Материал: Основы проектирования РН Куренков

В случае отсутствия подходящих двигателей может возникнуть необходимость в создании новых РД. Статистические данные в этом случае могут быть использованы для формулировки требований (ТЗ) для разработки РД с требуемыми характеристиками.

На рис. 4.3 представлены фотографии кислородно-керосиновых ракетных двигателей РД-108 (слева) разработки НПО «Энергомаш» им. академика В.П.Глушко и НК-33 (справа) разработки и производства «СНТК им. Н.Д.Кузнецова» (ныне ОАО «Кузнецов»), г. Самара.

Рис. 4.3 Ракетные двигатели РД 108 и НК-33

Двигатель РД-108 используются в составе РН типа «Союз». Серийное производство осуществляется в ОАО «Кузнецов», г. Самара. Двигатель НК-33 создавался в начале 70-х годах прошлого века для лунной ракеты-носителя Н-1. В настоящее время используется для РН «Антарес» (США) и РН «Союз-2-1в» (Россия).

На рис. 4.4 представлены фотографии кислородно-керосиновых ракетных двигателей РД-170 (слева) и РД 120 (справа) разработки НПО «Энергомаш». Эти двигатели используются в составе РН типа «Зенит» на ракетных блоках первой и второй ступенях соответственно.

86

Рис. 4.4. Ракетные двигатели РД-170 и РД-120

На рис. 4.5 представлены фотографии кислородно-керосиновых ракетных двигателей РД-180 (слева) и РД-191 (справа) разработки НПО «Энергомаш». Эти двигатели разработаны на основе РД-170 и представляют собой как бы разбивку этого двигателя соответственно на две и четыре части с изменёнными турбонасосными агрегатами. Двигатель РД-180 используется в РН «Атлас-5» (США), а РД-191 на РН «Naro» (Южная Корея) и РН «Ангара» (Россия). РД-180 также предполагалось использовать на РБ первой ступени РН «Русь-М».

На рис. 4.6 представлены фотографии кислородно-водородных ракетных двигателей РД-0120 и РД-0146 разработки и производства КБ «Химавтоматики», г. Воронеж. Двигатель РД-0120 использовался на центральном блоке РН «Энергия», а двигатель РД-0146 предполагалось использовать на ракетном блоке второй ступени РН «Русь-М».

Заметим, что Двигатель РД-0146 имеет дополнительную сопловую насадку, которая на начальном этапе полёта находится в сложенном состоянии, а после отделения нижнего РБ она выдвигается. Этим достигается некоторое уменьшение длины ракеты.

87

Рис. 10.5. Ракетные двигатели РД-180 и РД-191

Рис. 10.6. Ракетные двигатели РД-0120 и РД-0146

88

4.3. Статистические данные по твёрдотопливным ускорителям

К основным преимуществам твёрдотопливных РД можно отнести их простоту по сравнению с ЖРД и относительно низкую стоимость (при отработанной технологии производства). Основные недостатки РДТТ заключаются в нестабильности силы тяги двигателей и трудности её регулирования в полёте.

В табл. 4.6 представлены некоторые данные по твёрдотопливным ускорителям ракеты «Тополь». Эти данные можно использовать при создании новых или модернизации существующих РН.

Таблица 4.6. Характеристики твёрдотопливных ускорителей [90]

В качестве последней ступени РН твёрдотопливные ускорители, как правило, не используют, а все накопившиеся отклонения от номинальных параметров вывода ПН компенсируются жидкостным ракетным блоком (или разгонным блоком). В качестве примера в табл. 4.7 представлены данные по твёрдотопливным ускорителям РН «Вега» (ускоритель четвёртой ступени – жидкостный).

Таблица 4.7. Характеристики твёрдотопливных ускорителей РН «Вега»

В табл. 4.8 представлены статистические данные и расчётные значения некоторых характеристик твёрдотопливных ускорителей. Эти ускорители использовались или используются в ракетах различного класса. Данные собраны из различных источников, в частности из [38, 39, 77].

89

90

Таблица 4.8. Статистические и расчётные характеристики твёрдотопливных ускорителей РН