей. В процессе серийного произ-
водства и эксплуатации двигатели прошли мно-
гочисленные огневые испытания, подтвердив-
шие высокую надежность двигателя. Двигатель
отрабатывался в одно время с двигателем
РД-219, применяемым на второй ступени ра-
кеты; в связи с этим особенности отработки
этих двигателей изложены в общем разделе в
конце описания двигателя РД-219.
Двигатель РД-218 был принят на вооруже-
ние Советской Армии в качестве маршевого
двигателя первой ступени мощной стратегиче-
ской ракеты на а'отнокпелотпом топливе, спо-
собной находиться на боевом дежурстве в за-
правленном состоянии в течение длительного
времени при любых метеорологических усло-
виях в постоянной готовности к немедленному
запуску ракеты, осуществляемому как с о -
крытых, так и из шахтных стартовых позиций.
Фиг. 317. Двигатель РД-218 с силовым кольцом ракеты:
Hi, 3/— пироклапаны; /7 — рама двигателя, IS - привод II-
клапан окислителя; 20 — трубопровод подачи окислителя в ка
меры сгорания: 22 — газогенератор; 23 — пама ТИЛ
ДВИГАТЕЛЬ РД-218
ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ И ХАРАКТЕРИСТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-218 [130]
Тип двигателя.........................................Жидкостный, реак-
тивный
Назначение............................................Для ракеты даль-
него действия
Топливо:
окислитель............................................АК-27И, сорт А,
ВТУ АУ
№ 98—56
горючее.........................................Дпметплгпдразпп
несимметричный
МРТУ 6
№ ЕУ-108—61
Номинальная тяга двигателя при работе на режиме главной
ступени с учетом тяги выхлопных патрубков турбин:
у земли............................................... 224,7 т
в пустоте....................................... 264,3 т
Двигатель работоспособен:
в интервале температур компонентов топлива . . ±40° С
в интервале температур окружающей среды . . . —40-4- +50° С
Допустимое время нахождения двигателя с заполненными
компонентами топлива магистралями с момента срабатыва-
ния пиромембранных клапанов, установленных иа входе
в насосы, и пироклапанов дренажа из пусковых бачков . 240 час
Габаритные размер ы
(без учета рамы крепления к ракете)
Длина...............................................2188 лои
Диаметр............................................ 2789 лы
ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ И ХАРАКТЕРИСТИКИ
ДВИГАТЕЛЬНОГО БЛОКА РД-217
Номинальная тя1а у земли при атмосферном давлении
750 мм рт. ст. с учетом тяги выхлопного патрубка турбины 74,9 т
Разность тяг камер сгорания >в любой момент .времени па
установившемся режиме работы...........................Не более 1500 кГ
Удельная тяга — тяга, отнесенная к суммарному секундному
расходу окислителя и горючего; расходы окислителя и го-
рючего приведены к температуре +15° С и номинальным
давлениям па входе в насосы:
у земли.......................................... 247,7±3 сек
в пустоте........................................291,4±3 сек
Давление газов в камерах сгорания па номинальном режиме 75 ата
Расчетное давление продуктов сгорания на срезах сопел ка-
мер сгорания.........................................0,44 ата
Номинальный секундный расход компонентов топлива через
ТНА:
окислителя..........................................216,0 кГ/сек
горючего............................................86,4 кГ/сек
суммарный расход................................... 302,4 кГ/сек
Поминальное отношение секундных весовых расходов окисли-
теля и горючего через ТНА (Ki) прн номинальных давле-
ниях па входе в насосы и номинальных удельных весах
компонентов топлива................................. 2,5±0,15
Время набора 60% тяги, считая с момента подачи команды
на запуск двигателя....................................1,сек
Время набора 90% тяги, считая с момента воспламенения в
камерах сгорания.......................................Не более I сек
Разница во времени набора 60 н 90% тяги для трех двига-
тельных блоков РД-217 в составе двигателя РД-218 . . Не более 0,2 сек
Продолжительность непрерывной работы па режиме главной
ступени ............................................ 100 сек
Среднее значение импульса тяги в пустоте за время между
первой и второй командами на выключение двигателя . 17,52 г-сек
Разброс величины им,пульса тяги в пустоте за время между
первой и второй командами на выключение двигателя отно-
сительно среднего значения.............................Не более ±20%
Значение импульса тяги в пустоте после подачи второй
команды иа выключение двигателя........................Не более 8 т- сек
Допустимое изменение режима по давлению газов в камерах
сгорания при работе системы РКС относительно поминаль-
ного значения..........................................+5-j—40%
С и с т е м а п о д а ч и
Способ подачи топлива в камеру сгорания..................Насосный, с при-
водом от турби-
ны
Тип турбины..............................................Активная, двух-
ступенчатая
Тип насосов окислителя и горючего........................Центробежные, од-
ноступенчатые,
двустороннего
входа
Число оборотов турбины................................... 9300 в минуту
Мощность турбины......................................... 4450 л. с.
Давление на входе в ,насосы в процессе выхода на режим при
закрытых клапанах:
окислителя...............................................4,3±0,4 ата
горючего...........................................2,4±0,5 ата
Давление на входе в насосы на режиме главной ступени:
окислителя:
минимальное прн температуре +40° С .... 3,5 ата
номинальное........................................5,0 ата
максимальное.......................................8,0 ати
горючего:
минимальное при температуре +40° С .... 1,5 ата
номинальное........................................2,4 ата
максимальное.......................................4,0 ати
Весовые данные
Вес двигателя............................................ 1920±25 кГ
Вес двигателя, заполненного компонентами топлива . . . 2200 + 25 кГ
Состав двигателя.........................................Двигатель РД-218
состоит из трех
двухкамерных
двигательных
блоков РД-217,
собранных па об-
щей раме н име-
ющих общую си-
стему запуска
Фиг. 318. Средний закон спада
тяги двигательного блока
РД-217 между первой и второй
командами на выключение
Г130];
+ — тяга; т — время
Система г а з о г е п е р а ц и и
Номинальный секундный расход компонентов топлива через
газогенератор:
окислителя........................................0,8 кГ/сек
горючего...........................................4,4 кГ/сек
суммарный расход...................................5,2 кГ/сек
Температура генераторного газа...........................1100° К
Давление в газогенераторе................................57 ата
Давление газа па выходе из выхлопного коллектора турбины
у земли..................................................1,25 ата
Система управ л еи и я
Давление газообразного азота перед редуктором давления
азота: , 0
н начале работы двигателя.......................200-5 ага
к концу работы двигателя........................Не менее 115 ати
Уход настройки редуктора давления азота в течение 1 года
не превышает величины номинальной настройки . . , На ±5/о
Параметры электрического тока питания агрегатов управле-
ния:
род тока.............................................Постоянный
напряжение (на клеммах агрегатов)...............27±3 в
148
ПНЕВМО гидравлическая, электрическая и конструктивная схемы двигателя рд-218
25
<14
К манометру
13
12
11
10
Газообразный азот высокого
давления от дортовой сис~
_ темы •
Дренаж
ZS
51 50
В Е
Г~1 —•
ts
а
С5
Дренаж при
выключении
зекам из блока X, _
Ipamneix клапанов х
8 газовую
подушку
зка ракеты
В газовую
лойушку
бака ракеты
Фиг. 319. Пневмогидравлическая схема двигателя РД-218 [131]:
/ — камера сгорания; 2 — насэс горючего; 3— насос окислителя; 4 — турбина; 5 —
пнромембранный клапан горючего: 6 — реле давления: 7, 22 — пироклапаны: В —
пиромембраиный клапан окислителя; 9, 30 — расходные шайбы; 10 — клапан окисли-
теля; // — датчик давления; /2, 32 — блоки обратных клапанов; !3 — ппроклапан го-
рючего; /-/ — редуктор давления окислителя; /5 — привод системы РКС; /о — редук-
тор давления азота с подогревателем; /7--редуктор давления горючего; !8— пиро-
клапап окислителя; 19 — газогенератор: 20— клапан автозаправки; и -обратный
клапан с фильтром: 23 — пусковой бачок окислителя; 24 — обратный клапан; л —
мембранный узел; 26 — предохранительный клапан: 27 — пусковой бачок горючего;
28, 29 — сливные вентили; 3/ —клапан горючего
149
ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ, ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ И КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЯ РД-218
Двигатель РД-218, пневмогидравлическая схема которого изображе-
на па фит. 319, 'состоит из трех двухкамерных двигательных блоков
РД-217, собранных на общей раме и имеющих общую систему запуска.
Пневмогидравлическая схема каждого двигательного блока состоит
из следующих систем:
— питания двигателя окислителем;
— питания двигателя горючим;
— газогенерации.
В систему питания окислителем входят: насос окислителя 3, клапан
окислителя 10, расходная шайба 9, пироклапаны 7, трубопроводы, под-
водящие окислитель от насоса к камерам сгорания, сливной вентиль 28
и пиромембранный клапан 8.
В систему питания горючим входят: иасос горючего 2, клапан горю-
чего 31, расходная шайба 30, трубопроводы, подводящие горючее к каме-
рам 'сгорания, пиромембрапный клапан 5 и сливной вентиль 29,
В систему газогенерации входят: газогенератор 19, пироклапаны 13
и 18, редукторы горючего и окислителя 14 и 17, управляемые редукто-
ром давления а~ота 16.
Пусковая система, общая для обоих двигательных блоков, включает
следующие агрегаты и узлы: пусковой бачок окислителя 23, пусковой
бачок горючего 27, блоки обратных клапанов 12 и 32, обратные клапа-
ны 24, клапан автозаправки 20, обратный клапан с фильтром 21, пиро-
клапаны 22, предохранительный клапан 26 и мембранные узлы 25.
Перед запуском двигателя производится срабатывание пиромембран-
ных клапанов 5 и 8 и пироклапанов 22. При этом происходит заполне-
ние компонентами магистралей двигателя до клапанов 10, 12, 31 и 32 и
заправка пусковых бачков 23 и 27. Заправка пусковых бачков происхо-
дит автоматически следующим образом: под гидростатическим напором
горючего и окислителя открываются клапаны 20 н 21, компоненты топ-
лива поступают в пусковые бачки, вытесняя из них воздух в газовые по-
душки баков изделия через трубопроводы с жиклерами.
По команде па запуск двигателя под давлением газообразного азо-
та, подающегося от стартового двигательного устройства (СДУ), сраба-
тывают мембранные узлы 25, установленные на магистралях наддува пу-
сковых бачков, открываются обратные клапаны 24 и газообразный азот
поступает в пусковые бачки 23 и 27. Под давлением сжатого азота ком-
поненты топлива из пусковых бачков через блоки обратных клапанов 12
и 32 и редукторы 14 и 17 поступают в газогенераторы 19, где самовос-
пламеняются. Образующийся газ поступает в турбины 4. Турбонасосные
агрегаты начинают работать при закрытых топливных клапанах 10 и 31.
По достижении определенного давления за насосами открываются топ-
ливные клапаны, компоненты топлива поступают в камеры сгорания 1,
где самовоспламеняются.
Когда давление за насосами превысит давление в пусковой системе,
блоки обратных клапанов 12 и 32 переключатся и газогенератор перей-
дет на питание от насосов. Двигатель выйдет на номинальный режим.
При повышении давления на выходе из насоса горючего происходит
также закрытие клапана автозаправки 20, вследствие чего пусковой
бачок горючего после опорожнения вновь не заполняется.
При отрыве ракеты от пускового стола магистрали наддува пуско-
вых бачков отсоединяются от магистралей СДУ. Давление в пусковых
бачках становится равным давлению в газовых подушках баков ракеты.
Регулирующим органом, с помощью которого осуществляется воздей-
ствие системы регулирования на двигатель па режиме главной ступени,
является редуктор давления азота 16, управляющий работой редукторов
окислителя 14 и горючего 17. Величина давления управляющего азота,
на которую настроен редуктор, определяет давление и расход компонен-
тов топлива через газогенератор и, следовательно, обороты насосов
ТНА и тягу двигателя. Изменение настройки редуктора давления азота
при регулировании производится путем поворота винта редуктора при-
водом 15 системы РКС. Для улучшения процесса регулирования в си-
стеме РКС предусмотрена обратная связь по давлению газов в камере
сгорания. Измерительным устройством обратной связи системы РКС яв-
ляется датчик давления 11, предназначенный для измерения давления в
камерах сгорания в процессе работы двигателя.
По достижении ракетой заданной конечной скорости от системы уп-
равления подается первая команда на выключение двигателя. По этой
Фиг. 320. Схема кабельного ствола с подсоединенными пиропатронами [132]:
/- кабелi.iii.iй сгШ)Л; '2, -г> - штепсельные ран,омы; Л, 7 пиропатроны
команде срабатывают пироклапаны 13 п 18 на газогенераторах. Тем са-
мым выключается питание газогенераторов компонентами топлива, на-
чинается спад давления в газогенераторах, падение давлений за насоса-
ми и спад тяги двигателей. При падении давления в камерах сгора-
ния до определенной величины срабатывают реле давления 6. По сиг-
налу от реле давления системой управления подается вторая команда
на выключение двигателя. По этой команде срабатывают пироклапаны 7
п подается команда на открытие дренажных отверстий в клапанах 31,
через которые горючее из зарубашечного пространства камер сгорания
выбрасывается за борт.
ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ, ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ И КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМЫ ДВИ ГАТЕЛЯ РД-218
Фиг, 321. Схема кабельного ствола с подсоединенными электроприборами [132]:
/ — кабельный ствол; 2,5, 6 — штепсельные рвзъемы; 3 — электропривод; -/ — датчик давления
Фиг. 322. Схема кабельного ствола с подсоединенными электроагрегатами [132]-,
/ -кабельный ствол; 2 — реле давления; 3 — подогреватель; 4, 5 — штепсельные разъемы
Управление работой электроагрегатов двигателя осуществляется
двумя автономными ракетными системами: системой управления авто-
матикой двигательной установки и системой регулирования кажущейся
скорости.
Связь таких электроагрегатов, как пиропатроны 3, 4 пиромембранных
клапанов входных магистралей, пироклапанов отсечки компонентов на
входе в камеры сгорания и газогенераторы и пироклапанов дренажа из
пусковых бачков и зарубашечного пространства камеры сгорания с си-
стемой управления осуществляется с помощью кабельного ствола, схе-
ма которого представлена на фиг. 320.
В систему регулирования кажущейся скорости три датчика 4 и три
электропривода 3 включаются кабельным стволом, схема которого пред-
ставлена на фиг. 321.
Подключение к реле давления 2 и подогревателям 3 редукторов дав-
ления азота осуществляется с помощью кабельного ствола, схема кото-
рого изображена на фиг. 322.
Принципы построения электрических схем и особенности разводки
кабельных стволов изложены при описании электрических схем двига-
теля РД-216.
151
ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ, ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ И КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЯ РД-218
Фиг. 323. Конструктивная схема двигателя РД-218 [133]:
/ — камера сгорания; 2—клапан автозаправки; ,3 —клапан горючего; 4, 14 — расходные шайбы;
5— турбонасосный агрегат; 6 — трубопровод подачи горючего к клапану автозаправки; 7 — обрат*
пый клапан с фильтром; S —фильтр; 9 — датчик дааленпя системы РКС; /// — трубопровод подвода
давления к датчику; //—трубопровод подачи окислителя к клапану; 12— редуктор давления
окислителя; 13, 65— блоки обратных клапанов; /5 —клапан окислителя; 16 — трубопровод дренажа
из системы наддува пускового бачка горючего; // — трубопровод подвода управляющего давления
к редуктору окислителя; /« — трубопровод подвода давления к реле; 19 — трубопровод подачи
окислителя к блоку обратных клапанов; 20 — трубопровод заправки пускового бачка окислителя;
2/— предохранительный клапан; 22, 23 — штуцер с фильтром и жиклер с фильтром системы над-
дува пускового бачка горючего; 24 — трубопровод подвода управляющего давления к редуктору
горючего; 26 — жиклер подачи наддува в пусковой бачок горючего; 26, -/-/ — мембранные узлы;
27. 73 —обратные клапаны; 28, 29 —штуцер с фильтром и жиклер с фильтром дренажа наддува
из пускового бачка горючего; 30— трубопровод дренажа наддува из пускового бачка горючего;
31, 36 • пироклапаны; 32,37, 51, 62, 63, 69, 74 — пиропатроны; 33 — пусковой бачок горючего; 34 —
трубопровод подачи горючего к распределителю; <3,5 — трубопровод подачи окислителя
к распределителю; 38 — трубопровод дренажа из системы наддува пускового бачка
окислителя; 39 — трубопровод дренажа наддува из пускового бачка окислители; 40.
41 штуцер с <|)нльтром и жиклер с фильтром дренажа наддува из пускового бачка
окислителя; 42--пусковой бачок окислителя; 45 — жиклер подачи наддува в пусковой
бачок окислителя; 46 — жиклер дренажа из системы наддува пускового бачка окислителя;
47— дренажный трубопровод блока обратных клапанов; -/« — трубопровод подвода шота высокого
давления к редуктору давления азота; 49 — узел пироклапана; 50 — распределитель; 52 — подогре-
ватель; 53 редуктор давления азота; 54 — трубопровод подачи окислители в газогенератор; 55—
привод; 56 — пиромембраппый клапан окислителя; 57 — пиромембрапный клапан горючего; 58 —
меру
из
толя;
давления' 5'> - - дренажный трубопровод насоса окислителя: 60 — трубопровод подачи горюче-
к редуктору давления: «/ — коллектор окислителя; /«/ — трубопровод подачи горючего в ка-
сгорания; «6 — дренажный трубопровод насоса горючего; 67 — трубопровод слипа окислителя
насоса; 68- редуктор давления горючего; 70 — пнроклапан окислителя; 7/- демпфер окисли-
72 — трубопровод подачи горючего в газогенератор; 7« — пнроклапан горючего; м труоо-
провод подачи горючего к блоку обратных клапанов; 7ь — трубопровод слива горючего из;па_ <.
77-дренаж трубой ровод паеосои окислителя; 78 -трубопровод дренажа горючего
□тклюиеиия двигатбля; 75, 82, 85, «7-сливные вентили; 80- коллектор окислителя; 81 83-труоо
проводы слива окислителя из пусковой системы; 84 — распределитель окислителя, 86" J
горючего; распределитель горючего; - трубопровод заправки пускового бачка
90 — дренажный трубопровод ппроклапапа горючего; 91 — жиклер, 92 дренажный тру ₽
турбины
КОНСТРУКЦИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-218
Фиг. 324. Двигатель РД-218. Вид со стороны турбины [1341:
Блочный двигатель РД-218 (фиг. 324, 325) состо-
ит из трех одинаковых двухкамерных двигательных
блоков РД-217, собранных на общей раме и имею-
щих общие пусковую, сливную и дренажную си-
стемы.
Каждый двигательный блок по конструкции и
компоновке аналогичен двигательному блоку
РД-215. В состав двигательного блока входят две
камеры сгорания 1, турбонасосный агрегат 2, газо-
генератор 21, агрегаты автоматики, рама ТНА 3 и
узлы общей сборки.
В состав двигателя, кроме трех двигательных
блоков, входят рама двигателя 5, пусковые бачки
11 и 12, агрегаты автоматики и трубопроводы пуско-
вой системы.
Двигатель крепится к силовому кольцу ракеты
с помощью рамы 5. Впервые для двигателей этого
класса применена рама, работающая на растяже-
ние. Такая конструкция рамы позволила существен-
но уменьшить высоту двигателя. Двигатель собира-
ется вместе с силовым кольцом ракеты, на котором
для удобства обслуживания закрепляются слив-
ные вентили 22.
Двигательные блоки устанавливаются на двига-
теле таким образом, что оси камер сгорания 1 рас-
полагаются равномерно на одной окружности, при
этом в свободном пространстве в центре двигателя
удобно размещены насосы, а выхлопные коллекто-
ры турбин выведены на периферию. Крепление ка-
мер двигательных блоков к раме двигателя произ-
водится шаровыми опорами.
Большинство агрегатов и узлов двигателя (в том
числе камеры сгорания, ТНА, топливные клапаны
и др.) в основном унифицированы с агрегатами и
узлами двигателя РД-216. Отдельные агрегаты дви-
гателя незначительно отличаются от агрегатов дви-
гателя РД-216. Так, отличия камеры сгорания свя-
заны с компоновкой двигателя и состоят в следу-
ющем:
а) изменено расположение фланцев горючего и
взаимное положение стаканов для присоединения
рамы двигателя;
б) отсутствует кронштейн для крепления вы-
хлопной трубы.
:. 0086
/ - камера сгорания: 9 - турбонасосный агрегат: /ft-P^™A; й'рУаб0^°й„я; ^-блоГоб-'
™”к. кла™«Д 5-,Р„а“ДЛВНГ2“^ fi„7no^ana»a: 9 - 2а«од»аРЯ шайба окислителя; 10— клапан
ратных клапанов окислителя; 8—узел пироклапаиаt -J „Р- * лкйел.;теля. 13 — трубопровод по-
окислителя; д^-^^^фпуДопровод^пода^и^горючего^в^газогенер^тор; Р Диро.
клапан‘горючего; *6 -датчик давления систем^ РКС; /7-держатель датчика давлении; /8-реле
давления; 19 — держатель реле давления; 20 — ппроклапан окислителя; 21 — газогенератор; 22 —
сливные вентили; 23 — кронштейн крепления сливного вентиля; 24 — пиропатрон; 25 — трубопровод
подачи горючего к редуктору давления; 26 — трубопровод дренажа горючего; 27 — блок обратных
клапанов' горючего; 28 — клапан горючего; 29 — расходная шайба горючего; 80 — трубопровод пода-
чи горючего к блоку обратных клапанов
153
КОНСТРУКЦИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-218
Турбонасосный агрегат двигателя отличается от
ТНА двигателя РД-216 формой выхлопного коллек-
тора турбины. Отличие газогенератора 21 связано
с изменившимися условиями питания его при запу-
ске, приводящими к возникновению кратковремен-
ных высокочастотных пульсаций давления. После
выхода двигателя на режим главной ступени пуль-
сации прекращаются, поэтому упрочнение корпуса
газогенератора оказалось достаточной мерой для
преодоления указанного недостатка. Пусковые бач-
ки 11 и 12, расположенные между двумя двигатель-
ными блоками, крепятся к раме. К раме двигателя
крепятся также держатели 17 с подвешенными на
них датчиками давления 16. Выступание держате-
лей за габариты двигателя не ухудшает компонов-
ку хвостового отсека ракеты. В отличие от двигате-
ля РД-216 па двигателе РД-218 отсутствует баллон
со сжатым азотом. Питание сжатым азотом агрега-
тов автоматики двигателя производится с борта ра-
кеты.
Разводка основных магистралей двигательного
блока выполнена так же, как и па двигательном
блоке РД-215.
Двигатель проходит контрольно-технологические
испытания (КТИ) поблочно. Двигательный блок,
собираемый па K.TII, имеет отличия, обусловлен-
ные необходимостью приспособления его к испыта-
тельному стенду. Камеры сгорания крепятся к стен-
довой раме, а к обечайкам сопел камер сгорания
крепится технологический экран для защиты агре-
гатов двигателя от воздействия факела работающе-
го двигателя. К технологическому экрану для удоб-
ства обслуживания двигательного блока в стендо-
вых условиях крепятся выводы сливных и дренаж-
ных трубопроводов.
Фиг. 325. Двигатель РД-218. Вид сверху 1134’;
3/- трубопровод подачи горючего в камеру сгорания; 32 — клапан автоза-
правки; 33 -обратный клапан; 37 — распределяешь окислителя; - rpyiОо-
провод подачи окислителя к распределителю; 33, 41 — пироклаизны; з/
кронштейн крепления пироклапана; 33 — распределитель горючего; 3. — гру-
бопровод подачи горючего к распределителю; 40 — сливной вентиль; 4
предохранительный клапан; 43 — кронштейн крепления пускового бачка го-
рючего; 44 - пиромембранпый клапан окислителя; 45 — пнромембраппып кла-
пан горючего; 46 — редуктор давления горючего; 47 — кронштейн крепления
редуктора горючего; 48 — коллектор окислителя; 49 распределитель, о
редуктор давления азота; .5/— подогреватель; 52 — кронштейн крепления ре-
дуктора давления; .53 — редуктор давления окислителя; 54 — привод; ба—тру-
бопровод подачи окислителя к блоку обратных клапанов
154
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИ ГАТЕЛЯ РД-218'
Фиг. 326. Турбонасосный агрегат с газогенератором
Фиг. 327. Выхлопной коллектор турбины
Турбонасосный агрегат двигателя РД-218 (фиг. 326) разработай
на основе ТНА двигателя РД-216 и состоит из турбины и двух ос-
новных топливных насосов окислителя и горючего, конструкция ко-
торых подобна конструкции насосов и турбины двигателя РД-216.
Конструктивно турбонасосный агрегат отличается только выхлоп-
ным коллектором турбины (фиг. 327).
Для ТНА двигателей РД-216 и РД-218, имеющих одинаковые
параметры насосов и турбины, различие в конструкциях выхлопных
коллекторов объясняется главным образом компоновкой двигате-
лей на ракете.
Выхлопной коллектор турбины двигателя РД-21'8 (фиг. 327)
имеет почти сферическую форму обечайки и вместо двух выхлоп-
ных патрубков в ТНА двигателя РД-216 один патрубок примерно
той же проходной площади.
В связи с изменением конструкции выхлопного коллектора н
введением двойного теплоизоляционного чехла турбины вес ТНА
двигателя РД-218 несколько больше веса ТНА двигателя РД-216
и равен 196,5 кГ.
Работы по доводке турбонасосного агрегата проводились по тем
же этапам, что и ТНА двигателя РД-216. Дополнительно исследо-
валась прочность выхлопного коллектора турбины, в результате
чего были введены два дополнительных ребра в коллекторе и уве-
личена их толщина с 1 до 1,2 мм.
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-218
ста I
та
Фиг. 328. Клапан горючего [135]:
/ — крышка, 3, Р —манжеты; 3, /0 —кольца; 4 — клапан; 5 —корпус; fi — .разрывной болт-
7,8 — пружины
Большинство агрегатов автоматики двигателя РД-218, к числу кото-
рых относятся сливной вентиль, клапан автозаправки, редуктор давле-
ния горючего, редуктор давления окислителя, пироклапаны, пиропатро-
ны, предохранительный клапан, блоки обратных клапанов и обратные
клапаны, заимствовано из ранее описанного двигателя РД-216 и работа-
ет в аналогичных условиях. Клапан горючего разработан для двигателя
РД-218 вновь,
Клапан окислителя, предназначенный для управления подачей окис-
лителя в камеры сгорания, по конструкции и принципу действия иден-
тичен клапану окислителя двигателя РД-216, отличие заключается
в величине давления окислителя, необходимой для разрушения разрыв-
ного болта.
Клапан горючего (фиг. 328) предназначен для управления подачей
горючего в камеры сгорания и для дренажа горючего после выключения
двигателя. Клапан имеет следующие конструктивные особенности. Пе-
рекрытие магистрали осуществляется клапаном 4, в тарель которого за-
прессовано фторопластовое уплотнительное кольцо. Жидкостная полость
клапана по месту подвижного соединения клапана 4 с корпусом 5 и
крышкой 1 герметизируется резиновыми манжетами 2 и 9. На клапане
устанавливаются четыре пиропатрона: два пиропатрона ввертываются
в штуцера крышки 1 и два пиропатрона ввертываются в штуцера Б. Пи-
ропатроны заимствованы из ранее описанного двигателя РД-107.
Материалы основных деталей клапана следующие: крышка 1 и кла-
пан 4 — алюминиевый сплав АК6, разрывной болт 6—-алюминиевый
сплав АВ, корпус 5—алюминиевый сплав АЛ4, пружины 7 и 8 — сталь
50ХФА.
Работает клапан следующим образом. Перед запуском двигателя
клапан закрыт, при этом клапан 4 прижат фторопластовым уплотнитель-
ным кольцом к седлу корпуса 5 силой пружины 7. После запуска двига-
теля давление горючего, подведенного к входу в клапан, растет. Как
только сила давления горючего на кольцевую площадь, ограниченную
внутренним диаметром манжеты 2 и седлом корпуса 5, превысит силу
сжатия пружины 7, клапан начнет открываться и горючее поступит
в камеры сгорания. Силой давления горючего на кольцевую площадь,
ограниченную наружным диаметром манжеты 9 и внутренним диамет-
ром манжеты 2, клапан 4 резко перемещается до упора кольца 10
в кольцо 3.
При отключении двигателя подается напряжение на четыре пиро-
патрона, установленные на клапане. Давлением пороховых газов, посту-
пающих в полость С при срабатывании пиропатронов, ввернутых
в крышку 1, разрушается шейка М разрывного болта. Под действием
суммарной силы пружин 7 и 8, а также силы давления пороховых газов
иа площадь, ограниченную наружным диаметром штока болта 6, кла-
пан 4 перемещается вверх и прижимается фторопластовым уплотнитель-
ным кольцом к седлу корпуса 5. Клапан закрыт. Дренажное устройство
данного клапана работает таким же образом, как и дренажное устрой-
ство клапана горючего двигателя РД-216.
Редуктор давления азота, используемый на данном двигателе, по на-
значению, конструкции и принципу работы аналогичен редуктору давле-
ния, используемому на двигателе РД-216. Отличие заключается в том,
что в нем нет электромагнита, обеспечивающего переход работы редук-
тора на низкое выходное давление.
156
УЗЛЫ ОБЩЕЙ СБОРКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-218
Дренаж окислителя
20
клапанов
22
3
26
Слив горючего
К блокам
Фиг. 329, Магистрали питания газогенера-
тора:
1 — блок обратных клапанов горючего; 2 — трубо-
провод подачи горючего к блоку обратных кла-
панов; 3 — трубопровод иодачи горючего к ре-
дуктору давления; 4 — редуктор давления горю-
чего; 5 — трубопровод подачи горючего в газо-
генератор; 6 — пироклапаи окислителя; 7 — газо-
генератор; 8 — пироклапаи горючего; 9 — трубо-
провод подачи окислителя в газогенератор; 10—
редуктор давления окислителя; 11 — блок обрат-
ных клапанов окислителя; 12 — трубопровод по-
дачи окислителя к клапану; 13 — обратный кла-
пан с фильтром; 14— трубопровод подачи окис-
лителя к блоку обратных клапанов; 15 — трубо-
провод заправки пускового бачка окислителя;
/6, 21— распределители; // — пусковой бачок го-
рючего; /5 —пусковой бачок окислителя; 19 —
трубопровод подачи горючего к распределителю;
20 — трубопровод подачи окислителя к распреде-
лителю; 22 — трубопровод подачи горючего к кла-
пану автозаправки; 23 — трубопровод заправки
пускового бачка горючего; 24— клапан автоза-
правки
От пиро-
мембранного
клапана
Слив окислителя
Слив горючего
обратных
клапанов
_ От пиро-
^•ъ^мембратт
Подвод азота
высокого
давления
клапан
К блокам обратных
Фиг. 330. Распределитель
Фиг. 331. Пиромембранный клапан:
/ — корпус; 2 —крюк; 3—кольцо; 4 — мембрана; 5 — фланец; б — пиропатроны
Основные магистрали двигателя РД-218 аналогичны магистра-
лям двигателя РД-216. Разводка магистралей питания газогенера-
тора представлена на фиг. 329.
Объединение трубопроводов, питающих газогенераторы двига-
теля горючим от пускового бачка, а также трубопровода заправки
пускового бачка горючего осуществляется распределителем 21,
представленным на фиг. 330. Распределитель выполнен литым из
алюминиевого сплава.
Пиромембранный"клапан (фиг. 331) является агрегатом, по-
ставляемым разработчиком ракеты. Пиромем'бранный клапан слу-
жит для разделения полостей двигателя и ракеты. .Непосредствен-
но перед запуском двигателя срабатывают пиропатроны 6, уста-
новленные на корпусе 1 пиромембранного клапана, и на входе
в пиромембраниый клапан резко повышается давление. Мембра-
на 4 срезается по подковообразной насечке, отгибается, открывая
проход для компонента, и садится иа крюк 2, который надежно
удерживает ее в течение всего времени работы двигателя.
УЗЛЫ ОБЩЕЙ СБОРКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-218
Рама двигателя (фиг. 332, 333) представляет собой цель-
носварную ферменную конструкцию из труб.
Для повышения жесткости конструкции узлы соединения
труб усилены уголками 15, 16, 17, 18, 19, 20 и кницами 11. Для
крепления рамы двигателя к ракете в нижней части рамы
в местах стыков труб вварено 12 опорных пят 25 и 27.
Верхняя часть рамы образует замкнутый сварной пояс, со-
стоящий из шести треугольных равносторонних трубчатых
рам, соединенных между собой. К верхнему поясу рамы прива-
рено 1'8 опор 12, 13, 14, имеющих резьбовые втулки, которые
служат для крепления камер сгорания к раме двигателя с по-
мощью шаровых соединений (опор).
В нижней части и к верхнему поясу рамы с помощью ре-
бер 21, 22, 23, 26 приварены четыре стакана 24 крепления тур-
бонасосного агрегата рулевого двигателя ракеты.
Все детали рамы изготовляются из стали 12Х2НВФА.
На двигателе РД-218 используются те же рамы турбона-
сосного агрегата, шаровые опоры и узлы крепления турбона-
сосного агрегата, что и на двигателе РД-216.
158
ДЬИ 1 Al tJlb НД-21У
Фиг. 334. Двигатель
РД-219 (слева — вид со
стороны насоса горюче-
го; справа — вид со сто-
роны турбины):
/ — камера сгорания; 2 —
трубопровод подачи горюче-
го в камеру сгорания; 3 —
турбонасосный агрегат; 4 —
рама двигателя; 5— датчик
давления; 6--редуктор дав-
ления горючего: 7 — рама
ГИЛ; 8 — пиромембранный
клапан окислителя; 9 — тру-
бопровод подачи окислителя
к клапану; Ю — редуктор
давления окислителя; // —
блок обратных клапанов
окислителя; 12 — пиромем-
бранпый клапан горючего;
13 — пироклапан; 14 — пус-
ковой бачок окислителя;
15 — пусковой бачок горю-
чего; 16—клапан горючего;
17 — клапан автозаправки;
М— выхлопное сопло турби-
ны; 19 — рама; 20 — реле
давления; 21 — редуктор
давления азота; 22— привод
редуктора давления; 23 —
привод дросселя; 24дрос-
сель; 25—-клапан окислите-
ля; 26 — узел пироклапаиа;
27 — пироклапан горючего;
28 — пироклапан окислителя;
29 — газогенератор
Двигатель РД-21!) является двухкамерным жид-
костным реактивным двигателем большой тяти,
предназначенным для второй ступени первой отече-
ственной межконтинентальной баллистической ра-
кеты на стабильном топливе.
Двигатель, относящийся к тому же семейству
блочных ЖРД большой тяги, что и двигатели
РД-216 и РД-218, подобен по схеме двухкамерным
блокам этих двигателей, по отличается от них боль-
шей высотностью.
Развивая в пустоте, тягу, равную 90 т, двигатель
имеет более высокую удельную тягу в пустоте
(293 сек), чем двигатели РД-216 и РД-218, и такой же
низкий относительный вес (8,4 кГ/т тяги в пустоте).
В двигателе используются те же компоненты
топлива, что и в двигателях РД-216 и РД-218: окис-
литель— АК-27И и горючее—- несимметричный ди-
метилгидразин.
Конструкция двигателя и его основных агрега-
тов аналогична конструкции двигательных блоков
РД-215 и РД-217 и их основных агрегатов. В отли-
чие от блоков РД-215 и РД-217 на двигателе в ма-
гистрали окислителя устанавливается дроссель си-
стемы опорожнения баков ракеты (СОБ).
Основные агрегаты двигателя имеют следующие
особенности:
— камера сгорания двигателя имеет профилиро-
ванное сопло с угловым входом и с большей сте-
пенью расширения, чем сопло камеры сгорания дви-
гательных блоков РД-21'5 и РД-217;
— насос окислителя развивает более высокий
напор, и соответственно увеличению его мощности
увеличен суммарный расход топлива через газоге-
нератор, что было вызвано необходимостью уста-
новки в магистрали окислителя дросселя СОБ;
— выхлопная труба ТНА оборудована специаль-
ным соплом, обеспечивающим дополнительное рас-
ширение выхлопных газов в пустоте;
— пусковая система рассчитана на питание ком-
понентами топлива одного газогенератора при запу-
ске двигателя в пустоте;
— магистрали подвода окислителя к камерам
сгорания имеют отличия в конфигурации, вызван-
ные вменением размеров сопел камер сгорания.
Работа агрегатов двигателя при запуске, на ре-
жиме главной ступени и при выключении аналогич-
на работе агрегатов двигателя РД-218; в отличие от
двигателя РД-218 при работе двигателя РД-219 на
режиме главной ступени соотношение компонентов
топлива регулируется путем перекладки дросселя
системы СОБ электроприводом по командам, посту-
пающим от системы опорожнения баков ракеты.
1
ДВИГАТЕЛЬ РД-219
160.
На двигателе впервые для ЖРД большой тяги
осуществлен и отработан надежный запуск в высот-
ных условиях. Двигатель запускается в пустоте без;
применения дополнительных средств, используемых
на других ЖРД (заглушек, предпускового наддува;
камеры сгорания и т. п.). Высокая надежность за-
пуска двигателя обеспечивается созданием в каме-
ре сгорания перед воспламенением смеси давления:
за счет испарения поступающего с опережением;
окислителя.
Двигатель разрабатывался с 1958 г. по 1961 г..
Он прошел полный объем доводочных испытаний,,
начатых в 1959 г., и летно-конструкторские испыта-
ния в составе ракеты.
В 1960 г. было начато серийное производство^
двигателей. Эксплуатация двигателя и огневые тех-
нологические испытания его подтвердили высокую-
надежность и стабильность характеристик двига-
теля.
Двигатель был принят па вооружение Советской
Армии в качестве маршевого двигателя второй сту-
пени межконтинентальной ракеты, использующей
иа первой ступени двигатель РД-218.
ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ И ХАРАКТЕРИСТИКИ
ДВИГАТЕЛЯ РД-219 [137]
Тип двигателя.............................Жидкостный, реак-
тивный
Назначение................................Для второй ступе-
ни ракеты даль-
него действия1
Топливо:
окислитель................................АК-27И, сорт А,
ВТУ Ю
№ 98-56
горючее.............................Диметилгпдразин
несимметричный
МРТУ
№ ЕУ-108—61
Номинальная тяга двигателя при работе па ре-
жиме главной ступени в пустоте с учетом тяги
выхлопного патрубка турбины . . . . 90 т
Разность тяг камер сгорания в любой момент
времени па установившемся режиме работы Не более 1500 кГ
Удельная тяга в пустоте — тяга двигателя в пу-
стоте, отнесенная к суммарному секундному
расходу окислителя и горючего; расходы оки-
слителя и горючего приведены к температуре
компонентов +15° С и номинальным давлени-
ям иа входе в насосы...................... 293±3 сек
Давление газов в камерах сгорания па номиналь-
ном режиме................................75 ата
Расчетное давление продуктов сгорания на сре-
зах сопел камер сгорания..................0,28 ата
* При работе системы СОБ двигатель работоспособен при измене-
нии параметра Ki в пределах +0,18 4----0,20 от номинального значе-
ния, при этом допускается кратковременное (в течение 4—5 послед-
них секунд полета) отклонение Ki от номинального значения в преде-
лах +0,21 4---0,25.
Номинальный секундный расход компонентов
топлива через ТНА:
окислителя............................219,4 кГ/сек
горючего..............................87,8 кГ/сек
суммарный расход..................... 307,2 кГ/сек
Номинальное отношение секундных весовых рас-
ходов окислителя и горючего через ТНА {Ki)
при номинальных давлениях па входе в насо-
сы, номинальных удельных весах компонентов
топлива и номинальном положении дросселя
СОБ *.......................................2,5+0,1
Время набора двигателем 90% тяги, считая с мо-
мента воспламенения в камерах сгорания . Не более 1 сек
Время набора двигателем 90% тяги считая с мо-
мента подачи команды на запуск двигателя . Не более 2 сек
Продолжительность непрерывной работы двига-
теля ....................................... 125 сек
Разброс величины импульса тяги в пустоте за
время между первой и второй командами на
выключение двигателя относительно среднего
значения....................................±20%
Значение импульса тяги двигателя в пустоте по-
сле подачи второй команды на выключение
двигателя...................................Не более 8 г • сек
Допустимое изменение режима по давлению га-
зов в камерах сгорания при работе системы
РКС относительно поминального значения . —10+5%
Двигатель работоспособен:
в интервале температур компонентов топ-
лива .................................±40° С
в интервале температур окружающей сре-
ды .................................—40 4-+50° С
Допустимое время нахождения двигателя с за-
полненными компонентами топлива магистра-
лями с момента срабатывания пиромембран,
установленных па входе в насосы, и пирокла-
паиов дренажа из пусковых бачков . . . 240 час
Система подачи
Способ подачи топлива в камеру сгорания .
Тип турбины..................................
Тип насосов окислителя и горючего . . . .
Число оборотов турбины......................
Мощность турбины............................
Давление на входе в насосы при стоянке ракеты
с заполненным компонентами топлива двига-
телем и в процессе выхода па режим при за-
крытых топливных клапанах:
окислителя ...........................
горючего..............................
Давление па входе в насосы прн закрытых глав-
ных топливных клапанах при работе двигате-
ля первой ступени:
окислителя ...........................
горючего..............................
Насосный, с приво-
дом от турбины
Активная, двух-
ступенчатая
Центробежные, од-
ноступенчатые,
двустороннего
входа
9450 в минуту
4850 л. с.
3,8±0,4 ата
2,4 ±0,5 ата
11 ати
4 ати
Давление на входе в насосы на режиме главной
ступени:
окислителя:
минимальное при температуре +40° С . 3,75 ата
номинальное..........................6,0 ата
максимальное.........................15,0 ати
горючего:
минимальное прн температуре +40° С . 1,65 ата
номинальное..........................2,4 ата
максимальное.........................4,0 ати
Система газогенерации
Номинальный секундный расход компонентов
топлива через газогенератор:
окислителя.................................0,84 кГ/сек
горючего................................4,66 кГ/сек
суммарный расход........................5,5 кГ/сек
Температура генераторного газа .... 1100° К.
Давление в газогенераторе.....................61 ата
Давление газа иа выходе из выхлопного кол-
лектора турбины...............................1,3 ата
Система управления
Параметры электрического тока питания агрега-
тов управления:
род тока.................................
напряжение (на клеммах агрегатов)
Питание подогревателя осуществляется постоян-
ным чоком напряжением.......................
Коэффициент передачи двигателя {Кп)—изме-
нение давления газов в камерах сгорания при
повороте винта редуктора давления азота на
угол, равный 1 рад...........................
Давление газообразного азота перед редуктором
давления азота:
к моменту запуска ракеты . . . .
к моменту запуска двигателя
к концу работы двигателя . . . .
Давление газообразного азота на входе в элект-
ропневмоклапап на режиме работы двигателя
от пускового устройства .....................
Постоянный
27 + 3 в
45+5 в
4,5 ±0,7 атм/рад
2001’° ати
Не менее 170 ати
Не менее 115 ати
185+15 ати
Габаритные размеры двигателя
(без учета рамы крепления к ракете)
Длина................................... 2030 мм
Диаметр..................................2162 мм
Весовые дайн ы е
Вес двигателя...................................Не более 700 кГ
Вес двигателя, заполненного компонентами топ-
лива ...........................................Не более 797 кГ
Фиг. 335. Дроссельная характеристи-
ка двигателя РД-219 [137]:
Фиг. 336. Средний закон нара-
стания тяги при запуске
двигателя РД-219:
Р — тяга; т — время
Фиг. 337. Средний закон спада
тяги двигателя РД-219 между
первой и второй командами на
выключение [137]:
рсо _ тяга; t _ время
ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ, ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ И КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЯ РД-219
Фиг. 338. Пневмогидравлическая схема двигателя РД-219 [138]:
у — камера сгорания; 2— клапан горючего; 3, 10 — расходные шайбы; V —насос горючего; 5 — реле
давления; 6 — клапан автозаправки; 7 — отсечной пироклапан; 8 — пиромембраиный клапан го-
рючего; 9—насос окислителя; // — привод дросселя; 12 — дроссель; 13 — клапан окислителя; 14,
36 — блоки обратных клапанов; 15 — пнромембранный клапан окислителя; 16 — турбина; 17 — дат-
чик давления; 18 — обратный клапан с фильтром; 19, 23 — обратные клапаны; 20— электропнев-
моклапаи; 21— мембранный узел; 22 — дренажио-предохранн'1елы1ыГ| клапан; 24 — пироклапаи; 25-
пусковой бачок горючего; 26 — пусковой бачок окислителя; 27 — пироклапаи горючего; 28— пиро-
клапаи окислителя; 29 — редуктор давления окислителя; 30—газогенератор; 31 — редуктор давле-
ния горючего; 32 —привод системы РКС; 33 — редуктор давления азота с подогревателем; 34, 35 —
сливные вентили
Пневмогидравлическая схема двигателя (фиг, 338) состоит из
следующих систем:
— питания двигателя окислителем;
— питания двигателя горючим;
— газогенерации;
— пусковой системы.
В систему питания окислителем входят: насос окислителя 9,
клапан окислителя 13, дроссель 12, расходная шайба 10, отсечные
пироклапапы 7, трубопроводы, подводящие окислитель к камерам
сгорания, сливной вентиль окислителя 35 и пиромембранный кла-
пан 15.
В систему питания горючим входят: насос горючего 4, клапан
горючего 2, расходная шайба 3, трубопроводы, подводящие горю-
чее к камерам сгорания, пиромембраниый клапан 8 и сливной вен-
тиль горючего 34.
В систему газогенерации входят: газогенератор 30, пироклапа-
ны 27 и 28, редукторы давления окислителя 29 и горючего 31, уп-
равляемые редуктором давления азота 33.
Пусковая система двигателя состоит из пускового бачка окисли-
теля 26, пускового бачка горючего 25, блоков обратных клапанов
14 и 36, обратных клапанов 23, клапана автозаправки 6, обратно-
го клапана с фильтром 18, электропневмоклапапа 20, дренажно-
предохранительного клапана 22, пироклапанов 24 и мембранных
узлов 21.
Перед запуском двигателя подается команда па открытие пиро-
клапанов 24 и пиро,мембранных клапанов 8 и 15. При этом проис-
ходит заполнение компонентами магистралей двигателя до клапа-
нов 2, 13, 14 и 36 и заправка пусковых бачков 25 и 26. Заправка
пусковых бачков происходит автоматически следующим образом:
под гидростатическим напором горючего и окислителя открываются
клапаны 6 и /8, компоненты топлива поступают в пусковые бачки,
вытесняя из них воздух в газовые подушки баков ракеты через спе-
циальные трубопроводы с жиклерами.
По команде на запуск двигателя срабатывает электропиевмо-
клапап 20. Под давлением сжатого азота открываются обратные
клапаны 19 и срабатывают мембранные узлы 2Г, азот поступает
в пусковые бачки. Под давлением сжатого азота компоненты топ-
лива из пусковых бачков через блоки обратных клапанов 14 и 36
и редукторы 29 и 31 поступают в газогенератор 30, где самовоспла-
меняются. Образующийся газ поступает в турбину 16. Турбонасос-
ный агрегат начинает работать при закрытых топливных клапанах
2 и 13. По достижении определенного давления за насосами топлив-
ные клапаны 2 и 13 открываются и компоненты топлива поступают
в камеры сгорания 1, где самовоспламеняются.
Зак. 0086
ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ, ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ И КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЯ РД-219
В тот момент, когда давление за насосами превысит давление
в пусковой системе, блоки обратных клапанов 14 и 36 переключат-
ся и газогенератор перейдет иа питание от насосов ТНА. Повыше-
ние давления на выходе из насоса горючего также приводит к за-
крытию клапана 6, вследствие чего пусковой бачок горючего после
опорожнения вновь не заполняется компонентом. Повышение дав-
ления в пусковом бачке горючего при открытом электропневмокла-
пане 20 исключается работой дренажно-предохранительного кла-
пана 22. По достижении определенного давления в камерах сгора-
ния срабатывает реле 5, подающее команду на закрытие электро-
ппевмоклапана 20.
По мере увеличения оборотов насосов ТНА двигатель выходит
и а номинальный режим.
После запуска двигателя включается в работу система опорож-
нения баков (СОВ) п система регулирования кажущейся скорости
изделия (РКС).
СОВ обеспечивает программную выработку компонентов топли-
ва -из баков ракеты. Регулирующим органом СОБ является дрос-
сель 12, изменяющий гидравлическое сопротивление магистрали
окислителя. Перекладка дросселя производится приводом 11.
Система РКС регулирует тягу двигателя таким образом, чтобы
траектория полета ракеты в каждый момент времени соответство-
вала заданной. Регулирующим органом, с помощью которого осу-
ществляется воздействие системы РКС на двигатель, является ре-
дуктор давления азота 33, управляющий работой редукторов дав-
ления горючего 31 и окислителя 29. Величина давления управляю-
щего азота, иа которое настроен редуктор, определяет давление,
и расход компонентов топлива через газогенератор и, следователь-
но, режим работы ТНА и тягу двигателя. Изменение настройки
редуктора давления азота при регулировании производится путем
поворота винта редуктора приводом 32 системы РКС.
Для улучшения процесса регулирования в системе РКС пред-
усмотрена обратная связь по давлению газов в камерах сгорания.
Измерительным устройством обратной связи системы РКС являет-
ся датчик давления 17, предназначенный для измерения давления
в камерах сгорания.
По достижении ракетой заданной конечной скорости от системы
управления подается первая команда иа выключение двигателя.
По этой команде срабатывают пироклапаны 27 и 28 па газогенера-
торе н выключают питание газогенератора компонентами топлива,
начинается спад давления в газогенераторе, падение давления за
топливными насосами ТНА и спад тяги двигателя, При падении
давления в камерах сгорания до определенной величины срабаты-
вает реле давления 5. При срабатывании реле давления от систе-
мы управления подается вторая команда на выключение двигателя.
По этой команде срабатывают пироклапаны 7. При падении давле-
ния па выходе из насоса горючего до определенной величины за-
крывается клапан 2. Одновременно с подачей команды на пирокла-
пан 7 подается команда па открытие дренажного отверстия в кла-
пане 2, через которое горючее из зарубашечного пространства ка-
мер сгорания выбрасывается за борт ракеты.
Фиг. 340. Схема кабельного стола с подсоединенными электропри-
борами [139J:
/ — кабельный ствол; 2 — электропривод; 3 — датчик давления; ! — штепсель-
ный разъем
Фиг. 339. Схема кабельного ствола с подсоединенными
ми [139]:
1 — кабельный ствол; 2 — электропривод; 3 — подогреватель;
5 — электромагнит; 6’— штепсельный разъем
электроагрегата-
'/ — реле давления;
Электрическая схема двигателя РД-219 анало-
гична соответствующей схеме двигателя РД-218.
Отличительной особенностью является введение си-
стемы совместного опорожнения баков (СОБ). Ре-
гулирующий орган этой системы (электропривод 2)
совместно с элементами системы автоматики двига-
тельной установки — электромагнитом 5 электро-
пневмоклапаиа, реле давления 4 и подогревателем 3
редуктора давления азота — подключается к борто-
вой сети через кабельный ствол 1, схема которого
представлена на фиг. 339.
Приборы системы регулирования кажущейся
скорости (датчик давления 3 и электропривод 2)
подключаются к Б КС посредством кабельного ство-
ла 1, схема которого приведена па фиг. 340.
Пиропатроны 2, 3 пиромембранных клапанов,
пироклапанов дренажа из пусковых бачков, пиро-
клапанов отсечки компонентов па входе в газогене-
ратор и камеры сгорания с системой управления
ракетой соединены кабельным стволом 1, схема ко-
торого представлена на фиг. 341.
Фиг. 341. Схема кабельного ствола с подсоединенными пиропатронами [139]:
/ — кабельный ствол; 2, 3 — пиропатроны; Г — штепсельный разъем
162
ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ, ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ И КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЯ РД-219
37-
Фиг, 342. Конструктивная схема двигателя
РД-219 [140]:
1 — камера сгорания; 2 — трубопровод слива
окислителя из насоса; 3 — дренажный трубопро-
вод турбины; 4 — дренажный трубопровод пира-
клапана горючего; 5 — коллектор окислителя; б --
дренажный трубопровод насоса окислителя; 7—
турбонасосный агрегат; 8, 77 — расходные шай-
бы; .9 - газогенератор; 10 — демпфер окислителя;
//, 15, 11), 58, 63, 84 — пиропатроны; 12 — пиро-
клапан окислителя; 13—пироклапан горючего;
// — трубопровод подвода давления к датчику
системы РКС; /6 —датчик давления системы
РКС; 17 — узел икроклаиана; /6'— трубопровод
подачи окислителя в газогенератор; 20— пиро-
мел»бракны/1 клапан окислителя; 21—трубопро-
вод подачи окисли геля к клапану; 22 — обратный
клапан с фильтром; 23, 24 —дроссель н привод
дросселя; 25— клапан окислителя; 26 — редуктор
давления окислителя; 27, 75 — блоки обратных
клапанов; 28 - - дренажный трубопровод блока
обратных клапанов; 20 — трубопровод подачи
горючего в газогенератор; 30 — пиромсмбрапный
клапан горючего; ,7/— жиклер; .32 — редуктор дав-
ления горючего; 33 — фильтр; 34 — трубопровод
подвода управляющего давления к редуктору го-
рючего; 35 — трубопровод подвода управляющего
давления к редуктору окислителя; 36— трубопро-
вод подвода давлении к реле; 37, 38 — редуктор
давления азота и подогреватель; 31) — привод;
40— трубопровод подачи окислителя к блоку об-
ратных клапанов; 41 — реле давления; 42 — жик-
лер системы наддува пускового бачка горючего;
43 — электронпс'вмоклапаи; 44, 4ь, 53, 66 - обрат-
ные клапаны; 45 — трубопровод наддува пусково-
го бачка юрючего; 47 — фильтр гнелемы наддува
пускового бачка окислителя; 48 — жиклер спече-
ны наддува пускового бачка окисли геля; 4*1--
трубопровод наддува пускового бачка окислше-
лл; 50, 51 — штуцер с фильтром и жиклер с фильт-
ром системы дренажа наддува иускоиог<> бачка
окислителя; 52. ь1 - мембранные углы; 54, 55--
штуцер с фильтром и жиклер е фильтром
дренажа наддува Hi пускового бачка окислите-
ля; 56 — трубопровод дренажа наддува hi
пускового бачка окисли геля; 57. б2--ии(Ш-
клапаны; 50 - пусковой бачок окисли геля;
fitt— трубопровод дренажа наддува н.< пуски-
врго бачка горючего; 64, 65 штуцер с фильт-
ром и жиклер с фильтром дренажа наддува
из пускового бачка горючего; 67 пусковой ба-
чок горючего; 68 гцшпажно-нрвдохраннтельпый
клапан; 60 — трубопровод запрзнкн пускового
бачка окислителя; 70 — • трубопровод слива окис-
лителя па пусковой системы; 7/. тоуб’.шровод п"*
дачи горючего к блоку обратных клапанов; 72 •-
трубопровод заправки пускового бачка горючего;
7.7 — трубопровод подачи горючего в камеру
сгорания; /^/--трубопровод подачи горючего к
редуктору давления; 76 — дренажный трубопро-
вод насоса горючего; 78, 81 -- слинные пеитилн;
7о — трубопровод дренажа горючего после от-
ключения двигателя; НО—клапан автозаправки;
82 — трубопровод подачн горючечю к клапану ав-
тозаправки; 83 — клиник горючего; A'J — выхлоп-
ное сопло турбины
163
КОНСТРУКЦИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-21Й
Двигатель РД-219 (фиг. 343, 344) по конструкции и компо-
новке аналогичен двигательному блоку РД-217. Двигатель
состоит из двух камер сгорания /, турбонасосного агрегата 11,
газогенератора 30, агрегатов автоматики, рамы двигателя 8,
рамы ТНА 49 и узлов общей сборки.
Двигатель крепится к ракете с помощью рамы 8, работа-
ющей на растяжение. Конструкция рамы позволила сущест-
венно уменьшить высоту двигателя и вес самой рамы.
Камеры сгорания 1 двигателя имеют высотные профилиро-
ванные сопла с угловым входом. Каждая камера сгорания
крепится па раме тремя шаровыми опорами.
Большинство агрегатов и узлов двигателя, кроме камеры
сгорания, унифицировано с агрегатами и узлами двигателя
РД-218. Отдельные агрегаты и узлы двигателя имеют незна-
чительные отличия от агрегатов и узлов двигателя РД-218.
К выходному патрубку турбины приварено выхлопное соп-
ло 34, предназначенное для создания дополнительной тяги.
Выхлопное сопло турбины с помощью специальной рамы 32
крепится к основной раме двигателя. На двигателе предусмот-
рена также пусковая система, аналогичная пусковой системе
двигателя РД-218. Особенностью пусковой системы двигателя
является наличие дополнительных электропневмоклапана и
жиклеров, управляющих подачей азота из баллонов ракеты.
Разводка основных магистралей двигателя осуществляет-
ся так же, как и па двигательном блоке РД-217.
Фиг. 343. Двигатель РД-219. Вид со стороны насоса
горючего [141]:
/ — камера сгорания; 2 — держатель датчика давления; // — датчик дав-
ления; 4 — трубопровод подачи горючего к редуктору давления; 5 —
трубопровод подачи горючего в газогенератор; 6 — редуктор давлении
горючего; 7 — пиромембранный клапан горючего; 8~ рама двигателя;
9 — узел ппроклапапа; 10 —кронштейн крепления трубопровода окисли-
теля; // — турбонасосный агрегат; 12 — дроссель: /-'/ — клапан окисли-
теля; /4 —привод дросселя; /5, 17 — ппроклаианы; 16 — реле давления
с держателем; 18 — электроппевмоклапап; 19 — кронштейны крепления
пускового бпчка горючего; 20 — пусковой бачок горючего; 21 — трубо-
провод подачи окислителя к блоку обратных клапанов; 22 — трубопро-
вод подачи горючего к блоку обратных клапанов; 23 — трубопровод по-
дачи горючего в камеру сгорания; 24 — блок обратных клапанов горю-
чего; 25 — трубопровод дренажа горючего; 26 — расходная шайба
горючего; 27 — клапан автозаправки; 28— клапан горючего
164
34
КОНСТРУКЦИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-219
Двигатель РД-219, собираемый для проведения контроль-
но-технологического испытания (КТИ), имеет отличия, обус-
ловленные необходимостью приспособления к стенду, на кото-
ром двигатель проходит КТИ. Вместо рамы двигателя исполь-
зуется стендовая рама. К обечайкам сопел камер сгорания
крепится технологический экран, предназначенный для защи-
ты агрегатов двигателя от воздействия факела работающего
двигателя. К технологическому экрану для удобства обслужи-
вания двигателя в стендовых условиях крепятся выводы слив-
ных и дренажных трубопроводов. Для упрощения сборки дви-
гателя вместо выхлопного сопла турбины и рамы для его креп-
ления устанавливается выхлопной трубопровод.
Фиг. 344. Двигатель РД-219. Вид сверху [141]:
29 — плроклапаи окислителя: 30 — газогенератор; 31 — пироклапаи го-
рючего; 32 — рама крепления выхлопного сопла турбины; 33—трубо-
провод подачи окислителя в газогенератор; 34 — выхлопное сопло тур-
бины; 35 — редуктор давления окислителя; 36 — кронштейн крепления
редуктора окислителя; 37 — обратный клапан с фильтром; 38 —блок
обратных клапанов окислителя; 39— привод редуктора давления; 40 —
кронштейн крепления редуктора давления; 41 — кронштейн крепления
сливных вентилей; 42 — сливные вентили; 43 — фильтр; 44— редуктор
давления азота; 45 — обратные клапаны; 43 — кронштейны крепления
пускового бачка; 47— пусковой бачок окислителя; 48 — трубопровод
иодачи окислителя к клапану; 49 — рама ТНА; 50 — кронштейн крепле-
ния редуктора давления; 51 — пиромембранный клапан окислителя
165
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-219
Фиг. 345. Камера сгорания [142]:
1 — форсуночная головка; 2 — стакан шаровой опоры; 3, /5 — соединительные кольца; 4, 5, 18, 37,
40 — кольца; 6 — рубашка цилиндра; 7 — гофрированная проставка цилиндра; 8 — стенка цилиндра;
5 — рубашка докритической части сопла; 10, 12, 13, 14 — гофрированные проставки докритической
части сопла; // — стейка докритической части сопла; 15, 17, 19, 20, 23, 24 — гофрированные проставки
закритической части сопла; 21 стенка закритической части сопла; 22, 31—рубашки закритической
сопла: 25 — КОЛЬЦО коллектора; 26 — фланец; 27 — патрубок; 28— ребро жесткости; 29, 36 — пе-
регородки; 30 — распределительный коллектор; 32 — сектор коллектора; 33—переходник- 34 -L- под-
кладка; 35— бобышка; 38 — сливная бобышка
166
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-219
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ [137]
Секундный расход окислителя............................
Секундный расход горючего..............................
Весовое соотношение компонентов топлива................
Давление газов в камере сгорания.......................
Давление газов в выходном сечении сопла................
Тяга номинальная в пустоте.............................
Удельная тяга — тяга, отнесенная к суммарному секундному
расходу топлива в пустоте..............................
Диаметр критического сечения...........................
Диаметр выходного сечения сопла........................
Объем камеры сгорания до критического сечения
Литровая тяга в пустоте................................
Охлаждающий компонент..................................
Количество форсунок окислителя ........................
Количество форсунок горючего...........................
Время пребывания продуктов сгорания в камере сгорания
Относительная расходоиаиряжеппость.....................
109,28 кГ/сек
41,57 кГ)сек
2,63
75 ата
0,28 ата
44 585 кГ
295,5 сек
205,8 мм
1045 мм
84 л
530 кГ / л
Горючее
480 шт.
313 шт.
3,8 • 10-3 сек
Вес камеры сгорания
сек-см2-ата
Не более 130 кГ
Камера сгорания двигателя РД-219 (фиг. 345), имеющая большую
степень расширения, чем камера сгорания двигателя РД-216 (дав-
ление на срезе сопла 0,28 ата вместо 0,44 ата), отличается от последней
геометрией закритнческой части сопла, конструкцией элементов смесе-
образования и рядом элементов, связанных с различиями в компоновке
двигателей.
Геометрический контур камеры сгорания показан на фит. 346.
Сопло камеры сгорания спрофилировано по методу характеристик
(сопло, близкое к экстремальному). Применение такого метода профи-
лирования по сравнению с использовавшимся на двигателях более ран-
ней разработки позволяет сократить на 20—30% длину сопла, а также
снизить его вес.
Несмотря на увеличение степени расширения, камера сгорания двига-
теля РД-219 (диаметр выходного сечения сопла 1045 мм) имеет мень-
шую длину, чем камера двигателя РД-216 с диаметром выходного сече-
ния сопла 892 мм.
Отличия форсунок двигателя РД-219 заключаются в изменении гео-
метрии проточной части: центральные отверстия в завихрителях сделаны
конфузорными, а торцы завихрителей форсунок окислителя максималь-
но приближены к соплу (фиг. 348 и 349).
Фиг. 346. Геометрический коитур камеры сгорания
t
Материалы, применяемые для изготовления
камеры сгорания
Внутренняя стенка.........Сталь Х18Н9Т
Гофрированные проставки . . . Сталь 10
Рубашка цилиндра н докритической
части сопла..............Сталь 21Х2НВФА
Детали форсуночной головки (дни-
ще, кольцо, фланец) .... Сталь 1Х21Н5Т
Форсунки.......................Сталь Х18Н9Т
Припой для пайки форсуночной го-
ловки ..........................ПЖК-35
Припой для пайки нижней части . Г70НХ
В процессе серийного изготовления выявилась недостаточная
надежность камер сгорания двигателя РД-219 по устойчивости при
низкой (—20-; 40° С) температуре компонентов на входе в дви-
гатель. В связи с этим были проведены исследования по совершен-
ствованию системы смесеобразования.
Первоначально для камеры двигателя РД-1219 была принята та
же форсуночная головка, что и для камеры сгорания двигателя
РД-216.
В качестве одной из попыток повышения устойчивости двигате-
лей по отношению к внешним возмущениям были проверены каме-
Фиг. 347. Камера сгорания
ры сгорания с увеличенной с 2 до 10% разницей в расходах между
соседними классами одноименных форсунок. При испытании таких
двигателей в двух случаях (при температуре компонента около
—40° С) возникали высокочастотные пульсации непосредственно
при воспламенении.
Дальнейшие работы по повышению устойчивости системы сме-
сеобразования были связаны с изучением особенностей работы
струйно-центробежных форсунок при впрыске жидкости в среду
с повышенным давлением.
167
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-219
Проливки струйно-центробежных форсунок при нали-
чии противодавления (в барокамеру с повышенным дав-
лением воздуха или нейтрального газа) показали, что
в этих условиях у струйно-центробежных форсунок воз-
можно «слипание» струи и конуса распыла форсунок,
приводящее к резкому изменению характера распыла и
к увеличению расхода через форсунку на 20—25%
(фиг. 348).
Более подробное изучение особенностей работы
струйно-центробежных форсунок в условиях противодав-
ления выявило ряд закономерностей, ранее совершенно
не известных. Выяснилось, что при заданном диаметре
сопла и камеры завихриваиия условия «слипания» струи
и конуса распыла определяются уровнем турбулентности
жидкости на входе в форсунку, плотностью и давлением
среды, в которую истекает жидкость, вязкостью жидко-
сти, расходом и перепадом давления на форсунках, рас-
стоянием от места истечения струи до выходного торца
форсунки, условиями открытия клапанов в начальный
момент проливки и рядом других факторов.
Проведенный анализ характеристик форсунок и усло-
вий их работы в камере сгорания показал, что па поми-
нальном режиме конус распыла струйно-центробежных
форсунок гарантированно «слипается» с центральной
струей. На режиме же запуска происходит неконтролиру-
емый переход от независимого истечения к «слипанию»
конуса распыла и центральной струи, сопровождаемый
резким изменением характера распыла и смешения ком-
понентов. В сочетании с резкими возмущениями в гид-
равлических трактах двигателя при запуске такое некон-
тролируемое и нестабильное смесеобразование может
в определенных условиях (для двигателя РД-219 при
температуре компонента ниже —20°С) приводить к от-
дельным случаям неустойчивой работы двигателей.
Проведенные исследования позволили разработать
систему смесеобразования, обладающую большей ста-
бильностью и устойчивостью. При сохранении перепада
давления, числа и расположения форсунок центральные
отверстия в завихрителях струйно-центробежных форсу-
нок были сделаны конфузорными, а торцы завихрителей
форсунок окислителя максимально приближены к соплу.
Эти мероприятия полностью исключили изменение
расхода (фиг. 349) при истечении жидкости в среду
с противодавлением. Одновременно разница в расходах
между форсунками соседних классов была увеличена
с 2 до 5% .и завихрители центробежных форсунок окис-
лителя также были приближены к соплу, благодаря чему
коэффициент неравномерности расхода этих форсунок
по периметру конуса распыла существенно увеличился.
Фиг. 348. Характеристика струйно-центробежной форсунки с центральным
отверстием в завихрителе (первоначальный вариант):
G — суммарный расход; р |( — величина противодавления
а
Форсунка
окислителя
Фиг. 349. Характеристика струйно-центробежной форсунки с конфузорным
центральным отверстием в завихрителе:
С! -- суммарный расход; р — пиличнна противодавления
6
Фиг. 350. Стык нижней части с форсуночной
головкой:
а — было; б — стало
Новая система смесеобразования была проверена на
значительном числе двигателей в самых тяжелых усло-
виях и при изменении параметров в диапазоне, сущест-
венно превышающем рабочий. Во всех случаях при запу-
ске и в рабочем диапазоне параметров отмечена устой-
чивая работа двигателей.
В процессе этих работ был опробован и дал положи-
тельные результаты вариант стыка нижней части с фор-
суночной головкой, позволивший устранить надрывы
в сварном соединении (замковое сварное соединение
с подкладкой заменено стыковым сварным соединением
без подкладки, фиг. 350).
168
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИГАТЕЛЯ РД-219
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ТУРБОНАСОСНОГО АГРЕГАТА [137]
Мощность турбонасосного агрегата . . 4850 л. с.
Число оборотов насосов и турбины . . 9450 в минуту
Расход окислителя.......................219,4 кГ/сек
Расход горючего.......................87,8 кГ/сек
Минимальное давление на входе в насос
окислителя при (=40° С .... 3,75 ата
Минимальное давление на входе в насос
горючего при t = 40° С..............1,65 ата
Давление на выходе из насоса окислителя 102 ата
Давление иа выходе из насоса горючего . 111 ата
Коэффициент полезного действия насоса
окислителя..........................0,67
Коэффициент полезного действия насоса
горючего.............................0,7
Коэффициент быстроходности насоса оки-
слителя ..............................74
Коэффициент быстроходности насоса го-
рючего ...............................36
Коэффициент кавитации насоса окисли-
теля ...............................0,04
Кавитационный коэффициент быстроход-
ности насоса окислителя .... 3100
Коэффициент кавитации насоса горючего 0,043
Кавитационный коэффициент быстроход-
ности насоса горючего............... 3200
Относительная осевая скорость на входе
в шнек насоса окислителя .... 0,083
Относительная осевая скорость на входе
в шнек насоса горючего .... 0,098
Расход газа через турбину .... 5,5 кГ/сек
Удельная мощность — мощность, отнесен-
ная к единице секундного расхода рабо-
л. с.
кГ/сек
Эффективный коэффициент полезного дей-
ствия турбины....................0,45
Температура рабочего тела на входе в тур-
бину .................................1100° К
Давление на входе в турбину ... 61 ата
Давление па выходе из турбины . . 1,3 ата
Окружная скорость ла среднем диаметре
ротора турбины........................ 208 м/сек
Отношение окружной скорости на среднем
диаметре ротора к скорости истечения
пз сопел..............................0,122
Вес турбонасосного агрегата, не заполнен-
ного компонентами.....................194,5 кГ
Вес турбонасосного агрегата, заполненно-
го компонентами....................... 222,5 кГ
Габаритные размеры турбонасосного агре-
гата (длина X ширина X высота) . . 1435X683X764 мм
Относительный вес турбонасосного агре-
гата (вес агрегата, заполненного компо-
нентами, отнесенный к единице тяги дви-
гателя) ..............................2,47 кГ/т тяги
Вес турбонасосного агрегата, заполненно-
го компонентами, отнесенный к единице
мощности..............................46 Г/л. с.
Турбонасосный агрегат двигателя РД-219
конструктивно подобен ТНА двигателей
РД-216 и .РД-218 и отличается от последних
параметрами насосов и турбины и конструкци-
ей выхлопного коллектора.
Форсирование двигателя по расходу компо-
нентов топлива и давлению в камере сгорания
потребовало увеличения числа оборотов ТНА,
которое обеспечило заданные расходы и напо-
ры насосов.
Конструкция выхлопного коллектора имеет
следующую особенность. Коллектор (фиг. 351)
выполнен с одним выходным патрубком, на ко-
торый устанавливается на двигателе кониче-
Фиг. 351. Выхлопной коллектор турбины
ское сопло, позволяющее получить дополни-
тельную реактивную тягу от выхлопных газов
турбины.
Доводочные работы были общими для тур-
бонасосных агрегатов двигателей РД-216,
РД-218 и РД-219. По результатам проведен-
ных работ в выхлопном коллекторе была уве-
личена толщина ребра с 1 до 1,2 мм, были вве-
дены гибкие элементы на входной части реб-
ра, а также выполнено отверстие в ребре,
уменьшившее его парусность. Эти конструктив-
ные доработки исключили случаи поломок реб-
ра во время испытаний.
Зак. 0086
169
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-219
10
Фиг. 353. Дроссель
ранее
На двигателе РД-219 применя-
ются следующие агрегаты автома-
тики: клапаны окислителя и горю-
чего, дроссель, четыре пироклапана,
электроппевмоклапан, клапан авто-
заправки, редукторы давления окис-
лителя и горючего, редуктор давле-
ния азота, дренажно-предохрани-
тельный клапан, сливной вентиль,
два блока обратных клапанов и
два обратных клапана. Все указан-
ные агрегаты (за исключением
клапана окислителя, дренажно-пре-
дохранительного клапана, редукто-
ра давления азота и дросселя) заимствованы из
описанного двигателя РД-216 и работают в аналогичных
* л условиях. Редуктор давления азота заимствован из ранее
" описанного двигателя РД-218.
Клапан окислителя, предназначенный для управления
подачей окислителя в камеры сгорания, по конструкции
и принципу действия идентичен клапану окислителя дви-
гателя РД-216; отличие заключается в том, что оси вы-
ходных патрубков располагаются перпендикулярно
к главной оси клапана, что связано с условиями компо-
новки клапана на данном двигателе.
Дроссель (фиг. 352) является исполнительным орга-
ном системы опорожнения баков СОБ и предназначен
для обеспечения одновременного опорожнения баков го-
рючего и окислителя путем соответствующего изменения
гидравлического сопротивления магистрали окислителя.
В проточную часть корпуса 1 дросселя установлены
две решетки: неподвижная 8 и подвижная 7. При поворо-
те решетки 7 относительно решетки 8 изменяется проход-
ное сечение дросселя, при этом возможно полное откры-
тие или закрытие просветов между перемычками в решет-
ках. Решетка 8 в корпусе зафиксирована от кругового
перемещения штифтом 9. Для снижения трения между
решетками, гайкой 6 и решеткой 7 установлены шарики.
Решетка 7 связана через тягу 2 с валиком 12, при вра-
щении которого осуществляется поворот решетки 7. С ре-
шеткой 7 через тягу 3 связано устройство, состоящее из
пружины 4 и тарели 5, которое выбирает люфты в соеди-
нении тяги 2 с решеткой 7 и валиком 12, а также разгру-
жает тягу 2 от сжимающих сил.
Вращение валика 12 производится с помощью полу-
муфты 10, которая соединяется с приводной полумуфтой
электропривода. Пределы кругового перемещения полу-
муфты 10 определяются ограничителем 11. Для опреде-
ления относительного положения решеток иа цилиндри-
ческой поверхности полумуфты нанесена шкала, а в про-
рези корпуса — риска.
При подаче сигнала системой СОБ электропривод
через приводную полумуфту и валик дросселя изменяет
относительное положение решеток, что ведет к измене-
нию гидравлического сопротивления магистрали окисли-
теля. Уплотнение жидкостной полости дросселя осущест-
вляется фторопластовым кольцом и алюминиевыми про-
кладками.
Основные детали дросселя выполнены из следующих
материалов: корпус 1 — из алюминиевого сплава АВ, тя-
ги 2 и 3, гайка 6, полумуфта 10, валик 12 — из стали
2X13, пружина 4—из стали Х18Н10Т, решетки 7 и 8—
из стали 1Х18Н9Л, ограничитель 11 — из алюминиевого
сплава АД8.
Дренажно-предохранительный клапан (фиг. 354) ис-
пользуется для дренажа паров продукта из магистрали
наддува пускового бачка горючего и для стравливания
азота из этой магистрали при повышении давления выше
заданного, на которое настроена пружина клапана.
Корпус 5, клапан 3 и опора 1 в данном клапане изго-
товлены из стали 1Х17Н2, пружина — из стали Х18Н10Т,
кожух 4—’ИЗ алюминиевого сплава АК6.
Вход
2
3
4
Фиг. 354. Дренаишо-предохра-
нительный клапан [144]:
/ — опора; 2 — пружина; 3 — кла-
пан; 4 — кожух; 5 — корпус
.170
УЗЛЫ ОБЩЕЙ СБОРКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-219
На двигателе используется газогенератор, идентич-
ный газогенератору двигателя РД-216. Параметры газо-
генератора двигателя РД-219 незначительно отличаются
от параметров газогенератора двигателя РД-216.
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ГАЗОГЕНЕРАТОРА [137]
Секундный расход окислителя . . 0,84 кГ/сек
Секундный расход горючего . . 4,66 кГ/сек
Весовое соотношение компонентов
топлива.........................0,18
Давление в газогенераторе . . 61 ата
Температура газов................1100° К
Относительная расходонапряжен-
ность........................... 0,745 ~
сек-см -ата.
Диаметр цилиндра.................125 мм
Длина цилиндрического участка . 105 мм
Количество форсунок окислителя . 19 шт.
Количество форсунок горючего . . 54 шт.
Время пребывания продуктов сгора-
ния в газогенераторе . . . 4,0 • 10-3 сек
Топливные магистрали двигателя аналогичны маги-
стралям двигательного блока РД-217.
Выхлопное сопло турбины (фиг. 355) — сварной кон-
струкции, состоит из сильфона 3, кольца 4, сопла 5, кол-
тектора 6, трех втулок 1 и трех петель 2.
Сильфон 3 предназначен для компенсации термиче-
:ких напряжений, возникающих в процессе работы дви-
гателя. На внутреннем диаметре кольца 4 выполнена
троточка для установки транспортировочной заглушки.
Гопло 5 предназначено для создания дополнительной ре-
активной силы тяги выхлопных газов. Коллектор 6 явля-
ется силовой частью выхлопного сопла. В него вварены
три втулки /, равнорасположенные по окружности. За
втулки 1 выхлопное сопло турбины с помощью специаль-
ной рамы крепится к раме двигателя. На коллекторе 6
приварены три петли 2, предназначенные для закрепле-
ния теплозащитного чехла, устанавливаемого на выхлоп-
ное сопло турбины при сборке двигателя.
Все детали выхлопного сопла турбины изготавлива-
ются из нержавеющей стали.
Рама двигателя (фиг. 356) представляет собой цель-
носварную ферменную конструкцию из труб. Для крепле-
ния рамы двигателя к ракете в нижней части рамы вва-
рено шесть опорных пят И, 15, 21 и 25.
Верхняя часть рамы образует замкнутый сварной по-
яс, состоящий из двух трубчатых трапецеидальной фор-
мы рам, соединенных между собой. В узлы соединения
труб вварено шесть опор 14, 18 и 23 с резьбовыми втул-
ками, которые служат для крепления камер сгорания
к раме двигателя с помощью шаровых соединений (опор).
Для повышения жесткости конструкции узлы соединения
труб усилены уголками 16, 17, ,19, 20, 24. К пяте 11 и двум
трубам в нижней части рамы приварены ребра 12 и 13
для крепления к раме двигателя рамы выхлопного сопла
(фиг. 357).
Все детали рамы изготовляются из стали 12Х2НВФА.
Шаровые опоры крепления рамы двигателя и рамы
турбонасосного агрегата к камерам сгорания, а также
узлы крепления турбонасосного агрегата на данном дви-
гателе используются те же, что и на двигателе РД-216.
Рама турбонасосного агрегата -конструктивно выпол-
нена так же, как и рама турбонасосного агрегата двига-
теля РД-216, и отличается от последней большими габа-
... . ........- ., _ ..6, 8 — трубы
42X2 л!Л£; 5, 7 — трубы 38X1,6 Л£Л£; 9, /0—-трубы 40X2 л<л<;
11, 15, 21, 2.5 —пяты; 12, /3 —ребра; 14, 18, 23 —опоры; 16, 17,
19, 20, 24 — уголки
ритными размерами.
Фиг. 355. Выхлопное
сопло турбины:
1 — втулка; 2— петля; 3 —
сильфон; 4 — кольцо; 5 —
сопло; 6 — коллектор
1^3
вид А
357.
16
4,
17
рамы выхлопного сопла и законтрен контр-
18
19
20
21
22
23
Фиг.
1, 3, 8, 10,
7,
Рама выхлопного сопла [146]:
11, 13 — трубы 20 X 1,5 леи; 2, 12—уголки;
9— пяты; 5— подшипник; 6 — втулка
25 24
Фиг. 356. Рама двигателя [145]:
1 — труба 50 X 2 лыг; 2, 22 — трубы 56 X 2 мм; 3, 4,
г 7 _ Трубы 38X1,6 л<л(; 9,
Рама выхлопного сопла (фиг. 357) представляет со-
бой цельносварную ферменную конструкцию из труб.
В верхней части рамы в трубы вварены три пяты 4, 7, 9,
которые служат для крепления рамы выхлопного сопла
к раме двигателя. В нижней части рамы вварены три
втулки 6 с подшипниками 5 для крепления выхлопного
сопла к раме с помощью шаровых соединений. Для по-
вышения жесткости конструкции узлы соединения труб
усилены уголками 2 и 12.
Подшипники 5 изготовляются из стали ЗОХГСА, все
остальные детали рамы сопла — из стали 12Х2НВФА.
Шаровое соединение узла стыковки рамы с выхлоп-
ным соплом (фиг. 358) позволяет производить регулиров-
ку положения выхлопного сопла как в вертикальном, так
и в горизонтальном направлениях и компенсировать до-
пускаемые отклонения размеров выхлопного сопла и
рамы двигателя.
Шаровое соединение состоит из шпильки 7, двух экс-
центриков 4 и 5, шайбы 3, гайки 2 и двух контргаек 1
и 6. Один конец шпильки ввернут в резьбовое отверстие
6
5
4
3
2
И
Фиг. 358. Узел стыковки рамы
и выхлопного сопла:
2 — гайка; 3 —
4,‘ 5 — эксцентрики; 7 —
шпилька
/, 6 — контргайки;
шайба;
Фиг. 359. Узел крепления рамы
выхлопного сопла:
/ — обойма; 2 —шайба; 3 — контр-
гайка; 4 — гайка; 5 — подшипник;
6 — болт
подшипника рамы выхлопного сопла и законтрен контр-
гайкой 6. Другой конец шпильки зажат гайкой 2 и контр-
гайкой 1 во втулке между шайбой 3 и торцом буртика
шпильки 7. В процессе регулировки шайба 3 скользит
по торцу втулки. Эксцентрики 4 и 5 изготовлены с экс-
центриситетом внешних цилиндрических поверхностей от-
носительно внутренних по 2,5 мм. Регулировка обеспе-
чивает смещение осн шпильки от оси втулки выхлопного
сопла до 5 мм. За счет поворота подшипника допускается
также отклонение оси шпильки.
Шпилька 7 изготовляется из стали ЗОХГСА, шайба 3
и эксцентрики 4 и 5— из стали 38ХА.
Узел крепления рамы выхлопного сопла представлен
на фиг. 359 и состоит из обоймы 1, шайбы 2, гайки 4,
контргайки 3, подшипника 5 и болта 6.
Конструкция рамы позволяет натягивать с небольшим
усилием ее опоры на болт соединения. Возникающие при
этом перекосы опор рамы компенсируются за счет про-
ворота подшипника 5 на сферической поверхности
обоймы.
22*
ИСПЫТАНИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-218 И РД-219
Испытания двигателя РД-218 [129, 169]
Доводка двигателя РД-218 проводилась одновременно с отработкой
двигателя РД-216 в период 1959—1961 гг. и состояла в основном из до-
водки двухкамерного двигательного блока, проверочных испытаний
двигателей совместно с системой питания ракеты (наземные испытания)
и летно-конструкторских испытаний двигателей в составе ракеты.
В связи с тем что двухкамерные двигательные блоки, из которых
формируется двигатель, по конструкции практически по отличаются от
двигательных блоков двигателя РД-216, опыт доводки последнего был
полностью использован при отработке двигателя РД-218. Практически
это означает, что одновременно с доводочными испытаниями двигатель-
ных блоков РД-215 проводились и испытания двигательных блоков
РД-217.
Двигательные блоки прошли чистовые доводочные испытания одно-
временно с двигательным блоком РД-215.
Двигатели успешно прошли стендовые испытания совместно с систе-
мой питания ракеты и летно-конструкторские испытания в составе ракет.
При первых Л КН имели место два случая появления высокочастот-
ной неустойчивости процесса в камере сгорания при запуске двигатель-
ных блоков; неустойчивость рабочего процесса при запуске была связа-
на со спецификой работы ракетной системы питания двигательных бло-
ков— значительными по амплитуде колебаниями давления па входе
в насосы окислителя в момент открытия клапанов окислителя. Прове-
денные мероприятия: снижение давления в газогенераторах па пусковом
режиме (за счет понижения давления настройки СДУ со 160 до 105 ати),
более раннее открытие клапана окислителя (за счет уменьшения давле-
ния разрыва болта с 25 до 15 ати) и повышение давления наддува бака
окислителя ракеты, привели к тому, что при дальнейших ЯКИ случаев
отказа из-за высокочастотной неустойчивости при запуске двигателя не
было.
В технологический процесс изготовления двигателей, так же как и
двигателей РД-216, входят огневые контрольно-технологические, конт-
рольно-выборочные (партионные) и специальные проверочные испыта-
ния двигательных блоков.
Технологическими испытаниями была выявлена склонность отдель-
ных экземпляров двигательных блоков к высокочастотной неустойчиво-
сти рабочего процесса в камере сгорания и газогенераторе; при этом
было установлено, что число случаев высокочастотной неустойчивости
относительно невелик:) и допустимо при высоком уровне надежности
двигателя.
Испытания двигателя РД-219 [129, 170]
При доводке двигателя РД-219 был использован опыт отработки дви-
гательных блоков РД-215 и РД-217, проходивших доводку в одно время
с двигателем РД-219.
В процессе доводочных испытаний двигателя были отработаны си-
стемы запуска и регулирования тяги, проверена работоспособность дви-
гателя в широком диапазоне изменения внешних условий, включая про-
верку за пределами возможных при эксплуатации диапазонов, отрабо-
тана система выключения, подтверждено соответствие основных пара-
метров двигателя требованиям технической документации, проведены чи-
стовые доводочные испытания двигателей.
К особенностям доводки двигателя относятся отработка запуска
в пустоте, а также испытания для оценки эффективности системы опо-
рожнения баков ракеты, использующей дроссель окислителя в качестве
исполнительного органа.
а) Отработка запуска двигателя на стенде
с имитацией высотных условий
Имевшиеся в 1960 г. данные по самовоспламенению в высотных ус-
ловиях азотнокислотных топлив, включая пару АК-27И и несимметрич-
ный днметилгидразин, основывались главным образом на лабораторных
экспериментах; опыт по запуску двигателей значительной тяги, рабо-
тающих па этом топливе при высоком разрежении среды, отсутствовал.
Запуск используемых в то время высотных двигателей осуществлялся
путем искусственного сохранения перед запуском давления в камере
сгорания, близкого к атмосферному, что обеспечивалось постановкой
в сопло камеры заглушек, выбрасываемых при запуске силой нараста-
ющего давления в камере; в ряде случаев использовалась предпусковая
продувка.
Вначале, учитывая имеющийся опыт, запуск двигателя в высотных
условиях предполагалось производить по этому принципу. В связи с этим
были отработаны заглушки для камер сгорания и выхлопной трубы тур-
бины, которые выбрасывались при повышении давления при запуске
свыше 2 ата. Вместе с тем были учтены хорошие пусковые свойства
применяемого в двигателе топлива (малый период задержки воспламе-
нения, хорошая самовоспламеняемость в широком диапазоне изменения
внешних условий) и некоторое повышение давления в камерах сгорания
при испарении опережающего окислителя. В связи с этим проводилась
отработка запуска двигателя без заглушек на стенде с имитацией высот-
ных условий, т. е. без отличий по организации запуска от двигательных
блоков РД-215 и РД-217.
Испытания проводились в два этапа.
На первом этапе проводился запуск от пусковой системы газогенера-
тора, присоединенного к барокамере (объем 3 ж3), в которой с помощью
вакуумных насосов обеспечивалось давление до 0,3 мм рт. ст.
Испытания показали, что газогенератор надежно запускается при
давлении окружающей среды до 0,3 мм рт. ст. и при изменении темпера-
туры компонентов топлива п конструкции газогенератора во всем рабо-
чем диапазоне; при этом большинство испытаний было проведено при
отрицательных температурах, так как сочетание низкого давления окру-
жающей среды и низкой температуры является наиболее опасным по
возможности воспламенения компонентов топлива.
На втором этапе проводились огневые испытания двигателя, при
этом проверялась только первая фаза запуска—с момента воспламене-
ния в камере сгорания до набора ~4Оп/о тяги, в связи с тем, что даль-
нейший ход запуска уже не зависит от давления окружающей среды, а
испытательный стенд не был рассчитан иа большую тягу. Испытания
проводились в барокамере объемом ~90 м3, низкое давление в барока-
мере обеспечивалось с помощью вакуумных насосов и достигало 0,6—
0,7 мм рт. ст. Выхлоп газов из газогенератора вакуумировался автоном-
но с помощью барокамеры объемом ~3 м3.
Испытания показали, что даже при крайних возможных при полетах
отрицательных температурах компонентов топлива в камерах сгорания
создастся давление от испарения опережающего окислителя, равное
1,5—2 мм рт. ст., которого оказалось достаточно для падежного воспла-
менения компонентов топлива в камерах сгорания и для нормального
протекания всего запуска; при этом запуск двигателя практически не
отличается от запуска двигателя в земных условиях (как по надежности,
так и по динамическим характеристикам).
Двигатель надежно запускался во всем диапазоне возможного изме-
нения температур компонентов топлива при давлении окружающей сре-
ды в диапазоне от 760 до 0,6 мм рт. ст.
Большее понижение атмосферного давления (например, до абсо-
лютного вакуума) ие может повлиять на надежность запуска двигате-
ля, поскольку истечение образующихся в вакууме п'аров опережающих
компонентов в газогенераторе и в камерах сгорания является сверхкри-
тическим, следовательно, при запуске при любом давлении в атмосфере
в камере сгорания и газогенераторе будет давление ие менее 1—
2 мм рт. ст., что обеспечивает нормальный их запуск на любой высоте.
Результаты проведенных огневых испытаний двигателя с проверкой
запуска при низких давлениях окружающей среды позволили отказать-
ся от вспомогательных средств (вышибные заглушки, продувки и т. п.)
и впервые принять для запуска в высотных условиях такой же способ,
как и для запуска двигателей па земле.
В дальнейшем летные испытания двигателей в составе ракеты пол-
ностью подтвердили правильность выводов, полученных при стендовых
испытаниях.
В 1961 г. двигатель РД-219 прошел чистовые доводочные испытания.
В дальнейшем двигатель успешно прошел стендовые испытания в соста-
ве второй ступени ракеты и весь объем летпо-копструкторских испыта-
ний, в процессе которых было подтверждено соответствие основных ха-
рактеристик двигателя требуемым п подтверждена работоспособность
двигателя н его агрегатов в натурных условиях.
б) Заводские испытания двигателе й
В технологическом процессе изготовления двигателей РД-219, также
как п двигателей РД-216 и РД-218, предусмотрено проведение контроль-
но-технологических испытаний (КТИ) — па каждом изготовленном дви-
гателе, контрольно-выборочных испытаний (КВИ) — на одном двигателе
от технологической партии и специальных проверочных испытаний
(СПИ) —на одном двигателе от годовой программы.
Технологические испытания подтвердили работоспособность двига-
телей во всем диапазоне изменения внешних условий; имеете с тем тех-
нологические испытания выявили склонность отдельных экземпляров
двигателей к высокочастотной неустойчивости рабочего процесса в ка-
мере сгорания; при этом у двигателей, изготовленных па одном серий-
ном заводе, высокочастотная неустойчивость проявлялась при запуске и
па режиме главной ступени, а у двигателей, изготовленных на другом
серийном заводе, — только при отрицательных температурах топлива
(ниже —25 4 —30° С)
Введение усовершенствованной форсуночной головки камеры сгора-
ния (со стабильными гидродинамическими характеристиками форсунок
при проливках с противодавлением) позволило полностью исключить
высокочастотную неустойчивость процесса в камерах при отрицательных
температурах.
Весьма незначительное относительное количество случаев высокоча-
стотной неустойчивости при запуске и на режиме главной ступени у дви-
гателей другого серийного завода позволило считать эти случаи допу-
стимыми при общем высоком уровне надежности двигателя.
172
ДВИГАТЕЛЬ РД-224
Фиг. 360. Двигатель РД-224. Вариант с пороховым стар-
тером (слева — вид со стороны газогенератора; спра-
ва — вид со стороны насоса горючего):
/ — камера сгорания; 2 — клапан горючего; —турбонасосный
агрегат; -/—рама ТНА; 5—рама двигателя; б — пороховой стар-
тер; 7 — пироклапаи; « — газогенератор; 9 — коллектор дренаже
горючего; 10 — сливной вентиль; II — зашита; 12 — трубопровод
подачи горючего в газогенератор; 13 — привод; 14— дроссель;
/5 —датчик давления; /б — узел подачи окислителя с ппрокла-
паиамп; /7 — корректор; /8 — пиромембранпый клапан окисли-
теля; /9 — пиромембранный клапан горючего; 20— гибкий тру-
бопровод подачи горючего в камеру сгорания; 21 — трубопровод
дренажа горючего
Двигатель РД-224 является блочным жидкостным реактивным
двигателем большой тяги, предназначенным для первой ступени
двухступенчатой межконтинентальной баллистической ракеты.
Двигатель принадлежит к семейству блочных ЖРД большой тя-
ги, включающему и двигатели РД-216, РД-218 и РД-219. По своей
конструкции и основным параметрам двигатель наиболее близок к
РД-216. Он состоит из двух двухкамерных двигательных блоков
РД-225, смонтированных на общей раме и имеющих общую систе-
му запуска.
Развивая у земли тягу (155 т), большую, чем у двигателя
РД-216, двигатель имеет также более высокую удельную тягу
(251 сек — у земли и 294 сек—в пустоте), меньшую высоту и низ-
кий относительный вес (9,3 кГ/т тяги).
В двигателе используется практически то же топливо, что. и в
ранее разработанных двигателях: окислитель — АК-27П и горю-
чее— несимметричный диметилгидразин. (Окислитель АД-27П от-
личается от АД-27И только присадком — более эффективным инги-
битором коррозии.)
Двигательный блок РД-225 по конструкции в значительной сте-
пени сходен с двигательным блоком РД-215; при этом его конструк-
ция существенно упрощена по сравнению с блоком РД-215 благо-
даря введению в схему двигателя целого ряда принципиально но-
вых решений, принятых для обеспечения высокой надежности и
максимальной боевой готовности межконтинентальной ракеты при
многолетнем ее хранении в заправленном и «ампулизированном»
состоянии.
ДВИГАТЕЛЬ РД-224
а) Впервые для мощных ЖРД предложен и осуществлен запуск
двигателя с насосами, не заполненными компонентами, при кото-
ром заполнение магистралей двигателя топливом совмещено с про-
цессом разгона вала ТНА. Потребный характер выхода двигателя
на режим главной ступени обеспечивается за счет выбора давления
наддува пусковых бачков, а также за счет выбора моментов сраба-
тывания лиромембранных клапанов и начала наддува пусковых
бачков.
б) Существенно упрощена схема двигателя благодаря использо-
ванию пиромембранных клапанов в качестве пусковых, что позво-
лило исключить из состава двигателя главный клапан окислителя,
а клапан горючего использовать только для отсечки подачи горю-
чего при выключении двигателя.
в) Впервые для мощных ЖРД управление агрегатами автома-
тики двигателя осуществлено без применения специальных газооб-
разных компонентов. Это сократило состав автоматики двигателя
и число операций при запуске и выключении двигателя. При этом
из регламентных работ при подготовке двигателя к запуску исклю-
чены такие трудоемкие и продолжительные операции, как заправка
баллонов сжатым газом, настройка редукторов давления, проверка
срабатывания пневмоавтоматики и т. п.
г) Исключены из состава двигателя пусковые бачки вместе
с системой их наддува. Пусковые бачки, предварительно заправлен-
ные компонентами топлива и герметизированные мембранами,
размещены в стартовом двигательном устройстве (СДУ) — в ос-
новном варианте двигателя, а в другом варианте двигателя они
заменены пороховым стартером.
Из основных агрегатов двигателя наибольшие изменения пре-
терпела камера сгорания, отличающаяся от камеры сгорания дви-
гателя РД-216 профилированным соплом с угловым входом, усо-
вершенствованной системой смесеобразования и более высоким
давлением газов (85 ата).
Турбонасосный агрегат, газогенератор и часть топливных маги-
стралей двигателя в основном унифицированы с соответствующи-
ми агрегатами и узлами двигателя РД-216. Так, ТНА отличается
от ТНА двигателя РД-216 только формой выхлопного коллектора.
Двигатель разрабатывался в двух вариантах, отличающихся
только пусковыми системами: в основном варианте запуск двига-
теля осуществляется с помощью пусковых бачков, в другом вариан-
те двигатель запускается с помощью пороховых стартеров, уста-
навливаемых иа турбину каждого двигательного блока.
Регулирование двигателя по тяге осуществляется изменением
суммарного расхода топлива через газогенератор за счет измене-
ния гидравлического сопротивления дросселя горючего; изменяю-
щееся прн этом давление за дросселем горючего управляет коррек-
тором окислителя, поддерживающим постоянным соотношение
компонентов топлива, поступающих в газогенератор.
Выключение двигателя производится аналогично выключению
двигателя РД-216 с тем отличием, что выключение газогенератора
осуществляется только путем отсечки подачи в него окислителя.
Двигатель, разрабатываемый с 1960 г., прошел полный объем
доводочных испытаний, начатых в 1961 г., включая стендовые ис-
пытания в составе первой ступени ракеты. В дальнейшем, в 1962 г.,
в связи с прекращением разработки ракеты работы по двигателю
были прекращены.
ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ И ХАРАКТЕРИСТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-224 [147]
С и с те м а подач и
Тип двигателя ...........................................
Назначение...............................................
Топливо;
окислитель ........................................
горючее...........................................
Номинальная тяга двигателя у земли при атмосферном дав-
лении 750 мм рт. ст. с учетом тяги выхлопных патрубков
турбин .................................................
Двигатель работоспособен:
в интервале температур компонентов топлива
в интервале температур окружающей среды
Габаритные размеры
(без учета рамы крепления к ракете)
Длина
Диаметр
Весовые данные
Вес двигателя.............................................
Вес двигателя, заполненного компонентами топлива
Состав двигателя..........................................
Жидкостный, реактивный
Для ракеты дальнего
действия
АК-27П ВТУ
№ АУ-137—59
Диметнлгидразин несим-
метричный МРТУ 6
№ ЕУ-108—61
154,8 т
-5-7- +25° С
—40 ~ +50° С
1996 мм
2270
Не более 1250 кГ
Не более 1450 кГ
Двигатель РД-224 состо-
ит из двух двухкамер-
ных двигательных бло-
ков РД-225, собранных
па общей раме и име-
ющих общую систему
запуска
ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ И ХАРАКТЕРИСТИКИ ДВИГАТЕЛЬНОГО БЛОКА РД-225
Номинальная тяга у земли при атмосферном давлении
750 мм рт. ст. с учетом тяги выхлопных патрубков турбины 77,4 т
Разность тяг камер сгорания в любой момент времени па
установившемся режиме работы...........................Не более 500 кГ
Удельная тяга — тяга, отнесенная к суммарному секундному
расходу окислителя и горючего; расходы окислителя п го-
рючего приведены к температуре -1-15° С и поминальным
давлениям па входе в насосы:
у земли.............................................251+3 сек
в пустоте........................................ 294 + 3 сек
Давление газов в камерах сгорания па номинальном режиме 85 ата
Расчетное давление продуктов сгорания иа срезах сопел ка-
мер сгорания...........................................0,44 ата
Номинальный секундный расход компонентов топлива через
ТНА:
окислителя........................................ 220,3 кГ/сек
горючего............................................88,1 кГ/сек
суммарный расход................................... 308,4 кГ/сек
Поминальное отношение секундных весовых расходов окисли-
теля и горючего через ТНА (/Ц) при поминальных давле-
ниях па входе в насосы и номинальных удельных весах
компонентов топлива....................................2,5 + 0,07
Время набора 60% тяги считая с момента подачи команды па
запуск двигателя.......................................ЦЗфд’ф+к
Разиина во времени набора 60% тяги считая с момента пода-
чи команды на запуск, для двух двигательных блоков
РД-225 в составе двигателя РД-224 .................Не более 0,2 сек
Продолжительность непрерывной работы на режиме главной
ступени ............................................... 100 сек
Среднее значение импульса тяги в пустоте за время между
первой и второй командами иа выключение двигателей 18,45 т сек
Разница импульсов тяги двигательных блоков РД-225 за
время между первой и второй командами па выключение
в составе двигателя РД-224 .......................Не более 1 т • сек
Значение импульса тяги двигателя после подачи второй
команды на выключение..................................Не более 15 т сек
Допустимое изменение режима по давлению газов в камерах
сгорания при работе системы РКС относительно номиналь-
ного значения..........................................—10-++5%
Способ подачи топлива в камеру сгорания
Тип турбины.............................
Тип насосов окислителя и горючего
Число оборотов турбины ................................
Мощность турбины.......................................
Давление в момент подачи команды на запуск двигателя пе-
ред разделительными мембранами:
окислителя ............................................
горючего . . ..............................
Давление иа входе в насо:ы при работе двигателя па номи-
нальном режиме:
окислителя:
минимальное при температуре +25° С.................
поминальное .....................................
максимальное.....................................
горючего:
минимальное при температуре +25° С.................
номинальное .....................................
максимальное.....................................
С и сто м а г а з о г е и е р а ц и и
Номинальный секундный расход компонентов топлива через
газогенератор:
окислителя ........................................
горючего...........................................
суммарный расход...................................
Температура генераторного газа ..........................
Давление в газогенераторе................................
Давление газа на выходе из выхлопного коллектора |урбины
Насосный, с приводом от
турбины
Активная, с двухступен-
чатым колесом
Центробежные, односту-
пенчатые, двусторонне-
го входа
9500 в минуту
5180 л. с.
3,9±0,4 ата
3,0+0,4 ата
3,0 ата
4,0 ата
8.0 ата
1,3 ата
1,9 ата
4,0 ата
0,93 кГ/сек
5,17 кГ/сек
6,1 кГ/сек
1100° К
68 ата
1,85 ата
С и е т е м а у п р а в л е и и я
Параметры электрического тока питания агрегатов управле-
ния:
род тока.......................................Постоянный
напряжение....................................27 + 3 а
Коэффициент передачи двигателя (/<д) — изменение давле-
ния газов в камерах сгорания .при повороте винта дросселя
Фиг. 361. Дроссельная харак-
теристика двигательного блока
РД-225 [147]:
Р - тяга; —давление газов в ка-
мере сгорания
Фиг. 362. Средний закон спада
тяги двигательного блока
РД-225 между первой и второй
командами на выключение
[147]:
Р00 _ тяга в пустоте; г — время
ПИРОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ, ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ И КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЯ РД-224
8 9 10 It /2 /3 /4
Фиг. 363. Пирогидравлическая схема
двигателя РД-224 [148];
/ — камера сгорания; 2 — турбина; 3— дат-
чик давления; 4—насос окислителя; 5 —
пиро мембранный клапан окислителя; 6,
15 — расходные шайбы; 7 — насос горюче-
го; Я — пироклапан окислителя; 9— газо-
генератор; 10, 19— блоки обратных клапа-
нов; 11 — корректор; 12 — ппромембранный
клапан горючего; 13 — дроссель; 14— при-
вод дросселя; 16 — отсечной пироклапап;
/7 —реле давления; 18 — клапан горючего;
20—стартовое двигательное устройство;
21 — электроппевмоклапап; 22 — пусковой
бачок окислителя; 23—обратный клапан;
24— пусковой бачок горючего; 25—разде-
лительное устройство; 26, 27—сливные Beih
тили
17£
ПИРОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ, ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ И КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЯ РД-224
Двигатель РД-224 состоит из двух двухкамерных двигательных бло-
ков РД-225, собранных иа общей раме и имеющих общую систему за-
пуска.
Пирогидравлическая схема (фиг. 363) состоит из следующих систем:
— питания двигателя окислителем;
— питания двигателя горючим;
— газогенерации;
— пусковой системы.
В систему питания двигателя окислителем входят: насосы окислите-
ля 4, пиромембранные клапаны окислителя 5, расходные шайбы 6, тру-
бопроводы, подводящие окислитель к камерам сгорания, пироклапа-
ньг 16 и сливной вентиль 27.
В систему питания двигателя горючим входят: насосы горючего 7,
пиромембранные клапаны горючего 12, расходные шайбы 15, клапа-
ны 18, трубопроводы, подводящие горючее к камерам сгорания, и слив-
ной вентиль 26.
В систему газогенерации входят: газогенераторы 9, ппроклапапы
окислителя 8, дроссели 13, корректоры 11, жиклеры и трубопроводы,
подводящие компоненты топлива от насосов к газогенераторам.
Пусковая система — общая для обоих двигательных блоков, состоит
из стартового двигательного устройства (СДУ) н собственно двигатель-
ной пусковой системы и включает следующие узлы п агрегаты: пусковой
бачок окислителя 22, пусковой бачок горючего 24, разделительные уст-
ройства 25, блоки обратных клапанов 10 и 19, трубопроводы подвода
сжатого азота к пусковым бачкам и трубопроводы подвода компонентов
топлива от пусковых бачков к системе газогенерации.
Разделительные устройства и блоки обратных клапанов входят в
конструкцию двигателя, СДУ и пусковые бачки являются агрегатами
наземного оборудования, предназначенными для пуска двигателя.
По команде на пуск двигателя в определенной последовательности
производится срабатывание электропневмоклапана СДУ 21 и пиромемб-
ранных клапанов горючего 12 и окислителя 5.
При открытии электропневмоклапана СДУ газообразный азот
под высоким давлением поступает к .пусковым бачкам, мебраны, уста-
новленные на входе и выходе из пусковых бачков, прорываются давлени-
ем азота и начинается вытеснение компонентов топлива в систему га-
зогенерации.
В газогенераторах 9 компоненты топлива самовоспламеняются. Об-
разующийся при этом газ поступает в турбины 2. Турбонасосные агре-
гаты начинают работать, К этому моменту компоненты топлива запол-
няют насосы н начинают поступать в магистрали питания камер сгора-
ния. В камерах сгорания компоненты топлива, поступающие с опереже-
нием окислителя, самовоспламеняются. Давление на выходе из насосов
возрастает и становится больше, чем давление в пусковых бачках, бло-
ки обратных клапанов 10 и 19 срабатывают таким образом, что обрат-
ные клапаны, через которые осуществляется подача компонентов из пу-
сковой системы, закрываются, а обратные клапаны, через которые про-
изводится питание газогенераторов от ТНА, открываются. Газогенера-
торы переходят па питание от насосов, и двигатель выходит на номи-
нальный режим.
Для уменьшения разброса параметров траектории полета ракеты
применена система регулирования кажущейся скорости (РКС), Регули-
рующими элементами системы РКС являются дроссели 13, управляемые
электроприводами 14. Дроссели 13 предварительно настраиваются на
расход горючего через газогенераторы, соответствующий номинальному
режиму работы двигателя. При регулировании тяги двигателя соотно-
шение компонентов топлива в газогенераторах поддерживается постоян-
ным с помощью корректоров 11. Для улучшения процесса регулирова-
ния в системе РКС предусмотрена обратная связь по давлению газов
в камерах сгорания. Измерительным устройством обратной связи си-
стемы РКС являются датчики давления 3, предназначенные для измере-
ния давления в камерах сгорания в процессе полета ракеты.
По достижении ракетой заданной конечной скорое™ от системы уп-
равления подается первая команда на выключение двигателя. По этой
команде срабатывают пиропатроны, установленные па пироклапанах 8,
при этом пироклапаны закрываются и прекращают доступ окислителя
в газогенераторы. Давление в газогенераторах падает, при этом проис-
ходит снижение оборотов насосов ТНА и давления в камерах сгорания,
При падении давления в камерах сгорания до определенной величи-
ны срабатывают реле давления 17, после чего подается вторая команда
на выключение двигателя. По этой команде закрываются пироклапа-
иы 16 и клапаны 18. Одновременно с подачей команды на отсечку пита-
ния камер сгорания горючим и окислителем подается команда па сраба-
тывание дренажных устройств клапанов горючего, через которые про-
изводится сброс горючего из зарубашечного пространства камер сгора-
ния за борт.
Кроме рассмотренной схемы был разработан второй вариант пиро-
гидравлической схемы двигателя, в котором запуск двигателя произво-
дился с помощью пороховых стартеров, установленных па турбины ТНА
каждого двигательного блока. В остальном данный вариант схемы пол-
ностью аналогичен схеме, приведенной па фиг. 363.
На фиг. 364 представлены схема подсоединения кабельного ствола 1
к пиропатронам 2 пиромембраппых клапанов окислителя и горючего, а
также схема подсоединения кабельного ствола 3 к реле давления 4.
На фнг. 365 приведена схема подсоединения кабельного ствола 1 к
пиропатронам 2, 3 пирокланаиов отсечки компонентов па входе в каме-
ры сгорания и газогенераторы, а также пирокланаиов дренажа из зару-
башечного пространства камеры сгорания.
Принципы построения электрических схем и особенности разводки
кабельных стволов изложены при описании электрических схем двига-
теля РД-216.
Фиг. 364, Схемы кабельных стволов с подсоединенными электроагрегатами [149]:
/, 3 — кабельные стволы; 2 — пиропатрон; 4 — реле давления; 5, 6 — штепсельные разъемы
Фиг. 365, Схема кабельного ствола с подсоединенными пиропатронами [149]:
/ — кабельный ствол; 2, 3 — пиропатроны; -/ — штепсельный разъем
ПИРОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ, ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ И КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЯ РД-224
Фиг. 366. Конструктивная схема двигателя РД-224 [150]:
1 — камера сгорания; 2 — турбонасосный агрегат; 3 — газогенератор; 4 — пнромембранпый клапан
окислителя; б — пироклапап окислителя; 6 — переходник; 7 — трубопровод подачи горючего к блоку
обратных клапанов; 8 — трубопровод подвода давления к датчику давления; 9 — датчик давления;
10, 22, 31, 35 — пиропатроны; // — узел подачи окислителя с пироклапанамн; 12, 41 — блоки обрат-
ных клапанов; 13, 16 — трубопроводы подвода горючего к корректору; 14 — корректор; 15 — пнромем-
браипый клапан горючего; 17 — дроссель; 18 — электропривод (привод системы РКС); 19, 21, 43 —
распределители; 20 — трубопровод подачи окислителя в блок обратных клапанов; 23 — трубопровод
подачи окислителя в пироклапап; 24—жиклер; 25, 48 — расходные шайбы; 26 — клапан горючего;
27 — трубопровод подачи горючего в газогенератор; 28 — трубопровод подачи горючего в дроссель;
29 — трубопровод подвода давления к реле давления; 30 — реле давления; 32 — дренажный трубо-
провод блока обратных клапанов; 33, 38 —• дренажные трубопроводы насоса горючего; 34 — гибкий
трубопровод подачи горючего в камеру сгорания; 36 — трубопровод дренажа горючего; 37 — трубо-
провод слива горючего из насоса; 39 — трубопровод дренажа окислителя пз коллектора; 40 — трубо-
провод слива окислителя из насоса; 41 — вентиль; 42, 45 — коллекторы; '/'/ — трубопровод подвода го-
рючего из сливного вентиля к коллектору; 46—жиклер; 49—дренажный трубопоовод турбины; 60 —
дренажный трубопровод насоса окислителя; 51—дренажный трубопровод пнроклапана окислителя
177
Конструкция двигателя РД-224
Блочный двигатель РД-224, показанный на фиг. 367, 368 в вариан-
те с пусковыми бачками, состоит из двух одинаковых двухкамерных
двигательных блоков РД-225, собранных на общей раме.
Каждый двигательный блок включает две камеры сгорания 1, тур-
бонасосный агрегат 3, газогенератор 12, раму ТНА 5, клапан горюче-
го 14, дроссель 17 с приводом 4, корректор 29, узел подачи окислителя с
пироклапанами 7, блоки обратных клапанов окислителя и горючего, пи-
роклапан окислителя 19, пиромембранные клапаны окислителя 28 и го-
рючего 6 и трубопроводы.
В состав двигателя кроме двух двигательных блоков входят рама
двигателя 9, защиты 21, 31, 34, распределители 26 и 36 разделительных
устройств, сливные вентили 23 и 33 и сливные магистрали.
Двигатель крепится иа ракете с помощью рамы 9.
По компоновке основных агрегатов и узлов двигатель не отличается
от ранее разработанного двигателя РД-216.
Камеры сгорания / каждого двигательного блока, как и камеры дви-
гательных блоков РД-215, соединяются между собой рамой ТНА 5 и
крепятся к раме двигателя 9. Узлы крепления камер с рамами 5 п 9 по
конструкции аналогичны соответствующим узлам двигателя РД-216.
Камеры сгорания имеют профилированные сопла с угловым входом и в
связи с этим несколько меньше по длине камер двигателя РД-216.
На раме ТНА в трех точках закреплен турбонасосный агрегат 3, при
этом расположение и конструкция узлов крепления ТНА такие же, как
на двигателе РД-216. Отвод выхлопных газов турбин ТНА производит-
ся в центре двигателя через два выхлопных трубопровода вместо четы-
рех, выведенных на периферию, па двигателе РД-216. Благодаря этому
улучшились условия эксплуатации двигателя иа ракете— уменьшилось
количество заглушек, улучшился доступ к сливным вентилям и коллек-
торам двигателя и т. п.
Двигатель обладает рядом конструктивных особенностей, отличаю-
щих его от ранее созданных двигателей.
С введением для регулирования двигателя дросселей существенно
упростились по сравнению с двигателем РД-216 конструкция н условия
эксплуатации, так как отпала необходимость в применении в составе
двигателя газовых и жидкостных редукторов давления, большого коли-
чества трубопроводов пневматики и баллонов высокого давления. Изме-
нения в схеме запуска и выключения двигателя привели к исключению
из конструкции двигателя клапана окислителя и упрощению клапана
горючего. Расположение клапана горючего 14 сохранено таким же, как
и на двигателе РД-216.
Фиг. 367. Двигатель РД-224. Вид со стороны насоса горючего [151]:
/ — камера сгорания; 2 — трубопровод подачи горючего в камеру сгорания; 3 — турбонасосный агре-
гат; 4 — электропривод; 5—рама ТНА; 6* - пиромембранный клапан горючего; 7 — узел подачи окис-
лителя с пнроклапанамп; 8 — реле давления; 9 — рама двигателя; 10 — датчик давления; II, 13 —
расходные шайбы; 12 — газогенератор; /‘/ — клапан горючего; 15 — пиропатрон; 16 — трубопровод
дренажа горючего
178
КОНСТРУКЦИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-224
Фиг. 368, Двигатель РД-224. Вид сверху [161]:
77 — дроссель; /й — трубопровод подачи горючего .в газогенератор; !9 — пироклапаи; 20 — трубопро-
вод слива горючего; 21, 31, 34 — защита; 22 — коллектор дренажа горючего; 23, 33 — сливные венти-
ли; 24, 26, 36 — распределители; 25, 27 — трубопроводы подачи горючего и блоки обратных клапанов;
23 — пиромембраипый клапан окислителя; 29 — корректор; .30 —блок обратных клаппиов окислителя;
32 — коллектор дренажа окислителя; 35 — тройник; .37, 40 — пиропатроны; 33, 39 — держатели
Благодаря исключению из состава двигателя пусковых бачков и
средств для их заправки существенно упростились конструкция двига-
теля и его обслуживание. Подача окислителя и горючего от наземного
оборудования при запуске двигателя производится через специальные
разделительные устройства. Частью разделительных устройств, уста-
навливаемой на двигателе, являются распределители 26 и 36, которые
закрепляются при сборке двигателя на присоединяемых к коллекторам
камер сгорания технологических кронштейнах. Технологические кронш-
тейны снимаются при установке двигателя на ракете. Для предохранения
агрегатов двигателя и ракеты, находящихся в хвостовом отсеке ракеты,
от теплового воздействия газовой струи на двигателе установлены за-
щиты 21, 31 и 34.
Защита 31 располагается в центре двигателя и крепится к камерам
сгорания, Защиты 21 и 34 расположены па стыке двигательных блоков.
На защитах крепятся дренажные коллекторы 22 и 32 и сливные вен-
тили 23 и 33, к которым присоединяются соответствующие дренажные
и сливные магистрали двигателя.
При работе двигателя окислитель из бака ракеты подается через пи-
ромембранные клапаны 28 в насосы. Из насосов окислитель, проходя
через расходные шайбы 11 и узлы 7, поступает в форсуночные головки
камер сгорания. Через блоки обратных клапанов 30, по трубопроводам
и через пироклапаны 19 окислитель от узлов 7 подается в газогенерато-
ры 12. Через распределитель 36, по трубопроводам и через блоки обрат-
ных клапанов 30 окислитель поступает от пусковых бачков в газогенера-
торы при запуске двигателя.
Горючее из баков ракеты подается через пиромембраниые клапаны 6
в насосы. Из насосов горючее через клапаны 14 по трубопроводам 2 по-
дается в камеры сгорания. Через блоки обратных клапанов, по трубо-
проводам и далее через дроссели 17, по трубопроводам 18 горючее по-
ступает к газогенераторам 12. Из трубопроводов 18 горючее подводится
к корректорам 29. При запуске двигателя горючее, проходя через рас-
пределитель 26, по трубопроводам 25 и 27 и далее через блоки обратных
клапанов и дроссели 17 поступает из пусковых бачков в газогенераторы.
Окислитель и горючее, просачивающиеся через уплотнения насосов,
дренируются в атмосферу по соответствующим дренажным трубопрово-
дам через коллекторы 32 и 22.
Через трубопроводы 16 происходит дренаж горючего из зарубашеч-
ного пространства камер сгорания в атмосферу после закрытия клапа-
нов горючего 14.
В варианте с пороховым стартером двигатель по компоновке основ-
ных узлов и агрегатов аналогичен двигателю, запускаемому от пуско-
вых бачков. Отличие состоит в том, что вместо разделительных
устройств и трубопроводов подвода компонентов от пусковых бачков на
двигателе установлены пороховые стартеры, крепящиеся с помощью
фланцевого соединения непосредственно к статорам турбин ТНА.
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-224
Фиг. 369. Камера сгорания [152]:
соединительные кольца; 4, 5, 19, 36,
. . — рубашка цилиндра; Я —стенка цилиндра*
е-грнкп плггпгЛииал^л . 4,."' ",о гоФРиРоваШ1ые проставки докрнтической части сопла; 12 —
с.емка докрнтической части сопла; 13 — .рубашка докрнтической части сопла; 16, 18 20 21 24 25 —
/ — форсуночная головка; 2 — стакан шаровой опоры- 3, П —
38 — кольца; 6 — гофрированная проставка цилиндра;’7-
ребро; 10 — стакан; 11, 14, 15 — гофрированные п
5?*Р'1Е°^аи"ые проставки закритической части сопла; 22, Ж-рубашки закритической части сопла-
ioopУеколлектОРпа™Ч3е2С“°Kn™mTV°"^! 26 “ фла,,е^ ? ~ '^РУбок; 23 _ Хш^оДе^ор!; з!
сектор коллектора, 32 — кронштейн; Ж—подкладка; 34 — бобышка; 35 — перегородка; 37 — сливная
бобышка
180
КАМЕРА СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-224
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ [147]
Фиг. 370. Камера сгорания
Секундный расход окислителя.............................109,53 кГ/сек.
Секундный расход горючего...............................41,64 кГ/сек
Весовое соотношение компонентов топлива.................2,63
Давление газов в камере сгорания........................85 ата
Давление газов в выходном сечении сопла.................0,44 ата
Тяга номинальная:
у земли................................................ 38 595 кГ
в пустоте.........................................44 970 кГ
Удельная тяга — тяга, отнесенная к суммарному секундному
расходу топлива:
у земли........................................... 255,3 сек
в пустоте......................................... 297,5 сек
Диаметр критического сечения............................194,5 мм
Диаметр выходного сечения сопла......................... 892 лл<
Объем камеры сгорания до критического сечения . . . 81 л
Литровая тяга на земле.................................. 475 кГ/л
Охлаждающий компонент ...................................Горючее
Количество форсунок окислителя.......................... 480 шт.
Количество форсунок горючего............................313 шт.
Время пребывания продуктов сгорания в камере сгорания . 4,08- 10~3 сек
Г
Относительная расходонапряженность......................0,98 ~
сбк * см • йтй
Вес камеры сгорания.....................................Не более 120 кГ
Камера сгорания двигателя РД-224 (фиг. 369 и 370) является даль-
нейшим развитием ранее разработанной камеры сгорания двигате-
ля РД-216.
При сохранении геометрии цилиндрической части в конструкцию ка-
меры сгорания двигателя РД-224 введены изменения, направленные на
улучшение энергетических, весовых и габаритных характеристик каме-
ры сгорания.
Сопло спрофилировано по методу характеристик, что позволило при
сохранении того же диаметра выходного сечения сопла, что и на камере
сгорания двигателя РД-216, уменьшить длину камеры сгорания на
193 мм и существенно уменьшить вес.
Для достижения более высоких значений удельной тяги повышено
давление в камере сгорания с 75 до 85 ата и соответственно увеличена
степень расширения сопла со 170 до 193.
Соответственно с повышением давления в камере сгорания диаметр
критического сечения по сравнению с двигателем РД-216 уменьшен
до 194,5 мм.
Геометрические размеры камеры сгорания приведены на фиг. 371.
При сохранении схемы расположения и числа форсунок дополнитель-
ное повышение удельной тяги было достигнуто уменьшением расхода го-
рючего, идущего через периферийные форсунки. Проведенные мероприя-
тия позволили увеличить удельную тягу камеры сгорания на ~4 еди-
ницы.
Внутреннее и среднее днища форсуночной головки выполнены сфери-
ческими (7?Сф « 2000 мм). Такая форма днищ, мало отличающаяся от
плоской, позволяет несколько уменьшить вес заполненной компонента-
ми камеры сгорания и повысить жесткость блока днищ. Не исключено,
что указанная форма днищ способствовала также улучшению условий
охлаждения стенок камеры сгорания и некоторому повышению устойчи-
вости рабочего процесса.
В связи с уменьшением расхода, идущего через периферийные фор-
сунки горючего, для улучшения охлаждения спиральные гофрированные
проставки установлены как на докритической части сопла, так и на
цилиндрической части.
Дополнительное уменьшение веса конструкции достигнуто благода-
ря разработке более оптимальной, чем на двигателе РД-216, конструк-
ции приемного коллектора горючего (фиг. 369).
Элементы крепления (кронштейны для крепления рамы ТНА, стака-
ны шаровых опор для установки камер сгорания на раме двигателя) ус-
тановлены исходя из условий общей компоновки двигателя.
Основной объем доводочных работ определялся отработкой форсу-
ночных головок. В процессе доводки испытывались форсуночные голов-
ки с шахматным и близким к сотовому расположением форсунок.
На всех форсуночных головках варьировались перепады давления на
форсунках, ярусность (два яруса или три), расход, подаваемый через пе-
риферийные форсунки.
Наилучшие результаты по полноте и устойчивости рабочего процес-
са показали форсуночные головки с расположением форсунок, близким
к сотовому, и с трехъярусным смесеобразованием. На этих форсуночных
головках была показана возможность увеличения удельной тяги без на-
рушения устойчивости рабочего процесса путем снижения расхода го-
рючего, идущего через периферийные форсунки, до 12%.
Однако при испытании камер сгорания с такими .головками при тем-
пературе горючего около 40° С и при повышенных соотношениях компо-
нентов (Д^З, 1) имели место прогары стенок.
В связи с этим расход через периферийные форсунки горючего был
увеличен до 16%. Одновременно расход предпериферийных форсунок
увеличен на 35%, что позволило практически выровнять коэффициент
соотношения компонентов по всей площади форсуночной головки.
Этот вариант форсуночной головки, показавший удовлетворительную
надежность и обеспечивший требуемую удельную тягу, и был при-
нят для двигателя РД-224 в качестве основного варианта конструкции.
Материалы, применяемые для изготовления камер сгорания
Внутренняя стенка......................................Сталь Х18Н9Т
Гофрированные проставки................................Сталь 10
Рубашка цилиндра и докритической части сопла , . . Сталь 21Х2НВФА
Рубашка закритнческой части сопла, детали головки (днища,
кольцо, фланец)........................................Сталь 1Х21Н5Т
Форсунки...............................................Сталь Х18Н9Т
Припой для пайки форсуночной головки...................ПЖК-35
Припой для пайки нижней части..........................Г70Г1Х
0892
181
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИГАТЕЛЯ РД-224
/ — ротор турбины; 2—выхлопной коллектор турбины; <3 — статор турбины; 4, 10, II, /7 —подшип-
ники: 5 вал насоса окислителя; 6—корпус насоса окислителя; 7—крыльчатка насоса окислителя;
8 — шнек насоса окислителя; 9 — крышка насоса окислителя; /2 —рессора; 1.3 — корпус насоса го-
рючего; 14 — крыльчатка насоса горючего; 15 — крышка насоса горючего; 16 — шнек насоса горюче-
го: /8 — вал насоса горючего
183
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИГАТЕЛЯ РД-224
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ТУРБОНАСОСНОГО АГРЕГАТА [147]
Мощность турбонасосного агрегата . . 5180 л. с.
Число оборотов насосов и турбины . , 9500 в минуту
Расход окислителя..................... 220,3 кГ/сек
Расход горючего.........................88,1 кГ/сек
Минимальное давление на входе в насос
окислителя ' при t = 25° С . . , .3,0 ата
Минимальное давление иа входе в насос
горючего при t = 25° С................1,3 ата
Давление па выходе из насоса окислителя 98 ата
Давление па выходе из насоса горючего 126 ата
Коэффициент полезного действия насоса
окислителя...........................0,67
Коэффициент полезного действия насоса
горючего............................0,7
Коэффициент быстроходности насоса
окислителя..........................69
Коэффициент быстроходности насоса
горючего............................33
Коэффициент кавитации насоса окислителя 0,043
Кавитационный коэффициент быстроход-
ности насоса окислителя .... 3000
Коэффициент кавитации насоса горючего 0,044
Кавитационный коэффициент быстроход-
ности насоса горючего.................3100
Относительная осевая скорость иа входе
в шпек насоса окислителя .... 0,083
Относительная осевая скорость на входе
в шпек насоса горючего .... 0,098
ходное сечение. В связи с этим возросло противодавле-
ние в турбине, что, в свою очередь, привело к некоторо-
му уменьшению адиабатической работы газа и соответ-
ственно удельной мощности турбины.
На фиг. 372 показан двухдисковый ротор турбины с
соединением лопаток и дисков между собой с помощью
сварки. Однако, как указывалось в разделе «ТНА дви-
гателя РД-216», получить надежное соединение лопа-
ток с дисками не удалось из-за появления трещин в свар-
ных швах; поэтому сварной двухдисковый ротор был за-
менен ротором однодисковым с креплением лопаток с
диском с помощью замка елочного типа. Конструкция
такого ротора описывается в разделе «ТНА двигате-
ля РД-216».
Фиг. 374. Зависимость мощности и к. п. д. турбины
от числа оборотов:
давление на входе в турбину — 68 ата; температура рабочего
тела — П00” К
Удельная мощность — мощность, отнесен-
ная к единице секундного расхода рабо-
чего тела турбины ..................
Расход газа через турбину ....
Эффективный коэффициент полезного дей-
ствия (уроипы.........................
Температура рабочего тела На входе в тур-
бину .................................
Давление на входе в турбину
Даплепие на выходе из турбины .
Окружная скорость па среднем диаметре
ротора турбины .......................
Отношение окружной скорости па среднем
диаметре ротора к скорости истечения
на сопел .............................
Вес турбонасосного агрегата, не заполнен-
ного компонентами.....................
Вес турбонасосного агрегата, заполненно-
го компонентами.......................
Габаритные размеры турбонасосного агре-
гата (длина X ширина X высота) .
Относительный вес турбонасосного агре-
гата (нес агрегата, заполненного компо-
нентами, отнесенный к единице тяги дви-
гателя) ..............................
Вес турбонасосного агрегата, заполненно-
го компонентами, отнесенный к единице
МОЩНОСТИ.............................
6,1 кГ/сек
0,45
1100° К
68 ата
1,85 ата
209 м/сек
0,125
194 кГ
222 кГ
1108X683X1260 мм
кГ
2,87 ------------
m тага
42,9 Г/л. с.
Турбонасосный агрегат двигателя РД-224 (фиг. 372)
является модификацией ТНА двигателя РД-216. В отли-
чие от пего этот турбонасосный агрегат работает при
большем числе оборотов, что позволяет обеспечить боль-
шие потребные давления на выходе из насосов.
Вследствие увеличения напоров насосов, а также расхо-
дов компонентов топлива ТНА имеет большую мощность
и соответственно больший расход рабочего тела турбины.
Конструкции турбонасосных агрегатов отличаются
только выхлопными коллекторами турбины (фиг. 373).
Изменение конструкции коллектора связано с изменени-
ем компоновки двигателей РД-224 на ракете. В коллек-
торе удлинен выходной патрубок и уменьшено его про-
Фиг. 373. Выхлопной коллектор турбины
Фиг. 376. Рабочая характеристика насоса окислителя:
Др — напор насоса; W — мощность насоса; ц — к. п. д. насоса;
Go—расход окислителя; число оборотов — 9500 в минуту
Доводочные работы, проведенные по турбонасос-
ным агрегатам двигателей РД-216, РД-218 и РД-219,
являлись составной частью работ по турбонасосно-
му агрегату двигателя РД-224. Дополнительная до-
водка этого турбонасосного агрегата имела следую-
щие особенности:
1. В связи с увеличением числа оборотов и на-
порности насосов было произведено упрочнение цен-
тробежной крыльчатки насоса горючего и его корпу-
са в районе выходного фланца.
2. Была произведена проверка работоспособно-
сти турбины при максимально возможной темпера-
туре рабочего тела турбины.
3. В связи с изменением схемы запуска двигате-
ля (введением в схему порохового стартера) был
разработан и изготовлен новый статор турбины, од-
нако из-за прекращения работ по этому двигателю
число оборотов — 9500 в минуту; температура рабочего тела—
1100’К
Фиг. 377. Рабочая характеристика насоса горючего;
Ар — напор насоса; N — мощность насоса; т] — к. п. д. насоса;
Сг — расход горючего; число оборотов — 9500 в минуту
турбина с указанным статором доводки не прохо-
дила.
При доводке было проверено соответствие рас-
четных параметров насосов и турбины фактическим
значениям; испытания насосов при этом проводи-
лись на воде, турбины — на парогазе. Харак-
теристики насосов и турбины приведены на
фиг. 374-377. ...... ............
183
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-224
Фиг. 378. Клапан горючего [154]:
/, 8— корпуса; 2 — манжета; 3 — пружина; 4 — клапан; 5— мембрана; 6 — кольцо; 7 — поршень;
9 — чека; 10 — прокладка
На двигателе РД-224 применяются следующие
агрегаты автоматики: клапан горючего, дроссель,
корректор, пироклапан, сливной вентиль, пиромем-
бранный клапан и два блока обратных клапанов.
Из перечисленных агрегатов сливной вентиль и
блоки обратных клапанов заимствованы , из ранее
описанного двигателя РД-216.
Клапан горючего (фиг. 378) предназначен для
прекращения подачи горючего в камеры сгорания и
для дренажа горючего после выключения двига-
теля.
Клапан имеет следующие конструктивные осо-
бенности. Перекрытие магистрали осуществляется
клапаном 4, в тарель которого запрессовано фторо-
пластовое уплотнительное кольцо и на цилиндри-
ческой поверхности которого закреплена манжета2.
Клапан 4 удерживается в открытом положении
чекой 9. Жидкостная полость М герметизирована
резиновым кольцом 6, мембраной 5, срезным бур-
том В чеки 9' и алюминиевой прокладкой 10.
В резьбовое гнездо Б корпуса дренажного устрой-
ства и в корпус 8 устанавливаются пиропатроны.
Материалы основных деталей клапана горючего
следующие: корпус 1 — алюминиевый сплав АЛ4,
пружина <3 —сталь 50ХФА, клапан 4 — алюминие-
вый сплав АК8, поршень 7 и корпус 8 — алюминие-
вый сплав Д16, чека — сталь 1Х18Н9Т.
Работает клапан следующим образом. Во время
пуска и работы двигателя клапан открыт. При от-
ключении двигателя подается напряжение на пиро-
патроны. Сйлой -пороховых газов, поступающих в
полость С-при срабатывании пиропатрона, вверну-
того в корпус 8, поршень 7 и ввернутая в не-
го чека 9 перемещаются вправо, освобождая
при этом клапан 4, который усилием пружи-
ны перемещается вверх и прижимается фто-
ропластовым уплотнительным кольцом к
седлу расходной шайбы, установленной пе-
ред клапаном горючего на двигателе. Кла-
пан закрыт.
Дренажное устройство клапана горюче-
го аналогично по конструкции дренажному
устройству клапана горючего двигателя
РД-216 и работает таким же образом.
Пироклапан (фиг. 379) предназначен для
перекрытия линии подачи окислителя в газо-
генератор при выключении двигателя.
Перекрытие магистрали осуществляется
клапаном 2. Резьбовое гнездо С корпуса 1
предназначено для ввертывания пиропатро-
на. Жидкостная полость герметизирована
уплотнительным буртиком А клапана 2 и
мембраной 3.
Материалы основных деталей пирокла-
папа следующие: корпус 1 и клапан 2—
алюминиевый сплав АВ, мембрана 3— алю-
миниевый сплав АМгА, штуцер 4 — алюми-
ниевый сплав АК8.
Работает пироклапан следующим обра-
зом. При запуске и работе двигателя пнро-
клапан открыт. При выключении двигателя
подводится напряжение к пиропатрону. Си-
лой пороховых газов, образующихся при
срабатывании пиропатрона, срезается бур-
тик А клапана 2. Клапан 2 перемещается
вниз, заклиниваясь при этом по конусной
поверхности в корпусе. Пироклапап закрыт.
Для уменьшения гидравлического удара
используется демпферный объем за мембра-
ной со стороны штуцера 4. В момент сраба-
тывания пироклапана разрушается мембра-
на. Объем жидкостной полости пироклапана
увеличивается, а давление окислителя в
жидкостной полости снижается.
Дроссель (фиг. 380) является исполни-
тельным органом системы РКС и предназ-
начен для управления режимом работы газо-
генератора путем изменения гидравлическо-
го сопротивления магистрали горючего.
Изменение гидравлического сопротивле-
ния достигается за счет поворота золотника
4 с профилированной цилиндрической по-
верхностью, разделяющей входную и выход-
ную полости дросселя.
Фиг. 379. Пироклапап окислителя [155]:
/ — корпус; 2 — клапан; 3 — мембрана; 4 — штуцер
ВыхоЗ
Фиг, 380. Дроссель [156]:
/— стакан; 2 — полумуфта; 3 — валик; 4 — золотник; 5 — корпус; 6 — шарики; 7 — про-
кладка; 8 — подшипник; 9 — фторопластовое кольцо
184
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-224
Поворот золотника производится с помощью валика 3,
жестко соединенного с полумуфтой 2, которая, в свою
очередь, соединяется с полумуфтой электропривода. Для
уменьшения трения золотник установлен в корпусе 5 и
стакане 1 на шарикоподшипнике 8 и шариках 6. Для
определения положения золотника относительно окна
корпуса на полумуфте 2 нанесена шкала, а в прорези ста-
кана имеется риска.
Уплотнение жидкостной полости дросселя осуществ-
ляется фторопластовым кольцом 9 и алюминиевой про-
кладкой 7.
Основные детали дросселя выполнены из следующих
материалов: стакан 1 и корпус 5 — из алюминиевого
сплава АК6, полумуфта 2, валик 3 и золотник 4 — из
стаДи 1Х16Н4Б.
Корректор (фиг, 382) служит для поддержания за-
данного соотношения компонентов топлива, поступаю-
щих в газогенератор, за счет поддержания давления
окислителя иа выходе из корректора (а следовательно,
и расхода) в зависимости от величины давления в маги-
страли горючего.
Принцип работы корректора основан на поддержа-
нии равновесия сил, действующих на чувствительные
элементы корректора — сильфоны 5 и 8 со стороны по-
лости В и полости А. Для предотвращения появления
пузырьков газа в полости В горючее в нее подается че-
рез два штуцера, В полость А подводится окислитель
давлением, равным давлению на выходе из корректора.
Для исключения соприкосновения двух самовоспла-
меняющихся компонентов полости А и В разделены меж-
сильфонной полостью Б, которая заполняется при сбор-
ке корректора через боковое отверстие в крышке 6 ней-
тральной к обоим компонентам жидкостью.
Сильфон 5, состоящий из собственно сильфона, пяты
4 и основания 10, зажат в корпусе 3 крышкой 6.
Сильфон 8, состоящий из собственно сильфона, дна
7 и основания 9, приварен к крышке 6.
Если в силу каких-либо причин повышается давление
в управляющей полости В, щелевой золотник 2, связан-
ный через тарель 11 с основанием 10 сильфона 5, пере-
мещается вниз, открывая щели гильзы 1, которая непод-
вижно установлена в корпусе 3. При этом давление на
выходе из корректора, а следовательно, и расход через
корректор тоже повышается до тех пор, пока не восста-
новится равновесие сил на чувствительных элементах
корректора.
При повышении давления окислителя в полости А
основание сильфона 10 вместе с золотником поднимает-
ся вверх, перекрывая щели в гильзе и уменьшая тем са-
мым давление на выходе из корректора, а следователь-
но, и расход через корректор до тех пор, пока не восста-
новится равновесие сил на чувствительных элементах
корректора.
Основные детали корректора выполнены из следую-
щих материалов: корпус 3—из алюминиевого сплава
АК6, гильза 1 и золотник 2 — из стали Х17Н2, пята 4,
крышка 6, дно 7, основания 9 и 10 и тарель 11 — из
стали 1Х18Н9Т.
Пиромембранный клапан (фиг. 383) устанавливает-
ся на вход в насосы окислителя и горючего и предназна-
чен для открытия доступа компонентов топлива в маги-
страли двигателя при его запуске. Между стаканом 6 и
фланцем 3 установлена разделительная мембрана 1,
кольцо 2 с крюком предназначено для надежного удер-
жания мембраны после срабатывания клапана. Фильтр
предназначен для предотвращения попадания в основ-
ную магистраль твердых частиц, образующихся при сра-
батывании пиропатрона.
Работает пиромембранный клапан следующим обра-
зом. При срабатывании пиропатрона, устанавливаемого
в резьбовое гнездо крышки 4, давлением газов резко по-
вышается давление компонента над мембраной 1, в ре-
зультате чего мембрана прорывается по кольцевой па-
сечке и отгибается по потоку, открывая доступ компо-
нента к насосу.
Материалы клапана следующие: фланец 3 и стакан
6 выполнены из алюминиевого сплава АК6, мембрана 1
и крышка 4 — из сплавов АД1 и Д16, фильтр 5 и кольцо
2 — из сталей Х18Н9Т н 12Х2НВФА соответственно.
Зак. 0086
185
УЗЛЫ ОБЩЕЙ СБОРКИ ДВИГАТЕЛЯ РД-224
При разработке газогенератора двигателя были использованы ре-
зультаты исследований, проведенных при отработке варианта газоге-
нератора двигателя РД-216, в котором благодаря принятию ряда кон-
структивных мер был расширен диапазон устойчивой работы, что обес-
печило работоспособность газогенератора в составе двигателя РД-224.
В соответствии с этим геометрические размеры газогенератора дви-
гателя оставлены такими же, как и размеры газогенератора двигателя
РД-216. При неизменных схеме расположения и количестве форсунок
перепад давления на форсунках понижен по сравнению с перепадом на
форсунках генератора двигателя РД-216 с 16,5 до 10 атм, а доля от
суммарного расхода горючего, поступающего в газогенератор через
центральные отверстия в завихрителях, увеличена до 40 вместо 20%,.
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ГАЗОГЕНЕРАТОРА [147]
Секундный расход окислителя
Секундный расход горючего . . . .
Весовое соотношение компонентов топлива
Давление в газогенераторе . . . .
Температура газов.......................
Относительная расходонапряженность
Диаметр цилиндра........................
Длина цилиндрического участка
Количество форсунок окислителя .
Количество форсунок горючего
0,93 кГ/сек
5,17 кГ/сек
0,18
66 ата
1120° К
сеК‘СМ2‘аша
125 мм
105 мм
19 шт.
54 шт.
Основные магистрали систем подачи окислителя и
Фиг. 385. Конструкция защиты.
Сечение А—А (см. фиг. 384):
/. 4 -стальные листы; 2—псбеето-
вый клртоп; 3 ~ заклепка
Фиг. 386. Боковая защита
Фиг. 387. Стакан для установки
сливного вентиля. Сечение А—А
(см. фиг. 386):
/ — стакан; 2 — контровочная за-
клепка; 3 — контровочная проволо-
ка; 4 — крышка; 5, 6 — заклепки
горючего, а также сливные и дренажные магистрали
двигателя по своему составу и конструкции аналогичны
соответствующим магистралям ранее созданных двига-
телей РД-216 и РД-219.
В связи с исключением из состава двигателя клапа-
на окислителя трубопровод, идущий от насоса окисли-
теля, соединяется с гибкими (гофрированными) трубо-
проводами через тройник с помощью сварки.
Соединения основных магистралей с агрегатами вы-
полнены так же, как на двигателе РД-216.
Защита двигателя состоит пз центральной защиты и
двух боковых, которые расположены иа стыке двига-
тельных блоков по периферии двигателя.
Центральная защита (фиг. 384, 385) состоит пз двух
листов 1 п 4 нержавеющей стали толщиной 1 мм и асбе-
стового картона 2 толщиной 3 мм, расположенного меж-
ду стальными листами. Все листы соединяются заклеп-
ками. Крепление центральной защиты к камерам сгора-
ния производится с помощью специальных накладок и
болтов, которые ввертываются в резьбовые бобышки, за-
вальцовапиые на перегородках камер сгорания.
Конструкция боковых защит (фиг. 386, 387) анало-
гична по конструкции центральной защите; при этом
вместо стальных листов установлены для облегчения ли-
сты из титанового сплава.
На каждой боковой защите имеется специальный ста-
кан 1, служащий для установки сливного вентиля, и от-
верстие диаметром 40 мм для крепления дренажного
коллектора. Стакан крепится к защите с помощью за-
клепок.
Для защиты полости стакана от газовой струн отвер-
стие в защите под сливное приспособление закрывается
крышкой 4. Крепление боковых защит к камерам анало-
гично креплению центральной защиты.
Рама двигателя аналогична по конструкции раме
двигателя РД-216 и отличается от нее только большими
размерами.
Рама турбонасосного агрегата, шаровые опоры креп-
ления рамы двигателя и рамы турбонасосного агрегата,
а также узлы крепления турбонасосного агрегата па
данном двигателе по конструкции такие же, как и па
двигателе РД-216.
Пороховой стартер, предназначенный для начально-
го разгона турбины ТНА при запуске двигателя, пред-
ставлен на фиг. 388.
В корпусе 1 стартера размещается пороховой заряд
2 и воспламенитель 3.
Заряд 2 нитроглицеринового пороха рецептуры
РНДСИ-5К, состоящий из четырех одноканальных ци-
линдрических шашек, одним торцом опирается на пру-
жину 7, которая фиксирует заряд от осевых перемеще-
ний при транспортировке изделия, а другим торцом —
иа решетку 8, удерживающую заряд от выпадания при
его горении.
Алюминиевый футляр воспламенителя наполнен
дымным ружейным порохом (~100 г). Сгорание дымно-
го пороха, воспламенение которого осуществляется пи-
ропатроном 4, приводит к образованию большого коли-
чества разогретых газов, воспламеняющих пороховые
шашки по всему объему стартера.
Сварной корпус стартера, выполненный из стали
12Х2НВФА, имеет угольник для установки пиропатрона
и стакан со штифтами для размещения и крепления
воспламенителя. Воспламенитель удерживается от вы-
падания с помощью байонетного соединения, состоящего
из держателя 5 и стопорной шайбы 6. Материал деталей
6, 8 — сталь 20, детали 5 — сталь 12Х2НВФА.
Стартер фланцем корпуса крепится к статору турби-
ны 10. Герметичность соединения обеспечивается медной
прокладкой 9.
Герметизация полости стартера обеспечивается с по-
мощью алюминиевой мембраны 13 толщиной 0,4 мм, ус-
танавливаемой во фланец статора турбины и закрепля-
емой шайбой 12 п гайкой И. В начале работы стартера
мембрана прорывается п сгорает в потоке пороховых га-
зов.
Фиг. 388. Пороховой стартер [161]:
I — корпус; 2 — пороховой заряд; 3 — воспламенитель;
4 — пиропатрон; 5 — держатель; 6 — стопорная шайба;
7 —пружина; 8 —решетка; 9 —прокладка; 10 — статор
турбины; 11 — гайка; /2 —шайба; 13 — мембрана
186
НАЗЕМНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ ДВИГАТЕЛЯ РД-224
Фиг. 389. Общий вид СДУ [162]:
j — ящик; 2, 6 — заправочпо-слнвные клапаны; 3, /0 — обратные клапаны; 4 —
пусковой бачок горючего; 5 — электроппевмоклапан; 7 — дроссель; 8,'13 —
ручки; 9 — серьга; // — пусковой бачок окислителя; /2 — фильтр; 14 — штеп-
сельный разъем-вилка
Стартовое двигательное устройсто (СДУ) применя-
ется для запуска двигателя при питании его на пусковом
режиме компонентами топлива из бачков СДУ.
Смонтированные в СДУ (фиг. 389) агрегаты соедине-
ны между собой системой трубопроводов и образуют ли-
нии наддува пусковых бачков окислителя и горючего
(фиг. 399).
Сжатый азот подводится к входному штуцеру фильт-
ра 14, проходит через дроссель 13 и нормально закры-
тый электроппевмоклапан 7 и подводится к пусковым
бачкам. На обеих линиях после электропневмоклапана
имеются жиклеры 5 и 9, которые обеспечивают заданный
расход горючего и окислителя при запуске.
Настройка СДУ на требуемое давление (160 ати} пе-
ред пуском осуществляется с помощью дросселя 13, ли-
нии с жиклером, имитирующим сопротивление пусковых
магистралей, и линии для присоединения контрольного
манометра. Жиклер 4 обеспечивает сохранность мембран
1 и 11 в случае травления электропневмоклапана.
После настройки дросселя производится раздельная
заправка бачков компонентами топлива, которые пода-
ются в бачки из мерных емкостей через заправочно-
сливные клапаны. При заправке воздух из бачков страв-
ливается через открываемый приспособлением клапан.
Жиклер-
имитатор
Контроль
давления
При запуске двигателя подается напряжение на элек-
тропневмоклапан 7, ЭПК открывается и сжатый азот от-
жимает обратные клапаны 3 и 10, разрушает мембраны
1 и И и вытесняет компоненты из бачков 2 и /2 в газо-
генераторы двигателя. При снятии напряжения электро-
пневмоклапан 7 и обратные клапаны 3 и 10 закрыва-
ются.
СДУ (фиг. 389) представляет собой сварной метал-
лический ящик 1, разделенный перегородкой па два от-
деления с самостоятельными крышками.
В одном отделении расположен бачок горючего 4 с
обратным клапаном 3 и заправочно-сливными клапана-
ми 2, а в другом — бачок окислителя 11 и агрегаты ав-
томатики 5, 6, 7, 10, 12, Ящик снабжен четырьмя ручка-
ми 8, 13 для его переноски. Одновременно они предохра-
няют выступающие штуцера от повреждений. На боко-
вых стенках ящика расположены серьги 9 для подвески
СДУ в рабочем положении.
Штуцера для присоединения трубопроводов, соединя-
ющих СДУ с двигателем, а также штепсельный разъем
расположены на нижней стенке ящика.
В конструкции СДУ используются ранее применяв-
шиеся для двигателя РД-216 агрегаты автоматики:
фильтр воздуха, электропневмоклапан и обратные кла-
паны.
Дроссель (фиг. 391) по принципу действия не от-
личается от дросселя, изображенного на фиг. 309.
Отличительной особенностью его является то, что
благодаря наличию штифта 11, который входит в
паз стакана 10, шток 12 дросселя имеет только по-
ступательное движение. Это улучшает условия ра-
боты манжеты 4.
Заправочно-сливной клапан бачка горючего
представлен на фиг. 392.
При заправке бачка (или сливе из пего) запра-
вочное устройство присоединяется к входному шту-
церу клапана и механически отжимает гильзу 2,
при этом клапан 3 отходит от седла корпуса 1 и от-
крывает доступ продукта в бак горючего или обес-
печивает .слив. При отсоединении заправочного уст-
ройства клапан 3 под действием пружины 5 и избы-
точного давления в бачке прижимается к седлу
корпуса 1, предотвращая вытекание горючего из
бачка. Заправочно-сливные клапаны бачка окисли-
теля СДУ аналогичны по конструкции и принципу
действия описанному .выше.
Фиг. 390. Пневмосхема СДУ:
1, // — мембраны; 2 — пусковой бачок горючего; 3, 10— обратные клапаны; 4, 5, 9 — жикле-
ры; 6, 8 — заправочно-сливные клапаны; 7 — электроппевмоклапан; 12 — пусковой бачок окис-
лителя; 13 — дроссель; 14 — фильтр
Фиг. 391. Дроссель:
/ — накидная гайка; 2 —корпус; 3 — кольцо; 4 —
манжета; 5 — шайба; б — контргайка; 7 —заглуш-
ка; 8 — винт; 9 — фланец; 10 — стакан; //—штифт;
12 — шток
Фиг. 392. Заправочно-сливной
клапан:
/ — корпус; 2 — гильза; 3 — клапан;
'/—кольцо; 5 — пружина; б — шту-
цер
187
ИСПЫТАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД-224
Отработка двигателя была проведена в период 1961 —1962 гг. и со-
стояла из отработки двухкамерного двигательного блока и доводки все-
го двигателя [129, 171],
Использование блочной конструкции двигателя позволило реализо-
вать при доводке те же ее преимущества, что и у двигателей РД-216 и
РД-218, опыт отработки которых был использован при доводке двигате-
ля РД-224. Однако конструктивные отличия двигательного блока РД-225
от блоков РД-215 и РД-217 (по системам запуска и регулирования)
привели к необходимости решения в процессе доводки специфических
вопросов, основными из которых были отработка запуска, системы регу-
лирования, устройчивости рабочего процесса в камере сгорания и обес-
печение потребных характеристик двигателя.
Отработка запуска двигателя с пусковыми бачками
Отработка запуска двигателя включала следующие основные этапы:
— автономную отработку пусковой системы, способной обеспечить
потребный пусковой режим в газогенераторе;
— отработку запуска двигательного блока;
— проверку запуска двигательных блоков в составе двигателя.
При автономной отработке пусковой системы проверялись три вари-
анта пусковой системы: для запуска при доводочных испытаниях двига-
тельных блоков, при технологических испытаниях и при испытаниях
двигателя в составе ракеты.
Необходимость в этих вариантах вызвана различным расположени-
ем пусковых бачков для разных типов пусковых стендов (стартовых по-
зиций) и отличием потребных объемов пусковых бачков. Целью автоном-
ных испытаний пусковой системы было определение давления на входе в
СДУ и диаметров жиклеров иа входе в пусковые бачки для обеспечения
необходимых давления в газогенераторе и соотношения компонентов
па пусковом режиме.
Испытания показали, что если окислитель па пусковом режиме пода-
ется в газогенератор через корректор, то в газогенераторе возникает не-
устойчивое горение, вызванное сильными пульсациями давления окисли-
теля прн высоком перепаде давления па корректоре. В связи с. этим было
выбрано пусковое давление в газогенераторе ~40 ати, а схема пи-
тания газогенератора окислителем изменена таким образом, что окисли-
тель из пускового бачка подавался в газогенератор, минуя корректор.
Эти мероприятия обеспечили устойчивость рабочего процесса в газогене-
раторе на пусковом режиме.
Отработка запуска двигательного блока проводилась следующим об-
разом:
1. При специальных испытаниях двигательных блоков РД-215 и
РД-217 и двигателей РД-219 с предварительно открытыми главными
клапанами окислителя и горючего было определено, что при нормально
открытых главных клапанах условия запуска не ухудшаются.
2. Проводились испытания двигательных блоков с пусковой систе-
мой двигателя РД-219 для предварительной оценки пускового режима
работы камеры сгорания.
3. Проводились испытания двигательных блоков с пусковой систе-
мой, при которой окислитель на пусковом режиме подавался в газогене-
ратор через корректор.
При первых испытаниях двигательных блоков были случаи разруше-
ния камер сгорания из-за высокочастотной неустойчивости процесса при
запуске. Анализ результатов испытаний позволил выявить, что высокоча-
стотная неустойчивость процесса в камере сгорания проявляется только
в тех 'случаях, когда вал ТНА не успевает набрать достаточно большого
числа оборотов и, таким образом, не обеспечивает необходимого уровня
давлений в магистралях компонентов и их расходов к моменту воспламе-
нения топлива в камерах сгорания. При этом было определено, что за-
пуск надежен, если число оборотов вала ТНА к моменту воспламенения
топлива в камерах сгорания составляет величину не менее 6000 в минуту.
При испытаниях были отмечены низкочастотные колебания давления га-
зов в газогенераторе, связанные с работой корректора при запуске, как
это отмечалось и при автономной отработке пусковой системы. Кроме
того, из-за неопределенного положения золотника корректора на пуско-
вом режиме имел место повышенный 'разброс момента воспламенения
топлива в газогенераторе.
4. Проводились испытания двигательных блоков без участия коррек-
тора в работе на пусковом режиме. Первые испытания этого цикла вы-
полнялись при подаче команды на срабатывание пиромембранных кла-
панов через 0,6 сек после подачи команды на наддув пусковых бачков.
Это время обеспечивало по опыту предыдущих испытаний заполнение
насосов компонентами топлива к моменту воспламенения в газогенерато-
ре без «заброса» оборотов вала ТНА в начальный u sмеит.
Пусковая система, обеспечивающая давление в газогенераторе, рав-
ное ~43 ати, позволяла достичь к моменту воспламенения топлива в ка-
мерах сгорания достаточного для надежного запуска числа оборотов
вала ТНА; при этом разброс по времени момента воспламенения топли-
ва в газогенераторе был уменьшен почти в два раза.
Чтобы исключить влияние момента воспламенения топлива в газоге-
нераторе на разброс числа оборотов вала ТНА к моменту воспламенения
топлива в камере сгорания, в- пусковой магистрали окислителя устанав-
ливалось реле давления, настроенное на 8 ати, при срабатывании которо-
го подавалась команда на открытие пиромембранных клапанов. Экспе-
риментально было показано, что команда па открытие пиромембранных
клапанов подается через 0,6 сек после срабатывания 'реле.
Отработка запуска двигателя, проводившаяся на стенде серийного
завода, сводилась к проверке схемы запуска, выбранной при отработке
запуска доводочного двигательного блока. По результатам испытаний
двигателей на серийном заводе было увеличено время задержки откры-
тия пиромембранных клапанов до 0,75 сек и повышено давление в пуско-
вых бачках на ~7 ат для обеспечения более высокого числа оборотов
вала ТНА к моменту воспламенения топлива в камерах сгорания. После-
дующие испытания подтвердили правильность этих мероприятий, высо-
кую надежность запуска двигателя и синхронность выхода на режим
двигательных блоков в составе двигателя.
Отработка запуска двигательного блока с пороховым стартером
Отработка запуска двигателей с пусковыми бачками выявила основ-
ные недостатки применяемой пусковой системы: надежный запуск систе-
мы обусловлен рядом независимых друг от друга параметров (давлени-
ем азота в баллонах, диаметрами жиклеров перед пусковыми бачками,
временем включения наддува бачков, временем открытия пнромембрэн-
ных клапанов на входе в насосы и т. п.), подбор которых возможен толь-
ко экспериментальным путем, что требует большого объема отработки.
В ходе разработки двигателя выявилась необходимость в создании боль-
шого количества вариантов пусковой системы: для стендовых 'испытаний
двигателя в составе ракеты, для первых ЛКИ с открытого старта, для
ЯКИ при старте ракеты из шахты, для боевого открытого механизиро-
ванного старта. Каждый из этих вариантов требовал большого объема
отработки, и унификация пусковой системы в целом ряде случаев оказа-
лась невозможной. В связи с этим была разработана система запуска с
помощью порохового стартера, пороховые газы которого поступают че-
рез автономные сопла статора турбины двигательного блока.
При испытаниях двигательных блоков были определены характери-
стики порохового стартера (секундная газопроизводителыюсть и время
работы во всем эксплуатационном диапазоне температур), которые обес-
печивали разгон вала ТНА к моменту воспламенения топлива ,в камерах
сгорания до оборотов, равных 6000—8000 в минуту.
При испытаниях была проверена надежность запуска со стартерами,
имеющими предельно возможные характеристики пороховых зарядов.
По результатам испытаний было определено, что наиболее оптимальным
порядком запуска является одновременная подача команд па срабатыва-
ние пиромембранных клапанов и на запуск порохового стартера.
Для исключения возможности попадания восстановительных газов и.
частиц пороха в магистраль окислителя (особенно в корректор) был ус-
тановлен обратный клапан между корректором и отсеч-ным пироклапа-
ном окислителя газогенератора.
Отработка запуска с пороховыми стартерами двигателя не проводи-
лась в связи с прекращением разработки ракеты.
Отработка регулирования тяги двигателя
Система регулирования двигателя отрабатывалась при огневых ис-
пытаниях двигательных блоков.
Первоначально в систему регулирования двигательного блока входил
только дроссель горючего, при этом коррекция соотношения компонен-
тов топлива, подаваемого в газогенератор, не производилась. Автоном-
ные испытания газогенератора показали, что последний неработоспосо-
бен при крайних значениях соотношения компонентов топлива, возмож-
ных при работе системы регулирования без коррекции. Поэтому в систе-
му регулирования был введен корректор соотношения компонентов
топлива через газогенератор, устанавливаемый в магистрали окислителя
и управляемый давлением из магистрали горючего. Введение корректора
сократило возможный разброс соотношения компонентов топлива через
газогенератор примерно вдвое.
При отработке системы регулирования двигательных блоков как эле-
ментов системы РКС определялись величина коэффициента усиления
двигателя, постоянная времени двигателя (0,2 сек) и время чистого за-
паздывания (-—• 0,02 сек). По результатам огневых испытаний была из-
менена гидравлическая характеристика дросселя горючего для обеспече-
ния требуемого коэффициента усиления двигателя. Дальнейшие испыта-
ния подтвердили работоспособность системы регулирования и соответст-
вие ее параметров требуемым.
Отработка выключения двигателя
Имевшийся опыт надежного выключения двигателя РД-216 позволил
три отработке двигателя главное внимание уделить получению необходи-
мого для надежного разделения ступеней ракеты импульса последейст-
вия и уменьшению его разброса, а также устранению повышенных виб-
ропсрегрузок, возникающих после закрытия отсечных клапанов.
Для получения потребного значения импульса последействия тяги
были проведены испытания, при которых проверялись различные схемы
выключения, отличающиеся разными временами подачи команд на сра-
батывание пироклапанов окислителя камер сгорания, закрытие клапана
горючего камер сгорания и на открытие дренажа горючего из камер сго-
рания по отношению к команде на отсечку газогенератора. Кроме того,
проводились испытания с выключением газогенератора с помощью толь-
ко пироклапана окислителя. Испытания показали, что такое выключение
газогенератора не влияет на характер спада тяги и величину импульса
последействия тяги и не уменьшает надежности выключения.
В результате всех испытаний была отработана схема выключения,
обеспечивающая требуемую величину импульса последействия тяги и его
разброса.
Проверка работоспособности двигателей при изменении
внешних условий
Работоспособность двигателя при изменении внешних условий прове-
рялась при огневых испытаниях двигательных блоков:
1. Работоспособность двигателей была проверена при изменении дав-
ления газов в камерах сгорания в диапазоне от + 12 до —16% номиналь-
ного значения.
2. Расчетом, учитывающим наихудшее сочетание всех отклонений и
ошибок, определено, что коэффициент соотношения компонентов топлива
через камеры сгорания /Ц при работе двигателя не может выходить за
пределы 2,23 + 3,03. При доводочных испытаниях была .проверена рабо-
тоспособность двигателей при изменении /Ц в диапазоне от 1,9 до 3,15.
Двигатели работали нормально.
3. Была проверена работоспособность двигателей при изменении тем-
пературы компонентов топлива в диапазоне от +40 до —40° С при раз-
личных сочетаниях давления газов в камере сгорания и соотношения
компонентов топлива.
4. Была проверена работоспособность двигателя при запуске на ре-
жим повышенного (до 92 ата) и пониженного (до 75 ата) давления га-
зов в камере сгорания.
5. Была проверена работоспособность двигателя в течение всего по-
требного времени работы.
При всех проведенных испытаниях определялись основные парамет-
ры двигателя и контролировалось их соответствие требованиям техниче-
ского задания. Двигатель обеспечивал требуемые характеристики.
В связи с прекращением работ по ракете чистовые доводочные испы-
тания двигателей не проводились.
188
КАМЕРА СГОРАНИЯ У102-000
Фиг, 393, Камера сгорания У102-000 [163]:
/•—форсуночная головка; 2 — заполнитель; 3, 21 — соединительные кольца; 4, 5, 22, 41, 43—кольца; части сопла; 18, 20, 23, 24, 25, 28, 30, 31 — гофрированные проставки закритнческой части сопла; 19 —
ь — гофрированная проставка цилиндра; 7 — рубашка цилиндра; 8 — стенка цилиндра; 9 — стенка штуцер; 26 — стенка закритнческой части сопла; 27, 36 — рубашки закритнческой части сопла; 29 —
докритической части сопла; 10, /5, /7 — гофрированные проставки докритической части сопла; 11— перегородка; 32—кольцо коллектора; 33 — фланец; 34 — патрубок; 35 —-ребро; 37 — сектор коллек-
опорный пояс; 12 — стакан шаровой опоры; 13, 14, 38 — кронштейны; 16— рубашка докритической тора; 39—стакан; 40— бобышка; 42 — сливная бобышка; 4/— подкладка
189
КАМЕРА СГОРАНИЯ У102-000
Фиг, 394. Камера сгорания У102-000
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ
Секундный расход окислителя.................
Секундный расход горючего...................
Весовое соотношение компонентов топлива
Давление газов в камере сгорания . . . .
Давление газов в выходном сечении сопла
Тяга номинальная в пустоте..................
Удельная тяга —тяга, отнесенная к суммарному
секундному расходу топлива в пустоте
Диаметр критического сечения................
Диаметр выходного сечения сопля . . . .
Объем камеры сгорания до критического сечения
Литровая тяга в пустоте.....................
Охлаждающий компонент.......................
Количество форсунок окислителя . . . .
Количество форсунок горючего................
Время пребывания продуктов сгорания в камере
сгорания ...................................
Относительная расходопапряжениость
Вес камеры сгорания.........................
110,9 кГ/сек
40,2 кГ/сек
2,76
85,2 ата
0,15 ата
47 680 кГ
.307 сек
194,5 мм
1353,3 мм
81 л
574 кГ/л
Горючее
480 шт.
313 шт.
4,08- 10 сек
Г
0,98 ---------;-----
сек см-- атн
Не более 198 кГ
Камера сгорания У102-000 (фиг. 39.3 и 394), предназначенная для
однокамерного жидкостного реактивного двигателя, была создана по
техническому заданию конструкторского бюро—разработчика двига-
теля. Двигатель с камерой сгорания У102-000 предназначен для второй
ступени двухступенчатой стратегической ракеты на азотнокислотном
топливе, на первой ступени которой устанавливается двигатель РД-224.
Разработка камеры сгорания была начата в 1960 г.
По своим параметрам камера сгорания У102-000 близка к камере
сгорания двигателя РД-224 и отличается от последней степенью расши-
рения. Геометрический контур камеры представлен на фиг. 395,
В .отличие от камеры сгорания двигателя РД-224 на камере сгорания
У102-000 в полости окислителя форсуночной головки устанавливается
заполнитель для уменьшения объема заливки, а следовательно, и импуль-
са последействия при отключении двигателя. Кроме того, в соответствии
с компоновкой двигателя изменена -схема крепления. В связи с тем что
стаканы шаровых опор устанавливаются не на силовом кольце форсу-
ночной головки, а в конце цилиндрического участка, в области втекания,
введен опорный силовой пояс, представляющий собой усиленную по тол-
щине секцию рубашки.
Фиг. 395. Геометрический контур камеры сгорания
0/353,3
При создании камеры сгорания У102-000 были использованы резуль-
таты доводки камеры сгорания двигателя РД-224, а также -проведена
конструкторско-технологическая -отработка жесткости сопла, кострукции
заполнителя и опорного пояса, герметичности паяных швов форсуночной
головки. Все это обеспечило надежную работу камеры сгорания в соста-
ве двигателя.
Отработка камеры сгорания У102-000 была прекращена в 1962 г. на
этапе доводочных испытаний в связи с прекращением работ по двига-
телю в целом.
Материалы, применяемые для изготовления камеры сгорания
Внутренняя стейка....................................Сталь Х18Н9Т
Гофрированные проставки..............................Сталь 10
Рубашка цилиндра и докритической части сопла . . . Сталь 21Х2НВФА
Рубашка закритической части сопла, детали головки (днища,
кольцо, фланец)......................................Сталь 1Х21Н51
Форсунки . . ...................................Сталь Х18Н9Т
Опорный пояс.........................................Сталь 12Х2ПВФА
Припой для пайки форсуночной головки.................ПЖК-35
Припой для пайки нижней части......................Г70НХ
190
ДВИГАТЕЛИ РД-220 И РД-221
Мощные однокамерные жидкостные реактивные двигатели РД-220 и
РД-221 разрабатывались для многоступенчатой космической ракеты:
двигатель РД-220 — для установки на первой ступени ракеты, двигатель
РД-221—для установки на верхних ступенях ракеты. Двигатель РД-221
отличается от двигателя РД-220 только большей .высотностью и соответ-
ственно большими размерами сопла.
В качестве топлива в двигателях применены компоненты: окисли-
тель— азотная кислота, горючее — несимметричный диметилгидразин.
Двигатели РД-220 и РД-221 по своей принципиальной (пирогидрав-
лпческой) схеме и конструктивному выполнению аналогичны двигателям
РД-112 и РД-113 (см. третью часть Альбома), В качестве рабочего тела
турбины в двигателях РД-220 и РД-221 используется окислительный газ,
получаемый в газогенераторе в результате реакции всего расхода окис-
лителя с частью горючего. После турбины окислительный газ дожигает-
ся в камере сгорания с оставшейся частью горючего.
Применение схемы с дожиганием рабочего тела турбины позволяло
значительно повысить давление в камере сгорания двигателей
(до 150 ати) и достичь высоких значений тяги (96, 6 т у земли у двига-
теля РД-220 и 114 т в пустоте у двигателя РД-221) и удельной тяги
(270 сек у земли п 306 сек в пустоте у двигателя РД-220 и 3,18 сек в пус-
тоте у двигателя РД-221).
Однокамерная схема двигателей позволяла уменьшить их диамет-
ральные размеры, обеспечить простое крепление двигателей на ракете с
помощью четырех шаровых опор на головке камеры сгорания, сократить
число топливных магистралей. Это давало возможность снизить относи-
тельный вес двигателей! (до 8,9 кГ/т тяги у двигателя РД-220 и до
10,5 кГ/т тяги у двигателя РД-221), облегчить их компоновку на ракете
и обеспечить достижение высокой надежности работы двигателей.
Конструктивные отличия основных агрегатов двигателей-—камеры
сгорания, газогенератора и турбонасосного агрегата — от соответствую-
щих агрегатов двигателей РД-112 и РД-113 незначительны и определя-
ются особенностями применяемых в двигателях компонентов топлива.
Для управления работой двигателей РД-220 и РД-221 выбрана пирогид-
роавтоматика.
Запуск двигателей обеспечивается пороховым стартером и пусковой
турбиной. При запуске предусматривалось самовоспламенение компонен-
тов топлива в газогенераторе и камере сгорания.
Схема двигателей позволяла обеспечивать при работе изменение в
требуемых пределах тяги и соотношения компонентов топлива, которое
должно было осуществляться таким же способом, как и в двигателях
РД-112 и РД-113.
Разработка двигателей РД-220 и РД-221, начатая в 1960 г., была пре-
кращена в том же году в связи с выявившейся необходимостью создания
двигателей большей тяги.
ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ И ХАРАКТЕРИСТИКИ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-220 И РД-221 [164]
Характеристика двигателя РД-220 РД-221
Тип двигателя Жидкостный, реактивный
Назначение Для первой Для верхних
ступени ракеты ступеней ракеты
Топливо: окислитель . АК-27П ВТУ X Г» АУ-137—58
горючее Несимметричным диметилгидразин
ТУ № ОУ-83 -55 МХП
Номинальная тяга двигателя при работе па ре- жиме главной ступени, г: у земли . . • 96,6
в пустоте 109,5 114
Удельная тяга — тяга, отнесенная к суммарному секундному расходу топлива, сек: у земли 270
в пустоте 306 318
Давление газов в камере сгорания, ата 150 150
Давление газов па срезе сопла камеры сгорания, ата . 0,475 0,095
Суммарный секундный расход топлива на номи- нальном режиме через двигатель, кГ/сек . 357,8 .357,8
В том числе: окислителя ......... 267,3 267,3
горючего . 90,5 90,5
Отношение секундных весовых расходов окис- лителя и горючего 2,8 2.8
Система подачи и г а зо г е н е ра ци и
Способ подачи топлива в камеру сгорания и га- зогенератор Центробежными насосами
с приводом от турбины
Число оборотов турбонасосного агрегата в ми- нуту 14000 14000
Мощность турбины, л. с 14800 14800
Минимальное давление на входе в двигатель (при -|-15° С), ата: окислителя 3,5 3,5
горючего 1.6 1.6
Отношение секундных носовых расходов окисли- 13,2
геля и горючего в газогенераторе .... 13.2
Давление в газогенераторе, ата 233 233
Температура газа на выходе из газогенератора, °К 873 873
Весов ы е .11 г а б a f ит пы е дан ные двигателе й
Вес двигателя, не заполненного компонентами топлива, кГ 760 1070
Вес. двигателя, заполненного компонентами топ- лива, кГ . Относительный вес двигателя, заполненного ком- кГ попентамн топлива, : т тяги у земли . 860 1200
8,9
в пустоте —1 10,5
Длина, ЛЫ1 2600 4200
Диаметр (по срезу сопла), мм Местное выступание ТНА (по радиусу), мм 1290 2400
850 —
19)
ПРИНЦИПИАЛЬНЫЕ СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-220 И РД-221
Пирогидравлическая схема двигателя РД-220, представлен-
ная на фиг. 396, явилась основой для разработки схемы более
совершенного двигателя РД-222. Так как ниже дается подроб-
ное описание пирогидравлической схемы двигателя РД-222,
то описание схемы двигателя РД-220 ограничено изложением
только основных ее особенностей.
Отличительной особенностью схемы рассматриваемого дви-
гателя является применение нормально закрытых главных
топливных клапанов с гидроуправлением П|рн открытии клапа-
нов и пироуправлением при их закрытии. Использование дав-
ления компонентов для открытия клапанов сопровождается не-
которым усложнением схемы двигателя, выражающимся в на-
к системе Ркс
личии дополнительных магистралей перепуска компонентов из
управляющих полостей клапанов 3, 17 на вход в соответствую-
щие насосы.
.Схема двигателя отражает одноручьевое охлаждение каме-
ры сгорания; система подачи окислителя выполнена без струй-
ного преднасоса.
Запуск и останов двигателя по данной схеме аналогичен
запуску п останову двигателя РД-222 применительно к вари-
анту схемы, представленной на фиг. 401.
Пирогидравлическая схема двигателя РД-221 по своему
построению и принципу действия не отличается от схемы дви-
гателя РД-220.
Фиг. 396. Пирогидравлическая
схема двигателя РД-220 [164]:
/ — камера сгорания; 2 — ппрокла-
иап сброса; 3— клапан горючего;
•/“Пусковая турбина; <5 — порохо-
вой стартер; б — дроссельный кла-
пан; 7 — насос подачи горючего в
газогенератор; Л' -- основной насос
горючего; 9 ппромембрапа; К) —
насос окислителя; //—турбина;
12 — сервопривод; 13 — регулятор
расхода; 14 — датчик температуры
генераторного газа; 15— ппрокла-
паи; 16 — газогенератор; 17 — кла-
пан окислителя; 18— дроссель; 19 —
обратный клапан; 20 — датчик дав-
ления
ДАВЛЕНИЯ, ПЕРЕПАДЫ И ПОТЕРИ ДАВЛЕНИЙ, РАСХОДЫ
В МАГИСТРАЛЯХ И ОСНОВНЫХ ЭЛЕМЕНТАХ ДВИГАТЕЛЯ РД-220
Компонент Точка па схеме Долное давление, ага Перепады и потери давления, ат Расход, кГ;сек Условный диаметр прохода,
Генераторный газ а 150 357,8 —
20
б 170 287,5 130X2
10
в 180 287,5 —•
48
2 228 287,5 ...
5
() 2.33 — —
10
Окислитель е 24,3 — —
9
ж 252 267,3 63X2
10
3 и 262 269,8 90
0
262 269,8 90
258,5
к .3,5 270,3 170
Горючее питания КС (1 150 357,8 —
15
л 165 61 —
35
.1/ 200 70,3 60
6
н 206 70,3 60
6
О 212 71,8 60
20
п 232 71,8 60
230,4
р 1,6 92,5 150
Горючее питания ГГ д 233 — —
15
с 248 20,2
6
т 254 20,2 32
30
У 284 20,2 32
3
ф 287 20,2 .32
8
X 300 20,2 32
70
Ч, 230 20,2 —
2
п | — --
Примечания: 1. Указанные потери давления являются максимальными.
2. На выходе из рабочих лопаток турбины (точка в) приведено статическое давление.
3. В величины расходов компонентов через основные насосы кроме расходов, потреб-
ных для питания камеры сгорания, включены:
а) расход компонентов на управление клапанами —4 кПсск,
в том числе окислителя — 2,5 кГ!сек, горючего— 1,5 к.Г1сек.-,
б) расход компонентов для наддува баков — 5 кГ/сек,
в том числе окислителя — 3 кГ/сек, горючего — 2 к.Г!сек..
4. На входе в насосы (точки к, р) указаны минимальные давления при температу-
ре + 15° С.
5. Давление на выходе из насоса горючего второй ступени принято с запасом б ат
для возможности увеличения перепада давления на регуляторе расхода.
.192
АГРЕГАТЫ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-220 И РД-221
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ГАЗОГЕНЕРАТОРА [164]
ПАРАМЕТРЫ ТУРБИН [164]
Суммарный расход компонентов то-
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ КАМЕР СГОРАНИЯ
[164]
Параметры РД-220 РД-221
Секундный расход окне-
лителя, кГ/сек Секундный расход горю- 267,3 267,3
чего, кГ/сек . Весовое соотношение 90,5 90,5
компонентов топлива Давление газов в каме- 2,95 2,95
ре сгорания, ата . Давление газов на вы- 150 150
ходе из сопла, ата Удельная тяга —тяга, отнесенная к суммар- ному секундному рас- ходу топлива: 0,475 0,095
у земли, сек . 270 —
в пустоте, сек . Диаметр цилиндриче- ской части камеры 306 318
сгорания, мм . Диаметр критического 480 480
сечения сопла, мм . Диаметр выходного се- 225 225
ченпя сопла, мм . Объем камеры сгорания до критического сече- 1268 2462,8
пня сопла, л , . . Охлаждающий компо- 83 83
иепт Горючее
Тип форсунок' Количество форсунок: Одгюкоми сшснтные
окислителя, шт. 340 340
горючего, шт. . Давление перед форсун- ками в полости горю- 445 445
чего, ата . Давление перед форсун- ками в полости окне- 162 162
лителя, ата . Относительная расходо- напряжеипость — рас- ход, отнесенный к площади форсуночной головки п к давлению в камере сгорания, Г 165 1,32 165 1,32
сек см2 ата Время пребывания про- дуктов в камере его-
рання, сек Литровая тяга в пусто- 3,0.3- ю-3 3,03 • ю-3
те, кГ/л .... 1315 1370
плива ......................... 287,5 к.Г/сек
Весовое соотношение компонентов
топлива..........................13,23
Температура газа на выходе . . 873° К
Давление газа на выходе . . . 228 ата
Диаметр цилиндрической камеры . 237 мм
Весовое соотношение компонентов
топлива у форсуночной головки 7,7
Температура газа у форсуночной го-
ловки ........................... 2000° К
Давление газа у форсуночной го-
ловки ............................ 233 ата
Количество втулок в решетке пояса
разбавления......................61
Количество форсунок:
окислителя...................... 204 шт.
горючего...................115 шт.
Давление перед форсунками:
окислителя ..................... 243 ата
горючего................... 248 ата
Характерные размеры турбин
Геометрнческне параметры Основная турбина Пусковая турбина
Средний диаметр ротора, мм . 260 180
Высота сопловой лопатки, мм . Диаметр критического сечения сон- 44 —
ла, мм ........ Диаметр сопла на выходе, мм . — 8,8
— 15
Высота рабочей лопатки, мм . 47 21
Угол наклона оси сопел, град . 22 22
Параметры
Расход рабочего тела,
кГ/сек................
Температура торможе-
ния на входе, °К .
Давление торможения
на входе, ата .
Перепад давления (от-
ношение давления
торможения на входе
к статическому давле-
нию иа выходе) .
Окружная скорость на
среднем диаметре ро-
тора, м/сек,
Отношение окружной
скорости па среднем
диаметре к скорости
истечения из сопел
Степень реактивности
иа среднем диаметре
ротора . . . .
Коэффициент полезно-
го действия .
Удельная мощность
(мощность, отнесен-
ная к единице расхода
л. с.
рабочего тела), —;--
кГ/сек
ПАРАМЕТРЫ НАСОСОВ [164]
повная Пусковая ЕЧ 1 св
’рои на ту ровна о 8 ° о S о
Пара метры S № - Щ к s О
о О Я Д О Л-а 2
287,5 2,65 « * X о £ Ь о Сс f- <У о' ffl С -
873 1900 Расход, кГ/сек 272,8 94 20,2
Давление иа входе, ата 3,5* 1,6* 230
228,5 40 Давление на выходе, ата 262 232 300
Коэффициент быстроходности .... 58,5 32 50,5
Коэффициент полезного действия . Относительная осевая скорость па входе 0,67 0,0692 0,64 0,55
в насос 0,069 —
1,27 13,35 Число оборотов в минуту 14000 14000 14000
Мощность насоса, л. с 8700 5670 430
190,5 47
* Минимальное давление при температуре, равной 15° С.
0,733 0,031 Характерные размеры насосов
+ 0,3 0 CS О сту- соса о 1 я
0,(18 Геометрические, параметры 5 ° =; « о S ® т
0,74 о Z £== oidt <пк ade О 0=0.
Е о СсГ И К и
51,5 Диаметр втулки шнека и крыльчатки, мм 72 64 65
132 Наружный диаметр шнека, мм .... 142 126 —
Наружный диаметр крыльчатки, мм . Угол установки лопатки на выходе из цент- 220 280 172
робежного колеса, град . . . . ' . 70 85 85
ВЕС И ГАБАРИТЫ ТНА
В состав двигателей РД-220 и РД-221 входят следующие ос-
новные узлы и агрегаты: камера сгорания, турбонасосный агрегат,
газогенератор, агрегаты автоматики и узлы общей сборки двига-
теля.
Основные агрегаты двигателей, кроме камеры сгорания, пол-
ностью унифицированы. Отдельные узлы общей сборки двигателей
имеют незначительные отличия, нс влияющие иа работу двигателей.
Для крепления двигателя на ракете па головке камеры сгорания
приварены четыре узла — опоры. Размещение и крепление па дви-
гателе турбонасосного агрегата, газогенератора н основных агрега-
тов автоматики аналогично размещению п креплению соответствую-
щих агрегатов па двигателях РД-112 п РД-113.
Разводка топливных магистралей этих двигателей незначитель-
но различается конфигурацией и проходными сечениями трубопро-
водов.
Камеры сгорания двигателей РД-220 и РД-221 отличаются друг
от друга только размерами закритическпх частей сопел.
Так как основные особенности камер сгорания нашли более пол-
ное отражение и дальнейшее развитие ib разработанных вслед за
ними камерах сгорания двигателей РД-222 и РД-223, рассмотреп-
Вес агрегата, не заполненного компонен-
тами ..................................
Габаритные размеры агрегата (длина X
X ширина X высота)...................
Относительный вес турбонасосного агрега-
та (вес агрегата, заполненного компо-
нентами, отнесенный к единице тяги)
Вес турбонасосного агрегата, заполненно-
го компонентами, отнесенный к единице
мощности...............................
240 кГ
1200 X 350 X 445 мм
2,9 кГ/т тяги
19 Г/л. с.
пых ниже, в настоящем разделе отмечены только некоторые конст-
руктивные решения, которые были изменены при переходе к иросж-
тшрованию камер сгоралия упомянутых двигателей. К ним относит-
ся: схема внешнего охлаждения, конструкция места ввода окисли-
тельного газа в форсуночную головку, количество поясов завесы и
материал сопла-надставки.
В камерах сгорания двигателей РД-220 и РД-221;
— применяется обычная одиоручьсвая схема внешнего охлаж-
дения;
— окислительный газ подводится к форсуночной голоппсс через
два патрубка без промежуточного коллектора;
- используется один пояс щелевой завесы, установленный в
конце цилиндрического участка камер;
— детали сопла-надставки выполняются из сталей: 1Х18Н9Т —
стенка, 1X21II5T — рубашка, 10КП — гофрированные проставки.
Для двигателей РД-220 и РД-221 выбран газогенератор двух-
зошюго типа, аналогичный по конструкции газогенератору РД-112.
Он представляет собой неразъемный паяно-сварной агрегат, состоя-
щий из плоской форсуночной головки, охлаждаемой цилиндриче-
ской средней части п пояса разбавления типа решетки.
Небольшие отличия в конструкции газогенератора двигателя
РД-220 от своего прототипа вызваны изменением компонентов топ-
лива и заключаются в следукмщ'м:
— от г у т с гну ют ш1роз а ж 11г а тел и;
—• одпокомионситпые центробежные форсунки выполнены со
шнековымп завихрителями;
— для детален силовой оболочки газогенератора применяется
сталь IX 1(51 ИВ, для внутренних дета,чей, соприкасающихся с горя-
чим газом, сталь X181 ПОТ, для гофрированных проставок —
сталь ЮКИ, припой- II/KK-35.
Турбонасосный агрегат двигателей РД-220 и РД-221 является .nqp-
пым турбонасосным агрегатом, спроектированным д КБ для двигателя,
рано тающего па высококпнящем окисли геле по схеме с дожиганием
рабочего тела в камере сгорания. Специфические особенности схемы с
дожиганием отразились и та конструкции агрегатов системы подачи
двигателя. Так, центробежные насосы системы подачи характеризуют-
ся повышенной папориостыо, поскольку в величину потребного напора
входит перепад давления, срабатываемый в турбине. Характерные осо-
бенности турбины — большой расход рабочего тела, соизмеримый с рас-
ходами компонентов топлива через камеру сгорания, высокое давление
в проточной части, превышающее давление в камере сгорания.
Й Зак. 0086
АГРЕГАТЫ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-220 И РД-221
Уменьшение суммарного веса баков, содержащих компоненты топли-
ва, и турбонасосного агрегата при простой п надежной конструкции по-
следнего обеспечивалось путем рационального выбора основных пара-
метров, принципиальных схем насосов и турбины, (рабочего тела тур-
бины. Особое внимание уделено выбору давлений во входных магистра-
лях насосов, так как величина этих давлений оказывает существенное
влияние как на вес турбонасосного агрегата, так и на вес баков. На
графике фиг. 397 приведены зависимости приращения веса ступеней ра-
кеты (включая приращение веса баков, системы наддува баков, а также
турбонасосного агрегата) от величины давлений на входе в насосы дви-
гателей РД-220 и РД-221. Увеличение давлений иа входе в насосы по
сравнению с выбранными (фиг. 397) приводит к заметному росту веса
ступени с двигателем РД-221, уменьшение — к росту веса ступени с дви-
гателем РД-220 и значительному усложнению конструкции турбонасос-
ного агрегата. Поскольку двигатели РД-220 и РД-221 в целях унифи-
кации имеют один и тот же турбонасосный агрегат, принятые давления
на входе являются оптимальными, позволяющими получить наимень-
ший'вес обеих ступеней ракеты.
В качестве рабочего тела турбины выбран газ с избытком окислите-
ля при 400% использовании окислителя для газогенерации. Большой
расход рабочего тела сочетается с высоким давлением в проточной час-
ти, благодаря этому сопловые и рабочие лопатки основной турбины име-
ют вполне приемлемые размеры. Перепад давления в основной турби-
не, определяемый из условия обеспечения потребной мощности .насосов,
невелик, поэтому удалось принять наиболее простую принципиальную
Фиг. 397. Изменение веса ракеты в зависимости от дав-
ления на входе в насосы двигателей РД-220 и РД-221
Кроме насосов, подающих компоненты топлива, и осевой основной
турбины, являющейся агрегатом привода насосов, в турбонасосный аг-
регат «входит еще осевая одноступенчатая пусковая турбина, работаю-
щая на продуктах сгорания пороха при сверхзвуковом перепаде в про-
точной части.
Более детальное обоснование выбора принципиальной схемы
турбонасосного агрегата, насосов и турбины, а также их основных пара-
метров приведено в разделе двигателей РД-222 и РД-223, подобных
двигателям РД-220 и РД-221. В том же разделе можно ознакомиться
с конструкцией турбонасосного агрегата, поскольку она подобна конст-
рукции турбонасосного агрегата двигателей РД-222 и РД-223.
Агрегаты автоматики двигателей РД-220 п РД-221 по своей конст-
рукции и принципу действия идентичны соответствующим агрегатам ав-
томатики двигателя РД-112, подробно рассмотренным в третьей части
настоящего Альбома. Исключение составляют пнромембраны, установ-
ленные в магистралях окислителя и горючего на входе в насосы.
Пнромембрапа, устанавливаемая па входе в насос горючего, изобра-
жена на фиг. 398. Пнромембрапа для магистрали окислителя имеет ана-
логичную конструкцию и отличается только проходным сечением.
Пнрюмембраны, разобщая полости баков и насосов, предохраняют
уплотнительные элементы в насосах от разрушения при длительном
хранении ракеты с заправленными баками. Перед пуском двигателя
предварительно производится срабатывание пиромембран и заполне-
ние компонентами топлива полостей насосов и участков магистралей до
главных топливных клапанов.
Пи.р'омембраиа подсоединяется к входному патрубку насоса с
помощью фланцевого соединения, выполненного на нижней части кор-
пуса 1. Со стороны входа корпус имеет фланец для подсоединения ма-
гистрали от бака ракеты. Внутри корпуса иа специальную торцевую
проточку установлено кольцо 3 с приваренным к нему крюком 2. От
проворота кольцо фиксируется штифтом 9. Сверху на кольцо положена
мембрана 5, приваренная по периферии к корпусу. Во фланце корпуса
со стороны входа выполнено специальное гнездо, в которое установлен
на двух шпильках корпус 8 с резьбовым отверстием для постановки пи-
ропатрона in фильтра 7, предназначенного для задержания твердых
частиц, образующихся при сгорании заряда.
При .срабатывании пиропатрона пороховые газы под большим дав-
лением устремляются через отверстия фильтра в полость 'горючего над
мембраной. Вследствие резкого вытеснения горючего возникает гидро-
удар, который воздействует на мембрану. Мембрана разрушается по
насечке, имеющей вид неполной окружности. В месте, расположенном
против крюка, насечка на мембране отсутствует, а кольцо имеет соот-
ветствующую площадку с закруглением, по которому отгибается мем-
брана после прорыва. Одновременно мембрана нанизывается на крюк,
предназначенный для удержания ее в случае полного отрыва.
Основные детали пиромембрапы выполняются из следующих мате-
риалов: корпус / — из алюминиевого сплава АЛ4, крюк 2 — из стали
12Х2НВФА, мембрана 5—из алюминиевого сплава АД1.
Фиг. 398. Пиромембрана:
/ — корпус; 2 —крюк; 3—кольцо; 4 — шпилька; 5 —мембрана; 6 — прокладка; 7 — фильтр; 8 — кор-
пус; 9 — штифт
На фиг. 399 изображен пиропатрон. Пиропатрон представляет собой
аккумулятор газа с высоким давлением и температурой, используемый
на двигателе для обеспечения срабатывания агрегатов автоматики (па-
пример, пиромембран, клапанов горючего и окисли-
теля и др.) в период запуска и останова.
Корпус 5 пиропатрона, выполненный из стали,
имеет два резьбовых конца. Нижним концом он
устанавливается в специальное резьбовое гнездо со-
ответствующего агрегата, к верхнему крепится
штепсельный разъем.
Пирозаряд 1 запрессован в гильзу 2, которая
фиксирует в корпусе пластмассовую колодку 3 с
контактами 4 и изолятором 7. К контактам 4 припая-
ны два мостика из константановой проволоки, обес-
печивающие поджигание пирозаряда при прохож-
дении по ним тока. Применение двух мостиков
обусловлено требованием повышенной надежности
к пиропатрону. Для предохранения пирозаряда от
влаги донышко 10 пиропатрона покрывается лако-
вой пленкой.
Срабатывание пиропатрона осуществляется пу-
тем -подачи напряжения на контакты.
Фиг. 399. Пиропатрон:
/ — ппрозаряд; 2—гильза; —
колодка; 4 —контакты; 5 — кор-
пус; 6 —штифт; 7 — изолятор; 8.
9 — прокладки; 10 — донышко
194
ДВИГАТЕЛИ РД-222 И РД-223
Мощные однокамерные жидкостные реактивные двигатели РД-222 и
РД-223 разрабатывались для первой ступени (двигатель РД-222) и верх-
них ступеней (двигатель РД-223) многоступенчатой ракеты. Двигатель
РД-223 отличается от двигателя РД-222 только большей высотностью.
В качестве топлива в двигателях предполагалось использовать те же
компоненты, что и в двигателях РД-220 и РД-221: окислитель — азотную
кислоту, горючее — несимметричный диметилгидра'зин.
По своему принципиальному устройству двигатели аналогичны дви-
гателям РД-220 и РД-221, но существенно превосходят их по расчетной
величине тяги, развиваемой у земли (150 т у двигателя РД-222) и в
пустоте (173 т у двигателя РД-223).
Благодаря применению более совершенной принципиальной схемы и
использованию более эффективного горючего двигатели РД-222 и РД-223
должны были иметь высокую для класса азотнокислотных двигателей
удельную тягу (272 сек у земли и 302 сек в пустоте у двигателя РД-222
и 314 сек в пустоте у двигателя РД-223) при сравнительно низких значе-
ниях относительного веса (не более 7,5 кГ/т тяги у двигателя РД-222 и
не более 8,2 кГ/т тяги у двигателя РД-223).
Двигатели РД-222 и РД-223 по своей принципиальной схеме, компо-
новке и конструкции основных агрегатов аналогичны разрабатывав-
шимся одновременно с ними двигателям РД-114 и РД-115 (см. третью
часть Альбома).
Камеры сгорания двигателей — цилиндрической формы, с плоской
форсуночной головкой, отличаются между собой только размерами со-
пел, спроектированных профилированными, с угловым входом.
Параметры камер сгорания — тяга, расходонапряженность и др.—•
являются максимальными для класса азотнокислотных двигателей.
Газогенератор двигателей РД-222 и РД-223 предельно форсирован по
давлению (256 ата) и производительности (440,2 кГ/сек).
На входе в насосы окислителя двигателей установлены струйные пред-
ка со сы.
Для разделения магистралей двигателя и ракеты при длительном хра-
нении полностью снаряженной ракеты иа входе в топливные магистрали
двигателя установлены герметичные пиромембраны.
Для управления работой двигателей применена пироавтоматика.
Тяга двигателей регулируется в требуемых пределах путем изменения1
мощности турбонасосного агрегата за счет изменения расхода горючего
в газогенератор, осуществляемого регулятором расхода. Соотношение
компонентов топлива регулируется дросселем горючего. Управление по-
летом ракеты предполагалось осуществлять путем использования воз-
можности значительного снижения тяги части двигателей в двигатель-
ной установке.
В процессе разработки двигателей, начатой в 1960 г., была выпущена
основная техническая документация и начаты испытания по эксперимен-
тальной отработке основных рабочих процессов.
Разработка двигателей была прекращена в 1961 г. в связи с выбором
в качестве основного варианта двигателей, использующих окислитель —
азотный тетроксид.
ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ И ХАРАКТЕРИСТИКИ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-222 И РД-223 [165]
Характеристики двигателя РД-222 РД-223
Тип двигателя Жидкостны 3, реактивный
Назначение Для первой ступени Для верхних ступеней
Топливо: ракеты ракеты
окислитель АК-Й7П ВТУ АУ 137—58
горючее Несимметричный диметилгидразнн
Номинальная тяга двигателя при работе на режиме главной ступени, г: ТУ № ОУ-83—55 МХП
у земли . . . . . 150 —
в пустоте . . Удельная тяга — тяга, отнесенная к суммарному секундному расходу топлива, сек: 166,6 173
у земли 272 —
в пустоте . . 302 314
Давление газов в камере сгорания, ата 150 150
Давление газов па срезе сопла камеры сгорания, ата Суммарный секундный расход топлива па номинальном режи- 0,61 0,14
ме через двигатель, кГ/сек в том числе: 551 551
окислителя 410,5 410,5
горючего Отношение секундных весовых расходов окислителя и горю- 140,5 140,5
чего Время набора 90% номинальной тяги с момента подачи 2,92 2,92
команды «Пуск», сек 1,2 1,2
Система подачи и г а з о г е и е ра ци и
Способ подачи топлива в камеру сгорания и газогенератор . Центробежными насосами
с приводом от турбины
Число оборотов турбонасосного агрегата в минуту 14000 14000
Мощность турбины, л. с Давление на входе в двигатель, ата: окислителя 26950 26950
минимальное (при /=-Ь 15° С) горючего 2,6 2,6
минимальное (при /=+15° С) Отношение секундных весовых расходов окислителя н горю- 1,9 1,9
чего в газогенераторе .......... 13,8 13,8
Давление в газогенераторе, ата 256 256
Температура газа па выходе из газогенератора, °К 823 823
Весовые данные и габариты двигателей
Вес двигателя, не заполненного компонентами топлива. кГ . 980 1240
Вес двигателя, заполненного компонентами топлива, кГ . Относительный вес двигателя, заполненного компонентами топлива, кГ/т тяги'. 1120 1420
у земли 7,5
в пустоте ...... — 8,2
Длина, мм ,3470 5050
Диаметр (ио срезу сопла), мм 1460 2590
Местное выступание ТНА (по радиусу), мм 1050 —
195
ПРИНЦИПИАЛЬНЫЕ СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-222 И РД-223
Лирогидравлическая схема двигателя РД-222, представленная
на фиг. 400, устанавливает взаимодействие агрегатов двигателя при
заправке ракеты топливом, пуске и работе двигателя на всех режи-
мах, а также прн его выключении; схема двигателя РД-223 принци-
пиально не отличается от данной схемы.
Управление всеми элементами двигателя осуществляется дис-
танционно, путем подачи электрических команд.
В процессе заправки и хранения ракеты с заполненными бака-
ми попадание топлива в двигатель исключается наличием на входе
в насосы пиромембран 9, 12. Главные топливные клапаны 3, 19 прн
этом полностью открыты.
По команде на пуск двигателя от системы управления подается
электрический импульс на воспламенение пиропатрона пиромембра-
ны 9, в результате чего разрывается мембрана и начинается запол-
нение горючим насосов 6, 8 и магистралей под действием гидроста-
тического напора и давления наддува бака горючего. Через опре-
деленный промежуток времени от системы управления подается ко-
ё I
манда па срабатывание пиромембраны 12, в результате чего начи-
нается заполнение окислителем струйного преднасоса И, насоса 10
и магистрали окислителя. В определенный момент от системы уп-
равления подается команда на воспламенение заряда порохового
стартера 5, в результате чего пусковая турбина 4 начинает раскру-
чивать турбонасосный агрегат.
При нарастающем давлении за насосами компоненты топлива
продолжают заполнять магистрали горючего и окислителя. По до-
стижении определенного давления на выходе из иасоса 6 проры-
вается мембрана 7 и горючее поступает в газогенератор 17. Времена
подачи команд на срабатывание пиромембран и включение порохо-
вого стартера, а также давление прорыва мембраны 7 выбраны та-
ким образом, чтобы обеспечить потребные опережения окислителя
в газогенераторе и горючего в камере сгорания.
При поступлении компонентов топлива в газогенератор в по-
следнем происходит их самовоспламенение. Образовавшийся гене-
раторный газ с избытком окислителя поступает на турбину 18, что
приводит к ускорению темпа запуска двигателя.
Фиг. 400. Пирогидравлическая схема двигателя РД-222 [165]:
/ — камера сгорания; 2 — пироклапаи сброса; 3 —клапан горючего; 4 — пусковая турбина; 5 — поро-
ховой стартер; 6 — пасос подачи горючего в газогенератор; 7—разрывная мембрана; 8 — основной
насос горючего; 9, /2 — пиромембраны; /0 — насос окислителя; //—струйный преднасос; 13 — сер-
вопривод; 14 — регулятор расхода; /5 — датчик температуры генераторного газа; /й — пироклапаи;
17 — газогенератор; 18 — турбина; 19 — клапан окислителя; 20 —дроссель; 2/— датчик давления
ДАВЛЕНИЯ, ПЕРЕПАДЫ И ПОТЕРИ ДАВЛЕНИЙ, РАСХОДЫ
В МАГИСТРАЛЯХ И ОСНОВНЫХ ЭЛЕМЕНТАХ ДВИГАТЕЛЯ РД-222 [166]
Компонент Т очка на схеме 1олное давление, а; а Перепады и потерн давления, ат Расход, кГ/сек Условный гиаметр прохода, мм
150 551
га Л 12
sx б 162 440,2
ж Q- 28
О 190 440,2 140X2
Q- О в 66
256 -140,2
*• 24
д 280 410,5 75x2
6
286 410,,5 75X2
13
₽ ж 299 410,5 106
о н X
CJ J 306 410,5 101
X о 301,7
(1 4,3 -155 200
1,5
к 2,6 413,5 200
(1 150 551
12
162 99,8
О bd 30
к X 192 110,8 75
X га 8
X Е 200 110,8 75
о о 8
2 о 208 110,8 75
Ом о 4-1
п ‘^52 110,8 75
250,1
р 1,9 141,8 180
z 256
20
с 276 29,7
Г ! 6
т 282 29,7 40
И 8
X га V | 290 29,7 40
аг 55
Е ch | 345 29,7 10
О
О X 346 29,7 40
Ом о 96
L-. 6 250 29,7
2
II 252
П р и м еч а и и я: 1. Указанные потери давления являются максимальными.
2. В величины расходов компонентов через основные насосы, кроме расходов, потреб-
ных для питания камеры сгорания и струйного преднасоса, включен расход компонентов
для наддува баков — 4,3 кГ/сек. В том числе окислителя — 3 кГ/сек, горючего —
1,3 кГ/сек.
3. На входе в насосы (точки к, р) указаны минимальные давления прн температуре
+ 15° С.
196
ПРИНЦИПИАЛЬНЫЕ СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-222 И РД-223
Продолжительность работы порохового стартера должна обеспе-
чивать выход двигателя на режим, при котором потребная мощность
насосов будет надежно обеспечиваться основной турбиной. Вместе с
тем это время должно быть минимальным, что важно в связи с воз-
можными чрезмерными забросами оборотов турбонасосного агре-
гата в период совместной работы двух турбин.
Заполнив газовую магистраль и форсуночную головку, генера-
торный газ через форсунки подается в камеру сгорания 1, где до-
жигается в результате смешения с горючим, которое впрыскивается
в камеру сгорания через свои форсунки. Перед поступлением в ка-
меру сгорания горючее проходит по зарубашечному тракту, обеспе-
чивая охлаждение. Небольшая часть горючего из зарубашечного
тракта впрыскивается в камеру сгорания через два пояса щелевой
завесы.
По мере раскрутки турбонасосного агрегата увеличиваются дав-
ления в газогенераторе и камере сгорания, тяга двигателя растет и
двигатель выходит на основной режим, определяемый настройкой
регулятора расхода 14 и дросселя 20.
Рассматриваемые двигатели обеспечивают регулирование тяги
и соотношения компонентов топлива. Регулирование тяги осуще-
ствляется системой регулирования «кажущейся скорости» (РКС)
и\тем перенастройки регулятора расхода 14 с помощью сервопри-
вода 13. В результате изменения расхода горючего изменяется со-
отношение компонентов топлива в газогенераторе и, как следст-
вие, температура генераторного газа. Это приводит к изменению
мощности турбонасосного агрегата, давлений и расходов компонен-
тов топлива па выходе пз насосов, что в конечном счете приводит к
изменению тяги двигателя. Двигатель рассчитан на регулирование
тяги в пределах отд-5 до —20% номинального значения тяги. Для
улучшения процесса регулирования в системе РКС предусмотрена
обратная связь по давлению газов в камере сгорания, которое реги-
стрируется специальным датчиком давления 21.
Регулирование соотношения компонентов топлива осуществля-
ется путем воздействия на дроссель 20 с помощью сервопривода от
бортовой системы дискретного регулирования опорожнения баков
(ДРОБ).
Для увеличения надежности двигателя при регулировании в
газогенераторе установлен датчик температуры генераторного га-
за 15. При увеличении температуры газов выше допускаемой по
сигналу датчика температуры система управления с помощью сер-
вопривода перестраивает регулятор 14 на уменьшение расхода го-
рючего в газогенератор.
Выключение двигателя производится срабатыванием клапанов
.3, 16 и 19, при этом прекращается питание газогенератора компо-
нентами топлива и питание камеры сгорания горючим. Для умень-
шения импульса последействия тяги двигателя в результате догора-
ния горючее из рубашки камеры сгорания дренируется в окружаю-
щее пространство через пироклапап сброса 2.
Пирогидравлическая схема двигателя РД-222 была разработана
в двух вариантах, На фиг. 401 представлен второй вариант схемы,
отличающийся характером запуска и функциями, возложенными
на пиромембраны и главные топливные клапаны.
В этом варианте схемы каждый топливный! клапан 5, 6 и 18
имеет разрывную мембрану и промежуточную (дросселирующую)
ступень открытия. Функции пиромембран ограничены. Основная за-
дача, возлагаемая на них, заключается в обеспечении герметиза-
ции полостей двигателя от компонентов топлива при длительном
хранении ракеты в заправленном состоянии. Перед пуском двига-
теля производится срабатывание пиромембран и заполнение ком-
понентами топлива полостей насосов и участков магистралей до
главных топливных клапанов.
Фиг, 401, Пирогидравлическая схема двигателя РД-222 (вариант) [105]:
/ — камера сгорания; 2 - - пироклапап сброса; <7 — клапан горючего; 4 — пусковая турбина; 5- пори
ховой стартер; 6 — дроссельный клапан; 7 — насос подачи горючего в газогенератор; К -- основной
насос горючего; 9 — насос окислителя; Я) —струйный предпасос, И— пиромембраца; 12 — сервопри-
вод; 13 — регулятор расхода; /4— датчик температуры генераторного гиы; /Л — пироклапап;
/6 — газогенератор; /7 — турбина; /Й — клапан окислителя; 19 — дроссель; 21) датчик давления
Пуск двигателя в отличие от предыдущего варианта запуска
начинается с включения порохового стартера. По мере увеличения
числа оборотов турбонасосного агрегата и роста давления за насо-
сами прорываются мембрана дроссельного клапана 6, а также
мембраны клапана окислителя 18 и клапана горючего 3. Давления
разрыва мембран выбираются таким образом, чтобы обеспечива-
лось нужное опережение поступления компонентов как в газогене-
ратор, так и в камеру сгорания.
Конструкция главных топливных клапанов, а также дроссельно-
го клапана, предусматривающая их ступенчатое открытие, обес-
печивает более дозированную подачу компонентов топлива в газо-
генератор п камеру сгорания, уменьшает разброс п соотношении
компонентов топлива, поступающего в газогенератор п камеру сго-
рания в период запуска, что создает благоприятные условия для
работы этих агрегатов.
По мере увеличения оборотов турбонасосного агрегата с уве-
личением расходов компонентов возрастают перепады давлений на
клапанах окислителя п горючего. По достижении определенных зна-
чений указанных перепадов, что определяется достаточно строго
режимом работы турбонасосного агрегата, клапаны открываются
полностью п двигатель выходит на основной режим.
Регулирование п выключение двигателя при данном варианте
схемы аналогично описанному выше.
Каждый из вариантов имеет свои преимущества. Основное пре-
имущество первого варианта схемы- простота конструкции топ-
ливных клапанов. При втором варианте схемы обеспечивается
большая стабильность и надежность запуска двигателя в спя ш
с заменой грех поеледоиатсльвых команд от временных реле одной
командой па пуск порохового стартера, а также в связи с уменьше-
нием объемов полостей трактов окислителя н горючего, подлежа
щпх заполнению компонентами после команды па пуск двигателя
Запуск двигателя, Hbiiio.iiieiinoi о по второму варианту схемы, может
быть осуществлен при меньшей мощности пусковой турбины и к
более корот кое время. Характер роста оборо тов ту pooiiacocnoi о аг-
регата и давления и камере сгорания, полученные в pc i\лита гс par
чета запуска двигателя для каждого варианта схемы, iipnne.iei
на фиг. -1()2.
llama п,об1мин
Фиг, 402. Изменение числа оборотов п нала турбонасосною aipeiaia
в камере сгорания pt во времени т с момента подачи команды па пи .. ....
РД-222 (слева —для двигателя, выполненного по схеме, предетаплеииой па фно
справа — для двигателя, выполненного по схеме, niiencTaiiJieiiiimi иа фш. НН)
и давления нови
запуск шипа юти
i на (|>ш. 400;
КОНСТРУКЦИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-222 И РД-223
Двигатели РД-222 и РД-223 (см. фиг. 403) по своей конструктивной
схеме подобны двигателям РД-114 и РД-115 соответственно (см. третью
часть Альбома).
Двигатели состоят из следующих основных узлов и агрегатов: каме-
ры сгорания, турбонасосного агрегата, газогенератора, струйного пред-
насоса, агрегатов автоматики и узлов общей сборки.
Все основные узлы и агрегаты двигателей, кроме камер сгорания,
полностью унифицированы, что достигается благодаря принятому для
двигателей одинаковому расположению турбонасосного агрегата отно-
сительно камеры сгорания. Камеры сгорания двигателей отличаются
только закритической частью сопел.
Двигатель крепится иа ракете с помощью четырех шаровых опор,
присоединяемых к опорным узлам на головке камеры сгорания.
Турбонасосный агрегат крепится па двух коротких и жестких газо-
вых трубах, соединяющих турбину с головкой камеры сгорания. В ниж-
ней части турбонасосный агрегат соединен с камерон сгорания подвиж-
ной опорой, воспринимающей боковые нагрузки на агрегат со стороны
входных патрубков насосов.
На основных трубопроводах двигателя установлены компенсаторы —
металлические трубопроводы повышенной гибкости. На входных пат-
рубках насосов монтируются разделительные пиромембраны. Струйный
преднасос окислителя (на фиг. 403 не показан) располагается на участ-
ке магистрали, подводящей окислитель к двигателю, до или после пиро-
мембраны.
Схема разводки топливных магистралей двигателей РД-222 и РД-223
аналогична разводке магистралей двигателей РД-114 и РД-115.
Фиг. 403. Двигатели РД-222 и РД-223 (слева — двигатель РД-222; справа — дви-
гатель РД-223) [165]:
1 — камера сгорания; 2 — выхлопная труба пусковой турбины; 3— пороховой стартер; 4 --
пусковая турбина; 5 — регулятор расхода горючего; 6 — узел крепления турбонасосного агре-
гата; 7 — насос горючего; 8 —-клапан горючего; У — дроссель; 10- трубопровод подачи го-
рючего в камеру сгорания; II — пасос окислителя; 12—-клапан окислителя: /.? —трубопрово-
ды подачи окислителя в газогенератор; И--турбина; /5--трубопровод подачи горючего в
газогенератор; 16 — газогенератор; [7 ~ пнроклапан; 18 — трубы подачи газа в камеру сгора-
ния; 19 — пироклапаи сброса горючего; 20 — пиромембраны
19В
КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-222 И РД-223
Камера сгорания двигателя РД-222 по
сравнению со всеми камерами предшествую-
щих двигателей, использующих азотсодержа-
щие окислители, с одной стороны, является
воплощением накопленного в конструкторском
бюро богатого опыта по проектированию и до-
водке двигателей, а с другой — отражает зна-
чительный шаг вперед по пути форсирования
камер, усовершенствования конструкции и
улучшения их энергетических, весовых и габа-
ритных характеристик.
Это форсирование и усовершенствование
заключалось в более чем двукратном повыше-
нии давления и увеличении тяги в одной каме-
ре сгорания, применении высокоэффективного
горючего, использовании высокотемпературно-
го окислительного генераторного газа вместо
жидкого окислителя, создании более эффек-
тивной системы внутреннего охлаждения,
внедрении новых высокопрочных и жаропроч-
ных материалов.
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ КАМЕР СГОРАНИЯ [165]
Фиг. 404. Геометрический контур камеры сгорания двигателя РД-222
Параметры РД-222 РД-223
Секундный расход окислителя, кГ)сек Секундный расход горючего, кГ/сек. 410,5 410,5
140,5 140,5
Весовое соотношение компонентов топлива 2,92 2,92
Давление газов в камере сгорания, ата 150 150
Давление газов на выходе из сопла, ата ...... ' . 0,61 0,14
Удельная тяга — тяга, отнесенная к (суммарному секундному расходу топлива: у земли, сек. 272
в пустоте, сек 302 314
Диаметр цилиндрической части ка- меры сгорания, мм 560 560
Диаметр критического сечения соп- ла, мм 278,8 278,8
Диаметр выходного сечения соп- ла, мм 1431 2589
Объем камеры сгорания до критиче- ского сечения сопла, л ... . 122 122
Охлаждающий компонент . Горючее
Тип форсунок Однокомпонентные
Количество форсунок: окислителя, шт 289 289
горючего, шт 528 528
Давление перед форсунками в поло- сти окислителя, ата . . . . 162 162
Давление перед форсунками в поло- сти горючего, ата 162 162
Относительная расходонапряжен- ность—расход, отнесенный к пло- щади форсуночной головки и к давлению газов в камере сгора- Г НИЯ, "" , .... 1,49 1,49
сек • см2 ’ ата Время пребывания продуктов в ка- мере сгорания, сек 2,89-10“3 2,89-Ю-3
Литровая тяга в пустоте, кГ/л . 1370 1420
Коэффициент полноты давления в камере сгорания 0,984 0,984
Коэффициент полноты удельной тяги 0,957 0,947
X Г е
мм мм град
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° 33'28"
621,17 438,7 19° 04'23"
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"
1200,1 610,9 13° 10'39"
1400,0 654,4 11°21'48"
1746 715,5 8°46'21"
X Г 0
мм мм град
0 139,4 29°14'31"
62,75 178,56 33°20'56"
142,2 231,86 34° 00'39" 33°18'32"
222,23 285,28
546,56 478,04 27° 54'07"
581,38 496,39 27°30'13"
626,16 519,38 26°50'39"
653,69 533,18 26° 27'08"
798,68 602,28 24°32'28" 22° 30' 19" 20°23'29" 17° 57'42"
977,67 680,15
1196,04 765,81
1496,04 870,93
1978,71 1011,96 14“ 55'40"
2650,76 1170,30 11°44'07"
3322,32 1294,50 9°18'40"
199
КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-222 И РД-223
Камеры сгорания двигателей РД-222 и РД-223 проектировались
в одно время с камерами сгорания двигателей РД-114 и РД-115.
Так как основные параметры (тяга, давление в камере и на выходе
из сопла), применяемое горючее и расходы компонентов у назван-
ных пар камер сгорания оказались соответственно одинаковыми
или близкими, то при разработке этих камер была широко разви-
та прогрессивная тенденция к унификации конструкции камер сго-
рания.
Это нашло отражение в том, что размеры камер сгорания дви-
гателей РД-222 и РД-114 выбраны одинаковыми, в камерах почти
для всех деталей используются одинаковые материалы, кроме того,
они имеют одинаковую схему расположения форсунок, одинаковые
форсунки окислителя, одинаковое оребрение, одинаковую систему
внутреннего и внешнего охлаждения, один и тот же геометрический
контур сопла. Это в равной мере относится и к камерам сгорания
двигателей РД-223 и РД-115.
Поэтому во избежание повторения описание камеры сгорания
двигателя РД-222 приводится в сокращенном виде, прн этом под-
черкиваются ее отличия от камеры сгорания двигателя РД-114,
конструкция которой подробно описана в третьей части Альбома.
Камера сгорания двигателя РД-223 отличается от камеры сго-
рания двигателя РД-222 только размерами сопла (фиг. 404, 405).
Вследствие этого отпадает необходимость в описании камеры сго-
рания двигателя РД-223.
Камера сгорания двигателя РД-222 (фиг. 40G) представляет со-
бой неразъемную паяно-сварную конструкцию и состоит из четы-
рех основных узлов: форсуночной головки 1, средней части 2, соп-
ла-надставки 4 и вставки 3.
Форсуночная головка (фиг. 407) состоит из внутреннего 1, сред-
него 2 и наружного 3 днищ, силового кольца 4, кольца коллектора
5, к которому приварен коллектор 6 с двумя патрубками 7, имею-
щими ребра жесткости 8. Среднее и внутреннее днища связаны
между собой форсунками и штифтами с помощью пайки твердым
припоем.
Окислительный генераторный газ через патрубки 7 подводится
в коллектор 6, откуда через 18 трапецеидальных окон в кольце 5
проходит к форсункам.
Форсунки одиокомпопентные. Расположение форсунок в цент-
ральной части форсуночной головки сотовое, иа периферии оно
плавно переходит в круговое (фиг. 408). Форсунки окислителя
(фиг. 409), представляющие собой точеные втулки, расположены в
центре соты.
Форсунки горючего (фиг. 411, 412) в отличие от таковых для
двигателей РД-114 имеют шнековые завихрители. Этот тип форсу-
нок широко применялся и хорошо зарекомендовал себя в азотно-
кислотных двигателях КБ.
Форсуночная головка имеет трехъярусную систему распилива-
ния горючего, которая обеспечивает высокую полноту сгорания при
устойчивой работе двигателя в широком диапазоне изменения дав-
ления в камере сгорания.
Указанная система характеризуется тем, что путем соответст-
вующей организации распыла горючего одпокомпопептпыми фор-
сунками фронт смешения и сгорания растягивается в направлении
продольной оси камеры сгорания при некотором загрублении распы-
ла определенной доли горючего. Это достигается применением фор-
сунок с разными конусами распыла и подачей части горючего в
зону горения в виде струй, истекающих через центральные отвер-
стия в завихрителях определенного количества форсунок
(фиг. 412).
Средняя часть, включающая цилиндрический участок, докрити-
ческую часть и небольшой участок закритической части сопла, име-
ет внутреннюю оребренную стенку 10 (фиг. 407), выполненную из
высокотеплопроводного материала. Наружная рубашка 9 и внут-
ренняя стейка 10 соединены путем пайки твердым припоем по вер-
шинам ребер и кольцевым буртам на цилиндрическом участке
стенок.
Приемный коллектор горючего 1 имеет один патрубок 2 с
фланцем 3 (фиг. 414).
Внутреннее охлаждение осуществляется путем подачи на стей-
ку горючего через два специальных пояса завесы. Оба пояса заве-
сы выполнены конструктивно одинаковыми п размещаются в нача-
ле и конце цилиндрического участка средней части. Горючее на за-
весу поступает по отверстиям А (фиг. 415) в кольцевой проточке Б
через специальные пазы, имеющие наклон для закрутки жидкости,
в коллектор В, откуда по тангенциальным отверстиям проходит в
коллекторы Г и Д и далее через две щели по тангенциальным на-
сечкам, получив необходимую закрутку, выходит па стенку и рав-
номерно стелется по ней, образуя топкую п устойчивую защитную
пленку.
Фиг. 406. Камера сгорания двигателя РД-222:
/ — форсуночная головка; 2 — средняя часть; 3 — вставка; 4 — сопло-надставка
4
5
I — внутреннее днище; 2 —
коллектора; 6 — коллектор;
Фиг. 407. Форсуночная головка:
среднее днище; 3 — наружное днище; 4 — силовое
/ — патрубок; 8 — ребро жесткости; 9~ наружная
реиняя стенка
кольцо; 5 — кольцо
рубашка; 10 — внут-
26 Зак. 0086
201
КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-222 И РД-223
Сменой винтов можно регулировать расход горючего через поя-
са завесы.
Сопло-надставка изготовлено полностью из титановых сплавов.
Связь между внутренней стенкой 1 (фиг. 416) и рубашкой 2 осу-
ществляется через гофрированные проставки 3 путем диффузион-
ной пайки. Коллектор 4, служащий для сбора горючего, охлажда-
ющего сопло-надставку, имеет четыре патрубка 5 для отвода горю-
чего и четыре патрубка для установки дренажных пирокланаиов.
Для соединения сопла-надставки со средней частью из-за невоз-
можности непосредственной сварки разнородных материалов, из
которых они изготовлены, разработана специальная вставка
(фиг. 417), сочетающая в себе детали из трех разнородных мате-
риалов: бронзовую оребренную стенку 1, титановое кольцо 2 и
стальное кольцо с бронзовой наплавкой 3, соединенные между со-
бой путем пайки твердым припоем.
Наружное охлаждение камеры сгорания осуществляется горю-
чим, которое, поступив в зарубашечное пространство, разветвляет-
ся на два потока (фнг. 418). Большая часть расхода горючего на-
правляется в сторону критического сечения сопла, остальная
часть — в сторону среза сопла, где разделяется перед последней
гофрированной проставкой и собирается вновь в коллекторе, уста-
новленном вблизи среза сопла. Из этого коллектора горючее пере-
пускается по специальным трубопроводам в коллектор, располо-
женный в конце цилиндрического участка камеры сгорания, и да-
лее все горючее, за исключением 1,5—2% от суммарного расхода
компонентов топлива, поступающего в пояса завесы, направляется
в форсуночную головку.
Результаты расчета охлаждения камеры сгорания двигателя
РД-222 приведены на фиг. 419.
Фиг. 414. Коллектор горючего:
/ — коллектор: 2 — патрубок; 3 — фланец
Фиг. 411. Форсунка горючего:
/-'Корпус; 2 —втулка; 3— шнеко-
вый завихритель
Фиг. 412, Форсунка горючего
с центральным отверстием в за-
вихрителе:
/ — корпус; 2 — втулка; 3— шнеко-
вый завихритель
Фиг. 413. Сечение шнекового за-
вихрителя, перпендикулярное
к витку по среднему диаметру
Фиг. 416, Участок сопла-иадставки:
/ — внутренняя стенка; 2 —рубашка; 3 -- гофрированная простапкп; •/
коллектор; 5 — патрубок
КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-222 И РД-223
Фиг. 417. Вставка:
/ — бронзовая стенка; 2 -- титановое кольцо; 3 — стальное кольцо с бронзовой наплавкой
Материалы, применяемые для изготовления камеры сгорания
Gr=110,8 кГ/сек
Р = 192ата
Бо=44О,2 кГ/сек
Р = 185ата
Фиг. 418. Схема наружного охлаждения
Внутренние стенки средней части и внутренняя стенка встав-
ки ......................................................
Внутреннее днище форсуночной головки, форсунки окислите-
ля и штифты .............................................
Корпуса, завихрители и втулки форсунок горючего
Детали форсуночной головки: среднее и наружное днища, си-
ловое кольцо, соединительная перегородка, газовые .патруб-
ки, коллектор, ребра патрубков ..........................
Рубашки цилиндрической части камеры сгорания и докрити-
ческой части сопла ......................................
Рубашки закритического участка средней части с силовыми
кольцами, соединительное кольцо, кольцо коллектора, кол-
лектор, патрубки и фланцы средней части .................
Внутренняя стенка, рубашкн, силовые кольца, кольцо кол-
лектора, коллектор, патрубки и фланцы сопла-надставки,
кольцо, вставки и перепускные трубы......................
Сплав БрХ08
Сплав ЭИ445Р
Сталь 21Х2НВФА
Сталь 1Х21Н5Т
Сплав № 5
Сталь 1Х18Н9Т
q — удельный тепловой поток; .. „ ... . ,,
охлаждающей жидкости; ©t — температура стенки со стороны газа; ©2 — температура стен-
кн ( ~ -------- .
Фиг. 419. Расчетные параметры охлаждения вдоль оси камеры сгорания:
1F — скорость охлаждающей жидкости; I — температура
со стороны жидкости; 03 — температура рубашки в месте спая с .ребрами илн гофрами
Гофрированные проставки сопла-надставки
Припои:
для пайки форсунок и штифтов....................
для пайки докритического участка средней части .
для пайки эакритического участка средней части .
Титановый сплав
ОТ4
Технический титан
ВТ1-1
. ПСр37,5
. ПСрМНЦ-38
. ПСр-70
449,/
900 ребер
998 ребер /,/
590 ребер 1,1
294 ;|; 551,5
780 ребер 050 ребер 1,1
! _ 559,5 266,6. ] .235,4 , 455,2 - '
Фиг. 420. Схема расположения ребер по длине камеры сгорания
203
ГАЗОГЕНЕРАТОР ДВИГАТЕЛЕЙ РД-222 И РД-223
8 9
Фиг. 421. Газогенератор:
1 внутреннее дшице; 2—среднее днище; .7 —патрубок подвода горючего; -/—наружное днище;
5--кольцо; 6' —наружная сферическая рубашка; 7 — патрубок подвода окислителя; 8 ~~ дефлектор;
9 — распылитель; 10 — стопка; // — штуцер замера давления горючего; 12 — штуцер замера давления
окислителя
204
ГАЗОГЕНЕРАТОР ДВИГАТЕЛЕЙ РД-222 И РД-223
Фиг. 422. Форсунка горючего:
1 — корпус форсунки; 2 — втулка; 3 — шнековый завихритель
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ГАЗОГЕНЕРАТОРА [165]
Фиг. 423. Форсунка окислителя:
/ — корпус; 2— втулка; 3 — шнековый за-
вихритель
Фиг. 424. Сечение шнеко-
вого завихрителя, пер-
пендикулярное к витку
по среднему диаметру
Суммарный расход компонентов топлива . . 440,2 кГ/сек
Весовое соотношение компонентов топлива . 13,8
Температура газа на выходе................... 823° К
Давление газа на выходе....................... 256 ата
Давление перед форсунками:
окислителя................................... 280 ата
горючего............................... 280 ата
Диаметр цилиндрической камеры .... 265 мм
Весовое соотношение компонентов топлива у
форсуночной головки.........................8,0
Температура газа у форсуночной головки . . 2000°К
Расход окислителя:
через распылитель............................ 5660 Г/сек.
через укороченный распылитель . . . 5100 Г/сек
Количество форсунок:
окислителя.....................................148 шт.
горючего...............................93 шт.
Для двигателей РД-222 и РД-223 был вы-
бран газогенератор двухзонного типа, конст-
руктивная схема которого (фиг. 426) анало-
гична схеме газогенератора двигателя РД-114:
внутри наружной сферической рубашки рас-
положены полости компонентов, охлаждаемая
цилиндрическая камера, плоская форсуноч-
ная головка и два круговых ряда распыли-
телей.
Газогенератор (фиг. 421) выполнен в виде
неразъемной паяно-сварной конструкции и со-
стоит из форсуночной головки и нижней
части.
Форсуночная головка состоит из трех днищ: внутреннего 1,
среднего 2 и наружного 4, приваренных к кольцу 5. Кроме
того, внутреннее днище скреплено со средним форсунками го-
рючего (фиг. 422) с помощью пайки твердым припоем. Фор-
сунки окислителя (фиг. 423) впаяны во внутреннее днище.
Форсунки — однокомпонеитные, центробежные, со шнековыми
завихрителями. В центральной части днища расположение
форсунок шахматное (фиг. 425); по мере приближения к пе-
риферии форсуночной головки шахматное расположение пере-
ходит в круговое. Всего на форсуночной головке установле-
но 241 форсунка: 148 форсунок окислителя и 93 форсунки го-
рючего. Через форсунки впрыскивается все горючее и около
60% расхода окислителя.
Горючее подводится к форсункам через патрубок 3
(фиг. 421), окислитель — из коллектора через отверстия в
кольце 5.
Соединение форсуночной головки с нижней частью осу-
ществляется сваркой кольца 5 со стенкой 10 и наружной сфе-
рической рубашкой 6.
Подвод окислителя в коллектор, образованный наружной
сферической рубашкой 6 и дефлектором 8, осуществляется
через два патрубка 7. Несимметричное расположение патруб-
ков подвода окислителя вызвано требованиями компоновки
двигателя.
Охлаждение стенки цилиндрической камеры осуществля-
ется окислителем, проходящим по каналам, выфрезерованиым
в стенке 10. Из каналов окислитель попадает к 32 распылите-
лям 9, расположенным в двух круговых рядах равномерно по
окружности. Распылитель 9— коническая трубка с отверстия-
ми для впрыска окислителя в газовый поток. Половина рас-
пылителей в каждом ряду выполнена укороченными для раз-
мещения в одном круговом ряду 16 распылителей. Распыли-
тели соединяются со стенкой 10 путем пайки твердым при-
поем.
Во избежание образования застойной зоны в коллекторе
окислителя в стенке 10 сделано 16 отверстий диаметром 3 мм.
Замеры давления компонентов осуществляются через шту-
цера И и 12.
Материалы, применяемые для изготовления газогенератора
Фиг. 425, Схема расположения форсунок:
/—форсунка горючего; 2 —форсунка окислителя
Внутреннее и среднее днища, дефлектор, фор-
сунки, распылители...........................Сталь Х18Н10Т
Наружное днище, кольцо, наружная .сферическая
рубашка, стенка, патрубки....................Сталь 1Х16Н4Б
Припой.......................................ПЖК-35
27 Зак. 0086
205
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-222 И РД-223
Выбор рабочего тела турбины, основных параметров и принци-
пиальной схемы турбонасосного агрегата, насосов и турбины про-
изводился на основании предпосылок, аналогичных изложенным в
разделе двигателей РД-114 и РД-115 третьей части Альбома кон-
струкций жидкостных реактивных двигателей.
На основании оценки преимуществ и недостатков применения
каждого из двух возможных рабочих тел турбины при частичном
и полном использовании основного компонента газогенерации сде-
ланы следующие выводы:
1. Для газогенерации целесообразно использовать 100% рас-
хода одного из компонентов топлива. Частичное использование ос-
новного компонента газогенерации нецелесообразно, так как вызы-
вает рост перепада давления в турбине, требует увеличения числа
ступеней насосов, усложняет конструкцию головки камеры сгора-
ния и затрудняет организацию смешения компонентов в камере.
2. Для рассматриваемого двигателя целесообразно применить
в качестве рабочего тела газ с избытком окислителя. Энергетиче-
ски рабочее тело с избытком окислителя несколько менее выгод-
но, чем рабочее тело с избытком горючего, так как, учитывая необ-
ходимость обеспечения достаточной стойкости материалов при ра-
боте в среде горячего окислительного газа высокого давления, для
рабочего тела с избытком окислителя следует принять более низ-
кую температуру. В то же время применение рабочего тела с из-
бытком окислителя имеет ряд преимуществ. Камера сгорания дви-
гателя охлаждается горючим, поэтому использование окислителя
в качестве основного компонента газогенерации позволяет полу-
чить выигрыш в числе ступеней насосов, весе и габаритах турбо-
насосного агрегата, а также упростить его конструкцию.
Номинальная температура рабочего тела на входе в турбину
принята равной 823° К- Принятая температура рабочего тела поз-
воляет обеспечить стойкость п приемлемую прочность материалов,
из которых изготовляются детали турбины и газового тракта, на
всех режимах работы двигателя без применения охлаждения.
Принципиальная схема и основные параметры турбонасосного
агрегата не только определяют вес и размеры самого агрегата, но
и существенно влияют на вес баков, содержащих компоненты топ-
лива. Поэтому выбор принципиальной схемы и основных парамет-
ров определялся стремлением уменьшить суммарный вес турбона-
сосного агрегата и баков. Для оптимизации этих весовых характе-
ристик рассматривалась целесообразность применения следующих
трех принципиальных схем системы подачи:
— турбонасосный агрегат без предпасосов;
— турбонасосный агрегат и бустерные преднасосы;
— турбонасосный агрегат и струйные преднасосы.
Для двигателей РД-222 и РД-223 целесообразным является
применение системы подачи со струйным преднасосом на линии
окислителя. Постановка струйного преднасоса на линии окисли-
теля позволяет при некотором увеличении веса системы подачи
снизить минимальное необходимое давление во входной магистра-
ли окислителя на 1,5 ат и в результате улучшить весовые характе-
ристики. Установка струйного преднасоса на линии горючего неце-
лесообразна, так как выигрыш в давлении после бака оказывается
при этом незначительным (~0,3 ат), а установка струйного пред-
насоса связана с усложнением и утяжелением конструкции турбо-
насосного агрегата.
При выбранном давлении на входе в насос окислителя вес ра-
кеты с системой подачи, имеющей струйный преднасос на линии
окислителя, близок к наименьшему достижимому. Рабочее число
оборотов турбонасосного агрегата, определяющее его вес и разме-
ры, выбрано из условия обеспечения надежной работы насоса оки-
слителя в зоне, достаточно удаленной от зоны развитой кавитации,
при принятом давлении на входе и наивыгоднейшей схеме насоса.
Давление на входе в насос горючего определено как минимальное
необходимое для надежной работы насоса при рабочем числе обо-
ротов и оптимальной принципиальной схеме насоса.
Турбина турбонасосного агрегата двигателей РД-222 и РД-223
характеризуется, как и турбины других двигателей большой тяги,
работающих по схеме с дожиганием, большим расходом рабочего
тела и высоким давлением в проточной части. Благодаря большо-
му расходу рабочего тела перепад давления в турбине, определя-
емый величиной потребной мощности насосов, сравнительно неве-
лик; это позволило применить турбину наиболее простой схемы—•
с одной реактивной ступенью.
Выбранная окружная скорость на среднем диаметре ротора
турбины позволяет обеспечить близкий к максимальному коэффи-
циент полезного действия осевой турбины с одной ступенью и необ-
ходимый запас прочности рабочих лопаток при допустимом по ве-
личине концевых потерь соотношении между высотой и шириной
рабочих лопаток.
Выбранные основные параметры пусковой турбины позволяют
иметь приемлемые размеры и вес как порохового заряда, использу-
емого для получения рабочего тела турбины, так и самой пуско-
вой турбины.
Турбонасосный агрегат, представленный на фиг. 427, состоит
из насоса окислителя, насоса горючего, основной и пусковой тур-
бин. Насос окислителя имеет одну ступень давления, насос горю-
чего— две; вторая ступень насоса горючего служит для подачи го-
рючего в газогенератор. Насосные ступени, работающие при невы-
соких давлениях на входе, шнеко-центробежные, с двусторонним
входом в центробежные крыльчатки. Турбины-—основная и пуско-
вая— осевые, одноступенчатые. Насос окислителя и основная сту-
пень насоса горючего занимают в агрегате центральное положение,
детали их корпусов образуют жесткий корпус агрегата. Выбранное
взаимное размещение насосов и турбин обеспечивает необходимую
жесткость корпуса турбонасосного агрегата при наименьшем весе.
Достаточная жесткость системы вращающихся масс турбонасос-
ного агрегата обеспечивается наличием двух валов, опоры кото-
рых размещены в жестких и жестко друг с другом скрепленных
деталях корпусов насосов. Разделение компонентов топлива по ва-
лу достигается с помощью системы уплотнений, состоящей из
уплотнительных элементов различного типа. Надежному разделе-
нию компонентов способствует наличие двух валов при выбранном
размещении агрегатов: насос окислителя имеет общий вал с ос-
новной турбиной, насос горючего — с пусковой турбиной (рабочим
телом основной турбины является газ с избытком окислителя, ра-
бочее тело пусковой турбины нейтрально к горючему).
Характерные размеры насосов
Геометрические параметры
Диаметр втулки шпека и крыльчатки, мм .... 86 78 64
Наружный диаметр шнека, мм 164 145 —
Наружный диаметр крыльчатки, мм 234 289 220
Угол установки лопатки на выходе из центробежного
колеса, град 60 85 85
Характерные размеры турбин
Геометрические параметры Основная турбина Пусковая турбина
Средний диаметр ротора, мм 260 230
Высота сопловой лопатки, мм 57 —
Диаметр критического сечения сопла, мм — 11,2
Диаметр сопла па выходе, мм —— 18
Высота рабочей лопатки на выходе, мм 60 26,5
Угол наклона оси сопел, град 22 22
ПАРАМЕТРЫ НАСОСОВ [165, 166]
Вариант ТНА без струйною преднасоса Вариант ТНА со струйным предна- сосом окислителя
Параметры Насос окислителя Первая сту- пень насоса горючего Вторая сту- пень насоса горючего Насос окислителя Первая сту- пень насоса горючего Вторая сту- пень насоса горючего
Расход, кГ!сек .... Давление на входе, ата . Давление на выходе, ата . Коэффициент быстроходности Коэффициент полезного дей- ствия Относительная осевая ско- рость иа входе в насос . Число оборотов в минуту . Мощность насоса, л. с. . 413,5 4,1* 300 65,5 0,67 0,0692 14000 15050 141,8 1,9* 252 36,5 0,65 0,0712 11000 9100 29,7 250 340 40 0,5 14000 900 455 4,3* 306 67 0,67 0,076 14000 16900 141,8 1,9* 252 36,5 0,65 0,0712 1-1000 9100 29,7 2-50 34(1 39 0,5 1-1000 9.50
* При температуре, равной 15° С.
ПАРАМЕТРЫ ТУРБИН [165]
Параметры Основная турбина Пусковая турбина
Расход рабочего тела, кГ/сек 440,2 4
Температура торможения на «ходе, °К 823 1900
Давление торможения па входе, ата 21)6 40
Перепад давления (отношение давления торможения
на входе к статическому давлению па выходе) 1,35 13,3
Окружная скорость на среднем диаметре ротора,
м!сек 191 .51
Отношение окружной скорости па среднем диаметре ро-
тора к скорости истечения из сопел 0,652 0,031.5
Степень реактивности па среднем диаметре ротора . -1 0,3 0
Коэффициент полезного действия 0,73 0,09
Удельная мощность (мощность, отнесенная к единице
. л. с, расхода рабочего тела), 61,2 15-1
кГ/сек
ВЕС И ГАБАРИТЫ ТНА
Вес агрегата, не запол-
ненного компонента-
ми ................. 250 кГ
Габаритные размеры
агрегата (длина X
диаметр миделя) . 1700X790 леи
Относительный вес тур-
бонасосного агрегата
(вес агрегата, запол-
ненного компонента-
ми, отнесенный к еди-
нице тяги) . . .1,93 кГ/т тяги
Вес турбонасосного аг-
регата, заполненного
компонентами, отне-
сенный к единице
'мощности . . . 11,6 Г/л. с.
Материалы, применяемые при изготовлении
деталей турбонасосного агрегата
Н а е о с о к и е л и т е л я
Вал . (’.таль 2X13
Рессора .... . Сталь 2X13
Крыльчатка . . Силан пл. АЛ 4
Шнеки .... Сталь 1X16114 Б
Корпус, крышка . Силан ал. АЛ4
II а г о с о р к> ч е г >
Вал . Стиль 38ХА
Крыльчатка . Сплин ил, АЛ4
Шпеки .... , Сталь 1X1(5114 Б
Корпус, крышка , Сплав ал. АЛ4
О с п о в п а я т у .р б и н а
Ротор..............Сплав ЖС6-К
Детали корпуса . , Сплав XH67BMTIO
Сопловой аппарат , , Сплав
ХН67ВМТЮЛ
Пусковая турбина
Ротор................Сталь ЭИ395
Сопловой аппарат . . Сталь 20
Выхлопной коллектор . Сталь 12Х2НВФА
206
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-222 И РД-223
24
25
ю
а
22
23
12
27 28 29 30 3!
; 13 — торцевое
/5 -- крышка на-
соса окислителя; Hi, 13, 28 — подшипники; 17, 20 — манжетное уплотне-
ние; 19 — крышка нерпой ступени насоси горючего; 24 — корпус первой
ступени насоса горючего; 28 — кольцо плавающего уплотнения;
29— крышка второй сгупепп нассса горючего; 30 — отражатель;
31 — разрезное уплотнительное кольцо; 33 — ротор пусковой турбины;
Фиг.
/-—ротор; 2 — винт; 3— штифт; 4, 32 — сопловой аппарат;
6, 21 — вал; 7 — фторопластовое кольцо; 8 — сдвоенный но
. 427. Турбонасосный агрегат [167]:
; 5 — корпус,
„г , .r _______________________. :)Д111Н!111ИК; 9.
25 — шнеки; 10— корпус насоса окислителя; 11, 22, 27 — центробежные
крыльчатки; 12, 23 — кольца лабиринтных уплотнений^ "J
сильфонное уплотнение; 14 — уплотнительное кольцо; 15
'ШШШ.
Центробежная крыльчатка 11 насоса окислителя — закрытою
типа, на входах в нее установлены шнеки 9. Крыльчатка и шнеки
имеют шлицевое соединение с валом 6, Корпус 10 и крышка 15 на-
соса окислителя образуют основные рабочие полости насоса. Разъ-
ем корпуса и крышки в области высокого давления является для
насоса внутренним и негерметичность по этому разъему ие опасна.
Разъем в области низкого давления надежно уплотняется рези-
новым кольцом 14. Осевое усилие на роторе основной турбины, вы-
званное наличием положительной степени реактивности по всей
высоте рабочей лопатки и неуравновешенностью силы давления ра-
бочего тела на диск на диаметре вала, практически уравновешива-
ется на режиме главной ступени осевым усилием на крыльчатке
насоса, создаваемым путем подбора,диаметров уплотняющих бур-
тов. При снятии рабочих характеристик насос работает без турби-
ны, поэтому с одной стороны иа крыльчатке имеется два уплотня-
ющих бурта; второй бурт используется при технологических испы-
таниях насоса. Неуравновешенная составляющая осевой силы вос-
принимается сдвоенным радиалы-ю-упорпым подшипником 8.
Сдвоенный радиалы-ю-упориый подшипник охлаждается и смазы-
вается окислителем, подшипник 16 — консистентной смазкой, нахо-
дящейся в его полости.
Система уплотнений по валу, разделяющая насос окислителя
и турбину, рассчитана на утечку окислителя в полость турбины.
Основной элемент этой системы уплотнений — гидрозатвор; в по-
лость А гидрозатвора, между двумя плавающими лабиринтными
кольцами, подается окислитель, имеющий давление, превышающее
давление в полости корпуса турбины. Фторопластовое кольцо 7
обеспечивает герметичность полости насоса, залитого окислителем,
до пуска двигателя. Со стороны насоса горючего полость насоса
окислителя надежно уплотнена по валу с помощью системы уплот-
нений, состоящей из отражателя, выполненного заодно со шпеком,
торцевого сильфонного уплотнения 13 и дренажной полости. Тор-
цевое сильфонное уплотнение обеспечивает герметичность как при
заливке, так н па работающем насосе. Постановка со стороны на-
соса горючего подшипника, работающего п смазке, повышает на-
дежность разделения компонентов топлива по валу. Полость под-
шипника уплотнена сдвоенными манжетными уплотнениями /7,
предотвращающими вытекание смазки из полости подшипника, а
также попадание в нее паров окислителя. Утечки окислителя пз
полости высокого давления в полость всасывания насоса сведены
к минимуму с помощью плавающих лабиринтных уплотнений, рас-
положенных над буртами крыльчаток.
Насос горючего отличается от насоса окислителя не только на-
личием второй ступени, но и системой уплотнений по налу. Один
из подшипников вала насоса горючего охлаждается и смазывает-
ся горючим, другой (со стороны насоса окислителя)—консистент-
ной смазкой. Неуравновешенная составляющая осевой силы па валу
насоса горючего воспринимается подшипником, работающим в
смазке. Система уплотнений по валу со стороны насоса окислите-
ля состоит из отражателя, манжетных уплотнений 20 и дренажной
полости. Надежности уплотнения по валу способствует постановка
со стороны насоса окислителя подшипника, работающего в смазке,
полость этого подшипника уплотнена манжетными уплотнениями.
Разделение полостей первой и второй ступеней насоса горючего по
валу осуществляется е помощью плавающего лаопрпптпого уплот-
нения. Система уплотнений но валу со стороны пусковой турбины
состоит пз отражателя 30, манжетных уплотнений и разрезного чу-
гунного кольца 31, Разрезное кольцо предохраняет манжеты от
воздействия горячего рабочего чела пусковой турбины.
Осевое усилие но валу насоса горючего ур/пшовешии/штея пу-
тем подбора диаметров буртов крыльчатки насоса горючего вто-
рой ступени.
Корпус основной турбины является сварной конструкцией, не
имеющей разъемов: надежное уплотнение ра гьсмов при высоком
рабочем давлении и температуре представляет большие i рулиостн.
Шов Г> место окончательной сварки деталей корпуса, Турбина
имеет осевой подвод рабочего тела; д.ля уменьшения гидравличе-
ских потерь на входе установлен обтекатель. Отвод рабочего тела
пз турбины осуществляется по двум рал,пильным натруокам. Сои
ловой аппарат / кренится к корпусу турбины посредством сварки.
Сопловой аппарат и ротор / отливакпся in жаропрочных литейных
силанов. Ротор основной турбины кренится к палу насоса окисли-
теля винтами; для передачи крутящего момента с ротора па нал
служат штифты, .занресоваипые в отверстия фланца вала и диска.
Основным силовым элементом корпуса пусковой турбины явля-
ется сопловой аппарат 32 пера.зрезное кольцо с равномерно рас-
положенными но окружности сверхзвукопымн соплами. Сопловой
аппарат используется для крепления корпуса пусковой турбины
к корпусу насоса горючего. Ротор 33 нуекопой турбины имеет шли-
цевое соединениее валом насоса горючего.
27*
АГРЕГАТЫ АВТОМАТИКИ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-222 И РД-223
Фиг. 428. Клапан горючего:
/ — крышка; 2. 10—корпуса; 3 — клапан; 4 — фторопластовое кольцо; 5 — пружина;
6 — уплотнительное кольцо; 7 — пробка; 8 — поршень; 9— манжета; // — чека
При выполнении двигателей по схеме, представленной на
фиг. 401, агрегаты автоматики по своей конструкции и прин-
ципу действия не отличаются от соответствующих агрегатов
автоматики двигателя РД-114, подробно рассмотренных в
третьей части Альбома. Что касается пиромембран, установ-
ленных на входе в насосы окислителя и горючего, то они ана-
логичны пиромембранам, используемым на двигателе РД-220,
и отличаются от них лишь своими проходными сечениями.
В.случае выполнения двигателей с запуском без предвари-
тельного заполнения компонентами насосов (схема двигателя
представлена на фиг. 400) конструкция главных топливных
клапанов существенно упрощается, а дроссельный клапан за-
меняется простой разрывной мембраной. Конструкция кла-
пана горючего для данного варианта схемы представлена иа
фиг. 428, а клапана окислителя — на фиг. 429. Данные клапа-
ны отличаются отсутствием разрывных мембран, дросселиру-
ющих тарелей, а также других связанных с ними вспомога-
тельных элементов конструкции. В остальном как по конст-
рукции, так и по принципу работы данные клапаны полностью
аналогичны топливным клапанам двигателя, схема которого
представлена на фиг. 401. Указанное упрощение конструкции
стало возможным благодаря уменьшению числа функций,
возлагаемых на клапаны. В данной конструкции клапаны
обеспечивают только перекрытие магистралей при выключе-
нии двигателя.
Фиг. 429. Клапан окислителя:
/ — крышка; 2 — уплотнительное кольцо; 3, 7 —корпуса-
ропластовое кольцо; 8, 9 — манжеты; 10—’Поршень;
-/ — пружины;
заглушка; 12 —
5 - клапан; О •••• фто-
чека; 13 — хностонпк
ПЕРЕЧЕНЬ ИСТОЧНИКОВ
ПЕРЕЧЕНЬ ИСТОЧНИКОВ
1. Техническое описание двигателя РД-200,
1951 г.
2. Принципиальная электропиевмогидравличе-
ская схема двигателя РД-200, чертеж К009-040,
1951 г.
3. Полумонтажная схема двигателя РД-200, чер-
теж К009-010, 1951 г.
4. Общий вид двигателя РД-200, чертеж
КООО-ООО, 1951 г.
5. Корпус активатора, чертеж К000-060, 1951 г.
6. Патрон, чертеж К000-080, 1951 г.
7. Камера сгорания, чертеж КЮ0-000, 1951 г.
8. Парогазогенератор, чертеж К300-000, 1951 г.
9. Реактор, чертеж К300-700, 1951 г.
10. Бак, чертеж К300-500, 1951 г.
11. Агрегат подачи горючего, чертеж К301-000,
1951 г.
12. Клапан топливный, чертеж К402-100, 1951 г.
13. Клапан топливный, чертеж К401-200, 1951 г.
14. Редуктор давления, чертеж Д435-000, 1952 г.
15. Редуктор давления, чертеж К.404-000, 1951 г.
16. Технический проект двигателя РД-210, 1951 г.
17. Камера сгорания, чертеж К120-000, 1951 г.
18. Агрегат подачи, чертеж К320-000, 1951 г.
19. Реактор, чертеж К320-700, 1951 г.
20. Реактор угольный, чертеж К320-800, 1951 г.
21. Редуктор с клапаном, чертеж К449-000, 1951 г.
22. Разделитель, чертеж К416-000, 1951 г.
23. Редуктор давления, чертеж К414-000, 1951 г.,
чертеж К414-000, 1952 г.
24. Вентиль, чертеж Д481-000, 1953 г.
25. Клапан обратный, чертеж К412-000, 1951 г.,
чертеж К412-000, 1952 г.
26. Эскизный проект двигателя РД-211, 1954 г.
27. Принципиальная пневмогидравлическая схема
двигателя РД-211, чертеж Д079-020, 1953 г.
28. Предварительная электромонтажная схема,
чертеж Д070-0СхЭ, 1954 г.
29. Общий вид двигателя РД-211, чертеж
ЭД070-000, 1954 г.
30. Камера сгорания, чертеж К130-100, 1953 г.
31. Форсуночная головка, чертеж К130-200, 1953 г.
32. Турбонасосный агрегат, чертеж Д280-000,
1953 г., чертеж Д280-000, 1956 г.
33. Клапан, чертеж Д446-400, 1954 г.
34. Клапан, чертеж Д445-600, 1953 г., чертеж
Д445-600, 1956 г.
35. Клапан, чертеж Д462-500, 1954 г.
36. Редуктор, чертеж Д438-100, 1954 г., чертеж
Д438-100, 1960 г.
37. Клапан заправочный, чертеж Д408-100, 1954 г.
38. Технический проект двигателя РД-212, 1956 г.
39. Предварительная электромонтажная схема,
Д071-0СхЭ, 1954 г.
40. Полумонтажная схема двигателя РД-212,
чертеж Д071-0СхПМ, 1955 г.
41. Общий вид двигателя РД-212, чертеж
Д071-000, 1956 г.
42. Камера сгорания, чертеж Д171-000, 1955 г.
43. Форсуночная головка, чертеж Д171-200,
1955 г.
44. Технические условия на испытания насосов
ТУ № Д280-0И, 1956 г.
45. Клапан, чертеж Д443-000, 1955 г., чертеж
Д443-000, 1956 г.
46. Вентиль сливной, чертеж Д402-500, 1955 г.
47. Вентиль сливной, чертеж Д402-400, 1955 г.
48. Редуктор давления, чертеж Д438-300, 1954 г.
49. Клапан обратный, чертеж Д413-400, 1955 г„
чертеж Д413-400, 1960 г.
50. Клапан заправочный, чертеж Д408-300, 1954 г.,
чертеж Д408-300, 1957 г.
51. Рама, чертеж ЭД073-000, 1954 г.
52. Подогреватель воздуха, чертеж Д072-000,
1955 г.
53. Ппевмощиток стартовый, чертеж АУ377-000,
1956 г.
54. Вентиль, чертеж АУ326-000, 1955 г.
55. Электроппевмоклапан, чертеж АУ317-000,
1960 г.
56. Электроппевмоклапан, чертеж Д412-300,
1953 г., чертеж Д412-300, 1956 г.
57. Электроппевмоклапан, чертеж АУ120-200,
1955 г.
58. Редуктор, чертеж АУ 110-200, 1960 г.
59. Редуктор, чертеж АУ311-200, 1960 г.
60. Основные характеристики двигателя РД-213,
ТУ № Д071-0Х, 1957 г.
61. Краткое техническое описание двигателя
РД-213, 1957 г.
62. Полумонтажная схема двигателя РД-213, чер-
теж Д071-0СхПМ, 1957 г.
63. Общий вид двигателя РД-213, чертеж
Д071-000, 1957 г.
64. Камера сгорания, чертеж Д171-000, 1956 г.
65. Турбонасосный агрегат, чертеж Д270-100,
1957 г.
66. Реактор, чертеж Д377-000, 1955 г.
67. Редуктор давления, чертеж Д466-700, 1956 г.
68. Редуктор давления, чертеж Д450-200, 1955 г.
69. Клапан заправочно-сливной, чертеж Д408-600,
1956 г., чертеж Д408-600, 1960 г.
70. Подогреватель воздуха, чертеж Д072-100,
1957 г.
71. Клапан предохранительный, чертеж
АУН 1-300, 1960 г.
72. Основные характеристики двигателя РД-214
ТУ № Д070-0Х, 1959 г.
73. Пневмогидравлическая схема двигателя
РД-214, чертеж Д071-0СхПГ, 1954 г., чертеж
Д070-0СхПГ, 1961 г.
74. Технический проект двигателя РД-214, 1958 т.
75. Электромонтажная схема, чертеж
Д070-ОСхЭМ/П, 1957 г., чертеж Д070-0СхЭМ,
1960 г.
76. Полумонтажная схема двигателя РД-214, чер-
теж Д070-0Сх.ПМ, 1961 г.
77. Общий вид двигателя РД-214, чертеж
Д070-000, 1955 г., чертеж Д070-000, 1961 г.
78. Реактор, чертеж Д377-200, 1957 г., чертеж
Д377-200, 1960 г.
79. Камера сгорания, чертеж Д172-000, 1955 г.
80. Форсуночная головка, чертеж Д172-200, 1955 г.
81. Турбина с насосом окислителя, чертеж
Д270-010, 1958 г., чертеж Д270-010, 1960 г.
82. Насосный агрегат, чертеж Д270-020, 1958 г.,
чертеж Д270-020, 1960 г.
83. Технические условия па испытания насосов,
ТУ № Д270-0И, 1956 г., ТУ № Д270-0И, 1960 г.
84. Характеристики насосов и турбины ТНА дви-
гателя РД-214, 1961 г.
85. Технический отчет Московского авиационного
института им. С. Орджоникидзе «Эксперимен-
тальные исследования турбины ТНА
Д270-000», 1959 г.
86. Клапан, чертеж Д451-400, 1957 г.
87. Клапан, чертеж Д447-100, 1956 г., чертеж
Д447-100, 1958 г.
88. Пиропатрон, чертеж Д494-4ОО, 11)58 г.
89. Редуктор давления, чертеж Д450-800, 1956 г.,
чертеж Д450-800, 1958 г.
90. Узел пироклапана, чертеж Д077-100, 1960 г.
91. Редуктор, чертеж АУ 110-300, I960 г.
92. Вентиль, чертеж АУЗ13-000, 1960 г.
93. Эскизный проект двигателя РД-216, 1959 г.
94. Основные харакк'рнстпкн двигателя РД-216,
ТУ № Т010-0Х, 1959 г., ТУ № 'ГОЮ-ОХ, 1966 г.
95. Пневмогидравлическая схема двигателя
РД-216, чертеж ТОЮ-ОСхПГ, 1958 г., чертеж
Т()1()-0СхПГ, 1963 г.
96. Электрическая схема, чертеж ТОЮ-ОСхЭ,
1963 г.
97. Полумонтажпая схема двигателя РД-216, чер-
теж' ЭТ01 ()-()С.х1 IM, 1959 г., чертеж
ТОЮ-ОСхПМ, 1963 г.
98. Общин вид двигателя РД-216, чертеж
ЭТО 10-000, 1959 г„ чертеж ТОI ()-()()(), 1963 г.
99. Камора сгорания, черюж '1’100-000, 1958 г.,
чертеж Т100-000, 11)63 г.
100. Форсуночная головка, черчеж 'Г100-200, 1959 г.,
чертеж Т100-200, 11)63 г,
104. Газогенератор, чертеж T300-000, 11)5!) г., чер-
теж Т300-000, 1963 г.
102. Форсуночная головка, чертеж Т300-200, 1959 г.,
чертеж T300-200, 1963 i.
103. Турбина е насосом окислителя, чертеж
Т200-010, 195!) г., чертеж 12004)10, 1963 г.
104. Насос горючего, чертеж Т206-000, 1959 г., чер-
теж Т206-000, 1905 г.
105. Клапан, чертеж Т-100-100, 195!) г., чертеж
T400-I00, 1962 г.
106, Клапан, чертеж Т401 -100, 1959 г., чертеж
T401-I00, 1961 г.
107. Пироклапаи, чертеж Т495-ООО, 195!) г., чертеж
Т495-ООО, 1961 г.
108. Пироклапаи, чертеж TI93-100, 195!) г., чертеж
Т493-900В, 1961 г.
109. Клапан, чертеж 1’111 -100, I960 г., чертеж
Т444-100, 1961 г.
110. Пироклапаи, чертеж Т499-600, 1962 г.
111. Редуктор, чертеж Т449-4ОО, 1960 г.
112. Редуктор давления, чертеж Т429-300, 1961 г,
113. Клапан предохранительный, чертежТ436-200,
1960 г.
114. Клапан обратный е фильтром, чертеж Т468-900,
1962 г.
115. Клапан обратный, чертеж '1’40)8-300, 1960 г.,
чертеж Т468-300, 190)3 г.
116. Клапан обратный, чертеж Т460-400, 1960 г.,
чертеж Т460-400, 1963 г.
117. Блок обратных клапанов, чертеж Т468-200,
1959 г., чертеж Т468-200, 1964 г.
118. Блок обратных клапанов, чертеж Т460-200,
1959 г., чертеж Т460-200, 1963 г.
119. Узел пироклапана, чертеж Т007-100, 1963 г.
120. Бачок пусковой, чертеж Т010-260, 1963 г.
121. Бачок пусковой, чертеж Т010-030, 1963 г.
122. Рама, чертеж Т013-100, 1963 т.
123. Рама ТНА, чертеж Т003-200, 1963 .г.
124. Общий вид СДУ, чертеж АУ383-000, 1960 г.
125. Дроссель, чертеж ЗИП161-100, 1960 г.
126. Ппевмоклапан, чертеж АУ345-200, 1960 г.
127. Общин вид СДУ, чертеж АУ382-000, 1960 г.
128. Редуктор, чертеж АУ348-000, 1960 г.
129. Отчет «Отработка двигателей РД-216, РД-218,
РД-21!) п РД-224», 1963 г.
130. Основные характеристики двигателя РД-218,
ТУ № Т030-0Х, 1959 г., ТОЗО-ОХ, 1963 г.
131. Пневмогидравлическая схема двигателя
РД-218, чертеж ТОЗО-ОСхПГ, 1959 г., чертеж
ТОЗО-ОСхПГ, 1963 г.
132. Электрическая схема, чертеж ТОЗО-ОСхЭ,
1963 г.
133. Полумонтажпая схема двигателя РД-218, чер-
теж ТОЗО-ОСхПМ, 1959 г., чертеж ТОЗО-ОСхПМ,
1963 г.
134. Общин вид двигателя РД-218, чертеж
T030-000, 1959 г., чертеж Т030-000, 1963 г.
135. Клапан, чертеж Т4ОО-2ОО, 1963 г.
136. Рама, чертеж Т033-100, 1963 г.
137. Основные характеристики двигателя РД-219,
ТУ № Т040-0Х, 1960 г., Т040-0Х, 1963 г.
138. Пневмогидравлическая схема двигателя
РД-219, чертеж Т040-0СхПГ, 1959 г., чертеж
Т()40-0СхПГ, 1963 г.
139. Электрическая схема, чертеж Т040-0СхЭ,
1963 г.
140. Полумонтажпая схема двигателя РД-219, чер-
теж Т040-0СхПМ, 1959 г., чертеж Т040-0СхПМ,
1963 г.
141. Общий вид двигателя РД-219, чертеж Т040-000,
I960 г., чертеж Т040-000, 1963 г.
142. Камера сгорания, чертеж Т140-000, 1959 г., чер-
теж Т140-000, 1963 г.
143. Дроссель, чертеж Т480-000, 1960 г.
144. Клапан дрепажпо-предохрапнтельпый, чертеж
Т4 36-300, I960 г.
145. Рама, чертеж Т043-200, 1963 г.
146. Рама, чертеж Т043-600, 1963 г.
147. Основные характеристики двигателя -РД-224,
ТУ № Т060-0Х, 1961 г.
148- Пирогидравлическая схема двигателя РД-224,
чертеж Т061-0СхПГ, 1960 г., чертеж
ТОбЬОСхПГ, 1962 г.
149 Электрическая схема, чертеж ТОбО-ОСхЭ,
1961 г.
150. Полумонтажпая схема двигателя РД-224, чер-
теж ТОбО-ОСхПМ, 1960 г.
151. Общий вид двигателя РД-224, чертеж
Т060-000, 1961 г.
209/
ПЕРЕЧЕНЬ ИСТОЧНИКОВ
152. Камера сгорания, чертеж Т150-000, 1960 г.
153. Турбонасосный агрегат, чертеж Т250-000,
1961 г.
154. Клапан, чертеж Т400-400, 1961 г.
155. Пироклапаи, чертеж Т493-200, 1961 г.
156. Дроссель, чертеж Т481-000, 1958 г.
157. Корректор, чертеж Т469-100, 1961 г.
158. Пиромембрапа, чертеж Т495-600, 1961 г.
159. Рама, чертеж Т063-100, 1960 г.
160. Защита, чертеж Т060-110, 1961 г.
161. Стартер, чертеж Д096-400, 1961 г.
162. Общий вид СДУ, чертеж АУ385-000, 1960 г.
163. Камера сгорания, чертеж У102-000, 1960 г. чер-
теж У102-000, 1961 г.
164. Отчет № 527-2 «По выбору оптимального ва-
рианта схемы н основных параметров двигате-
лей РД-220 н РД-221», 1960 г.
165. Эскизный проект жидкостных реактивных дви-
гателей РД-114, РД-115, РД-222, РД-223,
РД-253 и РД-254 для тяжелого носителя Н-1,
1961 г.
166. Отчет № 527-5 «Краткое описание и предва-
рительные значения основных характеристик
двигателей РД-114, РД-115, РД-222 и РД-223»,
1961 г.
167. Турбонасосный агрегат двигателей РД-222 и
РД-223, чертеж, 1961 г.
21 О’
Четвертая часть Альбома конструкций ЖРД составлена ведущими
специалистами ОКБ, руководившими конструкторской разработкой пред-
ставленных в четвертой части Альбома двигателей, их основных агрега-
тов и отдельных систем.
Большую помощь в подготовке материалов Альбома оказали:
А. А. Абель, А. А. Баб ош и и, Л. В. Блинова, Г. В. Д а н и л и и,
Б. И. Каторгин, К- С. К и р г и з о в, В. В. К и р и л л о в, Н. А. П е т у ш-
ков, Ю. Н. Ткаченко, Б. А. Толкачев, Л. А. Толстиков,
К- В. У к о л о в, Г. Д. Ч е р н е н к о, А. А. Ч е р и п к о в, Н. И. Ш а т а л о в а
и другие сотрудники ОКБ.
214
Под наблюдением ведущего конструктора А. Л. Черникова
Редактор М. В. Дружининский
Технический редактор И. Ф. Кузьмин
Корректор Т. А. Королева
Сдано в набор 18.8.71 г. Подписано к печати 28.9.72 г.
Формат бумаги бОхЭО'Д. 53 печ. л. 53 усл. печ. л.
Изд. № 7/7060сс Зак. 0086
212