Жидкостный ракетный двигатель РД-809

РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ

Жидкостные ракетные двигатели (ЖРД)

Маршевые ЖРД

http://www.yuzhnoye.com/?id=142&path=Aerospace%20Technology/Rocket%20Propulsion/Liquid%20Engines/Sustainers/RD-802/RD-802

Жидкостный ракетный двигатель РД-802

Двигатель предназначен для создания тяги и управления по всем каналам стабилизации верхних ступеней РН, разгонных блоков. - Двигатель имеет системы регулирования тяги и поддержания соотношения компонентов топлива с точностью ±1%; - Суммарное время работы в полете, не менее 1100 с; - Высокая надежность двигателя основана на использовании отработанной камеры сгорания двигателя РД-8; - Выполнен по схеме с дожиганием генераторного газа. Двигатель - однокамерный, многократного включения с турбонасосной системой подачи, выполнен по схеме с дожиганием генераторного газа.   Управление вектором тяги осуществляется поворотом камеры двигателя в кардановом подвесе, в двух взаимно перпендикулярных плоскостях. Создание управляющих усилий по каналу крена осуществляется с помощью кренового сопла. Раскрутка ротора БНАО, срабатывание электроклапанов осуществляется газом из пневмоблока управления и раскрутки, установленного на двигателе. Рабочее тело турбины ТНА - окислительный газ. Компоненты топлива в камере и газогенераторе воспламеняются с помощью пускового горючего. Запуск двигателя осуществляется с помощью бустерного насосного агрегата окислителя и автономного блока зажигания. Компоненты топлива: - окислитель - горючее жидкий кислород керосин Воспламенение топлива в газогенераторе и камере двигателя пусковым горючим Тяга двигателя в пустоте, кгс 2000 Номинальный удельный импульс тяги в пустоте, с 344 Абсолютное давление газов в камере сгорания, кгс/см2 78 Абсолютное давление газов на срезе сопла камеры, кгс/см2 0,05 Соотношение компонентов топлива 2.5 Число включений 5 Время работы, с 1100 Угол качания камеры двигателя в кардане, угл.град ±8

http://www.yuzhnoye.com/?id=143&path=Aerospace%20Technology/Rocket%20Propulsion/Liquid%20Engines/Sustainers/RD-809/RD-809

Жидкостный ракетный двигатель РД-809

Двигатель РД-809 - маршевый двигатель многократного включения, тягой 9000 кгс предназначен для верхних ступеней РН. - Двигатель обеспечивает управление по всем каналам стабилизации; - Большой ресурс работы (более 4000 с); - Поставка в товар двигателя после контрольно-технологического испытания без последующей перебор ки; - Возможность выключения двигателя в случае выработки любого из компонентов топлива; - Возможность многократного запуска (до 5 раз).   Потребительские характеристики двигателя РД-809: Управление полетом ступени осуществляется качанием каждой камеры двигателя в одной плоскости. Автономный маршевый двигатель - четырехкамерный, пятикратного включения, с насосной подачей топлива выполнен по схеме с дожиганием генераторного газа. Рабочее тело турбины ТНА - окислительный газ. При запуске пневмостартер раскручивает ротор ТНА. Компоненты топлива в камерах и газогенераторе воспламеняются с помощью пускового горючего. Управление элементами автоматики двигателя осуществляется гелием с помощью электропневмоклапанов. Двигатель - однорежимный, обеспечивает поддержание заданной тяги и регулирование соотношения компонентов топлива. В двигателе установлены сигнализаторы давления, которые выдают команду на выключение при выработке компонентов из баков РН, а также команды на агрегаты управления, отвечающие за функционирование пневмоблока раскрутки ротора ТНА. Для обеспечения многократной работы двигателя в его схеме предусмотрены: 1) управление агрегатами автоматики гелием высокого давления в сочетании с принципом самоудержания кислородных клапанов после запуска двигателя; 2) продувка головок камер двигателя как при запуске так и при выключении, также продувка ГГ при выключении; 3) система многократного зажигания в ГГ и КС; 4) раскрутка пусковой турбиной осуществляется от одного баллона, заправляемого на старте кислородом, а для последующих запусков смесью генераторного газа и жидкого кислорода; 5) система захолаживания тракта кислорода; На сборку ракеты каждый двигатель поступает после проведения огневого контрольно-технологического испытания без последующей переборки. Тяга в пустоте, кгс 9000 Удельный импульс тяги в пустоте, кгс·с/кг 345 Масса двигателя, кг 315±15 Абсолютное давление в камере сгорания, кгс/см2 87,75 Абсолютное давление на срезе сопла камеры, кгс/см2 0,056 Массовое соотношение компонентов топлива 2,5 Точность поддержания тяги, % ±4,5 Диапазон регулирования массового соотношения компонентов топлива, % ±8 Компоненты топлива: - окислитель - горючее жидкий кислород керосин Воспламенение топлива в газогенераторе и камерах двигателя пусковым горючим Минимальное абсолютное давление компонентов топлива на входе в двигатель при работе, кгс/см2: - окислителя (при температуре минус 175°С) - горючего (при температуре 12°С) 3,35 1,0 Угол отклонения камер, угл. град. ±10 Время работы, с 1100

http://www.yuzhnoye.com/?id=144&path=Aerospace%20Technology/Rocket%20Propulsion/Liquid%20Engines/Sustainers/RD-858/RD-858