У 1958 р., у складі КБ «Південне» створено спеціалізоване двигунне конструкторське бюро КБ-4. Перед колективом двигунобудівників було поставлено завдання — у найкоротші терміни створити рульові двигуни для нової МБР 8К64, яку розробляло тоді КБ. Крім цього, до завдання було залучено також конструкторський супровід виготовлення, випробувань та експлуатації всіх маршових двигунів, які виготовляли на Південмаші, а розробляли інші КБ.
Після успішного вирішення завдання з розроблення рульових двигунів були розробки нових не тільки рульових, але й маршових двигунів для верхніх ступенів МБР. Усі МБР і РН, які створило КБ «Південне», були обладнані РРД власної розробки.
На початку 60-х років двигунобудівники КБ з науковою підтримкою науково-дослідних інститутів почали впроваджувати в практику створення РРД, що працюють за замкненою схемою з допалюванням генераторного газу в камері згоряння. Застосування цієї схеми дало можливість підвищити енергетичні характеристики двигуна на 10-12 %. Спеціалісти КБ «Південне» активно освоїли нову схему та створили низку РРД, які працювали за цією схемою. Зокрема, розроблено маршові двигуни РД857 (1970 р.) і РД862 (1975 р.) для других ступенів МБР, що працювали на самозаймистих компонентах палива за замкненою схемою, а також киснево-гасовий рульовий двигун РД-8 (1985 р.) для другого ступеня РН «Зеніт».
Рідинні ракетні двигуни
Рульові двигуни.
Розроблення рульових двигунів для керування польотом першого та другого ступенів МБР Р16 (8К64) по всіх каналах стабілізації було першою і постійною (але не єдиною) тематикою створеного в структурі КБ «Південне» спеціалізованого конструкторського бюро рідинних ракетних двигунів КБ-4. Первістками його стали рульові двигуни РД851 (8Д63) першого ступеня і РД852 (8Д64) другого ступеня МБР Р16 (8К64). В подальшому спеціалісти КБ-4 розробили рульові двигуни РД855 (8Д68) і РД856 (8Д69) для керування польотом першого і другого ступенів МБР Р36 (8К67, 8К68) і РН «Циклон» (11К68, 11К69), рульовий двигун РД863 (15Д167) для керування польотом першого ступеня МБР УР 100 (15А15) і рульовий двигун РД8 (11Д513) для керування польотом другого ступеня РН «Зеніт» (11К77).
Для забезпечення керування польотом по всіх каналах стабілізації рульові двигуни було укомплектовано чотирма камерами, установленими в площинах стабілізації з можливістю хитання кожної в одній площині.
Всі рульові двигуни виконано з турбонасосною системою подачі компонентів палива. Робоче тіло турбіни турбонасосного агрегата (ТНА) — газ, утворюваний в газогенераторі під час згоряння основних компонентів палива. Усі рульові двигуни, крім РД8, працюють на висококиплячих самозаймистих компонентах палива. Двигун РД8 працює на кріогенному несамозаймистому паливі (гас — рідкий кисень), тому він поряд з багатьма принципово однаковими схемними та конструктивними рішеннями, має ряд наведених нижче відмінностей від інших рульових двигунів:
для займання компонентів палива в газогенераторі й камері двигуна РД8 застосовують хімічне запалювання з використанням при запуску третього компонента палива — пускового палива ПП-2;
двигун РД8 вперше в практиці двигунобудування для цього класу двигунів виконано за схемою з допалюванням окиснювального (кислого) генераторного газу в камері двигуна, чим досягнуто підвищення економічності двигуна й стійкості робочого процесу в камері двигуна, інші рульові двигуни працюють за схемою без допалювання генераторного газу;
у двигуні РД8 розкручування ротора ТНА під час запуску здійснює пневмостартер, що працює на пускову турбіну. Як робоче тіло пускової турбіни використовують гелій. В інших двигунах розкручування ротора ТНА під час запуску здійснює піростартер на твердому паливі, що працює на основну турбіну.
Всі рульові двигуни обладнано опорами і вузлами підведення компонентів палива до поворотних камер двигунів. При цьому камера двигуна РД8, що працює на рідкому паливі й окиснювальному генераторному газі, обладнана вузлами підведення пального і генераторного газу, камери інших двигунів — двокомпонентними вузлами підведення рідких компонентів палива. Рульові двигуни збирають на силовому кільці ступеня РН, при цьому реалізовано три типи компонувань двигунів у ступені:
камери двигунів РД851, РД852, РД855, РД856 МБР Р16, Р36, РН «Циклон» встановлено в карманах хвостових відсіків ступенів ракети, розташованих із зовнішньої сторони;
вузли й агрегати двигуна РД863 МБР УР100, включаючи камери двигуна, кріпляться на хвостовому відсіку першого ступеня всередині відсіку так, щоб забезпечити автономне, незалежне від маршового двигуна, збирання рульового двигуна;
камери двигуна РД8 установлені в карманах хвостового відсіку другого ступеня РН «Зеніт» із внутрішньої сторони відсіку, інші агрегати двигуна монтують на хвостовому відсіку із внутрішньої сторони.
Усі рульові двигуни одноразового ввімкнення, модифікований варіант двигуна РД8 дозволяє здійснювати дворазовий запуск. Двигуни, однорежимні, крім двигуна РД851, який перед вимиканням протягом 5 с працює в дроселювальному режимі для зменшення імпульсу післядії тяги.
Зупинення усіх двигунів здійснюється командою від системи керування. У модифікованому варіанті двигуна РД8 вимкнення двигуна можна проводити після витрачення палива з баків ракети, що підвищує енергетичні можливості РН. Усі рульові двигуни, крім двигуна РД8, мають у своєму складі агрегати системи наддування баків окиснювача і палива РН, що містять газогенератори наддування баків окиснювача і змішувачі для одержання газу наддування баків палива. Двигуни РД8 і РД863 обладнано системами підтримання тиску (СПТ), двигун РД8 — системою регулювання секундних витрат компонентів палива. В двигуні РД8 установлено сигналізатор тиску системи безпеки носія, який видає команду на аварійне вимикання двигуна під час зниження тиску в камері двигуна нижче заданої межі.
На збирання РН кожний двигун РД8 надходить після проведення вогневого контрольно-технологічного випробування без подальшого розбирання. Для видалення залишків палива з трактів двигуна і його агрегатів спеціалісти КБ «Південне» і ПМЗ розробили термовакуумний метод обробки двигуна після вогневих випробувань. Камери двигунів РД851, РД852, РД855, РД856 конструктивно подібні, являють собою паяно-зварні конструкції циліндричного типу з плоскою змішувальною головкою. Компоненти палива впорскуються в камеру через однокомпонентні відцентрові форсунки. Розташування форсунок змішане: у центрі — шахове, на периферії — по концентричних колах. У периферійному останньому ряді розташовано форсунки палива для організації внутрішнього охолодження корпусу камери. Корпуси камер виконано у вигляді двох оболонок — зовнішньої оболонки і внутрішньої стінки, з’єднаних гофрованими проставками за допомогою паяння. Зовнішнє охолодження камер здійснює паливо.
Турбонасосні агрегати складаються з двоступінчастої турбіни і відцентрових насосів палива й окиснювача. Упорний підшипник насоса палива і шарикопідшипник, який сприймає тільки радіальні зусилля, охолоджуються і змазуються компонентами палива, це ще було новим у ракетній техніці.
Газогенератор ТНА двигунів являє собою нероз’ємну конструкцію, основними елементами якої є змішувальна головка і камера згоряння. Усі форсунки — відцентрові, шнекові. Корпуси газогенераторів двигунів РД851, РД852 — охолоджувані, газогенераторів двигунів РД855, РД856 — неохолоджувані. Камера рульового двигуна РД863 ракети УР 100 є модифікованою камерою двигуна РД861 РН11К68 («Циклон»).
На відміну від камер згоряння двигунів РД854 і РД861, блок сопла камери двигуна РД863 являє собою паяну трубчасту конструкцію, складену з однієї секції профільованих сталевих трубок прямокутного змінного по довжині прохідного перерізу з сталою товщиною стінки (0,3 мм). У камері ефективні регенеративне і внутрішнє охолодження. Високу ефективність регенеративного охолодження досягнуто застосуванням біметалевої внутрішньої стінки (сталь + бронза) і спірального оребрення внутрішньої стінки в гідравлічному тракті. Змішувальну головку укомплектовано двокомпонентними відцентровими форсунками та антипульсаційною перегородкою.
Газогенератор ТНА двигуна РД863 являє собою паяно-зварну конструкцію, складену зі змішувальної головки з відцентровими форсунками та охолоджуваної камери згоряння. Особливістю конструкції газогенератора є застосування в ньому проточного демпфера, встановлюваного вздовж внутрішньої стінки камери згоряння для забезпечення стійкості робочого процесу щодо високочастотних коливань тиску. Тур бонасосний агрегат двигуна РД863 конструктивно подібний ТНА двигунів РД 853 і РД855.
Окиснювальний газогенератор двигуна РД8 також має високу стійкість робочого процесу та надійність. Робочий процес у газогенераторі організовано за двозонною схемою. ТНА двигуна РД8 складається з відцентрових насосів палива першого і другого ступенів, відцентрового насоса окиснювача та газової турбіни.
Розроблені КБ перші двигуни РД851 РД852 МБР Р16 та їх агрегати були настільки досконалі й надійні, що їх з мінімальною модифікацією було використано в рульових двигунах РД855 і РД856 для МБР Р36 і РН серії «Циклон». Завдяки високій науково-технічній досконалості та надійності, двигун РД8 було застосовано в різних міжнародних проектах, при цьому в ряді випадків було проведено його модернізацію.
Основний і резервний двигуни посадково-зльотного блока.
Основний двигун РД858 і резервний РД859 блока Е РН 11А52 (Н1) призначено для здійснення м’якої посадки на поверхню Місяця, й виведення місячного корабля на еліптичну орбіту штучного супутника Місяця. Двигун РД858 — автономний, однокамерний, дворежимний, дворазового вмикання з глибоким дроселюванням по тязі, з турбонасосною системою подачі самозаймистих компонентів палива, виконаний за схемою без допалювання генераторного газу.
При першому вмиканні, під час посадки на Місяць, двигун працює в основному режимі (ОР) і режимі глибокого дроселювання (ДР), за другого вмикання, під час зльоту з Місяця, тільки на основному режимі.
Робоче тіло турбіни ТНА — газ, утворений в газогенераторі під час згоряння основних компонентів палива. Розкручування ротора ТНА під час запуску здійснюють порохові стартери, які працюють на основну турбіну.
Вимикання двигуна забезпечує система керування спрацюванням нормально відкритих піроклапанів. Двигун оснащено системами регулювання тяги й підтримання співвідношення секундних витрат компонентів палива. Має датчики контролювання роботи двигуна, які здійснюють обмеження за діапазоном зміни тиску в камері згоряння на кожному з режимів роботи.
Основний двигун РД858 і резервний РД859 монтують на загальній силовій рамі, за допомогою якої блок двигунів прикріплюють до нижнього шпангоута бака. Двигун РД858 складається з камери двигуна, турбонасосного агрегату, рідинного газогенератора, блока стартерів, блока порохових акумуляторів тиску, рами кріплення двигуна до бака, агрегатів автоматики, трубопроводів. Його вузли та агрегати двигуна монтують на камері двигуна і силовій рамі блока. У середній частині сопла камери двигуна є силовий пояс, до якого приварюють раму блока двигунів.
Для підвищення жорсткості п’ятки рами з’єднано горизонтальними стержнями з головкою камери двигуна і разом з основними стержнями утворюють тверду зварну ферму. Вихлопні сопла, що відводять відпрацьовані гази після турбіни, розташовані симетрично щодо осі установки. Камера двигуна працює в двох режимах, забезпечуючи вперше в галузі дроселювання тяги у рази в штатних умовах роботи двигуна. У процесі відпрацювання працездатність камери підтверджена під час восьмиразового дроселювання тяги. Для забезпечення широкого діапазону зміни тяги камери, високої економічності і стійкості робочого процесу та надійного охолодження в ній реалізовано ряд схемних та конструктивних заходів:
застосовано змішувальну головку з двокомпонентними відцентровими форсунками, дефлектором та антипульсаційною перегородкою;
для зовнішнього регенеративного охолодження корпусу камери використовують обидва компоненти палива;
для внутрішнього охолодження середньої частини корпусу камери застосовано пояс завіси палива;
всі внутрішні стінки корпусу камери являють собою оболонки з виконаними на їхній зовнішній поверхні канавками для регенеративного охолодження, на внутрішній стінці циліндра канавки гвинтові сталої геометрії. На внутрішній стінці середньої частини вперше виконано канавки зі змінною геометрією та змінним кутом підйому гвинтової лінії. Канавки на внутрішній стінці надзвукового сопла поздовжні, змінної ширини.
Застосовано оригінальний розподільник витрати палива між змішувальною головкою і поясом завіси, що забезпечує відносне збільшення витрати пального на пояс завіси і зменшення співвідношення компонентів палива по камері під час переходу двигуна з основного режиму в режим дроселювання тяги.
Завдяки прийнятим у камері двигуна оригінальним новаторським схемним та конструктивним рішенням, створено одну з найдосконаліших у вітчизняній і світовій практиці камеру РРД із великим ступенем дроселювання тяги. Технічні досягнення, реалізовані в цій камері, стали базовими для камер під час подальших розробок.
Двигун РД859 — автономний, двокамерний, однорежимний, дворазового вимкнення з регулюванням по тязі, з турбонасосною системою подачі самозаймистих компонентів палива, виконаний за схемою без допалювання генераторного газу. Робоче тіло турбіни ТНА — газ, вироблюваний у газогенераторі під час згоряння основних компонентів палива. Розкручування ротора ТНА під час запуску здійснюють порохові стартери, які працюють на основну турбіну. Вимикання двигуна забезпечує система керування за допомогою піроклапанів. Двигун має системи регулювання тяги й підтримання співвідношення секундних витрат компонентів палива. Він складається з камери, турбонасосного агрегату, рідинного газогенератора, блока порохових акумуляторів тиску, агрегатів автоматики, трубопроводів. Осі камер двигуна розташовано паралельно осі установки і в одній площині з камерою основного двигуна. Камери двигуна монтують на силовій рамі блока. Вихлопні сопла розташовано симетрично осі установки. Камера двигуна однорежимна, з високими енергомасовими характеристиками та надійністю.
Розроблення й відпрацювання камер двигуна РД859 і РД858 проводили паралельно, тому камери ці схемно й конструктивно подібні, у них реалізовані аналогічні заходи щодо забезпечення високої економічності й стійкості робочого процесу та надійного охолодження.
У зв’язку з тим, що до камери двигуна РД859 не ставилися вимоги широкого діапазону регулювання тяги, в ній на відміну від камери двигуна РД858 відсутній розподільник витрати палива: воно надходить у змішувальну головку безпосередньо із тракту регенеративного охолодження корпусу камери.
Турбонасосний агрегат складається з двоступінчастою газової турбіни й відцентрових насосів палива та окиснювача. Подача робочого тіла від пускової камери до турбіни під час запуску здійснюється через автономний підвідний колектор і окремі сопла. Завдяки прийнятим у камерах двигунів оригінальним новаторським схемним і конструктивним рішенням створено найдосконаліші у вітчизняній і світовій практиці камери РРД.
Технічні досягнення, реалізовані в цих камерах, стали базовими для багатьох наступних камер. Зокрема, камера двигуна РД858 стала базовою під час створення камери двигуна РД868, а камеру двигуна РД859 було модифіковано для двигунів РД864, РД866, РД869, У0143, РУ802.
Двигун РД868 (17Д40) апогейного ступеня РН 11К77В призначено для створення тяги і керування апогейним ступенем по всіх каналах стабілізації. Він складається з рідинного ракетного двигуна великої тяги, автономного централізованого джерела живлення і системи малої тяги, містить у собі РРД МТ. Керування апогейним ступенем у польоті і під час роботи РРД БТ здійснюється відхиленням камери двигуна, керування за креном — РРД МТ.
Гідравлічні приводи, робочим тілом яких є паливо, що відбирають після насоса РРД БТ, хитають камеру в карданному підвісі. Система малої тяги керує по всіх каналах стабілізації під час вимкненого РРД БТ і створює перевантаження перед запуском двигуна великої тяги. Він — однокамерний, багаторазового увімкнення, з турбонасосною подачею палива, виконаний за схемою без допалювання генераторного газу.
Робоче тіло турбіни ТНА — відновлювальний газ, вироблюваний в газогенераторі. Розкручування ротора ТНА під час запуску здійснює пусковий газогенератор, що працює на основну турбіну. Агрегатами автоматики керують електропневмоклапани. Двигун має системи регулювання тяги і підтримання співвідношення секундних витрат компонентів палива. Централізоване джерело живлення забезпечує багаторазовий запуск двигуна великої тяги і живлення системи малої тяги з основних паливних баків. Централізоване джерело живлення виконано за турбонасосно-витіснювальною схемою.
Двигун складається з таких конструктивно відокремлених блоків, з’єднаних між собою паливними трубопроводами: вузла підвісу (з камерою двигуна), блока подачі палива, централізованого джерела живлення, блоків РРД малої тяги. Блоки двигуна збирають автономно і закріплюють за допомогою рам і кронштейнів до силових шпангоутів паливних баків. Блок подачі палива складається з турбонасосного агрегату з пусковим і основним газогенераторами. Систему малої тяги конструктивно виконано у вигляді чотирьох блоків РРД МТ і двох колекторів з фільтрами і змонтовано на шпангоуті РБ. Камера двигуна РД868 є модифікованою камерою двигуна РД858. Вона однорежимна, багаторазового увімкнення з великою тривалістю роботи (1600 с).
В ній застосовано низку нових схемних та конструктивних рішень:
внутрішнє охолодження корпусу камери організовано за допомогою двох різнокомпонентних поясів завіс: завіси окиснювача, розташованої поблизу змішувальної головки, і завіси пального, розташованої на початковій ділянці дозвукового сопла;
частину надзвукової регенеративно охолоджуваної ділянки сопла замінено сопловим насадком радіаційного охолодження. Камера двигуна РД868 стала найдосконалішою для свого класу у вітчизняній і світовій практиці.
Відновлювальний рідинний газогенератор являє собою нероз’ємну паяно-зварну конструкцію, основними елементами якої є змішувальна головка комірчастого типу та неохолоджуваний корпус. Усі форсунки відцентрові, тангенціальні. Пусковий відновлювальний рідинний газогенератор низького тиску призначено для газифікації частини основних паливних компонентів двигуна, необхідної для розкручування ротора турбіни ТНА у початковий період запуску двигуна. У процесі польоту газогенератор вмикається багаторазово.
Відновлювальні рідинні маловитратні газогенератори багаторазового увімкнення призначено для газифікації частини основних компонентів палива для використання як робочого тіла турбін турбонасосних агрегатів окиснювача і палива централізованого джерела живлення. Розробку двигуна розпочато у 1983 році.
Висотні маршові і багатофункціональні двигуни, розроблені для МР, МБР і РН КБ «ПІВДЕННЕ».
Через два роки після створення КБ паралельно з розробленням рульових двигунів розпочато також розробку маршового двигуна РД853 для другого ступеня ракети 8К66. З цього часу розробка висотних маршових і багатофункціональних рідинних ракетних двигунів для ракет КБ стала другою незмінною тематикою КБ-4.
Висотні маршові й багатофункціональні двигуни, розроблені в радянський період, можна поділити на три групи:
висотні маршові двигуни других ступенів МР 8К66 (Р26), 8К99 (РТ-20П), 15А15 (МР УР 100);
двигуни орбітального ступеня МР 11К67 і третього ступеня РН 11К68;
двигуни ступенів розведення МБР 15А18, 15А18М, 15Ж60, 15Ж61.
Висотні маршові двигуни других ступенів МР 8К66 (Р-26), 8К99(РТ-20П), 15А15 (МР УР 100) — двигуни РД853 (8Д722), РД857 (15Д12), РД862 (15Д169).
Маршовий двигун РД853 другого ступеня МР 8К66 — перший маршовий двигун КБ. Камеру двигуна розроблено разом з КБ енергетичного машинобудування, виготовлення й експериментальне відпрацювання камери автономно та в складі двигуна проводили КБ «Південне» і Південний машинобудівний завод.
Двигун однокамерний, дворежимний, одноразового увімкнення, з турбонасосною системою подачі самозаймистих компонентів палива, виконаний за схемою без допалювання генераторного газу. Забезпечує регулювання тяги й співвідношення витрат компонентів палива. Двигун забезпечує задану тягу й керівні зусилля по всіх каналах стабілізації. Керування польотом ступеня здійснюють поворотом рульових сопел.
Необхідну тягу рульових сопел на режимі головного ступеня забезпечують вихлопні гази ТНА і газ, вироблюваний додатковим газогенератором, що працює на основних компонентах палива. При переході двигуна з режиму головного в режим кінцевого ступеня камера двигуна і додатковий газогенератор припиняють роботу. У двигуні здійснюється відбирання у змішувач газу (після основного газогенератора) і палива (після насоса) для одержання газу наддування бака палива. Зупинення двигуна виконується з режиму кінцевого ступеня вимиканням основного газогенератора та команді від СК.
Камера двигуна — паяно-зварна конструкція, складається зі змішувальної головки й корпусу камери. Змішувальну головку укомплектовано однокомпонентними форсунками, розміщеними по концентричних колах, взаємне розташування форсунок близьке до стільникового.
Двигун РД853 був першим маршовим двигуном, розробленим КБ-4 і обладнаним системою регулювання. Вона забезпечувала компенсацію всередині рухових збурень і регулювання двигуна як виконавчого органу системи регулювання уявної швидкості (РУШ) і системи спорожнення баків.
Маршові двигуни РД857 другого ступеня МР 8К99 (РТ-20П) і РД862 другого ступеня МР 15А15 (мР УР 100) забезпечують задану тягу і керування польотом других ступенів РН по всіх каналах стабілізації. Двигун РД862 є модифікованим варіантом двигуна РД857.
Двигуни однокамерні, однорежимні, одноразового увімкнення, з турбонасосною системою подачі самозаймистих компонентів палива, уперше в практиці ракетного двигунобудування виконані за схемою з допалюванням відновлювального генераторного газу. Крім того, двигун РД862 забезпечує наддування бака окиснювача другого ступеня газом, вироблюваним у газогенераторі наддування, і бака пального — відновлювальним газом, що відбирають після турбіни ТНА.
Для керування вектором тяги каналами «тангажа» і «рискання» у двигунах РД857 і РД862 застосовано газодинамічний спосіб, заснований на вдуванні відновлювального генераторного газу в надзвукову частину сопла камери двигуна. По каналу крену встановлено реактивні сопла. Двигуни РД857 і РД862 мають системи підтримання тиску в камері згоряння і регулювання масового співвідношення компонентів палива з використанням стабілізатора його витрат.
Двигун РД857 дворежимний, тягу на кінцевому ступені створює газогенератор, що працює, з подачею окиснювача в камеру тільки через центральну форсунку.
Двигун РД862 однорежимний. Вузли та агрегати двигунів монтують на камерах двигуна. Компонування двигуна РД862 несуттєво відрізняється від компонування РД857. Відмінності пов’язані з тим, що відсутні вузли, які забезпечують роботу на кінцевому ступені, для підвищення «щільності» компонування РН двигун установлюють усередині торового бака.
Турбонасосний агрегат складається з газової турбіни й відцентрових насосів палива та окиснювача, і пускової турбіни. Як робоче тіло основної турбіни використовують відновлювальний газ, який одержують в основному газогенераторі. Розкручування ротора турбонасосного агрегата під час запуску здійснюється за допомогою пускової турбіни.
Газорозподільник системи керування вектором тяги оригінальний, не має аналогів, конструкція містить у собі два клапани газу і слідкувальний гідропідсилювач, що працює на гептилі, що відбирають за насосом ТНА.
Розроблення двигуна РД862 розпочато 1969 р., відпрацювання завершено 1972 р. Двигун виготовляли серійно. Двигуни РД857 і РД862 завдяки прийнятим оригінальним схемним та конструктивним рішенням, зокрема, схемі двигуна з допалюванням відновлювального генераторного газу і керуванню вектором тяги вдуванням генераторного газу в надзвукову частину сопла мають високі енергомасові характеристиками.
Двигуни орбітального ступеня МР 11К67 і третього ступеня РН 11К68, РД854 (8Д612) і РД861 (11Д25).
Двигун РД854 орбітального ступеня виробу 11К67 призначений для гальмування і керування по всіх каналах стабілізації орбітальної головної частини під час спуску її з орбіти. Його модифікація — двигун РД861, призначений для створення тяги і керування третім ступенем РН «Циклон-3» на активній ділянці польоту по всіх каналах стабілізації. Керування польотом здійснює система перерозподілу вихлопних газів турбіни між рульовими соплами.
Двигуни однокамерні, з турбонасосною системою подачі самозаймистих компонентів палива, виконані за схемою без допалювання генераторного газу. Двигун РД854 одноразового увімкнення, двигун РД861 — дворазового. Робоче тіло турбіни — газ, вироблюваний в газогенераторі під час згоряння основних компонентів палива. Розкручування ротора ТНА під час запусків здійснюють порохові стартери.
У двигуні РД861 для запобігання перегріву і пошкодження розташованого біля турбіни підшипника за рахунок розтікання тепла після першого вимикання двигуна турбіна охолоджується паливом.
Елементи автоматики двигуна РД854 спрацьовують від піроприводів, у двигуні РД861 — під час подачі в їх керувальні порожнини гелію після спрацювання піроклапанів. Двигун РД854 забезпечує подачу в баки окиснювача і палива, наддування, вироблюваних газів у газогенераторі і спеціальному змішувачі, відбір палива для керування автоматикою ракети. Двигуни забезпечують регулювання тяги. На них установлено систему керування вектором тяги каналами тангажа «Т», рискання «Р» і крену «Кр». Виконавчим органом кожного з каналів керування є газорозподільник із приводом, які працюють по команді системи керування.
Вперше розроблено і впроваджено в конструкцію корпусу камери двигуна
РД854, а потім і двигуна РД861 надзвуковий блок сопла трубчастої конструкції, що забезпечив значне (1011 кг) зниження маси камери. Крім того, у камерах двигунів реалізовано ряд конструктивних заходів для забезпечення високої економічності, стійкості робочого процесу та надійного охолодження.
Розробку двигуна РД854 розпочато 1962 р., відпрацювання завершено у 1967 р.; двигуна РД861 1968 р., завершено 1972 р. Обидва двигуни здано до серійного виробництва. Завдяки високим енергомасовим характеристикам двигун РД861 тривалий час використовували в РН «Циклон-3», і він став базовим у модифікованому варіанті двигуна РД861К для РН «Циклон-4» за програмою міжнародного співробітництва.
Двигуни ступенів розведення МБР 15А18, 15А18М, 15Ж60, 15Ж61 — двигуни РД864, РД869 і РД866.
Двигун РД864 ступеня розведення МБР 15А18 і його модифікація, двигун РД869 ступеня розведення МБР 15А18М, призначено для створення двох режимів тяги і керування по всіх каналах стабілізації на активній ділянці польоту ступенів. Двигуни чотирикамерні, дворежимні, одноразового увімкнення, з турбонасосною системою подачі самозаймистих компонентів палива, виконані за схемою без допалювання генераторного газу. Керування польотом ступеня здійснює система керування хитанням кожної камери двигунів в одній площині.
Одна з конструктивних особливостей двигунів полягає в тому, що під час транспортування і польоту ракети камери двигунів перебувають усередині силового відсіку та утримуються пірофіксаторами, а після відокремлення ступеня спеціальними механізмами камери виводяться у робоче положення і жорстко закріплюються пневмофіксаторами.
До двигуна РД869 ставлять низку підвищених вимог порівняно з двигуном РД864, у тому числі забезпечення вищих енергомасових характеристик, збільшення часу роботи і кількості перемикань з режиму на режим. Виконання цих вимог досягалося удосконаленням камери двигуна і не призвело до зміни схемно-конструктивних рішень, закладених у двигуні РД864.
Відповідно до вимог, які ставляться до двигуна, камера працює на двох режимах — основному і дроселювальному з багаторазовими перемиканнями з одного режиму на інший. Робота камери на двох режимах із дроселюванням тяги ~ у 2,5 рази накладає певні особливості на конструкцію і вибір основних параметрів. Під час вибору основних параметрів, схемних та конструктивних рішень у камері двигунів РД864 і РД869 використано досвід створення камер двигунів РД858 і РД859, прийнято ряд нових схемних та конструктивних рішень.
Підвищення енергомасових характеристик камери двигуна РД869 досягнуто за рахунок оптимізації параметрів зовнішнього регенеративного і внутрішнього завісного охолодження, а також зменшенням товщини стінки соплової насадки.
В результаті цих заходів зменшено масу камери двигуна на 1кг (11 %) і збільшено питомий імпульс тяги камери в порожнечі на ОР на 5,5 кгсЧс/кг і на ДР на 7 кгсЧс/кг.
Газогенератори двигунів РД864 і РД869 повністю запозичено з двигуна РД858. Конструктивне виконання ТНА аналогічне конструктивному виконанню цього агрегата в двигунах РД858 і РД859.
Завдяки оригінальним новаторським схемним та конструктивним рішенням, реалізованим у камерах двигунів РД864 і РД869, їх високій досконалості і характеристикам, ці камери стали найдосконалішими для свого класу. Двигун РД864 успішно використовували в міжнародній програмі «Дніпро».
Багатофункціональний двигун РД866 ступеня розведення МБР 15Ж60.
Особливістю його функціонування є періодичне вмикання турбонасосних агрегатів під час спорожнення відповідного живильника для заповнення його до заданого рівня. Запуск двигуна забезпечується подачею гелію в попередньо заправлені живильники. Компонування двигуна передбачає можливість хитання камери в карданному підвісі з відхиленням осі камери у двох взаємно перпендикулярних площинах на кут ±20 кут. град. На двигуні встановлено гідропривід хитання камери. Двигун установлюють в рушійному відсіку між двома сферичними баками. Камера двигуна РД866 є модифікованою камерою двигуна РД864. Вона багаторазового вмикання працює на одному режимі. Модифікація її стосувалася, насамперед, місць кріплення в зв’язку з відмінностями в установці цих камер у двигунах.
Для насосно-витіснювальної системи паливоподачі двигуна РД866 було розроблено два агрегати багаторазової дії — живильники окиснювача і палива, які дозволяли здійснювати багаторазові вмикання блока великої тяги, живлення компонентами палива двигунів малої тяги та одночасно здійснювати живлення об’ємних гідроприводів системи керування ракети каналами тангажа і рискання. Ці агрегати здійснювали автоматичне вмикання роздільних турбонасосних агрегатів окиснювача і палива. Турбонасоси здійснювали дозаправку робочих порожнин живильників компонентами палива, коли поршні живильників досягали спорожненого стану і вимикалися, коли були заправлені.
Відновлювальний газогенератор являє собою нероз’ємну паяно-зварну конструкцію, що складається з комірчастої змішувальної головки й охолоджуваного корпусу. Усі форсунки тангенціально-відцентрові.
Турбонасосний агрегат складається з відцентрових насосів окиснювача і палива, газової турбіни. Запуск ТНА здійснюється за допомогою гелію. Подача гелію до турбіни здійснюється через автономний підвідний колектор й окремі сопла.
Рушійний блок рушійної установки РУ802.
Маршовий рушійний блок рушійної установки РУ802 автономного космічного буксира РН «Дніпро-1» призначено для створення тяги на активних ділянках траєкторії космічного буксира. Він — однокамерний, двокомпонентний, багаторазового вмикання, з пневмонасосною системою подачі самозаймистих компонентів палива. У конструкції двигуна вперше застосовано принципово нову систему подачі з використанням пневмонасосного агрегату. Під час запуску рушійного блока гелій приводить у рух поршневі насоси пневмонасосного агрегата (ПНА), які подають компоненти палива в камеру згоряння двигуна.
Двигуни нової розробки
Двигун РД860 розроблено на базі рушійного блока рушійної установки РУ 802. На відміну від однорежимного рушійного блока РУ 802 тягою 450 кгс при тиску в камері 36,5 кгс/см2 двигун РД860 працює в двох режимах, створюючи тягу в основному режимі 500 кгс і в режимі дроселювання 250 кгс при тисках у камерах двигуна відповідно 41,5 кгс/см2 і 20,4 кгс/см2.
Двигун РД860 можна використовувати самостійно або як центральний двигун в складі рушійного блока РД860Ь і виконувати зі стаціонарною установкою камери двигуна або з хитанням камери в карданному підвісі. Складається з трьох блоків: центрального ДБ-2 і двох симетрично розміщених блоків ДБ-1. Як центральний блок ДБ-2 використовують двигун РД860, як блоки ДБ-1 — модифіковані двигуни УО 143 європейської РН «Вега». Двигун виконано у двох варіантах: зі стаціонарною установкою всіх камер згоряння або з хитанням камери центрального блока ДБ-2 у карданному підвісі і стаціонарною установкою камер рушійних блоків ДБ-1.
Двигун РД 805 — однокамерний, розроблений на базі камери рульового двигуна другого ступеня РН «Зеніт», виконано з турбонасосною подачею компонентів несамозаймистого палива рідкий кисень і гас за схемою з допалюванням окиснювального генераторного газу. Камеру двигуна РД805 встановлено в карданному підвісі на відміну від камери двигуна РД-8, що хитається в одній площині. Двигун багаторазового вмикання. Зупинення двигуна можна проводити після вироблення кожного з компонентів палива, що підвищує енергетичні можливості РН.
Двигун РД809М розроблено на базі відпрацьованих агрегатів чотирикамерного рульового двигуна РД8, призначений для верхніх ступенів і розгінних блоків РН. На відміну від двигуна РД8, у якому камери розміщено в карманах хвостового відсіку другого ступеня РН «Зеніт» з можливістю хитання кожної камери в одній площині, у двигуні РД809М камери компактно змонтовані на єдиній силовій рамі стаціонарно. Двигун однорежимний багаторазового вмикання, з турбонасосною системою подачі компонентів палива, виконаний за схемою з допалюванням компонентів палива. Зупинення двигуна можна проводити після вироблення будь-якого з компонентів палива.
Двигун РД809К теж розроблено на базі чотирикамерного двигуна РД8, але на відміну від нього є однокамерним. Багаторазового вмикання, з турбонасосною системою подачі компонентів палива, виконаний за схемою з допалюванням генераторного газу. Камеру двигуна встановлено в карданному підвісі. Зупинення двигуна можна проводити після вироблення будь-якого з компонентів палива.
Двигун РД840 призначений для використання в складі апогейної рушійної установки геостаціонарних космічних апаратів. Містить два електрогідроклапани і власне камеру двигуна. Основними принципами при його розробці були — використання сучасних недорогих конструкційних матеріалів. За базовий варіант камери двигуна РД840 прийнято конструкцію, складену з:
змішувальної головки з однією двокомпонентною відцентровою форсункою та організацією завісного плівкового охолодження стінки подачею частини охолоджувача у зазор між корпусом камери і спеціальним екраном. Корпус камери згоряння виконується у двох варіантах — з жароміцного ніобієвого сплаву Нб5В2МЦ із жаростійким діоксидмолібденовим покриттям, або з вуглець-вуглецевого композиційного матеріалу (ВВКМ), сопловий насадок виконаний із хромонікелевого сплаву ХН60ВТ.
У базовій комплектації двигуна орбітальної РУ передбачалися наявність пневмонасосного агрегата, який дозволяє мінімізувага відхилення настроювального значення співвідношення компонентів палива від номінального, а також зменшити тиск у баках РУ. Це дає можливість суттєво підвищити енергомасові характеристики орбітальної РУ.
Маршові двигуни першого і другого ступенів РН
Двигуни РД801 і РД810 призначено для використання на першому ступені РН, двигуни РД801В і РД835 на другому ступені РН. Двигуни однокамерні, дворежимні, одноразового вмикання, з турбонасосною системою подачі компонентів палива (гас і рідкий кисень), виконано за схемою з допалюванням окиснювального генераторного газу, двигуни дозволяють регулювання як за тягою, так і за співвідношенням компонентів палива.
До їх складу входять: насосні агрегати окиснювача і палива, регулятор витрати палива через газогенератор для регулювання тяги, дросель регулювання витрати палива в камеру двигуна для регулювання співвідношення компонентів, агрегати автоматики, пневмоблок, що містить гелій, і який забезпечує керування агрегатами автоматики і продування порожнин двигуна, ампулу з пусковим паливом, теплообмінник підігріву гелію для наддування бака окислювача, вузол хитання, що забезпечує хитання камери згоряння у двох площинах.
Маршові двигуни першого ступеня можна використовувати також у в’язці з чотирьох двигунів з хитанням кожного двигуна в одній площині для керування вектором тяги. Двигуни розробляли на базі відпрацьованих технологій під час виготовлення двигунів для РН «Зеніт».
Ракетні двигуни та установки на твердому паливі
Маршові ракетні двигуни на твердому паливі
Роботи з твердопаливних ракетних двигунів КБ «Південне» разом з кооперацією розгорнуло з 1962 р. у рамках завдань, які висунуло керівництво країни, зі створення нових стратегічних твердопаливних МБР із доведенням їх характеристик до рівня кращих світових зразків.
У 1964 р. створено перший твердопаливний двигун 15Д15 тягою 62 тс для першого ступеня МБР РТ-20П з гібридною енергетикою (другий ступінь — рідинна). Двигун був повністю відпрацьований і пройшов льотно-конструкторські випробування в складі ракети.
Подальші зусилля розробників було спрямовано на створення маршових двигунів для нових міжконтинентальних повністю твердопаливних триступінчастих ракет. Протягом 1966-1974 рр. випущено 7 проектних документів на РДТП для перших ракет легкого класу РТ-21 (15Ж41) масою 36 т і РТ-22 (15Ж43) масою 70 т, які розробляли в умовах конкурсу з Московським інститутом теплотехнікн. Роботи супроводжувалися НІР та експериментальними дослідженнями на дослідних двигунах та їх моделях. Було відпрацьовано й застосовано оптимальні варіанти твердих палив, способів їх захисту від впливів ядерного вибуху, керування вектором тяги двигунів тощо. Для першого ступеня ракети РТ-22 було розроблено маршовий двигун 15Д122 з масою заряду 40 т. Проте в зв’язку зі зміною вимог Замовника до ракет і їх оснащення кооперації було доручено перейти до повномасштабної розробки нових стратегічних твердопаливних ракет зі збільшеною до 100 т масою — РТ -23 (вони ж 15Ж44 стаціонарного базування й 15Ж52 залізничного).
Для цих ракет було створено перші штатні маршові двигуни — 15Д206 для першого і 15Д207 для другого ступенів ракет.
У процесі робіт 1973 р. створено на принципах уніфікації та увійшов у серію найбільший для того часу маршовий двигун 15Д65 масою 48 т і тягою 182,7 тс для першого ступеня балістичної ракети морського базування 3М65 розробки КБ В.П. Макєєва.
Вершиною творчої діяльності КБ «Південне» і кооперації стали маршові двигуни світового рівня для першого і другого ступенів удосконалених МБР РТ-23ПТТХ, створених у 1987 р. і які перебували на озброєнні в складі шахтного і рушійного залізничного ракетного комплексів, протягом 1987-2005 рр.
Подальший розвиток твердопаливної тематики було спрямовано на створення перспективних РДТП малогабаритних ракет:
— випущено ескізний проект ракети авіаційного базування «Кречет» із твердопаливними двигунами;
— створено і пройшов наземне відпрацювання двигун першого ступеня МБР легкого класу РТ-2ПМ («Універсал»), який створювали разом з Московським інститутом теплотехніки.
Значний досвід у створенні твердопаливних маршових двигунів, зокрема для малогабаритних ракет, набутий КБ у 60-90 рр., став базою для збереження життєдіяльності твердопаливного напряму в Україні і підтримання її авторитету у закордонних замовників.
Двигун 15Д15 для МБР РТ-20П
Рушійна установка 15Д15, створена для першого ступеня ракети РТ-20П, містила в собі сталевий рознімний корпус із високоміцної сталі, вкладний твердопаливний заряд (розробник палив зарядів — ЛНВО «Союз»), блок із чотирьох поворотних сопел маршового двигуна та установлений на його передньому днищі пороховий ракетний двигун кінцевого режиму малої тяги.
Запуск маршового двигуна проводили за допомогою піропатронів і порохового запальника. Керування польотом ракети каналами тангажа, рискання і крену здійснювали поворотом сопел (в одній площині).
Тривалий кінцевий режим малої тяги було застосовано для забезпечення розділення ступенів ракети, оскільки на той час ще не було створено твердопаливних зарядів із програмованим спадом тяги. Двигун малої тяги запускався після завершення горіння основного заряду. Його продукти згоряння надходили в основну камеру і потім витікали через основні сопла.
Ущільнення зазору між рухомою і стаціонарною частинами поворотного керівного сопла було виконано у вигляді блока з двох гумотканинних діафрагм із застосуванням для теплозахисту вольфрамової сітки і вугільної тканини.
Для запобігання прогарів розтрубів сопел через периферійний вплив теплового потоку сусідніх сопел їхні деталі виготовлено не симетричними за товщиною з використанням вуглеметалопластику, розробленого в ІПМ АН УРСР (Інститут проблем матеріалознавства). Водночас вирішення низки конструкторських проблем твердопаливних двигунів було віднесено на найближчу перспективу, зокрема розробка композиційних матеріалів для корпусів РДТП, створення міцно скріплених з корпусом зарядів, центральних керівних сопел на карданному або еластично-опорному шарнірі, розробка способів керування ракетою за креном.
Двигун 15Д122 першого ступеня для проекту ракети РТ-22
Двигун 15Д122 розробляли для першого ступеня ракети РТ-22 (15Ж43) у кооперації з НВО «Алтай» (розробник заряду твердого палива) і ЛНВО «Союз» (розробник склопластикової труби корпусу). Після припинення розробки ракети РТ-22 роботи по двигуну 15Д122 переведено у розряд експериментальних. У плані відпрацювання технічних рішень щодо конструкції двигуна і накопичення конструкторського доробку для перспективних розробок проведено на горизонтальному стенді НВО «Алтай» широкі експериментальні дослідження дослідних конструкцій, створених на базі двигуна 15Д15, і модельних установок з різними варіантами компонування сопел, керування вектором тяги двигуна, форми заряду і з різними конструкційними, теплозахисними та ерозійностійкими матеріалами.
Найважливіші результати були одержано під час експериментальних досліджень конструкції двигуна з керівним поворотним соплом, закріпленим на карданному підвісі. Було виявлено істотну осьову деформованість конструкції підвісу сопла і як наслідок зниження до неприпустимого рівня резонансної частоти системи «рульовий привід — центральне ПУС». Було зроблено висновок, що механічні підвіси центральних поворотних сопел із зосередженими опорами (карданний підвіс) неприйнятні для великогабаритних маршових РДТП через їхню неусувну низьку жорсткість. Тому на двигуні 15Д122 було обрано для керування вектором тяги метод безгазохідного вдування. Було застосовано центральне стаціонарне сопло, частково втоплене в камеру згоряння. Воно мало вісім клапанів обертального типу, попарно розташованих у площинах стабілізації, які забезпечували керування польотом ракети каналами тангажа, рискання і крену.
На перспективу було визначено, що поворотний підвіс двигуна повинен мати рівномірний коловий розподіл осьового навантаження, і згодом було створено відповідну конструкцію центрального поворотного сопла з еластичним опорним шарніром, яка знайшла застосування на маршовому РДТП ракети 15Ж60.
На двигуні було відпрацьовано такі прогресивні рішення:
корпус у вигляді склопластикової циліндричної частини (труба поздовжньо-поперечного намотування — діаметром понад 2 м);
моноблоковий міцно скріплений з корпусом заряд з палива на основі бутилового каучуку масою ~ 40 тонн;
центральний односопловий блок із системою керування вектором тяги на основі безгазохідного вдування гарячого камерного газу в утоплену надзвукову частину сопла;
заряд зіркоподібної форми з програмованою ділянкою спаду тяги.
Експерименти на двигуні 15Д122 і дослідних конструкціях заклали передумови для створення наступного покоління маршових РДТП, хоч корпус двигуна і клапанна група обертального типу системи вдування не стали повними прототипами для майбутніх розробок — корпуси великогабаритних маршових РУ 3Д65 і 15Д206 виготовляли за технологією суцільного намотування (типу «кокон»), а клапани вдування були штокового типу.
Двигун 3Д65 для МБР 3М65 морського базування
У 1973 році після припинення робіт по комплексу РТ-22 КБ «Південне» було доручено розробку маршового двигуна 3Д65 для першого ступеня ракети 3М65, яку розташовано в шахті підводного човна, і який стартує як з надводного, так і з підводного положення. Розробником корпусу двигуна було визначено КТБ (м. Хотьково Московської області; пізніше ЦНДІСМ), а заряду твердого палива — НВО «Алтай».
Велике значення для успішного створення РДТП 3Д65 мав досвід експериментального відпрацювання двигуна 15Д122, зокрема щодо застосування високоенергетичних сумішевих твердих палив на основі бутилового каучуку із зарядами зіркоподібної форми з програмованою ділянкою зміни тяги наприкінці роботи двигуна, напрацювання на вибір центрального стаціонарного сопла, типу органів керування і т. ін. Для вдосконалення конструкції двигуна 3Д65 вирішено застосувати суцільно намотані корпуси типу «кокон» замість корпусів із пластикової труби поздовжньо-поперечного намотування з металевими днищами. Щоб реалізувати це у 70-х роках створено вітчизняні намотувальні верстати з програмним керуванням. Силову оболонку корпусу спочатку виготовляли з скловолокна, а потім з високоміцного органоволокна.
На двигуні 3Д65 було прийнято втоплене в корпус центральне стаціонарне сопло із системою керування вектором тяги шляхом регульованого безгазохідного вдування гарячого камерного газу в надзвукову частину сопла через вісім клапанів штокового типу, що забезпечувало керування польотом ракети по трьох каналах. Вибір такого типу органів керування зумовлювався такими міркуваннями:
відсутністю на той час реальної конструкції поворотного керівного сопла з рівномірним коловим розподілом навантаження на опорний вузол;
неможливістю компонування у хвостовому відсіку автономного порохового ракетного двигуна для керування каналом «крену» через жорсткі габаритні обмеження;
складним і швидкоплинним характером руху ракети 3М65 на початковій підводній і надводній ділянках траєкторії, що вимагало застосування органів керування вектором тяги з високими динамічними характеристиками.
У рушійній установці 3Д65 було використано конструкторські рішення, зумовлені специфікою її застосування в складі ракети морського базування, а саме:
передстартове наддування повітрям внутрішньої порожнини двигуна і міжступінчастих відсіків для компенсації діючих на них зовнішніх гідродинамічних навантажень під час мінометного старту ракети з підводного положення;
застосування пластикової соплової заглушки, що руйнується, це забезпечувало надійне закриття люка шахтної пускової установки після старту ракети;
повна герметизація рушійної установки для запобігання потрапляння в неї морської води.
Після відпрацювання двигуна 3Д65 проведено 96 випробувань, у тому числі 61 вогневе стендове випробування в Павлограді і 35 спільних льотних випробувань у складі ракети 3М65.
Відпрацювання процесів підводного старту ракети 3М65 проведено шляхом кидкових випробувань на підводному стенді макета ракети, обладнаного імітатором 3Д65Б маршового двигуна який по суті був справжнім двигуном на твердому паливі, що забезпечував штатні витратно-тягові характеристики на початковій ділянці роботи, оснащувався штатним сопловим блоком, але мав заряд за масою ~ 0,14 маси заряду РДТП 3Д65. У конструкції імітатора 3Д65Б застосовано металевий корпус, запозичений з дослідного двигуна ОК5-349, штатний сопловий блок двигуна 3Д65 і міцно скріплений з корпусом заряд зі штатного твердого палива, що мав витратно-тягові характеристики початкової ділянки роботи, ідентичні двигуну 3Д65. Двигун 3Д65Б пройшов наземні вогневі стендові і кидкові випробування в складі макета ракети 3М65 з підводного стенда. Під час кидкових випробувань виконували передстартове наддування внутрішньої порожнини двигуна 3Д65Б за штатною схемою.
Маршові двигуни ракет РТ-23 і РТ-23 ПТТХ
У середині 70-х років КБ «Південне» створило твердопаливні двигуни 15Д206 і 15Д207 для першого і другого ступенів дослідних МБР РТ-23 шахтного (ракета 15Ж44) і рухомого залізничного (ракета 15Ж52) варіантів базування. Після переходу робіт КБ до етапу розроблення штатних ракет з поліпшеними тактико-технічними характеристиками РТ-23 ПТТХ було створено модернізовані варіанти двигунів — двигуни 15Д289 і 15Д290 для ракети рухомого залізничного базування (15Ж61) та 15Д305 і 15Д339 для стійких до ядерного вибуху ракет шахтного базування (15Ж60).
Маршові двигуни для перших ступенів ракет
Двигун 15Д206 тягою 212,45 тс спроектовано практично як повний аналог двигуна 3Д65, створеного для першого ступеня морської ракети. Зміни полягали у підвищенні рівня витратно-тягових характеристик, збільшенні діаметра критичного перерізу і величини тиску в камері згоряння.
Завдяки досягнутій стабілізації виробничих процесів уперше на основі результатів робіт, проведених з ЦНДІмаш, знижено коефіцієнт безпеки під час розрахунків міцності на внутрішній тиск від 1,3 до 1,2, що дозволило поліпшити масові характеристики РДТП. У період 1979-1989 років проведено 79 випробувань двигуна 15Д206, з них 48 вогневих стендових і 31 спільне льотне випробування.
На знову розроблюваному двигуні 15Д289 для першого ступеня ракети 15Ж61 було підвищено витратно-тягові характеристики за рахунок зміни форми заряду. Проте під час стендових і льотних випробувань було виявлено незадовільну роботу нового двигуна з руйнуванням заднього днища. Для встановлення причин аварійного результату випробувань були потрібні додаткові дослідження протягом часу, що перевищував строки, встановлені для відпрацювання ракети 15Ж61. Тому на ракеті використали раніше відпрацьований двигун 15Д206.
Основні зусилля щодо маршових РДТП ракети 15Ж60 зосереджувалися на розробленні двигуна першого ступеня 15Д305 тягою 283,46 тс. На ньому застосовано паливо з підвищеними енергетичними характеристиками на основі октогену (розробник НВО «Алтай») під час збереження форми заряду з каналом удосконаленої зіркоподібної форми, міцно скріпленого з органоп- ластиковим корпусом типу «кокон», і центральне поворотне сопло на еластичному опорному шарнірі. Також форсовано витратно-тягові характеристики за рахунок істотного збільшення внутрішньокамерного тиску до величини порядку 100 кг/см2.У складі рушійної установки уперше застосовано корпус, створений КБ «Південне».
Використання на 15Д305 центрального поворотного керівного сопла на еластичному опорному шарнірі задовольняло підвищені вимоги до величини керівних зусиль, необхідних для відбивання дії на ракету в польоті ударної хвилі ядерного вибуху — не менше 10 % осьової тяги.
ЕОШ являє собою пакет зі сферичних шарів, що чергуються, еластомера (низькомодульної гуми) і сталевих армувальних тарелей, склеєних між собою, і двох приєднувальних фланців. Для виготовлення вкладиша критичного перерізу сопла спочатку було застосовано існуючий пластинчастий вуглець-вуглецевий композиційний матеріал УПА-3, який не забезпечив його надійну роботу. В результаті було створено й успішно застосовано ерозійно-стійкий вуглець-вуглецевий матеріал об’ємного плетіння (КІМФ-МБ).
Відпрацювання двигуна проведено у процесі 35 вогневих стендових випробувань і 16 спільних льотних випробувань у складі ракети 15Ж60. Ефективний, найпотужніший у вітчизняному твердопаливному ракетобудуванні двигун 15Д305 став значним досягненням КБ «Південне» і кооперації, який забезпечив успішну розробку МБР 15Ж60.
Маршові двигуни для других ступенів ракет
На розроблення конструкції двигунів других ступенів ракет РТ-23 і РТ- 23 ПТТХ суттєво вплинули обраний для ракет спосіб керування польотом на ділянках роботи другого і третього ступенів шляхом відхилення головного відсіку та обмеження на габарити ракет у пусковій установці. Маршові двигуни було виконано зі стаціонарним соплом без органів керування з розсувним насадком. Першим створено двигун 15Д207 для ракет 15Ж44 і 15Ж52. Розробником палива, заряду й пластикового корпусу двигуна було НВО «Союз». Чимало ключових технічних рішень прийнято за аналогією із двигуном 3Д65 морської ракети — органопластиковий корпус типу «кокон», міцно скріплений з корпусом заряд твердого палива, ефективні теплозахисні й ерозійностійкі матеріали.
Новизна конструкції двигуна 15Д207 полягала, зокрема, у використанні вуглець-вуглецевого композиційного матеріалу марки УПА для вкладиша критичного перерізу. Іншою була і рецептура сумішевого твердого палива з октогеном, що забезпечували підвищення енергетичних характеристик двигуна. Прийнята форма заряду твердого палива типу «парасолька» (рівний циліндроконічний канал з похилим кільцевим проточуванням) забезпечила високий коефіцієнт об’ємного заповнення камери згоряння паливом і прийнятні тягові характеристики двигуна.
У процесі розроблення рушійної установки 15Д207 проаналізовано дві можливі схеми розкладення. Був застосований «холодний» спосіб розкладення сопла за допомогою спеціальних газогідравлічних пристроїв, оскільки під час «гарячої» схеми не забезпечувалася стабільність зовнішніх сил, діючих на насадок під час його висування.
Всього з двигуном 15Д207 проведено 51 випробування (31 вогневе стендове й 17 льотних у складі ракети).
У 1983 р. ухвалене рішення про припинення робіт по ракетам 15Ж44 і 15Ж52 і про перехід до створення МБР 15Ж61 рухомого базування у складі бойового залізничного комплексу і МБР 15Ж60 стаціонарного базування з поліпшеними тактико-технічними характеристиками і підвищеним рівнем стійкості до уражальних чинників ядерного вибуху шахтного базування.
Для ракети 15Ж61 створено двигун 15Д290 з використанням основних технічних рішень по двигуну 15Д207 (форма заряду, схема корпусу і соплового блока). Істотною відмінністю було застосування на двигуні 15Д290 нового високоенергетичного сумішевого твердого палива «Старт» на основі окиснювача АДНА (амонійна сіль дінітроазотної кислоти) розробки ЛНВО «Союз», яке дало збільшення питомого імпульсу РДТП на 3-4 %. Проведено 28 випробувань двигуна — 14 стендових і 14 льотних у складі ракети 15Ж61.
Маршовий РДТП 15Д339 ракети шахтного базування конструктивно аналогічний двигуну 15Д290. На відміну від двигуна 15Д290 двигун 15Д339 мав захист від впливів пилових утворень наземного ядерного вибуху і випромінювань висотного ядерного вибуху у вигляді багатофункціонального покриття на основі двоскладного матеріалу (ТТП-БС і ЕПТ), яке створило КБП на основі результатів досліджень, виконаних ЦНДІмаш і ЦНДІМВ.
Телескопічний насадок сопла двигуна 15Д339 мав підвищену ерозійну стійкість за рахунок застосування вуглець-вуглецевого композиційного матеріалу марки КУП-ВМ-ПУ спільної розробки КБ «Південне», НДІграфіт і ДНДІТМ.
Відпрацювання двигунів других ступенів було успішно проведено в процесі 72 вогневих і 44 льотних випробувань загалом. З 1988 р. розпочато серійне виготовлення маршових двигунів I і II ступенів ракет 15Ж61 і 15Ж60.
Маршовий двигун 15Д365 для першого ступеня ракети РТ-2ПМ2
У 80-ті рр. КБ разом з Московським інститутом теплотехніки (МІТ) здійснювало розроблення універсальної міжконтинентальної балістичної твердопаливної ракети РТ-2ПМ2. У рамках робіт КБ «Південне» у кооперації з ЛНВО «Союз» створило у 1989 році твердопаливний двигун 15Д365 для її першого ступеня. (Маршові двигуни верхніх ступенів розробляли у МІТ).
Його було виконано з органопластиковим корпусом типу «кокон», міцно скріпленим із зарядом твердого палива на основі октогену і поворотним керівним соплом на еластичному опорному шарнірі для керування каналами тангажа і рискання. Твердопаливний заряд мав форму моноблока з циліндроконічним каналом і 10 щілинами в районі переднього днища. Конструкцію двигуна було створено стійкою до впливу уражальних чинників ядерного вибуху і чинників, заснованих на нових фізичних принципах.
Результати діяльності КБ «Південне» в галузі твердопаливного ракетобудування характеризують такі досягнення у нарощуванні характеристик створених маршових ракетних двигунів порівняно з першими розробками:
запас палива збільшено ~ у три рази; секундну витрату підвищено ~ у чотири рази;
внутрішньокамерний тиск зріс у 2-3 рази;
коефіцієнт енергомасової досконалості збільшено у 1,2-1,3 рази (незважаючи на підвищення камерного тиску);
питомий імпульс тяги підвищено на ~ 10 %.
Рушійні установки на твердому паливі для розділюваних головних частин
Перші ракетні двигуни для розділюваних головних частин КБ створило до десятиблокових РГЧ МБР Р-36М і МР УР100. Двигуни забезпечували керований політ і просторове маневрування РГЧ протягом 150-300 с для побудови бойових порядків на траєкторіях.
Для перших двигунів було обрано тверде ракетне паливо і штовхальна схема роботи. Корпуси їх були виготовлялися з високоміцної сталі СП-28, а їх теплозахисні покриття — з еластичної гуми РД-18 і рідинної заливної композиції типу РФТЕ-А. Було застосовано заряди з низькотемпературного сумішевого твердого палива у формі моноблоків торцевого горіння (розробник НВО «Алтай»), які забезпечували необхідні тривалість роботи і витратно-тягові характеристики двигунів. Було вирішено принципово нові питання скріплення зарядів з корпусом з урахуванням підвищення швидкості горіння палива в зоні, що прилягає до корпусу.
Збереження працездатності заряду у всьому діапазоні експлуатаційних умов було забезпечено застосуванням поздовжніх і кільцевих розкріплювальних манжет. Проблему забезпечення необхідних витратно-тягових характеристик з урахуванням підвищеної швидкості горіння палива на межі «заряд-корпус» було вирішено введенням конічної поверхні на торці заряду. Керування вектором тяги двигуна забезпечувалося системою з чотирьох маломоментних обертальних сопел з кутом повороту до ±700 і їх малогабаритних приводів. Ущільнення зони газового тракту сопел сформовано з тугоплавких матеріалів. Вибір оптимальних характеристик двигунів розведення забезпечував результатами спеціальних експериментів проведених на моделях РДТП із дренувальними соплами за такими напрямами:
аналіз взаємодії елементів системи «корпус — торцевий заряд»;
забезпечення стабілізації процесу займання торцевого заряду під час виходу його на режим роботи;
оцінка реального рівня енергетичних характеристик рушійних установок із зарядами з низькотемпературних твердих палив.
Двигуни 15Д171 і 15Д171-02 за своїми характеристиками і конструктивними особливостями аналогічні. Єдиною відмінністю було використання у двигуні 15Д171-02 змінних вкладишів критичного перерізу, які підбирали для кожного зразка залежно від швидкості горіння палива. Це забезпечило зменшення розкидів тяги і втрат на керування бойовою частиною.
Було також пророблено разом із ЛНВО «Союз» варіант двигуна 15Д171-01 із вкладним зарядом з низькотемпературного палива ЛТС-2КФ. За своїми характеристиками він був аналогом РДТП 15Д171 і відрізнявся від нього тільки наявністю вузлів для кріплення вкладного заряду. Проведено 14 вогневих стендових випробувань двигуна 15Д171-01, за результатами яких його було допущено до льотних випробувань. Проте оскільки КБ змогло відпрацювати до початку льотних випробувань перспективніший варіант двигуна із міцно скріпленим зарядом, роботи з двигуна 15Д171-01 було припинено.
Основні характеристики двигунів РГЧ підтверджено результатами вогневих стендових і льотних випробувань, проведених відповідно у таких обсягах: двигун 15Д171 — 100 і 25; двигун 15Д171-02 — 30 і 20; двигун 15Д161 — 108 і 40; двигун 15Д221 — 83 і 4.
Двигуни розведення 15Д171, 15Д171- 02, 15Д161, 15Д221 перебували в експлуатації в складі ракет у період часу 1975-1994 рр.
Малогабаритні двигуни на твердому паливі, порохові акумулятори тиску і піротехнічні пристрої
Створення стратегічних ракетних комплексів вимагало поряд з маршовими великогабаритними РДТП використання значної кількості малогабаритних твердопаливних двигунів різного призначення, порохових акумуляторів тиску (ПАТ), численних піротехнічних пристроїв.
З вдосконаленням й ускладненням конструкції ракет, потреба у малогабаритних РДТП різного застосування постійно зростала. Крім двигунів розділення ступенів для нових ракет 15А14, 15А15 та інших виникла необхідність у порохових акумуляторах тиску для мінометного старту, РДТП для викиду і розгону хибних цілей, відокремлення й відведення обтічника та стартового піддона, закручення бойових блоків, а також у різних піротехнічних пристроях. Для вирішення цих завдань було розроблено і здано до серійного виробництва понад 80 найменувань різних малогабаритних РДТП і ПАТ.
Особливе значення серед розробок мали порохові акумулятори тиску, створення яких дозволило реалізувати принципово нове рішення — мінометний старт важких рідинних і твердопаливних ракет. Складність створення ПАТ для мінометного старту полягала в одержанні витратної характеристики значної прогресивності, що вимагало, насамперед, впровадження нових конструкторських і технологічних рішень як заряду твердого палива, так і корпусу ПАТ.
Високопрогресивна витратна характеристика забезпечувалася новою формою заряду, який являв собою циліндричний броньований багатоканальний моноблок із сумішевого палива. В процесі горіння такого заряду реалізовано високий рівень максимального робочого тиску до 400 кг/см2, що вимагало застосування для корпусу ПАТ високоміцної сталі СП = 28 і розробки технології його виготовлення.
У тісному співробітництві конструкторського бюро «Південне» із суміжними організаціями — ЛНВО «Союз», ДФ НДІТМ, а також з постійними партнерами Південмашем і Павлоградським механічним заводом вдалося вирішити всі конструкторські й технологічні проблеми, які виникли. Було створено сім’ю ПАТів, з шести типорозмірів, що характеризуються широким діапазоном параметрів.
Крім стартових ПАТ для ракет 15Ж60 та 15Ж61 були розроблені ПАТ для мінометного розділення ступенів 15Д213, 15Д243 і для наддування наконечника обтічника головної частини — ПАТ 15Д307. Для двигунів «викиду» спеціалісти КБ разом з НВО «Алтай» розробили оригінальні форми зарядів, здатних працювати в умовах великих перевантажень (до 150 §) і давати дозований імпульс тяги протягом мінімального часу (не більше 0,17 с) з розкидом не більше 1 %. Звичайні багатошахові заряди з баліститного палива наприкінці горіння шашки руйнувалися нестабільно, тому було запропоновано і реалізовано конструкцію шашки зі спеціальним тримальним каркасом з негорючої пластмаси, що дозволило виконати вимоги, поставлені до двигунів «викиду».
Сім’я двигунів «викиду» складалася з 25 одиниць. Двигуни виконано за однією конструктивною схемою, мали одне посадкове місце і за діаметром об’єднувались в чотири групи. Усі запалювалися з боку сопла. Сім’я двигунів шляхом зміни співвідношення інертних і паливних шашок могла забезпечити практично будь-яке значення імпульсу тяги в межах 5-300 кгс-с під час розкидів 1-2 %
Для двигунів «розгону» важкої хибної цілі також було розроблено спеціальну конструкцію заряду, яка забезпечувала зростання тяги в процесі роботи втричі.
Оригінальні конструкції двигунів у вигляді сегнерового колеса створено для закручення бойових блоків. До них ставили особливо жорсткі вимоги щодо маси (оскільки вони входили до складу корисного навантаження), різнотяговості і різночасності спрацювання сопел. Завдяки застосуванню легких і високоміцних алюмінієвих сплавів, захищених у теплонапружених місцях негорючими пластмасовими вставками, а також вдало обраній газодинамічній схемі витікання продуктів згоряння, вдалося створити сім’ю РДТП «закручення», що відповідають усім поставленим вимогам і значною мірою забезпечили високу точність наведення бойових блоків на ціль.
Крім зазначених виробів, створено низку малогабаритних РДТП різного призначення, зокрема для відокремлення й відведення елементів ракет (стартовий піддон, обтічник головної частини), двигуни гальмування ступенів, заклону ракети під час старту, а також ПАТ для наддування наконечника обтічника головної частини і подачі газу в гідроциліндри, що розсовують сопла маршових РУ і т. ін. Характерним представником цього класу є двигун 15Д271, виготовлений з високоміцного титанового сплаву для відокремлення обтічника, який мав косозрізане сопло.
Особливо необхідно зазначити двигун відокремлення й відведення обтічника головної частини ракети 15А18М, який мав оригінальну, нетрадиційну двокамерну конструкцію з 5 соплами і створював тягу, спрямовану послідовно у двох взаємно перпендикулярних напрямках — уздовж і впоперек ракети.
Крім малогабаритних РДТП, ПАТ і газогенераторів організовано й забезпечено створення на спеціалізованих підприємствах цілої сім’ї нових високотехнологічних і безвідмовних піротехнічних пристроїв — мініатюрних піропатронів із затримкою запалення, а також піропатронів, обладнаних одноразовим і багаторазовим ступенями запобігання. Необхідно також відзначити впровадження в конструкціях ракет КБ «Південне» принципового нового типу піротехнічних пристроїв, детонувальних подовжених зарядів. їхнє застосування для розділення ступенів і різних вузлів ракет дозволило значно поліпшити їхні характеристики та надійність.
Джерело: Історія ракетно-космічної науки і техніки України / ДУ «Інститут дослідж. наук.-техн. потенціалу та історії науки ім. Г.М. Доброва НАН України». – К.: Фенікс, 2021. – 456 с. Відповідальний редактор — В.П.Горбулін, академік НАН України, перший віце-президент НАН України.
Материал статьи с существенным смещением от реального процесса двигателестроения.